1958年8月中国南昌飞机制造公司开始研制强-5强击机,作为歼-6
(1953年首飞,米格-19的中国版)歼击机研发结构和工程思想的延续。强-5试验样品机研制项目于1961年基本完成,1963年正式结束。最初设计的基础型强-5有长约4米的机身内部武器舱,可挂载两枚250或500千克的航空炸弹。机腹下两个武器舱也能挂载250或500千克炸弹。机翼下还有两个外挂梁。飞机使用两台WP6涡喷发动机。1965年6月4日强-5试验样品机顺利首飞,1969年底开始批量生产,70年代初开始列装部队。部分飞机经过改装后可挂载一枚0.5-2万吨级核弹。

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  1981年4月南昌飞机制造公司完成了供中国空军使用的强-5改装工作,代号强-5IA。新型号大量借鉴A-5C飞机结构方案,增加两个翼下外挂梁,可挂载500千克航空炸弹。安装新型瞄准系统,保证机炮和炸弹、导弹的战斗使用。机身中部配备加油系统。部分飞机还装备了自卫系统。1985年1月强-5IA开始批量生产,其中有40架出口到了朝鲜。强-5IA翼展9.68米,长15.65米,高4.335米,空重6375千克,最大起飞重量9486千克,带外挂武器时为11830。

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  2012年10月25日,中航工业洪都举行最后一架强五飞机总装交付仪式。强五战机全部停产。

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  1976年中国专家开始研制强-5I型强击机,新改型产品的有效载荷和航程都明显增加,能够携带更多的燃油,不再配置内部武器舱。机翼下增加了两个外挂梁。安装了新型号的WP6涡喷发动机。起落架结构和弹射座椅也进行了改进。部分强-5I强击机装备到了中国海军航空兵,其机腹下改装了两套鱼雷发射装置,配备多普勒雷达,确保能在20米的空中发射C-801“鹰击-8”反舰导弹。1980年底强-5I试验样品机首飞,1981年10月20日决定量产。

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  1981年4月巴基斯坦订购一批强-5强击机。经过一系列改进加工后,从1983年1月开始供应,1984年1月交付完毕,出口代号A-5C。外销型A-5C的机载无线电电子设备得到明显完善。改用MK10型弹射座椅,能保证飞行员在飞机坠地后的零速度下逃生。武器挂点也得到改进,保证巴空军有效使用包括“响尾蛇”空空导弹在内的各种航空武器。巴空军第7、第16和第26飞行大队共装备了40架强-5强击机,服役代号A-5-III。另外,中国还向孟加拉国和缅甸分别出口了12和22架A-5C强击机。A-5C翼展9.7米,长16.17米,高4.515米,空重6638千克,最大起飞重量12000千克,最大飞行马赫数1.205,最大时速1220公里,最大爬升率148米/秒,实用升限15850米,最大起飞滑跑距离1250米,最大着陆滑跑距离1060米,最大作战半径600公里,高空最大航程1820公里,最大过载7.5g。

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当时少量的图-4和轰-5并不适合前线对地支援的任务

蜂腰设计是为了截面积无突变,减少跨音速和超音速阻力

强-5在歼6基础上小幅增加了机身尺寸,空重和最大起飞重量都有可观的增加;但强-5度机身和机翼的布局与歼-6几乎完全一致,比如:都是全金属半硬壳构造;机翼的后掠角都是55度,机翼上表面装有导流片,下表面有扰流片,与副翼的操纵联动。其最大的不同当属强-5机头两侧的进气,是摆脱苏式机头进气,朝西方先进战机看齐的一种设计。陆孝彭总师的眼光非常长远,考虑到了将来强-5的未来升级潜能,给机头前面的加上锥形整流罩,意味着强5有机会装上雷达和航电设备,使其不致用上十来年就落伍。此外,考虑到跨音速和超音速下的阻力与面积率相关,陆总师还采用了蜂腰形设计,这种做法至今在歼-10歼20和F-22身上还可以看到,可以说原创度和前瞻性是非常高的。

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我们来看看强-5的研发和服役历程。强-5是1959年在米格-19,也就是歼-6的基础上进行研制的一款用于对地攻击兼低空格斗的战机。当时中国空军仅有歼-5,歼-6两种喷气式战斗机,虽然空战水平不错,但对地能力不强。比如歼-6只有挂载副油箱的挂点上能携带1枚最大250kg的炸弹,全机只能携带2枚,而且挂完后航程就没发看了;而图-4和轰-5都属于轰炸机,只适合高空投弹,而且数量稀少且出动成本高。因此我空军当时迫切的需要一款灵活的前线对地攻击机,能够胜任前线地面支援和空中遮断的作战任务。

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陆孝彭总师

在那个困难年代,强-5绝对算我们的一款“争气”机,从它如此多的变体就可以看出。强-5除了对地型之外,还开发出了一款对海型号——强-5乙鱼雷攻击机。强-5乙取消了机腹弹舱,加大了翼面积以加装鱼雷挂架。这也是我国当时唯一一款能够对海的战斗机型号。不过由于雷达落后,配套的火箭助飞鱼雷研制缓慢,海军方面改变了思路。最终强-5乙未获服役。

强-5和歼-6数据对比

携带氢弹的强-5甲

陆老不光实际设计能力拔群,他也的理论功底也十分了得,非常重视飞行器流体力学的理论研究。1980年,他发表了“用速度坐标法描述三度空间位流微分方程”论文,将查普雷金的二元流线函数微分方程引伸到三度空间。1982年,他发表了《后掠机翼的翼根效应》一文,提出了翼根旋涡区与非旋涡区之间有一条分界线,通过数学分析,求出了这条分界线的轨迹及翼根区的涡强分布。1983年,在庐山召开的全国跨音速学术讨论会上,陆孝彭发表了《论激波和极限线的关系以及二元翼剖面表面激波生成的条件》一文,对学术界长期有争议的二元跨音速流中极限线的性质,以及与激波的关系问题进行了深入的数学分析,为应用查普雷金特殊解求解复杂的气动力问题开辟了道路。这些原创性的理论成果,对于理论研究能力最为薄弱的中国航空,也是贡献颇丰。

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