作者資料有誤的部分
1.雖然等效翼面積要考慮.但是大多數人都無法準確計算.因此還是不考慮那種問題
2.F-15等戰機也有升舉體.而不是毫無升力效應的累贅

不過小弟有些疑問...
1.翼面積的定義究竟是如何看?
單單看機翼還是有算到部分機身?

看這裡。通常我們估計戰機翼負荷是用最左邊的，但是你去NASA Glenn 的教學網站的話，他們用的是中間的。

任何機身都會產生升力，只是它產生的升力會比把機身換成機翼投影面積少：也就是說在最左圖裡面，中心線上側灰色的機身部分產生的升力，會比該圖「機身裡面的紅色部分」產生的升力少。這就是為什麼諾斯若普老先生畢身都在追求全翼機的原因，因為這樣才能產生最大升力。

也因此，採用最左邊的定義計算升力，升力值會比實際總升力大，採用中間的定義則會較低；同理，使用左邊定義計算的翼負荷，將是任何飛機的最低可能值（因為你用的是最大可能產生的升力）。我們之所以會選用這方法估算翼負荷也是因為這個方法給的是最低值，你不可能再「高估」它而出現實際翼負荷比估計值更低的狀態。

固定進氣道與可變進氣道通常在增加推力的部分兩者應該差不多吧?

一般機身當然會有升力，一個箱子或平板只要有攻角就會有升力，但是這些升力與機翼產生者相比微乎其微。因此一般而言，既然無法準確估算機身升力的比重，就乾脆忽略之，反正一般來說，機身投影面積越大，能產生的升力當然就較機身小的來得大。因此不需做任何校正而直接用案定義計算的翼負荷作比較當然沒什麼問題。

但是，當比到機身升力特性差異很大的飛機時，用既然不能準確估計，那就不要估計吧為由而不去估計，就不慎恰當。就好像絕大多數的人都不會估算RCS，但是卻可以大膽的說F-22的RCS比Su-27來得小一樣。

根據Yefim Gordon的MiG-29一書，提到MiG-29平飛時機身升力戰全機的41%，高攻角時比例更高。而大陸國際航空雜誌也曾提到，Su-27機身升力戰全機的42%。為了簡單，我們假設只提供40%升力就好，這就表示機身部分相當於2/3的主翼。而經估計，計算Su-27的投影翼面積時，多算的機身部份還不到主翼的2/3，也就是機身實際提供的升力還比多算的部分多。....至於F-15等飛機，當然不能否認他們的機身會產生升力，可是他的機身幾乎就是箱型，當然無法與翼型的Su-27機身相比。有攻角的冰箱會產生升力，但是在相同飛行條件下，這個冰箱的升力與投影面積相同的機翼相比當然可以忽略。

有關進氣道的增力效應，之前板上的結論是固定的跟可變的其實差不多(至少根據列表，在2M以下並沒有現住的變化)，但我卻的確看過F-14、MiG-29、Su-27超音速推力比次因素多出幾十個百分比的資料。因此我謝信去問航太係的教授。他說那個表的回收率只講了一部分，可變進氣道的效果絕對比較好，超音速飛機的推力中，進氣道的貢獻可以高達一半。

其餘的部分小弟實在沒本事可以討論.小弟的才識粗淺的可以

不過這部分......根據之前Virge前輩所提供的F-100發動機的表來看:

速度為 0.8M 時 :

SEA LEVEL 約 27000 lb
10000 ft 約 21000 lb
20000 ft 約 15000 lb
30000 ft 約 10500 lb
40000 ft 約 7000 lb
50000 ft 約 3500 lb

速度為 1M 時 :

SEA LEVEL 約 30000 lb
10000 ft 約 23500 lb
20000 ft 約 17500 lb
30000 ft 約 12000 lb
40000 ft 約 8000 lb
50000 ft 約 4000 lb

速度為 1.2M 時 :

SEA LEVEL 約 32000 lb
10000 ft 約 26000 lb
20000 ft 約 21000 lb
30000 ft 約 15000 lb
40000 ft 約 10000 lb
50000 ft 約 6000 lb

（伊雲額頭上出現三條線）

賴老師講的是全壓比overall pressure rate，雖然OPR與推力成正比，但是那只限於在發動機設計桌上的討論，一台實際使用中的發動機在最大推力時的OPR是不變、固定的，不管進氣道提供了多高的壓縮比，在進入燃燒室時的相對壓力是不變的，進氣道全壓回復比高，同時也代表這台發動機遜掉了，壓縮機在這個速度下效率降低所以要靠進氣道幫忙來維持足夠的壓縮比
以前我們也講過了，發動機好的話適應性就好，犯不著因為壓縮機會遜掉而用複雜的進氣道

而且皮式進氣道要把氣流降到次音速也沒什麼困難，只是loss會造成阻力增加，而loss的量就取決於Zenobia給的表裡所列的滯壓比，平平降到次音速，可變進氣道loss少一點，但是為了少那麼一點兒付出多餘的重量這檔事大夥越來越不願意幹了

請勿耍寶，上次就講過翼負荷要跟總升力連上關係，假設的是每一單位翼面積的升力係數是一樣的；你現在直接拿面積和升力而不考慮機翼部分和機身部分在現實中升力係數是不一樣的，當然會算出亂七八糟的數據。

什麼時候要考慮機身的升力係數呢？那是在你沒有機身提供升力比率的數據而又想估計機身提供的升力大小時。這時你得隻道很多數據，然後去估算機身能提供多少升力，佔總升力多少...等等。隻後就可以依據你計算的結果把機身換算成等效翼面(指總升力與機身升力相同的主翼)。

Su-27、MiG-29提供升力的機身部分當然不只有extended area中多出來的機身部分，而是包含LERX等處之升力。只是，同等於機身的等效翼面面積剛好跟extended area中多出來的機身部分差不多，所以才沒有再作額外的校正罷了。事實上，如果還要校正的話，Su-27的extended area中多算的部分大約只是主翼的1/2，因此嚴格說起來等效翼負荷會更低，這我在註解中也有提到。

賴老師講的是全壓比overall pressure rate，雖然OPR與推力成正比，但是那只限於在發動機設計桌上的討論，一台實際使用中的發動機在最大推力時的OPR是不變、固定的，不管進氣道提供了多高的壓縮比，在進入燃燒室時的相對壓力是不變的，進氣道全壓回復比高，同時也代表這台發動機遜掉了，壓縮機在這個速度下效率降低所以要靠進氣道幫忙來維持足夠的壓縮比

>>不是賴老師，是尤老師講的

以前我們也講過了，發動機好的話適應性就好，犯不著因為壓縮機會遜掉而用複雜的進氣道

>>這是個邏輯問題：〝有很好的發動機，適應性就好，就可以不需要複雜的進氣道〞，這句話即使為真，也不代表〝搭配簡單盡氣道但適應性極佳的發動機所發揮的推進能力會比搭配很好的進氣道的不夠好的發動機為佳〞。也不代表〝搭配簡單進氣道的發動機就是適應性良好的發動機〞。

而且皮式進氣道要把氣流降到次音速也沒什麼困難，只是loss會造成阻力增加，而loss的量就取決於Zenobia給的表裡所列的滯壓比，平平降到次音速，可變進氣道loss少一點，但是為了少那麼一點兒付出多餘的重量這檔事大夥越來越不願意幹了

推力增加？廢話！超音速時的mass flow rate比較大，推力本來就應該增加

>>也要看增加多少。並不是說因為推力會增加所以大家增加一樣多。

這是個邏輯問題：〝有很好的發動機，適應性就好，就可以不需要複雜的進氣道〞，這句話即使為真，也不代表〝搭配簡單盡氣道但適應性極佳的發動機所發揮的推進能力會比搭配很好的進氣道的不夠好的發動機為佳〞。也不代表〝搭配簡單進氣道的發動機就是適應性良好的發動機〞。

這不是什麼邏輯問題，工程師只有一種邏輯觀念，就是解決問題
發動機設計比進氣道設計為先，進氣道永遠需要遷就發動機的設計，進氣速度適應範圍大的發動機就沒有人會浪費重量為他設計一個複雜的進氣道來做發動機本來就做的到的事，在一樣的空速一樣的高度能夠飆出一樣推力的發動機，自然是有著簡單進氣道的發動機的本質比較優
再者，雖然進氣道的效率比壓縮機好，但是壓縮率卻遠遜於壓縮機，進氣道對於飛行的那一點效率差早就被他的重量所抵銷了

例子，F-14有著同期中戰機中最複雜的進氣道與適應性不佳的TF-30，但是推力表現不如F-15只有構造較簡單的可變面積進氣道的F-100

也要看增加多少。並不是說因為推力會增加所以大家增加一樣多。

速度對於壓力的order是2，對於質流率的order是1
速度增加50％，壓力增加1.25倍，質流率增加50％

哇！！那麼巧質流率增加的比例剛好和推力增加的比例一樣勒∼∼∼∼∼

能否請伊雲前輩替小弟解釋一下.什麼叫做OPR?

>但是那只限於在發動機設計桌上的討論，一台實際使用中的發動機在最大推力時的OPR是不變、固定的，不管進氣道提供了多高的壓縮比，在進入燃燒室時的相對壓力是不變的，進氣道全壓回復比高，同時也代表這台發動機遜掉了，壓縮機在這個速度下效率降低所以要靠進氣道幫忙來維持足夠的壓縮比
以前我們也講過了，發動機好的話適應性就好，犯不著因為壓縮機會遜掉而用複雜的進氣道

>>不曉得是誰在胡亂下結論。老師認為進氣道隊超音速飛機的推力有很大的貢獻，有好的幾何外型的進氣道在超音速性能一定比較好。
我還拿你列的那篇數據給他看，我說看起來好像沒差很多，他說絕對差很多，他說超音速飛機的推力有一半是進氣道的貢獻。

這不是什麼邏輯問題，工程師只有一種邏輯觀念，就是解決問題
發動機設計比進氣道設計為先，進氣道永遠需要遷就發動機的設計，進氣速度適應範圍大的發動機就沒有人會浪費重量為他設計一個複雜的進氣道來做發動機本來就做的到的事，在一樣的空速一樣的高度能夠飆出一樣推力的發動機，自然是有著簡單進氣道的發動機的本質比較優
再者，雖然進氣道的效率比壓縮機好，但是壓縮率卻遠遜於壓縮機，進氣道對於飛行的那一點效率差早就被他的重量所抵銷了

例子，F-14有著同期中戰機中最複雜的進氣道與適應性不佳的TF-30，但是推力表現不如F-15只有構造較簡單的可變面積進氣道的F-100

>>你的結論真的有問題。沒錯，如果你是工程師，要設計飛機，而你手邊就有一個適應性很強的發動機，那麼，你的確可以簡化進氣道的設計，甚至胡亂設計一通，推進能力還是有可能跟搭配很好的進氣道的很爛的發動機差不多，甚至更好。但是不代表一定比較好。
　　你提的F-14與F-15的例子只說明了好的發動機即使進氣道爛一點，能發揮的推進能力也未必較差，但是這個例子不代表可變盡氣道在超音速隊推力的貢獻與固定式的相差無幾。
你說在一樣的空速一樣的高度能夠飆出一樣推力的發動機，自然是有著簡單進氣道的發動機的本質比較優，這當然沒錯，但是你卻不能僅從進氣道設計去反推你的引擎好不好。F-16跟F-15都用F-100發動機，可是F-16用固定進氣道，難道說F-16的F-100比F-15的F-100好嗎？

這些東西我上次就講過，麻煩不要重覆別人的話還不帶原來的結論：目前根據經驗最好的估計方式就是用機身內的投影翼面積來代替機身，而不是自己在所需要的數據都沒有的情況下去亂猜機身產生的升力可以換算成多少翼面積。

Su-27、MiG-29提供升力的機身部分當然不只有extended area中多出來的機身部分，而是包含LERX等處之升力。只是，同等於機身的等效翼面面積剛好跟extended area中多出來的機身部分差不多，所以才沒有再作額外的校正罷了。事實上，如果還要校正的話，Su-27的extended area中多算的部分大約只是主翼的1/2，因此嚴格說起來等效翼負荷會更低，這我在註解中也有提到。

在第9章的開頭是這樣寫的：
The MiG-29 is a twin-engined jet fighter of blended wing/body design. The fuselage(lifting body) and wings generate 40% and 60% of the total lift respectively; at AOAs above 17 degrees the proportion of the lif generated by the fuselage and leading-edge root extension is increased.

接下去的部分沒有提到升力，因此略過。

接下去談到機翼的地方：
Area of the wings proper( excluding LERXs) is 38.056m^2(409.2 sq.ft).

其他有關機翼的資料有：翼前緣後掠角度42，翼展除掉K以外都是11.36m。弦線在翼根是5.6m(18ft 4.47iin)，翼尖是1.27m(4ft 2.00in)。

如果我們看到第8章比較其他戰機的章節的時候，在翼負荷的地方，原文是Specific wing loading at take off，請看公制的數字，英制的不知道是換算還是印刷錯誤，很奇怪。

MiG-29SE 403kg/m^2
MiG-29M 439 kg/m^2

然到在該章後面幾頁有一個表列出大家的數字，其中翼面積列出38m^2(408.6 sq ft)，一般起飛重量，SE是15.00kg，M是16680kg，最大起飛重量，SE是19700kg，M是22000kg。

用一般起飛重算一下，翼負荷大致上和書中的列表一樣，因此不是用最大起重重量。

在書中並沒有說：
1.最前面的機身與機翼的升力產生時是怎麼計算的。
2.我沒有去算翼面積是不是用上面的翼展等數據會算出一樣的翼面積，還是說該翼面積是經過轉換機身的面積，因為書中完全沒有提。

但是，現在在討論的是最能正確反應戰機性能的翼負荷計算法，有人想要
自己新創一個算法，結果卻是錯誤連篇而更遠離事實的真相。上次已經講
過翼面積、總升力、機動性和翼負荷的關係，提到過用翼負荷估計運動性
最重要的兩點要注意：一是計算翼面積的方法要一致，二是這個評估方式
誤差來源在估計平均單位翼面積所產生總升力。這次我們提到翼面積計算
方式的不同，以及用 reference wing area 和 exposed wing area 計算
翼負荷的優缺點：用 reference 算出的是總升力最大可能值，用 exposed
則得到的是下限值。

Yefim Gordon 選用 exposed wing area 來做為他計算翼負荷的方式，沒
問題，那是他的自由，我們只要知道這個算法會低估總升力就好了。我們
真的要比較性能，我們可以再用 reference wing area 算出翼負荷的下
限值（總升力的上限值），如此可以得知一個範圍。有人覺得用 exposed
wing area 來比較各戰機性能並不準確，沒錯，是不準確，我上次就講了
，這樣的出發點沒錯；錯的是自創等效翼負荷（而且還算錯）而不用已經
經過考驗的 reference wing area 來計算。

由於現在氣動設計的進步，機身產生的升力較以往進步，因此實際上全機
總升力會較接近用 reference wing area 算出來的總升力。最好的例子就
是我前面算的 Su-27 ，我用 reference wing area 估算的全機總升力只
比實際值高出 1.5% ；因此，用 reference wing area 算出來的總升力雖
然是最大可能值，但是全機實際總升力會比較接近此值，距離用 exposed
wing area 算出的總升力值較遠。所以，用 reference wing area 來計算
翼負荷是最能準確還原總升力和運動性的計算方法；也就因為它對某些設
計相當有用，它才會很早就出現在教科書裡，因為眾多航空先驅早就考慮
過各種算法，會流傳到現在的必然是有用的，現在看不到的算法只有兩種
：一種是要用它算的科技根本還沒出現，另一種是早被驗證為廢柴算法而
被扔進垃圾桶裡了。

這個字用在不同的地方會有不同的意思，比較常看到的是指整個壓縮機（包含低壓段和高壓段）的壓縮比，伊雲這裡用的是整個壓縮過程（包含高、低壓段壓縮機和前面進氣道將進氣流動能轉換成內能的部份）。

那是否可以說.只要在發動機的壓縮機還ㄍ一ㄥ得住的情況下(例如低速).連進氣道都可以省略?
需要進氣道只是為了輔助壓縮機來加壓嗎?

整理一下各位前輩在翼負荷上所講的好了.看看我有沒有誤解....

LUZE前輩的意思是.機身可以提供42%的推力.因此我們必須計算那額外的42%

而Zenobia所講的.則是一般的投影翼面積(前輩所提供的網址的左邊的算法)中已經包含了機身的翼面積.換句話說.42%的升力是來自於機身那段機翼延伸交會面的虛擬機翼......

這樣有誤解嗎?

我們也是這樣說，現在的問題是好多少，尤其是在什麼速度時會好多少；很不幸的是，你老師講的「超音速下進氣道貢獻很大」的範圍是兩馬赫以上，跟我們討論的兩馬赫以下的超音速是完全不同的。

呵呵，很簡單就能看出錯誤的話，這種錯誤還能一再出現在不同雜誌上？

整理一下各位前輩在翼負荷上所講的好了.看看我有沒有誤解....

LUZE前輩的意思是.機身可以提供42%的推力.因此我們必須計算那額外的42%

而Zenobia所講的.則是一般的投影翼面積(前輩所提供的網址的左邊的算法)中已經包含了機身的翼面積.換句話說.42%的升力是來自於機身那段機翼延伸交會面的虛擬機翼......

這樣有誤解嗎?

有。機身的升力就是機身的升力，不是投影翼面積在機身內產生的，而在
考慮全機總升力時當然要考慮機身的升力。問題是怎樣計算機身的升力？
現在 Su-27 是給了數據，但是平常我們看各戰機不見得會有這樣的資訊
，只能拿翼面積估計升力，因此要找個適當的計算翼面積方式。

只算外露主翼面積的話，很顯然會完全沒算機身的升力，因此不適合，不
然就是要自己亂猜一個更高的單位升力。可是我用投影翼面積一算，在機
身裡面的投影機翼，雖然面積比機身小很多，可是用主翼的單位升力來算
，馬上得到原來機身產生的升力量。因此用投影翼可以準確估計現代戰機
總升力。 LUZE 算錯的部份很簡單，其實就跟你誤解的有點像，他把投影
翼產生升力後還再加上機身的升力，也就是機身的升力算了兩次，而事實
上我們用投影翼估算升力時早把所有機身丟掉了。

另外.一般數據看到的翼負荷通常是指投影翼面積吧?

不見得，蛇老大舉 Yefim Gordon 計算的翼負荷就不是用投影翼，所以看
數據要小心，最好是自己動手算投影翼面積。

所以就是說那是翼負荷最高的上限?

恩.....

再次整理一下.小弟看前輩的文章.找不出小弟原本的想法哪裡錯誤

小弟的想法是:
Su-27有給機身的實際升力.但是一般我們看不到這部分的數據
因此.我們必須找方法來計算

小弟的意思是.42%的升力雖然來自於全部的機身.但是一般來說.我們在一些簡化的條件下.這個數值與我們採用投影翼面積來算的升力差異不大

或者我們可以換句話說.機身的總升力在一些簡單的理想條件下相當於機身中隱藏的那段機翼的延伸面積

這是小弟本來的想法

換句話說......
如果LUZE前輩想算機身升力來校正翼負荷的話.那原本的翼負荷就應該採用淨翼負荷(單純的外露翼面)來校正

>不見得，蛇老大舉 Yefim Gordon 計算的翼負荷就不是用投影翼，所以看
數據要小心，最好是自己動手算投影翼面積。

那是否意味著.那個MIG-29的翼負荷可以採用類似LUZE的方法來校正?

小弟稍微解釋一下這句話的意思好了.....

如果cobrachen前輩提供的文章中.MIG-29的翼面積是單純的外露翼面積(小弟英文不好.所以看不太懂那篇文章提供的翼面積是哪種算法).那麼就必須考慮到機身的升力

可能只是敘述不好。主要的問題是機身升力的來源就是機身氣動外型，不是什麼隱藏在機身裡的機翼，事實上也根本沒有隱藏在機身裡的機翼，而是經驗告訴我們如果把所有機身換成機翼延伸會產生最大升力，所以可以這樣估算總升力。現在戰機機身氣動設計的進步，使得這種估算法較準。

換句話說......
如果LUZE前輩想算機身升力來校正翼負荷的話.那原本的翼負荷就應該採用淨翼負荷(單純的外露翼面)來校正
那是否意味著.那個MIG-29的翼負荷可以採用類似LUZE的方法來校正

A:
我倒是覺得對我輩沒有航太理工底子的俗人而言, LUZE君在設定中最明顯的迷思可能在這裡：俄羅斯戰機部份是引經據典的精確指出其機體升力比例, 但是在西方戰機的部份卻在缺乏足夠證據下, 憑著對其外型不像良好升力體的個人觀感直接認定其機體產生的升力微乎其微............

如果Zenobia兄所提供的資訊無誤的話, 那麼師承F-16設計且機體更寬的EF-2000與RAFALE的機體升力比例若要假設也該假設在30%甚至35%以上, 縱使沒有比蘇凱米格更強, 也應該差距有限..........

實際上，在MiG-29這本書裡面並沒有提到這架飛機的最大可用升力是多少，或者是提供一個升力隨速度或是攻角等變化的圖，作者本身在比較的時候也是用翼負荷，並沒有另外去轉換或者是加上機身升力這種計算方式。也可以說，無論是作者比較懶，或者是他也知道這樣轉換有實質上的困難，或者是他也就是跟隨其他人的方式去計算，不管原因是什麼，在MiG-29的書中他還是以一般的方式去估算和解釋每一架他想要比對的飛機的運動力，也就是以翼負荷去解釋，不是用全機升力。

也可以這樣講，作者提出機身和機翼升力的比例但是並未以這個路線下去計算，一定有他的原因，而且既然他有百分比但是還是回頭用翼負荷，這也表示在比較上還是以傳統的方式比較能夠有互相對比的空間。

這也是為什麼我要把原文寫出來，這樣比較容易去了解作者是怎麼去運用他自己提出的資料。

回到翼負荷和翼面積上面。在一般資料當中有列出機翼尺寸和翼面積或者是翼負荷的，多半可以經過翼面積的計算，選取適當的重量去比較列表中的翼負荷的值，極少有資料會特別去強調機身對於全躋升力的貢獻，比較特別的是F-14的資料，在AirTime的F-14，WAP的F-14(兩者其實一樣)，AFM的F-14 VS F/A-18等三本書或專刊當中，都會對這一架飛機的扁平機身部分對於降低翼負荷的貢獻。可是，他們描述的方式是機身相當於多少翼面積(WAP和AirTime)或是直接說翼負荷降低到多少的量來表示機身的貢獻，這個機身的貢獻是轉換的，也就是在這個情況下才能夠去比較機翼和機身各自的貢獻比例。

譬如說：

The wing actually varies in area as it sweeps, but more important is the contribution to overall lift from the fuselage, which becomes significant at higher speeds and higher sweep angles. With the wing swept fully forward at 20 degrees, the area is 595 sq ft (55.3m^2), giving even the heavy-weight D model a wing loading of 95 lb/sq.ft. With the wing at 68 degrees the fuselage contributes 443 sq.ft(41.2m^2) mor lift, raising total area to 1038 sq.ft(96.5m^2) and reducing wing loading to 53lb/sq.ft.

有興趣的人也許可以算算F-14中間的機身的實際尺寸，我是沒有去計算過，不過應該不會剛好和上面的對等翼面積的數字剛好相等吧？如果相等那的確很有趣。另外，可以比較一下的是，再68度的時候，機身的貢獻也差不多是40%。

可變進氣道的進氣效率遠高於固定/可調進氣道, 因此能在特定狀況下明顯提高引擎推力, 在高速飛行下, 蘇凱／米格的推重比可和猛禽比美

舉證1. 使用TF-30的F-14A雄貓在高速飛行下, 推重比居然可突破一

舉證2. 據LUZE轉述：依照米格專輯所言, MIG-29在內載燃料近乎全滿狀態下, 於高度1000公尺, 一馬赫左右狀態下飛行時, 推重比高達1.5:1

舉證3. 據LUZE轉述賴教授所言：在超音速狀態下, 可變進氣道對推力產生的居功一半

然而依照個人所見與Zenobia兄之說法：

1. 戰機的速度與高度同樣會影響戰機推重比, 以及加速性能和極速, 速度越快, 引擎的出力也會有所提高; 高度越高, 空氣密度下降, 因此引擎推力會下滑, 但是另一方面, 空氣密度低, 飛行阻力也會大降, 而溫度在對流層與平流層的變化也會顯著影響音速..............諸多變因考量下來, 簡而言之：

a. 一般戰機極速與加速性能包絡線最好的範圍, 是有點高又不會太高的中高空（25,000呎∼50,000呎？？）

b. 引擎推力會受戰機高度速度變化影響而有所變動, 但是這個變動還是有一定上限（質流率限制？？OPR限制？？？）

所以MIG-29在內載燃料近乎全滿狀態下, 於高度1000公尺, 一馬赫左右狀態下飛行時, 推重比高達1.5:1, 是否就代表此時拜可變進氣道之賜, 其推重比明顯高於颱風, 近似猛禽？？？？不然, 因為一般軍武文獻所提供的猛禽與颱風的推重比同樣也是起飛推重, 除非猛禽與颱風同樣也有類似狀況速度與高度下飛行的推重比數據資料出爐, 吾人才能得知排除高度與速度變因影響後, 米格機的可變進氣道在此狀況下, 對推力性能的助益到底有多少............

就真實例子來看, 至少就德國空軍試飛員的說法：颱風戰機光用最大軍推, 就能飆得比旗下伴飛支點機開最大後燃還快. 所以至少在一般戰機正常飛行範圍內（0.8~1.8馬赫）, 看不太出來米格機的可變進氣道是何等不同凡品, 不然就是其機身阻力和颱風相較高出太多, 多到足以使可變進氣道推重優勢反勝為大敗....................

2. 所以需要進一步探討（向賴教授請教清楚）的是：

a. 可變進氣道所帶來, 相對於可調/固定進氣道的推力增幅優勢, 是在空速多高的範圍才開始明顯？？如果是Zenobia兄所說的1.8~2.0馬赫以上, 那和我們今日的認知也沒啥差異：MIG-31極速大於2.6M, Su-27/MIG-29/MIRAGE-2000/F-14極速2.35M, F/A-22與EF-2000極速2.0M, RAFALE, JAS-39與F/A-18極速1.8M.............

b. 在所謂的超音速狀態下, 可變進氣道對於推力產生居功一半, 是否等同於此時戰機推力相當於同樣引擎在使用固定/可調進氣道下於同樣狀況下所產生的推力之1.5~2.0倍？？？還是說因引擎設計上限之賜（質流率, OPR）, 此舉只是讓引擎壓縮部輕鬆些（約略同樣的最大推力, 在使用固定/可調進氣道時得幾乎全靠引擎壓縮部自行幹活達成, 使用可變進氣道的話則可進氣道與引擎一人一半, 有助引擎壓縮部的延年益壽......）？？？？

首先要提的是，固定進氣道也是可以將超音速氣流減到次音速並有著良好的回復率，如F-104等機種之進氣道，而可變進氣道也只是將進氣道變化讓進氣道的「最適」速度範圍變大，不若固定式只能在幾個設計速度點上有著最佳效率，不過重點是在於即使用了可變進氣道，在那些設計速度點外的地方效率也所差無幾，Zenobia提出1.8M∼2M以下適用的主要理由是目前的戰機大多數的推進系統設計點放在這個範圍以下，除非有著-真-超音速巡航能力，不然去鳥那些快到引擎紅線區的地方實在沒什麼搞頭

ａ：
此一結論的適用範圍應該是：相較於同樣引擎在使用固定/可調進氣道, 於一般戰機作戰空速（1.6至2.0馬赫）範圍以內, 同樣狀況下的推力表現.............

至於紅線區（＞Mach 2.0？？？）以上的表現就要另當別論, 不過目前西方各國真五代機的極速根本都到不了紅線區範圍, 就算真想比也無從比起..............

超音速的推力增加的原因之一是進氣道震波提高推進系的壓縮比，但出來混總是要還的，誰負責推著震波前進？答案還是引擎。所以超音速推力巨幅增加，阻力也是巨幅增加，推力不先減掉阻力再除以質量，推測出來的超音速性能也是一團混亂。

而超音速的阻力也是震波的影響最大，而要降低震波阻力最有效的方法還是提高後掠角。這就是為什麼粗短肥的EF-2000可以飆贏MiG-29，三角翼本來就有很暴力的後掠角，所以當年F-106才可以幹掉F-4。高展弦比機翼硬要撥亂反正的話就只能可變後掠角，這就是為什麼沒什麼了不起的MiG-23到超音速的時候可以飆過中後掠角的F-15、F-16。而Su-27與MiG-29也不要笑，一樣都是中等後掠角，LEX是不會幫你降低超音速阻力的。

而小弟還有另一個疑問就是flak前輩說衝壓造成的震波阻力還是得靠引擎還，那麼SR-71之類的高速飛機用的引擎推力到底有沒有受惠於衝壓效應呢?

這樣看來.如果LUZE前輩手上的Su-27的翼面積是靜翼面積.那麼他這樣算基本上也可以算對吧?
(不過他拿的數據好像是投影翼面積....)

這樣看來.如果LUZE前輩手上的Su-27的翼面積是靜翼面積.那麼他這樣算基本上也可以算對吧?
(不過他拿的數據好像是投影翼面積....)

照他的敘述，他拿的是投影翼去算後再校正。

而F-15的數據.雖然無法精確知道機身所分擔的升力.但是按照前輩您的解說.用投影翼面積也可以大概算出一個粗略值

正確，當初發明投影翼面積就是為了粗略估算機身的升力。

to TOGA:

我倒是覺得對我輩沒有航太理工底子的俗人而言, LUZE君在設定中最明顯的迷思可能在這裡：俄羅斯戰機部份是引經據典的精確指出其機體升力比例, 但是在西方戰機的部份卻在缺乏足夠證據下, 憑著對其外型不像良好升力體的個人觀感直接認定其機體產生的升力微乎其微............

這是迷思之一，還有計算錯誤，最大的問題還是我上次講的搞不清楚估計的誤差大小，用只能定性的數字準確度去做定量分析。事實上升力會隨狀況改變，升力分佈也會（可以看蛇老大引的原文），這種校正法在升力分佈一改變後馬上要重新計算，而如果你不知道其他飛行狀態的升力分佈你也不用算了。投影翼面積同樣也只給定性的準確度，用它只是因為它不須要知道升力分佈、給的是最佳可能值、而經驗告訴我們這方法比較準，雖然不會大幅增加精確度，但減少人為的誤差。

如果Zenobia兄所提供的資訊無誤的話, 那麼師承F-16設計且機體更寬的EF-2000與RAFALE的機體升力比例若要假設也該假設在30%甚至35%以上, 縱使沒有比蘇凱米格更強, 也應該差距有限..........

沒錯。

進氣道就是一根管子，不管可不可變、形狀怎樣，它就是一根管子。裝了
進氣道如果能讓發動機的總推力增加，也就表示你拿著一根管子跑步，它
可以藉著流經的空氣產生推力，讓你輕鬆的跑得更快。這可能嗎？當然不
可能：常識告訴你這種蠢事不可能發生，高中物理裡的動量守恆和能量守
恆也告訴你這樣不會產生推力，現實世界裡阿拉伯人還在靠賣石油大發特
發也告訴你推動這個世界的是燃料，不是進氣道設計。進氣道的設計目的
是提供適當的氣流給發動機，讓發動機能產生推力；老師說進氣道貢獻很
大，沒錯，因為沒有適當的進氣發動機根本不能順利產生推力，但是如果
有人說進氣道會產生推力、增加推力，那只是笑掉別人大牙。

超音速進氣道設計是很麻煩、也很重要的一件事，為什麼很重要？就是所
謂「進氣道佔推力一半」的說法。這個說法說明超音速進氣道設計的重要
性（雖然真的要到一半至少要馬赫一點八以上），而在它的假設前提下也
是完全正確的（將增壓程度做為推力貢獻的計量標準），但討厭的是沒有
教科書以外的書會把這個假設列出來，所以不明究理的人會看得一頭霧水
，然後以訛傳訛。另一方面，這個說法也沒說要用可變還是固定進氣道，
它只說你要設計一個好的進氣道而已。

讓超音速進氣道難設計的，是因為另一個重要原因，也就是飛行速度和高
度的變化。很顯然的，一架極速三馬赫的飛機不會是像 RAMJET 飛彈一樣
先用火箭加速到三馬赫再啟動發動機：一架升限八萬英呎、極速三馬赫的
飛機必須要從零高度、零速度就啟動，然後一直帶著飛機衝上去。這時候
進氣道要在各種高度和速度組合下都供應給發動機適當的進氣流，所以要
設計起來很麻煩；你如果設計一個以八萬呎、三馬赫為最佳點的固定進氣
道，它可能在起飛時因為進氣量不足而無法讓飛機飛起來，因此可變進氣
道才會產生。

不幸的是，我們現在不是在討論協和或黑鳥這些大部分時間都飛在兩馬赫
以上的傢伙，所以我們不會對這樣的高速飛行做最重要的考慮，然後犧牲
其它的性能。事實上，我們大部分討論的傢伙連兩馬赫都不是隨便想飛就
飛得到，要犧牲掛載或航程才達的到，因此進氣道需要最佳化的範圍馬上
大幅減小，這時可變機構帶來的優勢就減小了，如果再考慮它帶來的額外
重量就很令人覺得不划算了。

過重是美女和航空器最大的夢魘，幾乎每種航空器都面臨過重的麻煩，而
重量對戰機的性能也有很大的影響：當你飛上空氣密度只有地面三分之一
的三萬呎高空時，推力、升力和阻力這些靠空氣吃飯的傢伙馬上跟著縮小
到三分之一，只有萬有引力仍舊用幾乎一樣的強度向你呼喚著「回歸大地
的懷抱吧」，所以在做四力平衡時等於重量變成原來的三倍。因此，如果
你要增加飛機一磅的重量，你最好確定這一磅重量可以在三萬呎帶給你三
磅的推力（或升力），不然你就是在降低性能。

如果有這樣的體認，就可以知道為什麼當初會有 Fighter Mafia 誕生，
以及為什麼每架戰機都在減重，尤其在現在大家都要玩高高飛、快快飛、
先視先射先贏先回家的時代。這時候再看看可變進氣道，當然是能不用就
不用；這不只是戰鬥機，連勞斯萊斯在研究協和的後繼機種時（剛才講過
這種傢伙大部分時間飛在兩馬赫以上的），也建議採用可變循環發動機，
減少進氣道的可變部分（還是可變，只是盡量簡化），因為他們認為這樣
會比較輕。如果這些研發製造累積世界上最多超過兩馬赫飛行時數的發動
機的專家們都如此建議，那我們有什麼理由去認為可變進氣道像是小叮噹
的口袋一樣，可以不用付多少代價、隨時隨地神奇的變出大量推力呢？

進氣質流率越高，推力本來就越大
海平面高速下，進氣質流率本來就比海平面0速度大，推力增加是一定的
http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/ngnsim.html
用NASA的兒童發動機性能計算機，去調調看0高度下的空速，你就會發現速度越高推力越大
(超低速段除外，原因我有點忘了...:p 呼叫唸發動機的Zenobia...:)

不過另一個關鍵是：發動機能吃這麼高速的進氣嗎？
沒錯，進氣速度越高質流率越高，但是壓縮段能吃的空速上限是有限的，你總不可能要壓縮段去撞Mach2的進氣吧?
這就是進氣道的功能之一：降速；另一項功能則是增壓

反正，進氣道的用途只在於讓發動機有更好的進氣環境
進氣道的貢獻不是增加推力，而是讓發動機可以在更佳的環境下工作，發動機在更佳的環境下工作推力當然就增加；前因後果要弄清楚才不會亂掉

我強烈建議大家玩玩那個兒童發動機計算機，雖然很簡單，但是至少可以把前因後果搞清楚，裡面的說明也夠白話

那麼衝壓引擎推力受惠於衝壓這句話就應該解釋為，是因為衝壓引擎的設計讓引擎能在這種其他一般引擎無法工作的環境下發揮其原本應有性能，而不是衝壓會另外變出額外的推力。

只是衝壓適用的區域在2-3馬赫，而渦噴引擎則是0-2馬赫，所以兩者適用的空間不同而已。而渦噴引擎在超音速時受益於衝壓效應會有推力的增加，但由於先天的限制無法完全利用這個效應。

不能說什麼進氣道都可以，你拿七四七的進氣道那發動機也不混出名堂來
，但是確實是所有戰機都會有類似的表現，不會說地面推重比 0.9 的變成
1.5 ，原來地面推重比 1.2 的還是 1.2 。

用NASA的兒童發動機性能計算機，去調調看0高度下的空速，你就會發現速度越高推力越大
(超低速段除外，原因我有點忘了...:p 呼叫唸發動機的Zenobia...:)

質流率雖然增加，但是旁通比也跟著增加，所以 specific thrust 減少，
因此推力通常會先減再增。

Yefim Gordon 選用 exposed wing area 來做為他計算翼負荷的方式，沒
問題，那是他的自由，我們只要知道這個算法會低估總升力就好了。我們
真的要比較性能，我們可以再用 reference wing area 算出翼負荷的下
限值（總升力的上限值），如此可以得知一個範圍。有人覺得用 exposed
wing area 來比較各戰機性能並不準確，沒錯，是不準確，我上次就講了
，這樣的出發點沒錯；錯的是自創等效翼負荷（而且還算錯）而不用已經
經過考驗的 reference wing area 來計算。

由於現在氣動設計的進步，機身產生的升力較以往進步，因此實際上全機
總升力會較接近用 reference wing area 算出來的總升力。最好的例子就
是我前面算的 Su-27 ，我用 reference wing area 估算的全機總升力只
比實際值高出 1.5% ；因此，用 reference wing area 算出來的總升力雖
然是最大可能值，但是全機實際總升力會比較接近此值，距離用 exposed
wing area 算出的總升力值較遠。所以，用 reference wing area 來計算
翼負荷是最能準確還原總升力和運動性的計算方法；也就因為它對某些設
計相當有用，它才會很早就出現在教科書裡，因為眾多航空先驅早就考慮
過各種算法，會流傳到現在的必然是有用的，現在看不到的算法只有兩種
：一種是要用它算的科技根本還沒出現，另一種是早被驗證為廢柴算法而
被扔進垃圾桶裡了。

>>在文中我也提到，我不知道我的校正方法是否仍能適用於專業上的計算。但這裡不care，因為我這裡要的只是評估飛機的過載、瞬間轉彎能力。
　　多考慮機身部分的面積對這種坪辜當然有幫助，甚至即使兩架飛機的機身平飛時完全不產生升力，也是得多考慮機身部分的面積才能正確得評估他們的過載性能。這就像我在文中提到的A、B兩機的例子。
　　可是這種比較的瑕疵在哪裡呢？如果你比較的兩種飛機機身生力特性差很多時，這個方法就不適用了。你可以拿這個方法去比F-15跟MiG-25、可以用去比EF-2000、J-10，可以比Su-27跟MiG-29，但是，要拿來互相比就有問題。
　　別忘了，你學的估算方法大都是經驗公式，那不過是前人依據當時的情形訂出來的方法。reference area估算的是最大可能升力值對於早期的飛機來說當然是這樣的，可是卻不適用於Su-27、F-16等飛機。

至於什麼等效、校正翼負荷的計算錯誤嘛，我在上面講了，有人根本把機
身和機翼的升力係數不可能相等忘了，先說「全機身」產生全機翼升力的
2/3 ，又說機身總面積比機體內機翼延伸面積大，所以「機翼延伸面積之
外的機身面積」還有多的升力要再加上去，完全忘記自己在兩句話前才說
已經把全部的機身都算進去了才達到 2/3 這個數字的，這樣子算當然算
不完，而 Su-27 的總升力我看要比 B-2 還大了。

>>從這段文字可見你根本就看錯！
我說的是

•全機身產生全機翼升力的2/3
•reference area中多算的部分小於主翼的2/3
•所以實際上等效面積應該要更大

你對我文字的解讀基本上沒有錯，錯在你沒搞清楚我的算法。請注意，這裡是再說明Su-27的翼負荷應該如何校正，而機身同等於2/3主翼這件事並沒有用在按定義計算的翼負荷當中。因此對Su-27而言，按定義計算的翼負荷應比實際情況大一些。

LUZE前輩的意思是.機身可以提供42%的推力.因此我們必須計算那額外的42%

而Zenobia所講的.則是一般的投影翼面積(前輩所提供的網址的左邊的算法)中已經包含了機身的翼面積.換句話說.42%的升力是來自於機身那段機翼延伸交會面的虛擬機翼......

這樣有誤解嗎?

另外.一般數據看到的翼負荷通常是指投影翼面積吧?
所以就是說那是翼負荷最高的上限?

並沒有算兩次，而是根據機身與機翼升力的比率將機身轉換為其等效翼面。
而你把機翼的升力係數當作是多算的機身部分的升力係數其時就已經有問題了。這種問題在考慮氣動設計相近的飛機時到沒有什麼太大的瑕疵，但是比較氣動設計差很多的飛機時就有問題。

如果你的機身根本就是一個四四方方的箱子，有攻角時他當然有升力，但是平飛時，他卻幾乎沒有升力。而且，即便是高攻角升力，也不會比舉升體在機身失速前的升力高。

>>這句話在現在看來就已經錯了，祖宗之法有其時代性，不是給你放諸四海皆準的。
　
如果今天你要比的兩架飛機氣動設計相近，而你又不能掌握他細部數據，那麼這套祖宗之法自然可用。

再次整理一下.小弟看前輩的文章.找不出小弟原本的想法哪裡錯誤

小弟的想法是:
Su-27有給機身的實際升力.但是一般我們看不到這部分的數據
因此.我們必須找方法來計算

小弟的意思是.42%的升力雖然來自於全部的機身.但是一般來說.我們在一些簡化的條件下.這個數值與我們採用投影翼面積來算的升力差異不大

>>是不大，因此保留按定義計算的翼負荷。

或者我們可以換句話說.機身的總升力在一些簡單的理想條件下相當於機身中隱藏的那段機翼的延伸面積

這是小弟本來的想法

換句話說......
如果LUZE前輩想算機身升力來校正翼負荷的話.那原本的翼負荷就應該採用淨翼負荷(單純的外露翼面)來校正

>>那是對於其他的非舉升體飛機，如F-15，與舉升體相較，F-15的機身即便有升力，也該被忽略，如果照祖宗大法計算，就幾乎是把F-15也當成舉升體，這明顯與事實不符。

>>這麼講好了，縣有投影面積1坪方米與10平方米的箱子，還有一個面積10坪方米的機翼。兩個箱子再平飛時幾乎沒有升力，但有了相同攻角時，10平方米的箱子升力就會比1平方米的大。所以再比較箱子時，投影面積當然要考慮。可是，當你拿10平方米的箱子跟10平方米的機翼去比，箱子的升力不可能比較大，這時硬要說投影面積相同，怎麼能不算呢就有嚴重的瑕疵。

如果Zenobia兄所提供的資訊無誤的話, 那麼師承F-16設計且機體更寬的EF-2000與RAFALE的機體升力比例若要假設也該假設在30%甚至35%以上, 縱使沒有比蘇凱米格更強, 也應該差距有限..........

>>文中認定的是可以忽略F-15、EF-2000、Rafale的機身升力，對於F-16、F-14我也不敢打包票。文中有提到，F-16的機身似乎也能產生很大的升力，因此沒有比照F-15等飛機處置。

也可以這樣講，作者提出機身和機翼升力的比例但是並未以這個路線下去計算，一定有他的原因，而且既然他有百分比但是還是回頭用翼負荷，這也表示在比較上還是以傳統的方式比較能夠有互相對比的空間。

這也是為什麼我要把原文寫出來，這樣比較容易去了解作者是怎麼去運用他自己提出的資料。

回到翼負荷和翼面積上面。在一般資料當中有列出機翼尺寸和翼面積或者是翼負荷的，多半可以經過翼面積的計算，選取適當的重量去比較列表中的翼負荷的值，極少有資料會特別去強調機身對於全躋升力的貢獻，比較特別的是F-14的資料，在AirTime的F-14，WAP的F-14(兩者其實一樣)，AFM的F-14 VS F/A-18等三本書或專刊當中，都會對這一架飛機的扁平機身部分對於降低翼負荷的貢獻。可是，他們描述的方式是機身相當於多少翼面積(WAP和AirTime)或是直接說翼負荷降低到多少的量來表示機身的貢獻，這個機身的貢獻是轉換的，也就是在這個情況下才能夠去比較機翼和機身各自的貢獻比例。

>>我也是這麼算

譬如說：

The wing actually varies in area as it sweeps, but more important is the contribution to overall lift from the fuselage, which becomes significant at higher speeds and higher sweep angles. With the wing swept fully forward at 20 degrees, the area is 595 sq ft (55.3m^2), giving even the heavy-weight D model a wing loading of 95 lb/sq.ft. With the wing at 68 degrees the fuselage contributes 443 sq.ft(41.2m^2) mor lift, raising total area to 1038 sq.ft(96.5m^2) and reducing wing loading to 53lb/sq.ft.

有興趣的人也許可以算算F-14中間的機身的實際尺寸，我是沒有去計算過，不過應該不會剛好和上面的對等翼面積的數字剛好相等吧？如果相等那的確很有趣。另外，可以比較一下的是，再68度的時候，機身的貢獻也差不多是40%。

這次一時手癢加上剛好有點資料可以提供大家參考。好了，要回到洞裡去了。

平飛時機身提供的升力不完全取決於寬窄，而再於期機身是否與機翼有類似的外型。EF-2000、MiG-1.44這些飛機機身的確很寬，可是卻是箱型的，這種構型在現代戰績速度犯為內幾乎不會有升力。機身寬廣只是比較容易做成舉升體，不代表機身寬廣就一定是舉升體。

a:
這個觀點可有具體資料證據為證？？？還是出自閣下個人對戰機外型的觀感心證？？？

和F-16相比, 在下是看不太出來EF-2000, RAFALE有特別”箱型”的感覺.............

.....................連lifting body都還沒弄懂是什麼原理,論說箱型機身幾乎不會有升力,這實在太腦麻了.............

那樣lifting body開山始祖第一號M2-F2那個和機翼剛好相反;背部平坦腹部凸出的大肚婆外型能飛起來靠的大概是宇宙間某種神秘的力量吧

F-15的外型

現在的問題是.如果平飛時F-15的確毫無升舉體設計或是升力極小.那麼就該用淨翼面積來算翼負荷
但是重點是.F-15到底有沒有升舉體設計?

另外.如果想要考慮到Su-27的升舉體.那就應該也用淨翼面積然後加上機體的升力
那重點來了

1.40%的升力是在哪種狀況下?
2.如果用投影翼面積來算(LUZE是用這來算的).那麼在機身內的虛擬翼面積所能提供的升力與機身的升力是多少比例?

http://www.aircrash.org/burnelli/n23a.htm
http://www.aircrash.org/burnelli/n23b.htm
http://www.aircrash.org/burnelli/n23c.htm
http://www.aircrash.org/burnelli/n23d.htm
http://www.aircrash.org/burnelli/n23e.htm
http://www.aircrash.org/burnelli/n23f.htm
http://www.aircrash.org/burnelli/n23g.htm
http://www.aircrash.org/burnelli/mil_lift.htm

LUZE 先說：用翼負荷衡量過載、順間轉彎能力的高低的方法在於找出飛機重量與升力的比值

LUZE 又說：在文中我也提到，我不知道我的校正方法是否仍能適用於專業上的計算。但這裡不care，因為我這裡要的只是評估飛機的過載、瞬間轉彎能力。
多考慮機身部分的面積對這種坪辜當然有幫助，甚至即使兩架飛機的機身平飛時完全不產生升力，也是得多考慮機身部分的面積才能正確得評估他們的過載性能。

自己先說要找的其實是升力，後來又改口說就算完全不產生升力也要算面積，這不是自打嘴巴嗎？如果機身不會產生任何升力，那不管機身面積大小升力都是固定的，自然也不會影響過載。

LUZE 先說：假設只提供40%升力就好，這就表示機身部分相當於2/3的主翼

LUZE 再說：機體部分提供約40%升力，這個數據就已經是說平飛時可以把機身部分當作是2/3的主翼了。有了這種數據，就根本不需要知道機身與主翼的升力係數差異

LUZE 又說：從這段文字可見你根本就看錯！
我說的是

•全機身產生全機翼升力的2/3

LUZE 繼續說：並沒有算兩次，而是根據機身與機翼升力的比率將機身轉換為其等效翼面。
而你把機翼的升力係數當作是多算的機身部分的升力係數其時就已經有問題了。

根據西瓜–升力理論，升力＝面積×單位面積升力，所以機身提供 40% 升力我們可以得到下列兩式：

0.4×總升力＝機身升力＝機身面積×單位機身面積升力
0.6×總升力＝機翼升力＝機翼面積×單位機翼面積升力

上式除以下式我們得到：

機身面積×單位機身面積升力＝機身升力＝2/3×機翼升力＝2/3×機翼面積×單位機翼面積升力

或者：

機身面積×單位機身面積升力＝2/3×機翼面積×單位機翼面積升力

很顯然的，如果我們要讓機身面積轉換成等效翼面積，我們會得到：

機身面積＝2/3×機翼面積×單位機翼面積升力÷單位機身面積升力＝（2/3×單位機翼面積升力÷單位機身面積升力）×機翼面積

任何人一看這樣的式子，馬上就知道機身面積轉換出來的等效翼面積等於 2/3 主翼面積的唯一時候，就是單位機翼面積升力和單位機身面積升力一樣時，這兩個值才會對消掉。也就是說有人自己根本忘記了升力係數的差別，把機翼的升力係數當作機身的升力係數在算，然後還指責別人用機翼升力係數當機身升力係數（而且別人根本沒有，別人可是說把機身全部塗掉，換成投影機翼，機翼當然要用機翼的升力係數算），真是烏鴉笑白鴿黑。機身產生的升力是主翼產生升力的 2/3 是沒錯，但是機身面積等於 2/3 主翼面積？別笑死人了。

LUZE 先說：經估計，計算Su-27的投影翼面積時，多算的機身部份還不到主翼的2/3

LUZE 又說：Su-27的extended area中多算的部分大約只是主翼的1/2

LUZE 接著說：reference area中多算的部分小於主翼的2/3

LUZE 最後還說：發現機身的等效面積就是大於多算的機身投影面積(小學生都會算)

小學生都會算的東西，自己卻堅持不肯再動手算一遍，並且讓我們看看到底是怎麼算的？我已經在前面把我用的書和算出來的值都給過了，而得到的是用 reference area 會比 exposed area 多 69% ，超過 2/3(66.7%)的主翼面積，蛇老大補充時也是書名和計算方式都列好好，大家想看看我們有沒有算錯都馬上可以自己動手比對，就是有人只會一直重複呼口號。事實上，大不大於 2/3 也不重要，因為有人根本就算錯自己發明的等效翼面積。

LUZE 先說：別忘了，你學的估算方法大都是經驗公式，那不過是前人依據當時的情形訂出來的方法。reference area估算的是最大可能升力值對於早期的飛機來說當然是這樣的，可是卻不適用於Su-27、F-16等飛機。

LUZE 再說：問題在於，那段虛擬機翼對於一般飛機來說是多算的，對於舉升體飛機說又是少算的。因此如果只是繼續用祖宗之法，繼續用同樣的方法評估普通飛機與舉升體飛機的過載性能，就有很大的瑕疵。

LUZE 還說：這句話在現在看來就已經錯了，祖宗之法有其時代性，不是給你放諸四海皆準的。
如果今天你要比的兩架飛機氣動設計相近，而你又不能掌握他細部數據，那麼這套祖宗之法自然可用。
現在的問題在於，已經找到機身所佔的升力比率，發現機身的等效面積就是大於多算的機身投影面積(小學生都會算)，卻有人還抱著祖宗之法說什麼reference area就已經是翼面積的上限了。這叫食古不化，還說別人錯。

LUZE 又說：那是對於其他的非舉升體飛機，如F-15，與舉升體相較，F-15的機身即便有升力，也該被忽略，如果照祖宗大法計算，就幾乎是把F-15也當成舉升體，這明顯與事實不符。

LUZE 繼續說：文中認定的是可以忽略F-15、EF-2000、Rafale的機身升力，對於F-16、F-14我也不敢打包票。文中有提到，F-16的機身似乎也能產生很大的升力，因此沒有比照F-15等飛機處置。
平飛時機身提供的升力不完全取決於寬窄，而再於期機身是否與機翼有類似的外型。EF-2000、MiG-1.44這些飛機機身的確很寬，可是卻是箱型的，這種構型在現代戰績速度犯為內幾乎不會有升力。
機身寬廣只是比較容易做成舉升體，不代表機身寬廣就一定是舉升體。

結論下的太快。

在那篇有關F-14的段落當中：

1. 沒有提到由機身換算過來的相對面積是怎麼計算的。

2. 也沒有提到他計算的機身的範圍是哪哩，有沒有去掉再計算翼展的時候會包含進去的機身範圍。

同時，段落中只提到相當於多少翼面積的升力，並未指出機翼的部分提供多少升力。也因此從這些表達的方式當中可以看到，一般的表達方式是以翼面積，而不是升力的大小在比較兩架飛機的翼負荷，進而去比較兩架飛機的運動能力，要轉換為計算升力，並且還要區分機身和機翼產生的升力的過程當中，會出現問題的地方就很多，為什麼一般都不這樣做一定有他的道理在。

【別忘了，你學的估算方法大都是經驗公式，那不過是前人依據當時的情形訂出來的方法。reference area估算的是最大可能升力值對於早期的飛機來說當然是這樣的，可是卻不適用於Su-27、F-16等飛機。】

這段話就等於在推翻你自己引用MiG-29書上機身和機翼分別產生多少升力的說法。作者雖然引出各部分產生的升力，但是在作多機種比較時候卻還是回到傳統的翼面積來計算翼負荷的方式，如果你說不適用於Su-27這些飛機，那不就等於說這本書的比較方式根本不對？如果不對，那麼你引用該書不就出現根本上的問題。

作者依舊按照前面Zenobia所提到的翼面積的計算方式去評估飛機的運動性能，那麼你說的：

現在的問題在於，已經找到機身所佔的升力比率，發現機身的等效面積就是大於多算的機身投影面積(小學生都會算)，卻有人還抱著祖宗之法說什麼reference area就已經是翼面積的上限了。這叫食古不化，還說別人錯。

為什麼作者不用這個方式去計算？作者是食古不化？那麼很抱歉，你自認比Yefim Gordon還專業？

要和翼剖面形狀相同不是不可能，但是機會不多。

>這些部分也能造成昇力

歐洲颱風戰機的三視圖與基本尺寸諸元，根據其比例與梯形公式，在下估算”露出機體”外的兩主翼總面積約介於33~37平方公尺間．

然而歐洲戰機集團對外聲稱的戰機主翼總面積卻是50平方公尺

所以這是否意味著這13至17平方公尺主翼面積的”Gap”是由戰機機體的升力體結構所彌補（換言之，颱風戰機機體部份的所產生的升力約相當於13~17平方公尺機翼所產生者）？？

果真如此的話，則該能確定颱風戰機為升力體結構設計，且其機體所產生的升力也相當可觀，約佔總升力的25~35%....................

http://www.globalaircraft.org/planes/su-35_flanker.pl#photos

Su-35的三視圖與尺寸

機全長：72 feet, 10 in --> 22.20公尺

機全寬：49 feet, 8 in --> 15.19公尺

同樣根據其比例與梯形公式，在下估算”露出機體”外的兩主翼總面積約為37~38.5平方公尺

然而蘇凱集團對外聲稱的戰機主翼總面積卻是62平方公尺

所以其中”23.5~25平方公尺的機翼升力”也同樣是來自機體，其所提供的升力佔總升力的比例為23.5 or 25 / 62 = 38~40%，也正好符合其對外聲稱

因此理論上，廠商在對外公佈其寶貝傑作機的主翼面積數字時，應該都是已經選擇了最有利（也就是能把主翼面積數字撐到最大）的換算方式；而就個人以三視圖與梯形公式驗算估計的結果，發覺至少在歐洲戰機對外聲稱的主翼面積50 m2與Su-35對外聲稱的主翼面積62 m2的情況下，兩者似乎都已經是把機體升力給充分考量納入在內所得的結果．

Su-35的升力體設計確實是不凡，就個人估計，其露在機體外的可見主翼面積幾乎不比歐洲戰機大上多少，但是納入機體升力之後，兩者的＂修正＂主翼面積數字卻是62 m2 v.s 50 m2，機體所提供的升力佔總升力的比例約為（62 - 37 ~ 38.5) / 62 = 37.9 ~ 40.3%，也正好約略符合呼應ＬＵＺＥ＂Su-27機身升力約佔全機的40%上下＂的說法．

但是EF-2000也並非全無升力體設計（雖然其效果似乎沒有Su-27如此出色），其機體所提供的升力佔總升力的比例亦約有（50 - 33 ~ 37) / 50 = 26 ~ 34%．