成都飞机设计所(611所)设计的我国第四代单发隐身中型战斗机歼13战斗机三面图。从中可以看出。有些像X-32与F-35的混合体，J-13采用带尾

   翼的边条翼正常布局。并具有以下突出特点：隐身功能、高度机动性和敏捷性、可进行超音速巡航、武器内置、航程远.

1. 机头及前机身，与F-22的外形设计类似,前机身（包括座舱）的横截面为菱形.

2.大迎角时利用边条的脱体涡在机翼上表面一定范围产生的吸力，提高飞机的最大升力系数，并因边条能增加机翼根部的结构强度和减小机翼

   有效展弦比，可减小超声速阻力。

3.翼身融合。从机身到机翼的平滑过渡，可增大飞机内部容积。因而能容纳更多的燃油和为内置武器创造条件。这种布局能减小机翼与机身的

    气动干扰而降低超声速阻力，其形成的升力面积增加飞机升力。

4。采用小展弦比、前缘较大后掠角、后缘前掠的机翼形状，据估算其展弦比接近2.3，与F一22的2.36相当，前缘后掠角约48.5度，而F-22的为

42度。因此可推测J-13有较小的机翼超声速阻力。飞行中采用前缘襟翼和／或后缘襟翼,副翼,随迎角和马赫数数自动调节偏度。形成不同的机

翼弯度，以减小飞机亚声速机动飞行时的诱导阻力和增大升力。平尾前缘后掠角约48.5度.翼面前后缘相互平行

5.进气道位于座舱下,进气道与座舱下表面自然融合，进气口则采用DSI技术（这一技术已在FC-1上 得以验证）。这样一来，隐身性能将得到很

大的提高，同时也减轻了结构重量。此外，由于进气口前移，前起落架距离进气口的距离增大，也有较大的空间进行结构加强，以便将来作为

    舰载机弹射起飞。

6..对于主起落架设置,参考X-32的设计,将主起落架安装在机翼的主梁上 ,主起落架收在在机翼下面的长流线型鼓包整流罩内, 其鼓包式舱门与

机腹平滑过渡，以减小对气动和隐身性能的影响.

7.采用外倾 30°的设计双垂尾, 处于隐身设计的边缘，属于隐身和机动综合权衡的结果。

垂尾采用较宽间距布置，很好的避开了边条和机翼内侧涡流，因此改善了剧烈机动状态下俯仰、滚转和偏航控制。

8，采用轴对称矢量喷管在过失速时进行推力矢量控制，比F一22的二元矢量喷管结构简单重量轻，并具有更好的操纵性能。

9.武器内置。减小飞机阻力和提高隐身能力. 在前起落架和主起落架之间的进气道两侧可以各设置一个内置弹舱，可各容纳两枚中距空空导

弹，同时在前起落架和主起落架之间的进气道下面设置 一个内置弹舱容纳两枚近距离红外格斗空空导弹.

10.使用推重比为9的“华山”涡扇发动机。加力推力为161.865千牛。

“华山”涡扇发动机由624所和成都发动机公司共同开发研制。

“华山”涡扇发动机将用于装备歼-10及歼-10后续发展型系列的出口。

“华山”涡扇发动机用于J-13及第四代中型单发隐身战斗机出口型。

“华山”涡扇发动机是在雅克-141的 P-79涡扇发动机核心机的基础上进一步改进的。同时所参照P-145M和P-79M的发动机设计方案,属于YWH一

30—27核心机的范围，中国已经购得了P-79发动机的生产专利许可证，。并可以出口国外。(特别是购买了制造核心机的加工工艺，生产设备）

进 气 口　环形,进气机匣为全钛结构。带18个可变弯度的进口导流叶片，其前部为径向支板，后部为可调部分, 前缘则以来自高压压气机的空

气防冰.

风扇 3级轴流式。宽弦实心钛合金风扇叶片。第1级风扇叶片采用宽弦设计,风扇叶片可拆换，带有中间凸台。第2和第3级风扇为用线性摩

擦焊技术焊接成的整体叶盘结构。风扇机匣是整环结构，风扇转子作成可拆卸的，即第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。增压比

约为4.01。3级静子和转子均为三维流设计.

高压压气机 6级轴流式。增压比7.16。 前3级转子为整体叶盘结构，是在锻坯上用电化学加工出来的。后3级转子叶片通过燕尾形榫头与盘连接

。前3级静子叶片材料为钛合金。转子为电子束焊和螺栓连接的混合结构,采用三维流技术设计。静子部分，进口导流叶片和第1、2级静子叶片

为可调，前3级盘用高温钛合金制成，第2级盘前、后均带鼓环，分别与第1、3级盘连接。第 4～ 6级盘由镍基高温合金粉末冶金制成，用电子

束焊焊为一体,用长螺栓前与第3级盘连在一起. 钛合金整体中介机匣和对开的压气机机匣, 设有孔探仪窥孔，用以观察转子和其他部件。

燃 烧 室　 短环式。火焰筒采用激光打孔的多孔结构进行冷却. 火焰筒为整体双层浮壁式结构，外层为整体环形壳体，采用双通路喷嘴,燃油

经22个双锥喷嘴和22个小涡流杯喷出并雾化，实现无烟燃烧，具有均匀的出口温度场。

高压涡轮　 单级轴流式。采用国内第二代单晶涡轮叶片材料、隔热涂层和先进冷却结构。单级轴流式,不带冠。采用气膜冷却加冲击冷却方式

。转子叶片和导向器叶片材料均为国内第二代单晶材料，叶身上有物理气相沉积的隔热涂层。机匣内衬扇形段通过冷却空气进行叶尖间隙控制

。转子叶片和导向器可单独更换。涡轮部件采用单元体结构设计 ，由涡轮转子、导向器、涡轮机匣、涡轮后机匣和轴承机匣等五个组件组成。

低压涡轮　单级轴流式。 与高压转子对转。空心气冷转子叶片，带冠。转子叶片均可单独更换，导向器叶片可分段更换。仍然采用了低压涡轮

导向器。低压涡轮轮盘中心开有大孔，以便安装高压转子的后轴承(中介轴承).

加力燃烧室　整体式。采用径向火焰稳定器。火焰稳定器由1圈“V”形中心火焰稳定器与36根径向稳定器组成。径向稳定器用风扇空气冷却.

加力筒体采用阻燃钛合金以减轻重量，筒体内作有隔热套筒，两者间的缝隙中流过外涵空气对筒体进行冷却，中 心环形火焰稳定器沿圆周做成

12段，可以自由膨胀，整套火焰稳定器可以在发动机装在飞机上的条件下进行更换，

尾 喷 管　 全程可调收敛-扩张式,采用三元矢量喷管，在俯仰方向可作±25°偏转。从+25°到-25°的行程中只需1.5秒钟。用于调整飞机俯

仰飞行姿态。装有先进的陶瓷基复合材料的尾喷管调节片.

控制系统　推力和矢量由双余度全权限数字电子控制系统控制（FADEC），按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。

技术数据）

最大加力推力(daN)　　　 16186.5

中间推力(daN)　　　　　　10522

加力耗油率(kg/daN/h)　　 2.02

中间耗油率(kg/daN/h)　　0.665

推重比　　　　　　　　　9.1

空气流量(kg/s)　　　　　138

涵道比　　　　　　　　　 0.382

总增压比　　　　　　　　 28.71

涡轮进口温度(℃)　　　　 1477

最大直径(mm)　　　　　　 1.02

长度(mm)　　　　　　　　 5.05

质量(kg)　　　　　　　　 1812.6