不知道从什么时候开始，军圈开始流行一个关于F18E最大升力系数达2.2的这么一个传说， 而且一个个说的比真的还真。
所以，真相到底如何？这是否又是某些人创造出来的另一个神话？
出处大概来自这样一篇文章：蜂群逆袭——再谈 F/A-18 大黄蜂 - 哔哩哔哩 (bilibili.com)
图一
该文中以美国政府问责局的GAO报告中的数据作为依据，进行计算出来F/A-18E的最大升力系数可以高达2.27，其中0.6马赫时为2.06， 0.4马赫时为2.27。
他所用的升力计算公式自然时没错的，15000英尺海拔下的空气密度也没错，真空速也没算错，过载6.4G也没算错。那么，他的问题出在那里呢？
图二、升力系数公式，L为升力，ρ为空气密度，V为真空速，S为机翼参考面积
他忽略了一个最重要的问题，即机身迎角。通常，一架四代机或者四代半飞机的最大升力系数迎角在40度左右，上方F/A-18E的狗窝图以0.6马赫的角点速度为界，包线的左边界为受最大升力限制过载或者说角度曲线，这时候飞机处于最大可用升力系数迎角。由于超虫最大可用迎角高达55度，已经超过了最大升力系数迎角，所以通常为了尽可能减小阻力，迎角不会超过最大升力系数对应的迎角也即失速迎角，因为超过该迎角后不仅对转弯速率毫无帮助，反而会使得能量损失更为剧烈。因此在该迎角下，机身轴线与飞机的运动速度方向有一个夹角，也就是飞机的迎角。同时发动机推力方向也与飞机的运动速度方向有一个夹角，这个夹角通常也等于迎角。
这里就会引用到另一位大佬双垂尾石榴的文章，里面会告诉你飞机的几个重要概念，体轴系和稳定轴系。
F-16能量机动包线图上的1G过载线为啥存在盘旋速率，简述稳定轴系和体轴系上的量 - 哔哩哔哩 (bilibili.com)
所谓体轴系，就是以机身纵轴为横坐标，垂直于机身的方向为纵坐标的一个坐标系。而稳定轴系则是以飞机的运行方向矢量为横坐标，以升力方向为纵坐标的坐标系。下方是F16的对应的坐标系的示意图。其中CN对应的就是垂直于机体纵轴的体轴系坐标轴，CL为垂直于机体运动方向的稳定轴系坐标轴，他们之间的夹角就是飞机的迎角α。
图三
所以，前面再谈 F/A-18 大黄蜂一文的作者恰恰完全忽略了这两个坐标系差异带来的影响。那么，都有些什么影响呢？
首先，由于迎角的存在，发动机推力在升力方向上有一个向上的分力，这个分力的大小等于推力T x sinα，我们看到图一中超虫的推力为Maximum Thrust也就是最大加力状态，15000英尺下的F414-GE-400的推力我没有具体数据，但是由于有F404-GE-400的安装推力曲线，所以我可以根据同一份GAO报告中给的F414与F404的推力差值进行大概的推测。
图四、F404-GE-400的安装推力曲线
图五、F414与F404的安装推力差值
从图四、五中可以看出F404-GE-400在15000英尺海拔和0.6马赫时安装推力约为11000磅，二F414与F404的安装推力在15000英尺海拔和0.6马赫时大约相差27.5%，也就是说F414这时候的推力大致应该在13970磅也就是6.34吨，那么双发推力也就是12.7吨左右。由此可以的得出，推力的升力方向分量大约为12.7吨 x sinα，由于迎角无法确定具体值，只能大致猜测应该在35-40度之间。所以升力方向的推力分量应该在7.28-8.16吨之间。对应的升力系数贡献值约为0.11-0.12，似乎并不多。
不过，还有第二个更大的影响因素：他忽略了飞机的结构过载限制并不是以稳定轴系过载计算的，而是以体轴系过载Nz来计算的。原因很简单，不同的迎角和推力下相同的稳定轴系过载过载下飞机的受力状态是完全不同的，你无法根据稳定轴系的过载值得到飞机的受力情况，而且飞机载做静力试验时过载力施加只能以体轴系坐标进行。因为相同的体轴系过载下飞机的纵向受力情况是一个稳定的值，不会出现稳定轴系那种飞机盘旋过载6G而飞机实际纵向过载受力是7G甚至8G的情况。所以，所有飞机的过载限制都是按照体轴系过载来确定的，无一例外。这一点我此前跟双垂尾石榴老兄也专门核实过。
图六
图七、其实F/A-18E手册上已经很明确过载限制是使用的Nz体轴系过载了。
所以前文作者以稳定轴系过载6.4G对照手册中的过载限制去计算飞机的重量只能说是缘木求鱼了。他以该方法得出的飞机重量高达49000磅显然大幅超过了GAO报告中定义的超虫携带60%初始燃油加2中2近的飞机实际重量了。
图八
实际上GAO报告中已经给出了超虫携带60%内油+2中2近的重量值，为42023磅。考虑到图一中超虫还携带了一具中线副油箱，所以计算60%的初始燃油需要还加上一具480加仑副油箱的重量与其中60%燃油的重量。其中副油箱空重为381磅，副油箱挂架SUU-78重量为183磅，60%的副油箱燃料重量为1930磅，所以最终结果重量应再加上2494磅，总重应为44517磅，比该文作者给出的49000磅低了近4500磅。
图九、超虫携带60%内油+2中2近的重量值
另外，按照我的估算，在推力12.7吨，迎角36度左右，稳定轴系过载为6.4G，同时转弯角速度18.5度左右，这时候超虫的体轴系过载大致应该在7.5G左右。似乎和图八中44517磅的过载限制对不太上，图八中该限制大约为7G。个人猜测缘由有以下几点：1、计算误差、由于发动机推力、最大升力迎角等都是估算值，肯定与实际存在一定误差。2、这份GAO报告的年代比较早，是1996年6月份出炉的，这时候超虫刚首飞不到半年，飞机的过载限制不可能像服役后的飞行手册中那么完善，所以，不管多大重量下，都是一刀切使用了7.5G的设计过载限值，所以图一中超虫包线右侧的过载限制其实应该就是7.5G，而不是对应手册中的7G，当然，更不可能是所谓的6.4G。
然后，给出我的最终计算数据吧，因为计算使用的是镶嵌了计算公式的Excel表，所以就直接将Excel表截图下来了
图十、计算结果
最终计算结果最大升力系数大约为1.774， 当然这个值会有误差，不过不会差太多。但是比起图一中的该速度下2.06的升力系数值相差就有点太远了。所以F/A-18E的升力系数其实就只有1.774.，1.8都不到的样子，更不是什么所谓的2.27 。
很不巧的，与我以前前根据超虫飞行手册中给出的对应无推力时失速速度计算出的升力系数基本相当，可以作为一个佐证。当然，那时候还有些倾向于超虫升力系数应该会更大一些，所以预估了个1.9的最大升力系数。
(4 封私信 / 62 条消息) 为什么航电系统一般、机动性不强、体型中等的F18“大黄蜂”系列会统治美国航母舰载机那么多年？ - 知乎 (zhihu.com)
由于没有了推力干扰，根据校准空速可以很容易算出对应重量下的升力系数，失速速度一般是值维持1G水平飞行的最小速度，这时候会在最大可用升力系数迎角下飞行
另外，解释一下为什么图一中超虫在0.4马赫下计算出的升力系数会比0.6马赫时更高，达到了2.27。这是因为在速度较低时，发动机推力在升力方向上的贡献值在总升力中占比会大一些，因为升力与速度的平方是成正比的，速度变小了，升力绝对值就会大幅下降（反映在过载值大幅降低），那么这时候推力的贡献值就会被突出出来，相应的就增加了对他所计算的“升力系数”的贡献值。
看起来超虫的最大升力系数与经典虫相比并没有多大的进步，而是基本相当，稍微强一点点而已。原因可能是因为：其一、超虫的机翼参考面积更大，摊“薄”了升力系数。其二，通常机翼气流分离都是先从机翼外侧开始的，由于虫子（包括经典虫和超虫）机翼后掠角很小，且展弦比较大，翼展也比较大，所以边条涡很难控制到整个翼展的气流，导致机翼外侧在大迎角下会更早发生气流大面积分离，从而拉低了整体大迎角时的最大升力系数。即使超虫在机翼前缘增加了锯齿（可以一定程度“激活”失能气流），并且在外翼折叠处增加了所谓的“气缝”翼刀设计以阻止附面层气流在翼尖堆积，但依然还是避免不了过小后掠角和过大的翼展导致的外翼段提前失速带来的影响。
边条涡难以控制到机翼外侧气流
