【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(jī)長21。2米，翼展14。7米，折疊后7。4米，機(jī)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(jī)長21。2米，翼展14。7米，折疊后7。4米，機(jī)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(jī)翼翼根邊條、中弧面可變彎度的前／后緣機(jī)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(shù)。
??整個機(jī)體有前機(jī)身、中段機(jī)身/機(jī)翼和后機(jī)身三段組成。

　　前機(jī)身由可向上折反的雷達(dá)天線整流罩、前設(shè)備倉、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設(shè)備艙、前條翼組成。為了改善飛機(jī)在航母上進(jìn)行短距起降的能力，又對其進(jìn)行了專門的改進(jìn)設(shè)計，為了滿足著艦時巨大的縱向過載要求，對蘇-33機(jī)身主要承重部件進(jìn)行了加強(qiáng)。
??前起落架支柱直接與機(jī)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(qiáng)結(jié)構(gòu)和液壓減震系統(tǒng)，增加了著艦時的抗沖擊過載強(qiáng)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(dá)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(jī)機(jī)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(dāng)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(jī)通用的中等后掠翼，機(jī)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(jī)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(jī)翼彎度，改變飛行時的升阻比。
??為了增加飛機(jī)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(jī)翼內(nèi)側(cè)的兩塊雙開縫增升襟翼，在機(jī)翼兩端靠近翼尖部分設(shè)置有副翼，通過增加的雙開縫增升襟翼，提高蘇-33機(jī)翼升力，在外翼內(nèi)側(cè)的雙開縫增升襟翼之間的位置上安裝有機(jī)翼折疊鉸鏈，通過液壓折疊機(jī)構(gòu)把外翼分為固定翼段和可折疊翼段兩部分，通過布置在機(jī)翼折疊機(jī)構(gòu)開縫處后段的液壓作動筒來控制機(jī)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(yīng)增加了甲板上的戰(zhàn)機(jī)容量。
??蘇-33發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道位于主機(jī)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(jìn)氣道下表面設(shè)有格柵式開縫輔助進(jìn)氣口，這是為保證在大迎角條件下，發(fā)動機(jī)正面流場的氣流不發(fā)生大的畸變而設(shè)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(jī)能穩(wěn)定工作，不喘震，除發(fā)動機(jī)自身性能可靠外，其優(yōu)良的進(jìn)氣道設(shè)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(jī)的外側(cè)，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(jī)側(cè)向安定性，使蘇-33在側(cè)風(fēng)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(jī)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(jī)之所以能完成“眼鏡蛇”機(jī)動動作，除反映出其放寬靜不安定和高大垂尾側(cè)向穩(wěn)定設(shè)計外，平尾優(yōu)異的俯仰操縱權(quán)限和實時反應(yīng)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(jié)構(gòu)、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(jī)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(shù)。整個機(jī)體也由前機(jī)身、中央翼和后機(jī)身三段組成，但幾何尺寸變化非常明顯。
??F/A-18E/F機(jī)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(jī)身和加大的機(jī)翼油箱，使機(jī)內(nèi)載油量提高了32 %；折疊后9。3米，機(jī)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(jī)身由可向旁邊折反的雷達(dá)天線整流罩、前設(shè)備艙、機(jī)炮艙、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設(shè)備艙及前條翼組成。
??為了加強(qiáng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，F(xiàn)/A-18E/F的機(jī)身主要承重部件都進(jìn)行了加強(qiáng)，前起落架支柱直接與機(jī)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(jī)在大迎角下的俯仰性能，保證E/F的機(jī)動性與C/D相近，F(xiàn)/A-18E/F的機(jī)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(jī)的最大升力系數(shù)，提高了飛機(jī)的機(jī)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(jìn)行修改，可以對進(jìn)氣道起一定的遮蔽作用，降低大迎角飛行中進(jìn)氣道對迎角和側(cè)滑角的敏感性，且邊條翼的下表面對空氣還有預(yù)壓縮的作用，改善了飛行過程中進(jìn)氣道空氣動態(tài)畸變給發(fā)動機(jī)帶來的不利影響。
??另外，前邊條翼與后面的外側(cè)垂尾遙相呼應(yīng)，在大迎角下邊條翼產(chǎn)生的脫體渦正好打在靠前的外側(cè)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(jī)翼也采用梯形中等后掠機(jī)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(jī)動襟翼，最大下偏角達(dá)30°，特別要強(qiáng)調(diào)的是增加鋸齒的前緣機(jī)動襟翼拉出的脫體渦不但可以改善飛機(jī)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(jī)滾轉(zhuǎn)操縱性能。
??后緣為大面積單縫襟翼，最大偏角達(dá)45°。機(jī)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(cè)的副襟翼也可同時差動偏轉(zhuǎn)，保證飛機(jī)在大迎角下有很好的滾轉(zhuǎn)能力；機(jī)翼的前后緣襟翼由計算機(jī)進(jìn)行控制，較大的可變彎度不僅增大了飛機(jī)機(jī)翼的升力系數(shù)，還改善了飛機(jī)在低速時的可控性。
??與C/D型相比，F(xiàn)/A-18E/F擴(kuò)大了機(jī)翼和邊條面積，同時增加了機(jī)翼的展弦比，這些改進(jìn)除了提高著艦有效負(fù)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(dá)到223公里（而蘇-33為240公里）。
??因此F/A-18E/ F在機(jī)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(jìn)氣道比較先進(jìn)，采用的是應(yīng)用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進(jìn)氣道，利用超音速激波增壓導(dǎo)流原理設(shè)計，內(nèi)部裝有一塊涂有吸波材料的屏蔽發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片的斜板。
??采用這種進(jìn)氣道不需要安裝復(fù)雜的進(jìn)氣調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)，減輕了進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)重量，同時顯著地增加了總恢復(fù)系數(shù)（進(jìn)氣道在馬赫數(shù)為0。8、1。5、1。8時的總壓恢復(fù)系數(shù)為0。985、0。965、0。910，比蘇-33的略高），不僅提高了進(jìn)氣效率，降低了迎角和側(cè)滑角的敏感度，還顯著地降低了飛機(jī)的雷達(dá)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(dá)20°，不要小看這種設(shè)計，它對今后飛機(jī)設(shè)計的發(fā)展方向具有非凡的指導(dǎo)意義。首先，通過先進(jìn)的電傳飛控系統(tǒng)控制，這種外傾垂尾設(shè)計不但使其具有普通垂尾的側(cè)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(shè)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(jī)動能力。
??其次，通過先進(jìn)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(jìn)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(jī)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(jī)的結(jié)構(gòu)重量又增加了機(jī)內(nèi)空間。
??另外這種外傾設(shè)計不但巧妙地解決了飛機(jī)垂尾高度問題和窄機(jī)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(jī)側(cè)向的雷達(dá)散射截面，有利于飛機(jī)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(shè)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(jī)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(jī)的機(jī)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(shè)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(jī)翼升力大，低速盤旋機(jī)動性能好。
??可見兩者設(shè)計著眼點不同，飛機(jī)的飛行性能也不同，各有長短，互有勝負(fù)。

　　在進(jìn)氣道設(shè)計上 ，由于F/A-18E/F的進(jìn)氣道采用的是應(yīng)用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進(jìn)氣道，其結(jié)構(gòu)重量、總壓恢復(fù)系數(shù)、進(jìn)氣率，隱身能力比蘇-33的二元、多波系進(jìn)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(shè)計減小雷達(dá)反射截面積（RCS）和紅外輻射特征的隱形設(shè)計也結(jié)合到氣動布局設(shè)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(jī)長21。2米，翼展14。7米，折疊后7。4米，機(jī)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(jī)翼翼根邊條、中弧面可變彎度的前／后緣機(jī)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(shù)。
??整個機(jī)體有前機(jī)身、中段機(jī)身/機(jī)翼和后機(jī)身三段組成。

　　前機(jī)身由可向上折反的雷達(dá)天線整流罩、前設(shè)備倉、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設(shè)備艙、前條翼組成。為了改善飛機(jī)在航母上進(jìn)行短距起降的能力，又對其進(jìn)行了專門的改進(jìn)設(shè)計，為了滿足著艦時巨大的縱向過載要求，對蘇-33機(jī)身主要承重部件進(jìn)行了加強(qiáng)。
??前起落架支柱直接與機(jī)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(qiáng)結(jié)構(gòu)和液壓減震系統(tǒng)，增加了著艦時的抗沖擊過載強(qiáng)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(dá)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(jī)機(jī)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(dāng)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(jī)通用的中等后掠翼，機(jī)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(jī)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(jī)翼彎度，改變飛行時的升阻比。
??為了增加飛機(jī)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(jī)翼內(nèi)側(cè)的兩塊雙開縫增升襟翼，在機(jī)翼兩端靠近翼尖部分設(shè)置有副翼，通過增加的雙開縫增升襟翼，提高蘇-33機(jī)翼升力，在外翼內(nèi)側(cè)的雙開縫增升襟翼之間的位置上安裝有機(jī)翼折疊鉸鏈，通過液壓折疊機(jī)構(gòu)把外翼分為固定翼段和可折疊翼段兩部分，通過布置在機(jī)翼折疊機(jī)構(gòu)開縫處后段的液壓作動筒來控制機(jī)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(yīng)增加了甲板上的戰(zhàn)機(jī)容量。
??蘇-33發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道位于主機(jī)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(jìn)氣道下表面設(shè)有格柵式開縫輔助進(jìn)氣口，這是為保證在大迎角條件下，發(fā)動機(jī)正面流場的氣流不發(fā)生大的畸變而設(shè)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(jī)能穩(wěn)定工作，不喘震，除發(fā)動機(jī)自身性能可靠外，其優(yōu)良的進(jìn)氣道設(shè)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(jī)的外側(cè)，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(jī)側(cè)向安定性，使蘇-33在側(cè)風(fēng)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(jī)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(jī)之所以能完成“眼鏡蛇”機(jī)動動作，除反映出其放寬靜不安定和高大垂尾側(cè)向穩(wěn)定設(shè)計外，平尾優(yōu)異的俯仰操縱權(quán)限和實時反應(yīng)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(jié)構(gòu)、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(jī)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(shù)。整個機(jī)體也由前機(jī)身、中央翼和后機(jī)身三段組成，但幾何尺寸變化非常明顯。
??F/A-18E/F機(jī)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(jī)身和加大的機(jī)翼油箱，使機(jī)內(nèi)載油量提高了32 %；折疊后9。3米，機(jī)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(jī)身由可向旁邊折反的雷達(dá)天線整流罩、前設(shè)備艙、機(jī)炮艙、可伸縮的空中受油管、座艙、前起落架艙和后部設(shè)備艙及前條翼組成。
??為了加強(qiáng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，F(xiàn)/A-18E/F的機(jī)身主要承重部件都進(jìn)行了加強(qiáng)，前起落架支柱直接與機(jī)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(jī)在大迎角下的俯仰性能，保證E/F的機(jī)動性與C/D相近，F(xiàn)/A-18E/F的機(jī)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(jī)的最大升力系數(shù)，提高了飛機(jī)的機(jī)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(jìn)行修改，可以對進(jìn)氣道起一定的遮蔽作用，降低大迎角飛行中進(jìn)氣道對迎角和側(cè)滑角的敏感性，且邊條翼的下表面對空氣還有預(yù)壓縮的作用，改善了飛行過程中進(jìn)氣道空氣動態(tài)畸變給發(fā)動機(jī)帶來的不利影響。
??另外，前邊條翼與后面的外側(cè)垂尾遙相呼應(yīng)，在大迎角下邊條翼產(chǎn)生的脫體渦正好打在靠前的外側(cè)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(jī)翼也采用梯形中等后掠機(jī)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(jī)動襟翼，最大下偏角達(dá)30°，特別要強(qiáng)調(diào)的是增加鋸齒的前緣機(jī)動襟翼拉出的脫體渦不但可以改善飛機(jī)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(jī)滾轉(zhuǎn)操縱性能。
??后緣為大面積單縫襟翼，最大偏角達(dá)45°。機(jī)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(cè)的副襟翼也可同時差動偏轉(zhuǎn)，保證飛機(jī)在大迎角下有很好的滾轉(zhuǎn)能力；機(jī)翼的前后緣襟翼由計算機(jī)進(jìn)行控制，較大的可變彎度不僅增大了飛機(jī)機(jī)翼的升力系數(shù)，還改善了飛機(jī)在低速時的可控性。
??與C/D型相比，F(xiàn)/A-18E/F擴(kuò)大了機(jī)翼和邊條面積，同時增加了機(jī)翼的展弦比，這些改進(jìn)除了提高著艦有效負(fù)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(dá)到223公里（而蘇-33為240公里）。
??因此F/A-18E/ F在機(jī)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(jìn)氣道比較先進(jìn)，采用的是應(yīng)用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進(jìn)氣道，利用超音速激波增壓導(dǎo)流原理設(shè)計，內(nèi)部裝有一塊涂有吸波材料的屏蔽發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片的斜板。
??采用這種進(jìn)氣道不需要安裝復(fù)雜的進(jìn)氣調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)，減輕了進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)重量，同時顯著地增加了總恢復(fù)系數(shù)（進(jìn)氣道在馬赫數(shù)為0。8、1。5、1。8時的總壓恢復(fù)系數(shù)為0。985、0。965、0。910，比蘇-33的略高），不僅提高了進(jìn)氣效率，降低了迎角和側(cè)滑角的敏感度，還顯著地降低了飛機(jī)的雷達(dá)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(dá)20°，不要小看這種設(shè)計，它對今后飛機(jī)設(shè)計的發(fā)展方向具有非凡的指導(dǎo)意義。首先，通過先進(jìn)的電傳飛控系統(tǒng)控制，這種外傾垂尾設(shè)計不但使其具有普通垂尾的側(cè)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(shè)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(jī)動能力。
??其次，通過先進(jìn)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(jìn)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(jī)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(jī)的結(jié)構(gòu)重量又增加了機(jī)內(nèi)空間。
??另外這種外傾設(shè)計不但巧妙地解決了飛機(jī)垂尾高度問題和窄機(jī)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(jī)側(cè)向的雷達(dá)散射截面，有利于飛機(jī)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(shè)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(jī)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(jī)的機(jī)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(shè)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(jī)翼升力大，低速盤旋機(jī)動性能好。
??可見兩者設(shè)計著眼點不同，飛機(jī)的飛行性能也不同，各有長短，互有勝負(fù)。

　　在進(jìn)氣道設(shè)計上 ，由于F/A-18E/F的進(jìn)氣道采用的是應(yīng)用在F-22“猛禽”上的CARET雙斜面外壓式楔形進(jìn)氣道，其結(jié)構(gòu)重量、總壓恢復(fù)系數(shù)、進(jìn)氣率，隱身能力比蘇-33的二元、多波系進(jìn)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(shè)計減小雷達(dá)反射截面積（RCS）和紅外輻射特征的隱形設(shè)計也結(jié)合到氣動布局設(shè)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(jī)設(shè)計發(fā)展的主流?！?

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