Наряду с освоением производства образцов советской боевой авиационной техники, в КНР с конца 1950-х годов развернулись работы по созданию истребителей собственной конструкции. ОКБ авиационного завода в г.Шеньян в 1958 г. начало разработку сверхзвукового всепогодного истребителя-перехватчика 'Ветер Востока' 107. Самолет должен был иметь два двигателя, максимальная скорость - соответствовать М=1,8, практический потолок - 20000 м. В мае 1959 г. приступили к постройке первого опытного самолета, однако в июне 1959 г. в проект были внесены существенные изменения, потребовавшие переделок. В ноябре 1959 г. в дальнейшем работы по программе истребителя '107' были прекращены и основные усилия сконцентрированы на создании более современного самолета - перехватчика 'Ветер Востока' 113, разработка которого велась при участии военно-инженерной академией в г.Харбине с 1958 г. Самолет был рассчитан на достижение максимальной скорости, соответствующей М=2,5 и практического потолка, равного 25000 м. В конструкции истребителя предполагалось применение наиболее современных материалов, оборудования и вооружения, существовавших к тому времени. В 1960 г. началась постройка самолета '113', однако несоответствие поставленных задач возможностям, которыми располагала в то время китайская авиационная промышленность, а также нерешенность ряда технических вопросов, в частности, - защиты конструкции от кинетического нагрева, привели к прекращению программы. Обострение в середине 1960-х гг. отношений Китая с СССР и техническое отставание самолетного парка ВВС Китая от советской авиации, которая рассматривалась тогда как основной противник, побудило китайскую авиационную промышленность вновь приступить к работам над истребителями нового типа, превосходящими по своим основным характеристикам истребитель МиГ-21 - основную машину советских ВВС 1960-1970-х годов. Работы по формированию облика этого самолета начались в 1964 г. в НИИ авиационной техники в г.Шеньяне. Рассматривался вариант однодвигательного истребителя, оснащенный перспективным ТРДФ увеличенной тяги, а также двухдвигательный самолет с модифицированными существующими ТРДФ. Предпочтение было отдано последнему варианту и 17 мая 1967 г. было принято решение о начале полномасштабной разработки НИИ и заводом в Шеньяне нового истребителя, получившего обозначение J-8. Программа создания этого самолета оценивалась военно-политическим руководством Китая как одна из наиболее приоритетных. Согласно ТТЗ, самолет J-8 должен был обладать скоростью, соответствующей М=2,2, практическим потолком, превышающим 20000 м, способностью длительное время вести воздушный бой на высоте до 19000 м, максимальной скороподъемностью 200 м/с, нормальной дальностью полета 1500 км, максимальной дальностью 2000 км, усовершенствованным пушечным и ракетным вооружением, а также БРЛС. Два ТРДФ WP7A должны были обеспечить самолету взлетную тяговооруженность 0,89. Работы по созданию самолета возглавлялись Е Женда, а после его смерти в марте 1966 г. - Вант Натшоу. Сборка первых двух опытных самолетов завершилась в июле 1968 г., первый полет самолета состоялся 5 июля 1969 г. (летчик Юн Юхуан). При создании самолета был широко использован опыт, полученный в процессе изучения и освоения производства в Китае самолета МиГ-21 (J-7). Конструктивно самолет J-8 близок к советскому опытному истребителю-перехватчику Е-152А, созданному в 1959г. При испытаниях на скорости, соответствующей М=0.86 была выявлена вибрация, что потребовало некоторого изменения аэродинамики хвостовой часта фюзеляжа, возникли трудности и с кинетическим нагревом фюзеляжа при длительном полете со сверхзвуковой скоростью. Самолет был принят на вооружение 2 марта 1980 г. Разработка всепогодной модификации истребителя, получившей обозначение J-8-I и оснащенной РЛС SR-4 (на истребителе J-8 устанавливался лишь радиодальномер), началась в Шеньяне в феврале 1978 г. Сборка первого самолета завершилась в мае 1980 г. и начались наземные испытания, однако 25 июня 1980 г. во время пробежки в результате возгорания двигателя самолет был уничтожен (причиной пожара явился разрыв трубопровода и попадание масла на ТРДФ). В результате на последующих опытных самолетах была значительно модифицирована гидросистема. Программа летных испытаний завершилась в ноябре 1984 г., а 27 июля 1985 г. самолет был принят на вооружение. К 1991 г. китайские военно-воздушные силы располагали более чем 200 истребителями J-8 и J-8-I. Особенности компоновки самолета J-8-1 не позволяли установить на истребитель более мощную РЛС с крупногабаритной антенной. Возникла необходимость в коренной модификации носовой части истребителя и применении боковых воздухозаборников. Кроме того, появление за рубежом машин четвертого поколения, имеющих повышенную маневренность, требовало дальнейшего улучшения маневренных характеристик китайских истребителей. Характеристики истребителя J-8-I: Год принятия на вооружение - 1980 Размах крыла - 9,3 м Длина - 19,0 м Высота - 5,2 м Площадь крыла - 40,0 кв.м Масса, кг - нормальная взлетная - 13700 - максимальная взлетная - 17800 Тип двигателя - 1 ТРД Liyang (LMC) Wopen-7 (Р-11Ф) Тяга нефорсированная - 4400 кгс - форсированная - 6100 кгс Топливо во внутренних баках - 5400 л Максимальная скорость - 2450 км/ч Практическая дальность с ПТБ - 2200 км Боевой радиус действия с 1 ПТБ - 800 км Максимальная скороподъемность - 12000 м/с Практический потолок - 20000 м Максимальная эксплуатационная перегрузка - 4,83 Вооружение: J-8 : 2 х 30-мм пушки J-8-I : 23-мм двухствольная пушка Type 23-3 (ГШ-23Л) с 200 патронами на пушку. Боевая нагрузка - 1000 кг на 6 узлах подвески: УР 'воздух-воздух' PL-2В (PL-5B), 2 х 500-,250- кг бомбы или ПУ Qimgan 12 х 55 мм или 7х90-мм НУР. Истребитель J-8-II Finback-B, создан в результате модернизации созданного в КНР в конце семидесятых годов истребителя-перехватчика J-8-I, конструкция которого в свою очередь основывалась на конструкции советского истребителя МиГ-21, производившегося в КНР по лицензии. Самолет предназначен для использования в первую очередь в качестве истребителя-перехватчика, а также для нанесения ударов по наземным и морским целям. Первый полет опытного образца самолета состоялся в июне 1984 года. Конструкция самолета представляет собой цельнометаллический моноплан со среднерасположенным треугольным в плане крылом (угол стреловидности по передней кромке 60°), однокилевым вертикальным оперением и цельноповоротным стабилизатором. Крыло самолета оборудовано элеронами и двухсекционными закрылками, на верхней его поверхности установлены аэродинамические гребни. Для повышения путевой устойчивости самолета под фюзеляжем установлен дополнительный складной вертикальный киль. Как и у прототипа самолета, шасси выполнено по трехстоечной схеме, при этом передняя стойка в полете убирается в фюзеляж поворотом вперед, а основные стойки ? в крыло. Для сокращения пробега при посадке на самолете может быть использован тормозной парашют, контейнер которого смонтирован под вертикальным оперением. Для этой же цели используются и четыре аэродинамических тормоза, смонтированных под фюзеляжем. В целом в конструкции планера широко применены легкие алюминиевые и титановые сплавы, а также специальные стали. В частности, титановые сплавы применены в зоне фюзеляжа, подвергающейся нагреву от двух турбореактивных двигателей. Кабина пилота расположена в передней части фюзеляжа за радиопрозрачным обтекателем РЛС. В кабине установлено катапультируемое кресло, она оборудована системой кондиционирования воздуха. Радиоэлектронное оборудование самолета состоит из моноимпульсной РЛС, навигационной системы, системы оповещения об облучении самолета РЛС противника, системы радиоопознавания и связного радиооборудования. Самолет также оснащен средствами радиоэлектронной борьбы. Необходимая для пилота информация выводится на систему отображения информации на лобовом стекле. Стремясь повысить качество радиоэлектронного оборудования самолета, командование китайских ВВС проводило работы по его модернизации с помощью американских и израильских фирм. Однако после приобретения Китаем у России лицензии на производство истребителей-перехватчиков Су-27 эти проблемы, очевидно, отойдут на второй план. Характеристики истребителя J-8-II: Год принятия на вооружение - 1988 Размах крыла - 9,344 м Длина - 21,59 м Высота - 5,41 м Площадь крыла - 42,2 кв.м Масса, кг - пустого - 9830 - нормальная взлетная - 14300 Тип двигателя - 1 ТРД Liyang (LMC) Wopen-13 А II (Р-13-300) Тяга нефорсированная - 4350 кгс Тяга форсированная - 6700 кгс Топливо во внутренних баках - 5400 л Максимальная скорость - 2300 км/ч Практическая дальность с ПТБ - 2200 км Боевой радиус действия с 1 ПТБ - 800 км Максимальная скороподъемность - 12000 м/с Практический потолок - 19000 м Длина разбега - 670 м Длина пробега с парашютом - 1000 м Максимальная эксплуатационная перегрузка - 8 Экипаж - 1 чел Вооружение: 1 х 23-мм двухствольная пушка Type 23-3 (ГШ-23Л) с 200 патронами на пушку. Боевая нагрузка - 1000 кг на 7 узлах подвески УР 'воздух-воздух' PL-2В (PL-3,PL-5B); 2 х 500-,250- кг бомбы или ПУ Qimgan 12 х 55 мм или 7х90-мм НУР.