2007年1月，駐日本三澤空軍基地的美空軍第35戰鬥機聯隊第14戰鬥機中隊將於本月內部署到伊拉克，與其同屬一個聯隊的第13戰鬥機聯隊也將於今年5月部署到伊拉克。這兩個中隊裝備的f-16戰鬥機都屬於第50生產批次，其部署是自2003年伊拉克戰爭以來首次有該批次的戰鬥機部署到伊拉克。第13戰鬥機中隊將參加本月在內利斯空軍基地舉行的“紅旗”實戰演習，以便為下一步的部署做準備。第14戰鬥機中隊已經於去年秋天參加了該演習。
美國f-17眼鏡蛇戰鬥機 [本章字數：7477 最新更新時間：2009-09-22 10:00:00.0]
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前言
在美國軍用飛機發展史上，有許多競爭的失敗者，他們大多已默默無聞，如敗在費爾柴爾德 a-10“雷電”手下的諾斯羅普 a-9，今天已鮮為人知。即便是 yf-23 和 x-32 這些新近才被擊敗的競爭項目，也遠遠不如 f-22 和 f-35 這些勝利者來得光彩奪目。與它們相比，諾斯羅普 yf-17 就成了幸運兒，因為它雖然在與 f-16 的競爭中敗北，卻以 f/a-18 的形式來了個“鳳凰涅磐”，隻是今天的人們大多隻知道“大黃蜂”，yf-17“眼鏡蛇”卻已經被人漸漸淡忘了……
p-530
繼 f-5a 在世界軍火市場上大獲成功之後，1965 年，諾斯羅普公司開始研製一種新的戰術輕型戰鬥機，其性能預計將優於當時尚在發展之中的 f-5e/f“虎”ii。公司進行的空氣動力等研究表明，製造一種性能遠勝於 f-5 的戰鬥機在技術上是可行的。公司把這個項目編號為 p-530。
p-530 的動力裝置將是兩台 13,000 磅的通用電氣 ge15/j1a5 渦輪風扇發動機。ge15 是一種雙轉子發動機，其核心機是由 b-1 轟炸機所使用的 f101 渦扇發動機縮小而來。它的十級壓氣機可以產生高達 25:1 的增壓比。ge15 是一種小涵道比渦扇發動機，涵道比僅為 0.25，外涵氣流起的主要作用在於降低尾噴管的溫度，因此經常被戲稱為“漏氣的渦噴發動機”。不過正是因為外涵氣流的存在，發動機尾噴管對冷卻性能的要求就比較低，可以使用輕型低價的材料製造。ge15 的加力推力為 14,300 磅，與 j79 渦噴發動機的推力相仿，但重量隻及後者的一半，經濟性也好得多。
機翼形狀與 f-5 非常相似，1/4 弦線處後掠角為 20°，後緣無後掠。機翼最初是帶 5° 下反角的上單翼，但在之後幾年裏，安裝位置逐漸下移，最後定為中單翼。翼麵積 400 平方英尺，比 f-5e 的 186 平方英尺要大得多。機翼採用了可變彎度技術，呈直線形的前緣和後緣內側都鉸接有襟翼，隻有在略小於一半翼展的後緣外側安裝了傳統的副翼。1968 年，前緣襟翼被分割成了前後兩段，以提高其在安裝位置降低後的升力係數。機翼前緣安裝有邊條（“前緣翼根延伸段”，leading edge root extension，lerx），邊條從翼根向前逐漸變窄，在座艙位置融入機身。邊條使飛機獲得了在迎角超過 30°（後來甚至達到 40°）時的超失速機動性能；在高迎角情況下，它增加的升力約為機翼升力的 50%。而將邊條延伸到發動機進氣口之前，也可以使進入進氣道的氣流更加順暢，並在高迎角情況下，保證發動機獲得相對穩定的充足氣流，以避免熄火。此外，兩側邊條在進氣口之前、靠近機身處，都挖有很長的縱向狹縫，可以防止超音速飛行時，空氣在進氣口前堆積；而在低速和高迎角情況下，它們又可以防止進氣口前、流過機身的附麵層氣流發生分離。1968 年，邊條被進一步加大，向前一直延伸到機頭附近。
最初的設計中，發動機前有很長的進氣道，位於機翼前方的進氣口呈半圓形，中間有可調式激波錐。然而到 1971 年，由於認識到 2 馬赫的飛行速度並不是一項重要的設計指標，激波錐就被取消了。大約在同時，進氣道也做了縮短，被重新置於邊條翼下。由於此時大麵積的邊條翼看起來就象是眼鏡蛇頭，諾斯羅普就給 p-530 取名為“眼鏡蛇”（cobra）。1970-1971 年間，對進氣道設計做了進一步修改，最終確定的形狀為斜橢圓形，邊緣固定，並略帶圓弧。進氣口上緣與邊條下表麵之間相隔 4 英寸，與機身之間則隔有一塊大麵積的矩形隔離板。
p-530 的尾翼設計起初非常傳統，採用了安裝位置居中、略微靠下的整體式水平尾翼。最初隻設計有一片垂直安定麵，但由於 p-530 具有高迎角飛行能力，一片垂直尾翼就略顯不足，因為它在高迎角條件下會被機翼遮擋。為了解決這個問題，後來改用了雙垂尾設計，每片麵積大約相當於原先單片垂尾的一半；並且向外傾斜近 45°，以保證它們被置於自由氣流之中。為減少飛機橫滾過程中的相互幹擾，方向舵高度隻及垂直安定麵的一半。1969 年，垂直安定麵的麵積被放大了將近一倍，位置也向前挪動，使得垂尾與機翼有部分重疊。1970 年末，垂尾被進一步放大，外傾角也減小到了僅 18°。同時，平尾也被放大，並盡可能地向機尾後移。
p530 早期構型模型，雙垂尾向外傾斜近 45°，具有進氣激波錐，整體式座艙蓋
設計過程中採用了放寬靜穩定度技術，飛機在縱向上並不穩定，機頭有上仰傾向。空戰機動性能因此而得到了大幅度的提高，現在，製約因素隻剩下了飛行員自身。然而，諾斯羅普對 1960 年代的線傳操縱係統的可靠性存有疑問，因此仍然沿用了傳統的機械操縱係統。
美國f-17眼鏡蛇戰鬥機 [本章字數：7477 最新更新時間：2009-09-22 10:00:00.0]
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前言
在美國軍用飛機發展史上，有許多競爭的失敗者，他們大多已默默無聞，如敗在費爾柴爾德 a-10“雷電”手下的諾斯羅普 a-9，今天已鮮為人知。即便是 yf-23 和 x-32 這些新近才被擊敗的競爭項目，也遠遠不如 f-22 和 f-35 這些勝利者來得光彩奪目。與它們相比，諾斯羅普 yf-17 就成了幸運兒，因為它雖然在與 f-16 的競爭中敗北，卻以 f/a-18 的形式來了個“鳳凰涅磐”，隻是今天的人們大多隻知道“大黃蜂”，yf-17“眼鏡蛇”卻已經被人漸漸淡忘了……
p-530
繼 f-5a 在世界軍火市場上大獲成功之後，1965 年，諾斯羅普公司開始研製一種新的戰術輕型戰鬥機，其性能預計將優於當時尚在發展之中的 f-5e/f“虎”ii。公司進行的空氣動力等研究表明，製造一種性能遠勝於 f-5 的戰鬥機在技術上是可行的。公司把這個項目編號為 p-530。
p-530 的動力裝置將是兩台 13,000 磅的通用電氣 ge15/j1a5 渦輪風扇發動機。ge15 是一種雙轉子發動機，其核心機是由 b-1 轟炸機所使用的 f101 渦扇發動機縮小而來。它的十級壓氣機可以產生高達 25:1 的增壓比。ge15 是一種小涵道比渦扇發動機，涵道比僅為 0.25，外涵氣流起的主要作用在於降低尾噴管的溫度，因此經常被戲稱為“漏氣的渦噴發動機”。不過正是因為外涵氣流的存在，發動機尾噴管對冷卻性能的要求就比較低，可以使用輕型低價的材料製造。ge15 的加力推力為 14,300 磅，與 j79 渦噴發動機的推力相仿，但重量隻及後者的一半，經濟性也好得多。
機翼形狀與 f-5 非常相似，1/4 弦線處後掠角為 20°，後緣無後掠。機翼最初是帶 5° 下反角的上單翼，但在之後幾年裏，安裝位置逐漸下移，最後定為中單翼。翼麵積 400 平方英尺，比 f-5e 的 186 平方英尺要大得多。機翼採用了可變彎度技術，呈直線形的前緣和後緣內側都鉸接有襟翼，隻有在略小於一半翼展的後緣外側安裝了傳統的副翼。1968 年，前緣襟翼被分割成了前後兩段，以提高其在安裝位置降低後的升力係數。機翼前緣安裝有邊條（“前緣翼根延伸段”，leading edge root extension，lerx），邊條從翼根向前逐漸變窄，在座艙位置融入機身。邊條使飛機獲得了在迎角超過 30°（後來甚至達到 40°）時的超失速機動性能；在高迎角情況下，它增加的升力約為機翼升力的 50%。而將邊條延伸到發動機進氣口之前，也可以使進入進氣道的氣流更加順暢，並在高迎角情況下，保證發動機獲得相對穩定的充足氣流，以避免熄火。此外，兩側邊條在進氣口之前、靠近機身處，都挖有很長的縱向狹縫，可以防止超音速飛行時，空氣在進氣口前堆積；而在低速和高迎角情況下，它們又可以防止進氣口前、流過機身的附麵層氣流發生分離。1968 年，邊條被進一步加大，向前一直延伸到機頭附近。
最初的設計中，發動機前有很長的進氣道，位於機翼前方的進氣口呈半圓形，中間有可調式激波錐。然而到 1971 年，由於認識到 2 馬赫的飛行速度並不是一項重要的設計指標，激波錐就被取消了。大約在同時，進氣道也做了縮短，被重新置於邊條翼下。由於此時大麵積的邊條翼看起來就象是眼鏡蛇頭，諾斯羅普就給 p-530 取名為“眼鏡蛇”（cobra）。1970-1971 年間，對進氣道設計做了進一步修改，最終確定的形狀為斜橢圓形，邊緣固定，並略帶圓弧。進氣口上緣與邊條下表麵之間相隔 4 英寸，與機身之間則隔有一塊大麵積的矩形隔離板。
p-530 的尾翼設計起初非常傳統，採用了安裝位置居中、略微靠下的整體式水平尾翼。最初隻設計有一片垂直安定麵，但由於 p-530 具有高迎角飛行能力，一片垂直尾翼就略顯不足，因為它在高迎角條件下會被機翼遮擋。為了解決這個問題，後來改用了雙垂尾設計，每片麵積大約相當於原先單片垂尾的一半；並且向外傾斜近 45°，以保證它們被置於自由氣流之中。為減少飛機橫滾過程中的相互幹擾，方向舵高度隻及垂直安定麵的一半。1969 年，垂直安定麵的麵積被放大了將近一倍，位置也向前挪動，使得垂尾與機翼有部分重疊。1970 年末，垂尾被進一步放大，外傾角也減小到了僅 18°。同時，平尾也被放大，並盡可能地向機尾後移。
p530 早期構型模型，雙垂尾向外傾斜近 45°，具有進氣激波錐，整體式座艙蓋
設計過程中採用了放寬靜穩定度技術，飛機在縱向上並不穩定，機頭有上仰傾向。空戰機動性能因此而得到了大幅度的提高，現在，製約因素隻剩下了飛行員自身。然而，諾斯羅普對 1960 年代的線傳操縱係統的可靠性存有疑問，因此仍然沿用了傳統的機械操縱係統。