题图是风波堂所绘：1965年9月20日，一架美军F-104C型战斗机从南越岘港基地起飞进入海南岛上空，紧靠海岸北飞，沿国境线擦边移动，时进时出。 海航 4 师 10 团大队长高翔、副大队长黄凤生双机起飞迎敌。在距敌机 30 公里处，以 1,300 公里的时速切入目标前置点。高翔率先抓住敌机，他从距美机 291 米处开炮，一直打到距离39米，美机凌空爆炸。但因距离太近，高翔座机被美机碎片击伤多处，造成一台发动机停车。高翔依靠另一台发动机，安全返航。 美国飞行员史密斯上尉跳伞逃生被我民兵生浮

平尾

　　歼-6的平尾是已经成熟的米格-19S 所采用的斜轴全动平尾，采用低平尾布局。这种设计也是经过试飞和实际使用，不断改进而来的。

　　早期 SM-2 原型机采用了 T 形平尾布局，传统水平安定面加升降舵结构。T 形平尾尾臂长，平尾气动效率较高，因此可以减小面积，减轻重量，配平阻力也较小。但一旦飞机进入较大迎角，平尾进入机翼下洗流很可能产生无法抑制的上仰。而 SM-2 的大后掠翼具有的失速后自动上仰趋势更增大了这一危险。平尾布局的缺陷几乎导致 1 架 SM-2 原型机坠毁，由此促成 SM-9 原型机改用低平尾布局。

SM-2 原型机

SM-9 原型机

　　不过，SM-9 仍然沿用传统平尾结构形式。这一事实表明，苏联当时并未专门进行有关超音速飞行的试飞验证计划，或者未能从此类计划中获得必要的知识。此前 NACA 进行的 X-1 试飞中就已经发现，达到临界马赫数时升降舵铰链线上会出现激波，造成采用传统平尾结构的飞机俯仰操纵几乎失效——这是造成很多起近音速飞行事故的原因。苏联航空工业部在 SM-9 未经全面试飞和验收的情况下就下令该机投产（即米格-19A），实在是拿飞行员的生命当儿戏。而米格-19A 超音速操纵性极差的缺陷，正是源自 SM-9 的传统平尾设计。

米格-19A，带升降舵的平尾

　　米高扬设计局和中央流体动力研究院对超音速控制问题进行了大量的研究，最终在 F-100 的启发下引入全动平尾设计，并应用到 SM-9/3（米格-19S 原型机）上。这就是我们今天看到的歼-6 全动平尾设计：前缘后掠角为 55°，相对厚度 7％，翼尖设计有防颤振配重。

歼-6 的全动平尾与垂直尾翼

垂尾

　　歼-6 垂尾前缘后掠角 56°，相对厚度 8％。

　　由于歼-6 基本型仿自后期型米格-19S，采用的是大型背鳍（这一设计后来为国内自行改进的歼-6 家族所沿用），因此看不到其背鳍的变化。但米格-19 从 A 型发展到 S 型后期，背鳍却经历了由小变大的过程。

　　笔者看到的资料中没有提及米高扬设计局进行这项改进的原因，但笔者推测可能受到 F-100A 停飞事件及其调查结果的影响。当时 F-100A 由于高速横滚时垂尾方向安定性的衰变问题导致多次严重事故，并被迫停飞。这种后来称为“惯性耦合”的现象，是由于机动中机身产生的惯性不稳定力矩超过了飞机的方向稳定性而产生的。这一现象在早期 X-1、X-2 试飞中曾经出现过，但直到 F-100A 停飞后才引起设计人员的重视。米格-19 在设计时同样没有考虑这个问题，虽然没有米格-19 出现此类事故的记录，但米高扬设计局有可能吸取 F-100A 的教训，对米格-19 加以改进，增大背鳍，提高方向稳定性。

歼-6 的垂直尾翼

进气系统

　　歼-6 基本型采用亚音速飞机典型的全压式进气道，这显然是从米格-17 继承下来的——由此也可看出米格-19 稳妥的设计思想。进气口唇口钝圆。亚音速条件下，这种进气口适用迎角较大，压力分布均匀，压力损失小。钝圆的唇口设计在进气道出现溢流时可以产生唇缘吸力，理想状态下可以完全抵消溢流阻力。但这种进气道并不适用于超音速飞行，钝圆的唇口会产生强烈的激波，导致严重的进气道总压损失（计算表明，进气道总压损失 9％，发动机推力下降 15％，耗油率增大 6％）——F-100 虽然也是全压式进气道，但却采用尖锐唇口设计，正是这个原因。

歼-6 钝圆的进气口唇口

　　由于进气道不可调，因此必须对其捕获面积进行折中：完全按照低速要求设计，则高速时进气道溢流严重，阻力也大；完全按照高速设计，则低速状态进气不足。对于歼-5 这种单发飞机，或者采用独立进气口的双发飞机，折中设计都不会产生明显不利影响。但偏偏歼-6 是双发共用一个进气口，一台发动机启动后，有可能“抢夺”另一台发动机的空气，导致另一台无法启动。这就是早期歼-6（米格-19）必须先启动位于下风向那台发动机的原因。苏军针对这一问题创造了一种非常有效的非常规启动方法。而中国空军则在文革期间开发出歼-6 双发启动系统，也解决了问题。

　　完全继承米格-17 的进气道设计虽然稳妥，但也严重影响了歼-6 基本型的高速性能。因此进气系统成为后来歼-6 家族改进的另一个重点。

　　最先试图改造进气系统的实际上是失败的 59 式。从设计上看，设计人员试图将米格-19 的进气道改造为一个固定式二波系进气道。没有公开资料对这一改进加以评价，但从该机性能仅仅接近米格-19S 来看，这项改进并未成功。

59 式（东风-102）的进气锥设计。摄影：以前

　　为了高空截击而问世的歼-6II 对进气系统进行了比较系统而全面的改进。其核心思想仍然是将全压式进气道改造为超音速二波系可调进气道，以减小超音速时进气道总压损失，提高发动机推力，减小进气系统带来的阻力。不过相对于 59 式打补丁式的改进，歼-6II 的改进则要全面得多。改进的重点是增加二级可调的激波锥。与这一改进相适应，减小了进气口唇缘半径和进气口最大捕获面积，以减小进气口激波阻力和进气道溢流阻力。由于进气口捕获面积减小，低速进气量不足，8 个辅助进气门正是为了补偿低速进气而设置的。

歼-6II 进气口特写。摄影：以前

　　歼-6II 对进气系统的改进应该说是成功了，并在歼-6III 上得到沿用。到了歼-6IV，又对进气道设计进行了修改。这倒不是因为进气道设计有问题，而是由于该机装备的分体式雷达无法安装到歼-6II 类型的进气道上。最后歼-6IV 虽然采用歼-6 甲的雷达布置方式，进气道却明显不同于歼-6 甲——和歼-6III 相比，由于辅助进气门取消，进气口捕获面积向低速要求进行了折中，因而有所扩大，但从唇口细节看，仍然是偏重于高速飞行的。

歼-6IV 进气口特写。摄影：以前

歼-6甲 进气口特写。摄影：以前