F/A-18高速飞行性能不好的原因是什么？
首先，要明确一点，F/A18并非一款“高速”战机。它的核心设计目标是成为一型多用途战斗机，具备优异的舰载起降能力、敏捷的近距格斗性能、可靠的对地攻击能力，以及相对较低的运营成本。在这些方面，“大黄蜂”表现出色，甚至可以说是非常成功。然而，在追求这些目标的同时，一些设计上的权衡不可避免地影响了其在高马赫数下的飞行表现。
1. 气动设计上的妥协：
F/A18系列，特别是早期的F/A18A/C，其气动布局是为了实现良好的低速和跨音速性能，以及在亚音速范围内的机动性。
“翼身融合”（Blended WingBody）设计： “大黄蜂”采用了宽大、前缘后掠的翼身融合设计，这在提供优异升力和良好的低速操稳性的同时，也带来了一个重要的副作用：在高亚音速到跨音速（约0.81.2马赫）范围内，机翼的吸力面会产生较大的阻力，尤其是在机翼根部与机身连接处。这种阻力在低速时并不显著，但在速度提升时会急剧增加。
前缘锯齿（LEX Leading Edge Extension）： F/A18最醒目的气动特征之一就是其突出的LEX。LEX能够在高迎角时产生强大的涡流，改善了飞机在低速格斗中的操纵性和升力。但同时，LEX的形状和尺寸也会在一定程度上增加跨音速阻力，并对高速下的气流产生影响。
机翼面积与后掠角： 相较于一些纯粹的高速截击机，F/A18的机翼面积相对较大，后掠角也相对较小（大约45度）。更大的翼面积意味着在高速下需要克服更大的诱导阻力，而较小的后掠角则不利于减小跨音速和超音速阻力。一些为追求极致速度而设计的飞机，往往会采用更小的翼面积和更大的后掠角（例如F15或米格25）。
2. 发动机性能的限制（早期型号）：
F/A18系列早期装备的GE F404发动机，虽然可靠耐用且推重比不错，但在最大推力和高空高速性能方面，与一些专注于高速设计的竞争对手相比，存在一定差距。
推力裕度： F/A18的设计更注重在“典型”战斗场景下的燃油经济性和续航能力，而非持续的超音速飞行。其发动机在设计时，其最大推力水平与飞机整体重量和气动阻力的平衡，更倾向于提供优秀的亚音速机动性，而非压倒性的超音速加速和持续能力。
进气道设计： F/A18的进气道是比较简单的矩形进气道，虽然在亚音速和低跨音速下表现良好，但在达到较高马赫数时，其进气道调整能力（例如可调斜坡）相对有限，难以在宽泛的飞行包线内持续高效地为发动机提供稳定气流。相比之下，F15、米格29等飞机可能采用了更复杂的进气道系统，以优化高速下的进气效率。
3. 结构与重量的考量：
作为一架舰载机，F/A18在结构强度、起落架系统、着舰钩、折叠翼等方面的设计，必然会增加飞机的结构重量，并可能在结构设计上为承受额外载荷和冲击做考量，而非纯粹追求轻盈和高速。
舰载机的严苛要求： 舰载机的设计需要在结构强度、抗腐蚀、以及适应舰载操作（如弹射起飞、拦阻着舰）方面进行大量的强化。这些强化往往会增加飞机的结构重量，并可能对气动设计提出额外的约束，从而影响高速性能。
多用途的重量叠加： F/A18的“大黄蜂”名称并非浪得虚名，它需要携带大量的对地攻击武器、雷达、电子对抗设备等，这些都增加了飞机的总重量。在携带武器或副油箱时，飞机的阻力会进一步增加，对高速性能的影响更加明显。
4. 发展与演进：
尽管早期型号在高速性能上有所不足，但“大黄蜂”系列也在不断改进。
F/A18E/F“超级大黄蜂”： “超级大黄蜂”在设计上针对前代型号进行了大量的优化。它拥有更大的机翼面积（但前缘后掠角略有增加）、更强大的GE F414发动机、更先进的数字电传飞行控制系统以及优化的气动外形。这些改进使得“超级大黄蜂”在高速性能、航程和载弹量上都有显著提升，其最大飞行速度虽然仍维持在1.8马赫左右，但在实际运用中的高速性能和维持能力相比早期型号有所改善。
总结来说，F/A18高速飞行性能不突出的原因，是其作为一型强调多用途、舰载操作、优秀机动性和经济性的平台，在设计上进行了多方面的权衡。 其气动布局、发动机推力、结构重量以及整体设计理念，都更侧重于亚音速和跨音速范围内的综合表现，而非极致的超音速速度。相比之下，F15、米格29、幻影2000等一些专注于空战或高速拦截的型号，在设计上可能就更侧重于减小跨音速阻力、提升发动机推重比和优化进气道，从而在高速性能上表现更优。
但这并不意味着F/A18是一款糟糕的飞机。它成功地在海军航空兵和海军陆战队中扮演了至关重要的角色，并在实战中证明了自己的价值。它的强项在于其多功能性、低操作成本、优良的载弹能力和舰载起降能力，这些都是其在航空史上占据重要地位的原因。
网友意见
上世纪八十年代设计的美发，主要强调高亚音速和跨音速特性，不像毛发普遍兼顾防空军提出的高速特性，对于高速高进口温度下调节特性的把握不如毛子。
美国三代发动机的节流比在1.0左右，实际上还可能在1.0以下——这是出于在技术水平有限的情况下，延长热端部件工作寿命的考虑。但温度始终意味着效率和做功量的关键，节流比低则意味着在发动机进口总温增加的情况下，压气机加功能力下降，进一步影响到燃烧室定压吸热和涡轮定熵过程的做功情况，单位推力和总压比双双下降，意味着总的推力的下降。
题外话一句，预冷涡喷主要是面对高马赫数下进口总温增加的问题，对于预冷涡喷来说，其工作马赫数更高，因此面对的这个问题也就更严重，为此不惜加冷排给来流降温。
毛发在107摄氏度进口总温以上采取特殊调节规律，当进口总温达到185摄氏度后，涡轮前温度可以增加15摄氏度，节流比在1.01左右，这就比同时代美发的高速特性要好多了。
但为此付出的代价就是进口总温在107摄氏度以上时，涡轮前高出的15摄氏度降低了涡轮的工作寿命。
90年代之后美发也开始强调高节流比设计，并且把节流比一路推到了1.08乃至1.10以上，这是材料学等各方面进步的影响。
气动原因。
f404/414的高速特性并不比f100/110差太多，但是就算不提八字形挂架，F-18气动为高亚音速段优化这一点也跑不了。
回去把几个发动机的推力-速度曲线贴了。现在在健身。
回来叻（）
自己看三型发动机的推力-速度峰值吧。
另外一提，涵道比最大的110-129反而是这三者里速度-推力拐点最偏向高速段的，F-100次之，涵道比最小的是F-404（）。
再一提，涵道比更大的TF30的高速推力反而比110-129还要大。涵道比只是影响发动机高速特性的指标之一，切勿以偏概全。
再说一句，F-18虽然高速特性差，但不至于烂到加力到不了1.3马赫那种地步，或者说，重载条件下才会落到那种地步，但是大家重载了都会飞的慢，无非谁更慢一点嘛。
简单地说，这个高速差，是相对差。
做个对比，两中两近（2×AIM-120+2×AIM-9）条件下，F-18E的at altitude极速略高于1.6马赫
作为对比，四中（4×AIM-7）条件下，F-14A的at altitude极速为2.25马赫；携带四中四近（在之前的四发麻雀基础之上再加四发响尾蛇）条件下，极速掉到2.05马赫。这确实是快得多的。
只有当携带大猫招牌配置，6个AIM-54的时候，F-14A的极速才会掉到1.6-1.7马赫。
不过实际上，考虑到甲板起飞拦截/DLI任务的具体任务需求（这个也是对带弹冲刺极速需求最大的一项任务），一般是要考虑拦截任务半径，不能真的顶到极速猛冲的。
在DLI任务情况下，F-14A即便携带两个副油箱（用完立刻抛掉）和四发麻雀，任务极速也被设定在1.8马赫，即便如此拦截半径也只有158海里。作为对比，三中二近一副油箱一吊舱（不抛掉外油）的F-18E的拦截半径为165海里，冲刺极速1.2马赫。
F-14D更换F-110后，正如上文所说，其发动机高速性能降低（但是更省油了）。F-14D携带同样的双副油箱，4发麻雀的拦截半径提升到242海里，不过冲刺速度对应调低到1.5马赫。
注：上文F-18E的数据基于脱密版本的，部分基于KKP而非真实数据的SAC手册，相对于实际飞机性能数据，通过一些对比，大致在航程上会比实际性能低5-10%，仅供参考。
两方面的原因都有。F-404的确不适合高速战机。但选择这样的发动机最主要还是需求决定的，因为需求决定了气动。
所谓需求决定气动，指的是海军要求飞机有非常好的起降性能。这就需要在低速段非常好的升阻比。为了能获得这种升阻比，猫猫就用了变后掠翼。但是变后掠翼太重，太贵，维护太复杂，所以更多的用来执行攻击任务的廉价的塑料虫，只能用固定翼。在这种情况下，为了获得低速段出色的升阻比，就只能对高速性能进行妥协了。所以塑料虫选择了和客机相似的小后掠的机翼（以至于有人都夸张地将它称之为平直翼）
对照这两张图，可以清楚地看到F-18和F-16、F-15的机翼后掠角的差异。塑料虫25度左右的后掠角实在是——SU-25都有20度多一点的后掠角呢。
这种小后掠角的机翼，在低速段有非常好的升阻比，但是在速度上升之后，阻力增加得太快，升阻比变得一塌糊涂。
然后有了这样的机翼，你就是给它装上EJ200，它也不可能飞太快，所以还不如干脆让发动机就针对低速段进行优化呢。然后，发动机就也是不适合高速的了。
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