米格-21的中国衍生型号

前苏联的米格-21

米格-21战机（俄文: Микоян и Гуревич МиГ-21），是前苏联时期一款超音速喷气式战斗机，由米高扬-格列维奇设计局于1953～1955年设计的第二代喷气式战机。米格-21（包含仿制、改良型）可能是二十世纪产量最多的喷气式战斗机，至今仍有许多米格-21的改进型号在世界各国家与地区服役，并且拥有诸多现代化升级套装，被戏称为战机界的AK47。

随着时间进入二十世纪五十年代，冷战开始并持续加剧，北美航空公司（后并入罗克韦尔国际飞行公司）相继推出了F84佩刀与超音速战斗机F100超级佩刀。这两款飞机于性能上给予了苏联设计师很大的压力，此时，苏联现有的米格-15和米格-17已不足以对抗美国拥有空中优势，因而设计并制作一款具有高度机动性和超音速能力，能在简陋的前线机场起飞且便于生产的新式战斗机便提上了苏联军方的日程。

1953年，米高扬-格列维奇（简称米格）设计局开始进行两倍音速战斗机的研制，推出了一系列以Ye为代号的原型机，这些原型机主要包含后掠翼型号和三角翼型号两种型号。由于当时米格设计局对于后掠翼和三角翼孰优孰劣尚未进行完全的研究，米格设计局便借此对两种方案进行了完全的评估与探索。因为先前型号米格17采用了后掠翼的缘故，早期米格21的原型机皆采用了后掠翼设计。

在于1954年迅速否定了发动机动力不足的Ye-1后，米格设计局于同年推出了使用由“联盟”发动机设计局研发的新发动机R-11的Ye-2。得益于R-11较大的推力，Ye-2能在起飞时获得较大的离陆攻角。次年，装备有R-11的首架原型机Ye-2A完成首飞，随后，五架预生产的飞机被制造出来。与此同时，为了响应苏联军事航空工业部门对于高性能战斗机的设计需求，米格设计局推出了由Ye-1衍生出的Ye-4。

与先前原型机型号不同，Ye-4采用了三角翼设计语言。在相同的翼展下，三角翼布局能够提供给飞机更大的升力和更轻的重量，同时保持结构强度。1954年4月，首架Ye-4原型机走下生产线，并在之后的1955至1956年间进行了107次试飞，由此坚定了采用三角翼布局的设计理念。

基于Ye-4的设计经验，米格设计局进一步开发了Ye-5。相较于它的前辈们，Ye-5采用了由米库林总师主导升级的R-11发动机升级型号——R-11-300，还增加了三对翼刀来改善操控性。这些升级使得Ye-5满足了苏联国防工业部门提出的更高要求，例如最大平飞速度须达1700至1750公里每小时。Ye-5在测试期间表现出的良好性能和于1958年的定型测试的优异表现促使苏联军方进行了小批量生产。

Ye-6是一款极为接近量产的原型机型号，它拥有挂载AA-2（P/K-13的首个生产型号）的能力，并且对油箱进行了改进升级；此外，Ye-6还采用了较小的激波进气道，和一体式前翻座舱盖；同时，设计师在机头底部安装超长空速管，并在尾部安装了与机身略带弧度的后掠式垂尾。1958年底，在Ye-6第六批次原型机的基础上，Ye-6被正式定型为米格21F（F译为“改进”）并投入量产，由此开启了这款一代冷战经典战机的传奇故事。

作为首批量产型号，米格-21F的武器设计相对保守。由于朝鲜战争的实战经验和此时苏联空空导弹研究工作仍处于起步阶段的原因，苏联空军此时并未步入“导弹万能论”时代，因而格外强调近距离格斗和高机动性。在这种大环境的影响下，米格-21F装备了两门NR30三十毫米航炮，每门备弹60发，共计120发。

配合上它顶着的一台加力推力达到5.7吨的R11F-300发动机，米格-21F上可两马赫高空拦截，下能中低空格斗，成为了一款名副其实的优秀战斗机。与其前辈们相比，米格-21F较米格-19更易维护保养，较之于米格-15和米格-17则有着遥遥领先的性能。因此在米格-21F进入部队小规模服役实验后，它迅速得到了苏联空军和众多飞行员的一致好评，苏联部长会议也下令全面开启米格-21F的生产与换装工作。

受到技术储备成熟和国际环境需要等因素，米格-21F-13迅速投身到了冷战东西对抗的最前沿，也因此成为了苏联第一款大规模量产并出口的米格-21型号。苏联与众多华约成员国均装备了大量的米格-21F-13，可以说，米格-21F-13是日后各类型米格-21改型的鼻祖。

性能数据（MiG-21bis）

机长（不含空速管）：14.1米
翼展：7.15米
全高：4.13米
空重：5895公斤
载重：10100公斤
翼面积：22.95平方米
发动机：1具Tumanskiy R25-300 涡轮喷射发动机
未使用后燃器出力40.2千牛顿
使用后燃器出力69.9千牛顿
使用极限后燃器出力97.1千牛顿
最大平飞速度：2230公里/小时2.05马赫
最大续航距离：1225公里（未使用外挂油箱）
实用升限：17800米（58400英尺）
爬升率：225米/秒
推重比：0.98（使用极限后燃器）

影响大的生产次型

米格-21F-13

装备R-11F-300发动机型。中国大陆引进了米格-21F-13的生产许可和技术而进行仿制，命名为歼-7；其一种改良型歼-7B，在1980年代曾被美国订购12架，以代替自印尼得到的老旧米格-21 F-13，主要用于假想敌空战缠斗教学。

米格-21PF

米格-21PF是最初的全天候战斗型可以夜战，装备了附面层吹除系统，使用R-11F2-300发动机，在1963年开始装备部队。相对原型机，米格-21PF修改了座舱盖，且加大了腹鳍，并将空速管移至进气口的唇部。在1964年至1968年间所生产了米格-21PF的出口型，先后分别销往波兰和东德，随后销往华沙条约国的其他国家。

米格-21bis/bisK

大幅现代化的第三代米格-21型战机，改良版本是在1971年首飞，使用图曼斯基R-25-300型发动机。就整体而言，MiG-21不是一种改进潜力很大的飞机，机体空间有限且填充率极高。bis型重点改进了发动机，推力提升。但由于无法安装大口径雷达。从本质讲仍是一种点防御战斗机。但仅从格斗性能讲，和早期的F-16A差距不大，后者一开始也不具备使用中程空对空导弹的能力（配套雷达没有连续波照射功能，无法制导当时的美军制式的麻雀导弹），但MiG-21bis售价却极为便宜。成为东方阵营在装备MiG-29前最有性价比的轻型战斗机。

中国的歼-7系列

1962年3月30日，中苏签订了米格-21φ-13歼击机和P-11φ-300发动机批量生产技术转让协议。协定主要内容为：苏联政府将在1962年10月之前，无偿向中方提供米格-21型歼击机的全套生产图纸和技术资料，以及120架份中国不能生产的飞机原材料、毛坯及附件；中方为此向苏联支付人民币9,032万元。同时，中国还将直接购买12架米格-21成品。

签署协议后，仿制米格-21的任务交给了位于沈阳的第122厂，因为这里是当时全国技术实力最强的飞机制造厂。1961年8月，从苏联起运的米格-21图纸和各类技术资料陆续运抵沈阳，这些资料的总重达到了13吨。当米格-21来到中国以后，中国设计师们很快从苏联人提供的说明文档中找到了一些疑难气动问题的答案。

根据这些文献中的数据，结合对米格-21的风洞试验结果，人们已经可以尝试反推出苏联人的新公式了。而曾经长期让顾诵芬等设计者头疼不已的超音速垂尾载荷数据在文档中也查到了，果然比按照强度规范算出来的低。在结构设计方面，面对米格-21三角翼的实际结构，长期困扰东风107设计师的问题终于得到了明确的解答。

米格-21给国人带来的还有很多：轴流式双转子涡喷发动机P11Ф300展示了先进的双转子（高低压涡轮）设计及制造工艺；还带来了21兆帕液压系统如何设计的范例。可以说，在当时的历史条件下，没有米格-21，中国人走向超音速飞机设计的道路要更加坎坷。由于米格-21的到来，中国航空工业不但得以破解之前遇到的诸多谜题，还为真正具备2倍音速级战斗机设计能力打下了坚实的基础。

到1962年底，沈阳飞机制造厂已经熟悉掌握了苏联提供的全部48,000页图纸，基本摸清了技术关键点，为试制好了准备。1962年11月，正式批准122厂，用苏联提供的散装件进行组装。1964年9月，首批10架用苏联零件装配的米格-21交付给了空三师，并很快担负起国土防空作战任务。

1965年10月，第一台WP7发动机进行了试验台试验。同年11月，完全由中国制造的J-7飞机机体静力试验结束。次年1月17日，在沈阳组装的第一架J-7歼击机升空。1967年6月，J-7试验结束，进入量产阶段。J-7I(有时称其为J-7A,这是不对的)于1969年6月16日首飞。中国空军主要在训练中心和试验靶场对该型机进行试验，原因之一是其CK弹射系统工作不可靠(我们记得，米格-21φ、米格-21φ-1米格一21Ⅱφ中型机也存在此种问题)。而生产的第一批WP7发动机使用寿命较低(不超过100小时)，也限制了J-7I的使用能力，J-7I的生产速度很慢。

由于对三角翼、高空高速战斗机的不适应，很多习惯了歼六（米格-19的中国仿制品）的飞行员认为，歼七（米格-21的中国仿制品）的性能并不如已经广泛装备部队的歼六，而且持这种看法的人数还很多。为了准确评价歼七，决定1975年由第十一航空学校主导，对歼六、歼七进行对比试飞。这次对比试飞持续了大约半年。在此期间，第十一航空学校对两型飞机进行了系统的对比测试。

在对加速垂直爬升、水平盘旋、特别是中低空飞行性能进行全面对比检验后，第十一航空学校拿出了结果：在中低空小速度水平加速时，歼六优于歼七；当飞行速度大于M0.95时，歼七优势非常明显；在高空和超音速飞行时，歼七的爬升率远高于歼六；水平盘旋性能歼六优于歼七。对试飞结果进行综合分析后，空军得出结论：两种飞机性能各有长短，但歼七大部分飞行性能优于歼六。这次全面对比试飞后，部队对歼六、歼七的争论彻底平息。歼七被列入了重点发展机型。

1974年开始研制的J-7Ⅱ与其前辈的区别包括：第一，以中国产2型弹射座椅取代了CK弹射系统，可确保飞行员在250—850公里／小时速度范围内低空弹射逃生。但它的使用使飞机座舱盖的结构与形状发生了改变；第二，采用了改进后的WP7B发动机，该发动机寿命长，推力从5100马力提高到了6100马力；第三，用720升的副油箱取代了480升的副油箱，增加了航程；第四。J-7Ⅱ型机制式武器中增加了PL-2空空导弹(仿制苏联P一3C)。1978年12月30日，J-7Ⅱ完成首飞，然后开始批量生产和交付空军战斗部队。

1987年，成都厂开始研制J-7E，在机载设备还是气动布局方面都与其前辈有很大的不同。由西工大沙伯南教授领衔、重新设计了歼-7型飞机的机翼，将原本的三角翼设计改为双三角翼设计，新的机翼翼展从7.15米增至8.32米，面积从23平方米增至24.88米。机翼外部前缘后掠角从57度减至42度，前缘实现了机械化，新机翼显著改善了飞机机动性。

J-7E型机的动力装置采用更先进的涡喷-13发动机，使飞机的推重比提高到近0.9(J－7ⅡA型机约为0.8)。载油量由2080公斤增加到4185公斤。副油箱容量为720升，不仅可挂于机身下，还可挂于机翼下。机载武器为1门30-I型30毫米火炮(备弹60发)，PL-5或PL-8空空导弹，50～500公斤的炸弹以及火箭发射器。

J-7E型机装备了226型脉冲多普勒机载雷达。机载电子设备包括KW8602告警系统、8430计算机、JD-3战术导航系统等。除此之外，歼-7E型还使用了国产平视显示器、综合化机电式航空电子设备、大气数据计算机与新型导航设备。

J-7E型机经改进后飞行与战术性能得到显著提高。例如，爬升率提高至195米，秒，航程达2200公里。研制者认为，总体来说，与J-7Ⅱ相比，J-7E的近距机动空战效能提高了84％，起飞滑跑距离减少了30％，着陆滑跑距离减少了28.6％。

J-7E型机于1992年完成试验，产量很大，取代了中国空军早期生产的J-7飞机。海军型J-7E即J-7EH能携带空舰导弹。J-7E是上世纪九十年代中国空军战术性能最好、可靠性最高的歼击机之一，但美中不足的是该机缺乏火控雷达，依然只安装了雷达测距器。

J-7G是在J-7E型机的基础上研制的，2002年完成首飞，机上安装了KLJ-6E新型机载雷达(中国仿制意大利艾尔塔公司的EL／M-2001雷达)。研发过程中得到了部分歼-10型歼击机的技术下沉，机载武器系统包括与PL-8导弹发射设备相联的头盔目标指示系统。它装有功率更大的发动机，并拆掉了左炮。J-7G型机从2003年开始交付中国空军。随后歼-7系列正式停止了发展。

歼-7G或F-7PG这两个型号所做的技术改进，从机身空气动力学设计来说，F-7PG型战斗机沿用了在歼-7E型战机上运用得非常成熟的双三角翼设计，在改用双三角翼设计加前缘机动襟翼后，F-7PG型战斗机的海平面爬升率提高了24%、最大转弯角速度提高了近50%；同时，F-7PG型战斗机还使用了改进型的FWP-13F1型涡喷发动机和机翼结构油箱设计，推重比数据相比歼-7B型战斗机没有明显下降、反而还增加了航程。

从航电和武器系统的设计来说，F-7PG型战斗机同样换用了新型全波形火控雷达，型号可选，有意大利马可尼公司的Grifo-7、英国航宇公司的SSR，甚至以色列的EL/M-2032也同样可装。战机采取综合化航空电子系统设计，但座舱改进相对保守一些、在增加了一个单色的雷达显示器的基础上、只保留了两个彩色的性能比较单一的显示仪表（用于显示地平仪和无线电导航数据），同时，F-7PG型战斗机和米格-21-93、米格-21-2000一样，均配备了头盔显示器以增强战机的大离轴角发射能力。

在武器系统上，F-7PG型战斗机可以携带国产、美制、法制的一部分第三代航空武器，但不具备超视距拦射能力，目前已经观察到巴基斯坦空军的F-7PG型战斗机的挂载构型包括了国产PL-5EII型、美制AIM-9M型、法制“魔术”系列空对空导弹，据说还可以携带MK-82系列无制导炸弹。以巴基斯坦空军对F-7PG型战斗机的实际运用来说，主要将其作为一种要地防空的截击机来使用。

中巴合作的JF-17/FC-1

1984 年，巴基斯坦空军向中方提出可以将中方生产的米格-21的一种改进型歼-7m进行升级：包括增设下视雷达，将发动机从涡喷-7（R-11发动机的仿制改进型）进行升级，改进座舱和航电使其接近与当时比较先进的F-16，提高机体寿命，以及增加内油等改进要求。该计划被中方命名为歼-7CP（中国和巴基斯坦是CP）意为中巴合作，巴基斯坦则将该计划定为“佩刀2”，巴基斯坦预计该机的装备量有超过150架。足以超过印度拥有的米格-21bis。

歼-7CP方案气动布局仿制歼-8将机头进气改为两侧进气这样就可以在机头安装更大口径的雷达，成飞在1985年开始依靠当时的国际环境联合美国著名的格鲁门公司开始改造计划的时候，巴基斯坦的死敌印度开始从苏联获得第三代战斗机米格-29，这使得歼-7CP计划无法再抗衡印度。巴基斯坦国防部在分析了佩刀2计划的可行性之后，决定在1987年中止该计划。随后，歼-7CP 的研制工作也随之终止。

成飞公司在巴基斯坦的项目终结之后，依然和格鲁门公司合作继续改进方案，新的改进方案将立足于已经成熟的F-16引进美国的F-404发动机，对飞控和气动进行更大幅度的改进，引进F-16的飞控航电，机翼由三角翼改为带边条的 40 度后掠角梯形翼，对进气道进行改进提高进气性能等使得该机拥有良好的跨音速和大迎角机动力。该计划被定名为超-7方案（super J-7），

1989随着东欧巨变的发生，格鲁门公司尊照美国政府的命令撤出了超-7计划。米国也开始对巴基斯坦实行武器禁运，巴基斯坦预付定金的F-16被美方扣押，自己国内获得F-16也无法获得升级，武器和备件；由于经济窘迫外购其它国家的战斗机无法谈起，万般无奈，巴基斯坦又一次动了和中国合作生产一款高性价比战斗机的想法。

新飞机起名FC-1战斗机（fighter china），巴基斯坦称其为JF-17（joint fighter）。俄罗斯米格设计局也加入 FC - 1 计划，演变为以成飞、米格设计局和巴方参与的三家合作项目。米高扬设计局的加入解决了长期困扰成飞公司的飞机气动布局和发动机问题。俄罗斯提供了RD33的FC1专用改进型RD93发动机解决了FC1的心脏病。

新的FC-1设计不仅有着与F16A极为相似的气动布局，也有俄方的新型技术，融中、俄、美三家技术为一体。 超7、FC-1的外形几经演变，其进气口内倾，翼面类似与F16，采用宽边条，并向后延伸形成后边条兼作尾撑，带前后缘襟翼的40度后掠梯形翼，平尾、垂尾经过切尖修形，机翼前缘的延伸板也被加大。这种外型设计，很明显能提高飞机的中低空缠斗性能，同时减少机身的雷达波反射面积。三个起落架的结构形式也全部改变，以腾出更大的翼下空间挂载武器。

新飞机1999年开始研制，2003年8月25日01号机实现了首飞，2006年4月28日04号机首飞。JF-17正式生产型在2009年正式交付巴基斯坦。

FTC-2000G

贵飞公司前身是贵州飞机制造厂（代号：011基地），该企业1979年开始负责研制歼教-7飞机，歼教-7飞机1994年最后生产定型。歼教-7飞机除了执行训练任务，还保留了歼-7飞机的作战相关设备和外挂系统，具备使用霹雳系列空空导弹和火箭弹，炸弹等武器的能力，此外还装有一门30-1型30毫米机关炮。

进入21世纪后，歼教-7飞机因设计过于老旧，且飞行性能、电子系统都不适合用来培训第四代战斗机的飞行员，继续换代。教练-9飞机在2005年完成鉴定试飞，2010年空军领先使用，2011年正式列装部队。与歼教-7飞机相比，教练-9重新设计了飞机前部机身，改为两侧进气，为在机首安装雷达留出空间，同时放低了前座高度，让后座驾驶员不必再像当初在歼教-7上一样还要使用潜望镜观察前方情况。

同时该机座舱设计全面现代化，接近了空军现役第四代战斗机的座舱，与之相应的，是全机电子设备的现代化，具备了包括手不离杆，多功能显示器，平视显示器，1553B数据总线、火控雷达、任务计算机、武器外挂管理等设备，可以适应第四代战斗机飞行员训练的需要。同时，该机的机翼采用了类似成飞歼-7E的双三角翼设计，使飞机的中低空机动性能大幅度改善。

在教练-9飞机装备部队后，随着海军航空兵的发展，贵飞又继续开发了更加先进的教练-9G“海山鹰”飞机，该机采用了DSI进气道，并加装前缘襟翼，取消腹鳍，使飞行性能、结构强度性能比教练-9有了较大的提高。目前被用于我海军航空兵部队训练，甚至用于歼-15战斗机飞行员陆上模拟航母起降训练。

贵飞首先推向市场的是FTC-2000，也就是教练-9飞机的出口型，稍后又展示了在“海山鹰”结构基础上改进，增强携带外挂武器系统性能的FTC-2000G。这种飞机一经推出就引起国际关注，被认为是国际上最廉价，性能又不错的多用途战斗机。FTC-2000G采用涡喷-13发动机。

FTC-2000G低成本多用途战斗机，是在FTC-2000“山鹰”教练机和“海山鹰”舰载教练机基础上开发的轻型双座多用途战斗机。第一个重要改进是采用DSI进气道，优化FTC-2000G的跨声速机动性能。FTC-2000G的外翼前缘采用了第三代战斗机上非常流行的前缘机动襟翼，起到增升效果，提高了飞机的机动性能。FTC-2000G的垂尾可以有效降低翼尖分离现象，提高垂尾的气动效率，增强中低空中低速飞行状态下的航向稳定性。

FTC-2000G作为多用途战斗机，肯定要强调对地打击能力，因此FTC-2000G并未采用单座布局……其中后座设置为武器控制员，用于执行对地攻击任务，前座飞行员则专心负责驾驶，这也是多用途战斗机普遍采用的一种座舱布局模式。机翼下一边各保留3个挂架，机腹下使用一个重型挂架，在机腹两侧各有一个小型挂架，用于挂在中小型炸弹或导弹武器。

根据贵飞公司最新公布的数据，该机的最大速度Ma1.2，正常起飞重量为7900千克，最大起飞重量11000千克，最大航程为2400千米，续航时间为3小时。在起降性能方面，该机最小起飞离地速度为240千米/小时，起飞滑跑距离只有450米，着陆接地速度220千米/小时，着陆滑跑距离750米，已经接近或达到了现役战斗机的标准。

歼-8：双发的米格-21扩大版

1964年，航空研究院提出要在米格-21的基础上研制新型高空高速歼击机，同年10月的方案论证会上，沈阳飞机设计研究所提出了两种方案：装配单台全新研制的大推力发动机/装配两台成熟的涡喷7甲发动机。后者最终被采用。1965年，沈阳飞机设计研究所给出了该歼击机的性能指标和代号——歼-8。

设计性能指标：最大速度为2.2马赫；最大升限2万米以上；最大爬升率每秒200米；基本航程1,500公里，最大航程2,000公里；规定了在高度为1.9万米空中的作战时间；安装改进设计的航炮和空空导弹；安装搜索距离较大的雷达。采用机头进气，大后掠角、小展弦比、薄三角翼、下平尾、双腹鳍的气动布局。选用两台涡喷7甲发动机，飞机的推重比为0.89。

1969年7月5日上午9时许，在沈阳飞机制造厂的机场上，试飞员王焕进行了首次试飞，高度为3000米，时速500公里。在后来的多次试飞中，歼-8出现了跨音速抖振故障，难以超音速等许多问题。1978年6月，试飞员王昂驾驶歼-8进行高空作加力边界试验时，飞机在高空时两台发动机突然同时停车，连续三次重新起动发动机失败，终于在第六次尝试时成功重启，此时飞机距离地面仅1500米。经过了大量的修改优化，最终在1979年12月31日，航空产品定型委员会同意歼-8型飞机设计定型。1980年3月2日，国家军工产品定型委员会批准定型。在1969年到1979年的十年试飞中，歼-8累计经历1025个起落，共计飞行663个小时。

歼-8白

最早定型的歼-8被称为 歼-8白（歼-8昼间型），该型于1985年停产。如果按照技术标准和使用条件，歼8昼间型可以分为三个不同的型号，第一个型号就是标准的歼8的昼间型；第二个型号是在歼8昼间型机体上部分采用歼8 I的雷达和电子设备所生产的改进型战斗机，这个型号可以将226雷达测距器和SL一4雷达互换，被称为“一壳两用机”；最后一个型号是利用歼8昼间型改装的歼8E超音速侦察机。后来大多数昼间型歼-8按照全天候型的标准进行了改装。

歼8白小小的进气锥里有一台非常简单的雷达测距仪，这可不是雷达，雷达测距仪有两个作用，第一是为了避免目标超出空空导弹的射程，第二则是辅助光学瞄准具进行校正。这套系统来自歼7，所以歼8这个大号歼7完全没有任何夸张。这台光学瞄准具的型号是射瞄8，只有简单的提前角计算能力，无法跟踪目标的轨迹射击。当时中国采用的是和苏联类似的GCI模式，也就是地面引导截击系统，飞机本身很简单，依靠地面的雷达提供目标信息进行战斗。这样的好处是飞机相当简单耐造，可以大规模生产，但缺点是战斗效率低下。相比之下，1958年服役的美国F104已经安装了AN/ASG-14系统，具备夜间发射导弹的能力。

配置特点

两台WP-7B发动机

两门30mm机炮

四枚霹雳-2空对空导弹

歼-8A

歼-8昼间型无法满足设计之初的性能指标，且不具有全天候战斗能力，严重影响了其战斗力。1976年3月，具有全天候战斗能力的歼-8A开始研制。歼-8A在歼-8昼间型的基础上安装了SL-4火控雷达(后改为JL-7AG)、射瞄-8A改瞄准具、火控计算机、导弹随控装置等电子设备，并重新设计了电子系统，座椅系统，氧气系统和组合仪表，同时将两门30mm机炮替换为一门23-3型23mm双管机炮。

沈阳飞机设计研究所于1978年2月完成歼-8A的生产图，并开始进行试制。第一架原型机于1980年5月完成总装。但在1980年6月15日地面试车中，由于液压系统故障，发动机起火导致整机烧毁。第二架原型机在更换液压泵后于1981年4月24日完成首飞。最终在1985年7月27日正式定型，此时的歼-8A终于满足了整整二十年前——1965年的性能指标。1984年，研制了17年的204单脉冲火控雷达完成设计定型，但搜索距离仅为18千米，后正式命名为SL-4型。理所当然的，歼-8A投产时注定已经落后。单脉冲晶体管技术可靠性差，又不具备下视功能，并且此时所用的霹雳-2乙早已停产，霹雳-5乙又根本无法和204雷达匹配，导致此时的歼-8A根本不能执行作战任务。在1987年，JL-7火控雷达定型，换装了JL-7后该问题得到一定解决，但生产了31架后就于1990年停产。

配置特点

SL-4火控雷达/JL-7AG火控雷达

射瞄-8A

一门23-3型23mm双管机炮

四枚霹雳-2/霹雳-5乙

航空火箭弹

歼-8E

由于歼-8A设计时间较早，配套的航电系统落后，沈阳飞机设计研究所对歼-8A进行了改进。包括将SL-4替换为JL-7AG火控雷达，探测距离提高到28KM，增加携带霹雳-5乙的能力，同时对光学瞄准具进行了改进，以支持霹雳-5乙的离轴发射能力,加装941型箔条/红外干扰弹综合投放器、全向雷达告警器等设备。1992年11月24日第一架改装后的歼-8E飞机首飞，1993年7月通过技术鉴定。1996年3月31日，歼-8E与歼-8IIM同日首飞，随后歼-8A飞机陆续被改装为歼-8E。所有的歼-8E已于2011年全部退役。

配置特点

JL-7AG

霹雳-5乙

941型箔条/红外干扰弹综合投放器

全向雷达告警器

歼-8R

歼-8R是衍生自歼-8昼间型的战术侦察型，该型号在机腹加装由美国和西德联合提供的KA-112A侦查吊舱。1984年空军决定改装10架歼-8昼间型为歼-8R型，1989年8月完成改装。所有歼-8R于2011年退役。

歼-8ACT

1982年，尝试在歼-8飞机的基础上设计“主动控制技术验证机”（ACT），以验证模拟式三余度电传操纵系统。联邦德国MBB公司参与了该项目并负责对操纵系统进行评审。1988年12月8日，歼-8ACT完成首飞。1989年1月28日，歼-8ACT模拟式纵轴电传操纵系统完成试飞。1990年6月24日，歼-8ACT数字式纵轴电传操纵系统闭环首飞成功，这标志该机验证工作获得初步成功，其技术后来由歼-8IIACT验证机继承并继续发展。 1991年4月23日，歼-8ACT正常完成了例行试飞，着陆时轻跳起30厘米，飞行员推杆制止机头上仰。但因动作稍猛，且试验中的飞行控制软件存在缺陷，使得这一操纵动作超出了计算机的计算范围，飞行控制软件完全失效。飞机第二次跳跃至10米高度并倾斜35度，飞行员被迫跳伞逃生后飞机坠毁。

歼-8Ⅱ系列

歼-8Ⅱ基本型

受制于机头进气，歼-8难以安装大直径雷达天线。于是在1980年下半年，沈阳飞机设计研究所开始在歼-8的基础上进行改进，将原有的机头进气改为两侧进气，同时使用WP-13B发动机替换WP-7发动机，这种飞机即歼-8II。该项目仍由顾诵芬担任总设计师，1984年6月12日，歼-8II原型机首飞成功。1988年10月15日，军工产品定型委员会正式批准歼8II飞机设计定型。歼-8II将之前各型号的优点集中，整体性能得到较大提升。但受制于航电水平落后，歼-8II的机载雷达没有半主动雷达制导功能，缺乏空军所需要的超视距作战能力，计划配套的霹雳-4空对空导弹也于1985年下马，因此歼-8II基本型并未服役，少量生产交后交由空军飞行试训中心进行试验训练任务。

性能数据

长度21.38米
翼展9.34米高度5.41米
翼面积42.19平方米
空重9,920千克
正常起飞重量15,205千克
最大起飞重量19,800千克
发动机2台涡喷-13B-II型涡喷发动机
推力
常规：2×42.7千牛 加力：65.9千牛
最大速度2.3马赫（12000米) 爬升率200米/秒 实用升限20500米
最大航程2150千米
作战半径 800千米（无空中加油）1300千米（一次空中加油）
巡航半径 2,500千米
武器装备（歼-8II）
一门23-3型23毫米双管机炮
霹雳-2红外线制导导弹
霹雳-5红外线制导导弹
霹雳-8红外线制导导弹
霹雳-11半主动雷达制导导弹
霹雳-12主动雷达制导导弹
R-27中程空对空导弹
鹰击-91反辐射导弹
雷石-6滑翔制导导弹
标准航空炸弹 等

歼-8B

歼-8B在歼-8Ⅱ基本型的基础上，在机头安装了208雷达（即SL-5，因为原计划采用的SL-8雷达研发进度滞后），发动机改为WP-13AⅡ，并更换了一些新设备。1984年6月12日，原型机首飞成功。1988年10月15日，通过设计定型。这是歼-8B的01批次，因雷达性能较差，并没有大规模生产和装备。02批次安装了计划中的SL-8雷达，加装了新型大气数据计算机、平显火控系统、通讯/导航/数据传输系统等新型设备，初步具备了中距拦射能力和一定的对敌攻击能力。02批次1989年11月首飞，1995年12月定型。全机相对歼-8的总更改率达70%以上。中美双方曾于1987年签订了向中国出口能改进55架次歼-8Ⅱ的相关设备的合同，总金额高达5.5亿美元。该计划被称为“和平典范”（八二工程）。两架歼-8Ⅱ在89年初运到美国，由美方人员试飞评估并进行改进。美方动用了爱德华兹基地;空军飞行试验中心;（Air Force Flight Test Center）6510中队。美方试飞项目主管是拥有5700飞行小时的资深试飞员，曾撰写美军飞行学校教材。同时中方约20名技术人员前往纽约长岛格鲁门公司工厂、代顿空军基地进行培训学习。

歼-8ⅡM

歼-8IIM是歼-8II的外贸型号，加装一台俄制ZHUK-8IIM脉冲多普勒火控雷达、改装了座舱显示系统，可使用R-27和R-73空对空导弹，1996年完成首飞并参加了当年举办的的第一届中国国际航空航天展。

从2006年珠海航展小册子来看，歼8ⅡM一直都在推销，时间跨度至少在10年，但是却从未获得过一架订单。究其原因就是歼8Ⅱ根本不适合改成对地攻击飞机甚至多用途飞机，原本计划虽然是夺取制空权的歼击机，但是实际更接近截击机，一架截击机去对地攻击实在是八竿子打不着。如果真的要找原因，歼8Ⅱ作为一架基础技术都被美国解密的飞机，不用担心技术泄露，同时当年我国能出口飞机无非就是歼7和歼8。

配置特点

俄制ZHUK-8IIM脉冲多普勒火控雷达

R-27/R-73空对空导弹

歼-8ⅡACT

该型号在歼-8II的基础上改装而来，包括在进气口外侧增设一对鸭翼，加装三轴四余度电传操纵系统等。1996年12月29日完成首飞，2000年获国防科工委科技进步奖一等奖，2001年获国家科技进步奖二等奖。

歼-8C

1991年5月，歼-8III正式批准立项，命名为歼-8C，该型号最重要的两大改进为：换装两台WP-14发动机，加装自行研制的数字化航空电子综合火控系统。其他改进包括换装1471脉冲多普勒火控雷达、增加空中加油能力、增加使用武器种类、换装弹射座椅等。

1993年12月12日，歼-8III的01架原型机完成首飞，1994年12月30日，03架全状态原型机完成首飞，1995年至1996年，01架和03架原型机先后转场试飞院进行定型试飞。但1997年1月24日/1999年5月20日的两次事故影响了歼-8C的定型，并且配套的WP-14发动机在试飞期间故障频发，加之此时歼-8F也已完成设计定型，于是歼-8C项目在2002年通过设计鉴定后宣告下马。

配置特点

EL\M-2034雷达（以色列制），中国称JL-9型

加装新型下视显示器（Multifunction Display System MFD）和新式平视显示器（Head Up Display System HUD）

歼-8D

歼-8D是在歼-8B的基础上发展而来，加装了受油管，使其具备空中加油能力，并换装新型雷达。该型号于1990年11月21日首飞，1991年12月完成首次空中加油，1995年5月交付部队。

配置特点

换装SL-5A雷达，后期部分换装了KJL-1雷达

歼-8H

虽然歼-8C的发展并不顺利，但该计划所使用的1471多普勒脉冲火控雷达进度良好，于是沈阳飞机设计研究所提出在歼-8D的基础上进行航电升级。1999年12月，总装备部同意歼-8H方案，方案将升级现有歼-8B/D的航电系统，将208甲单脉冲火控雷达换装为1471多普勒脉冲火控雷达的改进型号1491型，2000年6月18日该型号首飞成功，2002年8月完成霹雳-11空对空导弹（国产阿斯派德导弹）定型靶试任务，2004年1月20日正式完成定型。改造后的歼-8B/D飞机被称为歼-8BH/DH型。

歼-8G

歼-8G在歼-8H的基础上改进，加强了机翼中央挂点强度，在机腹加装测频天线罩，改进后可以发射鹰击-91反辐射导弹和KD-88空对地导弹。歼-8G的主要特点是高空高速，能在25000米的高度进行超音速巡航，其最大速度达到2.5马赫，是中国空军现役战机中速度的极值。歼-8G的发动机采用中国新研制的涡喷发动机，推重比达到美标准的7.5。歼-8G于2006年首飞定型，并已列装驻新疆空军部队。

配置特点

鹰击-91反辐射导弹

KD-88空地导弹

歼-8F

1998年，沈阳飞机设计研究所在歼-8C上进行改进，换装2台WP-13BII发动机、使用1492脉冲多普勒火控雷达替换原1471火控雷达、增加使用霹雳-12空对空导弹和对地精确制导武器的能力、进行座舱现代化改装等。2000年12月20日该型号首飞，2002年交付使用。歼-8F的航电系统被用于歼-8B/D飞机的升级，升级后的型号被称为歼-8BF/DF，该型号也是歼-8II系列的最终改型，目前仍在服役。

歼-8F战斗机是歼-8系列的改进型号，采用了两侧进气设计，机头安装了更先进的雷达系统。歼-8F的最大飞行速度可达2.5马赫，升限2.5万米，具备良好的高空高速拦截能力。歼-8F使用两台涡喷-13BII发动机，每台发动机的加力推力可达7000公斤，推重比较高，起飞时的推背感明显。歼-8F的机体结构得到了加强，使用了铝锂合金整体式油箱，同时保留了空中受油能力。

歼-8F战斗机重点改进了电子、火控、导航等系统，使其成为全天候歼击机。它配备了与歼-10相同的1492型火控雷达，该雷达的性能超过早期引进的苏-27。此外，歼-8F还加装了头盔瞄准具和“蓝天”低空导航/瞄准夜视吊舱，以及空中加油管，这些改进显著提升了其作战能力。

歼-8F能够发射PL-12型主动雷达制导中程空对空导弹，这种导弹具有发射后不管的能力，使歼-8F在超视距作战能力上有了质的飞跃。同时，歼-8F的武器外挂架从5个增加到7个，使用了复合式挂弹架，加上发动机推力的增强，载弹量大幅提高，使其具备了空对地/对海精确打击能力。

歼-8F战斗机的优势是高空高速和快速拦截能力，其最大飞行速度达到了2.5马赫、最大飞行高度是25000米，再加上机载1493型脉冲多普勒火控雷达搭配霹雳-12主动制导空空导弹，使得歼-8F拥有超视距攻击能力。但歼-8F的短板就是作战半径太小（大约只有600公里），除非接受空中加油才可以将作战半径进行延伸，同时战场信息感知能力也已经落后（需要预警机或其他更先进的机型进行辅助）。

配置特点

两台WP-13BII发动机
1492脉冲多普勒火控雷达
霹雳-12空对空导弹
俄制R-27（AA-10）/R-77（AA-12）

歼-8FR

该型是衍生自歼-8F的战术侦察型，保留空战能力的同时增加侦查功能，该型号去除航炮并在机腹加装保形侦查吊舱，服役之初使用两台WP-14发动机，但由于故障频发又换回两台WP-13BII发动机。涡喷14昆仑发动机号称是最先进的涡喷发动机，发动机喷零件是涡喷14昆仑发动机被人诟病的一个重要的原因。

配置特点

红外照相机/合成孔径雷达

歼侦-8F

该型是沈飞用歼-8F改装的战术侦察型，该型不仅装备了光学侦察设备，还装备了电子侦察设备。

歼-8T

歼-8T“太阳鸟”

歼-8T为对歼-8F进行小幅改进的外贸型号，未能出口。该型号最早出现在2008年珠海航展展示的一张中国飞机发展时间表上出现，2009年9月以模型方式在第十三届北京航展展出。歼-8T装备了国产X波段全波形脉冲多普勒雷达和现代化的综合航电系统，摆脱了对俄制设备的依赖。歼-8T同时改进了气动性能，改进边条翼和飞行迎角从而提高机动性能，配备有半埋模块化多功能保型舱，采用WP-13BII发动机，并可选配FWP-14A发动机。

涡喷7/涡喷13

涡喷7甲是在涡喷7上的增推型号，涡喷7就是随着米格-21一起引进的R11-300涡喷发动机，1965年全面展开试制，1966年12月国家验收，1967年小批生产，1967年6月8日生产定型。最大推力3,900公斤，加力推力 5,750公斤，推重比5。

北京航空材料研究所专家荣科就建议提高涡喷7的涡轮前温度，这个改动小，但要提高涡轮前温度，用原来的高温材料耐受不住，临时研发更好的耐高温材料来不及，就想通过把涡轮叶片做成空心的，让冷空气在叶片上的气孔中喷出，在叶片表面形成气膜保护层，由于空气是热量的不良导体，靠这个气膜保护层来隔绝高温，来降低涡轮表面温度，以提高叶片的耐温性。通过科研人员的奇思妙想，花了一年多时间搞出来了，这个就是涡喷7甲发动机。

涡喷7甲发动机达到了涡轮前温度比涡喷7提高了100℃的要求，于1966年11月在410厂生产出一台份铸造空心叶片，12月装机试车成功。这使中国的涡轮叶片一步上了两个台阶，一个是锻造合金改为真空铸造合金，二是由实心叶片变为空心叶片。在不改变涡喷7发动机结构的情况下，发动机耗油率降低14％，最大推力提高11％，达到4300公斤，加力推力达到6吨，推重比提高到5.22。

由于涡轮前温度提高100°С，在长期试车中出现火焰筒安装边裂纹，当时无法排除这种故障，直接降寿一半出厂使用。本来涡喷7发动机的翻修寿命已经够短的了，只用了100小时就要翻修，结果这个涡喷7甲发动机又给缩成了50小时就得翻修，按一次飞行2小时算，每飞25次就得翻修发动机。大家知道歼7的发动机还特别难拆，要拆掉整个后机身才能把发动机给拆下来，不像西方飞机这方面人性化做得比较好。这问题拖了18年之后，在直到1982年才解决，涡喷7乙就是为了解决涡喷7甲的各种稳定性问题搞得。

牌　　号　涡喷13
用　　途　军用涡喷发动机
类　　型　涡轮喷气发动机
国　　家　中国
厂　　商　沈阳黎明发动机制造公司/贵州黎阳航空发动机公司
生产现状　生产
装机对象　(WP13)　　　　J-7Ⅲ
　　　　　(WP13AⅡ)　　 J-8Ⅱ、J-8Ⅱ(02)
　　　　　(WP13F)　　　 J-7E
　　　　　(WP13FI)　　　J-7ⅢA/J-7D FTC-2000G

1970年代末80年代初，中国从埃及获得了米格-21MF和配套发动机P-13，并打算加以仿制。但由于材料与工艺上的原因，最后结合涡喷7系列的特点参照研制成功了涡喷13系列发动机。当时涡喷13主要是为了配装参照米格-21MF仿制的歼7Ⅲ战机，其次才考虑到歼8的大改需要，作为其后续改进型号的动力装置。

涡喷13的设计研制工作1978年开始，1987年结束，历经10年。研制过程中共制造19台发动机，总运转2500小时以上。1984年12月至1985年1月通过了150小时设计定型国家鉴定试车，1987年8月在跨国飞行试验研究院完成了设计定型试飞，1988年2月国家批准设计定型。首翻期150小时。　　

WP13的性能结构特点是在WP7的基础上改进设计了压气机，增大了空气流量，扩大了发动机的稳定工作裕度。钛合金在压气机部件的应用，减轻了发动机重量。各部件、系统的结构改进，使发动机的使用可靠性、耐久性和操纵灵活性大为改善。该发动机由于其推力性能尚不能满足J-7Ⅲ飞机改型的增重要求，后为WP13FI所取代。

WP13AⅡ是在WP13设计研制的同时，黎阳机械公司和011第二设计所为满足J-8飞机的改型设计要求与WP13并行研制的。其性能结构改进的特点是以WP13为基础改装设计了在WP7乙成熟使用的主燃烧室和高温涡轮部件，并对其他部件、系统、成件等做了适应性改进。为减轻重量进一步扩大了钛合金的应用范围。在研制过程共制造了21台发动机，整机总运转1500h以上。1986年12月通过了150h设计定型国家鉴定试车。1987年8月在中国飞行试验研究院完成了设计定型鉴定试飞，1988年3月批准设计定型。首翻期150h。该发动机于1994年9月完成了生产定型及首翻期由150h增长至300h的延寿鉴定工作。

WP13F该发动机最初是为满足J-7Ⅱ飞机提高发动机推力的要求，于1984年开始研制的。1985年以后通过飞机对三个不同改进型号发动机的选型对比试飞而中标，1988年正式被选定为J-7E飞机的动力装置。WP13F的性能结构改进特点是在WP13AⅡ主要部件改进的基础上，对热端部件涡轮、加力燃烧室的结构、材料做了多方面的改进，如2级涡轮叶片采用带冠结构，加力稳定器改为沙丘驻涡形式等。1992年4月通过了300h设计定型国家鉴定试车，并于同年5月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，9月批准设计定型。首翻期300h，总寿命900h。

WP13FI是为满足J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是WP13的性能改进型，最大状态推力比WP13增加588daN，全加力推力增加392daN，其性能结构的改进特点是重新设计了第1级压气机，转子叶片由24片改为19片，增大空气流量2kg/s，并在压气机上采用了附面层控制技术。主燃烧室与涡轮部件选用WP13F的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式稳定器。在研制过程中重新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏，并对热端部件的材料与热工艺技术做了多项改进。WP13FI的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸16mm。1994年1月完成了设计定型鉴定试飞，1994年9月通过了300h设计定型国家鉴定试车，于同年10月通过了设计定型技术鉴定。首翻期300h，总寿命900h。

WP13AⅡ WP13原型机基础上的改进型。1980年开始设计,1984年配装歼8Ⅱ飞机实现首飞,1988年设计定型, 1994年生产定型。WP13AⅡ发动机的主要改进是附件传动系统设计,加力筒体增长550mm,压气机由钢机匣改为铸钛机匣,采用空心气冷式涡轮叶片等,发动机推力提高到6470daN,1990年增设了防喘系统,1991年防喘系统通过技术鉴定。设计定型时首次翻修时间为150h,生产定型前进行了延寿改进(共进行了60项的结构改进)，使发动机首次翻修时间延长到300h。

WP13F(曾用名WP7F) 在WP13原型机基础上改进设计的。1985年试制并进行验证试飞。1988年确定WP7F发动机配装歼7E飞机,并将WP7F更名为WP13F,1990年WP13F发动机配装歼7E飞机实现首飞；1992年设计定型,1999年生产定型。WP13F发动机采用了九小孔气冷式带冠第1级涡轮叶片、带锯齿形叶冠的第2级涡轮叶片、带气冷式结构的第1级导向器、沙丘驻涡式加力稳定器、加力输油圈总管直射式喷嘴、加力筒体全长隔热屏结构,附件传动系统改进设计等。发动机首次翻修时间为300h。

WP13FⅠ 在WP13F发动机基础上改进设计。1990年开始研制,1992年首飞,1995年完成设计定型。主要改进是压气机第1级工作叶片由24片改为19片,加大弦长,增大了空气流量。在主燃烧室外套左、右两侧设置了能保证供给飞机襟翼吹风系统抽气的安装座。

WP13B 在WP13AⅡ发动机基础上改进设计,采用了高负荷高流通能力的压气机、单元体沙丘驻涡式加力稳定器、三大异型孔第1级涡轮叶片等。1985年进行预先研究并设计,1994年开始验证机试制,1996年9月在歼8ⅡM飞机上实现首飞,1996年11月配装歼81ⅡM飞机参加了首届珠海航展飞行表演,获得成功。1998年通过技术鉴定,2000年在歼8H飞机上首飞,2002年11月通过设计定型审查,2004年设计定型。

WP13BⅡ 在WP13B发动机基础上,为满足飞机用电的要求,对附件机匣进行了改进设计。

WP13F(B) 在WP13F发动机基础上,为满足飞机液压系统换装流量较大的液压泵而相应改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2000年开始研制,2002年完成技术鉴定。

WP13F(C) 在WP13F发动机基础上,根据飞机附件功率需要进行适应性改进附件机匣设计,主要技术数据与WP13F相同。2002年开始研制,2004年首飞, 2009年完成设计定型。

进 气 口　8级轴流式。超跨音速设计、低压3级、高压5级。转子为盘鼓轴式结构。压气机除第1、2级转子叶片和盘、压气机轴、第8级静子叶片为1Cr11NiW2Mo锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为TC11钛合金制造。WP13FI第1级转子叶片由24片改为19片，其第3级静子内环采用钛合金整体精铸及热等静压式艺。

燃烧室　环管形。10个火焰筒，采用5段气膜冷却，涂W-2高温陶瓷。低压电容放电点火，具有两个点火器。火焰筒材料为GH3044，安装边为GH1015铁镍基合金。PW13的安装边为GH3030。

高压涡轮 轴流式。高、低压各1级。第1级导向器叶片和转子叶片为对流气冷结构(WP13的第1级转子叶片为GH220实心锻造叶片)。WP13F、WP13FI第2级转子叶片改为带冠叶片。第1、2级导向器叶片材料为K403。第1级转子叶片材料为K417。第2级转子叶片材料随型别改变：WP13、WP13AⅡ为GH4049；WP13F为K417；WP13FI为DZ4定向结晶耐热合金。K417采用了无余量精铸新工艺。

加力燃烧室　WP13、WP13AⅡ采用环形加径向混合型稳定器；WP13F、WP13FI为沙丘驻涡式稳定器。WP13AⅡ、WP13F、WP13FI加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。WP13AⅡ筒体加长550mm。稳定器和隔热屏材料为GH3128(WP13为GH3044)，筒体为GH99(WP13为GH3044)。

尾喷管　简单收敛式。喷口可调。

控制系统　电气－机械液压式。控制各工作状态和状态转换过渡过程的工作程序、燃油和喷口面积。WP13AⅡ在发射武器时具有联锁点火及脉冲切油的防喘功能。

全加力状态推力(daN)(下限值)
WP13　　　　　　　　　6277
WP13AⅡ　　　　　　 　6345
WP13F　　　　　　　　 6326
WP13FI　　　　　　　　6669
中间状态推力(daN)(下限值)
WP13　　　　　　　　　3923
WP13AⅡ　　　　　　　 4119
WP13F　　　　　　　　 4315
WP13FI　　　　　　　　4511
全加力状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值)
WP13　　　　　　　　　2.29
WP13AⅡ　　　　　　　 2.24
WP13F　　　　　　　　 2.09
WP13FI　　　　　　　　2.09
中间状态耗油率[kg/(daN·h)](上限值)
WP13　　　　　　　　　0.979
WP13AⅡ　　　　　　　 1.009
WP13F　　　　　　　　 1.009
WP13FI　　　　　　　　1.009
推重比(全加力推力下限值/净质量上限值)
WP13　　　　　　　　　5.54
WP13AⅡ　　　　　　　 5.28
WP13F　　　　　　　　 5.77
WP13FI　　　　　　　　5.98
空气流量(kg/s)
WP13/WP13AⅡ/WP13F　　66.0～67.0
WP13FI　　　　　　　　68.0～69.0
总增压比
WP13/WP13AⅡ/WP13F　　8.8
WP13FI　　　　　　　　9.2
涡轮进口温度(℃)
WP13　　　　　　　　　970
WP13AⅡ/WP13F/WP13FI　1015
最大直径(mm)　　　　　　　907
长度(mm)
WP13/WP13F　　　　　　4600
WP13AⅡ　　　　　　　 5150
WP13FI　　　　　　　　4616
质量(kg)(交付状态上限值)
WP13　　　　　　　　　1235
WP13AⅡ　　　　　　　 1306
WP13F　　　　　　　　 1198
WP13FI　　　　　　　　1220