F-16C Block50全機各分系統簡介
F-16的外形很有自己的特點。包含了典型的第三代戰鬥機特徵，也形成了自己的特色。以下我們以第50批次的F-16C為例簡要介紹全機的各項分系統。
F-16C是一種單發動機，單座，多用途戰術戰鬥機，包含完善的空對空和空對地功能。機體最顯著的特徵是一個大尺寸氣泡座艙，前機身邊條，機腹進氣，採用中等後掠角中等展弦比梯形翼，適中的根梢比，垂尾被尾撐墊起，翼身融合。前緣襟翼由計算機自動控制，可在大範圍內改善性能。襟副翼位於機翼後緣，兼顧襟翼和副翼的功能。水平尾翼有很小的下反角，通過聯動和差動提供俯仰和橫滾控制。垂直尾翼和腹鰭一起提供航向穩定性。所有的控制面都是由兩套互相獨立的液壓系統驅動的。這兩套系統受電傳飛控控制。
綜合火控系統包括一臺具備搜索跟蹤功能的脈衝多普勒火控雷達，兩臺可顯示導航、武器、雷達和其他信息的多功能顯示屏，以及一個抬頭顯示器。一個掛載管理系統可向選中的多空能顯示屏提供飛機所攜帶的物資（武器，干擾彈等），控制和投放信息。基本武裝包含一門20毫米口徑固定機炮和翼尖的兩枚導彈。附加掛載可由翼下和機身中線掛點攜帶。
座艙
該機使用常規座艙佈局，除了座椅向後傾斜30度，操縱桿在座椅側面。
發動機
飛機使用一臺F110-GE129發動機。海平面臺架推力約13.2噸。
燃油系統
全部燃油系統被分為7個功能子類：油箱系統，燃料轉移系統，油箱通風和加壓系統，剩餘油量傳感系統，油箱爆炸抑制系統和加油系統。
環境控制系統
環境控制系統包含空調系統和加壓系統，可提供可控的溫度和壓強，便於座艙加熱、座艙製冷、通風、座艙蓋除霜、座艙密封、抗荷服加壓、油箱加壓、和電子系統制冷。這些功能均可用座艙控制面板的開關控制。
電氣系統
電氣系統包括一個主交流電源系統，一個備份交流電源系統，一個緊急交流電源系統，一個直流電源系統，一個飛行控制電源系統，和一個外接交流電源的接口。
液壓系統
兩套液壓系統（系統A和系統B）使用3000psi壓強的液壓油。兩套系統由兩套互相獨立的發動機驅動的油泵提供動力。每套系統有一個自己的液壓油油池。每個油池由各自的液壓系統加壓保證油泵正壓。液壓系統的冷卻由一套同樣是液壓的油-液熱交換器提供。該熱交換器位於油池上游。
應急動力單元
應急動力單元是一套獨立於其他子系統之外的，同時給液壓系統A和電氣系統提供動力的系統。應急動力單元在主發電機和備份發電機都失效時，或者兩套系統油壓降到1000psi以下時自動啟動。如果手動操作，該系統可無視故障類型強行啟動。
起落架系統
起落架系統主要由液壓系統B操縱。前起落架由液壓驅動動作桶實現收放。主起落架由液壓驅動收起，但是由重力和氣動載荷協助放下。所有起落架艙門都是液壓動作的。收起時由電氣裝置決定次序，而放下時由機械裝置決定次序。如果液壓系統B失效，起落架可由壓縮空氣放下。
前起落架轉向系統
前起落架的轉向是由電力控制（直流集線器），由液壓系統B驅動的。轉向信號由方向舵腳蹬提供。如果方向舵腳蹬位置異常，前起落架自動轉向方向舵位置。前輪轉向被限幅在左右32度，但是地面轉彎半徑可以通過內置的剎車來進一步縮小。當前輪支柱處於伸展位置時，轉向系統自動切斷。如果起落架放下次序出現異常，或者起落架燈不亮，轉向系統可能不會工作。
輪剎系統
每個主起落架裝有一個液壓驅動的多盤剎車系統。兩個輪剎系統由常規腳踩踏板提供剎車指令。剎車力隨著踏板被踩下去的幅度的增加而緩慢增加。此外還有一套額外提供的停機剎車系統。一套防側滑系統在爆胎時介入，且只能由腳踩踏板控制。
空氣剎車系統
空氣剎車系統包含兩個位於發動機尾噴口兩側，靠近機身的一對蚌殼式可開閉控制面，由液壓系統A驅動。起落架收起時空氣剎車會張開60度。起落架放下時空氣剎車張開幅度被限制在43度以免下表面在著陸過程中接觸跑道。該限制可通過手動按住座艙面板的空氣剎車開關來強行越過。如果前起落架支柱伸出，空氣剎車可在不手動強行越過限制的情況下張開到60度。
攔阻系統
攔阻鉤由電氣系統給出控制指令，由壓縮空氣驅動。壓縮空氣由起落架/攔阻鉤緊急壓縮空氣氣瓶提供。氣壓足夠強大，可以同時放下起落架和攔阻鉤。一旦攔阻鉤放下，壓縮空氣使攔阻鉤和跑道表面保持接觸。如果需要收起，攔阻鉤可被升到一個足夠的高度防止被攔阻索勾到。攔阻鉤是一個半彈簧結構，可在勾住攔阻索的情況下讓飛機在地面滑行。一旦放下，攔阻鉤必須手動恢復到初始位置。
襟翼系統
整個襟翼系統包含前緣襟翼和後緣襟翼。前緣襟翼覆蓋全部翼展。偏轉角度是馬赫數、攻角和高度的函數。座艙的前緣襟翼控制面板如果調整為自動模式，那麼其通常來講其偏轉就是自動的。除非兩個主起落架都感受到了載荷，或者發動機處於怠速狀態且滑跑速度高於60節，或者飛行控制系統處於備用增益模式。後緣襟翼（襟副翼）最大可向下偏轉20度，向上偏轉23度。如果當成襟翼來用，偏轉角度向下；如果當成副翼來用，偏轉角度可上可下。後緣襟翼是否放下取決於起落架控制桿位置和襟翼切換開關的狀態。如果起落架控制桿放到“向下”位置，或者襟翼狀態切換開關打開，後緣襟翼都會放下。在240節以下的任何速度，後緣襟翼都會下偏20度。下偏角度隨著速度增加而減小，直到370節完全收起。
飛行控制系統
飛行控制系統是一個由計算機控制，四餘度的線傳系統。該系統使用液壓調整控制面的位置。電信號由控制桿，方向舵踏板和手動配平面板產生。冗餘備份由電子支路，液壓系統和電源共同提供。一個飛行控制面板提供控制信息和故障情況。
攻角-過載限制系統
F-16C的攻角上限並不是馬赫數的函數，而是過載的分段線性函數。在9G機動時為15度，在7G機動時為20.6度，在1G平飛時為25度。注意這雖然是飛行控制系統設置的上限，但由於飛機自身的靜不穩定特性，如果飛行員猛烈拉桿，控制機制依然不能保證攻角上限不被突破。此時手動俯仰超控電門可以介入控制。
手動俯仰超控電門
平時此裝置以彈簧固定在“通常”位置，但可以手動拉到“超控”位置。如果飛機因為猛烈拉桿等原因攻角達到了29度以上，啟動超控模式，飛行控制系統解除對攻角和過載的限制。雖然理論上可以獲得某些性能的提升（如瞬時盤旋角速度峰值），但由於這是非正常操縱模式並且有一定危險性，飛行員操作手冊並不討論這一狀態下的性能。
自動導航系統
自動導航系統可以提供機身縱軸（橫滾軸）的姿態保持和航向選擇功能，也可提供俯仰軸的姿態保持和高度保持功能。這些功能在多功能控制面板上由兩個開關控制。手動配平和方向舵踏板輸入都可以打斷自動導航。
逃生系統
逃生系統包含座艙蓋開閉系統，座艙蓋手動破拆錘，引爆系統，彈射座椅系統和飛行員生存用品包。在地面如果飛行員需要緊急離機，座艙蓋應能自動打開，否則只能手動破拆。飛行過程中在飛行員向上拉出兩腿間的彈射起爆開關後，引爆系統能自動炸開座艙蓋，彈射座椅彈射。在雙座型上兩個彈射座椅會互成一定角度彈射以免相撞。彈射後引導傘先展開，然後拉出主傘。飛行員落地後可使用生存用品包中的無線電臺通報位置，還有一定量的食物和水。
空戰週期——評價機動性和敏捷性的綜合判據
F-16是一種按照空戰敏捷性優化的飛機。傳統上，比較兩架戰鬥機機動飛行能力的優劣，採用的是逐一比較單個數據的方法，例如穩定盤旋角速度峰值，瞬時盤旋角速度峰值，橫滾角速度峰值，指定速度區間加速時間等。這往往和實際空戰（哪怕是模擬空戰）都有較大的出入。比如一架戰鬥機為了發揮瞬時盤旋角速度峰值，以某個特定的速度開始轉彎，導致錯過了橫滾角速度峰值所對應的速度點，那麼紙面上的橫滾性能優勢就只有理論上的意義了。再有比如某架飛機雖然瞬時盤旋峰值較高，但是角速度衰減也較快，導致往往被對手搶先完成盤旋機動。
示意圖：在離軸發射能力達到90度的今天，搶先掉頭180度有特殊的意義。此處以F-16和JAS-39為例說明。圖A）JAS-39搶先完成90度轉彎，但是雙方都在對方後半球，誰也不能構成射擊機會。圖B）F-16搶先完成180度掉頭，JAS-39位於其90度離軸攻擊範圍內。結論：瞬時盤旋角速度的衰減快慢，也是瞬時機動性的重要一環。關於F-16和JAS-39等機型的對抗演練，可見本文最後一章。
針對單向性能比較的誤區，一種更為合理的格鬥性能判據-空戰週期（CCT）誕生了。在不同的場合下，這個判據的定義會有小幅度的差別，但通常來說都會包括下面四個階段：
1） 橫滾90度並拉桿進入轉彎，達到最大轉彎過載（有時候會忽略橫滾過程，假設飛機直接“側著身子”開始機動）。
2） 完成一定的角度的盤旋。以前通常以360度盤旋為基準。後因格鬥導彈性能的發展，現在通常以180度為基準。在這個過程中允許損失能量，換句話說一直是“瞬時盤旋”的過程。
3） 反向橫滾90度改平，推杆降低過載直到退出轉彎。如果步驟1忽略了橫滾過程，那麼這一步也不包含橫滾過程。
4） 加速恢復至步驟1）的初始速度。
這四步的總時間越短越好。具體來說，第1步和第3步要求飛機橫滾反應快，加載-卸載速度快。注意這裡的橫滾反應不是單純的要求橫滾角速度峰值快，而更多的是強調角加速度。該動時要迅速動，該停時要迅速停，否則造成超調，往回調整，浪費的時間經常導致勝負易手。而加載-卸載速度則要求飛機俯仰敏捷性高，升力特性好。第2步要求飛機盤旋角速度峰值高，衰減慢。第4步要求飛機速度損失小，加速快。雖然通常情況下我們希望這四步的總時間儘量短，然而在某些場合下，可能只注重其中某一步的，如第2步的表現，因為畢竟盤旋是格鬥佔位的最直接的機動。
下面我們以第50批次的F-16C（而非改裝保型油箱的50+批次）為例，逐一分析F-16的設計特點，探究F-16為這四步做了哪些優化。下文中的F-16C如不特殊說明，均指這一批次。
由於第1步和第3步都要求高橫滾敏捷性，F-16佈局緊湊，而且是單發，橫滾慣量很小。從單純的橫滾角速度峰值來看，F-16A階段已經達到308度/秒，F-16C因為飛控進一步放寬，在增重的情況下依然達到了324度/秒。流暢光滑的機身和單發機的小後體阻力特性賦予了F-16很小的零升阻力，再加上單發機中少見的大推重比，F-16的加速性在三代機中首屈一指，有助於縮短第4步的時間。另請注意單純提高加速性並不是改善第4步的唯一手段，或者說第4步時間短的飛機並不一定加速性很好。減小速度損失同樣能有效縮短第4步的時間。
我們在這裡把第2步單拿出來講，是因為這一步更為重要。它不僅佔據了整個空戰週期時間的大頭，而且反映了飛機氣動效率中的關鍵一環。為了縮短盤旋時間，首先請大家瞭解一下盤旋過程中飛機的角速度的變化情況。戰鬥機的典型的速度-瞬時轉彎角速度曲線如圖1所示。
圖1 典型的速度-瞬時盤旋角速度關係曲線
圖中不難看出一個特點：轉彎角速度，在某個速度下會達到最高點，此速度被稱作“角點速度”。高於和低於這個速度都會導致角速度下降。大家知道在瞬時盤旋過程中（我國和前蘇聯也曾稱之為“極限盤旋”）飛機的速度是不斷衰減的。為了儘快完成轉彎動作，戰鬥機顯然不應該以明顯高於角點速度的情況下開始盤旋，否則初始角速度太低。也不應該低於角點速度開始盤旋，否則不僅初始角速度低，而且持續衰減。通常情況下，戰鬥機應該以略高於角點速度的速度開始盤旋，這樣不僅初始角速度較高，而且還有一個短暫的角速度上升過程，總體來說較為划算。當然，具體應該以什麼樣的速度開始盤旋，盤旋過程中攻角如何變化，每種飛機都不一樣，需要複雜的泛函優化計算，本文從略，僅就科普的目的介紹結論。
角速度先上升再下降，但根據上文的分析，上升時間很短暫，而之後的下降衰減過程才是盤旋過程的主體。圖2表示了一種典型戰鬥機在整個空戰週期中的角速度變化情況。所以衰減速度的快慢，在相當程度上決定了完成指定角度盤旋的時間的長短。如何降低角速度的衰減率，成為了令設計師絞盡腦汁的問題。一架機動性敏捷性優越的戰鬥機，和對手相比，需要做到在完成相同的盤旋轉彎機動時，角速度衰減率較慢；或者等價的說，付出相同的角速度衰減率時，可以做出更猛烈的盤旋轉彎。在經過飛行力學相關的公式推導之後，得到了下面的結論：在相同高度，相同速度，做出相同過載的盤旋時，速度衰減慢的，轉彎角速度衰減率較低。換句話說，“低角速度衰減”和“低速度衰減”等價了起來。顯然，這需要發動機提供大推力，同時機體的阻力要儘量小。如果兩架互為對手的飛機具有幾乎相同的推重比，那麼再經過公式推導後發現，決定勝負的參數為：做出相同盤旋動作時（在相同高度，相同速度，做出相同過載的轉彎）的升阻比，亦即機動狀態的升力和阻力之比。
圖2 一種典型戰鬥機在整個空戰週期中的角速度變化情況
F-16擁有優越的機動升阻比。例如，在海平面高度，攜帶全部機炮炮彈，無外掛，內載可供2.8分鐘加力的燃料時，F-16C在0.6馬赫，6.5G機動時的機動升阻比為6.9，而其“老對手”米格-29系列同標準下的數值小於或等於6.6（該數值對應於系列中此項最優的米格-29A，下同）。在3000米高度，0.9馬赫，9G機動過載，其餘條件不變時，F-16C仍有高達6.8的機動升阻比，而米格-29系列同標準下的數值小於或等於5.3（此數據系根據氣動力曲線理論求得，實際上米格-29在此速度下的強度不允許進行9G機動）。大的機動升阻比賦予了F-16C較低的角速度衰減和能量衰減，能更好的維持在角點速度附近轉彎，提高自己的平均轉彎角速度，降低轉彎耗時。較小的速度損失也減小了對轉彎結束後加速的依賴，縮短了每個動作之間的銜接。
另需注意，角速度先上升（T21）再下降（T22）的原因是，飛機以超過角點速度的速度開始盤旋。這個速度超前量越大，則初始角速度越低。不難想象，速度衰減慢的飛機，可以用較小的速度超前量，卻依然花費相同的時間衰減到角點速度，保證在這個角速度速度上升階段依然取得角速度優勢，使得這個優勢對任意時時刻都成立。某些科普文中的“快速衰減到角點速度取得優勢”的說法其實具有誤導性。因為速度衰減慢的飛機可以通過減小速度超前量的方法，和速度衰減快的飛機用相同的時間衰減到角點速度，而且還有更高的初始角速度。
以上主要討論了第2步（盤旋）所需的性能特性。下面簡要介紹包含第1步和第3步的綜合表現。更新到此為止
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