【簡介：】??以蘇-33和F/A-18做比較來說明
總體氣動布局
　　蘇-33 蘇-33機長21。2米，翼展14。7米，折疊后7。4米，機翼面積67。8米2，空重18。4噸?？罩匾磔d荷約270公斤／米2。采用了中單翼

??以蘇-33和F/A-18做比較來說明

總體氣動布局

　　蘇-33 蘇-33機長21。2米，翼展14。7米，折疊后7。4米，機翼面積67。8米2，空重18。4噸?？罩匾磔d荷約270公斤／米2。采用了中單翼、翼身融合體、機翼翼根邊條、中弧面可變彎度的前／后緣機動襟翼、整流尾錐、差動平尾和雙發(fā)雙垂尾氣動外形，并采用了放寬靜穩(wěn)定度技術。
??整個機體有前機身、中段機身/機翼和后機身三段組成。

　　前機身由可向上折反的雷達天線整流罩、前設備倉、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設備艙、前條翼組成。為了改善飛機在航母上進行短距起降的能力，又對其進行了專門的改進設計，為了滿足著艦時巨大的縱向過載要求，對蘇-33機身主要承重部件進行了加強。
??前起落架支柱直接與機身主要承力梁相連接，以前輪起落架改為倒T字梁雙輪式，通過加強結構和液壓減震系統(tǒng)，增加了著艦時的抗沖擊過載強度。

　　早期的蘇-33前部沒有小翼，后期為了增加其在艦上的低速起降性能而增加了可動的前小翼，偏轉(zhuǎn)角為?7°～?70°，左右兩小翼由同一根軸相連接，因此只能同向偏轉(zhuǎn)而不能反向差動。
??前小翼與主翼布局在同一個平面上。通過加裝前小翼和改善電傳飛控系統(tǒng)，使蘇-33縱向靜不安定度有很大的放寬，達到15％。前小翼與前邊條在大的可控迎角下形成一股可控脫體渦，對主翼的上表面實現(xiàn)有利干擾，增大了升力系數(shù)，這不僅提高了飛機機動飛行時的縱向俯仰操縱性能，更主要的是提高了在艦上的起降能力。
??當然，這必須付出重量、空間、飛行阻力和隱身性能方面的代價。

　　蘇-33的主翼為常規(guī)第三代戰(zhàn)斗機通用的中等后掠翼，機翼的前緣后掠角為42°，后緣的后掠角為15°，l/4弦線為37°, 翼型為常規(guī)的非超臨界翼型，翼根相對厚度為6% ，翼梢為4 % ，外翼前緣裝有全翼展機動襟翼，后緣裝有副襟翼，在四余度電傳飛控下可以自動控制機翼彎度，改變飛行時的升阻比。
??為了增加飛機在艦上的起降能力，蘇-33增加了主翼的面積，并且把蘇-27后緣半翼展的整體式副襟翼改為機翼內(nèi)側的兩塊雙開縫增升襟翼，在機翼兩端靠近翼尖部分設置有副翼，通過增加的雙開縫增升襟翼，提高蘇-33機翼升力，在外翼內(nèi)側的雙開縫增升襟翼之間的位置上安裝有機翼折疊鉸鏈，通過液壓折疊機構把外翼分為固定翼段和可折疊翼段兩部分，通過布置在機翼折疊機構開縫處后段的液壓作動筒來控制機翼的打開和折疊，這樣有利于減小在甲板上放置的面積，相應增加了甲板上的戰(zhàn)機容量。
??蘇-33發(fā)動機的進氣道位于主機翼翼身融合體的前下方平滑區(qū)內(nèi)，在過渡翼身融合體的屏蔽下，即使在大迎角下流場中仍能保持順暢穩(wěn)定。而且進氣道下表面設有格柵式開縫輔助進氣口，這是為保證在大迎角條件下，發(fā)動機正面流場的氣流不發(fā)生大的畸變而設計的。因此，蘇-27系列之所以在“眼鏡蛇”這樣的超大迎角下發(fā)動機能穩(wěn)定工作，不喘震，除發(fā)動機自身性能可靠外，其優(yōu)良的進氣道設計也功不可沒。
??

　　蘇-33的尾翼由一對雙垂尾和水平尾翼組成。垂尾由垂直安定面和方向舵組成，且垂直地布置在兩臺發(fā)動機的外側，垂尾的前緣后掠角為40°，為保證有足夠的方向穩(wěn)定度，垂直向下延伸成腹鰭，蘇-33的垂直安定面高度較蘇-27略有增加，這主要是為了提高飛機側向安定性，使蘇-33在側風條件下能順利地在航母上起降。
??水平尾翼布置在垂尾后緣和發(fā)動機艙之間，全動式平尾既可同向偏轉(zhuǎn)以滿足俯仰操縱要求，又可反向差動偏轉(zhuǎn)以提高橫向操作性能。平尾翼展為9。8米，前緣后掠角為45°，活動范圍為?16°～?21°，尾容量與F-15差不多，但比F-8C/D要低得多。蘇-27系列飛機之所以能完成“眼鏡蛇”機動動作，除反映出其放寬靜不安定和高大垂尾側向穩(wěn)定設計外，平尾優(yōu)異的俯仰操縱權限和實時反應能力，特別是瞬時作用力矩功不可沒。
??

　　F/A-18E／F “超級大黃蜂”則采用氣泡式座艙、半硬殼式結構、前邊條翼、中等后掠角中單翼、中等展弦比中弧面、可變彎度的前／后緣機動襟翼、差動平尾和雙發(fā)雙垂尾氣動外形，并采用了放寬靜穩(wěn)定度技術。整個機體也由前機身、中央翼和后機身三段組成，但幾何尺寸變化非常明顯。
??F/A-18E/F機長18。3米，比原來的F-18C/D加大了0。86米，通過這段加長的機身和加大的機翼油箱，使機內(nèi)載油量提高了32 %；折疊后9。3米，機翼面積46。5米2 , 空重13。4噸。空重翼載荷約270公斤／米2。

　　F/A-18E/F 前機身由可向旁邊折反的雷達天線整流罩、前設備艙、機炮艙、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設備艙及前條翼組成。
??為了加強結構強度，F(xiàn)/A-18E/F的機身主要承重部件都進行了加強，前起落架支柱直接與機身主要承力梁相連接，起落架與蘇-33一樣，也為倒T字梁雙輪式。為了改善飛機在大迎角下的俯仰性能，保證E/F的機動性與C/D相近，F(xiàn)/A-18E/F的機翼前緣邊條的面積由C/D的5。
??2米2增加到7米2，增加了34%, 這樣做不僅提高了飛機的最大升力系數(shù)，提高了飛機的機動（尤其是大迎角下）性能，而且提高了在艦上的起降能力。通過對邊條翼翼形進行修改，可以對進氣道起一定的遮蔽作用，降低大迎角飛行中進氣道對迎角和側滑角的敏感性，且邊條翼的下表面對空氣還有預壓縮的作用，改善了飛行過程中進氣道空氣動態(tài)畸變給發(fā)動機帶來的不利影響。
??另外，前邊條翼與后面的外側垂尾遙相呼應，在大迎角下邊條翼產(chǎn)生的脫體渦正好打在靠前的外側垂尾上，提高了方向舵在大迎角下的工作效率。

　　F/A-18E/ F的機翼也采用梯形中等后掠機翼，與蘇-33不同的是其前緣后掠角不大，后緣稍向前掠。前緣為帶鋸齒型的機動襟翼，最大下偏角達30°，特別要強調(diào)的是增加鋸齒的前緣機動襟翼拉出的脫體渦不但可以改善飛機上表面的氣動流場，增加升力，推遲大迎角下翼尖的失速時間，還可以提高副翼效率，提高飛機滾轉(zhuǎn)操縱性能。
??后緣為大面積單縫襟翼，最大偏角達45°。機翼兩端的副翼亦可與襟翼同角度轉(zhuǎn)偏，起到全翼展副襟翼的作用；兩側的副襟翼也可同時差動偏轉(zhuǎn)，保證飛機在大迎角下有很好的滾轉(zhuǎn)能力；機翼的前后緣襟翼由計算機進行控制，較大的可變彎度不僅增大了飛機機翼的升力系數(shù)，還改善了飛機在低速時的可控性。
??與C/D型相比，F(xiàn)/A-18E/F擴大了機翼和邊條面積，同時增加了機翼的展弦比，這些改進除了提高著艦有效負荷外，在起降性能上也有了一定的提高，使增大增重的F/A-18E/F著艦速度不但沒有增加，反而降低了18公里，達到223公里（而蘇-33為240公里）。
??因此F/A-18E/ F在機內(nèi)半油的條件下，在13秒內(nèi)可以225公里的速度起飛，跑道只需365米。由于F/A-18E/F在著艦重量提高很多的情況下著艦速度比C/D低，著艦過程飛行姿態(tài)穩(wěn)定平滑，因此徹底改善了原C/D型上曾經(jīng)出現(xiàn)過的橫向擺動的問題。
??此外還采用了數(shù)據(jù)鏈控制的自動無線電著艦輔助系統(tǒng)，可以實現(xiàn)“雙手離桿”條件下的自動著艦，避免了人為的失誤可能造成的著艦失敗，增加了起降階段的安全性。

　　F/A-18E/F的進氣道比較先進，采用的是應用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進氣道，利用超音速激波增壓導流原理設計，內(nèi)部裝有一塊涂有吸波材料的屏蔽發(fā)動機風扇葉片的斜板。
??采用這種進氣道不需要安裝復雜的進氣調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)，減輕了進氣道的結構重量，同時顯著地增加了總恢復系數(shù)（進氣道在馬赫數(shù)為0。8、1。5、1。8時的總壓恢復系數(shù)為0。985、0。965、0。910，比蘇-33的略高），不僅提高了進氣效率，降低了迎角和側滑角的敏感度，還顯著地降低了飛機的雷達散射截面（RCS)，具有優(yōu)異的隱身能力。
??

　　F/A-18E/F的尾翼由全動式水平尾翼和兩塊垂尾組成，且垂尾象F-22一樣靠前且向外傾斜，外偏角達20°，不要小看這種設計，它對今后飛機設計的發(fā)展方向具有非凡的指導意義。首先，通過先進的電傳飛控系統(tǒng)控制，這種外傾垂尾設計不但使其具有普通垂尾的側向安定性和偏航的作用，還可具有部分水平尾翼和副翼作用，正是如此設計，再加上放寬的靜不穩(wěn)定度（約8%），使F/A-18E/F具有了最佳可控大迎角低速和過失速機動能力。
??其次，通過先進的電傳飛控系統(tǒng)控制，方向舵和副翼協(xié)調(diào)連動，以兩個方向舵進行反向偏轉(zhuǎn)和副翼同向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偶合阻力來降低飛機的飛行速度，取代了原來背部像F/A-18C/D、 F-15、蘇-27系列等龐大沉重的減速板，既減輕了飛機的結構重量又增加了機內(nèi)空間。
??另外這種外傾設計不但巧妙地解決了飛機垂尾高度問題和窄機尾布局的雙垂尾間的氣動干擾問題，同時還顯著地降低了飛機側向的雷達散射截面，有利于飛機的隱身，可謂是一舉多得，事半功倍。

單項評價

　　蘇-33和F-18E/F都采用邊條翼設計布局，只不過F-18E/F采用邊條翼的面積比蘇-33大得多，邊條翼占機翼總面積的20%以上。
??但蘇-33在制造過程中采用了翼身融合體布局，翼身融合體布局除了具有像邊條翼那樣能提高最大升力系數(shù)、提高飛機的機動性、減小干擾阻力和激波阻力外，還具有較大的內(nèi)部可利用空間的優(yōu)勢。 在主翼面設計上，蘇-33后掠角比F-18E/F大，能有效提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，高速飛行時阻力小，適合高速飛行；而F-18E/F機翼升力大，低速盤旋機動性能好。
??可見兩者設計著眼點不同，飛機的飛行性能也不同，各有長短，互有勝負。

　　在進氣道設計上 ，由于F/A-18E/F的進氣道采用的是應用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進氣道，其結構重量、總壓恢復系數(shù)、進氣率，隱身能力比蘇-33的二元、多波系進氣道要好很多（尤其是隱身性能上）。
??從總體和發(fā)展的角度來講，采用非常規(guī)布局和外形設計減小雷達反射截面積（RCS）和紅外輻射特征的隱形設計也結合到氣動布局設計中（即隱身與氣動外形一體化），這已經(jīng)成為。

??以蘇-33和F/A-18做比較來說明

總體氣動布局

　　蘇-33 蘇-33機長21。2米，翼展14。7米，折疊后7。4米，機翼面積67。8米2，空重18。4噸?？罩匾磔d荷約270公斤／米2。采用了中單翼、翼身融合體、機翼翼根邊條、中弧面可變彎度的前／后緣機動襟翼、整流尾錐、差動平尾和雙發(fā)雙垂尾氣動外形，并采用了放寬靜穩(wěn)定度技術。
??整個機體有前機身、中段機身/機翼和后機身三段組成。

　　前機身由可向上折反的雷達天線整流罩、前設備倉、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設備艙、前條翼組成。為了改善飛機在航母上進行短距起降的能力，又對其進行了專門的改進設計，為了滿足著艦時巨大的縱向過載要求，對蘇-33機身主要承重部件進行了加強。
??前起落架支柱直接與機身主要承力梁相連接，以前輪起落架改為倒T字梁雙輪式，通過加強結構和液壓減震系統(tǒng)，增加了著艦時的抗沖擊過載強度。

　　早期的蘇-33前部沒有小翼，后期為了增加其在艦上的低速起降性能而增加了可動的前小翼，偏轉(zhuǎn)角為?7°～?70°，左右兩小翼由同一根軸相連接，因此只能同向偏轉(zhuǎn)而不能反向差動。
??前小翼與主翼布局在同一個平面上。通過加裝前小翼和改善電傳飛控系統(tǒng)，使蘇-33縱向靜不安定度有很大的放寬，達到15％。前小翼與前邊條在大的可控迎角下形成一股可控脫體渦，對主翼的上表面實現(xiàn)有利干擾，增大了升力系數(shù)，這不僅提高了飛機機動飛行時的縱向俯仰操縱性能，更主要的是提高了在艦上的起降能力。
??當然，這必須付出重量、空間、飛行阻力和隱身性能方面的代價。

　　蘇-33的主翼為常規(guī)第三代戰(zhàn)斗機通用的中等后掠翼，機翼的前緣后掠角為42°，后緣的后掠角為15°，l/4弦線為37°, 翼型為常規(guī)的非超臨界翼型，翼根相對厚度為6% ，翼梢為4 % ，外翼前緣裝有全翼展機動襟翼，后緣裝有副襟翼，在四余度電傳飛控下可以自動控制機翼彎度，改變飛行時的升阻比。
??為了增加飛機在艦上的起降能力，蘇-33增加了主翼的面積，并且把蘇-27后緣半翼展的整體式副襟翼改為機翼內(nèi)側的兩塊雙開縫增升襟翼，在機翼兩端靠近翼尖部分設置有副翼，通過增加的雙開縫增升襟翼，提高蘇-33機翼升力，在外翼內(nèi)側的雙開縫增升襟翼之間的位置上安裝有機翼折疊鉸鏈，通過液壓折疊機構把外翼分為固定翼段和可折疊翼段兩部分，通過布置在機翼折疊機構開縫處后段的液壓作動筒來控制機翼的打開和折疊，這樣有利于減小在甲板上放置的面積，相應增加了甲板上的戰(zhàn)機容量。
??蘇-33發(fā)動機的進氣道位于主機翼翼身融合體的前下方平滑區(qū)內(nèi)，在過渡翼身融合體的屏蔽下，即使在大迎角下流場中仍能保持順暢穩(wěn)定。而且進氣道下表面設有格柵式開縫輔助進氣口，這是為保證在大迎角條件下，發(fā)動機正面流場的氣流不發(fā)生大的畸變而設計的。因此，蘇-27系列之所以在“眼鏡蛇”這樣的超大迎角下發(fā)動機能穩(wěn)定工作，不喘震，除發(fā)動機自身性能可靠外，其優(yōu)良的進氣道設計也功不可沒。
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　　蘇-33的尾翼由一對雙垂尾和水平尾翼組成。垂尾由垂直安定面和方向舵組成，且垂直地布置在兩臺發(fā)動機的外側，垂尾的前緣后掠角為40°，為保證有足夠的方向穩(wěn)定度，垂直向下延伸成腹鰭，蘇-33的垂直安定面高度較蘇-27略有增加，這主要是為了提高飛機側向安定性，使蘇-33在側風條件下能順利地在航母上起降。
??水平尾翼布置在垂尾后緣和發(fā)動機艙之間，全動式平尾既可同向偏轉(zhuǎn)以滿足俯仰操縱要求，又可反向差動偏轉(zhuǎn)以提高橫向操作性能。平尾翼展為9。8米，前緣后掠角為45°，活動范圍為?16°～?21°，尾容量與F-15差不多，但比F-8C/D要低得多。蘇-27系列飛機之所以能完成“眼鏡蛇”機動動作，除反映出其放寬靜不安定和高大垂尾側向穩(wěn)定設計外，平尾優(yōu)異的俯仰操縱權限和實時反應能力，特別是瞬時作用力矩功不可沒。
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　　F/A-18E／F “超級大黃蜂”則采用氣泡式座艙、半硬殼式結構、前邊條翼、中等后掠角中單翼、中等展弦比中弧面、可變彎度的前／后緣機動襟翼、差動平尾和雙發(fā)雙垂尾氣動外形，并采用了放寬靜穩(wěn)定度技術。整個機體也由前機身、中央翼和后機身三段組成，但幾何尺寸變化非常明顯。
??F/A-18E/F機長18。3米，比原來的F-18C/D加大了0。86米，通過這段加長的機身和加大的機翼油箱，使機內(nèi)載油量提高了32 %；折疊后9。3米，機翼面積46。5米2 , 空重13。4噸?？罩匾磔d荷約270公斤／米2。

　　F/A-18E/F 前機身由可向旁邊折反的雷達天線整流罩、前設備艙、機炮艙、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設備艙及前條翼組成。
??為了加強結構強度，F(xiàn)/A-18E/F的機身主要承重部件都進行了加強，前起落架支柱直接與機身主要承力梁相連接，起落架與蘇-33一樣，也為倒T字梁雙輪式。為了改善飛機在大迎角下的俯仰性能，保證E/F的機動性與C/D相近，F(xiàn)/A-18E/F的機翼前緣邊條的面積由C/D的5。
??2米2增加到7米2，增加了34%, 這樣做不僅提高了飛機的最大升力系數(shù)，提高了飛機的機動（尤其是大迎角下）性能，而且提高了在艦上的起降能力。通過對邊條翼翼形進行修改，可以對進氣道起一定的遮蔽作用，降低大迎角飛行中進氣道對迎角和側滑角的敏感性，且邊條翼的下表面對空氣還有預壓縮的作用，改善了飛行過程中進氣道空氣動態(tài)畸變給發(fā)動機帶來的不利影響。
??另外，前邊條翼與后面的外側垂尾遙相呼應，在大迎角下邊條翼產(chǎn)生的脫體渦正好打在靠前的外側垂尾上，提高了方向舵在大迎角下的工作效率。

　　F/A-18E/ F的機翼也采用梯形中等后掠機翼，與蘇-33不同的是其前緣后掠角不大，后緣稍向前掠。前緣為帶鋸齒型的機動襟翼，最大下偏角達30°，特別要強調(diào)的是增加鋸齒的前緣機動襟翼拉出的脫體渦不但可以改善飛機上表面的氣動流場，增加升力，推遲大迎角下翼尖的失速時間，還可以提高副翼效率，提高飛機滾轉(zhuǎn)操縱性能。
??后緣為大面積單縫襟翼，最大偏角達45°。機翼兩端的副翼亦可與襟翼同角度轉(zhuǎn)偏，起到全翼展副襟翼的作用；兩側的副襟翼也可同時差動偏轉(zhuǎn)，保證飛機在大迎角下有很好的滾轉(zhuǎn)能力；機翼的前后緣襟翼由計算機進行控制，較大的可變彎度不僅增大了飛機機翼的升力系數(shù)，還改善了飛機在低速時的可控性。
??與C/D型相比，F(xiàn)/A-18E/F擴大了機翼和邊條面積，同時增加了機翼的展弦比，這些改進除了提高著艦有效負荷外，在起降性能上也有了一定的提高，使增大增重的F/A-18E/F著艦速度不但沒有增加，反而降低了18公里，達到223公里（而蘇-33為240公里）。
??因此F/A-18E/ F在機內(nèi)半油的條件下，在13秒內(nèi)可以225公里的速度起飛，跑道只需365米。由于F/A-18E/F在著艦重量提高很多的情況下著艦速度比C/D低，著艦過程飛行姿態(tài)穩(wěn)定平滑，因此徹底改善了原C/D型上曾經(jīng)出現(xiàn)過的橫向擺動的問題。
??此外還采用了數(shù)據(jù)鏈控制的自動無線電著艦輔助系統(tǒng)，可以實現(xiàn)“雙手離桿”條件下的自動著艦，避免了人為的失誤可能造成的著艦失敗，增加了起降階段的安全性。

　　F/A-18E/F的進氣道比較先進，采用的是應用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進氣道，利用超音速激波增壓導流原理設計，內(nèi)部裝有一塊涂有吸波材料的屏蔽發(fā)動機風扇葉片的斜板。
??采用這種進氣道不需要安裝復雜的進氣調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)，減輕了進氣道的結構重量，同時顯著地增加了總恢復系數(shù)（進氣道在馬赫數(shù)為0。8、1。5、1。8時的總壓恢復系數(shù)為0。985、0。965、0。910，比蘇-33的略高），不僅提高了進氣效率，降低了迎角和側滑角的敏感度，還顯著地降低了飛機的雷達散射截面（RCS)，具有優(yōu)異的隱身能力。
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　　F/A-18E/F的尾翼由全動式水平尾翼和兩塊垂尾組成，且垂尾象F-22一樣靠前且向外傾斜，外偏角達20°，不要小看這種設計，它對今后飛機設計的發(fā)展方向具有非凡的指導意義。首先，通過先進的電傳飛控系統(tǒng)控制，這種外傾垂尾設計不但使其具有普通垂尾的側向安定性和偏航的作用，還可具有部分水平尾翼和副翼作用，正是如此設計，再加上放寬的靜不穩(wěn)定度（約8%），使F/A-18E/F具有了最佳可控大迎角低速和過失速機動能力。
??其次，通過先進的電傳飛控系統(tǒng)控制，方向舵和副翼協(xié)調(diào)連動，以兩個方向舵進行反向偏轉(zhuǎn)和副翼同向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偶合阻力來降低飛機的飛行速度，取代了原來背部像F/A-18C/D、 F-15、蘇-27系列等龐大沉重的減速板，既減輕了飛機的結構重量又增加了機內(nèi)空間。
??另外這種外傾設計不但巧妙地解決了飛機垂尾高度問題和窄機尾布局的雙垂尾間的氣動干擾問題，同時還顯著地降低了飛機側向的雷達散射截面，有利于飛機的隱身，可謂是一舉多得，事半功倍。

單項評價

　　蘇-33和F-18E/F都采用邊條翼設計布局，只不過F-18E/F采用邊條翼的面積比蘇-33大得多，邊條翼占機翼總面積的20%以上。
??但蘇-33在制造過程中采用了翼身融合體布局，翼身融合體布局除了具有像邊條翼那樣能提高最大升力系數(shù)、提高飛機的機動性、減小干擾阻力和激波阻力外，還具有較大的內(nèi)部可利用空間的優(yōu)勢。 在主翼面設計上，蘇-33后掠角比F-18E/F大，能有效提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，高速飛行時阻力小，適合高速飛行；而F-18E/F機翼升力大，低速盤旋機動性能好。
??可見兩者設計著眼點不同，飛機的飛行性能也不同，各有長短，互有勝負。

　　在進氣道設計上 ，由于F/A-18E/F的進氣道采用的是應用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進氣道，其結構重量、總壓恢復系數(shù)、進氣率，隱身能力比蘇-33的二元、多波系進氣道要好很多（尤其是隱身性能上）。
??從總體和發(fā)展的角度來講，采用非常規(guī)布局和外形設計減小雷達反射截面積（RCS）和紅外輻射特征的隱形設計也結合到氣動布局設計中（即隱身與氣動外形一體化），這已經(jīng)成為今后戰(zhàn)斗機設計發(fā)展的主流?！?

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