F-16XL

1974 年，生產型 F-16A/B 全尺寸發展工作剛結束，通用動力公司就著手 F-16 後繼機的研製工作。其目的要搞一種既能滿足空軍增強對地攻擊的要求，又要保持 F-16 原有的優異的空戰能力，並在結構和設備上保持最大的通用性的派生型。經論證后通用動力提出改進重點是：在掛外部副油箱的情況下，增加有效載荷和航程；通過提高突防速度、減小雷達特徵面積、增加攜帶空地武器時的機動性提高生存性；改善包括大迎角飛行條件下的操縱品質和乘座品質，以及改善可靠性和維修性。

從 1975 年開始，通用動力公司和NASA蘭利中心（LRC）共同對 149 種不同布局進行了長達 3,600 小時的風洞試驗、經反覆篩選后選中了用無尾三角箭形機翼的布局。試驗表明，這種機翼的布局最好地保持了 F-16 原有的亞音速性能，提供了進一步改進超音速和低速大迎角性能的餘地，並更好地兼顧了總體性能，增加了機內油箱的容積，機翼下提供了更多的外掛點。箭形機翼布局既有較好的持續機動能力，又有突出的大速度升阻比和巡航效益。在此基礎上公司又針對增強對地攻擊任務進行了細化設計、通過精細的彎扭和后緣反彎度度設計改善亞音速升阻比和橫側航向穩定性。由於通用動力預計該方案的增益將十分可觀，於是向空軍提出改裝先進技術驗證機，即 F-16XL 計劃。在該計劃中，通用動力自行投資了 0.49 億美元用於對機體進行改裝設計和改裝工作，其飛行計劃由美國空軍資助。

1983 年 3 月，公司從空軍租借了兩架F-16A 開始進行改裝。其中一架（75-0749）裝為裝一台 F100-PW200 發動機的單座型 F-16XL-1，另一架（75-0747）則是裝一台 F110-GE-100 發動機的雙座型 F-16XL-2。結構上的主要更動包括：將基本型的機身在主起落架前後分別加長了 76 和 66 厘米，去掉平尾、用一個面積為 61 平方米的石墨-聚醯胺複合材料蒙皮和鋁支撐結構的變彎曲箭形機翼代替原常規機翼，並取消了后機身腹鰭。垂尾根部安裝了 F-16 出口型才有的減速傘，另外還加強了起落架，使承載能力從 16 噸提高到 22 噸，加強了方向舵、使其鉸鏈力矩承載能力提高了 50%。全機總重從 13 噸增加至 22 噸，機內燃油增加了約 2.5 噸。

F-16XL 的主飛行控制系統仍沿用了 F-16A 的全模擬電傳操縱系統。但針對操縱翼面的變動作了相應修改，例如俯仰操縱由兩側機翼后緣的襟副翼和副翼偏轉實現，XL 上也裝有與 F-16A/B 類似的迎角限制器，但迎角限制範圍在低速時擴展至 29 度，在 M>0.9 時為 26度。飛機的滾轉由副翼和襟副翼非對稱偏轉控制，偏航操縱由方向舵實現，並用副翼偏轉進行滾轉協調。F-16XL 還用外側前緣襟翼和減速板作輔助飛行操縱。和 F-16A/B 一樣，XL 的飛控系統在嚴重失速下可手動俯仰超控、並增裝了自動俯仰超控系統專用於飛行試驗。它可向飛控計算機輸入一個俯仰搖擺指令以打破深度失速條件。

飛行驗證計劃由通用動力公司和空軍聯合試驗組實施、開始於 1982 年 7 月，歷時約 3 年。在試驗的最後階段還將 XL-2 的進氣道改為大口進氣道以提高空氣流量，使 F110-GE-100 發動機得以充分利用，提高了推重比。

主要結果歸納如下，除特別說明外，都是指 XL-1 的數據。

F-16XL利用機翼的大弦長安排了半埋式的保形掛架，飛行結果表明比常規掛架大大減小了阻力和提高了速度，攜掛 12 枚 MK-82 炸彈的阻力和 F-16A 攜掛 6 枚同樣炸彈時基本相同，而都掛 6 枚相同炸彈時前者阻力可小 66%，當 F-16XL 加掛 4 枚先進中程空空導彈保形掛架的阻力比常規掛架小 70%、保形外掛對加速性影響尤為突出，在加掛對地攻擊武器時，F-16XL 的加速性明顯優於 F-16A。在加掛空空武器時儘管 F-16XL的剩餘功率略小於 F-16A，但還是基本相同、保形掛架還大大提高了低空突防速度。F-16XL 在攜掛 2 個副油箱、6 枚 MK-82 炸彈、4 枚阿姆拉姆空空導彈和 2 枚響尾蛇導彈時，在軍用推力下與相同條件下的F-16A 相比，速度可增架120 公里/小時。

提高戰鬥機的航程可通過減小單位耗油率、提高升阻比，增加飛行速度和載油量來實現、F-16XL 的低阻氣動外形和較大的內部燃油容積很有利於燃油/航程效率。該機的燃油重量比由 F-16A 的 0.28 增加到0.34，提高了 14%，因而單位航程（速度除以油量）在低空高速（M>0.65）時明顯大於 F-16A、在高空飛行時略小於 F-16A。而最大升阻比特性表明，在亞音速時．F-16XL 不如 F-16A、但在超音速飛行時比 F-16A 高 25%。若和 F-16A 相比，只攜帶內部燃油的條件下、F-16XL 的航程就可提高 53%，若帶一個外掛油箱可提高 124%；在攜掛對地攻擊武器時、如 12 枚 MK-82 炸彈，比掛 6 枚炸彈的 F-16A 的航程要提高 44%。F-16XL 的轉場航程達 4,150 公里。

F-16XL 的設計強調機動性，即瞬時轉彎速度，而不是持續機動性。飛行結果表明 F-16XL 在帶空-地載荷時的瞬時轉彎速度比 F-16A 提高 30%，帶空-空載荷時提高了 14%，並有突出的超音速轉彎能力。正如所預料的，F-16XL 的持續轉彎性能較差，如在作 180 度調頭機動轉彎時，空速要損失 330 公里/小時，在攜帶空-空作戰載荷時及半油條件下的推重比只有 0.7。雖然在模擬空戰時，F-16XL 利用卓越的滾轉性能彌補了持續轉彎性能的不足，但這個缺陷還是令人擔憂。

F-16XL 在所有操縱條件和外掛情況下，航向操縱性都令人滿意。外掛對橫側穩定性沒有太大的影響，而飛機的橫向操縱能力和滾轉性能不論有無外掛都很好。除在大速壓下的操縱性受到鉸鏈力矩限制外，操縱品質均滿足或超過規範要求。在相同條件下 F-16XL 的滾轉型能都比 F-16A 好，只是在大速壓下 F-16XL 的滾轉性能有些降低。因為這時的鉸鏈力矩使飛控計算機對副翼制動器的控制受影響。飛行表明 F-16XL 的滾轉中止迅速，幾乎不出現傾轉過調。

F-16XL 有無外掛的大迎角機動飛行性能十分突出，遠優於 F-16A。在飛機重心位置布置在 47.5% 平均氣動弦長前的構形中，飛行無需作任何空速和迎角限制，任何迎角的偏離都可自動恢復，即使在很小的空速下仍具有很好的迎角恢復操縱響應。

F-16XL-1 進行過許多複雜的大迎角機動飛行試驗，包括俯仰-偏航-滾轉耦合機動、側滑、1g 和最大負過載、最大指令滾轉和恢復。和 F-16A/B 大不一樣的是，F-16A/B 迎角擺動範圍僅限於在重心最後位置（47.5% 平均氣動弦長〕時不發生深失速或尾旋的偏離狀態，而 F-16XL 遠遠超過這個限制，動作幅度相當大，如大功角（直至 90 度）的爬升機動包括全桿拉起，180 度滾轉，前俯衝再全桿拉起的一系列激烈動作。同樣的機動在飛機加掛了 12 枚 MK-82 炸彈也被完成，還進行有限的加掛副油箱后的類似機動。在加掛空-空載荷時，飛機顯示出優異的大迎角縱向飛行品質。

F-16XL 的進場與著陸操縱品質與 F-16 基本相似，著陸距離也沒達到預定的 600 米指標，與 F-16 相當，而在所有的起飛狀態發動機都得開最大加力，在大起飛重量和高溫條件下起飛性能比 F-16A 有所下降。不過 XL-2 加裝 F110 發動機的起飛性能有明顯改善，起飛距離減到 680 米。

F-16XL 的雙三角形機翼和加長機身，使雷達特徵面大為減小。加之採用了複合材料蒙皮，增加的前緣後掠角，去腹鰭和用保形掛架后，雷達反射面積 F-16 要小得多。

在實施 F-16XL 飛行計劃同時，通用動力和空軍還進行了可靠性和維護性評估。F-16XL 的綜合維修性比全尺寸發展階段的 F-16，生產型 F-16 好得多，而以 XL-2 為最好。有關方面還專門進行了緊急狀態下武器和燃料裝載和維護演習，包括給飛機裝掛 12 枚 MK-82 炸彈、500 發 20 毫米炮彈、兩枚 AIM-9L 導彈，加油和起飛前的各種檢查工作。演習結果表明飛行員登機前的各項準備工作時間僅 16 分鐘，再加上飛機滑跑測試飛行控制系統時間也只有 24 分鐘。

兩架 F-16XL 驗證機累計飛行時間超過 800 小時，試飛結果證明相當成功，儘管它在雙重任務戰鬥機的招標中輸給了 F-15E戰鬥機，但設計和飛行所得的許多結果對下一代戰鬥機的設計具有重要意義，因而長期被保密。1985 年試飛結束后，兩架飛機被封存。1989 年，F-16XL-1 重新啟封被用於 NASA 超音速流場和聲爆研究，1996 年 4 月結束。F-16XL-2 於 1992 年啟封用於 NASA 超音速層流控制研究。