F16战斗机设计特点
F-16战斗机虽然定位是一种“低档”飞机，但这是与F-15相比而言的，从F-16本身的性能水平来看，应当说是相当好的。“低档”的低，主要是指价格和一些性能，从技术水平来讲，F-16不仅不低，有些方面比F-15更先进。另外，当时F-16为了降低成本，因而电子设备比较简单，后几经改进其机载电子设备已日趋完善和先进，作战效能和价格也随之上升。
F-16主要设计特点：有优良的飞行性能，强调中低空跨音速机动性能和远程作战能力；推重比高，翼载荷低。航空电子设备先进，有良好的全天候作战能力，下视下射能力大为提高；突出空战能力，但也多兼有良好的对地攻击能力；飞机的可靠性和可维护性能好，改进发展潜力大。
气动结构
机型
F-16战斗机选用了边条翼，空战襟翼、翼身融合体、放宽静稳定度、电传操纵和高过载座舱等新技术来提高飞机的空战性能。F-16在总体布局上采用了随控布局中的“放宽静稳定度”技术，即放松了对静稳定性的严格限制，与常规布局相比，机翼向前移动了40.6厘米，从而使气动力中心前移，气动中心可以很靠近重心，也可以重合，甚至在重心前面。飞机的静稳定性变得极小或不稳定，因而飞机在低速飞行时静稳定度是负值，在速度为0.9马赫时静稳定度略为负值；在高速飞行时，飞机的静稳定度才为正值。速度为1.2马赫时为8%。飞机靠“增稳系统”自动控制舵面，保持稳定飞行。这样带来的好处是减小了尾翼尺寸，降低了结构重量和阻力，改善了飞机的操纵性，同时提高了机动能力。
F-16采用半硬壳结构。外形短粗，采用翼身融合体，使机身与机翼圆滑地结合在一起，从而减小了阻力，提高了升阻比，增加了刚度，增加机身容积9%，并使结构减重258千克。也对减小雷达反射面积很有好处。尾部有全动平尾，平面形状与机翼相似，翼根整流罩后部是开裂减速板。垂尾较高，安定面大，后缘是全翼展的方向舵。腹部有两块面积较大的安定翼面。起落架为可收放的前三点起落架。座舱盖为气泡形的，飞行员视野很好，内装零-零弹射座椅。控制系统采用四余度电传操纵技术，主要由信号转换装置、飞行控制计算机、电缆和动作装置组成。
机翼
F-16采用悬臂中单翼，平面几何形状为切角三角形。前缘后掠角40°。展弦比约为3.0，相对厚度约为4%，基本翼型是NACA64A-204。沿前机身装有大后掠角、前缘锐利的边条翼，在机翼和机身连接部分提供可控涡流，因而即使在大迎角时也可保持附面层不分离，提高了升力和安定性。机翼前缘有可随迎角和马赫数的变化而自动偏转以改变机翼弯度的前缘襟翼，可以在持续大过载转弯中提高升阻比，使飞机在大迎角时仍保持有效的升力。机翼后缘有全展长的襟副翼，它既可作为一般襟翼来增加升力，又可左右差动进行横向操纵。从翼根前缘沿机身两侧向前延伸的大后掠角边条翼可以控制涡流，提高大迎角时的升力，改善操纵性和稳定性，减小机翼面积。机翼机身结合处经过仔细整流，使之平滑过渡，融为一体。主要优点是减小波阻，提高升阻比和跨音速颤振边界，增强刚度，使飞机具有良好的机动性。并且增大机内容积和减轻飞机重量。据计算，采用边条翼比按常规布局的机翼减轻重量222千克。机翼内部结构由梁、肋组成，上下敷以整体板蒙皮。
尾翼
全动平尾，平面几何外形与机翼类似，下反角25°，平尾翼根整流罩后部是开裂减速板，最大开度60°。立尾较高，安定面大，大迎角时安定性好，可防尾旋，有全展长的方向舵。F-16飞机的尾翼采用复合材料，比采用铝合金材料的尾翼轻30%。垂直安定面是多梁多肋铝合金结构，蒙皮是碳纤维复合材料的。垂尾根部整流罩前边的背鳍是玻璃纤维的。平尾由碳纤维复合材料的盖板、铝蜂窝夹芯、钛合金的梁及钢制的前缘组成。腹鳍是普通的铝合金结构。
座舱
F-16A、F-16C的座舱为单人空调座舱。为改善飞行员视界采用气泡座舱盖，这种新型的座舱盖可使驾驶员的上半球视野达360°，一侧至另一侧为260°，前后为195°，侧下方为40°，前下方为15°。采用道格拉斯公司的IE-2零一零弹射座椅，能在零高度和0-1100千米/小时的速度范围内安全弹射。座椅向后倾斜30°，并提高脚蹬位置，有利于提高飞行员的抗过载能力，可以使驾驶员在短时间的抗过载能力达到8-9G，还可以维持飞行员的视觉功能。为便于飞行员在身体后倾状态下操纵飞机，F-16首次采用了“侧杆”方案，即将驾驶杆装在坐椅的扶手上。这样也提高了在高机动环境下，驾驶员对飞机的控制能力。
F-16B、F-16D为串列双座舱。两个座舱内装有全套操纵装置、显示装置、仪表、电子设备及救生系统，可供训练及作战使用。第二个座舱的布置与F-16A、F-16C的座舱基本相同，具有所有的系统操纵功能。前后座舱用两块透明玻璃板隔开，前后座舱均有良好的视界。使用的电传操纵系统主要由信号转换装置、飞行控制计算机、电缆和动作装置组成。这种操纵系统是将飞行员发出的操纵信号，经过变换器变成电信号，再通过电缆直接传输到自主舵机劝一种系统，具有结构简单，体积小，重量轻，易于安装、维修的优点，改善了飞机操纵品质，提高了操纵系统的可靠性，减轻了飞行员的工作负担。这使 F-16具有结构重量轻，外挂载荷大，对空和对地作战能力比较好等特点.
F111战斗机设计特点
机型结构
F-111A采用了双座、双发、上单翼和倒T形尾翼的总体布局，起落架为前三点起落架。最大特点是采用了变后掠机翼，这是该技术首次应用于实用型飞机。F-111A机翼采用可变后掠翼、悬臂上单翼，无上反角。翼型为NACA64A系列，带有常规机翼负扭转（外洗，向翼尖方向减少迎角）。有5根翼梁，前后缘间、从翼根到翼尖为整体壁板蒙皮，前后缘采用蜂窝夹层。可动段上有全翼展前缘缝翼和后缘双缝襟翼。中央为4.2米长的D6AC特种钢制成的盒形长梁，各由一根直径21.6厘米、长50厘米的枢轴与两个外翼连接。通过液压作动筒改变后掠角。国家航空航天局（NASA）对变后掠翼进行了十多年的研究后在F-111上了应用。变后掠翼的优点是可以改善超音速飞机的起落性能，兼顾高、低速之间的气动要求，扩大飞机的使用范围。F-111A的机翼后掠角变化范围为16-72．5’。起飞时为16’，着陆及亚音速巡航时为26’，高、低空超音速飞行时可选用72‘5’以下的适当角度。两个活动的外翼间靠一根长4.2米长的盒形梁相连接，飞行员通过液压系统控制它们的后掠角度变化。
尾翼采用普通悬臂后掠尾翼。除水平尾翼翼尖和垂直尾翼中段外，均采用蜂窝壁板。差动全动平尾，可起副翼和升降舵作用。平尾与机翼在全后掠时形成三角形翼，间隙约25.4厘米。全动平尾除控制俯仰外，并可差动与扰流板配合进行横向操纵。 机身为全金属半硬壳结构，基本结构材料为铝合金，蒙皮为蜂窝夹层壁板。在载荷集中和高温部位采用了合金钢和数合
动力系统
F-111A型装两台TF30-P-3加力涡轮风扇发动机并列装于后机身内。单台最大推力5650公斤，加力推力9500公斤。燃油箱总载油量为14515千克，还可以进行空中加油，受油口在座舱后的机身顶部。进气道位于机身中部的两侧，进气道装有1/4圆锥形调节锥，由计算机控制，设有附面层隔板和扰流装置。F型机改装两台TF30-P-100发动机，单台加力推力11400千克，装有液压机械控制的进气道系统，带可调激波锥。
武器系统
武器系统包括机身弹舱和8个翼下挂架可携带普通炸弹、导弹和核弹。机身弹舱长5米，可挂1颗1360千克炸弹。飞机上可挂6枚AIM-54“不死鸟”空空导弹，还装一门M61型机炮，备弹2000发。左、右翼各有4个挂架，其中内侧两个挂架可以随机翼后掠角的变化而转动，始终保持与机身纵轴平行。外侧两个挂架是固定的，可抛掉。后掠角为26°时最多可带50颗340千克的炸弹，或26颗454千克的炸弹。后掠角为54°时，可带18颗炸弹。后掠角为72.5°时，可带10颗。所携带的弹药包括：20枚CBU-52、20枚CBU-59、20枚CBU-71、8枚CBU-71、8枚CBU-87、8枚CBU-89、20枚MK-20、4枚BL-755，除此以外还可带导弹或核弹，最大载弹量8吨多。 [6]
航电系统
在电子设备方面，F-111不惜工本不断更新，从第一架F-111A问世到1982年先后进行重大改进14项，耗资2.4亿美元；1985年美国空军又决定按拨款11亿美元，用于对380架F-111的改进（包括改进项目包括攻击雷达、地形跟踪系统、惯导系统、控制及显示装置等）。
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