发布时间：2013-05-01  

原作者：Armstrong   

搬运地址：空军之翼

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麦道 F-15“鹰”是当今最著名的制空战斗机之一，尽管该机在 60 年代末 70 年代初研制，但至今仍是美国空军的主力空优战斗机，并且还要要继续服役许多年。该机在诸多国家的空军中服役，空战绩近百架，且据称在空战中无一被击落。

历史

　　F-15 的历史要追溯到 60 年代中期，当时美国空军邀请国内航空工业界企业开始研究 F-4“鬼怪”的后继机。要求该机对 1975 年之后出现的任何敌方战斗机保持空中优势，其主要任务是空空作战，次要任务是空地作战。

　　越战期间美国空军的主力战斗机是麦克唐纳 F-4“鬼怪”，该机在当时来说属于大型双发双座战斗机，原本是为美国海军研制的多用途舰载战斗机，具备超视距攻击能力，装备的大功率火控雷达可在很远的距离上探测到威胁并引导“麻雀”半主动制导空空导弹实施攻击。由于导弹至上论，该机一开始没有安装内置机炮，在越战中面对小巧灵活的米格-17 和米格-21 时并不占优势。在 1965-1968 年美国空军与北越空军的空战交换比仅为 1.5：1，低于朝鲜战争时期 F-86 对米格-15 的交换比。其中原因的之一美军严格的交战规则，规定在北越上空必须目视识别敌我后才能发射导弹，使“鬼怪”的雷达和“麻雀”导弹无用武之地；另一个原因是在与米格机狗斗时，“鬼怪”的机动性较差，且美国空军的“鬼怪”飞行员没有接受空空作战训练，不懂得扬长避短打击敌人。

　　吸取了越南空战的教训后，美国空军认为未来战斗机必须要注重近距离空战，单纯依靠先进雷达和远程空空导弹是无法确保胜利的。一开始美国空军对需要什么样的战斗机也没有概念，最初颁布的方案征求书（RFP）也很模糊和宽泛，更多是依靠航空工业界来告诉他们买什么样的战斗机。

　　1965 年 10 月 6 日，美国空军颁布了定性作战要求书（QOR）65-14F，这就是知名的 F-X（战斗机-实验）项目。1965 年 12 月 8 日又向工业界发布了 RFP。美国空军最初将 F-X 定义为一种近距支援多用途战斗机，安装两台先进涡扇发动机，并具有可变后掠机翼。波音、洛克希德、北美、格鲁曼和麦克唐纳都想从中分一杯羹，并开始了初始概念研究。

　　1966 年 3 月在评审了各公司的初始概念后，美国空军与三家公司签订了概念规划研究（CFS）合同，分别是波音、洛克希德和北美。尽管格鲁曼和麦克唐纳没有获得合同，他们仍自筹资金进行类似的研究。

　　在 FX 计划进行期间，NASA 作为技术发展研究的先行者，也在进行相关战斗机构型研究。研究工作主要在兰利研究中心进行。当时一共提出了 4 个方案，包括：LFAX-4（可变翼方案），LFAX-8（LFAX-4 的固定翼方案），LFAX-9（双发上单翼方案）和 LFAX-10（和苏联米格-25 外形相似的方案）。1967 年，兰利中心发布了它们的研究成果，即 LFAX-8。

　　美国空军没有看中任何方案，这些方案的气动布局和涡扇发动机的旁通比有欠考虑。1966 年中期-1967 年秋期间 F-X 的进展缓慢。1967 年 4 月 28 日麦克唐纳并购道格拉斯公司，成为麦道公司，继续在圣路易斯工厂进行 F-X 的研究。

　　美国空军偏好单座战机，因为它不像双座机会有两位飞行员默契配合的问题，不需要耗费时间沟通，少了一个座位也使得重量得以减轻，还可以把宝贵的空间拿来放燃油或其它装备，飞行人力的需求也减半。但是单座意味着许多装置，特别是搜索与射控系统必须自动化，而这反而会增加航电系统的重量与复杂度，当然也增加成本。另外在空战中，两双眼睛比一双眼睛更容易看到目标，这在越战中已经证实。双发则是在初期就达成共识，以确保单台发动机故障或损坏时，战机仍能靠另一台发动机回到基地，而且双发也能提供更大的推力，缺点则是会使系统复杂度与结构重量增加。

　　空军也希望新战机上能有性能强大的雷达与导弹，但是远程雷达又大又重，当然也很贵，导弹也有相同的情形，而 F-4 也因此而必须设置一名武器系统官来操作雷达与导弹。那么新飞机势必在这方面做出妥协，避免过大的雷达与导弹，而必须加强机动性以进行空战，当然机炮也不能漏掉。

　　主翼构形也产生了争论。通常针对高速飞行设计的主翼在低速下会较为不利，反之亦然，而新战机却必须兼顾二者，因此可变后掠翼成了空军的理想方案。可变翼可以根据不同飞行条件调整后掠角与展弦比等特征，因此能够同时满足高速与低速两种截然不同的飞行条件。然而可变翼会造成系统复杂度与重量大幅增加，当然成本与操作费用也同步增加，出动率反而降低，简直把它的优点都抵消了。当时麦唐纳、洛克希德、NASA 等的研究，都认为可变翼并不能带来更多的优势，战机黑手党教父伯伊德在经过交互分析后，确定了他们能够用复杂的固定翼设计，用较轻的重量与较低的成本，获得令人满意的性能，而不必采用可变翼。在空军内部意见尚未统一时，伯伊德到国会听证会出席，竟然就先表示空军决定采用固定翼，最后空军决定照做以保全战机研发案。而海军在取消 F-111B 后开发的 F-14，仍然使用可变翼设计，一方面是因为航舰起降的特殊需求，那么空军也就不用担心在 F-4 之后，海军战机会再次入侵了。

　　1967 年 7 月苏联在莫斯科附近的多莫杰多沃机场展示了米格-25“狐蝠”战斗机，为双发双垂尾布局，最大速度 2.8M，这是超越美国任何一架现役战机的新型截击机。而且它还配有大功率的大型雷达，让它可以在更远的距离就发现并锁定美国战机。虽然事后证实美国方面高估了米格-25 的性能，该机的出现震惊了美国空军官员，立刻提高 F-X 的优先级。1967 年 8 月美国空军颁布了第二轮 CFS 的 RFP，这次空军已经有了清晰的概念，要求该机侧重于空战而不是对地攻击任务。放弃了最大重量限制在 27,216 千克（60,000 磅）以下的可变后掠翼多用途方案，而转向 18,144 千克（40,000 磅）的固定翼专用空优战斗机。

　　格鲁曼、洛克希德、北美罗克韦尔、费尔柴尔德·希勒共和分部、通用动力和麦道都为第二轮 CFS 提交了方案。1967 年 12 月通用动力和麦道获得了合同，费尔柴尔德-共和、格鲁曼、洛克希德和北美罗克韦尔继续自费研究。

　　这一时期工业界在两种概念中摇摆不定，一种是安装先进雷达和远程导弹的大型双发飞机，另一种则是米格-21 尺寸的仅安装必要航电的单发轻型飞机，但能获得最高的性能和高机动性。但由于美国空军出于对洛克希德 F-104A 的不愉快经验吗，选择了双发方案。

　　1968 年 5 月第二轮 CFS 完成，9 月初 FX 概念研究获得授权。1968 年 9 月 30 日 8 家公司获得项目定义阶段（PDP）的 RFP，分别是麦道、波音、费尔柴尔德-共和、通用动力、格鲁曼、洛克希德、凌-特母科-沃特以及北美罗克韦尔。这次的 RFP 更加具体。规定新战斗机必须具备如下特性：低翼载，0.9M 时可做无振颤机动，高推重比，具有下视/下射功能的脉冲多普勒雷达，足以支持部署到欧洲无需空中加油的转场航程，最大速度 2.5M，双发布局的高可靠性。RFP 还规定采用单座座舱布局，因为美国空军认为随着更先进的计算机系统、雷达和电子设备的出现，已无需雷达拦截官；正常起飞重量不超过 18,144 千克，在视距内和超视距空战中都要优于任何已知或未来的苏联战斗机。

　　费尔柴尔德-共和、麦道、北美罗克韦尔在 1968 年 12 月 30 日获得了 PDP 合同。费尔柴尔德-共和和北美罗克韦尔的方案都是单垂尾。费尔柴尔德-共和的方案发动机短舱悬吊在升力体机身下方。麦道的方案是一种大型双发双垂尾单座战斗机。

　　至此 F-X 已经被赋予了 F-15 的军方型号，三个竞争者正埋头苦干。

　　1969 年 12 月 23 日，麦道的方案赢得竞标，并获得进一步设计和研发阶段的合同，制造 20 架全尺寸发展（FSD）飞机，随后生产 107 架单座的 F-15 和双座的 TF-15。

　　麦道总设计师乔治·格拉夫负责监督 F-15 的主要设计工作，项目经理唐·马尔文负责组织工作并推动整个项目的前进。麦道设计团队在很早的时候就否决了可变后掠翼设计，因为其太复杂太重太昂贵，所以选择了大面积 45 度后掠角固定翼设计，同时采用先进航电以达到空军的单座要求。发动机选择了普惠的带加力涡扇发动机，两侧进气。武器为挂载在进气道两侧边角的 4 枚“麻雀”半主动制导空空导弹、挂载在机翼挂架的 4 枚“响尾蛇”红外制导空空导弹，以及右侧翼根前缘的 20 毫米 M61A1 机炮。尽管该机的首要任务是空空作战，但飞机还可挂载 3 个 2,271 升（600 加仑）副油箱或超过 4,082 千克的空地弹药。

　　F-15 还在绘图板上时美国空军就开始了采购，此时甚至还没制造出一架原型机，也缺乏其他厂商的竞争。这引起了相当大的争议，许多媒体担心再一次出现预算超支。在面对国会和媒体对该项目可能会出现 C-5A“银河”和 F-111 项目那样的超支和拖延的质疑时，美国空军引入了项目里程碑制度，只有在验收合格后，承包商才会收到下一阶段的资金。以 F-15 为例，项目里程碑从 1970 年 9 月的初步设计审查一直持续到 1974 年 11 月首架飞机交付空军试飞。

F-15 的机身和飞控系统

　　F-15 是大型双发战斗机，采用固定式上单翼，双垂尾布局，空重低于 F-4“鬼怪”，发动机推力又高出许多，爬升性能惊人。

　　F-15 全长 17.75 米，机身为传统的半硬壳结构，采用中央机身和两侧尾撑布局。F-15 的机身结构重量的 25.8% 为钛合金，发动机舱和机翼内侧的部位大量使用钛合金。三个主翼梁和与之连接的壁板、以及发动机舱都是钛合金结构，前主翼梁后的机身采用钛合金蒙皮，发动机舱两侧用于承载平尾和垂尾的悬臂式尾撑也是钛合金结构，平尾接头和垂尾翼梁同样是钛合金。两台发动机间采用钛合金防火墙，避免一台发动机起火后波及另一台。

　　飞机结构的核心是横跨机身中段的 4 个主隔框，每个隔框两侧都开有进气道的开孔，末端形成了机翼的主连接点，后三个隔框与三个翼梁连接，前一个格框与前缘组件连接。后机身的切削钛合金隔框保持了结构的整体性并提供了发动机的安装点。

　　机翼翼梁和进气口中间的机身内安装有 8 个独立的油箱，总容积 6,776 升，机身中线挂架和两侧翼下挂架还可以挂载 3 个 2,271 升副油箱。

　　该机配备有三套独立的液压系统，可自检测并隔离泄露的子系统，每套液压系统都能独立操纵飞行。两套 40/50 KVA AC 发电系统都可独立运行。

　　该机还安装有一套灭火系统，F-15 是少数安装该系统的战斗机，包括一个安装在发动机防火墙间的一个非腐蚀性阻燃剂压力罐，上有三个喷嘴可将灭火剂喷向发动机和发动机之间的空间。

　　主起落架收入机身，主起落架向前收同时旋转 90 度，机轮平放入机腹下的轮舱，轮距较窄，只有 2.74 米，但如果改成类似于 F/A-18 那样的外八字起落架的话，又会增加可观的重量。在横风降落时窄轮距会导致安全性问题，迎风一侧的机翼容易上扬，而为纠正姿态飞机需要向横风一侧偏转以偏移姿态着陆，窄轮距主起落架在接地时易造成飞机侧翻。前起落架向前收入前机身下方的轮舱中，前轮可自主做左右 15 度的转向。发动机尾喷管之间的尾部安装有可收放机场拦阻钩，在降落时刹车失灵的情况下进行紧急制动。

　　F-15A 采用了大型悬臂式上单翼，前缘后掠角 45 度。翼面积 56.49 平方米，翼载较低实现了较好的机动性能。机翼没有安装角，有一度的下反角以降低滚转面的稳定性，机翼为三翼梁多隔舱加强蒙皮结构。与其他现代战斗机相比，F-15A 仅在机翼后缘安装了传统的外侧副翼和襟翼，除此之外没有其他控制面，特别是没有扰流板和前缘增升装置。该机的机翼面积足够大，并被虐称为“飞行的网球场”，所以不需要采用开缝或吹气之类的增升措施就能达到较低的起降速度。麦道设计团队最终否决的了安装前后缘襟翼的变弯度机翼，而采用外形复杂的固定锥形扭转前缘，仅增加少许超音速阻力，降低一点亚音速性能，但却大大简化了生产、降低了重量并易于维护。

　　在项目发展初期，制造商从第4架飞机开始斜切掉 0.28 平方米的翼尖，以解决飞机在 0.9-0.95M 速度范围，9,144 米以上高度，6g 以上机动时出现的严重抖振问题，从而形成了 F-15 独特的翼尖外形。

　　F-15A 的尾翼都是全金属结构，垂尾和方向舵的蜂窝结构外覆有硼纤维复合材料蒙皮。双垂尾靠外侧，可充分利用翼根产生的涡流，垂尾的高度也可确保大迎角时的方向安定性。以重量为代价的双垂尾比大型单垂尾大迎角性能更好，生存能力也高。全动平尾安装在垂尾外侧，位置比机翼略低以避免受到机翼气流的影响并保证在大迎角状态下的效率。F-15 的平尾和方向舵可以左右互换，平尾可用于俯仰控制也可差动结合副翼用于滚转控制。

　　在试飞阶段，F-15 平尾前缘增加了锯齿以产生涡流增加平尾的效率，同时期望有助于解决颤振和抖振问题。

　　F-15A 的外部特征之一就是背部的大型减速板，该减速板可在任何速度下打开而不会引起俯仰变化。在试飞阶段发现减速板从打开到全部展开过程中会产生让人无法接受的抖振，所以减小了最大展开的角度并将面积从 1.86 平方米增加到 2.93 平方米。

　　飞行员座舱在前身上方，视野极佳，前方采用单片式风挡，蛤壳式座舱盖也只有一根隔框。座舱内安装一个麦道的 ACES II 弹射座椅，具备零-零救生能力。在零空速时，弹射机构在 0.3 秒内启动，0.45 秒火箭启动，1.3 秒后人椅分离，2.3 秒后开伞。

　　F-15A 有双重飞行控制系统，一套是传统的液压控制系统，操纵杆的移动量与液压动作机构的阀门开合大小相对应，从而控制操纵翼面偏转角度。其中的俯仰-横滚控制组件是一套机械系统，该系统可以调整操纵系统的响应速度，并且具备副翼-方向舵交联功能以使方向舵随动于平尾，使飞行员仅用操纵杆就可以实施机动。该系统在接地后自动关闭，以避免在降落中方向舵出现重复动作，而这种情况在早期试飞中经常出现。另一套系统是自动控制增益系统（CAS），CAS 是线传操纵系统，利用电子型号和伺服马达控制液压阀门。CAS 系统监测俯仰和偏航率、迎角、动压传感器和加速计系统的连续纵向和横向加速度等数值，通过系统计算机计算出在任何速度和加速度情况下操纵翼面偏转的正确角度。CAS 还监测飞行员的杆力并转换成相应的电子信号使操纵翼面偏转到正确的角度。CAS 为双重备份，两个通道的信号互相比较，如果差异超过预设值，CAS 系统就被认为故障而自动关闭，由机械液压系统接管操纵。

发动机

　　F-15A 安装两台普惠的 F100-PW-100 加力涡扇发动机，普惠公司型号 JTF22A-25A。该发动机是轴流式涡扇结构，旁通比 0.7：1，双轴结构，一根轴承载两级涡轮驱动的三级风扇，另一根承载 10 级主压缩机和两级涡轮。正常干推力 5,634 千克，最大军用推力 6,654 千克，最大加力推力 10,809 千克，左右发动机可完全互换。与 F-14 不同，F-15 的两个发动机紧密并列，以降低单台发动机失效时的推力不对称效应。

　　F100 的研发可追溯到 1968 年 8 月，美国空军与普惠和通用电气公司签订合同研制下一代战斗机的发动机，1970 年美国空军选中普惠的方案进行进一步的发展。普惠在 F100 的基础上还同时为美国海军的 F-14 研制 F401，但是由于 F-14 机队的规模由于预算不足而缩减，F401 也随之取消。

　　F-15 机身两侧安装有平直的进气道，带二元压缩进气口。进气口稍稍远离前机身以避免吸入附面层，从而省略了复杂的附面层隔板设计。进气口前缘斜切，在大迎角时可获得充足的进气量。进气口底部有铰链可在飞行中向下偏转以改变进气口面积，进气口下壁板的迎角可从 4 度到-11 度之间调节。在飞行中大气数据计算机自动控制进气口的偏转，以保证发动机获得正确的进气量，除此之外进气口内部安装有可动斜板可控制进气量。进气口的另外一个功能是提供额外的操控能力，在某种意义上类似于鸭翼的作用，在超音速状态下，进气口能提供相当于平尾三分之一的配平力矩。F100 的采用了收敛-扩散尾喷管，起初喷管有被称为“火鸡羽毛”的整流片，在服役中因维护问题全被拆除。

　　红线部分就是二级、三级、扩张斜板所能达到的最大打开程度。1、2、3、4 就组成了 F-15 所谓的“四波系进气道”

　　F100 发动机遭遇一系列的研发问题，当然对于如此先进的发动机来说研制风险肯定较大。美国空军最初严重低估了 F-15A 每架次飞行中的发动机动力循环次数，他们不了解“鹰”在机动飞行中油门的剧烈变化程度。由于设计上的缺陷，导致发动机关键部件加剧磨损甚至出现裂纹，例如第一级涡轮叶片频频故障。大多此类问题可以通过更仔细的维护和生产过程中更严格的质量控制来解决，但最严重的发动机失速问题成为 F100 的痼癖。

　　由于发动机的压气机叶片是翼型剖面，如果吸入的气流迎角超过临界值会引起压气机失速，从而阻断了进入燃烧室的气流。在 F-15A 进行大迎角机动时最容易出现压气机失速，导致流经压气机的气流突然中断，使核心机降转，涡轮过热。如果不迅速解决这一故障，涡轮将会损坏或引发发动机起火。这在 F-15 类的双发飞机上尤为危险，因为飞行员可能不会马上注意到有一个发动机出现了故障，为此 F-15 安装了涡轮温度的语音报警系统。

　　还有一种发动机失速是由于“硬”加力引起的，是由于加力燃烧室内的一次小规模爆炸引发的。“硬”加力是因为加力点火失败引起的，此时发动机后部充满了大量未点燃的燃油，然后燃油被核心机的高温燃气引爆，冲击波向前传播至风扇，先导致风扇失速，有时也会导致压气机前几级失速。此类型的发动机失速通常是在高空高马赫数情况下出现。

　　在遭遇发动机时速时飞行员的标准处置流程是先关闭发动机，让发动机降转，等涡轮温度降到红线以下就立即点火重启动。如果在空战中碰到发动机失速，飞行员就麻烦大了。

　　普惠在解决上述问题期间，F-15A 因发动机故障而频繁停飞，被赐美名“机库皇后”。雪上加霜的是，普惠的两个主要分包商发生工人罢工，延误了发动机的交付，1979 年末开始美国空军被迫接收没有发动机的 F-15A，存放起来等待发动机。普惠在付出了惊人的努力之后发动机的问题有所缓解，但短缺问题还将持续很长一段时间。

　　为了解决“硬”加力故障，普惠在 F100 加力燃烧室一侧增加了一个石英窗口以便火焰传感器监测加力燃烧室火焰，判断是否加力成功，避免喷入过多的燃料。普惠还改进了燃料控制系统，降低了失速发生的频率。1976 年 F-15 机队在每 1,000 飞行小时内发生 11-12 次发动机失速，到 1981 年底降低到 1.5 次，但 F100 至今仍是一台在特定条件下喜怒无常的发动机。

F-15A 的航电

　　F-15A 电子设备的核心是休斯 AN/APG-63 X 波段（8-12GHz）相干脉冲多普勒雷达，具有下视下射能力，最大探测距离大于 161 千米。

　　该雷达有几种空空模式，分别根据不同的搜索类型使用不同的脉冲重复频率（PRF）：在远距离搜索模式使用高和中 PRF，飞行员可选择的搜索范围为 16-322 千米，能对迎头和尾追的目标提供折中后最佳的空空跟踪。速度搜索模式使用高 PRF，专用于迎头高速接近的目标。近距离搜索模式使用中 PRF，通常使用在“响尾蛇”导弹或机炮攻击近距离机动目标时。还有一个询问其他战机敌我识别（IFF）应答器的信标模式。如果雷达无法很好地进行自动跟踪，还有一个作为备份的手动跟踪模式，以及用于探测干扰源的“嗅探”模式，后者可发射低能量脉冲信号以尽量降低自身辐射。该雷达的后期型号还有雷达测绘模式。

　　APG-63 雷达的数据被处理成数字格式提供给 IBM CP-1075 中央计算机，雷达信息可显示在霍尼韦尔垂直态势显示器或 AVQ-20 HUD 上。垂直态势显示器是一个安装在仪表面板左上方的一个阴极射线管，主要用在远程接敌时，显示经过过滤的雷达图像并提供目标的高度、IFF 应答、低速等数据。在近距接敌和交战时，飞行员通常使用 HUD，在上面显示带有重要飞行数据的目标信息。

　　雷达的主控制面板安装在飞行员左侧的控制台上，关键功能可通过操纵杆和油门上的按钮来控制。操纵杆上有一个按钮用于切换近距空战自动截获系统的三种模式：首先是“瞄准线”模式，雷达会自动锁定进入 F-15 瞄准线的第一架敌机，并在 HUD 上显示机炮准星。接下来是“超级搜索”模式，雷达会自动锁定进入 HUD 视野的第一架敌机。最后是垂直扫描模式，雷达自动锁定进入飞机前方垂直区域的第一个目标。转向和武器信息都显示在 HUD 上提供给飞行员。

　　F-15A 安装了黑泽汀 APX-76 IFF 询问机和利顿应答鉴别仪，还装有 Teledyne APX-101 IFF 应答机。F-15A 安装的利顿 ASN-109 惯导系统是一种全无源式板载系统，不需要任何的外部装置，同时还有各种陆基导航设备作为辅助，诸如 ARN-118 塔康、自动测向装置（ADF）、ARN-112 仪表着陆系统（ILS）接收机，这些辅助导航设备可用于校准惯导系统，另外还有霍尼韦尔 ASN-108 飞行姿态与方向基准系统（AHRS）。

　　其他导航和通讯接收机包括柯林斯水平位置指示器（HSI），Magnavox ARC-164 收发器，Dorne and Margolin 下滑道航向道天线，以及 Teledyne 迎角传感器。

　　F-15 上安装有美国空军机密的电子战设备，被称为战术电子战系统（TEWS）。自卫性航电包括诺斯罗普 ALQ-135(V) 内置式对抗系统，该系统根据劳拉 ALR-56C 和 Magnavox ALQ-128 雷达告警套件提供的信息对敌雷达威胁进行主动干扰。劳拉 ALR-56 雷达告警接收机（RWR）系统在两个垂尾顶部和每侧翼尖都安装有接收天线，在前机身下方安装有第 5 个刀形天线。全固态 ALR-56 是数字控制的双通道接收机，扫描范围 6-20GHz，通过升级软件可扩展威胁的种类。该机还安装了 Tracor ALE-45 箔条/红外干扰弹布撒器。

F-15A/B/C/D 的武器

　　“鹰”的武器主要有 3 种，用于超视距空战（BVR）的 AIM-7“麻雀”和 AIM-120 AMRAAM、用于近距空战的 AIM-9“响尾蛇”和内置机炮。

“麻雀”

　　F-15 的两侧进气道外边角可挂载 4 枚 AIM-7“麻雀”半主动雷达制导空空导弹。进入美国空军服役的第一批“鹰”挂载的是 AIM-7F。AIM-7F 采用了固态电子元件取代早期型号的微型电子真空管。电子设备的小型化使战斗部前移至弹翼部位，整个弹体后部全被火箭发动机占据，使得双推力助推/自持火箭发动机的采用成为可能，在迎头接敌情况下“麻雀”的有效射程增加了两倍（增至 40~48 公里）。

　　1982 年投产的 AIM-7M 换装新的自动驾驶仪，新引信以及在恶劣天气下更有效的逆处理数字脉冲引导头，更难被探测和干扰，下视下射能力增强。

　　AIM-7P 改进了引导电子设备，采用了超大规模集成电路计算机。增强了攻击小目标的能力，例如巡航导弹和掠海反舰导弹。

　　AIM-7M 的长度为 3.66 米，发射重量为 227 千克。导弹有两组三角形弹翼，尾部是一组固定弹翼，中部是一组用于操控的可动弹翼。40 千克战斗部安装在一个不锈钢圆筒内，爆炸碎片超过 2,600 片，大大增加了杀伤概率。“麻雀”可由碰撞或近炸引信引爆。

AIM-120 AMRAAM

　　1991 年后大多数“鹰”的“麻雀”导弹被 AIM-120 AMRAAM（先进中程空空导弹）所取代，该弹是一种“发射后不管”的武器，而“麻雀”在整个接战过程中都需要载机持续照射目标。

　　AMRAAM 可通过机载惯导系统自行引导至目标附近，如有必要还可以通过数据链与载机通信更新目标位置。在接近目标的最后阶段，AMRAAM 主动式雷达引导头切换至高 PRF 模式锁定目标，该弹无需载机持续照射目标。如果目标释放干扰，AMRAAM 的引导头可切换至中 PRF 抗干扰模式。尽管 AIM-120 是主动雷达制导体制，在飞向目标的初始阶段仍需要载机对目标的照射。

　　AMRAAM 弹长 3.65 米，翼展 52.58 厘米，直径 17.78 厘米，发射重量 159 千克，比“麻雀”轻得多。该弹安装有 22 千克重的定向破片战斗部，最大速度 4 马赫，最大射程 56~72 公里。

　　1981 年 AMRAAM 开始试射，当时预计在 80 年代中期进行初步部署。但是 AMRAAM 研发过程中遭遇的困难比预想的要多，暴露出的一系列问题需要花费时间和巨资来解决。计划表上的时间不断拖延，成本不断上升。1986 年国会对 AMRAAM 项目表示不满，他们郑重威胁如果单价超过原定的 440,000 美元，将取消整个项目。90 年代初 AMRAAM 终于开始部署，少量 AMRAAM 参加了海湾战争的最后阶段，但没有在实战中发射。但是 AMRAAM 在海湾战争后的一次误伤事件中名声大噪，F-15击落了两架“黑鹰”直升机，造成严重伤亡。

“响尾蛇”

　　F-15 的翼下挂架可挂载4枚AIM-9“响尾蛇”空空导弹，发射滑轨安装在主挂架两侧，可在挂载副油箱或炸弹的同时挂载 4 枚“响尾蛇”。

　　“响尾蛇”红外制导空空导弹于 1956 年问世，此后就在不断地发展。早期 F-15A 挂载 AIM-9J，是越战后“响尾蛇”第一个重大的升级型号。J 型具有更大的不可逃逸区，允许在目标后半球的任何位置发射，而不是先前只能对准尾喷管发射。与越战时期的 AIM-9G 相比，J 型的发动机推力更大，并改进了战斗部。J 型还引入了“响尾蛇”扩展截获模式（SEAM），在“狗斗”模式中引导头可随动于载机雷达，引导头可朝向雷达锁定的特定目标，并在发射前对其保持跟踪。AIM-9H 的改进较少，1979 年出现的 AIM-9L 是一种“全向”攻击导弹，这意味着载机无需再目标的后半球占位攻击。L 型的引导头更加灵敏，可捕捉飞机机头和机翼前缘空气摩擦产生的热量，并能区别红外诱饵弹和飞机产生的红外辐射，该型号还采用了高冲量发动机，以及大威力战斗部。使用激光近炸引信以提高杀伤率。1982 年投产的 AIM-9M 还采用了低烟发动机，大大减少了发射时的目视特征。其电子管数量减少至 2 个。

　　AIM-9“响尾蛇””弹长 2.86 米，翼展 63.5 厘米，直径 12.7 厘米。弹尾有 4 片弹翼，每片弹翼尾部都有陀螺舵，陀螺舵在飞行中由于气流的冲击而高速旋转以提供滚转稳定性，引导头后方安装有 4 片鸭式弹翼以控制方向。“响尾蛇”导弹发射重量 81.6 千克，最大有效射程 16 公里。爆炸碎片战斗部重 10 千克，可由碰撞或者近炸引信引爆。尽管问世已久，具有全向攻击能力的 AIM-9L 仍是非常致命的武器，在 AIM-9X 问世前，也许只有结合了特殊气动设计和矢量燃气舵的俄制 R-73 才能超过 L 型。

机炮

　　在近距狗斗中，机炮是必备的武器。F-15 右侧翼根前缘内安装一门 20 毫米 M61A1 机炮。在大型机背减速板铰链下方的机身内部安装了容量为 940 发的弹鼓。左侧翼根前缘是硬杆时空中加油接口。

　　“鹰”原计划安装一门 25 毫米的福特-飞歌 GAU-7 机炮，发射无壳弹。无壳弹的优点是备弹多和弹道平直。另外还无需处理弹坑。但是 GAU-7 的供弹系统始终无法正常运作，这意味着该机炮不能高速射击以免卡壳。另外无壳弹也比传统弹药难于储存，发射药有受热自燃的危险。所以机炮的各部分（包括弹鼓在内）不得不衬以装甲，这增加了重量。因此最终还是采用了久经考验的 M61A1 机炮。

炸弹

　　尽管 F-15A/B/C/D 是空优战斗机，但该机还可挂载 7257 千克炸弹、副油箱和导弹执行对地任务。

　　翼下两个主挂架可通过多重弹射挂架（MER）挂载 12 枚 227 千克炸弹，机腹中线挂架也可挂载 MER，F-15 共可挂载 18 枚 227 千克炸弹，每组 MER 上挂载 6 枚。

　　F-15A/B/C/D 也可挂载诸如 GBU-10E/B“铺路”II 或 GBU-12D/B“铺路”II 这样的激光制导炸弹，但没有自主引导能力，需要其他飞机或地面人员进行激光照射。

（未完待续）

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