研發緣起
在美國與中華民國政府斷交後，美國與中華人民共和國政府簽定「八一七公報」，限定我國向美方採購武器的質與量，而當時我國空軍主力戰機F-104G已到達服役壽限，國防部經可行性分析後，決定由當時的航空工業發展中心(AIDC, Aero Industry Development Center)負責研發新一代自製防禦戰機(IDF, Indigenous Defense Fighter)。
代號安翔計畫的研發計畫在1983年正式展開，其下又分為鷹揚計畫(機身及氣動力)、雲漢計畫(發動機)、天雷計畫(航電)、天劍計畫(空對空飛彈)等4個子計畫。
1986年4月5日，以「SE-5A」代號修改部分設計後正式定名IDF戰機，並進入全程發展階段；1988年12月10日，首架IDF原型機(編號10001，序號77-8001)出廠，由總統李登輝命名正式為經國號戰機，並於次年5月28日進行首次試飛。試飛員為現任漢翔航空工業公司(AIDC, Aerospace Industrial Development Corp.)飛航事業處處長的吳康明先生，當時官拜上校。1989年7月29日，2號原型機(編號10002，序號78-8002)完成試飛。1990年1月10日，3號原型機(編號10003，序號78-8003)完成試飛。1990年5月12日，首架雙座機原型機(編號10004，序號79-8004)出廠完成首次試飛，前參謀總長陳燊齡上將親臨主持。
國防部當時表示，經國號戰機正式名稱為F-CK-1，F代表Fighter(戰機)，CK為Ching Kuo(經國)之英文縮寫，1代表該機型，但大眾與部份媒體仍習慣以IDF稱之。
氣動力設計
航發中心研製戰機的過程頗為艱辛，雖美國政府暗中默許洛克希德公司(Lockheed)協助我方人員進行研發，但在設計時卻進行許多戰機的規格限制，使其性能受限；以作戰半徑來說，早期更限定不能超過F-5E的463km(250nm)，使得F-CK-1的氣動力構型較F-16「苗條」許多，也因此無法攜帶太多燃油，只能定位成防衛性戰機。
F-CK-1的氣動力設計概念大致與F-16戰機類似，具有升力中心在機身重心之前的「先天不穩定」靈活特性，因此需用飛控電腦輔助方能操控。
氣動力構型採取雙發動機、具翼根前緣延伸板(LERX, Leading Edge Root extension)的翼胴(Wing-body)體梯型中單翼、全動式水平尾翼、大型單片垂直尾翼設計。進氣口部份則與F/A-18相仿，置於機身兩側翼前緣沿伸板下方，為結構簡單、輕重量的皮氏進氣口設計；發動機兩側的尾衍末端，各有一上下開合的減速板(類似F-16)。水平尾翼、垂直尾翼、襟翼、起落架艙蓋等，則採用複合材料，以減輕機身重量。
機身、翼前緣延伸板和機翼內都裝有適型油箱(CFT, Conformal Fuel Tank)，但由於機身狹小，內載油量只有2111kg(4650lb)，雙座機的載油量更少了227kg(500lb)，所以續航力大受限制。
F-CK-1的氣動力構型並不強調高空高速飛行，但在中、低空及馬赫0.8至1.5時，則有相當優異的飛行操控性能，這正是一般空戰的飛行高度與速度；也因此，F-CK-1在各項互相衝突的性能需求中，作了最適合我國空軍需求的性能取捨。
在美國與中華民國政府斷交後，美國與中華人民共和國政府簽定「八一七公報」，限定我國向美方採購武器的質與量，而當時我國空軍主力戰機F-104G已到達服役壽限，國防部經可行性分析後，決定由當時的航空工業發展中心(AIDC, Aero Industry Development Center)負責研發新一代自製防禦戰機(IDF, Indigenous Defense Fighter)。
代號安翔計畫的研發計畫在1983年正式展開，其下又分為鷹揚計畫(機身及氣動力)、雲漢計畫(發動機)、天雷計畫(航電)、天劍計畫(空對空飛彈)等4個子計畫。
1986年4月5日，以「SE-5A」代號修改部分設計後正式定名IDF戰機，並進入全程發展階段；1988年12月10日，首架IDF原型機(編號10001，序號77-8001)出廠，由總統李登輝命名正式為經國號戰機，並於次年5月28日進行首次試飛。試飛員為現任漢翔航空工業公司(AIDC, Aerospace Industrial Development Corp.)飛航事業處處長的吳康明先生，當時官拜上校。1989年7月29日，2號原型機(編號10002，序號78-8002)完成試飛。1990年1月10日，3號原型機(編號10003，序號78-8003)完成試飛。1990年5月12日，首架雙座機原型機(編號10004，序號79-8004)出廠完成首次試飛，前參謀總長陳燊齡上將親臨主持。
國防部當時表示，經國號戰機正式名稱為F-CK-1，F代表Fighter(戰機)，CK為Ching Kuo(經國)之英文縮寫，1代表該機型，但大眾與部份媒體仍習慣以IDF稱之。
氣動力設計
航發中心研製戰機的過程頗為艱辛，雖美國政府暗中默許洛克希德公司(Lockheed)協助我方人員進行研發，但在設計時卻進行許多戰機的規格限制，使其性能受限；以作戰半徑來說，早期更限定不能超過F-5E的463km(250nm)，使得F-CK-1的氣動力構型較F-16「苗條」許多，也因此無法攜帶太多燃油，只能定位成防衛性戰機。
F-CK-1的氣動力設計概念大致與F-16戰機類似，具有升力中心在機身重心之前的「先天不穩定」靈活特性，因此需用飛控電腦輔助方能操控。
氣動力構型採取雙發動機、具翼根前緣延伸板(LERX, Leading Edge Root extension)的翼胴(Wing-body)體梯型中單翼、全動式水平尾翼、大型單片垂直尾翼設計。進氣口部份則與F/A-18相仿，置於機身兩側翼前緣沿伸板下方，為結構簡單、輕重量的皮氏進氣口設計；發動機兩側的尾衍末端，各有一上下開合的減速板(類似F-16)。水平尾翼、垂直尾翼、襟翼、起落架艙蓋等，則採用複合材料，以減輕機身重量。
機身、翼前緣延伸板和機翼內都裝有適型油箱(CFT, Conformal Fuel Tank)，但由於機身狹小，內載油量只有2111kg(4650lb)，雙座機的載油量更少了227kg(500lb)，所以續航力大受限制。
F-CK-1的氣動力構型並不強調高空高速飛行，但在中、低空及馬赫0.8至1.5時，則有相當優異的飛行操控性能，這正是一般空戰的飛行高度與速度；也因此，F-CK-1在各項互相衝突的性能需求中，作了最適合我國空軍需求的性能取捨。
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