【简介：】 以苏-33和F/A-18做比较来说明
总体气动布局
苏-33 苏-33机长21。2米，翼展14。7米，折叠后7。4米，机翼面积67。8米2，空重18。4吨。空重翼载荷约270公斤／米2。采用了中单翼
以苏-33和F/A-18做比较来说明
总体气动布局
苏-33 苏-33机长21。2米，翼展14。7米，折叠后7。4米，机翼面积67。8米2，空重18。4吨。空重翼载荷约270公斤／米2。采用了中单翼、翼身融合体、机翼翼根边条、中弧面可变弯度的前／后缘机动襟翼、整流尾锥、差动平尾和双发双垂尾气动外形，并采用了放宽静稳定度技术。
整个机体有前机身、中段机身/机翼和后机身三段组成。
前机身由可向上折反的雷达天线整流罩、前设备仓、可伸缩的空中受油管、座舱、前起落架舱和后部设备舱、前条翼组成。为了改善飞机在航母上进行短距起降的能力，又对其进行了专门的改进设计，为了满足着舰时巨大的纵向过载要求，对苏-33机身主要承重部件进行了加强。
前起落架支柱直接与机身主要承力梁相连接，以前轮起落架改为倒T字梁双轮式，通过加强结构和液压减震系统，增加了着舰时的抗冲击过载强度。
早期的苏-33前部没有小翼，后期为了增加其在舰上的低速起降性能而增加了可动的前小翼，偏转角为?7°～?70°，左右两小翼由同一根轴相连接，因此只能同向偏转而不能反向差动。
前小翼与主翼布局在同一个平面上。通过加装前小翼和改善电传飞控系统，使苏-33纵向静不安定度有很大的放宽，达到15％。前小翼与前边条在大的可控迎角下形成一股可控脱体涡，对主翼的上表面实现有利干扰，增大了升力系数，这不仅提高了飞机机动飞行时的纵向俯仰操纵性能，更主要的是提高了在舰上的起降能力。
当然，这必须付出重量、空间、飞行阻力和隐身性能方面的代价。
苏-33的主翼为常规第三代战斗机通用的中等后掠翼，机翼的前缘后掠角为42°，后缘的后掠角为15°，l/4弦线为37°, 翼型为常规的非超临界翼型，翼根相对厚度为6% ，翼梢为4 % ，外翼前缘装有全翼展机动襟翼，后缘装有副襟翼，在四余度电传飞控下可以自动控制机翼弯度，改变飞行时的升阻比。
为了增加飞机在舰上的起降能力，苏-33增加了主翼的面积，并且把苏-27后缘半翼展的整体式副襟翼改为机翼内侧的两块双开缝增升襟翼，在机翼两端靠近翼尖部分设置有副翼，通过增加的双开缝增升襟翼，提高苏-33机翼升力，在外翼内侧的双开缝增升襟翼之间的位置上安装有机翼折叠铰链，通过液压折叠机构把外翼分为固定翼段和可折叠翼段两部分，通过布置在机翼折叠机构开缝处后段的液压作动筒来控制机翼的打开和折叠，这样有利于减小在甲板上放置的面积，相应增加了甲板上的战机容量。
苏-33发动机的进气道位于主机翼翼身融合体的前下方平滑区内，在过渡翼身融合体的屏蔽下，即使在大迎角下流场中仍能保持顺畅稳定。而且进气道下表面设有格栅式开缝辅助进气口，这是为保证在大迎角条件下，发动机正面流场的气流不发生大的畸变而设计的。因此，苏-27系列之所以在“眼镜蛇”这样的超大迎角下发动机能稳定工作，不喘震，除发动机自身性能可靠外，其优良的进气道设计也功不可没。
苏-33的尾翼由一对双垂尾和水平尾翼组成。垂尾由垂直安定面和方向舵组成，且垂直地布置在两台发动机的外侧，垂尾的前缘后掠角为40°，为保证有足够的方向稳定度，垂直向下延伸成腹鳍，苏-33的垂直安定面高度较苏-27略有增加，这主要是为了提高飞机侧向安定性，使苏-33在侧风条件下能顺利地在航母上起降。
水平尾翼布置在垂尾后缘和发动机舱之间，全动式平尾既可同向偏转以满足俯仰操纵要求，又可反向差动偏转以提高横向操作性能。平尾翼展为9。8米，前缘后掠角为45°，活动范围为?16°～?21°，尾容量与F-15差不多，但比F-8C/D要低得多。苏-27系列飞机之所以能完成“眼镜蛇”机动动作，除反映出其放宽静不安定和高大垂尾侧向稳定设计外，平尾优异的俯仰操纵权限和实时反应能力，特别是瞬时作用力矩功不可没。
F/A-18E／F “超级大黄蜂”则采用气泡式座舱、半硬壳式结构、前边条翼、中等后掠角中单翼、中等展弦比中弧面、可变弯度的前／后缘机动襟翼、差动平尾和双发双垂尾气动外形，并采用了放宽静稳定度技术。整个机体也由前机身、中央翼和后机身三段组成，但几何尺寸变化非常明显。
F/A-18E/F机长18。3米，比原来的F-18C/D加大了0。86米，通过这段加长的机身和加大的机翼油箱，使机内载油量提高了32 %；折叠后9。3米，机翼面积46。5米2 , 空重13。4吨。空重翼载荷约270公斤／米2。
F/A-18E/F 前机身由可向旁边折反的雷达天线整流罩、前设备舱、机炮舱、可伸缩的空中受油管、座舱、前起落架舱和后部设备舱及前条翼组成。
为了加强结构强度，F/A-18E/F的机身主要承重部件都进行了加强，前起落架支柱直接与机身主要承力梁相连接，起落架与苏-33一样，也为倒T字梁双轮式。为了改善飞机在大迎角下的俯仰性能，保证E/F的机动性与C/D相近，F/A-18E/F的机翼前缘边条的面积由C/D的5。
2米2增加到7米2，增加了34%, 这样做不仅提高了飞机的最大升力系数，提高了飞机的机动（尤其是大迎角下）性能，而且提高了在舰上的起降能力。通过对边条翼翼形进行修改，可以对进气道起一定的遮蔽作用，降低大迎角飞行中进气道对迎角和侧滑角的敏感性，且边条翼的下表面对空气还有预压缩的作用，改善了飞行过程中进气道空气动态畸变给发动机带来的不利影响。
另外，前边条翼与后面的外侧垂尾遥相呼应，在大迎角下边条翼产生的脱体涡正好打在靠前的外侧垂尾上，提高了方向舵在大迎角下的工作效率。
F/A-18E/ F的机翼也采用梯形中等后掠机翼，与苏-33不同的是其前缘后掠角不大，后缘稍向前掠。前缘为带锯齿型的机动襟翼，最大下偏角达30°，特别要强调的是增加锯齿的前缘机动襟翼拉出的脱体涡不但可以改善飞机上表面的气动流场，增加升力，推迟大迎角下翼尖的失速时间，还可以提高副翼效率，提高飞机滚转操纵性能。
后缘为大面积单缝襟翼，最大偏角达45°。机翼两端的副翼亦可与襟翼同角度转偏，起到全翼展副襟翼的作用；两侧的副襟翼也可同时差动偏转，保证飞机在大迎角下有很好的滚转能力；机翼的前后缘襟翼由计算机进行控制，较大的可变弯度不仅增大了飞机机翼的升力系数，还改善了飞机在低速时的可控性。
与C/D型相比，F/A-18E/F扩大了机翼和边条面积，同时增加了机翼的展弦比，这些改进除了提高着舰有效负荷外，在起降性能上也有了一定的提高，使增大增重的F/A-18E/F着舰速度不但没有增加，反而降低了18公里，达到223公里（而苏-33为240公里）。
因此F/A-18E/ F在机内半油的条件下，在13秒内可以225公里的速度起飞，跑道只需365米。由于F/A-18E/F在着舰重量提高很多的情况下着舰速度比C/D低，着舰过程飞行姿态稳定平滑，因此彻底改善了原C/D型上曾经出现过的横向摆动的问题。
此外还采用了数据链控制的自动无线电着舰辅助系统，可以实现“双手离杆”条件下的自动着舰，避免了人为的失误可能造成的着舰失败，增加了起降阶段的安全性。
F/A-18E/F的进气道比较先进，采用的是应用在F-22“猛禽”上的CARET双斜面外压式楔形进气道，利用超音速激波增压导流原理设计，内部装有一块涂有吸波材料的屏蔽发动机风扇叶片的斜板。
采用这种进气道不需要安装复杂的进气调节控制系统，减轻了进气道的结构重量，同时显著地增加了总恢复系数（进气道在马赫数为0。8、1。5、1。8时的总压恢复系数为0。985、0。965、0。910，比苏-33的略高），不仅提高了进气效率，降低了迎角和侧滑角的敏感度，还显著地降低了飞机的雷达散射截面（RCS)，具有优异的隐身能力。
F/A-18E/F的尾翼由全动式水平尾翼和两块垂尾组成，且垂尾象F-22一样靠前且向外倾斜，外偏角达20°，不要小看这种设计，它对今后飞机设计的发展方向具有非凡的指导意义。首先，通过先进的电传飞控系统控制，这种外倾垂尾设计不但使其具有普通垂尾的侧向安定性和偏航的作用，还可具有部分水平尾翼和副翼作用，正是如此设计，再加上放宽的静不稳定度（约8%），使F/A-18E/F具有了最佳可控大迎角低速和过失速机动能力。
其次，通过先进的电传飞控系统控制，方向舵和副翼协调连动，以两个方向舵进行反向偏转和副翼同向偏转产生的偶合阻力来降低飞机的飞行速度，取代了原来背部像F/A-18C/D、 F-15、苏-27系列等庞大沉重的减速板，既减轻了飞机的结构重量又增加了机内空间。
另外这种外倾设计不但巧妙地解决了飞机垂尾高度问题和窄机尾布局的双垂尾间的气动干扰问题，同时还显著地降低了飞机侧向的雷达散射截面，有利于飞机的隐身，可谓是一举多得，事半功倍。
单项评价
苏-33和F-18E/F都采用边条翼设计布局，只不过F-18E/F采用边条翼的面积比苏-33大得多，边条翼占机翼总面积的20%以上。
但苏-33在制造过程中采用了翼身融合体布局，翼身融合体布局除了具有像边条翼那样能提高最大升力系数、提高飞机的机动性、减小干扰阻力和激波阻力外，还具有较大的内部可利用空间的优势。 在主翼面设计上，苏-33后掠角比F-18E/F大，能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，高速飞行时阻力小，适合高速飞行；而F-18E/F机翼升力大，低速盘旋机动性能好。
可见两者设计着眼点不同，飞机的飞行性能也不同，各有长短，互有胜负。
在进气道设计上 ，由于F/A-18E/F的进气道采用的是应用在F-22“猛禽”上的CARET双斜面外压式楔形进气道，其结构重量、总压恢复系数、进气率，隐身能力比苏-33的二元、多波系进气道要好很多（尤其是隐身性能上）。
从总体和发展的角度来讲，采用非常规布局和外形设计减小雷达反射截面积（RCS）和红外辐射特征的隐形设计也结合到气动布局设计中（即隐身与气动外形一体化），这已经成为。
以苏-33和F/A-18做比较来说明
总体气动布局
苏-33 苏-33机长21。2米，翼展14。7米，折叠后7。4米，机翼面积67。8米2，空重18。4吨。空重翼载荷约270公斤／米2。采用了中单翼、翼身融合体、机翼翼根边条、中弧面可变弯度的前／后缘机动襟翼、整流尾锥、差动平尾和双发双垂尾气动外形，并采用了放宽静稳定度技术。
整个机体有前机身、中段机身/机翼和后机身三段组成。
前机身由可向上折反的雷达天线整流罩、前设备仓、可伸缩的空中受油管、座舱、前起落架舱和后部设备舱、前条翼组成。为了改善飞机在航母上进行短距起降的能力，又对其进行了专门的改进设计，为了满足着舰时巨大的纵向过载要求，对苏-33机身主要承重部件进行了加强。
前起落架支柱直接与机身主要承力梁相连接，以前轮起落架改为倒T字梁双轮式，通过加强结构和液压减震系统，增加了着舰时的抗冲击过载强度。
早期的苏-33前部没有小翼，后期为了增加其在舰上的低速起降性能而增加了可动的前小翼，偏转角为?7°～?70°，左右两小翼由同一根轴相连接，因此只能同向偏转而不能反向差动。
前小翼与主翼布局在同一个平面上。通过加装前小翼和改善电传飞控系统，使苏-33纵向静不安定度有很大的放宽，达到15％。前小翼与前边条在大的可控迎角下形成一股可控脱体涡，对主翼的上表面实现有利干扰，增大了升力系数，这不仅提高了飞机机动飞行时的纵向俯仰操纵性能，更主要的是提高了在舰上的起降能力。
当然，这必须付出重量、空间、飞行阻力和隐身性能方面的代价。
苏-33的主翼为常规第三代战斗机通用的中等后掠翼，机翼的前缘后掠角为42°，后缘的后掠角为15°，l/4弦线为37°, 翼型为常规的非超临界翼型，翼根相对厚度为6% ，翼梢为4 % ，外翼前缘装有全翼展机动襟翼，后缘装有副襟翼，在四余度电传飞控下可以自动控制机翼弯度，改变飞行时的升阻比。
为了增加飞机在舰上的起降能力，苏-33增加了主翼的面积，并且把苏-27后缘半翼展的整体式副襟翼改为机翼内侧的两块双开缝增升襟翼，在机翼两端靠近翼尖部分设置有副翼，通过增加的双开缝增升襟翼，提高苏-33机翼升力，在外翼内侧的双开缝增升襟翼之间的位置上安装有机翼折叠铰链，通过液压折叠机构把外翼分为固定翼段和可折叠翼段两部分，通过布置在机翼折叠机构开缝处后段的液压作动筒来控制机翼的打开和折叠，这样有利于减小在甲板上放置的面积，相应增加了甲板上的战机容量。
苏-33发动机的进气道位于主机翼翼身融合体的前下方平滑区内，在过渡翼身融合体的屏蔽下，即使在大迎角下流场中仍能保持顺畅稳定。而且进气道下表面设有格栅式开缝辅助进气口，这是为保证在大迎角条件下，发动机正面流场的气流不发生大的畸变而设计的。因此，苏-27系列之所以在“眼镜蛇”这样的超大迎角下发动机能稳定工作，不喘震，除发动机自身性能可靠外，其优良的进气道设计也功不可没。
苏-33的尾翼由一对双垂尾和水平尾翼组成。垂尾由垂直安定面和方向舵组成，且垂直地布置在两台发动机的外侧，垂尾的前缘后掠角为40°，为保证有足够的方向稳定度，垂直向下延伸成腹鳍，苏-33的垂直安定面高度较苏-27略有增加，这主要是为了提高飞机侧向安定性，使苏-33在侧风条件下能顺利地在航母上起降。
水平尾翼布置在垂尾后缘和发动机舱之间，全动式平尾既可同向偏转以满足俯仰操纵要求，又可反向差动偏转以提高横向操作性能。平尾翼展为9。8米，前缘后掠角为45°，活动范围为?16°～?21°，尾容量与F-15差不多，但比F-8C/D要低得多。苏-27系列飞机之所以能完成“眼镜蛇”机动动作，除反映出其放宽静不安定和高大垂尾侧向稳定设计外，平尾优异的俯仰操纵权限和实时反应能力，特别是瞬时作用力矩功不可没。
F/A-18E／F “超级大黄蜂”则采用气泡式座舱、半硬壳式结构、前边条翼、中等后掠角中单翼、中等展弦比中弧面、可变弯度的前／后缘机动襟翼、差动平尾和双发双垂尾气动外形，并采用了放宽静稳定度技术。整个机体也由前机身、中央翼和后机身三段组成，但几何尺寸变化非常明显。
F/A-18E/F机长18。3米，比原来的F-18C/D加大了0。86米，通过这段加长的机身和加大的机翼油箱，使机内载油量提高了32 %；折叠后9。3米，机翼面积46。5米2 , 空重13。4吨。空重翼载荷约270公斤／米2。
F/A-18E/F 前机身由可向旁边折反的雷达天线整流罩、前设备舱、机炮舱、可伸缩的空中受油管、座舱、前起落架舱和后部设备舱及前条翼组成。
为了加强结构强度，F/A-18E/F的机身主要承重部件都进行了加强，前起落架支柱直接与机身主要承力梁相连接，起落架与苏-33一样，也为倒T字梁双轮式。为了改善飞机在大迎角下的俯仰性能，保证E/F的机动性与C/D相近，F/A-18E/F的机翼前缘边条的面积由C/D的5。
2米2增加到7米2，增加了34%, 这样做不仅提高了飞机的最大升力系数，提高了飞机的机动（尤其是大迎角下）性能，而且提高了在舰上的起降能力。通过对边条翼翼形进行修改，可以对进气道起一定的遮蔽作用，降低大迎角飞行中进气道对迎角和侧滑角的敏感性，且边条翼的下表面对空气还有预压缩的作用，改善了飞行过程中进气道空气动态畸变给发动机带来的不利影响。
另外，前边条翼与后面的外侧垂尾遥相呼应，在大迎角下边条翼产生的脱体涡正好打在靠前的外侧垂尾上，提高了方向舵在大迎角下的工作效率。
F/A-18E/ F的机翼也采用梯形中等后掠机翼，与苏-33不同的是其前缘后掠角不大，后缘稍向前掠。前缘为带锯齿型的机动襟翼，最大下偏角达30°，特别要强调的是增加锯齿的前缘机动襟翼拉出的脱体涡不但可以改善飞机上表面的气动流场，增加升力，推迟大迎角下翼尖的失速时间，还可以提高副翼效率，提高飞机滚转操纵性能。
后缘为大面积单缝襟翼，最大偏角达45°。机翼两端的副翼亦可与襟翼同角度转偏，起到全翼展副襟翼的作用；两侧的副襟翼也可同时差动偏转，保证飞机在大迎角下有很好的滚转能力；机翼的前后缘襟翼由计算机进行控制，较大的可变弯度不仅增大了飞机机翼的升力系数，还改善了飞机在低速时的可控性。
与C/D型相比，F/A-18E/F扩大了机翼和边条面积，同时增加了机翼的展弦比，这些改进除了提高着舰有效负荷外，在起降性能上也有了一定的提高，使增大增重的F/A-18E/F着舰速度不但没有增加，反而降低了18公里，达到223公里（而苏-33为240公里）。
因此F/A-18E/ F在机内半油的条件下，在13秒内可以225公里的速度起飞，跑道只需365米。由于F/A-18E/F在着舰重量提高很多的情况下着舰速度比C/D低，着舰过程飞行姿态稳定平滑，因此彻底改善了原C/D型上曾经出现过的横向摆动的问题。
此外还采用了数据链控制的自动无线电着舰辅助系统，可以实现“双手离杆”条件下的自动着舰，避免了人为的失误可能造成的着舰失败，增加了起降阶段的安全性。
F/A-18E/F的进气道比较先进，采用的是应用在F-22“猛禽”上的CARET双斜面外压式楔形进气道，利用超音速激波增压导流原理设计，内部装有一块涂有吸波材料的屏蔽发动机风扇叶片的斜板。
采用这种进气道不需要安装复杂的进气调节控制系统，减轻了进气道的结构重量，同时显著地增加了总恢复系数（进气道在马赫数为0。8、1。5、1。8时的总压恢复系数为0。985、0。965、0。910，比苏-33的略高），不仅提高了进气效率，降低了迎角和侧滑角的敏感度，还显著地降低了飞机的雷达散射截面（RCS)，具有优异的隐身能力。
F/A-18E/F的尾翼由全动式水平尾翼和两块垂尾组成，且垂尾象F-22一样靠前且向外倾斜，外偏角达20°，不要小看这种设计，它对今后飞机设计的发展方向具有非凡的指导意义。首先，通过先进的电传飞控系统控制，这种外倾垂尾设计不但使其具有普通垂尾的侧向安定性和偏航的作用，还可具有部分水平尾翼和副翼作用，正是如此设计，再加上放宽的静不稳定度（约8%），使F/A-18E/F具有了最佳可控大迎角低速和过失速机动能力。
其次，通过先进的电传飞控系统控制，方向舵和副翼协调连动，以两个方向舵进行反向偏转和副翼同向偏转产生的偶合阻力来降低飞机的飞行速度，取代了原来背部像F/A-18C/D、 F-15、苏-27系列等庞大沉重的减速板，既减轻了飞机的结构重量又增加了机内空间。
另外这种外倾设计不但巧妙地解决了飞机垂尾高度问题和窄机尾布局的双垂尾间的气动干扰问题，同时还显著地降低了飞机侧向的雷达散射截面，有利于飞机的隐身，可谓是一举多得，事半功倍。
单项评价
苏-33和F-18E/F都采用边条翼设计布局，只不过F-18E/F采用边条翼的面积比苏-33大得多，边条翼占机翼总面积的20%以上。
但苏-33在制造过程中采用了翼身融合体布局，翼身融合体布局除了具有像边条翼那样能提高最大升力系数、提高飞机的机动性、减小干扰阻力和激波阻力外，还具有较大的内部可利用空间的优势。 在主翼面设计上，苏-33后掠角比F-18E/F大，能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，高速飞行时阻力小，适合高速飞行；而F-18E/F机翼升力大，低速盘旋机动性能好。
可见两者设计着眼点不同，飞机的飞行性能也不同，各有长短，互有胜负。
在进气道设计上 ，由于F/A-18E/F的进气道采用的是应用在F-22“猛禽”上的CARET双斜面外压式楔形进气道，其结构重量、总压恢复系数、进气率，隐身能力比苏-33的二元、多波系进气道要好很多（尤其是隐身性能上）。
从总体和发展的角度来讲，采用非常规布局和外形设计减小雷达反射截面积（RCS）和红外辐射特征的隐形设计也结合到气动布局设计中（即隐身与气动外形一体化），这已经成为今后战斗机设计发展的主流。☆
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