歼七邮箱（歼七 歼八）

中国歼教-7教练机的总体有哪些布置？

歼教7是贵航在歼7II战斗机基础上研制的高级歼击教练机。歼7II的原型是苏联著名的米格-21战斗机，米格-21采用了当时较为先进的三角翼技术，具备较好的高空高速性能。

歼教7保持了米格-21家族经典的57度后掠角三角翼、机头进气正常布局，从而保持了较好的高速性能。作为一种教练机，歼教7飞机由歼7II的单座改为双座，座舱盖向右开启，后座为教员座舱。

由于双座设计减少了内部油箱容量，并且降低了飞机高速飞行时的方向稳定性，因此歼教7飞机采用了类似于米格-21MF的大面积宽垂尾(提高高速稳定性)和较宽的背鳍(更大的邮箱容积)；除此之外，歼教7将歼7II的单腹鳍改为双腹鳍，其目的和垂尾一样。

在武器配置方面歼教7与歼7II基本一样，只是减少了一门机炮，仅保留一门23-3机炮。

歼教7飞机于1985年7月首飞，87年定型，88年正式服役。在以后的日子里，贵航公司发展出了歼教7A、歼教7B、歼教7P、歼教7N和歼教7PG等型号，其中7A为中国自己使用，7P、7N、7PG均为出口型号。

歼教7P型根据买方要求换装较大推力的发动机，增加武器挂载能力，采用西方标准的电子火控设备和弹射座椅，并且在95年后改装了30mm机炮。

2002年年中歼教7PG试飞，该型飞机在电子设备上有较大程度提高，加强了火控系统和精确打击能力。

歼教7飞机确实在很大程度上改变了中国空军的训练条件。歼7各型号和歼8各型号均能通过歼教7飞机直接改装，歼教7飞机的飞行特性、操作方法和武器系统与歼7、歼8系列飞机基本相同，不过歼教7飞机作为教练机而言还是有一些问题存在。

首先教练机的起降性能很重要，但由于歼教7和米格-21的气动布局基本一致，因此起降性能并没有任何改善，起飞速度和着陆速度都很高，对没有经验的飞行员而言难度较大。

其次，虽然歼教7是一种教练机，但是其座舱布置却达不到教练机的要求，后座的教员视野很糟糕，即前方视野被风挡隔框和机头阻挡、后方视野则全部被背鳍阻挡，当以色列飞行员和美国飞行员飞过了米格-21后，认为这是其致命的弱点。

在歼教7飞机服役前，中国空军的歼7、歼8飞机飞行员面临着很大的挑战。歼7、歼8飞机飞行性能类似，高空高速性能优异，起降性能和低速性能并不突出，与我军以前装备的歼6飞机有较大不同。

因此，从歼教6高级教练机上训练出来的飞行员并不能很快适应歼7或歼8飞机的驾驶，他们虽然能直接换装歼7飞机，但是改装周期较长，且存在很大的安全隐患，不能很快形成战斗力。歼8飞机飞行特性与歼7类似，飞行员在改装歼8前必须有飞行歼7飞机的经验。

1987年歼教7飞机在中国贵航定型成功，很快便投入现役使用。歼教7飞机的到来在很大程度上缓解了空军的训练改装问题，根据歼教7服役前后几年的飞行安全纪录统计，歼7部队的事故万时率几乎下降了约50%。

歼教7飞机不但解决了飞行员改装歼7前的适应训练问题，而且还能担负一定的战备任务。

歼教7飞机可携带空空导弹和火箭等武器，飞行员可在该机上完成一般的战术训练任务，这样一来歼7、歼8飞机则可以全力备战了。

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歼七飞机起落架收放系统典型故障分析

【摘要】：飞机起落架液压收放系统的传动性能与系统或元件的结构参数、工作条件参数以及负载参数等有关．文中在对收放系统传动时间、传动速度等传动性能计算的基础上分析影响其性能的主要因素。比较其影响程度，并进一步探讨了判断故障原因的方法．

【关键词】： 起落架 自动收起 传动性能 压力流量特性 液阻负载 配合间隙 摩擦力

【正文】：

一．歼七飞机前起落架自动收起的故障研究

起落架收放系统是飞机的重要组成部分，此系统的工作性能直接影响到飞机的安全性和机动性．

改进设计飞机起落架收放系统主要用于控制起落架的收上与放下，控制主起落架舱门和前起落架舱门的打开与关闭，是飞机一个重要的系统，其能否正常工作将直接影响飞行安全。因此对该系统的维护和对所出现的故障进行分析研究，并进行有效的预防就显得十分重要。某单位在对某新型飞机做出厂试飞准备时，当机组人员接上地面压力源和电源进行该机的停机刹车压力调整时，在供压13min后，前起落架开始缓慢收起，飞机机头失去支撑最终导致机头接地，造成雷达罩和前机身02段蒙皮撕裂、结构损坏和前起落架变形等严重后果。本文将对前起落架自动收起的故障进行分析研究，并在此基础上针对性地提出预防措施。

1起落架收放控制原理分析

图1 前起落架收放系统原理图

前起落架收放系统原理如图1所示。正常收起落间隙时，起落架收放手柄(下简称手柄)处于收上位时，电液换向阀l使高压油进入收上管路，放下管路b回油管路相通。在高压油的作用下，下位锁作动筒的活塞杆缩进，下位锁打开。另一路高压油一方面液控单向阀13打开，使舱门作动筒10、12的回油略沟通；另一方面油通过限流活门9进入收放作动筒，使活塞杆伸出，起落架收起，作动筒8的回油经脚向活门7、应急转换活门4、电液换向阀1和应急排油活门2流入油箱。当起落架收好后，协调活门11压通，高压油进入舱门作动筒lO、12的收上腔使舱门收起。当手柄处于放下位置时，来油与放下管路接通，收上管路与回油路相通，起落架放下。在系统中还设有地面联锁开关，当飞机停放时，联锁开关自动断开电液换向阀的电路，此时即使将手柄置于收起位置，电液换向阀也不会工作，从而防止了地面误收起落架。

2起落架自动收起原因分析

由起落架收放控制原理知道，前起落架放下位置是由带下位锁的后撑杆来保持的，所以要使前起落架收起，必要条件是下位锁开锁。而下位锁开锁有两种情况：第一种是机械原因，即放下起落架时下位锁处于假上锁状态，在维修和使用过程中受到某种外力扰动而开锁；第二种是液压原因，即有液压油进入下位锁开锁作动筒，使作动筒活塞杆缩进导致下位锁开锁。而外部检查和事后的收放检查均未发现下位锁有假上锁的现象。因此前起落架自动收起是由液压方面的原因引起的。而由液压原因引起下位锁开锁的因素很多。当电液换向阀工作不正常使来油与收上管路相通，或者联锁开关故障，地面又误将手柄置于收上位置，在电液换向阀工作时，当给飞机供油压时，都会使下位锁开锁。但这两种情况会使前起落架以较快的速度收起而不会缓慢收起，另外也会同时收起主起落架。但这与事故发生时的实际情况不符，因此基本可以排除。结合当时事故发生的情况，导致前起落架自

动收起的原因如下。

2．1 电液换向阀性能不良

起落架电液换向阀用于起落架收放管路的控制，是一种三位四通电液阀，当手柄在中立位置时(不通电)，电液换向阀处于中立位置，

图2电液换向阀中立位置(断电)

此时供油路堵死，起落架的收、放管路均与回油路相通，如图2所示。由于滑阀与阀套之间都有径向间隙6，由6形成两个相同的矩形节流缝隙，此缝隙的节流面积为A=W8，由于形6，且通过此节流口的流量很小，雷诺数m也很小，流动状态属于层流，故通过此节流口的流量Q为：

式中： ——节流口两侧压力差；

——动力粘度系数；

——节流口面积梯度。

则此时，通过2个节流口处的流量为：

式中： ——主液压系统供油压力；

——回油管路压力。

由上式可知，泄漏量的大小主要由节流口面积梯度形和径向间隙6确定，当间隙6越大，则泄漏量越大。而形的大小主要与阀芯的直径有关，直径越大梯度越大；6的大小主要与阀口的形状、制造工艺和加工质量等有关，当设计合理、工艺水平和加工质量高、滑阀和阀套之间没有偏心时，则6就小。如果是新阀，径向间隙小，故泄漏量也小；如果是旧阀，由于控制边被磨损，泄漏面积增大，则泄漏量也增大。为测定泄漏量的大小，拆下电液换向阀，堵住通向作动筒的两个接头，在供压接头处．加液压20．59MPa．在回油接头处接上量杯。

3min后，在回油接头处漏油量为45mL，远大于所规定的不超过20mL

的要求。电液换向阀泄漏示意图如图3所示。

2．2 系统不完整，回油路堵死

为了提高起落架收放系统的可靠性，在系统设计中采用了余度技术。即当正常收放起落架失效时，飞行员可以采用冷气应急放下起落架，以保证安全着陆，如图1所示。为防止应急放起落架时，大量液压油回到密闭增压油箱，使油箱因回油过多而引起爆破，为此在电液换向阀的回油路上安装了应急排油活门。应急放起落架时，将收上管路的油液直接排到机外。平时，在主液压系统供压且电液换向阀不工作时，电液换向阀泄漏到收放管路中的油液可以通过应急排油活门直接流入回油管路中，因此不会引起收放系统的压力升高；如果回油管路被堵死，不能回油时，则泄漏油将进入收放系统(参看图l、2)，使系统压力升高，当压力升高到一定值时就会引起系统故障。据了解，在发生本次事故前，应急排油活门因故障拆下修理，用堵头将回油路堵住，使起落架收放系统不能回油。这样，电液换向阀泄漏到收放管路的压力油就不能释放掉，收放系统的油压将逐渐升高。由于前起落架下位锁的开锁压力比主起落架的小，因此当压力达到一定值后，就会首先使前起落架下位锁开锁，这样飞机在自重的作用下就会引起前起落架自动收起。

3 故障验证

为了验证上述分析是否正确，在原飞机上进行了以下试验：

(1)给主液压系统供压并通电，把手柄放在中立位置。保持30min后，前起落架下位锁没有任何动作。这说明在系统完整的情况下，因电液换向阀的渗漏而进入收放系统的压力油可以从应急排油活门处及时排出系统回油箱。

(2)为模拟事故当时的系统环境，将应急排油活门拆下，并用堵头堵住回油路。给主液压系统供压5min后，前起落架下位锁就开始动作，到6min时下位锁完全开锁。该项试验足以证明从起落架电液换向阀泄漏进入起落架收放系统的油液确实能够将前起落架下位锁打开，说明上述分析是完全正确的。

4维修对策

由以上分析和验证可知，本次事故的原因有两个：一是起落架电液换向阀泄漏量超过规定；二是起落架收放系统不完整，使系统丧失了对不良因素的“自我消化”能力。为了有效预防此类事故的发生，

建议采取以下措施。

(1)改进起落架收放管路的设计

经仔细分析后不难发现，该型飞机在系统的设计方面存在一些不足。应急排油活门的功用是应急放起落架时将收上管路的油液排到机外。由于应急排油活门是安装在系统的回油管路上的，一方面当应急排油活门出现故障时，将会影响整个系统的回油，进而影响系统的工作；另一方面当电液换向阀故障使收上管路不能回油时，则在应急放起落架时，收上管路的油液就无法从应急排油活门排到机外，就会使起落架无法应急放下，即应急放起落架还要受到电液换向阀工作的影响。该型飞机在定型试飞过程中就曾发生过应急放起落架未放到位的故障，其原因就是由于电液换向阀的故障引起的。所以这种安装是不科学的，它使系统的可靠性和安全性降低。但是如果将应急排油活门安装到收上管路，即电液换向阀收上接头的出口处，则既不会影响应急排油活门的功能，又能提高系统的可靠性，也不会发生上述事故。因此，建议有关部门经充分论证后，将应急排油活门安装到电液换向阀收上接头的出口处。

(2)提高产品质量，加强安装前的检查

电液换向阀是起落架收放控制系统的核心附件，对其制造质量和性能指标都有具体的要求。但在实际生产和使用过程中，人们往往重视它的功能，而对它的泄漏量等指标的规定不太重视，总认为泄漏量的大小对系统的工作和性能没有什么影响。因此建议一方面要努力提高工艺水平和加工质量，保持滑阀和阀套的同心，以尽可能地减少滑阀与阀套之间的径向间隙，另一方面在装机使用前一定要加强对其各种性能指标的测定，对泄漏量超过规定的电液换向阀不允许安装使用。

二．数据符合规定前起落架为何放不下

1995年4月13日，我部歼七×××，号机飞完第一个起落着陆时，前起落架未放下，两主轮接地后正常滑跑，机头触地后又滑行约800米停在跑道中段右侧。机务人员及时赶到现场，抬起机头，这时前起落架自动掉下，机务人员将前起落架推上锁，进行初步检查后，即将该机牵引至定检中队。

该机于1992年12月19日第二次大修出厂后飞行236小时446个起落。，在这之前的445个起落均无异常现象。

1、地面检查和模拟试验情况

为查清故障原因，检查组对可能造成前 起落架放不好的有关部位进行了专项检查。

1.1 飞机着陆后，飞机主液压系统尚有余 压60kgf／cm2，油量正常，油箱密封增压良好。在定检中队进行起落架收放共10次，均未发现异常，起落架收上时间为8秒(规程规定不超过15秒)，左右起落架收上时问差 为1秒(规程规定不大于1．5秒)。

1.2开车检查液压泵及液压系统工作情况，系统工作正常，从起动至慢车压力达到140kgf／cm2。，符合规定(规程规定为140一5 kgf／cm2)。

1.3将该机与另一架良好的歼教七飞机同 时拉至起飞线，顶起千斤顶，作慢车工作状态下的收放情况对比，收放起落架10次，未见异常；测量前起落架各部间隙，均符合规定

1.4检查前起落架锁臂、锁槽．表面光滑无毛刺，摇臂转动灵活。测量前起落架开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙h值为3.5mm，其值虽在上极限，但仍住规定值的允许范围内。

1.5模拟飞机着陆状态，发动机在小转速液压泵处在卸荷末期，先放襟翼减速板，紧接着放起落架，再次进行收放起落架的试验(将地面油泵车压力调至80kgf／cm2。)。这样的试验共做了12次，其中3次主起落地已开锁并放到位，主起落架放下指示灯亮后，前起落架仍未开锁。等到系统压力恢复至所调压力值时，前起落架才开锁并放到位，但前起落架开锁时响声很大。

2、原因分析

针对模拟收放试验中该机前起落架3次出现开锁难、放下晚的情

况，检查组集中分析了该机前起落架开锁动作筒工作失常导致前起落架放不下的可能性。

如图（4）所示，正常情况下，前起落架开锁 动作筒的工作可分

为三个阶段：第一阶段，活塞杆伸出长度h为2—3.5mm，消除活塞杆与开锁臂的间隙；第二阶段，活塞杆伸出长度L为20-21mm，锁钩机构开锁，活塞上(右)端面在“B”管咀通油孔的边缘；第三阶段，活塞杆伸出长度S为29～31mm时,“B”管咀打开，前起落架收放动作筒通油工作。一般情况下，只要能够达到上述的顺序条件，就能保证先开锁后放起落架。

经测量，该机h值为3．5mm，L值为20.5mm，S值为30.5mm。从测量情况看，该机除h值在上极限位置外，其余均正常。

根据开锁动作筒的作原理可知，当h值分别在上极限位置(3.5mm)极限位置(2mm)时,值达1．5mm。对于一个既定的开锁动作筒而言，如果当其h值为2mm时，活塞杆伸出L后锁钩机构即开锁，而此时活塞上(右)端面又正好处在“B”管咀即将通油的边缘的话，那么，当其h值因某种原因变为3.5mm时,活塞杆伸出L后，就可能出现在锁钩机构尚未开锁(需要活塞杆再伸出1.5mm才能开锁)的情况下，“B”管咀的油路已通，前起落架收放动作筒的上腔已提前通油，使前起落架产生一个放下力矩，而该力矩又通过支柱上凸部的锁槽作用在锁块上，增大相互的摩擦力，如此时液压系统压力小于80kgf／cm2。，此摩擦力与锁簧拉力之和就很可能大于前起落架开锁动作筒活塞杆的开锁力，造成前起落架开不了锁、放不下。

为进一步判明该机此次故障是否符合上述分析，检查组在地面做了如下试验：用手摇泵给开锁动作筒的“A”管咀加压，并拆开“B”管咀接头(便于检查“B”管咀的通油时机).查发现，活塞杆伸出长度21mm起落架锁钩机构尚未开锁，而“B”管咀开始通油。这项试验结果与以上分析完全吻合

为什么该机在翻修出厂后的445个飞行起落中，工作都正常，而到第446个起落着陆时前起落架放不好呢?为什么发生问题后，地面收放起落架102次均正常呢?检查组分析，这可能是因为在液压系统压力较大(80～lOOkgf／cm2。)时，虽然也存在开锁动作筒“B”管咀通的问题，但由于开锁动作连续(中间不停顿)，动摩擦力较小，所以，前起落架放不下来的故障就暴露不出来。而只有在小压力、连续收放和开锁停顿等几个因素同时存在的情况下，前起落架放不下来的故障才会发生。据飞行员反映，该机本次飞行是小航线着陆，着陆放起落架前飞行员可能使用了减速板。因此，当时的情况就可能是：飞行员使用减速板时，液压系统已处于卸荷末期，系统压力很小，放减速板后，压力进一步减小，接着再放起落架，则压力减至更小(据地面试验，压力可减小至0)，使开锁动作筒活塞杆的伸出过程有停顿，使开锁动作不能连续完成。而在液压系统压力回升时，“B”管又恰通油，因而收放动作筒对锁钩机构施加了压紧力，增大了开锁摩擦力。所以，在这次着陆时，小压力、．连续收放和开锁停顿等几个因素恰好向时具备，致使前起落架开不了锁、放不下，加上该机本次是小航线着陆，从飞行员放起落架到飞机着陆接地的时间缩短，在液压系统压力尚未回升到足以使前起落架开锁放出之前，机头已接地。

3、结论

根据以上分析，开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙偏大(虽在规定范围内，但处在上极限)是造成该机本次着陆时前起落架未放好的直接原因。

三、总结：通过以上的分析说明，歼七飞机起落收不上、放不下、动作筒错为等故障，其原因主要是油液污染，油泵的供油性能不足和某些设计缺陷等，经过理论计算，检修或实验，可以把问题透明化，就有可能更好的解决问题，为提高飞机的飞行品质和可靠性提供了保障，提高了飞行安全系数，最后，也可能为航修企业提供一些必要的规则。

四、致谢：我毕业设计及毕业论文的完成，得到了很多同学和老师的帮助，因此，我要向他们表示最真挚的感谢。

历经近三个月的时间,我的论文终于圆满完成,这不仅仅是我完成了老师下达的任务,更是对我大学整个专业知识的一次升华!在写论文的过程中,我深深感觉到我的专业知识还待进一步的完善,基础知识还得进一步夯实!知识面的狭窄是我完成这篇论文最突出的一个问题,在充分认清了我的不足后,我更加努力地利用我打工业余的时间来搜集大量的专业资料,并尽量吸收其中的精华,最终通过自己的独立思考将之转变为自己的东西,并在一定程度上提出了自己的一些见解,较成功的实现了由理论转为实践的最终目的!

当然,论文能顺利完成离不开指导教师的教诲,特别在学期的实习中,您一直灌输我们“多思考,多动手”的意识,这在我构思论文时去积极的独立思考并解决一些实际的问题起到了很好的启蒙作用!在此向您及所有的指导教师道一声:您辛苦了!在以后的工作中,我会继续秉承您的教诲,以一个优秀员工的行动给老师争光,给航院添彩!

完成论文期间我并没有专业实习的机会,虽然我很努力地去写好我的论文,但由于自己的知识面的狭窄及实习经验的匮乏,这篇在时间上相对紧迫的论文难免会有一些漏洞或不足,恳请您的谅解! 谢谢您,老师!

同时还要感谢我的同学们，三年的大学生活，他们帮助我学到了很多，使我懂得了很多道理，同时也打下了良好的基础，我才能顺利的完成这次的毕业论文设计，以及能在以后的工作生活中，不断的开拓进取。

再次的感谢你们，谢谢！

五、参考文献

1．史纪定．液压系统故障诊断与维修技术．北京：机械工业出版社，1990．7．

2．某型飞机地勤培训教材第二册．西安：航空工业总公司第603研究所，1995．10．

3． 黄树执．歼七飞机构造讲义〔M〕．空军工程学院，1987：70- 71

4． 杨闽桢．飞机机体传动与控制〔M〕．空军工程学院。1986：276-287

中国的歼11战斗机属于2代战机还是3代？

一、概述：

歼-11是中国引进生产的俄罗斯Su-27，详见Su-27 研制国家：俄罗斯（前苏联），名称：侧卫（Flanker）

[编辑本段]二、关于SU-27

Su-27于六十年代末由前苏联苏霍伊设计局设计的一种单座双发全天侯重型制空战斗机。当时，美国受前苏联全天候改进型Mig-21D、Mig-25原型机和Mig-23原型机首飞成功的影响，从1965年开始相继提出了F-15“鹰”型战斗机计划和F-16“战隼”轻型战斗机计划作为美国空军未来的新主力战斗机，并形成“高低搭配”的概念。而与YF-16竞争轻型战斗机计划失败而落选的YF-17则被美国海军看中成为其主力舰载机F/A-18“大黄蜂”。苏联人当然不甘落后，作为回应，于1969年开始进行有针对性的未来前线战斗机招标，其主要目标就是要超越F-15，所以这个计划也简称为“反F-15”（Anti-F-15）。

参与竞标的有雅克福列夫设计局Yak-45、米高扬设计局的Mig-29以及苏霍伊设计局的T-10（Su-27的原型机，为苏霍伊设计局内部编号，T即Triangular代表三角翼布局，10代表苏霍伊设计局的第十种三角翼飞机）。经过一番激烈竞争后，当局决定发展较轻的Mig-29以对抗F-16、发展重型的Su-27以对抗F-15。

当时前苏联在先进材料技术（尤其是钛金属）方面和在电传操纵系统方面（已在苏霍伊T-4上试验成功）具有一定优势，这对后来Su-27的发展起了很大作用。不过据传，总设计师帕维尔．奥．苏霍伊认为靠那时候苏联的科技水平尤其是航空电子方面，要造出比F-15好的飞机几乎是不可能的。但到后来前苏联科技人员忘我的工作热情与辉煌的成果使他对自己的项目充满了信心。只可惜他自己没能等到Su-27上天的那一刻，苏霍伊于1975年9月15日与世长辞。在这之后由西蒙诺夫担任总设计师之职。

当原型机在1980年首飞后一直受机体与设备超重情况困扰。在1979年11月发生叙利亚6架Mig-23与2架以色列的F-15A对抗事件，结果是米格机大败。空战过程分析出来后让苏联大为吃惊，F-15的空战性能远超过原来估计。Su-27原型机设计能力完全没有压制F-15能力。受军方对提高Su-27性能要求的刺激，总设计师西蒙诺夫提出改变飞机横截面积，改变气动布局等一系列改进方案。并且在改进方案中巧妙的利用发动机短舱使其成为主支撑的侧面支撑点。为了能提高结构强度，降低重量，大量采用了钛合金设计。这一系列改变按照总设计师的说法是：除了轮胎、主起落架支肋和优秀的K36弹射座椅外，全部部件均要重新设计与制造。

这样一来导致了许多单位与权威人士反对。总设计师抱着必须设计出世界最优秀战斗机理想，找到了非官方战斗研究机构：西伯利亚研究院气动专家卡沙夫斯基诺夫帮忙，卡沙夫斯基诺夫更成为日后Su-27气动外形的创始人。

改进工作与原型机试飞工作是同时进行的。当T-10-1试飞成功时（Su-27系列的第一架原型机），全新改型机也开始组装。虽然T-10-1与Su-27外表近似，但是T-10-1是传统布局，Su-27是随控布局，两者机动性能天差地别。1981年进行了飞行试验，由于改动太大，原来准备批量生产的设备均无法用于现在的改型飞机，一直等到1982年初，在共青城才结束了结构加强型的Su-27批量装配准备工作。而Mig-29已经于1983年开始交付部队使用。在各种压力下，Su-27面临可能流产的境地。

西蒙诺夫在仔细研究Mig-29与F-15后得出结论：Mig-29并没有全面超过F-15。所以认为Su-27还是有希望的。军方内的狂热支持者也对Su-27继续投产起了很大的帮助作用。他们的目标非常简单明确：苏联必须拥有超过F-15的第一流战斗机。

在苏联复合材料工艺缺乏情况下，Su-27采用了大量钛合金结构解决飞机应力问题。为了能解决钛合金大型构件与薄壁构件焊接问题，专门设计了车间进行制造。全新原理下制造的雷达与电子设备也给工厂调试带来困难。

1982年5月31日，第一架采用全新气动设计的17号原型机试飞。试飞后期发生事故，由于钛合金焊接问题，机翼散架。直到1987年完成严格测试的军用型Su-27才交付军队使用。

与此同时，还没有等Su-27完成测试，Su-27双座教练机也于1984年完成设计与制造。1985年完成测试投入生产的就是Su-27UB。在这些工作进行中的时候，Su-27加装前三角翼的工作也在展开，航母用的Su-27K（Su-33）系列也在积极进行研制。这个决定在日后被证明是个非常有战略眼光的决定。

Su-27在研制中突出了飞机的机动性与武器的下射能力，采用了高推重比、低翼载设计。航程远，与预警机配合能有效地对低空目标进行远距截击，能进行超视距空战，同时兼有地地攻击能力。中国于90年代曾购买了一定数量的Su-27战斗机，并引进技术生产了歼-11战斗机。

随着世界各国武器装备更新步伐加快，俄军现役的Su-27战斗机日趋落伍，而一些诸如Su-30等新机型优先用于出口来赢利，俄军飞行员中普遍抱怨认为，俄军工企业只知道将新型航空发动机出售给印度等国外用户赢利，而对俄军现役战机缺乏升级、平时训练飞行存在空中解体安全隐患不闻不问。随着近来连续几年俄罗斯经济状况逐渐好转，开始有力量升级和新购武器装备给日趋落伍的俄军。俄罗斯军方官员2003年12月26日宣布，作为俄军1991年前苏联解体后最大规模军事现代化计划的一部分，俄空军将给其现役喷气式战机换上新型发动机和电子设备，来整体提升空军的战斗力，升级俄军Su-27战机群的工作在2005年全部结束，而升级后的Su-27SM战机性能将超过向中国和印度出口的Su-30MKK和Su-30MKI战斗机。

新升级的Su-27SM战机在多方面作了改进，几乎成了一架新飞机，将原先的模拟式测距仪改成了新型的计算机测距仪，并装备了由卫星定位的导航系统，以及更精密的武器火控系统，强化机身能携带更多的武器负载，安装改良N001雷达，玻璃化驾驶座舱焕然一新，安装三个彩色多功能显示器和改良航空电子设备。首批5架试验飞机已经在2003年12月26日换装完成。

发动机将全部更换，将更换成莫斯科“礼炮”机器制造厂改进型AL-31 FM1发动机，推力将达到145千牛，新发动机安装在Su-27SM飞机上在2004年3月完成首次测试飞行，这将极大地提高了作战飞机的动力装备。

Su-27飞机是一个整个系列产品的先驱，包括Su-27UB双座教练机、Su-33舰载战斗机、Su-30双座远程战斗机、Su-35“超级侧卫”战斗机、Su-32FN双座多用途战斗/侦察机、Su-34并排双座超远程战斗/轰炸机和Su-37先进多任务战斗机。

Su-27全系列机型：（Su-27K后更名为Su-33）

Su-27（设计局号T-10S）：共青城厂为空军制造的基本空优型

Su-27IB（设计局号T-10V）：Su-34的原型机，由新西伯利亚厂制造

Su-27K（设计局号T-10K）：Su-34的电子战派生型

Su-27KM：配备Su-35武器系统的Su-33，由共青城厂制造

Su-27KPP：Su-33的电子战型

Su-27KRTS：Su-33的侦察型

Su-27KU：并列式座舱教练机

Su-27KUB（设计局号T-10KUB）：由共青城厂制造的并列式座舰载机

Su-27M（设计局号T-10M）：Su-35的原型机

Su-27P：共青城厂为防空军制造的基本生产型 （就是常说的Su-27S）

Su-27PD：加装空中加油装置的Su-27P

Su-27PU（设计局号T-10PU）：Su-30的原型机

Su-27R：Su-34的侦察型

Su-27SK（设计局号T-10SK）：共青城厂制造的Su-27出口型

Su-27SMK：由Su-27SK改良的多功能出口型

Su-27UB（设计局号T-10U）：伊尔库斯克厂制造的Su-27双座纵列教练机

Su-27UBK（设计局号T-10UBK）：伊尔库斯克厂制造的Su-27UB出口型

Su-30：伊尔库斯克厂制造的双座纵列空优战机

Su-30I-1：Su-30MKI的首架原型机

Su-30K：伊尔库斯克厂制造的Su-30出口型

Su-30K2（暂时型号）：共青城厂制造的双座并列型战机

Su-30KI：共青城厂制造出口印尼的Su-27SK

Su-30KN：伊尔库斯克厂制造的换装先进雷达的改良型

Su-30MK（设计局号T-10PMK）：双座纵列多功能战机的通用型号

Su-30MKI：伊尔库斯克厂制造的印度Su-30MK，装有前翼、矢量推力和先进火控系统

Su-30MKK：共青城厂制造的中国Su-30MK，采用Su-30的标准机体

Su-30MKR：发展中俄国Su-30MK，采用Su-30MKI的机体装备俄制航电系统

Su-32FN：供出口用的Su-34陆基海上攻击机

Su-32MF：供出口用的Su-34多功能型

Su-33：共青城厂制造的舰载空优战机

Su-33UB：Su-27KUB的军用型号

Su-34（设计局号T-10VS）：新西伯利亚厂制造的双座并列攻击机

Su-35：共青城厂制造的先进多功能战机

Su-35K：在1995年出现在多功能海军型编号

Su-35UB（设计局号T-10UBM）：共青城厂制造的Su-35教练型

Su-37MR：Su-35的最终派生型，半装有新型的航电系统和矢量推力，原型机编号T10M-11。

[编辑本段]二、性能指标（数据取自Su-27基本型）

尺寸数据：翼展 14.7米，机长 21.94米，机高 5.93米，机翼面积 62平方米。

重量数据：空重 16000千克，正常起飞重量 22500千克，最大起飞重量 30000千克。

性能数据：最大平飞速度 M2.35（2500千米/时），海平面最大速度 M1.1（1345千米/时），升限 18000米，海平面爬升率：305米/秒，航程 4000千米。

武器装备：右侧边条根部装一门30毫米机炮，备弹149发，共10个外挂点，最大载弹量 6000千克。

动力装置：两台留里卡设计局的双轴AL-31F涡轮风扇发动机，静推力 2*77千牛，加力推力 2*122.6千牛。

歼11战机工程经历了三个阶段：第一阶段购买数架俄造苏27SK战机；第二阶段引进生产线和散件组装数架苏27SK战机（即歼11）；自主研制、升级、改进苏27SK战机（即歼11B）。歼11B战机被定位为“打赢未来高科技条件下局部战争的重点型号”，“是党中央、国务院和中央军委的重大决策”，是党和国家赋予沈飞的“崇高历史使命”。随着一系列技术瓶颈的成功突破，歼11B的国产化水平不断提高，其性能已远远超过其原型机苏27SK，现已进入加速生产的“黄金时代”。

J11B采用的153项先进电子设备，全部是首次随机研制的国产最新电子设备；2001年8月23日，某型飞机综合航电系统发图开辟了六0一所型号发图的第三个主战场。该部在重点型号飞机设计中重构整个航电系统，任务相当艰巨。但他们知难而进，勇挑重担，与时间赛跑。经过7个月奋力拼搏，于今年3月底按时完成了某型飞机综合航电系统发图工作，共发出图纸2万多张A4。国外完成一种型号飞机航电系统设计通常需要两年时间，而六0一所仅仅用了不到8个月！

歼11最大航程(空中一次加油）应该是5200公里，J10的雷达直径是680,J11是980；14所研制。

J11B上的前视红外探测系统具备了自我检测/修复系统项目，J11B里面的设备都换成国产的了.相对SK,是脱胎换骨的改造.

维护性大幅度提高；歼11B已经装有国产新型电子干扰装置，类似f18上面的东西；J11载油系数达到37%；J11B机体寿命1500小时。

歼11战斗机项目中国将进行30年，从90年到2020年，歼10军方暂时不会采购超过150架，可能主要用与出口，歼11项目将装备700架左右，作为中国21世纪前20 年的绝对主力。具备反辐射导弹发射能力，装备新型霹雳系列反辐射空空导弹和鹰系列反辐射导弹，（歼11挂霹雳-12 x2 R27 x4,R73 x4）完善的对地攻击功能和种类繁多的对地面攻击弹药，包括集束炸弹和激光制导微波制导，电视制导炸弹等，并且能完成地面无缝扫射，还装备散布器可以散布地雷。

J11还带副邮箱，具备空中加油能力，最重要的是最新的自动检测系统，全新的补给拖车系统，更适合空运。J11的造价是J10三分之二左右。

06年11月22日的CCTV《军事报道》大泄空三师换装全新J11B挂弹出击狂猛亮相，从全新机群到大批导弹以至到空一师新师长——韩胜延（2004年时为空三师师长，今年可能调到空一师主持新机J11B换装工作，因为空三师使用J11/su-27有经验），处处透着牛气与震撼空一师是空军王牌中的王牌，据说除了装备大量J-8D/E/F外，还有装备N架J10，而此次新闻中特别强调是新型战机，韩师长在采访中强调他们首创中国空军“新型战机双机导弹对地精确打击战法”。