第二节 设计特点

气动设计

　　F-5A 的机翼为中等展弦比小后掠角薄机翼，采用下单翼布局，没有上/下反角和安装角。翼型为经过修形的 NACA05A-004.8，相对厚度 4.8％。1/4 弦线后掠角 24°，展弦比 3.75，根梢比 5。总的来看，这种机翼设计主要意图在于减小诱导阻力，改善起降性能和续航性能，同时有利于改善机翼失速特性。由于诱导阻力减小，可以在一定程度上弥补发动机推力不足的缺点，提高飞机的稳定盘旋能力——不过笔者认为机动性并非 F-5A 的设计重点，这个优点可以算是附带效益。只是高达 5 的根梢比令人有些诧异，因为这种设计和前述优点颇有矛盾之处。诺斯罗普的设计人员当初为何采用这种设计不得而知，但按常理推测，主要的影响因素应该是速度和重量：在发动机推力有限的情况下要满足速度要求，减小翼面积是可选的方案之一，要尽可能不影响其他设计参数，最简单的就是减小机翼后缘部分的面积，客观上造成根梢比增大；而大根梢比的特点除了有利于高速飞行外，还有利于减小机翼弯矩，减轻结构重量，其意义对于 F-5A 这种轻量级飞机来说不言而喻。

F-5A 的气动外形可谓干净利落

　　F-5A 的机翼根部前缘设计有后掠 60 度的边条（面积 0.36㎡）。设计人员最初的目的是为了改善机身横截面积分布，以满足跨音速面积律的要求，减小跨音速飞行时的激波阻力。对于采用小推力发动机的 F-5A 来说，要想突破音障，在设计上必须非常小心，以免带来意料之外的阻力增量——在这一点上 YF-102 是前车之鉴。当时设计人员曾经担心，由于边条气流过早分离，可能会带来较大的诱导阻力，从而影响飞机的亚音速机动性和巡航性能。虽然事情后来的发展并非如此，但就初衷而言，诺斯罗普设计人员确实是在尽力保证飞机突破音障。言归正传，后来试飞结果表明，加装的边条并没有如预期中那样增大诱阻，不仅降低了波阻，而且将大迎角时的可用升力系数提高了 10％，明显改善了瞬时盘旋性能——1,500 米高度，最大瞬时盘旋角速度约 18°/秒（相同速度下的稳定盘旋角速度约 11°/秒，最大稳定盘旋角速度 12°/秒）。从此，边条翼设计一发不可收拾。

F-5A 的机翼根部前缘设计有后掠 60 度的边条，从这个角度也可以看到机腹的减速板

　　机翼前缘装有全翼展蜂巢结构的前缘襟翼（但不可自动调节偏转角度，最大下偏角度 23°），面积 1.14㎡。机翼后缘则安装了轻合金材料的单缝襟翼和副翼。其中后缘襟翼面积 1.77㎡，最大下偏角 20°；单个副翼面积 0.43㎡，起落架放下时偏转范围＋35°/－25°，起落架收起时偏转范围＋18.5°/－14°。

机翼前缘全翼展前缘襟翼，最大下偏状态

　　平尾采用低置全动平尾构型，总面积 5.49㎡，翼型为 NACA05A-004，相对厚度 4％。偏转范围＋5.5°/－17°。
单垂尾外露面积 3.82㎡，翼型为 NACA05A-004，相对厚度 4％。方向舵面积 0.57㎡，有两个偏转范围：在起落架收起的情况下最大偏转 6 度，放下起落架后偏转范围增大到 30 度。阻力伞舱位于方向舵下部。应该说，F-5A 的垂尾设计相当出色，在相当大的迎角范围内都能保证一定的方向稳定性，后来 F-5 系列良好的尾旋特性与此不无关系。

F-5A 的全动平尾略为下偏，以保持高效率

垂尾后缘前掠，又助于提高打迎角状态下方向舵的效率

　　 机身按照跨音速面积律设计，前机身宽度明显加大，翼身连接段的机身向内收缩，形成“蜂腰”构型，保证机身横截面积分布尽可能接近理想状态，以减小激波阻力。机身下部设计有减速板，总面积 0.6㎡，最大张开角度 45°。

机身中段明显的蜂腰设计