架空：1978-1998年二十年国内中推发展
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歼-7III和歼-8I完全是重复的项目，前者在速度、高度、航程等方面还不如后者，后者研制费9000万

60S坚持搞HQ2，80S整WS12就行了。

一直没有歼-7III的价格，但是带雷达的且空重比歼-7II更重的歼-7III，出厂价不会低于400万元（歼-7M的价格），甚至更高，这样的话，跟530万元的歼-8I相比，根本没任何性价比了。
但是米格-21MF上的很多设备和子系统可以用在歼-8I上，空军一直不喜欢用204雷达，317改雷达（大天线型）可以替换歼-8I的204雷达，歼-8I没安装自动驾驶仪，MF上的AP-155自动驾驶仪可以装在歼-8I上，减轻飞行员的驾驶疲劳，MF 上的燃油系统可以作为歼-8I同类系统参照等等。
歼-8I还有就是机翼寿命的问题，可以想办法用各种措施来延寿，可以用机翼前缘扭转来增加航程，可以优化调整歼-8I内部的设备舱和燃油舱，调整燃油使用顺序，将原来的超载油箱改为固定油箱，并尝试将中后机身原无效空间改为油箱，如果歼-8I的内部燃油能达到5.5吨水平，基本就能跟苏-15设计相比了。
歼-8I还可以增加两个机翼外挂点，加强外挂点的外挂能力，为以后机腹挂1500-2000公斤重载和机翼重载外挂点挂1300公斤重载做强化修改。
歼-8I本身也不需要装备太多，150-200架足够了，1978年就可以定下一壳两用的方案，这样雷达系统的试验不影响已经试飞十年的机体。
这样修改后的歼-8I可以替代原本的歼-8白在1980年小批生产服役，然后每个小批次都增加一点修改，1983年完成雷达全部试飞打靶科目，从1981年起从英国引进的电子系统改装歼-8I，主要是大气计算机、平显系统、外挂系统等，可以让歼-8I提前十几年实现林虎“接触并尝试西方先进系统应用”的愿望（用在歼-8E改进上），其实仔细研究一下，1996年歼-8E改进的子系统，1981-1983年几乎全部都有了，却没人想到整合应用，搞得歼-8I还跟1961年服役的米格-21PF一样（有些子系统还不如PF)。

我觉得这个应该和水桶理论是一样的，还是各种材料和工艺的落后的太多了，

，，对方很冷淡的说，导弹不单卖，要买连导弹驱逐舰一块买，必须买好几艘，否则免5谈。

英国政府是1979年底否决向中国出口RB199的，不过好像1983年或稍后，英国政府突然又想向中国出口RB199，结果中国当时想购买美国的产品，就没再谈。直到90年代初期，罗罗又想带五台RB199和两千万英镑（或相当于五台航发及零备件供应等一宗）加入超-7计划。

米格-21作为填充率最高的单发轻型战机，并不是一个有扩展性能的好平台，苏联也是早早知道米格-21的问题和局限了。机头进气这些根本不算什么大问题，直接改了进气道形式就行了，有尾三角翼是大问题，圆柱机身和中单翼是大问题，起落架布置是大问题。
所以研制新平台，绝不能以米格-21为参照，否则只能在这些大坑中不断折腾。
米格-23其实是很好的一个平台，刨去VG翼，米格-23的机体设计没问题，起落架略微复杂一些。
歼-8是在米格-21基础上改的双发，算是前机身参照米格-21，中后机身参照米格-19，本身也不成功，米格-19和米格-21的缺陷在歼-8上都存在，有些因为自身设计能力有限还放大了缺陷。
1978年获得米格-23MS后，不应该再在米格-21MF上折腾了，可以多进口几架米格-23MS、米格-23BN等作为研制新平台的参照基型，并参考苏联开始往东欧销售的米格-23MF。
歼轰-7是在歼-8平台上改的两侧进气型，歼-8的缺陷都有，历史上歼-8II的问题也是如此。
如果1978年确定，按米格-23MS为基准，研制正常中等后掠上单翼布局的后台并排双发布置新战斗机平台。起落架按轰-7设计，不按照米格-23的设计。1980年接触英国西德技术后，获得美国军机设计规范，开始按照美国军机设计规范设计，1982年正式立项（含涡喷13B立项）

RD93落后你个勾巴

不用RD93你去买F404还是ej200？

以前看感觉就很奇怪，后面感觉更奇怪，或则说是吧里的陋习，钟爱于购买西方落后淘汰产能，对自研没有丝毫兴趣，沉迷于对落后产能的魔改，讲究超极致性价比，

不抄书上数据了，用《中国飞机全书》第三卷中歼7III和歼8I的性能参数对比一下

歼一8飞机的各个系统，尽可能采用了些先进技术，以提高飞机系统的效能。如燃油系统采用了和F86飞机相似的电容式油量表，座舱调温系统的温度保持数据，可以由飞行员在座舱内自行设定等等。
飞行性能
我们按照试飞、试用计划，对歼一8飞机的飞行性能，进行了全面的复验，并与歼一7飞机进行了相同条件的对比试飞。总的看，歼8飞机的飞行I生能与说明书数据基本一致，有些性能与说明书略有差异，可能与试飞飞机问的发动机推力特I生存在差异有关。与歼一7飞机相比，歼8的大部分飞行性能好干歼一7。
为试验上升性能，我们检验了使用发动机加力状态和最大状态上升到高度10000米的时间；不带外挂物最大状态的静升限高度、上升时问；加力状态保持有利上升M数，上升到静升限的高度、时间。主要的性能数据与说明书是一致的。但是带副油箱升限，我们试飞多次均达不到说明书的数据，平均要低500至1000米。
试验增、减速性能时，中低空不带外挂物使用加力状态马赫数0．6至0．9的增速时问，试飞数据比说明书数据稍长，但是试飞是在9月份进行的，试飞数据未向标准情况换算，考虑温度影响，町以认为试飞数据和说明书数据相当。歼一8比歼一7飞机增速I生能好，编队飞行歼一7使用转速100％，歼8飞机用95％就可以保持队形。
中低空不带外挂物、漫车状态、放减速板由马赫数0．9至0．6的减速时间，试飞数据比说明持数据稍长，气温与增速时的情况相同，也可以认为试飞数据和说明书数据相当。
减速性能歼一8不如歼一7飞机，平均减速过载歼一8比歼7小0．08go．另外，我们按飞行包线检验了中高空、不同条件下的最大允许表速和M数，飞机动态正常。
试验盘旋l生能采取中低空不带外挂物使用加力状态马赫数0．6至0．9的盘旋过载，试飞势咕罟与说明书数据基本相当。加力状态的盘旋I生能歼8与歼一7飞机I生能相当。而最大状态的盘旋性能，歼一8比歼7飞机好。试飞中，检验了几个点的超音速盘旋性能，高度13千米、马赫数1．3不带外挂物的盘旋过载，略好于说明书数据。相同条件下马赫数1．2至1．8的稳定盘旋过载歼8比歼7飞机大0．23至0．7踺，超音速盘旋性能歼8优于歼7。
我们对歼8进行了中、高、低空特技飞行，总的来看歼一8飞机的特技性能较歼一7飞机有改善。完成同样的垂直特技动作，较歼一7飞机容易，飞机比较平稳；歼8跟踪歼7做垂直特技时，歼一7用100％的转速，而歼8只用95％就能稳定跟踪，但拉杆量和滚转时的压杆量，歼8要比歼一7飞机稍大。
飞机的抖动过载是一个重要指标。在高度3、5、8、10千米、马赫数为0．6至1．0范围内、使用发动机最大状态、不带外挂物的情况下，我们检验了歼一8飞机的抖动过载，结果和说明书数据基本一致。在机动飞行和空战中我们曾多次使用飞机的抖动迎角，飞机抖动后速度消失较陕，但飞机姿态稳定，能正常操纵，和歼7飞机相似。在拉杆量较大、速度减小较多时，飞机的自动低头趋势比歼一71{I机明显。为此，在实施大动作量急剧机动时，可利用歼8飞机的这一特性。我们检验了几个氡的最大可用过载，初步感觉亚音速时和说明书数据相当，超音速则比说明书的数据低。
与歼7相比歼8飞机的载油量大、航程远、续航时间长是它的突出优点。带3个副油箱，机身前组油箱不加油，按转场常用状态(副油箱用完不投掉)，高度3、5、8、10千米，着陆余油800千克的条件进行了试飞。总的看，平飞可用油量比说明书数据少，平飞的小时消耗量略低于说明书数据。为什么平飞可用油量少，初步分析有三个可能。一是副油箱实际加油量少千理论值，试飞研究所的实测结果约少150千克。■是油量表误差，二是上升实际耗油比说明书多。由于试飞与说明书的条件不同，没有比较两者航程的差别。不带外挂物、机身油箱加满油，使用最大状态起飞，按着陆余油800千克的条件，试飞了高度3、5、8、10 、11千米的航程，试飞的千米消耗量与说明书基本相当。
在试验中空特技、空战飞行时，歼一8飞机按正常方案加油，在高度l_7千米可持续进行40分钟的复杂特技飞行。可比歼一7飞机多飞10分钟。在与歼一7飞机进行空战对比试飞时，两机均不带副油箱和外挂物，歼一7飞机加满油、歼8比正常加油方案少加油550千克，飞行35分钟，歼一8余油比歼一7飞机多l倍。如果两机都按正常方案加满油，歼一8飞机可比歼一7多飞15分钟。在空战中两机持续时间稍长，歼一7会因油量不足而被迫退出空战，歼一8则可相机进行尾追攻击。
高空及升限飞行试验为歼一8飞机按正常方案加油，以发动机最大状态上升到高度10f米，接通加力，按省油方案上升到静升限，余油为总油量的50％．；按同样方法上升到升限，歼一7余油仅为总油量的30％。在升限附近高度上的作战时间，歼8比歼7飞机长得多。如9月21日试飞，带机身副油箱(加满)，以发动机小加力状态起飞，上升到高度13千米，保持加力状态近音速平飞，总飞行时间l小时10分，其中先后3次共使用加力50分钟，着陆余油1200千克。这样长时间地使用加力状态，歼7飞机的油量是保证不了的。
对歼一8飞机的起飞、着陆，性能末进行精确的测定，经初步观察，和说明书数据相近。与歼7飞机相比，起飞离陆速度两者相当，但歼一8飞机增速快，滑跑距离稍短。歼8飞机的下滑、昔陆速度稍大，但是减速伞的作用较大，着陆滑跑距离比歼一7飞机增长不多。歼8飞机在起飞、着陆的操纵上，较歼一7飞机好控制，特别在着陆过程，飞机非常平稳，容易掌握。另外，在大侧风情况下，比歼7飞机容易操纵。试用中曾在90度侧风13米／秒和60度侧风17米／秒(相当于90度侧风14．7米／秒)的情况下起飞、着陆不觉得困难，感觉和歼7飞机在9 0度侧风10米／秒的隋况相似。

飞行品质
歼8的飞行品质在试用初期，操纵系统没有改进之前，总的感觉与歼7飞机相当，有此品质有改进，得到了飞行员们的好评，而有的方面则不如歼7飞机。改进之后，歼8飞机在飞行品质方面存在的不足，有的已经解决、有的有了较大的改善。F面提到的是改进前的情况。
纵向安定性试飞时，歼8飞机在增速过程中马赫数大于0．8后，飞机上仰明显，为保持平飞，顶杆的力量较大。在高度3000米以上，还可以接受；在高度3000米以下推杆力过大；低空大表速时，保持不住平飞，影响低空执行任务，是不可接受的。后来设计部门迅速做了改进，解决了低空大表速保持不住平飞的问题。在高空亚音速稳定平飞，为保持预定状态，需要经常操纵、修正偏差；在云中飞行遇有颠簸时，飞机状态容易改变。为此，应进步改进这方面的飞行品质，还应该考虑加装自动驾驶仪，以减轻飞行员的负担。
歼一8的纵向操纵性和跨音速特性飞机在中低空机动飞行时单位过载杆力和单位过载杆位移都比歼7飞机稍大，小力臂时更为明显。在高空和超音速飞行时的杆力和杆位移与歼一7飞机相似。如高度6千米、马赫数1．4以4g拉起做上升转弯时，操纵较轻便。做高空复杂特技，自高度5000米、马赫数1．1，以5g拉起做筋斗，跨音速时保持杆位不动，出现加速旋转，垂直过载自动增大约0．5g，垂直过载变化情况和歼7飞机相似，比歼一6飞机小得多。
歼一8飞机的横向操纵性比歼一7飞机差。如高度5000米、马赫数0．8、副翼偏转10度时，歼一8的滚转角速度约为歼一7飞机的54％。在对比空战试飞中可以明显地感到歼一8比歼7飞机滚转的慢，在变换方向的机动飞行中比较吃亏。歼一8飞机装有方向舵助力器，方向操纵比歼7飞机灵便得多，特别是超音速时更为明显。但中立位置感觉不太明显，不注意时容易造成侧滑，当时提出希望能稍加改进。
歼一8飞机纵向短周期运动特性的振荡周期虽然比歼一7飞机略长、相对阻尼比也略高(资料数据)。但在超音速飞行中，动作稍粗时仍会出现明显的纵向摆动，对瞄准、射击精度有一定影响。驾超音速飞行时还没有感到明显的横侧滚摆。只是在高度12000米、近音速飞行修正航向动作稍粗时，曾出现过轻度的滚摆振荡，对瞄准、射击精度会有不利的影响。从提高瞄准质量和射击精度考虑，当时提出对歼8飞机的上述动安定『生应进一步改善，希望抓紧研制阻尼器，力争早日投入使用。对比空战为了弄清歼一8与歼一7飞机近距空战性能的差别，我们在近距空战常用的高度，即1000至10000米、速度350至1000千米／小时范围内，分别测定了两机的基本机动性能(为了减少气温对试飞精度的影响，测定是在同一时间进行的)；编队进行性能对比和对比空战试飞。为了提高试飞的准确性，参加试飞的4名飞行员，既飞歼8又飞歼一7、既飞主动位置又飞被动位置。
通过试飞我们感到两机在中低空亚音速范围内的近距空战性能，各有长短。增速、上升、垂直机动、最大状态稳定盘旋性能以及留空时间，歼一8优干歼7；加力稳定盘旋、减速盘旋，两机I生能基本相当；滚转、减速性能歼一7优干歼一8。试飞后当时提出的建议提高力臂调节器小力臂的臂值以改善纵向操纵l生，改善副翼操纵系统的非线性机构，在相同杆歼一8飞机是大型战斗机，在很多飞行性能上超过了歼一7．但是武器系统却性能与歼一7相当存在武器射程短．探测距离近等等问题。因此同样需要采用传统的小编队方式进行空战。
随然试飞有一定风险，但是风险应该留在试用阶段、留给自己，而不能留给作战部队。为了真正起到试用的作用和装备部队后的飞行安全，即使冒点风险我们也应该试飞低空大表速。
我们考虑了各方面的情况后确定试飞在无线电高度200米上进行。原因是试飞的高度高了，跨过音速时的速压小，有些问题可能暴露不了；二是最大表速飞行，飞机已经超过音速，爆音可能危及地面安全。如能到海上试飞是可以避开这个问题的，但是要解决救生和干扰渔民生产等等问题，涉及到很多方面，申请、协调要费很多时问，并且还有可能要赔偿渔民的损失，涉及一定数目的经费，这些都不是容易解决的问题。我们试飞的高度低，爆音影响的范围会大为减小；另外，在同样表速的情况下M数较小，爆音的强度也弱；为此，我们是可以在陆地上、在现用空域中选择没有村庄的地段进行试飞，而不会危及地面安全。当然试飞的高度低， 出现特殊隋况，处置的余地小，危险性就大一些。但是为了日后部队低空大速度飞行的安全，我们决心在试用期间、在陆地上、在现有空域内、选择安全地带进行低空大表速试飞。
试飞中暴露出了一些问题。低空大速度时飞机自动上仰无法保持平飞。蒋德秋同志在无线电高度200米平飞增速时，随着表速增大，飞机的抬头力矩逐渐增大、上仰明显，他要逐渐增大推杆量才能保持住高度。表速继续增大后，即使把杆推到头也制止不了飞机自动上仰、高度迅速上升，无法保持平飞。由干平飞增不到最大允许表速，为了能检验到最大表速的飞行情况，我试飞的时候采取了下滑增速的办法。先从高度1000米小角度下滑增速，争取在无线电高度200米时，使表速接近或达到。使用这个办法，在高度200米时仪表指不我飞到了接近最大表速，飞机一切正常，没有任何异常反应，也没有对地面造成不良后果。设计人员研究了试飞情况后告诉我们，经过他们计算，由于空速管受激波影响，空速表有少指误差，我已经飞到了最大允许表速。
试飞中还出现了个别部件不适应大速压1{I行的要求的问题。何新民同志在进行低空大表速检验试飞时，曾发生飞机起落架玻璃钢护板折断的问题。情况是增速过程中，飞行员听到“嘭”的声，飞机稍有抖振，遂减速返场着陆。飞行后检查发现：飞机右起落架玻璃钢护板折断；着陆灯玻璃飞掉；右平尾前缘长度约50厘米被异物打伤凹进。经分析认为起落架玻璃钢护板因刚度不够，低空大表速飞行时，受吸力而引起弹性变形，与机翼表面出现缝隙，在气流作用下折断，断片击中着陆灯，打碎着陆灯玻璃，玻璃碎片又击中了右平尾前缘。另外，还出现过机身尾部小包皮口盖飞掉、滑油箱检查口盖飞开等问题。为了提高起落架护板的刚度，设计人员将起落架护板的材料由玻璃钢换为铝合金。包皮口盖飞掉的问题，设计人员也采取了针对性的措施，加以解决。
低空较长时间使用发动机加力状态，耗油顺序出现了异常。为了检验飞机说明书上的飞行性能数据，我们在低空较长时间使用发动机加力状态，以保持预定M数，检查飞机的稳定盘旋过载时，出现了在剩油很多的情况下，“余油警告灯”提前燃亮的问题。当时，只好关闭加力，检查原因，没有发现异常。飞了会儿，余油警告灯又自动熄灭，再使用加力，余油警告灯又燃亮。飞行后分析，出现这种现象的原因是机翼油箱的供油量满足不了在中低空使用发动机加力状态的需要，而提前使用了消耗油箱的燃油，使油面下降，余油警告灯提前燃亮：关闭加力后，发动机耗油量减少，机翼油箱的燃油不断注入消耗油箱，油面上升，余油警告灯又自动熄灭。
低空大表速试飞后，我们向设计人员提出了改进建议。为了在低空大表速时能保持平飞，提出应提高纵向操纵系统中力臂调节器小力臂的臂值，以增加推杆时平尾的偏转角度，平衡低空大速度的抬头力矩，来解决保持平飞的问题。同时，也可以改善纵向操纵I生能。改进燃油系统，解决低空使用加力用油顺序异常的问题。平时训练飞行，在低空较长时间使用加力时，只要飞行员适当分配注意力，经常检查油量及余油警告灯，适时关断加力，通常是不会危及飞行安全的。佃是，在中、低空作战时，情况紧急需要较长时间使用发动机加力状态，而余油警告灯提前燃亮，迫不得已关断加力，就很可能贻误战机或陷于被动地位。如果飞行员只注意观察敌机，未检查座舱，而佘油警告灯已亮仍不关断加力，时间稍长，则有可能引起发动机停车，直接危及安全。为此提出应及早研究、解决这个问题。
从上述情况和歼7飞机低空大表速出现抖振等问题不难看出新机试飞中，要考核低空大表速。因为在低空试飞大表速可以使大速压和跨音速耦合，才能检验出跨音速的气动与结构方面的问题。因为，高度升高后，跨音速时速压减小，有些问题就难以发现。如高度5000米、马赫数为l时，速压只有每平方米3856公斤；高度3000米、_弓赫数l时速压为每平方米5003公斤；高度1000米、同样弓赫数时，速压为每平方米6416．4公斤；在地面马赫数l时，速压为每平方米。7231．8公斤。为此，只有在尽量靠近地面的高度上检查，才能充分暴露存在的问题。
对刚装备部队的新机，在进行低空大速度飞行前，应挑选经验丰富的飞行员，先认真研究过去试飞的情况，再采取逐步降低高度、增大速度的方法进行试用，进一步检验新机的低空大速度飞行特性，观察是否还有什么没有暴露出来的问题，确无问题后，再正常进行低空大速度飞行训练。