如前所述，从米格9起，经过米格15、15比斯、17爱弗、17波·爱弗、19、19波 爱姆到62式，增长得最多的是飞行速度，而其它尺寸、重量、升限、航程等的变化则都不太大。兵器从米格19波 爱姆起也有一些原则性的变化，但对飞机构造的影响还不明显。可以从对比看出，飞机总体布局中一系列的变化，如机翼后掠角的逐步增大而最后变为三角机翼，机身长细比和容积利用率的增长，全动尾翼的采用，起落架由收入机翼改为收入机身，弹射救生方案的演变，炮弹安装和废弹链的处理等等，都正是为了满足速度的增长而演变的。但是，与此同时，在米格族飞机上，却也有另一些构造特点是和超音速与否关系不大的，则被一直保持下来，基本未变，如机身构造和分段形式、机翼翼梁布局、驾驶员防护装甲安排等等。
从统计和沿革的探讨中还可以看到，米格族飞机在设备选用上是渐进的，每次改型时采用的新设备并不很多，而且不少新设备也是从旧设备发展改型而来的*。米格族飞机在新材料选用上也是很慎重的。在研究沿革时，我们也可以发现一些有趣的问题。如每架飞机所装发动机的数量，已经两次出现先用两台，改型时变为一台的情况。有消息报道〔1〕，62式下面的一个机型又采用了两台发动机。这可以表明，歼击机设计和发动机设计在苏联还不能十分理想地协调进行。
我们初步体会到，细致地分析米格族飞机的演变和62式的总体布置特点，特别是和我们过去自行设计113号等飞机时的一些想法和做法作比较，对认识飞机设计的规律和62式的设计思想是很有帮助的。
我们今后的摸透计划是：用更准确的比例再画一次总体图，以检查各设备与结构间和其它设备间的间隙；根据苏联飞机设计的一般技术要求〔10〕和苏联专家咨询记录〔11〕中提供的指标，来检查62式飞机的设备安装和飞行品质数据；继续累积重量数据，在仿造时工厂执行零件称重制度中取得真实数据；搜集外国歼击机资料，研究歼击机的发展。
二、气动力设计
1.性能
62式飞机原文资料中给出了它的主要性能数据，但没有给原始计算报告。为了摸透这种飞机，需要深入研究其性能特点，以便仿制生产中万一发生性能问题时可以分析原因。为此，我们拟核算全部飞机性能，并作出计算、试验报告，其主要内容是：①估算飞机升阻特性，并通过风洞试验验证；②根据升阻特性和发动机性能数据，计算飞机稳定飞行性能与特技性能。
飞机升阻特性的传统估算方法是所谓半经验方法。我们利用了自己几年来搜集整理的一套曲线图表和方法，比较详细地计算了62式飞机的升阻特性。计算结果和原文资料所给的数据是比较接近的，在不少情况下，比我们所做的风洞试验结果更接近。计算方法和结果详见专题报告〔15〕，这里选三张图作例，见图5～图7。
在有了飞机升阻特性和发动机特性以后，性能计算的方法是经典的，也可以说是比较不难的。在风洞试验尚无可用结果和二所未给发动机性能资料之前，我们用苏联资料所给的升阻特性极线和发动机推力资料，验算了全部性能。62式机由于采用了较小阻力的气动力布局（全机超音速阻力系数比米格19约小1/3），推力也较大，所以高空最大平飞M数可以超过2很多，只是由于安定性、气动力热以及油量等原因才限制最大M数为2.0（12.5～18.5公里高空），相当的速度为2125公里/时。飞机在到达这一速度时动能很大，因此在13公里高空作急跃升动作，可以上升到26公里，比实用升限高7公里，这是在米格19飞机上所不能达到的。
我们的计算结果除爬升率相差40%以外，其他和资料给的性能相近，误差一般在5%以内。爬升率差别大的主要原因是发动机推力曲线精确度不够，另外，进气道和尾喷管对推力的影响估不准。
今后的摸透计划主要是研究最有利的爬升方案，和外挂物的气动力特性。估计纯粹计算部分在明年上半年就能结束。
2.安定性与操纵性
飞机的安定性和操纵性，是飞行员评论其飞行品质的主要项目。每种飞机都有它的特点，而超音速飞机尤有其特殊规律。为了能更好地使用62式飞机，了解它的特点，需要研究它的飞行品质，主要是：①求飞机安定性导数；②用导数和飞机的构造参数代入飞机运动方程，计算安定性、操纵性，或用操纵模拟试验设备来测定操纵反应；③将上述结果和设计规范中规定的飞行品质指标作此较，作出好坏的判断。
安定性导数指飞机由于迎角、侧滑角和角速度的改变，以及操纵面偏转而引起的力与力矩的变化率，主要包括纵向和横向静、动导数12个，操纵面效率与铰链力矩系数12个。
我们有62式飞机大部分导数随M数变化的原始资料。为了验证，一年来我们自己设法计算了十几个导数〔15〕，也做了低速和跨音速风洞的纵向吹风试验〔16〕。但是，除了最基本的纵向安定度导数比较有结果，低速的计算、试验结果与原文资料对合得比较好以外（但高速试验结果与原文资料不够符合），其它的计算结果和原文资料都有很大差别。差别主要表现在侧滑导数随M数的变化规律异常，导数峰值都出现在M=1.4左右（一般超音速飞机在1.1左右），而后下降得很快，如方向安定度在M=2时仅为低速的1/6。计算不准确的主要原因是导弹架的影响、机身与后掠尾翼组合的干扰、喷流的影响等因素无法估准。看来，必须进行风洞试验和飞行试验才能更好地澄清问题。
飞行品质指标主要包括安定度余量，操纵杆力和杆位移的梯度，和飞机受扰动后的衰减情况。世界各国都有一套自己的标准。标准是按飞行员意见和经验的长期统计资料来确定的。我们现在可用的主要是苏联1958年的“飞机设计的一般技术要求”〔10〕（以下简称“一般要求”）。这些指标是否合乎中国情况还有待判断*。
我们用62式飞机苏联原文资料所给的气动力原始数据，用计算方法检查了纵向安定操纵特性16条，有9条不满足“一般要求”，主要是杆力梯度和高空大M数突然操纵平尾时，过载过调量过大；前者是由于62式飞机虽然用了能有两倍传动比变化的力臂自动调节器，但仍然不能改变高空和低空时杆力梯度的悬殊差别。另外，用了不可逆助力操纵系统后和用了非线性程度很大的弹簧载荷机构，使得杆力随偏度的变化过大，以致难于符合规范要求。我们也检查了横向操纵特性10条，有一半不能满足“一般要求”，主要是高空扰动衰减过慢和易于引起滚摆耦合，这和纵向过载过调量太大一样，也是超音速飞机所不可避免的缺陷。
为摸透62式飞机，在操纵性安定性研究方面，今后要做的工作还很多，主要是：继续有次序地逐步进行原始数据的计算方法研究，但更重要的是做风洞试验；继续分析操纵反应，特别是纵横运动的耦合和高空扰动衰减的问题；进行操纵系统地面模拟试验；研究结构弹性对飞行品质的影响。所有这些工作都取决于外界的协作，特别是风洞试验和操纵系统的模拟试验，因此工作进度很难安排。估计在最理想情况下，可望在1964年结束横侧导数的计算试验工作及飞机运动分析。
3.进气道
62式飞机采用了带二级中心锥的正面进气外压缩进气道。为保证超音速进气效率，中心锥是分三级自动调节的，对应的飞行速度为M＜1.5，M≥1.5，M≥1.9。为避免发动机喘振，进气道中装有放气门，在大M数收油门或作大迎角飞行时自动打开，放掉多余的进气。此外，为保证地面开车时有足够的进气量和进气效率，进气道中还装有辅助进气门。
为了摸透进气道设计，我们对其气动力特性作了一些计算，主要是各种飞行M数时，总压恢复系数和阻力特性的计算，也自行估计了发动机的流量特性，试图从进气道特性和发动机的流量特性中，弄清进气道与发动机共同工作的范围。由于超音速进气道内很多现象如分离、附面层激波干扰对进气道稳定工作和进气效率的影响等是很难算准的，所以摸透工作主要要依靠风洞试验。为此，我们做了一些准备工作，包括模型设计、制造和用113号机进气道模型作引导试验。同时，为了分析试验结果，我们还收集了这方面的理论资料。但是，风洞的安排和试验技术尚未完全落实，所以试验估计要到1965年才可能完成。
关于进气道调节，这也是我们的一个新课题，我们打算和二所密切协作，先摸透62式飞机的三级调节方案，以后再进一步研究改为无级调节的可能性。据了解，苏联新的62式飞机上已经装用这种设备，并因而大为改善了飞机爬升性能。我们设想，集合国内有关部门力量，我们今后也可以找到一些改进的途径，再经过科学实验，就也可能提出改装设计的方案。
4.气动弹性
62式飞机是一种经过使用考验的飞机。可以相信：虽然飞机资料中没有任何有关气动弹性的叙述，但飞机在整个飞行范围内不会产生颤振、操纵反效、扭转扩大等有害的气动弹性现象。需要摸透的是各个部件刚度指标制订的依据。这一方面是为了配合解决仿制生产中可能出现的问题；但更多的是为了掌握计算和试验方法，积累资料，为自行设计作准备。
如所周知，控制气动弹性现象的主要措施是增加飞机结构的刚度。但是，刚度指标如何定得恰如其分，既保证安全，又不致因过于保守而使结构过重，是一个复杂的问题。过去，对于高亚音速和跨音速飞机，有些国家的设计规范，根据统计资料，给定了部件的刚度指标〔17〕（主要是翼面扭转刚度或最大使用载荷作用下的变形）。但是，对于超音速飞机，特别是对62式机这样应用小展弦比翼面的飞机，现在我们还没有见到类似的指标，估计也难以形成指标。这样，在超音速飞机设计之初，一般就只能根据经验，利用过去设计过的同类飞机的数据，用相似性规律修正后，来初步确定刚度指标。以后，再在飞机设计过程中，用计算和风洞试验等方法，确定飞机的静、动气动弹性，修订刚度指标。在飞机试造完成后，还要通过共振试验和刚度试验，实测刚度指标是否确已满足。
由此可见，对于我们来说，为了积累超音速飞机的设计经验，摸透62式飞机的刚度，就具有很重要的意义。
我们对62式机气动弹性问题的摸透规划是：①整理、补充了部件刚度数据，并用英国指标〔17〕、苏联专家咨询时所给的指标〔18〕，以及米格19飞机的数据等，进行了初步分析〔19〕。②在电子计算机上进行颤振和静气动弹性计算。目前已作的工作，主要是利用外国文献上的方法，排出计算程序，确定计算方法。以后再以62式机数据代入，进行计算。要用快速电子计算机的计算题目和进展情况详见附录5。此外，也将用一些简化方法进行验算。③进行风洞试验，详见第6节和附录1。④准备参加仿制生产中的全机共振试验。也要作部件刚度试验，以验证理论计算，取得数据。
目前存在的最大困难是风洞试验，特别是高速风洞试验很不落实，需请有关方面主持研究后确定。另外，为进行62式机具体计算的计算机时间，也尚未落实。
5.风洞试验
62式飞机原文资料中有不少风洞试验的数据，但为了摸透，我们认为自己还需要做一些试验。这是由于：①有一些数据要补缺，特别是颤振和进气道方面，原文资料根本没有。②国内的风洞过去虽然做过一些试验，但测试设备和试验技术中存在着很多的问题，而62式飞机的资料数据是此较可靠的，如用以校验国内风洞性能，则对这些风洞的使用和结果判读将大有帮助。③原文资料给的是综合性数据，主要是为飞行使用作参考的，不能完全反映设计过程，如飞机的零升力阻力系数，资料只给总和，而为了分析问题，我们希望有各部件的阻力系数和干扰影响，就需要做部件的风洞试验。
根据上面三方面的需要和目前可能的条件，我们拟定了性能、安定操纵、载荷、进气道、颤振五个方面27个试验项目（不包括目前不可能做的部分安定性导数，尾旋试验和弹射救生模型试验），每一项目的具体内容见附录1，更详细的说明见参考文件（16）。
经过一年半来的工作，在各有关单位的大力支持下，我们做了高低速纵向性能和安定性试验。但是，在试验数量和质量方面都存在着不少问题。
首先，在数量方面，可以由下表看出，吹风次数迄今还是很少的。
吹风完成计划少的原因是：①能利用的风洞时间比较少。如东北地区AT-l风洞，是我们进行高速试验的主要基地，但到目前为止只吹了167次，占计划的5.1%。②某些试验技术尚未摸过，如高速颤振试验的风洞防护设备尚未制造，高速摄影设备和测压设备尚未解决，横向天秤性能不稳定，铰链力矩天秤还未设计出来。③模型生产能力还不理想。
