魔王级炮灰_魔王的威力

　　F-4“鬼怪”Ⅱ式战斗机在本质上可以看作是麦克唐纳公司F3H“魔鬼”式战斗机的一个发展型号。当时美国战斗机发展往往带有明显的延续性,比如从F-100上发展出YF-107,从F184发展出F-105。1953年9月,海军招标研制一种可以代替的F3H的单座远程舰载攻击机,麦克唐纳提交了公司自行研制的F3H发展型――F3H.G/H方案,该方案就像是一架双发F3H,有2台J65发动机,装AN/APQ-50雷达和4门20毫米机炮,有11个外挂点。1954年10月,海军航空局选定了麦克唐纳方案,给予其第一种海军攻击机的编号――AH-1。然而不到一年后海军就改变了主意,要求把该机转为远程防空战斗机,编号也随之变为F4H。有意思的是,麦克唐纳公司作为上个世纪中后叶的美国主要战机承包商,竟与海军攻击机无缘:A-18研制项目与F.18合并,成为F/A―18,A-12更是惨遭下马。
　　海军航空署对F4H的要求是装2台J79发动机,使用半埋挂点携带“麻雀”导弹,带导弹的最大飞行速度要超过2马赫,使用简单的半自动引导装置等。修改设计后的F4H―1在1958年5月27日完成首飞,随后击败外形怪异的沃特XF8U-3,成为正式的海军防空战斗机。1961年,美国空军在试飞F-4H-1并仔细比较了F-106截击机之后,发现除当时作用有限的瞬时盘旋能力外,F4H-1几乎全面优于F-106。最终,空军也选用这型战斗机,空军编号为F-110。等到国防部长麦克纳马拉统一美国三军武器编号的时候,“鬼怪”的最终编号定为F-4。
　　
　　气动布局
　　
　　作为海军的远程防空战斗机,既要求有当时美国战斗机普遍强调的高空高速性能,又要求有足够的航程和航时来完成防空巡逻任务,还要有良好的低速性能来满足从航母上起降的要求,尤其是当时美国海军并没有后来的核动力超级航母,弹射器的功率和冲程都比较小,降落甲板的长度也比较短,这些互相存在冲突的要求大大增加了F-4在气动设计上的难度。1955年完成的第一个全尺寸木模还没有完全考虑转变任务后的要求,采用简单的皮托管进气道,以当时的技术能力很难满足超过2马赫的速度要求,无反角的机翼和平尾存在很多操纵性和稳定性方面的问题。在此后的三年多时间里,麦克唐纳公司与NACA合作进行了多达5300小时的风洞试验和自由飞试验,来改进F-4的气动布局,共试验了100多个尾部设计和超过75个机翼设计,发现和解决了大量的跨音速和高速气动问题。
　　F-4采用下单翼、双发两侧进气、高置后机身、单垂尾和下反平尾的气动布局,外观相当奇特。一般来说,上单翼布局翼身干扰阻力比较小,翼上表面连续升力损失较小,有利于携带尺寸较大的外挂物,而且对后下方的视野无影响,是具有攻击任务的战斗机比较常用的布局。但是下单翼布局可以使起落架支柱直接连接在机翼大梁上,减轻结构重量,而且轮距比较大,对侧风着舰有利,也是十分合理的选择。为适应高速性能的需要,F-4的机翼前缘后掠角达到520,1/4弦线后掠角达45°,参考面积为49.24米2,其中外露翼面积35.21米2,翼展11.7米,展弦比仅为2.82,根梢比达到5.48。不过,这一时代的西方战斗机与前苏联战斗机相比普遍后掠角要小一些,展弦比则要大一些,以此来照顾后掠翼飞机的升力特性和巡航效率,对机翼的结构重量和刚度也比较有利,超音速性能则通过较小的相对厚度来弥补。
　　F-4翼根采用NACA0006.4-64(M)翼型,翼尖采用NACA0003-64(M)翼型,都是NACA标准对称翼型修形得到的,机翼平均相对厚度仅为5.1%。由于基本的NACA对称翼型前缘半径小,容易发生前缘分离,造成抖动,所以对翼型进行了修形,增大了前缘半径而且令前缘下垂形成一定的正弯度。而翼型的后段减小了曲率,改善了后缘分离,减弱了超音速翼型后缘膨胀波的强度,降低了超音速阻力。F-4原设计的简单后掠翼在高低速两端都存在严重的翼尖失速导致“上仰”的问题,这是后掠翼本身翼型间压力分布错开,导致附面层沿展向向翼尖堆积和翼尖载荷加大造成的。为解决这个问题,F-4采用西方常用的前缘锯齿设计,将69.2%半翼展处的机翼向前延伸了10%。这个锯齿在有一定攻角时会拉出涡流,一方面为外翼段补充了能量,推迟了外翼上表面的气流分离,另一方面阻断了附面层向翼尖的堆积,对于推迟翼尖分离有较明显的效果。而且锯齿拉出的涡强度随攻角增加而增大,在较大攻角的效果要比苏联战机常用的翼刀更好。
　　考虑到以当时的条件,使常规气动设计的重型战斗机在相对较小的航母甲板上起降有相当的难度,麦克唐纳公司在F-4上使用了当时刚刚开发出来的附面层控制技术,也就是控制附面层分离、保持升力的技术。最初考虑使用附面层吸除的方法,因为这种方法只需要从发动机引出一些引射用的高速气体,发动机的推力损失比较小。但是这种方法要在机翼前缘设置大量的小孔,管路设计十分复杂,而且容易发生堵塞又难以清理,加上改装的F-101试验机试飞表现不好,遂放弃了这种方法。与此同时,海军在F9F上试验吹气为附面层补充能量来推迟分离的装置却取得了成功。受到这个试验的启发,F-4也转而采用前后缘襟翼吹气的方式来控制附面层分离。从发动机压气机中引出高压气体,分为前后两路送往机翼前缘和后缘。由于舰载型的外翼段要求可折叠,前缘的管路要绕过中段襟翼作动器,而且为了提高效率外段管路分为多路,布置比较复杂。
　　原设计的吹气装置在试飞中表现并不比没有吹气装置的飞机好,于是麦克唐纳公司不得不做了大量试验来改进。送气管路在襟翼铰链线处开有与表面相切的喷嘴,襟翼放下时就自动吹出,襟翼收起喷嘴就关闭。吹气式附面层控制系统显著提高了升力和失速攻角,而且提高了纵向稳定性和横向操纵性,但是增加了平尾的配平负担。由于吹气装置从压气机引气,使用时会显著降低发动机的推力,因此在实际操作中,往往并不使用全部的吹气装置。在大重量弹射和需要准备复飞的情况,往往从加速性考虑半放后缘襟翼,这时后缘襟翼的吹气装置是关闭的。在陆地机场起飞时,虽然完全使用附面层控制装置时可以实现最短的起飞滑跑距离,但是综合考虑轮胎磨损和紧急中止起飞等因素,飞行员往往采用半放后缘襟翼的方法。
　　F-4的机身设计继承了麦克唐纳战斗机的传统,采用两侧进气、发动机靠近重心安装、短喷管和高置后机身的布局。飞机机头为容纳大尺寸的雷达天线,十分粗大,为了改善着舰视野,机头也有一定的下垂。虽然为了减小阻力,座舱没有后来的战斗机那么高,后方的视野不好,但是向前下方的视野还是很不错 的。F-4是较早采用两侧垂直可调压缩斜板进气道的战斗机,进气道有一级固定压缩斜板和一级可调压缩斜板。可调压缩斜板后铰接随动的扩散段调节板,在可调压缩斜板上开有附面层吸除孔,在喉道铰链处有放气缝。F-4的这种三波系进气道被很多稍后的战斗机所仿效,不过对该机为改善进气道大攻角性能而作的进气道唇口前倾,仿效者们似乎都不感兴趣。由于发动机靠近重心安装,F-4的机身比同时代的战斗机显得更粗短一些。长细比小对减少波阻是不利的,但是F-4的机身在面积分布上进行精心的优化,而且这样设计的机身容积比较大,对干布置燃油和设备是有利的,这也比较适合F-4要求大航程和完善攻击能力的要求。
　　发动机之所以要靠近重心,主要是为了减少机身惯性矩。机身惯性矩越小,操纵越灵活,而且减少纵向惯性矩对于方向安定性往往显得不太够的超音速战斗机来说,是避免横滚惯性交感现象的一个比较有效的手段。为了减轻重量,降低喷管延伸段对喷流能量的损耗,同时也考虑利用前起落架支柱伸长转动机身提供垂直推力分量时的喷管擦地角,F-4选择了短喷管设计。如果短喷管设计导致尾部安定面直接安装在机身上的话,就没有足够的尾臂长,为此设计了高置的后机身,或者也可以认为实际上就是尾撑。在发动机不开加力时,后体的收缩产生较大的底部阻力;但是在发动机开加力时,后体底部形状正好可以使喷流充分膨胀,贴合后体的喷流提供了一个附加的推力。
　　由于F-4的设计要求比较复杂,采取了一些比较特殊的气动设计,所以飞机操纵面和安定面的设计也比较复杂。受限于飞机设计年代较早,部分气动特性和动力学特性并不理想,在后期也做了一些改进。F-4机翼前缘原设计为全翼展的三段前缘襟翼,其中外侧两段是吹气襟翼,最内侧一段是简单襟翼。但是最内侧段襟翼放下时,机翼对平尾的下洗比较严重,降低了平尾的效率,造成飞机抬头困难,所以在后期的飞机如F-4J、F-4E上取消了这一设计。到70年代初,美国研究发现使用前缘自动缝翼在整个增升装置工作马赫数范围内,在大攻角情况的增升效果都比吹气襟翼好,而且可以在机动中使用以提高飞机机动性。而吹气襟翼由于损失大量推力,在机动中使用是不利的。所以从1971财年起,空军订购的F-4E取消了附面层控制系统,改装前缘缝翼。改装前缘缝翼使F-4的抖振升力系数提高了0.14-0.2,同时大大提高了高升力系数时的升阻比,对提高飞机盘旋能力作用非常大。海军的F-4J由于接近停产没有采用这一改进,直到70年代末部分F-4J被改进为F-4s时才改装了前缘缝翼。机翼后缘内段原为吹气襟翼,后来附面层控制系统取消后就变成简单襟翼,外侧有面积为1.32米2的副翼。但是与普通副翼不同,F-4的副翼只能下偏30°,不能上偏,通过与副翼前方的扰流片共同作用来控制滚转,采用扰流片也可以避免大动压时的操纵反效,而且使用扰流片产生的偏航力矩是有利滚转的,是当时比较普遍的横侧操纵设计。
　　F-4的滚转能力较好,在空战状态基本上可以在2秒多的时间里完成横滚,各种状态的滚转操纵品质飞行员多数认为达到1级。在F-4J和出口英国的F-4K等舰载机上,副翼在降落时可下偏16.5°,实际上类似于简单襟翼。F-4的平尾受后机身结构设计的制约,安装位置高于机翼,这是一个不利的位置,大攻角时受机翼尾迹影响会发生纵向不安定,在跨音速区可能加剧“上仰”现象。为了避免这些不利的现象,F-4采用了下反平尾设计,最初考虑下反15°,但是后来为了改善高马赫数的方向安定性,改为下反23°(英国的F-4M和F-4K由于安装“斯贝”发动机,超音速底部阻力增大,最大马赫数有所下降,重新采用了15°下反的平尾)。下反的平尾不但提高了飞机的大攻角纵向安定性和配平能力,而且改善了飞机的方向安定性,使飞机在横向惯性矩仅为纵向和侧向惯性矩1/5的情况下避免了横侧运动时的荷兰滚趋势。但是,下反平尾降低了横向安定性,迫使机翼外段作了12°上反。由于机翼后缘采用吹气襟翼增加了低头力矩,在进场阶段,平尾的偏度达到极限,操纵性较差。后来将平尾前20%弦长段改为反弯上翘前缘改钝,提高了配平能力,而且反弯翼型的超音速性能较好。在后期的F-4上由于重量增加、重心变化等原因,采用了平尾前缘固定缝翼来进一步提高平尾效率。
　　F-4的垂尾按超音速方向安定要求设计,由于飞机不很细长,尾容量的选择较小,仅为0.151。在大攻角时,垂尾受机身遮蔽,加上迎风侧机翼提前分离产生的不利侧洗影响,垂尾在攻角超过30。时就完全失效了,实际上22°～25°攻角时就容易发生偏离进入尾旋。加大垂尾面积对于改善大攻角性能作用有限,而且增加重量和阻力,效果并不好。最后发现改装前缘缝翼后改善了迎风侧机翼分离现象,方向安定性可以保持到40°攻角,大攻角飞行特性有所改善。F-4的操纵系统是比较少见的软式操纵系统,飞行员的杆位移输入由钢索和滑轮传递到不可逆液压系统的作动器阀门,使液压作动器操纵舵面。这种系统比常用的拉杆轻,但是长期使用钢索容易松弛,使操纵响应变慢。操纵系统中包含有带增稳的自动飞控系统,具有自动驾驶、失速警告和副翼-方向舵联动等功能。
　　F-4设计年代较早,结构设计和选材都比较常规,机身采用全金属半硬壳结构,分成前、中、后三部分。前机身不受大的载荷,主要由铝合金锻件隔框和钣金蒙皮构成,进气道段有较多的隔框,唇口采用了锻件化学铣切成型。中机身与机翼连接的主承力框为整体件,由铝合金锻件铣切成型。由于F-4的发动机安装在中机身,机身油箱位于高温的发动机上方,采用空气冷却的双壁结构保护油箱,靠近发动机的结构采用了钛合金。后机身结构处于发动机喷流高温区,也大量采用钢和钛,下方采用气冷双壁结构。F-4的机翼为双梁单块式结构,前后梁分别位于15%与40%弦长处,中翼和内翼组成贯穿机身的整体抗扭盒结构,同时也构成整体油箱。翼梁由锻件机加而成,在中内翼后梁之后还有一根辅助梁,锻件材料为7079铝合金。中内翼蒙皮为6.35厘米厚的7018铝合金厚板,由机加工成带肋的整体壁板,外翼采用厚度渐变的铝合金蒙皮。机翼和舵面的后缘采用铝合金蜂窝结构。由于平尾位于高温的喷流上方,采用钢质梁肋和桁条,内段前缘为钢蒙皮,后缘为钢蜂窝结构,下表面采用钛合金蒙皮,远离喷流的外端仍采用铝合金蒙皮。
　　
　　动力装置
　　
　　F-4采用通用电气公司著名的J79发动机。该发动机原本是通用电气公司为空军B-58超音速轰炸机研制的,强调高空2马赫以上飞行的性能。这型发动机推力和推重比在当时处于较高水平,使用广泛,有大量的改型,可以通过型号 最后的数字来区分,空军型为单号,海军型为双号。F-4采用的型号分别为J79-GE-2(F-4A,加力推力71.7千牛)、J79-GE-8/15(F-4B/C/D,加力推力75.7千牛)和J79-GE-10/17(F-4J/E/F,加力推力79.6千牛)。J79选择较高的循环参数,GE-8型的涡轮前温度为969℃,GE-10型升为988℃;GE-8型的压比为12.9,-GE-10型升为13.5,在当时都是比较高的,由此保证了4.6-4.7的较高推重比。为了达到较高的压比,限于当时的气动设计水平,J79的压气机多达17级,而且使用了当时先进的可调静子叶片技术来抗喘振。J79采用当时较为先进的材料和结构设计,热段使用了较先进的冷却技术,翻修寿命在1961年就达到500-600小时,随着型号改进在70年代提高到1000小时左右,是一型比较长寿的发动机。而且J79有较好的经济性,军用推力耗油率仅为0.84公斤力/公斤时(-GE-10)。正是J79的先进性能,使F-4在兼顾多用途性能、重量较大的情况下,仍能保持较好的飞行性能。飞机液压、冷气和电源均由发动机附件齿轮箱提供动力,3套独立的206x105帕液压系统驱动操纵面;冷气系统用于开闭座舱盖,伸长前起落架支柱,伸出应急冲压涡轮等;机上只有发动机驱动的交流发电机,没有电池,应急冲压涡轮是发动机停车后为飞机提供电力的唯一装置。
　　
　　航电设备
　　
　　F-4在整个60年代都是美国三军通用的主力重型战斗机,直到F.14和F-15相继服役才逐渐淡出一线。因此在相当长的时间里,F-4的航电火控和武器一直居于世界领先水平。但是限于当时电子工业的水平,F-4的火控操作极为复杂,为此选择了全双座布局。F-4A/B安装Aero―IA型机载导弹控制系统和AN/AJB-3型姿态参考和轰炸系统。Aero-IA系统实际上是对空火控设备,包括视准式光学瞄准具、AN/APQ-72搜索和测距雷达、AN/APA-128火力控制组和AN/AAA-4红外探测器。F-4A/B不装机炮,发射超视距的AIM-7导弹时以雷达显示
　　FroG(左)与F-4B(右)战机前座舱布局器为主,光学瞄准具则用于AIM-9导弹的纯跟踪攻击。AN/APQ-72是一种单脉冲机械扫描雷达,能够搜索和跟踪目标,将得到的目标位置、距离、距变率、角速度数据传送给火力控制组,同时将目标方位、参数以及火控信息和本机姿态叠加显示在雷达显示器上。该雷达工作在8.5-9.6吉赫,脉冲重复频率较低,有350赫兹、550赫兹和1200赫兹三档,峰值功率高达200千瓦,天线直径有810毫米,但是对较小目标的搜索距离仅有30-40公里,跟踪距离仅有10-20公里,自动扫描范围为方位±60°,俯仰±12°,手控俯仰扫描轴线可达±36°,跟踪范围方位和俯仰都可达±60°,但是有精度要求时的跟踪角速度仅有13°/秒。
　　这型雷达的技术指标以目前标准来看是比较低的,对战斗机类目标的探测距离很近,而且跟踪角速度也不足以应付高机动目标。但是该雷达对轰炸机类目标的超视距拦射能力,在冷战时期对于舰队防空和美国空军在欧洲的防空作战而言,是非常实用的,在当时也是最先进的技术。需要指出的是,AN/APQ-72并不是一台火控雷达,它把测得的目标数据传给火力控制组,火力控制组则包含目标截击计算机解算火控数据、引导飞行员进行攻击,向导引头提供初始的瞄准信号并为已发射导弹提供目标照射的,则是T-745/APA-128连续波发射机。AIM-7导弹的导引头通过接收目标回波并比对弹尾接收机收到的照射信号,解算目标方位、距离、距变率、角速度等导引参数,这就是所谓的半主动雷达制导。AN/AAA-4是一部圆锥扫描的红外探测设备,用于提高雷达系统的抗干扰能力,但是不能提供完整的目标数据。AN/AJB-3型姿态参考和轰炸系统是辅助飞行员进行轰炸信号提示的设备,包含一套飞行姿态测量和指示设备和一台轰炸计算机。空军F-4C采用类似的火控系统,但是雷达有所改进,取消了红外探测器,增加了AN/ARW-77“小斗犬”导弹控制器,F-4D则换装了AN/ASG-22前置计算光学瞄准具和AN/ASQ-91武器投放计算机,并增加了使用激光照射吊舱的能力。
　　F-4E是美国空军装备的、最后一型作为多用途战斗机的F-4系列飞机。该机换装了AN/ASG-26光学瞄准具、AN/
　　AN/APG-59脉;中多普勒雷达显示屏APQ.120火控雷达和AN/AJB-7型姿态参考和轰炸系统,在1971财年以后生产的飞机上还加装了AN/ASX-1光电目标识别装置。由于增加了机炮,AN/ASG-26有为M61机炮进行前置跟踪计算的能力,但是使用AIM-7导弹进行拦射仍然要依靠雷达显示器。AN/APQ-120是一台真正的火控雷达,整合了目标截击计算机和连续波照射器。由于电子设备的进步,在天线尺寸缩小到699x622毫米、峰值功率降低到165千瓦的情况下,对小目标的搜索距离反而增加到56公里,还具备有限的下视能力。APQ-120雷达的显示器称为多传感器显示器组合,可用作电视显示器,可以显示AN/ASX-1的图像,用于识别目标,也可以显示各种电视制导武器传回的图像。AN/AJB-7是AN/AJB-3的改进产品,可与AN/ASQ-91武器投放计算机配合使用。通过武器投放开关的选择,AN/AJB-7可以在急跃升过程中进行上抛轰炸、在通过目标上空拉起越过筋斗顶点时投弹的即时越肩轰炸,或者预先确定目标坐标和突防速度、选定参考点、从参考点开始计时的计时越肩轰炸,以及类似的计时水平轰炸和计时小角度减速轰炸,还有最基本的直接俯冲轰炸。据说APQ-120雷达具有探测多个波段辐射源的辅助装置,可以为反辐射导弹提示目标。但是实际上AGM-45导弹的目标参数是由导弹自身得到后传给AN/ASQ-91计算机进行解算的,这个辅助装置可能并不存在。
　　然而,火控系统最先进的并不是F.4E,而是海军早一年(1966年)投产的F-4J。虽然F-4J使用较老的AN/ASG-22光学瞄准具,但是其AN/AWG-10火控系统包含了AN/APG-59脉冲多普勒雷达,这是第一种实际装备部队的机载脉冲多普勒火控雷达,使其具有了真正的下视能力。AN/APG-59雷达采用调频脉压技术,能够切换脉冲多普勒和脉冲工作方式,对小目标作用距离可达65公里,能发射导弹攻击25公里以内的目标,而且具有地形测绘和地形回避功能,提高了的突防能力。为了提高雷达的可靠性和维护性,APG-59首先采用了机内自检和故障隔离技术,进行全部87项测试需 耗时4.7分钟。F-4J是美国海军第一型正式服役的安装Link4A战术数据链的战斗机,可以接受来自E-2C舰载预警机的目标数据和交战指令,大大提高了防空作战的效率。
　　值得注意的是,自F-4J开始安装带有阴极射线管显示器的AN/APR-25雷达告警接收机,改变了此前仅以灯光提示模糊方位、用音响和灯光提示是否被跟踪的现象,可以向飞行员提供比较准确和完整的辐射源信息。而同时期美国用于反辐射的F-100F和EF-4C也使用AN/APR-25。直到90年代初,苏-27的雷达告警仍然用围绕飞机标志的一圈小灯显示,我国用于歼-8.1的LJ-2也是类似的设备。直到90年代中期,改进型的歼.7和歼-8才安装带阴极射线管显示器的雷达告警设备。此外,F-4J还是世界上第一种安装头盔瞄准具的战斗机。由于1962年投产的AIM-9G导弹增加了可以支持离轴发射的“响尾蛇扩展截获模式”,但是光学瞄准具只能用于AIM-9的纯跟踪攻击,使得飞行员要低头看雷达屏幕,或者与雷达操纵员合作才能使AIM-9G的导引头随动于雷达瞄准线进行离轴攻击,十分不便。F-4J自1969年开始装备了AN/AVG-8目视目标截获系统(VTAS),该系统采用光学定位,在试验中能快速引导导引头截获目标。但是实战中限于AIM-9G本身能提供的离轴能力和机动能力有限,并没有取得突出的战果,头部增重也比较多。到了70年代平视显示器足以支持当时导弹的离轴发射后,西方虽然在坚持研究头盔瞄准具,但是长期没有大量装备战斗机,直到具有大离轴能力的新一代格斗导弹出现。
　　总的来说,F-4是一型设计比较成功的战斗机。虽然在越南战场上F-4遭遇了与设计时设想的完全不同的空战,导弹制胜的思想遭到了沉重打击。但是,F-4凭借完善的设备和飞行性能,应该说还是经受住了考验。虽然一直都有F-4机动性不佳的说法,但是事实上并没有哪种同时代的战斗机能够在飞行性能上全面压倒F-4:米格-21虽然在包线两端性能优于F-4,但是在格斗空战较多发生的中、低空跨音速条件下,无论是爬升、加速还是盘旋,F-4都要优于米格-21,所以越南人同时使用3种米格机在不同空域对付F-4。改装前缘缝翼后,F-4E的机动性提高很明显,尽管翼载荷要高很多,但是在5000米高度、0.9马赫的飞行状态下其稳盘过载达到4.6g,很接近歼-8Ⅱ,减重后的F-4F机动性也许还要超过歼-8Ⅱ,在二代机中属于较高的水平。
　　凭借较高的推重比,F-4的爬升性能在当时非常优秀,创造了多项爬升性能纪录。这种垂直机动性的优势使F-4在空战中屡屡化被动为主动,获得攻击盲目跟随爬升而损失过多能量敌机的机会。F-4的电子设备和武器系统虽然可靠性和维护性不佳,但是这些系统仍然增加了其攻击机会和生存力。AIM-7导弹的统计命中率虽然不足10%,但是也总有命中的时候。如果没有AIM-7,这个机会就是0,而且迫使敌机躲避中距空空导弹也可以获得较好的格斗态势。F-4的多用途能力使飞机变大、变重,而且经常在执行攻击任务时被掠袭的敌机击落。但是,没有多用途能力的战斗机仅能用于防空任务,并不适合美国战术空军执行进攻性任务的需要;而专用的攻击机和轰炸机在遭遇高速掠袭的时候,逃脱的机会还不如F-4。回顾喷气式战斗机的发展历史,可以发现正是F-4的出现确立了美国在战斗机技术性能上的绝对领先地位,前苏联能全面抗衡F-4的米格-23直到1970年才开始服役,而欧洲的“幻影”F.1和J37也是在70年代才服役的。
　　
　　(编辑/一　翔)