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LCA发展评述
本文原载于《国际展望》，仅供诸位同好探讨，未经许可不得用于其它用途。转贴请保留本信息。
方方
LCA这个名字，对于绝大多数航迷来说并不陌生，不就是印度的“Light Combat Aircarft（轻型战斗机）”嘛！但如果说“Tejas”，恐怕不少人要愣一下——什么东西？事实上LCA只是项目代号，Tejas才是这种飞机的官方名称。我们对两种名称反应的差异，实际上体现了一种主观心态：印度就应该是贫穷落后的国家，因此搞出来的飞机也一定是垃圾。所以当我们知道印度在进行LCA项目之后就一笑置之，不再关心后续发展，当然也就不会留意它的官方名称Tejas。由于LCA发展一路坎坷，断断续续的不利报道更加重了我们的轻视心理。然而我们的祖先早已告诫我们：“他山之石，可以攻玉。”印度同样是发展中国家，LCA研制过程中得到的经验教训，对于我们具有重要的借鉴意义。笔者正是基于这一立场撰写此文，权作引玉之石。
坎坷道路
和我们一样，印度作为昔日文明古国之一、今天的发展中国家，强烈的民族自尊心使之迫切希望在世界上占有一席之地。作为强国的标志之一，发达的航空工业必不可少。印度人希望能够通过研制一种先进作战飞机，促使印度形成综合性科研/工业制造能力，最终目标是建立新的技术基础，从而覆盖与作战飞机设计和制造相关的所有领域。简而言之，就是以点带面，以项目需求拉动整个航空工业，实现自我发展的良性循环。这其实也是印度发展航空业的战略和心理背景。
为了实现发展航空工业的战略目标，历史上印度曾经有过一次尝试——即并不成功的HF-24 Marut（风神）超音速战斗轰炸机（1956年开始设计）。这一飞机是由著名的库特·谭克教授（纳粹德国空军Fw.190战斗机的设计师）率领的团队负责设计的。然而除了机体设计得到正面评价之外，Marut可以说彻底地失败了，性能完全达不到要求——谭克教授在二战后似乎一直在走下坡路，未能表现出与其名声相称的能力，此前他帮阿根廷设计的“Pulqui II”战斗机（由Ta.183改进而来）也以失败告终。需要特别指出的是，Marut是国防研究署（DRO）提出的项目，由印度航空技术有限公司（HAL）负责研制，从研制到最后退役，都没有得到印度空军的肯定——类似的事情同样发生在LCA的研制过程中。
LCA计划总体进展
Marut虽然不受空军欢迎，但印度仿制的英国“蚊蚋”战斗机却在1965年和1971年印巴战争中表现出色，于是印度人再次产生了自行研制世界一流技术水平的轻型战斗机的想法。进入1980年代，印度空军开始考虑过时的米格－21和Ajeet（“无敌”，即印度仿制的霍克“蚊蚋”战斗机）机群的换代问题，希望采购一种廉价的轻型多用途飞机来满足未来（2000～2020年）的作战需要。印度空军中的米格－21飞机数量最多，它的替代者要求高速、加速性好、机动力超群、可分散配属、可短距起降，并且配备高性能航电设备和多种武备，至少具备有限的精确武器制导能力，飞机价格要低，维护性可靠性都要达到现代飞机水平。
1980年，LCA计划对外公布。但这时的LCA只是国防研究与发展署（DRDO，原国防研究署）脑子里的东西，既没有具体方案，也未获得政府和军方的首肯。直到1983年，印度政府才正式批准了轻型战斗机（LCA）计划。1984年，为了指导和管理LCA的研制和生产，组建了具有高度自主权的航空发展局（ADA）（隶属印度国防部）。印度发展本土航空工业的第二次尝试拉开了序幕。Kota Harinarayana博士被任命为LCA计划总监，T·G·Pai博士担任项目总监，并主管技术开发与海军型的研制工作。1985年，印度空军发布了对一种轻型超音速多用途战斗机的采购要求，这可以看作是印度军方对LCA计划的正面回应。
如计划发起者所期望的那样，印度本土航空相关机构、部门多数都参与了LCA的研制。整个的研制工作由ADA划分为600个工作单元，由全国50家公司与机构分工完成。主承包商是HAL，它接受ADA的直接领导，负责LCA的总体设计和总装工作，同时负责相关子系统的系统集成与调试。其它子系统则交给相关实验室或国家机构负责，如国防材料研究室研制发动机用超合金，国家物理试验室研制碳纤维，国家航空试验室作疲劳试验，印度斯坦航空公司作静力试验，印度技术学院研究复合材料结构，作系统模拟试验。LCA计划在初始设计阶段只有600名工程技术人员，到全尺寸发展阶段时已增加到2000多人。
按照最初的设想，只有在暂时无法独立研制的关键系统上才向国外采购，并且也是尽量争取合作研制而非单纯仿制。尽管如此，由于技术薄弱，在关键技术上LCA仍需要外国技术支持。1986 年通用电气公司（GE）签约向印度提供 F404-GE-F2J3 发动机以装备技术验证机（Technology Demonstrator，TD）和原型机（Prototype Vehicle，PV），按计划F404 最终将被印度国产的GTX-35VS“Kaveri”发动机代替。1987年10月印度选择了达索公司为 LCA 计划的咨询顾问，以1000万美元的价格向达索聘请30名工程师进行技术援助。达索同时为LCA计划提供了部分技术、信息、数据以及计算机软件等。1998年美国空军航空系统分部同意为LCA提供技术和后勤支持（但由于印度核试验，这一支持随即中断）。
根据ADA的进度表，LCA于1987年第二季度开始概念设计，于1988年底完成。来自简氏航空年鉴的信息显示，预定首飞日期在1990年4月左右，预定服役时间为1995年。然而如我们今天所看到的，ADA的进度表成为世界上最不准的时钟之一。由于对技术瓶颈估计不足，缺乏现代战斗机的研制经验，研制预算不足，以及始料未及的外界因素影响（如印度核试验引发的制裁），LCA的研制进度表自发布之日起就一直在不断地拖延，不断地修改，而每一次修改都导致研制费用大幅上涨，这一恶性循环直到今天仍未结束。
LCA于1990年冻结设计，但就在此时政府负责评估的委员会发现其设计在几个关键技术领域存在问题。这个发现迫使印度政府作出决定：首先制造两架技术验证机，以确保所发现的问题是可以解决的，这就是后来的TD1和TD2的由来。1991年中开始制造第一架验证机。
1993年6月，印度政府批准LCA进入全尺寸工程发展阶段（FSED）第一阶段，预算经费218.8亿卢比——在验证机尚未出厂的情况下批准飞机进入FSED，这个决定实在令人诧异。
经过漫长的4年半制造过程，第一架技术验证机（TD1，生产序列号KH2001）终于在1995年11月17日出厂，还是比修订过的时间表晚了9个月。此时的进度表预定TD1于1996年6月完成首飞，但进度表“走不准”规律继续发挥作用——首飞推迟到1997年年初，接着被推到 1998 年 6 月，然后是 1999 年 2 月。1999年4月，TD1号机开始地面测试。1999年5月，LCA计划得到追加的1.25亿美元的研制经费。印度国防部长费尔南德斯于2000年 8月宣布：“LCA 完成所有地面测试，它将于两个月内首飞。”但系统集成测试和滑行试验一直拖到 2000 年年底，进度表继续“走不准”。TD1在地面一直待到2001年1月4日，才终于完成首次试飞——此时距该机出厂已经过去了5年！
第二架技术验证机TD2（KH2002）于1998年8月14日出厂。该机原定于2001年9月首飞，但推迟到2002年6月6日完成。
2001年11月，鉴于LCA TD1试飞成功，印度政府批准LCA进入FSED第二阶段，预算经费330.2亿卢比。按计划，第二阶段将制造5架原型机（PV1到PV5），其中PV5是双座教练型（根据最新的消息，有可能取消一架单座原型机，双座教练型编号可能改为PV4，下文仍沿用以前的编号）。来自简氏航空年鉴的消息称，计划中的4架单座原型机将包括1架海军型原型机PV4。此外，还将生产8架有限生产型（LSP）LCA。原本计划从PV3开始安装国产Kaveri发动机，但现在看起来已经不可能。
2003年5月4日，LCA被当时的印度总理瓦杰帕伊命名为Tejas (“敏捷”，在梵文中的含义为“光辉”)。当天TD1和TD2进行了首次公开展示，同时第一架原型机PV1举行出厂典礼。
PV1于2003年11月25日首飞成功。
第二架原型机PV2于2005年12月1日首飞成功。截至该次试飞结束，2架验证机和2架原型机共计试飞475次，飞行时间263.34小时。
根据一向走不准的ADA进度表，PV3应该和PV2一起在2003年首飞，PV5在2004年首飞，2006年（后推迟到2007年底）交付半个中队的LCA，形成初始作战能力，2008年具备完整的作战能力。但PV2首飞已经推迟至去年底，后续计划必然会进一步推迟。根据印度议会国防常务委员会最新的报告，LCA服役日期已推迟到2012～2015年。
舰载型LCA的设计方案于1999年批准，但印度政府迟至2002年中才批准海军型进入工程研制。根据LCA计划总监Harinarayana博士所说，舰载机的预研工作包括舰载型飞行控制律、大行程起落架、滑跃起飞技术等在1998年时仍未批准，那么其预研启动时间不会早于1999年，甚至可能迟至2002年。在原型机PV4下料之前，将制作一架虚拟样机进行评估。PV4原定于2004年首飞，此后还可能制造一架原型机共同完成上舰试飞工作。舰载型LCA预定于2006年服役。显而易见的是，进度表再次保持了自己走不准的特色。
2005年3月，印度空军参谋长表示，印度空军不久将从印度斯坦航空有限公司订购20架LCA，总价为4.444亿美元，随后还有可能订购同等数量的飞机。预计首架LCA交付印度空军时间伪2008年，正式服役日期为2012年。
飞控系统的研制
1992年底，位于班加罗尔的国家航空实验室（NAL）（根据印度自己的评价，国家航空实验室在LCA的研制过程中扮演了“主要的支持者”的角色）组建了由Srinathkumar博士领导的控制律研究组（CLAW），负责飞行控制律的研究工作。这个时间很奇怪，因为此时距TD1开工建造已经有一年半了，而这种先天静不稳定的飞机没有飞控系统是不可能上天的。这只能归咎于缺乏现代飞机的研制经验和管理方面的问题。当然，也有可能是印度人曾经试图从其他公司（如达索）购买成熟产品但无果而终——对于这种可能性，笔者迄今没有看到任何可以证实的信息。
1993年，ADA宣布选择洛克西德·马丁公司为LCA四余度电传飞控系统的研发合作伙伴。这个选择并不令人意外，毕竟印度既无设备又无经验——根据当事人的回忆，研究组当时甚至连用于工程设计的地面实时模拟器都没有，直到1994～1995年间才搞到一台；而研究组成员只是在理论上理解了控制律，但对如何将飞控要求转换成实际的代码仍然一无所知。
虽然名为合作，但整个飞控系统基本上是洛·马飞控系统分部研制的，包括飞控系统最主要的部分数字式飞控计算机（DFCC）。但即使是实力强大如洛·马，也无法凭空变出一个飞控系统来赶上TD1的制造进度。所以1995年TD1出厂的时候就是一个空架子，飞控系统还在洛·马的计算机里面。直到1996年7月，飞控软件才在Calspan公司的F-16D VISTA 变稳机上验证通过。
1998年5月，印度因核试验遭到美国制裁，与洛·马的技术合作随之中断。派往美国的技术人员全部遣返，研究资料遭没收，已经完成的两台飞控计算机以及由印度人组装的相关测试设备被禁止带出美国。据当时印度媒体报道，印度政府曾经与美国政府谈判，要求归还在洛·马的两台飞控计算机，但遭到美国政府的拒绝——与“和平典范”计划何其相似！
遭到制裁的时候，洛·马和印度的技术人员正在进行飞控系统最后的集成和调试工作，按计划还需要1年才能完成。美国人估计，在技术合作中断后，依靠印度自己的技术力量需要更长的时间——事实上如我们所见，印度在飞控系统上花了比1年多得多的时间。
1999年，印度转而向米格和莫斯科飞机生产联合企业求助，希望对方协助完成飞控系统最后的集成和测试工作，但由于未知原因，印度人的希望落空了。后来CLAW继续在ADA和英国BAE公司的实时模拟器上研究飞行控制律，并在ADA和HAL的“微鸟”和“铁鸟”测试平台上测试。但实际上飞控系统中最难的部分已经由洛·马完成了。
TD1飞机第一阶段12次试飞结束，是LCA飞控系统发展的一个里程碑。虽然试飞中没有复杂的机动动作，但验证了飞控软件的正确性和可靠性。据说，试飞员均给予飞控系统最高评价（“Level 1”）。有试飞员表示，在最困难的起飞/着陆阶段，他甚至感觉LCA比同样采用电传飞控的幻影2000更容易操纵。应该说，这是一个相当高的评价。不过考虑到所有的评价均由CLAW的成员转述，未免让人有“孩子是自家的好”的感觉。有意思的是，来自DRDO的技术人员在接受《防务周刊》采访时表示，LCA的飞控软件无法满足要求。
2001年9月22日，对印度的制裁宣布解除，印度随即向BAE系统控制分部订购飞控系统必需的大气数据传感器，并于2003年中交付，这显然有助于推动印度的飞控系统研发进程。
Kaveri发动机的研制
LCA 预定使用国产小涵道比涡扇发动机GTX-35VS“Kaveri”。印度燃气轮机研究院（GTRE）负责此项研究已有 10 年历史。Kaveri有3级风扇、6级高压压气机（带可调的进气导流叶片及二、三级定子）及单级高、低压涡轮。该发动机采用环形燃烧室和常规收敛－扩散喷管。
第1台测试用发动机被称为Kabini，只包括核心模块。完整的Kaveri于1996年开始台架测试。第3台首次在前三级压气机上加装可调进气导流叶片。根据Harinarayana博士的说法，第5台（纯为地面测试建造的最后一台）已经接近生产型发动机的重量。总的来说发动机发展过程较为顺利，不过还是有一台Kaveri在班加罗尔的测试平台上爆炸，使发展进程略有拖延。
燃气轮机研究院总共制造了17台Kaveri原型发动机，根据计划将于1999年开始飞行测试。据Harinarayana博士介绍，印度和俄罗斯签署了协议，从1998年8月开始，从俄罗斯租用图-16改装的空中试车台，以进行Kaveri的飞行测试（测试发动机位于机腹吊舱内）。测试是在茹科夫斯基机场进行的，测试环境包括相当于 0.9 马赫、11,000 米高度下的高进气气压和温度条件。在不同高度、马赫数下测试了压气机特性、喘震裕度及空中开车等科目。据报道截至2003年初已经完成1200小时空中试车（试验要求8000小时）。
据报道，斯奈克玛和欧洲喷气发动机公司（Eurojet）为Kaveri发动机的研制提供了技术援助。Kaveri发动机就在法国超音速风洞和班加罗尔的高高度测试实验室内进行了测试。按照设计要求，Kaveri发动机在高温和高海拔条件下也应该具有良好的性能。LCA 也将配备航油起动机以方便在简陋的野战机场使用。起动机已经在高海拔条件下测试通过，以保证在同巴基斯坦的边境冲突中，LCA 可以在高海拔、高温度机场作战。
据印度自己的设想，生产型Kaveri发动机加力推力将达到80千牛，超过斯奈克玛的M88-2发动机，与生产型“阵风”上配备的 M88-3 升级版相当。来自燃气轮机研究院的信息称，未来Kaveri发动机改进型将采用更先进的单晶涡轮叶片，而非现在采用的定向凝固涡轮叶片。这种先进的涡轮叶片是由燃气轮机研究院和防务冶金研究实验室合作开发的，它将使得发动机涡轮前温度提高到1577℃。改进型Kaveri发动机将达到M88的技术水平，单级压气机增压比达到4，总增压比27，采用更短更轻的发动机燃烧室，发动机不加力推力将可以保证LCA进行超音速巡航。此外，燃气轮机研究院还在开发多轴推力矢量喷管，以及数字式发动机控制系统，印度人希望这些努力可以改善Kaveri发动机的操纵性能，并帮助提高LCA的敏捷性，甚至期望通过应用推力矢量技术来取消垂尾，以改善其隐身特性。燃气轮机研究院甚至还计划开发Kaveri发动机的非加力型，以装备未来先进教练机。此外还有一种利用Kaveri核心机，加装高涵道比风扇的型号，可能用于其它用途。
不过，所有上述一切目标，目前仍停留在纸面上。至少到2001年为止，Kaveri发动机仍未达到预定的推重比——据Harinarayana博士说，Kaveri当时总重达1200㎏，需要减重250㎏！换句话说，Kaveri发动机比设计指标超重26.3％。对于如此严重的超标，要想“减肥”到预定重量，几乎是不可能的。
按照最初的计划，F404-GE-F2J3将只装备TD1和TD2两架验证机，而后续的原型机以及生产型都将安装Kaveri发动机。1998年4月9日，F404-GE-F2J3首先在TD1验证机上进行了地面试车。但Kaveri发动机的蜗牛步仍然无法赶上LCA本已缓慢的研制进度。迄今为止4架LCA全部装用F404发动机。
外界最初认为，2架TD 机、所有5架PV机和8架早期生产型都将配备美制 F404 发动机。不过2002年2月，美国政府批准了40台F404-GE-F2J3的出口许可，这一事实表明，Kaveri定型仍遥遥无期，而LCA的前几个批次的生产型都将安装美国“芯”。现在外界对Kaveri发动机投入使用的预计日期已经推迟到了2007年。
关键材料的研制
在LCA上采用的复合材料占有相当大的比例，设计目标是占机身重量的45％，因此对减小飞机重量起到关键性的作用。另一方面，LCA的复材应用领域不仅限于传统的非受力区域，部分重要结构件也采用复合材料制造，还应用了热固化、热粘接技术。事实上技术验证机的任务之一就是验证复材结构的可行性、可靠性。
考虑到印度在LCA之前没有大规模应用复合材料的实例和经验，公开资料也未见提及复材研制单位（相对于对设计软件AUTOLAY的大肆宣传，官方媒体在复材生产上的沉默令人起疑），因此不排除ADA从法国获得相关技术甚至直接进口复合材料的可能性，因为““阵风”机翼大部分部件和机身的一半都采用了碳纤维复合材料。
LCA的复材结构是由位于孟买的航天工程部负责研究的。据称，在该部门负责执行的“LCA复合材料结构研发计划”中，“对于破损安全结构的基础研究以及将实验成果实用化，为国家计划作出了突出贡献”，并因此获得“AR & DB”25周年研究杰出贡献奖。
2002年7月14日，ADA向印度的信息系统技术有限公司购买了名为AUTOLAY的软件及其知识产权。AUTOLAY是一种综合型自动化商用软件，用于设计和开发结构系统领域的3维层压复合材料部件。事实上AUTOLAY软件并不是从此时开始才用于LCA计划，早在1995年ADA就已经开始应用这一软件。2002年这次公开采购与宣传，意味着印度人自己的复材设计软件经过7年的发展与完善，已经成熟，得到官方的认可，并试图将其推向世界市场，以获得商业上的成功，从而完成自我发展的良性循环——这正是LCA发展的战略目标之一。
先进合金是LCA材料研制的另一个重要方向。LCA所用的金属材料中75％是国产的，应用材料包括高强度铝－铜合金、铝－锌合金，可焊接的铝－镁合金，特种钢材，钛－铝－钒合金，镍－钛形状记忆合金等，参与研制开发的单位多达14家。
众多部门中，位于海德拉巴德的Midhani是关键单位之一。Midhani为仿制的米格机提供各类特种金属材料，在航天、核武器领域也可见到Midhani的产品。在LCA计划中，Midhani将负责提供飞机所需的不同等级的钛合金、耐热合金等材料，它已经为此开发了超过50种金属材料并获得军用航空器适航认证中心颁发的适航证。而Midhani的另一个关键作用在于为Kaveri发动机提供所需的关键部件。用于压气机的钛合金、用于涡轮的大直径超耐热合金铸件均出自Midhani。也正因为如此，Midhani需要为Kaveri发动机的重量问题负上一定的责任。Harinarayana博士说Kaveri发动机需要减肥的话，正是针对Midhani说的。这将是Midhani未来努力的主要目标——虽然看起来实现的可能性很小。
技术验证机、原型机和未来改型计划
如前所述，由于LCA可能存在技术隐患，印度政府要求首先制造技术验证机以降低风险。TD1和TD2的目标就是验证LCA采用的五大核心技术的可行性和可靠性，包括：复材结构机翼、飞控系统、玻璃座舱、高性能多模雷达和推进系统。不过从当前的情况来看，TD1和TD2只完成了部分技术验证任务，还有相当部分的验证任务是由后续的原型机（PV）来完成的。
TD1于2001年1月4日首飞成功，试飞员是 ADA 下属国家试飞中心（NFTC）的 Rajiv Kothiyal 中校，飞行时间18分钟。印空军参谋长 A. Y. Tipnis 上将从伴飞的“幻影”2000 上目击了整个试飞过程。到2001年6月，TD1完成第一阶段共计12次试飞，最大飞行高度8000米，最大迎角18°，最大马赫数M0.71。在此期间确认了飞机和系统的设计指标，在部分飞行包线内确立了初步操纵品质。短暂修整期间，TD1将改进飞行控制软件和机身燃油系统（参照TD2标准，以增加机内载油量），之后开始第二阶段试飞，逐步扩展飞行包线。TD1原计划2002年1月完成首次超音速试飞，但一直推迟到2003年8月1日才完成。
作为第二架技术验证机，和TD1相比，TD2在很多关键机体部位上都有所不同，机载设备也更多了：空重减轻；机内载油量略有增加；改进环境控制系统，以减小座舱噪音水平；首次配备印度国产平显，该平显由CSIO公司生产，具有较大的视角、三倍的亮度、更好的可靠性和冗余性；用国产综合通讯系统（1台LRU【注1】）更换老式通讯系统（3台LRU），重量减轻17㎏，体积缩小43%，提高了性能和可靠性；TD2还首次配备武备研究发展机构（隶属DRDO）为 LCA 研制的弹射系统，该系统含常规火箭动力弹射座椅和抛盖系统，后者据报道已得到马丁·贝克公司的测试认可。
TD2于2002年6月6日首飞成功，试飞员是NFTC的Tarun Banerjee中校，飞行时间30分钟。此时TD1已开始第二阶段试飞，TD2的加入将有助于缩短试飞进程。2003年11月27日，TD2在其第66次试飞中突破音障，最大马赫数M1.1，该次试飞时间52分钟。
PV1和前两架验证机相比，最大的改变是采用了原始设计的全复材结构，其复合材料重量占机身重量的45％（TD1为30％），复合材料蒙皮覆盖面积达机身表面积的95％，方向舵转轴也改为复合材料，铝合金的重量由 57% 降为 43%。来自ADA的数据显示，PV1的重量因此减轻了约746㎏——这个幅度高得吓人！不过这也说明，TD1和TD2对复材结构的验证试飞是不全面的，而且当初TD1在地面趴了5年，其原因除了飞控系统外，还有一个就是复材结构问题。所以复材结构的最后验证试飞将由PV1来完成。此外，PV1的飞控软件也有改进，允许飞机最大马赫数达到M1.4（TD1和TD2也将按此标准进行改进）。
2003年11月25日，PV1由Suneet Krishna少校操纵首飞成功，飞行时间43分钟。此时TD1和TD2已试飞124架次，飞行包线扩展到高度11000米、最大马赫数M1.2。
PV2实际是根据预生产型标准制造的原型机，该机将首次配备雷达、电子战系统和完全集成的武器系统。相比之下，PV1由于主要任务仍在扩展飞行包线和验证性能参数，因此只装备了最低限度的机载系统。因此预计PV2的空重将比PV1有一定幅度的增加。预计PV2的试飞重点是机载设备的综合测试以及外挂载荷测试。
PV2自2005年12月1日首飞成功后一直呆在地面上，截至2006年1月13日，该机只飞行1架次，此时其它原型机试飞情况如下：TD1计172架次，TD2计202架次，PV1计109架次。
ADA原来计划中的PV3机原定采用Kaveri发动机，从这个安排来看，它将是装备国产发动机的预生产型飞机，主要担负Kaveri发动机的试飞任务。但由于Kaveri发动机进展缓慢，加上经费紧张，PV3存在的意义必然受到置疑。外界报道说ADA计划取消一架原型机，很可能就是这架PV3。
PV5是双座教练型原型机。双座教练型是LCA改型的第一步，也是最可能实现的一步。HAL取消了前机身一个410升的机身油箱，用作教员舱空间。为了避免续航能力严重下降，HAL将在机身其它部位增设油箱，对机内载油量作一定的补偿。按设计要求，双座型将具有完整的作战能力。
另根据ADA的最新介绍，PV5与PV4在气动设计上几乎完全相同。这可以解释为什么PV4的座舱后多出一个鼓包——因为那本来就是PV5后舱的位置。从模型照片看，PV5和PV4一样增加了机翼内侧涡流发生器。
LCA舰载型原型机PV4，迄今为止没有更多相关信息。根据设计，为了承受舰载机起降时的巨大过载，机身和起落架都要加强结构，HAL预计会为此付出500公斤的重量代价。为了改善飞机前下方视界，舰载型LCA的机头将略有下垂，以利于着舰。为了保证舰载型应急着舰，机上增设了应急放油系统，可以在紧急情况下迅速放油，将重量减至允许着舰的水平。除了结构差别以外，99％的机载航电设备将可以与陆基型通用。该机设计最大起飞重量12.5吨，舰上起飞最大载弹量3.5吨。
另据《飞行国际》1998年12月的报道，涡流发生器的首次应用是在舰载型上，这一点与其它所有信息来源（包括国内《世界飞机手册》2000年版）均不同。到底是涡流发生器进度跟不上陆基型所以只能先用于舰载型，还是根本没打算在陆基型上采用呢？从PV5的模型也同样装有涡流发生器的情况看，笔者认为答案应该是前者。
从舰载型预研工作看，LCA舰载型将采用滑跃起飞、拦阻着舰的方式。相关技术毫无疑问是来自俄罗斯。随着国产防空舰在Cochin造船厂开工建造，LCA舰载型似乎看到了一线曙光，但米格－29K的进口仍为LCA舰载型的前途带来一片阴霾。
MCA（Medium Combat Aircraft，中型战斗机）可以看作是LCA的双发放大型，但用途上有明显差异，只能说和LCA有一定技术继承关系。目前MCA仍处于概念研究阶段。MCA最大的特点是沿用了LCA的机翼和进气道设计，采用Kaveri发动机，以及采用部分LCA的系统部件。Harinarayana说，“LCA机翼性能良好，我们熟知它的气动特性，希望将它沿用于MCA”。和LCA相比，MCA最大的不同是作为一种中型攻击机使用，因此其翼载也比LCA大的多。MCA空重12吨，最大起飞重量18吨。MCA在设计上强调隐身，为此将采用外倾双垂尾以减小侧向RCS（也有想象图显示MCA完全取消了垂尾，不过考虑到印度的技术储备，可信度不高）。基于同样的理由，MCA所用的Kaveri发动机取消了加力，但增加了推力矢量喷管。预计MCA将采用雷达吸波涂料，取消外挂副油箱代之以位于机翼上部的保形油箱，但未见采用机内弹舱设计。总之，MCA可以看作是LCA计划一个非常美好的延续和远景，但在LCA最终服役并表现出与宣传匹配的性能之前，这一切都是不可能的。
设计特点
作为印度自行研制的第一种高性能战斗机（最初是要求超过F-20，后来要求不断拔高），ADA希望LCA能够执行夺取制空权、保持空中优势以及近距空中支援的主要任务，以满足印度空军对换代机种的要求。
由于设计时间比较晚，加上以达索为首的来自西方的技术支持，LCA在设计上吸收了不少先进的设计概念。为了满足未来作战环境的要求，LCA在设计上综合考虑了速度、加速性、机动性与敏捷性、短距起降能力、飞行性能、生存能力、可靠性与可维护性，在上引入了放宽静稳定度概念、数字式电传飞控系统、综合航电系统、“玻璃座舱”、主复合材料结构、多模雷达以及以微处理器为核心的防滞/刹车管理系统。
总体布局
我们知道，飞机总体布局的选择，最根本的是取决于飞机的设计要求。但反过来，飞机布局也可以反映设计要求，两者相互印证。
LCA基本型为无尾布局，复合后掠三角翼，引入放宽静稳定度技术，单座单发单垂尾，采用肋部进气道设计（位于机身两侧机翼下方）。我们可以从无尾三角翼布局的特点入手，看看LCA的这种选择反映了什么要求。
无尾三角翼布局，其最突出的优点是：
1．超音速阻力小。
这主要是由于采用大三角翼的原因。小展弦比、大后掠角的大三角翼，加上这类机翼固有的相对厚度小的优点，减小了其超音速零升阻力。在超音速条件下，无尾飞机配平阻力也相对较小——在此条件下，和正常布局飞机相比，平尾和无尾飞机升降副翼在相同偏转角度下引起的配平阻力相当，而实际配平时无尾飞机偏转角度较小。
2．在满足设计要求的前提下飞机结构重量较轻（相对其它布局形式）。
由于省去了平尾的重量，加上机身长度缩短，以及大三角翼的结构重量较小，这种先天重量优势使得无尾飞机在改善飞机机动性时具有更高的起点。不过如果强调飞机续航能力，那么无尾大三角翼飞机相对于现代高性能正常式飞机而言，巡航阻力稍大，因此需要携带更多的燃油，这部分重量基本上抵消了结构上的重量优势。
此外，由于结构重量减轻，相应的成本和价格也降低。
3．常规机动性较好。
原因之一是为了缓解起降性能差的固有弱点，通常会选择较低的翼载。低翼载不仅有助于提高飞机盘旋能力，而且设计良好的话可以缓解大后掠三角翼带来的诱阻大的问题——因为相同过载下需用的升力系数较低，不需要拉那么大的迎角来获得较高的升力系数。这实际上是无尾三角翼布局机动性好的最重要原因。
但无尾三角翼布局也有不少问题，最严重的是：
1． 起降性能不好
主要原因还是来自大后掠三角翼。这种机翼升力线斜率低，即使选择了较低的翼载，为了维持升力，仍需要较大的下滑迎角和较大的着陆速度。当下滑迎角超过8°之后，要调整下滑轨迹而操纵油门时，操纵方式与正常习惯相反——这是无尾三角翼飞机着陆操纵困难、事故多发的原因之一。即使采用先进技术包括放宽静稳定度在内加以改进，起降性能差仍是无尾三角翼飞机的固有弱点，只是程度不同而已。
2．操纵性差
这是无尾布局的固有缺陷，因为只能利用机翼后缘进行操纵，操纵面积受限，力臂短，升降副翼同时兼顾俯仰和横侧操纵，极限条件下负担很大。大迎角下气流分离和大速压条件下机翼气动弹性问题均导致操纵面效率下降（后者问题更严重），直接导致飞机大迎角配平能力差和高速机动性差。
随着放宽静稳定度技术（RSS，Relaxed Static Stability）的引入，无尾三角翼飞机的性能可以得到明显改善。主要原因是静稳定度减小使得升降副翼产生的负升力减小（理想条件下甚至正偏产生正升力），大幅提高了机翼升力系数；同时由于配平负担减小，升降副翼偏度减小，引起飞机配平阻力下降。因此飞机亚/超音速的机动性大幅提高。但是，如果要充分发挥RSS的潜力，就必须尽可能放宽飞机静稳定度，而无尾飞机受限于操纵性方面的固有缺陷，受到的限制较大（并且限制始终比正常式飞机大）。
对ADA来说，无尾布局飞机在满足设计要求的前提下飞机结构重量较轻以及因此带来的价格优势是重要的影响因素。LCA预计要取代米格－21和Ajeet飞机都是轻型飞机，以重量轻、价格低、性能良好著称。无尾布局飞机较低的价格、较好的性能，无疑正对胃口。而对无尾飞机的固有缺陷，ADA则期望通过关键技术的突破（例如复材结构、RSS、电传飞控等）来加以改善。
不过从另一个角度看，对于多用途飞机来说，无尾布局并不是最佳选择。原因之一是该布局对飞机外挂影响较大。由于挂架沿机翼展向布置，由于大后掠角的原因导致外挂物严重影响飞机重心移动和横截面积分布。特别是当飞机采用下单翼和机翼起落架时对外挂影响更为严重。而起降性能不佳的缺陷则影响飞机重载起飞能力，不利于飞机作战部署能力。
就这样看来，ADA主要期望是：在发动机推力限制下通过缩小机体、减轻重量来获得一架较高性能的作战飞机，而飞机的多用途能力和改进潜力在设计考虑因素中并不具有最高优先级。
当然，除了设计要求的因素外，还有一个必须考虑的因素是研制方的技术储备问题。事实上HAL除了Marut外没有更多的飞机研制经验和技术储备，因此作为主要咨询者的达索公司的经验和技术在总体布局选择上起到了关键作用。众所周知，设计无尾三角翼飞机是达索的拿手好戏和看家本领，研制经验和技术都远比其它公司丰富。可以想象，如果ADA选择米高扬设计局为合作方，也许我们今天看到的LCA将是采用边条翼技术的正常布局飞机。
机翼
LCA的机翼设计是它外观上最突出的特点。这种颇具特色而又古怪得令人费解的机翼一直都是航迷们争论的话题，而且这一争论直到今天仍未结束。
LCA机翼的基本特点是：采用复合后掠的多梁式大后掠三角翼，内翼段后掠角稍小，外翼段后掠角较大，与萨伯JA-37的机翼设计颇为类似。机翼根弦与飞机纵轴不平行，有一定的安装角，整个机翼带有非常大的扭转角。机翼外翼段大部分展长装有三段式前缘机动缝翼，机翼后缘为两段式升降副翼。几乎所有关于LCA的资料都提及，在机翼内侧设计有可收放式涡流发生器，主要用途是在起降时产生涡流，诱导出涡升力，改善LCA起降性能。机翼蒙皮为整体式蒙皮，内部设计有整体油箱。整个机翼设计遵循破损安全概念。
关于LCA机翼的公开资料相当少，目前已知公开数据为：翼展8.20m，机翼面积37.5㎡，展弦比1.79。估算数据为：内侧前缘后掠角约50°，外侧前缘后掠角约60°，后缘前掠角约4～5°。
对于LCA机翼的设计特点，笔者有如下认识与推测：
1．关于涡流发生器
当前用于产生涡流的装置，除了边条翼、鸭翼外，最常见的就是机身边条，一般为狭长等宽薄板，在幻影2000进气口后上方以及EF2000鸭翼后方均可见到这类装置。但LCA机身上显然见不到这样的设计。
此外还有一种相当先进的涡襟翼技术【注2】，美国已经对此进行了长时间研究，在F-106、F-16XL以及AFTI/F-111上进行了相关应用研究，并在F-106试验机上进行了验证试飞，最后在X-32上成功应用。从资料对LCA涡流发生器的描述看，颇有些类似上表面涡襟翼的特点：可收放式、仅用于改善起降性能（涡襟翼在X-32上也主要是这个用途）。但笔者至今未在LCA照片上看到相关特征，也未在试飞录像上看到LCA机翼内侧上下表面有装置动作。考虑到印度自身技术储备薄弱，作为主要技术支持者的达索虽然可能有相关研究，但即使在其最新的Rafal战斗机上也未见采用涡襟翼技术，因此笔者推测：LCA设计中所谓的“涡流发生器”可能就是涡襟翼，不过由于掌握的技术不够成熟，至少目前LCA仍未真正应用这一设计。
2．关于前缘复合后掠
在经过多次反复并与同好讨论之后，笔者推测，这一设计主要是为了调整机翼前缘分离涡的位置，使之可以与机翼内侧涡流发生器产生的涡流配合，以期获得较好的涡流增升效果。由于机翼外侧前缘后掠角大，前缘分离涡首先在外翼段根部（即那个凸角附近）形成，可以很快和内侧涡流发生器的涡流扭到一起，形成较强的涡流，增强其作用。虽然前文推测涡流发生器可能还没应用，但完全有可能按照配合其工作的要求进行设计，一旦技术成熟就可以立刻装机使用。
除了这个主要作用之外，复合后掠可能还会带来其它一些好处。当前复合后掠的设计相当于从60°后掠纯三角翼内侧切了一块机翼下来。从横截面积分布角度考虑，“切”下来的机翼相当于减少了座舱附近的横截面积，对于按跨音速面积律优化飞机设计是有利的。从大迎角配平方面考虑，“切”下来的机翼减少了重心前的机翼面积，使得静稳定度不至于减小过多，有利于减轻升降副翼的配平负担。
3．关于机翼固定扭转和前缘缝翼
LCA机翼带有非常的大扭转角，具有明显的外洗特点（即翼根安装角比翼梢安装角大），同时在机翼前缘设置了三段式机动缝翼。就外观上看来，机翼虽然扭转角很大，但机翼前缘下垂并不明显，看起来只是象增大了翼型弯度而已。
笔者认为，LCA机翼大扭转角源自内翼段的“反弯”设计。通常的扭转设计是机翼前缘下垂，以减小大后掠三角翼带来的巨大诱导阻力。前缘下垂量越大，对减小诱阻越有利。但问题是前缘下垂量越大，带来的低头力矩也越大，超音速配平阻力和波阻都明显增大。LCA这种内翼段“反弯”设计，有利于减小扭转带来的超音速阻力以及升降副翼的配平负担，有向超音速性能折中的考虑——事实上在巡航飞行中这一特点还能提供一定抬头力矩抵消正弯翼型带来的低头力矩，同样减小了配平阻力。这一设计实际改变了机翼安装角，带来其它方面的影响：其一，机翼实际迎角大于机身迎角，在起降（特别是着陆）迎角受限的情况下可以获得更大的升力，改善飞机起降性能；其二，由于机翼内侧迎角大于外侧迎角，飞机进入大迎角状态时可能内翼段首先失速，飞机焦点后移产生低头力矩，从而改善大迎角配平能力——而此时翼尖仍未失速，仍保持一定的横向控制能力，这也是外洗的主要好处之一。
如果只考察机翼外翼段，可以发现其扭转角其实并不大，没有明显的前缘下垂。这也反应出折中考虑的特点。即在设计点附近，机翼扭转可以实现较好的减小诱阻的效果，但并不是最优的。而在设计点外，主要依靠前缘缝翼来实现减小诱阻的功能。和前缘襟翼相比，前缘缝翼对大后掠机翼减阻效果更好一些。
在笔者看来，LCA的机翼扭转设计体现了明显的向超音速折中的特点，在基本满足设计点诱阻要求的前提下努力减小超音速阻力和升降副翼配平负——前文提及，大速压和大迎角条件下操纵性差正是无尾三角翼的固有弱点。
4．关于后掠角、展弦比
从估算数据看，LCA机翼内、外侧后掠角均选择得较大。外翼段60°后掠角和幻影2000、F-106等典型无尾三角翼飞机相当。这种设计的特点也是非常鲜明的：高速特性好，波阻小；跨音速焦点移动相对较小，有利于操纵的平稳性；大迎角升力特性好，原因是前缘分离涡推迟了机翼失速，同时兼有涡流增升的作用；升力线斜率低，同样迎角下诱导阻力大，因此亚音速性能和起降性能较差。
如果说LCA的机翼前缘后掠角选择尚属正常，那么其机翼展弦比的选择几乎令所有人大跌眼镜。大后掠三角翼展弦比小是其固有特点，但小到LCA这个地步的则是独此一家，别无分店。幻影2000的展弦比2.03已经相当小了，LCA的展弦比则达到1.79的水平。展弦比小，跨音速焦点移动小，超音速阻力小，但诱阻大（亚音速尤其明显），对亚音速巡航和大迎角机动均不利。虽然通过选择较低翼载可以改善诱阻大的缺陷，但相关参数也要在比较合理的范围内。LCA的翼载虽然比幻影2000小，但展弦比小得更多，除非其机翼设计明显优于幻影2000（比如升力线斜率高于幻影2000），否则诱阻肯定比幻影2000大。
从上述参数选择来看，LCA的机翼设计对超音速性能比较偏重，虽然这是三角翼的固有特性，但和同样布局的飞机相比其重点就比较突出了。没有资料提及LCA如何解决诱阻大的问题（涡流发生器仅用于起降，而不用于机动）。对此，笔者只能说，HAL的团队如果不是对自己的机翼设计太有信心，就是对飞机的超音速性能太没信心。但无论如何，这样的设计选择将使得LCA在跨音速加速性方面有较好的表现。
还需要提及一点的是，LCA的机翼后缘前掠主要是从采用RSS角度考虑的。因为无尾布局大迎角操纵性差，如果采用RSS可能出现机翼俯仰力矩上仰的问题（说白了就是压不住机头）。采用平直后缘或者后缘适当前掠的三角翼将有助于改善这一情况。
5．关于升降副翼及其作动筒
LCA翼面下4个大型作动筒整流罩非常引人注目。这4个用于控制升降副翼偏转的作动筒可以算得上无尾飞机的关键设备之一。原因在于升降副翼偏转时铰链力矩相当大，对作动筒的功率有很高的要求。直到今天，升降副翼及其作动系统仍然是无尾飞机设计的难点之一。
LCA的升降副翼作动筒最初是向美国订购的，但订购时间比TD1开工时间晚。1998年核试验后，美国宣布对印度实施禁运，禁运物资中就包括作动筒。2001年禁运解除后未见到作动筒交付的报道。根据这些线索推测，现在的大型作动筒整流罩是为印度国产作动筒准备的。由于技术水平限制，国产作动筒功率密度不够，所以体积庞大。从设计角度考虑，前述LCA的设计特点多数都有减轻超音速配平负担的意图，不排除是考虑到国产作动筒的技术水平而作的折中。
从另一个角度看，外侧升降副翼面积比内侧面积大，由此带来的铰链力矩也应该大于内侧，但作动筒整流罩的大小却并非如此。仅仅从功率密度的角度无法解释。如果从整流罩的位置看，内侧整流罩差不多是从主起落架舱后开始凸起，外侧整流罩前缘则受机翼后掠的影响稍微靠后一些。而这个位置，正是LCA机身自主起落架舱后开始迅速收缩的位置。因此存在这样的可能：由于LCA主起向后收起而使得中部机身横截面积过大，且主起舱位置靠后使得从该位置到飞机尾喷管的距离更加缩短，这样主起落架舱后的机身过渡段将被迫作急剧收缩，这不符合面积律要求，将导致压差阻力骤增，出现在这个位置的四个巨大的整流罩可以起到缓和横截面积变化的作用——类似于当年康维尔YF-102A尾部的巨大鼓包。
垂尾
LCA垂尾前缘后掠角约52°，带有翼尖斜切结构，垂尾根部方向舵下方装有阻力伞舱。从PV1原型机开始在垂尾翼尖前缘加装一个矩形舱，估计是装电子战设备的。PV2垂尾根部前缘也增加了一个小型进气口，推测是用于环境控制系统和电子设备舱冷却的。
从估算结果来看，其垂尾高度不高，实际面积和F-5相当，而相对面积（与机翼面积之比）明显偏小——主要是LCA机翼面积太大的原因。考虑到LCA的无尾布局缩短了垂尾的尾臂长度，其垂尾效率令人有些怀疑。特别是进行滚转机动时由于机翼距垂尾太近（无尾布局的固有问题），两侧机翼的压力差给垂尾带来巨大的偏航力矩，LCA的垂尾的固有方向稳定性能否保证抑制偏航？否则就只能指望飞控系统了。
不管怎样，LCA的垂尾特点显示它并不特别追求较大的马赫数以及超大迎角的飞行能力。如果结合前述特点来看，LCA对超音速性能的偏重似乎在于跨音速段的加速与操纵能力。
复材结构
复材结构是LCA设计上的突出特点之一，也是它性能提高的希望所在。除了传统非受力部位，在受力结构上也广泛应用了碳纤维增强层压复合材料。设计目标是达到机身结构重量的45％，这一点在PV1上已经实现。
热固化、热粘接技术在LCA的机身部件、垂尾、方向舵、升降副翼、减速板以及起落架舱门上得到普遍应用。LCA的机翼结构部件（包括大部分翼肋和桁条）和机翼整体蒙皮均采用碳纤维复合材料制造，蒙皮通过螺栓固定在翼盒上。机头雷达罩则是由凯芙拉材料制成。
由于复合材料具有较低的雷达反射特征，因此ADA一直宣称LCA具有准隐身能力。但事实上飞机雷达反射特征受很多方面影响，并不是采用复材结构就可以高枕无忧的。最典型的例子是当初美国的“HAVE BULE”计划，洛克希德的XST试验机在预计距离之外被雷达发现并跟踪，落地后检查才发现是因为一个螺钉伸出了机身3毫米，导致飞机RCS剧增。
复材结构的应用，就控制飞机重量来说是有利的。但这种结构在其它方面仍存在一些问题。问题之一是复材结构的维护性。更早、更大规模应用复材的民航界早已发现，对损伤的复材进行修理是一件相当困难的事。因此在新一代民航机中又出现在局部重新采用金属材料的趋势。在复材维护问题解决之前，LCA的服役对机务人员来说不是个好消息。复材结构的另一个问题是复材固有的绝缘性带来的静电可能击伤蒙皮甚至机载设备。英宇航的EAP验证机是首先解决这一问题的飞机，其复材整体油箱可抗200千安雷击。LCA虽然宣称机体结构可以满足在恶劣天候飞行的要求，但实际情况尚待检验。
起落架
LCA采用常规前三点可收放式起落架。前起落架为双轮，支柱式结构，向前收起。主起落架为单轮，摇臂式结构，向后收起。前主轮距4.34米，主轮距2.2米。
由于主起落架采用机身起落架形式，可以留出翼下空间，有利于改善飞机挂载能力。不过由于起落架不能直接和飞机承力结构连接，以及机腹开口削弱了结构强度，增加传力结构和结构补强都需要付出重量代价。从主起落架的收起方向看，HAL比较注意进气道的问题，不希望起落架舱挤占进气道空间、迫使进气道急剧转折而导致总压损失。不过这样一来，机身中部的面积律处理会麻烦一些。从LCA机身底部照片看，由于起落架舱的存在，使得机身无法作蜂腰收缩，其影响在前文升降副翼一节已有提及。
值得一提的是，LCA采用了微处理器控制的防滞/刹车管理系统，有利于缩短滑跑距离、延长机轮和刹车的使用寿命。不过这类系统价值不菲，A320上同类系统价值10多万美元。对于LCA这种强调价格的小飞机来说，采用这个系统是需要一定决心的。
进气/推进/燃油系统
LCA采用几何不可调的正激波Y形进气道，进气口位于机身两侧机翼下方，进气道外侧有吸开式辅助进气门。
这是一个并不出人意料的选择。现代轻型作战飞机选择固定进气道几乎已成惯例，重量轻、结构简单是其最大优点。而精心设计的固定正激波进气道在M1.5以下和可调超音速进气道相比并无明显差异。很难说这是HAL的本意还是迫于技术水平不足而进行的妥协：超音速可调进气道设计难度不小，迄今为止掌握的国家屈指可数；但如果从ADA期望提高本国航空技术水平的初衷来说，在LCA计划下研制可调进气道也在情理之中。不过从实际使用角度考虑，除非进行远程高速拦截（在这种任务模式下最大M数的优势才得以完全体现），否则设计良好的固定进气道也基本够用了。
就LCA的设计来说，由于有机翼的遮蔽，进气口的局部迎角远小于自由流迎角，进口气流的局部马赫数也可能降低，有利于提高大迎角进气性能。
从照片上看，LCA进气口上唇口和机翼下表面之间有非常明显的间隔。如果从隔离附面层角度考虑，机翼前缘到进气口的距离很短，完全不需要这么大间隔（甚至不需要间隔）。所以这种设计有可能是为日后换发留出余地，一旦新发动机需要更大的空气流量，那么不需要对机体进行大改就可以扩大进气口满足要求。
当前LCA的发动机是通用电气F404-GE-F2J3发动机。这是已经投入使用多年的F404系列的派生型。F404发动机以性能良好、可靠性高著称，除了F/A-18外，F-20、JAS-39、阵风早期原型机甚至我国的超－7早期方案都选择了F404发动机。F404属于中等推力发动机，F2J3型加力推力80.5千牛，比较适合作为轻型战斗机的动力。
至于LCA的原定动力，Kaveri发动机，具体性能如何还是未知数。目前已知该发动机配备道蒂·史密斯公司的全权数字式发动机控制系统，设计参数为：加力推力83.4千牛，最大推力50.6千牛；空气流量75千克/秒；涵道比0.161；总压比21；涡轮前温度1207～1415℃；最大推力耗油率0.78千克/十牛·小时，加力耗油率1.96千克/十牛·小时，略高于F404。由于研制进展迟缓，预计很长一段时间内不会装机使用。
LCA的燃油系统采用了机翼和机身整体油箱设计，加上三角翼巨大的内部容积，具有相对较高的机内载油量，无外挂机内载油系数可能接近30％。以F404的耗油率，如果LCA巡航诱阻不是特别大的话，预计其续航性能表现在中上水平。LCA转场飞行可以外挂3个1200升或者5个800升副油箱。两种副油箱均采用玻璃纤维增强复材制成，具有3000小时飞行寿命，据报道经过了雷击测试。座舱右前方有固定式空中受油管，可以接受伊尔－78的空中加油。
电传飞控系统
毫不夸张地说，以洛·马为主导研制的4余度数字式电传飞控系统就是LCA的灵魂，没有它，LCA不过是一辆高科技三轮车，一如1995年的TD1。对LCA来说，其飞行性能的突破，除了依赖于复材结构减重外，另一个关键就是依赖于电传飞控系统的RSS技术。RSS技术对于提高无尾三角翼飞机性能的影响，可以从幻影III到幻影2000的质变看出来。对LCA来说，电传飞控的难点和重点在于如何尽量发挥RSS的效果，提高其机翼升力线斜率，减小诱阻——否则其极小的展弦比将对机动性造成严重不利影响。
除了改善机动性外，电传飞控系统可以解决无尾三角翼飞机由于低翼载带来的低空飞行品质不佳的问题，还可以改善操纵品质，改善飞机挂载能力，这对于一种多用途飞机来说是非常有利的。
考虑到1989年F-16C/D Block40/50才改用数字式电传飞控，LCA这套电传飞控非常有可能就是F-16C/D所用的飞行系统的简化版。由于F-16的数字飞控系统并非全新研制，而主要是用数字电路替代模拟电路，用于模仿原模拟式飞控，因此在设计上并未达到当时的先进水平。LCA的飞控系统估计也继承了这一特点，其监控模式可能是较早期的比较监控模式，也就是通常我们所说的4余度系统可以达到2次故障工作、3次故障安全的水平。而新一代的飞机多采用自监控模式的3余度电传飞控，可以达到和4余度比较监控模式相同的安全水平。
玻璃座舱
所谓的“玻璃座舱”概念，是指通过友好的人机界面，在显示管理系统的控制下向飞行员提供当前状态必需信息的综合显示技术，它不象以前一样在仪表板上提供所有信息，由飞行员自己去寻找需要什么，从而大大减轻了飞行员的负担。在玻璃座舱中，传统机械仪表大部分被平显、多功能下显所取代，只保留少数重要的备份仪表（F/A-22以及F-35上以前完全取消这种备份仪表）。由于早期下显都是采用阴极射线显示屏的，因此采用这种综合显示技术的座舱才被人通俗地称作“玻璃座舱”。当然，现在的下显多数已采用液晶显示屏。
LCA的玻璃座舱显示可以和夜视镜兼容。最初采用“一平二下”显示布局，但据报道PV2已经采用了“一平三下”布局，原来位于仪表板中央下方的多功能控制面板被上移至平显下方，为第三台下显留出空间。仪表基本组成包括：多功能控制面板（MFCP），2/3台印度电气公司的可重构形彩色液晶下视多功能显示器（MFD），CSIO公司的平显（PV2上已实现与MFCP的综合化工作），2台智能备用显示组件（SSDU，位于MFCP左右两侧，左侧提供基本飞行参数，右侧提供发动机/燃油系统信息）。
特别值得一提的就是SSDU。考虑到可靠性问题，在早期玻璃座舱中保证飞机基本飞行功能的关键仪表（如地平仪、高度/速度表、发动机仪表等）仍采用机械仪表。而SSDU是电子综合仪表，敢于用它取代机械备份仪表，这显示HAL设计人员对仪表可靠性有相当信心，也反映了印度在这方面的进步。
航电系统
LCA的航电系统采用“自顶向下”设计方法，并引入LRU的概念，使得航电系统在保证最大程度的协调性的同时具有最小的耦合度。
LCA的航电系统以军标1553B数字式数据总线、32位任务计算机为基础进行构建。
综合通讯子系统包括：甚/超高频无线电台，具有正常和抗阻塞加密进行空地/空空通讯能力，内置电子反干扰组件，具有战术频率波段抗干扰能力；标准超高频无线电台和音频管理系统；空地/空空加密数据链；敌我识别系统收发机。
任务子系统包括：3条军标1553B数据总线，2台任务计算机（Ada语言编程），红外搜索跟踪系统（IRST，预留空间，目前未见安装），激光测距指示吊舱，电子战或其它传感器吊舱，研制中的头盔显示器或头盔瞄准具。
自卫子系统主要是先进系统集成与评估署（ASIEO）研制的电子对抗组件，包括：雷达告警接收机，自卫干扰发射机，激光警告系统，导弹接近警告系统，对抗措施分配系统，箔条/曳光弹投放器。
导航与飞行子系统包括：4余度电传飞控系统，以环形激光陀螺为基准的惯导系统和GPS系统，RAM 1701无线电高度表。
雷达预定为电子研究开发院（ERDE）和HAL联合研制的X波段多模相干脉冲多普勒雷达，有高、中、低三种脉冲重复频率（PRF），内置电子反干扰组件，具有多目标搜索、边扫描边跟踪、地形测绘、下视/下射、波束锐化以及动目标指示等功能。但该雷达的具体进展目前并不清楚，但据报道该雷达存在研制工作长期停滞和成本不断上升等问题。有关消息已提及印度将采用法制雷达，以及俄制和以制雷达，甚至可能采用意大利FIAR公司研制的Grifo雷达，但后者因已用于巴基斯坦战机而在竞争中处于不利局面。
此外还有机载监控系统、座舱显示控制系统（即前述玻璃座舱和双杆控制系统（HOTAS））等。
总的来看，LCA航电系统具有开放性的特点，可以随技术进步更换相关组件而不必大幅调整其它航电设备和电气线路，有利于延长飞机的技术寿命。
武器系统
LCA固定武器为1门Gsh-23双管23毫米航炮，射速3300发/分，备弹220发，位于机身右侧发动机进气道下方。
LCA共有8个外挂点（而非通常认为的7个），其中每侧机翼下3个挂点，机身中心线下1个挂点，机身左侧进气道下方1个挂点，所以其外挂管理系统组成中才包括了8个挂架接口盒（PIB）。不过从位置判断，机身左下那个挂点显然是为激光指示吊舱之类的设备预留的，不用于挂载武器。除了这个挂点和机翼最外侧挂点外，其余5个挂点均可挂载副油箱。根据设计指标，LCA外挂能力为4000公斤。
理论上，LCA可以使用印度现有的各类武器。如中/近距空空导弹，精确制导武器，空对面（包括反舰）导弹，常规/减速炸弹，子母弹，无控火箭弹等。其中Astra主动雷达制导中距空空导弹是国防研究与发展实验室正在研制的重要武器。LCA将是该导弹的主要载机。和大多数LCA的关键项目一样，Astra设计指标很高，但前景仍不明朗。由于火控雷达进展缓慢，ADA必须考虑到换装国外雷达的可能性。这对LCA的可用武器将产生重要影响。因为武器生产国一般不会将武器制导参数交给第三国雷达制造商，一方面是安全问题，另一方面是商业利益问题。
目前，LCA的试飞照片上TD1和TD2只挂2枚R-60模型弹。只有PV1的一次公开展示上挂载了实弹，其中空空导弹只有R-73。考虑到PV1没有完整的航电系统，改装前不会承担武器发射试验任务。因此这次展示也没有实际意义。后来的PV2试飞照片上则在翼尖挂了2枚R-73模型弹。这似乎是一个武器系统选择信号，但关键的中距空空导弹仍未出现在LCA的试飞照片上，因此尚难以确定LCA今后将采用国产、俄系、法系或是美式标准的西方武器系统。不过，火控系统无疑将是影响最大的技术因素。
除了武器本身外，良好的人机界面也是保证武器作战效率的要素之一。在达索支持下研制的玻璃座舱加上先进的外挂管理子系统（SMS），将有助于LCA成为一个高效的武器平台。
SMS也是武器系统的一部分，包括9个可更换组件：1个外挂接口盒（SIB）和8个挂架接口盒（PIB）。SIB的功能包括：接收航电系统指令；管理外挂系统电源；作为所有PIB的总线控制器发送指令；监控外挂物的投放；提供到航炮和箔条/曳光弹投放器的直接接口；管理高/低带宽信号；提供紧急情况下投放外挂的延时。PIB的功能包括：接收来自SIB的指令；监视外挂物供电直至投放；管理正常和备用投放电路；监控外挂物安全投放；提供到满足军标1760C的外挂物的直接接口；提供紧急投放功能；管理外挂物保险；检测外挂物就位信号和到军标1760C总线的接口信号。
SMS系统根据军标810D和军标461C设计和制造，以军标1760C武器总线和32位单片机为基础，可以综合控制各类武器的投射、外挂副油箱投放、电子战或其它吊舱的工作等。通过挂架接口组件可以挂载发射印度、俄罗斯以及西方生产的武器。系统灵活性较高，可以方便地增加外挂武器种类。
其它机载功能系统
主要包括：用于驱动气动控制面、减速板、起落架以及刹车的液压系统；用于飞控系统和航电系统供电的电气系统；用于座舱增压和温度调节、机载航电系统冷却以及雷达舱和油箱增压的环境控制系统；液氧系统；GTSU-110燃气涡轮启动机组件——该组件将大大提高飞机的野战部署/保障能力，因为无需再为启动发动机随机配备气源车；机载附件变速箱等。
综合以上特点，我们可以看到，LCA在设计上吸取了80年代末很多先进的设计概念，如涡升力、玻璃座舱、以总线为基础的开放式航电系统等，这些概念的引入不仅有助于LCA自身性能的提高，而且对于印度设计团队来说也是难得的开阔眼界、丰富经验和技巧的机会。在飞行性能上，LCA的设计有明显的兼顾跨音速的意图，而对亚音速巡航和机动性能的提高则寄希望于关键技术的突破。在综合作战能力方面，贯彻了“武器平台”的设计思想，并且力求通过火控雷达和Astra导弹的自行研制而获得跨越式的发展（虽然尚未成功）。在价格控制方面，HAL期望通过控制飞机的尺寸和重量来降低成本，但不吝于在先进机载系统方面投下重金。
总的来说，LCA的设计没有背离ADA的初衷，但成效如何尚有待检验。
性能管窥
LCA的飞行包线至今没有扩展到设计标准，而且相关性能参数也没有公开。但其原型机试飞照片和TD1试飞录像仍可以提供一些有趣的细节，“管中窥豹，可见一斑”，研究这些细节将有助于我们对LCA的设计效果进行一个粗略的评估。
1．升降副翼的大下偏角
在LCA停机状态照片上可以看到，液压系统泄压后，升降副翼下偏角非常大——虽然作动筒的控制偏转角度必然比这个角度小，但仍能说明问题。这么大的下偏角只能是用于大迎角配平的。无尾布局的配平能力本来不太好，低头能力是特别需要注意的地方，否则很容易在大迎角下进入深失速无法改出。这显示HAL的设计人员确实在争取尽可能放宽LCA的纵向静稳定度，以期获得最大的好处。
2．起降时升降副翼上偏
这一点在TD1试飞录像和后续原型机起降照片上均可看到。这对于传统无尾飞机来说并不出奇。但对LCA来说不是个好消息。无尾三角翼飞机要尽量放宽静稳定度的一个主要原因是改善机翼升力特性：静稳定度放宽后，焦点前移，自然产生抬头力矩，升降副翼为了配平抬头力矩而下偏，实际上起到了襟翼的作用，从而大大提高了机翼的升力线斜率。需要特别指出的是，这一设计如果得以实现，RSS带给无尾三角翼飞机的好处将远远超过正常式飞机，原因是升降副翼下偏的升力增量远超过平尾正偏的升力增量。事实上，这个设计在幻影2000上已基本实现，该机起飞照片上可以看到升降副翼有小角度下偏（实际上是作襟翼）。而波音X-32则更加明显。该机短距起降时升降副翼下偏角达到令人吃惊的地步——不要忘记，该机正是采用了涡襟翼技术。
由此推测：一是RSS对LCA的性能改善作用有限，也有可能纵向配平能力不足限制了RSS的优势；二是涡流发生器效果不彰，或者如前文推测仍未装机使用。
3．涡流
LCA公开了一部分试飞照片，其中有不少是起降状态的。但没有一张照片可以看到LCA拉出涡流的。TD1的试飞录像中也看不到涡流的影子。诚然，涡流如果要被肉眼观察到，需要当地温度、湿度达到一定条件，所以不是每次都能看到涡流，但所有公开照片都看不到，这就令人怀疑了：涡流发生器到底是没作用还是压根儿没装？
4．着陆迎角对比
TD1试飞时，由于有幻影2000TH着陆伴飞，使得我们有机会直接对比有达索血统的LCA和纯达索产品幻影2000。LCA接地前瞬间，两架飞机俯仰姿态角差不多——估算TD1俯仰姿态角略超过8°。但由于TD1即将接地，而幻影2000则准备复飞，两架飞机速度矢量方向不同，TD1的实际迎角要比幻影2000大。再考虑到幻影2000挂了两个大副油箱，TD1却是轻载（也许还不到半油），可以推断此时幻影2000的翼载要明显高于TD1。
两相对比，笔者推测：由于LCA机翼展弦比选择太小，而涡流增升效果不彰，使得其机翼升力线斜率明显低于幻影2000，即使翼载比幻影2000低仍不足以弥补这方面的差距，在相同飞行条件下（如平飞或者同样过载），LCA的诱阻将明显大于幻影2000。这一点将直接影响LCA的亚音速巡航性能和机动性能。另一点，由于估算TD1着陆迎角超过8°，那么该机在下滑中可能同样存在无尾三角翼飞机特有的油门反操纵问题。因此笔者对试飞员报告该机着陆操纵品质优于幻影2000的说法表示怀疑。
5．前缘机动缝翼
在LCA所有起降照片和录像上，可以明显看到其前缘机动缝翼均未伸出。反而在PV2的一张平飞照片上（此时发动机喷口收至最小，处于最大推力状态）可以看到，前缘缝翼有明显动作。
这个有趣的现象让笔者立刻想到LCA机翼的扭转设计。从这一现象推测，LCA机翼扭转设计点并不是通常所认为的巡航状态，而是起降状态。所以在起降时才不需要前缘缝翼辅助进行增升减阻，反倒是巡航状态由于偏离设计点而需要前缘缝翼参与工作。如果这一推论成立，那就意味着LCA更偏重飞机的短距起降能力（或者说野战部署能力），而对续航能力的改善则主要寄希望于低耗油率发动机。
6．飞机空重
LCA的设计空重是5500公斤，即使假定PV1已经达到设计目标，那么根据其减重幅度，TD1空重至少达到6246公斤。这个重量是在应用了30％复合材料的基础上得到的。与之相比，当年的YF-16基本采用常规材料，尺寸比LCA大一号，还是正常式布局，空重仅有6360公斤。换句话说，LCA较小的空重完全依赖于复合材料，而其结构设计水平仍然处于较落后的水平，达不到70年代初通用动力飞机分部设计团队的水平。
根据以上细节，笔者推测：LCA的气动设计并未完全达到预定目标，特别是涡流增升措施效果不彰严重影响了飞机的性能。当前状态的LCA其性能的改善将主要得益于较低的翼载，但这并不足以弥补升力线斜率过低带来的诱阻增大问题。飞机起降性能将受到最严重的影响，续航能力也将受到影响。至于LCA的亚音速机动能力（特别是盘旋能力），由于涡流发生器仅用于起降阶段，因此不会受其影响，但如果没有特别改进措施，也不会比现在更好。而飞机的跨音速性能估计不会受到明显影响，原因是诱导阻力的影响在跨音速后明显下降，起主要作用的是零升阻力。基于LCA的特点（机翼、进气道等），配合F404发动机良好的加速能力，可能使它的跨音速加速性还好过幻影2000，因此比较适合执行从前沿基地紧急起飞拦截任务。从效费比考虑，和苏－30MKI长时间滞空备战相比，这一模式更适合在小规模冲突中应付对手骚扰性质的空袭。但就总体性能而言，ADA宣称LCA达到甚至超过幻影2000的说法，在现阶段是无法实现的。
由于缺乏更详尽的设计规范文件，目前难以确定究竟是HAL的设计带来了这样的性能，还是这样的性能要求促使HAL采用了当前的设计。一个设计团队的总体水平就在被动接受与主动选择的差距中得以体现——遗憾的是，目前我们尚无法就此作出判断。
成败得失
作为一个战斗机项目，LCA自1983年立项至今已近23年，然而距离该机定型服役仍遥遥无期，研制费用却仍在持续上涨。这种蜗牛速度遭到印度国内外的强烈抨击和嘲笑。作为LCA预期的主要客户，印度空军对LCA的性能也颇多微辞，认为等LCA服役其性能早已落后，还不如进口飞机。LCA遭到批评的另一个重要原因是过多的国外技术背景。印度国内就有人提出，LCA号称是国产的，但发动机、飞控系统、复材技术、燃料系统、氧气系统以及Astra导弹系统等均有国外技术支持甚至直接进口，以至于有人说“LCA上唯一国产的就是飞行员”。还有人将矛头直指印度政坛，要求政府拿出魄力终止这个因为民族自尊心而一直苟延残喘的项目。当然，支持LCA的声音也不少。
那么，究竟应该如何看待LCA呢？
笔者认为，LCA发展过程中如此多的坎坷与挫折并不是偶然的，而是发展中国家试图在航空领域追赶航空发达国家时必然会遭遇的问题。正确的态度、良好的管理加上纯熟的处理技巧有助于缓和这些问题带来的矛盾（但不能避免），印度对LCA的处理往往让事情变得更糟。
首先，印度国内没有进行航空领域研究的权威机构。
印度国内航空技术的相关研究机构是有不少，但隶属不同单位，没有统筹安排和技术方向指导，无异于一盘散沙。这一现象在发展中国家并不罕见，但恰恰是这些国家试图进行航空跨越式发展的致命伤。
美国能够成为今天的航空帝国，NASA的贡献有目共睹。ATF问世之前，NASA做了多少预研工作！更早一些，NASA参与FX计划提出的气动方案，分别奠定了海军F-14和空军F-15的基础。原苏联中央空气动力研究院，它的研究成果造就了几代名机。人们注意到的是几大设计局，却忽略了同一时代苏联飞机气动布局相似的原因——因为它们都是在中央空气动力研究院的成果上研制出来的，最典型的就是前苏联最后的颠峰之作——米格－29和苏－27。
而印度没有这类机构。当年研制Marut就是在DRO领导下进行的。现在的LCA也是由DRDO提出来的，后来虽然成立了专职负责的ADA，但仍是国防部的下属单位。换句话说，ADA的权限与经费以及对LCA的发展规划必然受到印度国防部的制约。而且ADA只是一个行政管理机构，而不是技术研究部门，它无力为LCA提供技术支持。LCA后来的种种问题，归根结底原因在这里。
第二，几乎没有预研和技术储备。
出现这种现象并不奇怪，因为航空研究耗资巨大，必须要依靠国家支持。但由于第一点原因，自然不会有人主导这方面的工作。HAL虽然印度国内实力最强的航空技术单位，但预研和技术储备的巨大开销绝对不是HAL能够承担的，而且经济效益也绝对不是短期内可以体现的。HAL作为商业公司，从自身实力、投资回报以及责任义务方面考虑，也不会把主要精力投入这方面。
而且从LCA的研制来看，印度相关部门也是采取了以型号为中心的制度。型号立项，才有权限和经费，这就使得预研工作很难开战。这一点从LCA海军型可以看出来。1998年预研工作准备已经完成，但需要等政府批准才能开始进行。1999年政府批准舰载型方案，进入工程研制则是2002年。那么预研什么时候开始的呢？严格来说已经不是“预研”了。不难想象，LCA发展的过程中会遇到很多此类情况，这是导致LCA研制进度迟缓的原因之一。
技术储备不足导致进度迟缓，而这又促使研制方寻求国外技术支持，以期加快研制进度。有国外技术支持并不是坏事，适度进口也无可厚非。但一旦形成惯例，遇到瓶颈就要求国外支持，进度压力一大就直接进口，这就违背了DRDO发展国产飞机的初衷了。而且另一个副作用是研制费用和飞机成本大幅上升。
第三，研制策略失误
飞机本身就是一个综合性极强的工业产品，其技术进步应该是全面的。一架好飞机必然在某一个或几个技术领域取得突破性进展，但不等于仅仅依赖某些技术突破就可以造就一架好飞机。
但从LCA的研制过程和设计特点来看，HAL的团队恰恰把希望寄托于几项关键技术的突破。如前文提及的空重问题，HAL的减重希望完全在于复材结构，而结构设计水平仍然不高。虽然复材结构到目前还没出什么问题，但飞机的过载包线也才达到4.5G，今后会不会有意外还有待实践检验。一旦复材出现问题而需要代之以合金材料，LCA的性能就会直线下降。
应该说，HAL选择这样的研制策略也有其无奈的一面。因为第二点问题，LCA研制时的技术起点并不高，虽然研制过程中适逢其会引入很多80年代末的先进概念，但自身实力还是有限。不能指望一个30年来没有研制过飞机的国家立刻达到世界先进水平，即使有达索的支持也不可能。但不管怎样，完全指望单项技术突破提高飞机整体性能的策略肯定是不行的——水桶原理是最好的说明。从LCA的研制经历我们可以看到，HAL已经为这个策略吃足了苦头。
第四，军方支持不足。
作为LCA的主要用户，印度空军的态度一直摇摆不定。就IAF的观点看来，LCA又贵性能又达不到要求，从性价比来看肯定不如进口飞机划算。实事求是地说，IAF的观点并没有什么大问题。毕竟作战是空军的首要职责，如果作战能力无法达到要求而在未来作战中失利，千夫所指的是空军而不是HAL或者ADA。
但IAF的态度反过来又影响到LCA的研制。想想看，当初LCA的研制目标是什么？是达到或者超过F-20的水平。现在宣传的LCA达到什么水平？是四代甚至四代半的水平（俄系标准）！设计目标会出现如此之大的差距，根子就在IAF那里。你不是嫌性能不好吗？我就提升性能。性能提升需要时间和技术：时间不够，于是进度拖延；技术达不到，向国外采购，于是成本上升。但时间也过去了，成本也上去了，性能才达到这个水平，还是不行。于是再来一个循环……一个个恶性循环下来，LCA就处于“不断升级、永不定型”状态。
要发展本土航空工业，军方的支持是少不了的，但更重要的是国家的支持，没有这个前提，军方想支持也无从做起。这一点在英国60年代航空发展的历史性转折上体现得尤其明显。在工党政府砍掉了所有军机研制项目之后，英国航空工业再也没有独立研制出一架战斗机。看到两“风”在航展同台竞技，笔者感慨不已：阵风还是法国的“风”，台风却不是英国的“风”。
然后就是与军方的协调。毕竟相当一段时间内国产飞机比不上进口飞机是事实，LCA就是一味追高性能而走入恶性循环。这方面，印度的体制让人感觉不尽合理。无论是DRDO还是ADA都是国防部单位，地位与权限都不足以担当协调责任，那么LCA的设计目标跟着军方指挥棒起舞的命运也就难以避免了。
尽管LCA的研制一路磕磕碰碰、问题不断，很多预定目标未能实现，但如果我们抛开主观看法，剔除ADA为了迎合军方要求而拔高的宣传，我们会看到，印度航空工业在LCA的研制过程中还是学到了不少东西。参加过金工实习的朋友想必还记得当年自己做的那把小榔头。对印度航空工业来说，LCA就是那把榔头，这20多年的研制就是那次实习。榔头做得漂亮固然好，但更重要的是实习过程中学到的车床、铣床的操纵技能和相关规程。
那么印度在20多年的“金工实习”中学到了什么呢？
1．设计阶段广泛应用计算机技术
得益于达索的帮助，HAL成功将计算流体力学（CFD）和风洞模型试验结合用于飞机设计，并在此基础上生成空气动力数据用于控制律研究、飞行模拟、性能预测以及结构设计。借助于CAD技术，HAL建立了LCA全机和LRU的数字模型，进行组装、程序化、可维护性等方面的研究。
在LCA上，CFD技术已经应用在下列领域：机翼设计与机身外形优化；构形改进评估；波阻预测；前缘缝翼优化；主要部件气动载荷分布；确定大气数据传感器附近流场；外挂分离研究；进气道粘性流分析；气动操纵面设计；RCS预测。
2．制造大量的测试平台，建立适航认证规则。
随着LCA研制进展，研制飞机必需的一整套测试平台已建立起来，用于系统和子系统测试，如：动态航电综合测试台、环境控制系统测试台、雷击测试设备、电气系统测试台、燃油系统测试台、起落架落振测试台、刹车功率计等。此外还有用于全机的系统综合测试设备。特殊机体部件必须经过适航认证测试才准许装机，如雷击保护的半翼测试，全机静力试验等。
军用航空器适航认证中心已经建立起一套完整的认证程序，以保证飞机的适航性。这一点看似不起眼，但却是飞机研制必不可少的程序。只有经过适航认证的产品才可以装机使用，少了认证程序，就无法判断那些航空产品是合格的。
此外，还建立了用于仿真测试的设备和程序，包括用于座舱评估（显示、操纵、弹射）的座舱环境设备，用于电传飞控系统软、硬件以及液压作动系统综合测试的铁鸟试验台，以及用于操纵品质评估的实时模拟器。
3．组建试飞机构，建立试飞制度
试飞是飞机迈向实用化的关键阶段。要建立完整的飞机研制能力，就必须拥有自己的试飞机构、建立试飞制度、培养合格的试飞员。
印度国家试飞中心（NFTC）于1994年7月成立，资源由ADA、HAL以及IAF共享。NFTC拥有先进的地面遥测设备以及配合工作的12个地面监控站。按要求，试飞前后均需向设计和试飞团队进行简报。NFTC还提供光纤网络，以便设计人员可以试飞后几小时在收到完整的试飞数据记录，并据此确定下一次试飞任务。
不过关于NFTC，笔者只能说这个中心建立起来是最大成就。至于工作效率却低得令人费解。4架原型机4年才出动475次，试飞时间263.34小时，甚至还比不上当年我们歼－8试飞的效率（不要忘记大部分时间是在文革时期）。包线扩展也慢得惊人：至2005年2月3日才达到高度15000米、马赫数M1.4、迎角20°以及过载＋4.5～－1G的水平。
4．先进技术与工艺的引入，提高了印度航空工业自身的技术水平。
这方面表现最突出的就是复合材料以及复材结构设计的引入。虽然复材可能是进口的，但相关结构设计以及复材成型工艺仍然将印度技术人员带到了这个领域的最前沿。就LCA本身来说这个选择有风险过大之嫌，但对于促进印度航空工业进步却极具战略意义。
四余度电传飞控系统的引进也具有同样的意义。俗话说“没吃过猪肉也见过猪跑”，CLAW小组成员正是通过研究洛·马的飞控系统样本，看着“猪跑”成长起来的。如果日后印度在这方面有所成就，其基础就是今天LCA的电传飞控。
5．先进设计概念更新了设计团队的认识，提高了设计起点。
最典型的是LCA设计过程中对可维护性的重视。对可维护性的要求，最早见于ATF的设计要求，80年代中后期设计的飞机也开始接受这一概念。LCA研制适逢其会，能够及时引入，无疑提高了设计起点，对于提高飞机战备完好率、节省后期维护费用具有重要影响。而最令人惊讶的是，LCA在设计上还实践了重要部件“视情维修（CBM）”概念。CBM概念源自民航，近年来美军也在大力推行。它是根据部件的实际状态来决定对其进行更换或维修的过程，需要借助于先进的故障预测技术来实现。故障预测，即预计性诊断，是评估部件当前状态并对部件未来的状态进行预计。它通常包括两种类型，其一是对小的时间范围内部件状态的预计，如该部件是否完好、适于完成下次飞行任务？其二是预计在出现某一具体故障之前剩余的时间，进一步说，还有多长时间就必须更换该部件。这第2种类型也适于预计长期问题，如计划拆卸发动机的大修时间等。准确的预测是实施CBM计划的一个关键要求。CBM概念能够用于LCA，除了说明设计人员的技术敏感性外，部件可靠性、相关预测技术的研究也是不可或缺的。仅此而言，印度航空工业已经走在了很多国家前面。
总之，看印度这次“金工实习”的效果，不仅要看LCA那把“小榔头”做得如何，还要看印度航空工业在相关体制的建立、设备的制造和配套等方面的表现，即印度能否通过LCA的研制，学习并建立起初级但较完整的飞机自行研制能力。在笔者看来，虽然LCA表现不尽人意，但印度航空工业确确实实学到了不少东西。
但是，印度航空工业能否以LCA为契机实现DRDO设想的全面发展的战略目标呢？笔者认为并不乐观。根本原因还是印度没有NASA那样的权威航空咨询与指导机构。这使得它在航空技术发展方面后劲不足。比如今天的复材结构是相当先进的，但如果没有研究成果不断加以更新，那么这一技术早晚会过时，那么当印度研制下一种国产飞机时再引进一次新技术？可以想象得到，那种飞机必然会有今天LCA的遭遇。技术引进可以在短期内获得好处，但如果要持续发展，最终还是要靠自己踏踏实实做研究打基础。
至于LCA，笔者只能说，继续发展固然费时费力，但如果LCA下马，在印度的体制下，这20多年的努力会全部付诸东流，DRDO发展本土航空工业的战略意图将遭到彻底失败。
（完）
【注1】LRU：Line Replaceable Unit，航线可更换组件。每个LRU都是具有封闭外形和标准接口的独立组件。
【注2】涡襟翼：利用尖前缘迫使气流自襟翼前缘分离形成漩涡，保持机翼表面气流不分离，起到增升减阻的作用。根据安装位置可以分为上表面涡襟翼和下表面涡襟翼。前者在小迎角时有明显增升作用，对于改善起降性能效果良好；后者在亚、跨音速10～15°迎角范围内有明显减阻作用，有利于改善机动性。
后记：
前些日子看到一些报道，指LCA于06年5月12日才刚刚实现首次超音速试飞。所报道的事件至少是不准确的。现将LCA4架原型机的超音速试飞时间、马赫数节录如下，供各位同好参考：
时间 马赫数
TD1 03.8.1 1.08
TD2 03.11.27 1.1
PV1 04.3.3 不详
PV2 06.5.12 不详（此为外界报道，ADA网站没有证实，仅记录为第9次试飞）。