超级军网如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 00:58:11
如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估
<P>雾里看花
——如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估</P>
<P>方方</P>
<P>每当出现一种新型战机，总是令发烧友们激动不已，急于弄清该机的相关数据。然而现实是，如果要等正式数据，恐怕要等到几年之后了。这实在令人难以忍受。熟话说“求人不如求己”，如果我们手里有一些简单资料，同样可以进行简单推测和评估，一来可以满足自己的好奇心，二来数年后正式数据出来可以对自己当年的推测进行验证，何乐不为？
以下是笔者根据有限图片资料进行推测的一些体会，不当之处请各位同好海涵指正。
1． 准备
整个推测过程中最重要的是参照飞机（大多数情况下不止一种型号），相关资料应该比较齐全，包括：比较准确的三视图，外形尺寸数据，重量数据和简单性能数据。一般而言，一本《简明世界飞机手册》勉强够用了。
未知飞机的资料由不得自己选，但必须要与参照飞机资料有一定的可比性。最起码的要求是一张与参照飞机差不多同一角度拍摄的照片，当然，比较理想的是接近于标准侧视和前视角度两张照片，这样推测误差相对小一些。如果有更多资料自然更好，但通常没那么好的运气。
此外，别忘了普通作图工具，如三角板、量角器、铅笔等等，以便进行测量估算。
2． 类型推测
这一步非常重要，因为它关系到后面步骤选参照飞机的问题。在后面你将会发现很多数据来自参照飞机，而不同类型的飞机具有不同特征，如果参照飞机的类型和新飞机不同（夸张点说，象用轰炸机作参照去推测战斗机），结果不难想象。
为简化叙述，笔者将新飞机可能的用途设定为战斗机、攻击机或教练机（这里特指专用教练机，不包括作战飞机的双座教练型）之一。这是一般爱好者比较感兴趣、也是最常见的机型。
判断途径包括：
a. 研制厂商：一般而言，在一个时期内每个研制厂商研制的军用飞机类型都有特定范围，这一点现在在中、俄表现得比较明显，例如沈飞研制战斗机，西飞研制轰炸机，米格集团主要是战斗机等……而在美国由于航空业巨头之间的相互兼并，这一范围日益模糊。
b. 型号：型号对区别中国军机飞机类型比较有效，歼强轰教把飞机类型说得一清二楚，迄今还没发现不一致的。美国虽然也用字母表示飞机类型，但往往由于实际性能和预想性能不一致而造成名不符实的情况，这一点在战斗机中表现最为明显，象F-111、F-117均属此列。至于法国和俄国，飞机的正式型号均不包含飞机的类型信息，难以据此判断。
c. 气动布局：现代军用飞机中采用高机动性气动布局的，一般是战斗机以及90年代后出现的高机动性教练机，为了适应大迎角机动的要求，普遍采用涡升力技术（例如边条翼、鸭式布局）。攻击机和初/中级教练机则由于使用范围不同，不会采用此类对它们而言算是“奢侈”的技术。
d. 适应高/低速要求的局部特征：战斗机和高机动性教练机要顾及超音速性能，均采用较小的机翼前缘半径和进气唇口半径，以减小阻力。而通常是亚音速的攻击机和初/中级教练机则相反，机翼前缘半径和进气唇口半径较大，以保持较大的前缘吸力，防止气流过早分离。
e. 发动机系统：教练机通常采用小推力发动机，其进气口和喷口相应较小，可以作为辅助判断特征。
f. 传感器特征：作战飞机（战斗机、攻击机）通常具有明显的传感器特征（如雷达罩、光电传感器窗口、外挂导航攻击吊舱）；而教练机由于自身特点，即使改装成轻型攻击机也不可能装备昂贵的传感器及相应的火控系统，也就不具备上述特征。
笔者绞尽脑汁，总结了这么几条途径出来，但并不是万能钥匙，用在哪里都行。因为飞机设计受到很多因素的影响，包括技术水平甚至政治关系。所以，应该综合各方面信息加上自己的经验进行判断，才有可能得出比较准确的结论。
3． 尺寸推测
尺寸推测是以后所有推测的基础，而这一步的关键又是选准参照飞机。如果参照飞机没选准，后面的测算结果可想而知。这里，笔者习惯根据座舱盖的相似性来进行选择，姑且称为“舱盖相似法”——雷达罩、进气口、机翼、平尾、垂尾、尾喷口等部件的外形尺寸随飞机不同而改变，但用于容纳飞行员的空间相对变化却小得多——如果两种飞机机组成员人数相同，舱盖外形相似，那它们的座舱盖尺寸相差也不大。这就是估算的基础了——当然，如果照片上有外挂武器，并已知武器型号，可以再结合武器的尺寸数据进行比例换算，这样更准确一些。
有了这个基础，进行比例换算就简单多了。不需要复杂的数学知识，甚至连三角函数都不需要，有简单的几何知识就够了。因为估算的基础并不精确，在此基础上求一个精确解是没有意义的。但需要注意在估算过程中保持一份警觉，随时检验结果是否合理并进行修正。例如笔者估算L-15时曾算出该机机长达20米，但从座舱盖和机身比例看无论如何也不象是20米长的大型机，显然计算有误。
除了简单的目视验证外，还可以根据这一阶段的推测结果求出展弦比进行辅助判断（展弦比＝翼展平方 / 翼面积）。如果出现明显异常，例如算出F-16展弦比为1.79、LCA展弦比为3.2，那就要好好检查了。
那么这种估算的可信程度究竟如何呢？这里仅举一例——数年前I.44刚出现时，网上只有三张照片（接近于标准侧视和前视角度各一张，其它角度一张），笔者利用米格29的座舱作参照进行估算，从近年来公开的数据看，尺寸误差不超过10％——相对于简陋的资料，这个数据还是可以接受的。
4． 重量推测
这里有几个比较关键的数据和它们之间的相互关系需要搞清楚：使用空重，正常起飞重量，机内载油量，无外挂载油系数，载重系数，最大起飞重量，最大载弹量，推重比。
相互关系为：
正常起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋标准武器配备重量
最大起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋最大载弹量－X
无外挂载油系数＝机内载油量 / （正常起飞重量－标准武器配备重量）
载重系数＝（最大起飞重量－使用空重）/ 使用空重
（不同条件下的）推重比＝发动机总推力 / （不同条件下的）飞机重量
其中关系2中的X为机内载油量和最大载弹量的重叠部分。换句话说，飞机满载时必然要减少机内燃油，机内满油时就不可能达到最大载弹量。至于这个X取多少，那就是仁者见仁智者见智的问题了，不过可以参考同级别的飞机并结合其它数据（如载重系数）进行推测。
比较有意思的是载油系数和载重系数。
无外挂载油系数可以看出一架飞机的基本续航能力，只要找到另一种同时代且载油系数和它接近的飞机作对比，就基本上可以了解这种飞机无外挂燃油时的航程（当然并不精确），也可以判定这种飞机是不是一种短航程的飞机。同时也可以反推回去，如果已知该系数，和同时代飞机相比明显异常，则可以对某些事实进行推断或验证。例如三代战机无外挂载油系数多为0.3强，但苏－27则高达0.4，显然极其重视续航能力，如果联系到它的巡航区域要求覆盖广袤的西伯利亚，两者正好相互映证。另一个例子是IDF（这里笔者把它归入三代机行列，因为它在设计过程中确确实实引入了三代机的技术），其相应系数不到0.3，差不多是二代机的水平，显然是美方为了不过分刺激大陆而刻意制造的“防御”特点——别忘了IDF的全称就是“自制防御战斗机”。
载重系数则可以说明一架飞机的最大续航能力和外挂武器的能力，同时还能说明飞机机体、发动机、各种机载设备（它们的总重等于使用空重）的研制水平，即在满足作战性能要求的情况下，它们的重量是否轻。在这方面，以色列的LAVI战机可以算鹤立鸡群，载重系数高达2以上，远远超过同时代战机！这么大的外挂能力在空战中是用不上的，解释只有一个——强化对地攻击能力。再回头去翻飞机手册，“LAVI……主要用于近距空中支援和遮断，其次是截击……”，果然如此！
这两个系数都具有比较明显的时代特征，即同一时代的战机相应系数一般集中在某个范围内，这就大大方便了我们的推测——如果手中没有任何实际数据，可以选取同时代的典型战机的相应系数或取其平均值，结合自己对新战机概念及其生产国航空工业水平的理解进行修正，然后将修正值作为已知量去求其它数据；如果已知部分数据，可以根据它们求出这两个系数，然后与同时代战机进行比较验证，如果有明显差异，那就值得好好考虑了——也许是你算错了，但也许……你已经发现了这种新战机不为人知的另一面呢？
总而言之，就这么9个变量、5个方程，只要我们能得到其中4个数据，那么剩下的用初中代数知识就可以算出来了。
根据笔者的经验，这里最关键的就是发动机的推力数据。如果能够得到准确的发动机数据，在计算过程中再结合参照飞机的相关数据，推测效果是比较好的。如果没有相应数据，而根据有限的资料又能大致测算出发动机进气口截面积，就可以和同时代战机的进气口截面积比较，得出一个大致的推力范围——当然，这种估算是相当粗糙的，因为它假定两种发动机的单位时间空气流量和单位流量推力相同，但事实上是不可能的。两者之间的差异直接影响到估算结果。所以，这个推力范围只是一个基础，还要根据其它相关数据进行修正才行。但必须注意的是在推测过程中不要凑数据，特别是在利用参考数据进行修正的时候。
在这一点上，笔者有过“惨痛”的教训，即前段时间对L-15的估测。当时是以K-8所用的AI-25发动机为估算基础（当然事实上不是，L-15所用的发动机是笔者做梦也想不到的），初步推测其起飞重量约4500KG左右。但这里面存在两个致命的问题：燃油量和发动机推重比。为了迎合这个数据，笔者将燃油量设定为1000KG，但K-8的燃油量就达780KG，即使装同样的发动机，航程也会比K-8短得多，还不到1000公里，这显然是不可能的。但在修正过程中，这么明显的问题却被轻易放过了。发动机推重比的问题也是因为偷懒，没有去查手册上小推力涡扇发动机的大致推重比范围，随便给了个6。现在如果回头再修正，结果肯定会大不一样。
5． 性能评估
以下以战斗机为例进行简要说明。
对性能的推测首先从整体气动布局入手。常用的气动布局包括正常后尾式、无尾式、鸭式以及非常规的飞翼式和三翼面布局。几种布局各有特点，对飞机的性能有很大影响。
后尾式布局：配平能力强，结合边条翼和放宽静安定度技术可以大幅度改善机动性，比较容易采用当前技术水平下的隐身外形设计，F-22是这种布局的最优秀的代表（个人认为苏－27气动性能足以与F-22一较高下，但无隐身能力是最大缺点）。
无尾式：以法国的幻影2000为典型代表，阻力小，重量轻，但由于操纵面少，操纵效率相对较低，且机翼后缘的升降副翼大部分时候只能用于配平，难以作为襟翼使用限制了机翼升力潜力的发挥。在当前以气动操纵面为主要操纵手段的技术条件下，这种布局比较适合截击机和隐身攻击机，在研的新机中除了即将改为后尾式布局的X-32外就没有采用无尾式布局的。但随着3维矢量推力技术的成熟，无尾式布局可能会再度兴起。
鸭式布局：后机身特点类似无尾式，超音速阻力小；更容易实现直接力控制；特别是近耦鸭式布局可以利用鸭翼与机翼的有利干扰，大幅度提高大迎角升阻比，对提高机动性有很大好处。但鸭式布局配平能力不强，和后尾式相比不能采用较大的静不稳定度，影响其优势的发挥，同时鸭翼偏转时形成锐角反射面，增大RCS，不利于飞机隐身。当初ATF论证时最终放弃鸭式布局，主要影响因素就是其配平能力和隐身能力。不过对于不太重视隐身能力的三代半战机而言，鸭式布局已经成为主流。
飞翼式布局：具有无尾式布局的优点和缺点，但气动性能和隐身性能更好，现有技术条件下由于不能放后缘襟翼导致升力系数低的问题可以由超大的翼面积来弥补。现役及在研的军机中只有B-2采用飞翼式布局。
三翼面布局：兼有后尾式和鸭式布局的优点，同时克服了鸭式布局配平能力差的问题。主要缺点是比较复杂，对飞控系统的研制人员来说是一个很大的考验。苏－37以其杰出的性能为这一布局做了最好的注解。
分析了整体布局之后，对战机性能的设计重点会有一个大致了解。下一步就是推测其设计作战模式下的速度范围，换言之就是这种战机主要是在高亚音速下作战还是在超音速下作战，或者两者兼有。现有的可以用于判断的资料包括：（双发飞机的）发动机间距、机翼展弦比、进气系统。
发动机间距：对双发飞机而言，其发动机间距对阻力影响很大。在亚音速范围内，间距增大，阻力减小；而在超音速范围内，间距增大，阻力也增大。所以，同为双发重型战机，苏－27和F-22的差异相当明显——前者重视的是高亚音速机动性，后者则偏重低超音速性能（因为考虑到超音速巡航的要求）。
机翼展弦比：展弦比小，可以提高临界M数和降低跨音速波阻，但同时也有亚音速性能不好，诱导阻力大的缺点。因此重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比一般在3左右。
进气系统：首先看进气口前缘半径。半径大，气流不易分离，低速下进气性能较好，但阻力也大——AV-8B的进气口是典型代表，但AV-8B也是亚音速战机。现代战机中很少还有采用大前缘半径进气口的。其次看是否是可调进气道。虽然没有任何资料明确指出具有弧形外形、无激波锥的不规则进气道是不可调进气道，但从已知战机的情况看，还没有一个例外的，可以作为参考之一。还有一种推测方法就是在获知了发动机推力和飞机最大M数之后，和同类飞机作比较，若明显偏低，则很可能采用了固定进气道，如F-22。需要说明的是，F-22采用固定进气道主要是为了保证隐身性能，而并非完全放弃超音速性能。事实上，以F119的推力，完全可以保证F-22在低超音速区良好的性能——包括M1.5以上的超音速巡航。
以LCA为例，该机展弦比是现役/在研战机中最小的，仅为1.79，亚音速巡航性能和机动性能都不会很好，超音速性能却相对好很多。看起来似乎是偏重于超音速。但该机却采用了固定式进气道，以F404驱动最大M数也只有M1.6。两者似乎是矛盾的。对此，笔者认为：LCA原来的设计用途是高速截击和对地攻击（否则无以解释如此之低的展弦比），只有配合可调进气道才能发挥最佳性能。但由于超音速可调进气道设计复杂，以印度的航空技术水平很可能无法开发（别忘了米格－23的进气道正是在偷来的F－4进气道设计基础上研制的，以当年的苏联尚且如此，何况印度），不得已采用了简单的固定进气道，这和目前流行的轻型战机采用固定进气道以简化设计、减轻重量的手段虽然外在表现相似，但内在意义却完全不同。
接下来，才是根据前面步骤推算出来的一些数据，参照同类战机推测新战机的简单飞行性能数据。在已经推算出推重比、翼载、内部载油量、起飞重量等一系列数据的基础上推测战机的性能，相信各位同好各有心得，这里不再赘述。
最后一步是整体评估。由于从前面步骤已经了解战机的设计重点及设计作战模式，再结合推测出的战机性能水平，可以判断该机是否达到了设计目的，相对于研制国的战机水平是否有一个阶段性的提高，是否可以算作是一种成功的战机——并不是非要达到世界第一才算成功，特别是发展中国家，航空科技水平根本无法和发达国家相比，要求马上设计出F-22水平的战机是不现实的。笔者认为，只要该机能够促使研制国的军机装备水平和航空研制能力、生产能力有一个阶段性的提高，就算是成功之作。
下面是笔者对L-15的推测过程。
类型判断：生产厂商为昌航，这是我国强击机和教练机的生产基地。飞机型号L-15，L即代表“教练机”。气动布局为正常式，但垂尾明显前移，并引入了边条翼设计，这显然是为了满足大迎角机动的需要。机翼前缘半径和进气唇口半径比亚音速的K-8小，但比常见的战斗机半径大，说明其设计速度可能介于上述二者之间。发动机进气口和喷口较小，说明采用的是小推力发动机。除了机头是否安装雷达罩无法判断外，全机未发现其它传感器特征。从舱盖和机身相对比例判断，L-15为小型飞机，但却采用了双发设计，使得重量和复杂性、造价等都有不同程度的增加，析其原因不外乎两种可能：发动机推力不足（如IDF）或者是对安全性的刻意强调，笔者认为后者可能性最大。根据这些因素综合判断，该机属于90年代末开始流行的高机动性教练机。
尺寸推测：L-15照片上无外挂武器，只能利用“舱盖相似法”判断。参照飞机选择K-8，原因在于K-8同样是串列双座座舱，且外形极为相似。假定L-15座舱长度和K-8相同，则估算结果为：该机机长12－13米，翼展7.5-8米，翼面积约20平方米，展弦比约2.9左右。
重量推测：机长在10－13米之间的现役双发中高级教练机使用空重大部分在3500－4500KG之间，无外挂载油系数在0.3—0.4之间，求平均值分别为3900KG和0.35。则可以求得其机内载油量约2100KG，正常起飞重量约6000KG。考虑到该机是高机动性教练机，必须具备较高的推重比，这里按推重比在0.8－1之间计算，发动机推力在2400－3000KG之间。再算一下翼载，约300KG/M^2，属于合理范围。而L-15真正的正常起飞重量是6500KG，二者比较，结果还是令人满意的。
性能评估：该机采用后尾式布局。以大边条翼和中等后掠翼相结合，显然是为了利用边条涡的有利干扰获得大迎角下较高的升阻比。低置平尾和明显前移的垂尾是为了避免大迎角时机翼和机身对二者的遮蔽，保证足够的操纵效率，同样是为了大迎角机动服务的。值得注意的是垂尾，单垂尾采用前移设计非常罕见，因此导致方向稳定性下降，*两个小腹鳍恐怕难以弥补，让人怀疑L-15可能采用了电传操纵系统和三轴自动增稳系统。总的来看，该机设计重点在于保证大迎角高机动性——作为一种教练机，其潜台词是我空军大量装备高机动性战斗机的日子已经不远了。
速度范围：估算展弦比为2.9，这和重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比相当。结合机翼前缘半径和进气唇口半径判断，L-15的有利空速范围可能是在高亚音速区域内。换句话说，这种飞机主要是在高亚音速区域执行训练和辅助作战任务。但是，L-15的推重比相当高，不能突破音障似乎说不过去，加上这种教练机具有明显的改装成为辅助作战飞机（对于穷国来说也许就是一线主力战机，如英国“鹰”式教练机的单座多功能战斗型——“鹰”200）的潜力，笔者估计该机可以实现低超音速飞行。
整体评估：从推测的数据看，L-15的性能是相当不错的。唯一令笔者不解的是，小推力涡扇发动机的推重比并不高，平均在4.7左右，以这样的发动机要达到起飞推重比0.8-1，只能有三种可能：技术进步使得飞机结构重量减轻；机载燃油不如推测的那么多；机载设备不多（对于现代作战飞机而言，机载设备重量占了使用空重的相当比例）。笔者判断，三者可能兼而有之，但第三种原因可能是主要原因。若果真如此，则L-15原型的作战能力有限，而其武装型由于要加装各类设备，性能可能会有一定幅度的下降。但无论如何，L-15如真的研制成功，相对于歼教－7有相当大的技术跨度，也有利于促进我国航空工业的发展，不失为一个成功之作。
看到这里，这朵雾里的花总算看完了。至于看的结果如何，那就是仁者见仁智者见智了。雾再大，最终也是要散去的。如果某天雾散之后，我们发现这朵花和我们的推测竟是如此相象，会不会“有‘花’自‘雾中’来，不亦说乎”呢？
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如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估
<P>雾里看花
——如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估</P>
<P>方方</P>
<P>每当出现一种新型战机，总是令发烧友们激动不已，急于弄清该机的相关数据。然而现实是，如果要等正式数据，恐怕要等到几年之后了。这实在令人难以忍受。熟话说“求人不如求己”，如果我们手里有一些简单资料，同样可以进行简单推测和评估，一来可以满足自己的好奇心，二来数年后正式数据出来可以对自己当年的推测进行验证，何乐不为？
以下是笔者根据有限图片资料进行推测的一些体会，不当之处请各位同好海涵指正。
1． 准备
整个推测过程中最重要的是参照飞机（大多数情况下不止一种型号），相关资料应该比较齐全，包括：比较准确的三视图，外形尺寸数据，重量数据和简单性能数据。一般而言，一本《简明世界飞机手册》勉强够用了。
未知飞机的资料由不得自己选，但必须要与参照飞机资料有一定的可比性。最起码的要求是一张与参照飞机差不多同一角度拍摄的照片，当然，比较理想的是接近于标准侧视和前视角度两张照片，这样推测误差相对小一些。如果有更多资料自然更好，但通常没那么好的运气。
此外，别忘了普通作图工具，如三角板、量角器、铅笔等等，以便进行测量估算。
2． 类型推测
这一步非常重要，因为它关系到后面步骤选参照飞机的问题。在后面你将会发现很多数据来自参照飞机，而不同类型的飞机具有不同特征，如果参照飞机的类型和新飞机不同（夸张点说，象用轰炸机作参照去推测战斗机），结果不难想象。
为简化叙述，笔者将新飞机可能的用途设定为战斗机、攻击机或教练机（这里特指专用教练机，不包括作战飞机的双座教练型）之一。这是一般爱好者比较感兴趣、也是最常见的机型。
判断途径包括：
a. 研制厂商：一般而言，在一个时期内每个研制厂商研制的军用飞机类型都有特定范围，这一点现在在中、俄表现得比较明显，例如沈飞研制战斗机，西飞研制轰炸机，米格集团主要是战斗机等……而在美国由于航空业巨头之间的相互兼并，这一范围日益模糊。
b. 型号：型号对区别中国军机飞机类型比较有效，歼强轰教把飞机类型说得一清二楚，迄今还没发现不一致的。美国虽然也用字母表示飞机类型，但往往由于实际性能和预想性能不一致而造成名不符实的情况，这一点在战斗机中表现最为明显，象F-111、F-117均属此列。至于法国和俄国，飞机的正式型号均不包含飞机的类型信息，难以据此判断。
c. 气动布局：现代军用飞机中采用高机动性气动布局的，一般是战斗机以及90年代后出现的高机动性教练机，为了适应大迎角机动的要求，普遍采用涡升力技术（例如边条翼、鸭式布局）。攻击机和初/中级教练机则由于使用范围不同，不会采用此类对它们而言算是“奢侈”的技术。
d. 适应高/低速要求的局部特征：战斗机和高机动性教练机要顾及超音速性能，均采用较小的机翼前缘半径和进气唇口半径，以减小阻力。而通常是亚音速的攻击机和初/中级教练机则相反，机翼前缘半径和进气唇口半径较大，以保持较大的前缘吸力，防止气流过早分离。
e. 发动机系统：教练机通常采用小推力发动机，其进气口和喷口相应较小，可以作为辅助判断特征。
f. 传感器特征：作战飞机（战斗机、攻击机）通常具有明显的传感器特征（如雷达罩、光电传感器窗口、外挂导航攻击吊舱）；而教练机由于自身特点，即使改装成轻型攻击机也不可能装备昂贵的传感器及相应的火控系统，也就不具备上述特征。
笔者绞尽脑汁，总结了这么几条途径出来，但并不是万能钥匙，用在哪里都行。因为飞机设计受到很多因素的影响，包括技术水平甚至政治关系。所以，应该综合各方面信息加上自己的经验进行判断，才有可能得出比较准确的结论。
3． 尺寸推测
尺寸推测是以后所有推测的基础，而这一步的关键又是选准参照飞机。如果参照飞机没选准，后面的测算结果可想而知。这里，笔者习惯根据座舱盖的相似性来进行选择，姑且称为“舱盖相似法”——雷达罩、进气口、机翼、平尾、垂尾、尾喷口等部件的外形尺寸随飞机不同而改变，但用于容纳飞行员的空间相对变化却小得多——如果两种飞机机组成员人数相同，舱盖外形相似，那它们的座舱盖尺寸相差也不大。这就是估算的基础了——当然，如果照片上有外挂武器，并已知武器型号，可以再结合武器的尺寸数据进行比例换算，这样更准确一些。
有了这个基础，进行比例换算就简单多了。不需要复杂的数学知识，甚至连三角函数都不需要，有简单的几何知识就够了。因为估算的基础并不精确，在此基础上求一个精确解是没有意义的。但需要注意在估算过程中保持一份警觉，随时检验结果是否合理并进行修正。例如笔者估算L-15时曾算出该机机长达20米，但从座舱盖和机身比例看无论如何也不象是20米长的大型机，显然计算有误。
除了简单的目视验证外，还可以根据这一阶段的推测结果求出展弦比进行辅助判断（展弦比＝翼展平方 / 翼面积）。如果出现明显异常，例如算出F-16展弦比为1.79、LCA展弦比为3.2，那就要好好检查了。
那么这种估算的可信程度究竟如何呢？这里仅举一例——数年前I.44刚出现时，网上只有三张照片（接近于标准侧视和前视角度各一张，其它角度一张），笔者利用米格29的座舱作参照进行估算，从近年来公开的数据看，尺寸误差不超过10％——相对于简陋的资料，这个数据还是可以接受的。
4． 重量推测
这里有几个比较关键的数据和它们之间的相互关系需要搞清楚：使用空重，正常起飞重量，机内载油量，无外挂载油系数，载重系数，最大起飞重量，最大载弹量，推重比。
相互关系为：
正常起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋标准武器配备重量
最大起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋最大载弹量－X
无外挂载油系数＝机内载油量 / （正常起飞重量－标准武器配备重量）
载重系数＝（最大起飞重量－使用空重）/ 使用空重
（不同条件下的）推重比＝发动机总推力 / （不同条件下的）飞机重量
其中关系2中的X为机内载油量和最大载弹量的重叠部分。换句话说，飞机满载时必然要减少机内燃油，机内满油时就不可能达到最大载弹量。至于这个X取多少，那就是仁者见仁智者见智的问题了，不过可以参考同级别的飞机并结合其它数据（如载重系数）进行推测。
比较有意思的是载油系数和载重系数。
无外挂载油系数可以看出一架飞机的基本续航能力，只要找到另一种同时代且载油系数和它接近的飞机作对比，就基本上可以了解这种飞机无外挂燃油时的航程（当然并不精确），也可以判定这种飞机是不是一种短航程的飞机。同时也可以反推回去，如果已知该系数，和同时代飞机相比明显异常，则可以对某些事实进行推断或验证。例如三代战机无外挂载油系数多为0.3强，但苏－27则高达0.4，显然极其重视续航能力，如果联系到它的巡航区域要求覆盖广袤的西伯利亚，两者正好相互映证。另一个例子是IDF（这里笔者把它归入三代机行列，因为它在设计过程中确确实实引入了三代机的技术），其相应系数不到0.3，差不多是二代机的水平，显然是美方为了不过分刺激大陆而刻意制造的“防御”特点——别忘了IDF的全称就是“自制防御战斗机”。
载重系数则可以说明一架飞机的最大续航能力和外挂武器的能力，同时还能说明飞机机体、发动机、各种机载设备（它们的总重等于使用空重）的研制水平，即在满足作战性能要求的情况下，它们的重量是否轻。在这方面，以色列的LAVI战机可以算鹤立鸡群，载重系数高达2以上，远远超过同时代战机！这么大的外挂能力在空战中是用不上的，解释只有一个——强化对地攻击能力。再回头去翻飞机手册，“LAVI……主要用于近距空中支援和遮断，其次是截击……”，果然如此！
这两个系数都具有比较明显的时代特征，即同一时代的战机相应系数一般集中在某个范围内，这就大大方便了我们的推测——如果手中没有任何实际数据，可以选取同时代的典型战机的相应系数或取其平均值，结合自己对新战机概念及其生产国航空工业水平的理解进行修正，然后将修正值作为已知量去求其它数据；如果已知部分数据，可以根据它们求出这两个系数，然后与同时代战机进行比较验证，如果有明显差异，那就值得好好考虑了——也许是你算错了，但也许……你已经发现了这种新战机不为人知的另一面呢？
总而言之，就这么9个变量、5个方程，只要我们能得到其中4个数据，那么剩下的用初中代数知识就可以算出来了。
根据笔者的经验，这里最关键的就是发动机的推力数据。如果能够得到准确的发动机数据，在计算过程中再结合参照飞机的相关数据，推测效果是比较好的。如果没有相应数据，而根据有限的资料又能大致测算出发动机进气口截面积，就可以和同时代战机的进气口截面积比较，得出一个大致的推力范围——当然，这种估算是相当粗糙的，因为它假定两种发动机的单位时间空气流量和单位流量推力相同，但事实上是不可能的。两者之间的差异直接影响到估算结果。所以，这个推力范围只是一个基础，还要根据其它相关数据进行修正才行。但必须注意的是在推测过程中不要凑数据，特别是在利用参考数据进行修正的时候。
在这一点上，笔者有过“惨痛”的教训，即前段时间对L-15的估测。当时是以K-8所用的AI-25发动机为估算基础（当然事实上不是，L-15所用的发动机是笔者做梦也想不到的），初步推测其起飞重量约4500KG左右。但这里面存在两个致命的问题：燃油量和发动机推重比。为了迎合这个数据，笔者将燃油量设定为1000KG，但K-8的燃油量就达780KG，即使装同样的发动机，航程也会比K-8短得多，还不到1000公里，这显然是不可能的。但在修正过程中，这么明显的问题却被轻易放过了。发动机推重比的问题也是因为偷懒，没有去查手册上小推力涡扇发动机的大致推重比范围，随便给了个6。现在如果回头再修正，结果肯定会大不一样。
5． 性能评估
以下以战斗机为例进行简要说明。
对性能的推测首先从整体气动布局入手。常用的气动布局包括正常后尾式、无尾式、鸭式以及非常规的飞翼式和三翼面布局。几种布局各有特点，对飞机的性能有很大影响。
后尾式布局：配平能力强，结合边条翼和放宽静安定度技术可以大幅度改善机动性，比较容易采用当前技术水平下的隐身外形设计，F-22是这种布局的最优秀的代表（个人认为苏－27气动性能足以与F-22一较高下，但无隐身能力是最大缺点）。
无尾式：以法国的幻影2000为典型代表，阻力小，重量轻，但由于操纵面少，操纵效率相对较低，且机翼后缘的升降副翼大部分时候只能用于配平，难以作为襟翼使用限制了机翼升力潜力的发挥。在当前以气动操纵面为主要操纵手段的技术条件下，这种布局比较适合截击机和隐身攻击机，在研的新机中除了即将改为后尾式布局的X-32外就没有采用无尾式布局的。但随着3维矢量推力技术的成熟，无尾式布局可能会再度兴起。
鸭式布局：后机身特点类似无尾式，超音速阻力小；更容易实现直接力控制；特别是近耦鸭式布局可以利用鸭翼与机翼的有利干扰，大幅度提高大迎角升阻比，对提高机动性有很大好处。但鸭式布局配平能力不强，和后尾式相比不能采用较大的静不稳定度，影响其优势的发挥，同时鸭翼偏转时形成锐角反射面，增大RCS，不利于飞机隐身。当初ATF论证时最终放弃鸭式布局，主要影响因素就是其配平能力和隐身能力。不过对于不太重视隐身能力的三代半战机而言，鸭式布局已经成为主流。
飞翼式布局：具有无尾式布局的优点和缺点，但气动性能和隐身性能更好，现有技术条件下由于不能放后缘襟翼导致升力系数低的问题可以由超大的翼面积来弥补。现役及在研的军机中只有B-2采用飞翼式布局。
三翼面布局：兼有后尾式和鸭式布局的优点，同时克服了鸭式布局配平能力差的问题。主要缺点是比较复杂，对飞控系统的研制人员来说是一个很大的考验。苏－37以其杰出的性能为这一布局做了最好的注解。
分析了整体布局之后，对战机性能的设计重点会有一个大致了解。下一步就是推测其设计作战模式下的速度范围，换言之就是这种战机主要是在高亚音速下作战还是在超音速下作战，或者两者兼有。现有的可以用于判断的资料包括：（双发飞机的）发动机间距、机翼展弦比、进气系统。
发动机间距：对双发飞机而言，其发动机间距对阻力影响很大。在亚音速范围内，间距增大，阻力减小；而在超音速范围内，间距增大，阻力也增大。所以，同为双发重型战机，苏－27和F-22的差异相当明显——前者重视的是高亚音速机动性，后者则偏重低超音速性能（因为考虑到超音速巡航的要求）。
机翼展弦比：展弦比小，可以提高临界M数和降低跨音速波阻，但同时也有亚音速性能不好，诱导阻力大的缺点。因此重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比一般在3左右。
进气系统：首先看进气口前缘半径。半径大，气流不易分离，低速下进气性能较好，但阻力也大——AV-8B的进气口是典型代表，但AV-8B也是亚音速战机。现代战机中很少还有采用大前缘半径进气口的。其次看是否是可调进气道。虽然没有任何资料明确指出具有弧形外形、无激波锥的不规则进气道是不可调进气道，但从已知战机的情况看，还没有一个例外的，可以作为参考之一。还有一种推测方法就是在获知了发动机推力和飞机最大M数之后，和同类飞机作比较，若明显偏低，则很可能采用了固定进气道，如F-22。需要说明的是，F-22采用固定进气道主要是为了保证隐身性能，而并非完全放弃超音速性能。事实上，以F119的推力，完全可以保证F-22在低超音速区良好的性能——包括M1.5以上的超音速巡航。
以LCA为例，该机展弦比是现役/在研战机中最小的，仅为1.79，亚音速巡航性能和机动性能都不会很好，超音速性能却相对好很多。看起来似乎是偏重于超音速。但该机却采用了固定式进气道，以F404驱动最大M数也只有M1.6。两者似乎是矛盾的。对此，笔者认为：LCA原来的设计用途是高速截击和对地攻击（否则无以解释如此之低的展弦比），只有配合可调进气道才能发挥最佳性能。但由于超音速可调进气道设计复杂，以印度的航空技术水平很可能无法开发（别忘了米格－23的进气道正是在偷来的F－4进气道设计基础上研制的，以当年的苏联尚且如此，何况印度），不得已采用了简单的固定进气道，这和目前流行的轻型战机采用固定进气道以简化设计、减轻重量的手段虽然外在表现相似，但内在意义却完全不同。
接下来，才是根据前面步骤推算出来的一些数据，参照同类战机推测新战机的简单飞行性能数据。在已经推算出推重比、翼载、内部载油量、起飞重量等一系列数据的基础上推测战机的性能，相信各位同好各有心得，这里不再赘述。
最后一步是整体评估。由于从前面步骤已经了解战机的设计重点及设计作战模式，再结合推测出的战机性能水平，可以判断该机是否达到了设计目的，相对于研制国的战机水平是否有一个阶段性的提高，是否可以算作是一种成功的战机——并不是非要达到世界第一才算成功，特别是发展中国家，航空科技水平根本无法和发达国家相比，要求马上设计出F-22水平的战机是不现实的。笔者认为，只要该机能够促使研制国的军机装备水平和航空研制能力、生产能力有一个阶段性的提高，就算是成功之作。
下面是笔者对L-15的推测过程。
类型判断：生产厂商为昌航，这是我国强击机和教练机的生产基地。飞机型号L-15，L即代表“教练机”。气动布局为正常式，但垂尾明显前移，并引入了边条翼设计，这显然是为了满足大迎角机动的需要。机翼前缘半径和进气唇口半径比亚音速的K-8小，但比常见的战斗机半径大，说明其设计速度可能介于上述二者之间。发动机进气口和喷口较小，说明采用的是小推力发动机。除了机头是否安装雷达罩无法判断外，全机未发现其它传感器特征。从舱盖和机身相对比例判断，L-15为小型飞机，但却采用了双发设计，使得重量和复杂性、造价等都有不同程度的增加，析其原因不外乎两种可能：发动机推力不足（如IDF）或者是对安全性的刻意强调，笔者认为后者可能性最大。根据这些因素综合判断，该机属于90年代末开始流行的高机动性教练机。
尺寸推测：L-15照片上无外挂武器，只能利用“舱盖相似法”判断。参照飞机选择K-8，原因在于K-8同样是串列双座座舱，且外形极为相似。假定L-15座舱长度和K-8相同，则估算结果为：该机机长12－13米，翼展7.5-8米，翼面积约20平方米，展弦比约2.9左右。
重量推测：机长在10－13米之间的现役双发中高级教练机使用空重大部分在3500－4500KG之间，无外挂载油系数在0.3—0.4之间，求平均值分别为3900KG和0.35。则可以求得其机内载油量约2100KG，正常起飞重量约6000KG。考虑到该机是高机动性教练机，必须具备较高的推重比，这里按推重比在0.8－1之间计算，发动机推力在2400－3000KG之间。再算一下翼载，约300KG/M^2，属于合理范围。而L-15真正的正常起飞重量是6500KG，二者比较，结果还是令人满意的。
性能评估：该机采用后尾式布局。以大边条翼和中等后掠翼相结合，显然是为了利用边条涡的有利干扰获得大迎角下较高的升阻比。低置平尾和明显前移的垂尾是为了避免大迎角时机翼和机身对二者的遮蔽，保证足够的操纵效率，同样是为了大迎角机动服务的。值得注意的是垂尾，单垂尾采用前移设计非常罕见，因此导致方向稳定性下降，*两个小腹鳍恐怕难以弥补，让人怀疑L-15可能采用了电传操纵系统和三轴自动增稳系统。总的来看，该机设计重点在于保证大迎角高机动性——作为一种教练机，其潜台词是我空军大量装备高机动性战斗机的日子已经不远了。
速度范围：估算展弦比为2.9，这和重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比相当。结合机翼前缘半径和进气唇口半径判断，L-15的有利空速范围可能是在高亚音速区域内。换句话说，这种飞机主要是在高亚音速区域执行训练和辅助作战任务。但是，L-15的推重比相当高，不能突破音障似乎说不过去，加上这种教练机具有明显的改装成为辅助作战飞机（对于穷国来说也许就是一线主力战机，如英国“鹰”式教练机的单座多功能战斗型——“鹰”200）的潜力，笔者估计该机可以实现低超音速飞行。
整体评估：从推测的数据看，L-15的性能是相当不错的。唯一令笔者不解的是，小推力涡扇发动机的推重比并不高，平均在4.7左右，以这样的发动机要达到起飞推重比0.8-1，只能有三种可能：技术进步使得飞机结构重量减轻；机载燃油不如推测的那么多；机载设备不多（对于现代作战飞机而言，机载设备重量占了使用空重的相当比例）。笔者判断，三者可能兼而有之，但第三种原因可能是主要原因。若果真如此，则L-15原型的作战能力有限，而其武装型由于要加装各类设备，性能可能会有一定幅度的下降。但无论如何，L-15如真的研制成功，相对于歼教－7有相当大的技术跨度，也有利于促进我国航空工业的发展，不失为一个成功之作。
看到这里，这朵雾里的花总算看完了。至于看的结果如何，那就是仁者见仁智者见智了。雾再大，最终也是要散去的。如果某天雾散之后，我们发现这朵花和我们的推测竟是如此相象，会不会“有‘花’自‘雾中’来，不亦说乎”呢？
</P>
<P>雾里看花
——如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估</P>
<P>方方</P>
<P>每当出现一种新型战机，总是令发烧友们激动不已，急于弄清该机的相关数据。然而现实是，如果要等正式数据，恐怕要等到几年之后了。这实在令人难以忍受。熟话说“求人不如求己”，如果我们手里有一些简单资料，同样可以进行简单推测和评估，一来可以满足自己的好奇心，二来数年后正式数据出来可以对自己当年的推测进行验证，何乐不为？
以下是笔者根据有限图片资料进行推测的一些体会，不当之处请各位同好海涵指正。
1． 准备
整个推测过程中最重要的是参照飞机（大多数情况下不止一种型号），相关资料应该比较齐全，包括：比较准确的三视图，外形尺寸数据，重量数据和简单性能数据。一般而言，一本《简明世界飞机手册》勉强够用了。
未知飞机的资料由不得自己选，但必须要与参照飞机资料有一定的可比性。最起码的要求是一张与参照飞机差不多同一角度拍摄的照片，当然，比较理想的是接近于标准侧视和前视角度两张照片，这样推测误差相对小一些。如果有更多资料自然更好，但通常没那么好的运气。
此外，别忘了普通作图工具，如三角板、量角器、铅笔等等，以便进行测量估算。
2． 类型推测
这一步非常重要，因为它关系到后面步骤选参照飞机的问题。在后面你将会发现很多数据来自参照飞机，而不同类型的飞机具有不同特征，如果参照飞机的类型和新飞机不同（夸张点说，象用轰炸机作参照去推测战斗机），结果不难想象。
为简化叙述，笔者将新飞机可能的用途设定为战斗机、攻击机或教练机（这里特指专用教练机，不包括作战飞机的双座教练型）之一。这是一般爱好者比较感兴趣、也是最常见的机型。
判断途径包括：
a. 研制厂商：一般而言，在一个时期内每个研制厂商研制的军用飞机类型都有特定范围，这一点现在在中、俄表现得比较明显，例如沈飞研制战斗机，西飞研制轰炸机，米格集团主要是战斗机等……而在美国由于航空业巨头之间的相互兼并，这一范围日益模糊。
b. 型号：型号对区别中国军机飞机类型比较有效，歼强轰教把飞机类型说得一清二楚，迄今还没发现不一致的。美国虽然也用字母表示飞机类型，但往往由于实际性能和预想性能不一致而造成名不符实的情况，这一点在战斗机中表现最为明显，象F-111、F-117均属此列。至于法国和俄国，飞机的正式型号均不包含飞机的类型信息，难以据此判断。
c. 气动布局：现代军用飞机中采用高机动性气动布局的，一般是战斗机以及90年代后出现的高机动性教练机，为了适应大迎角机动的要求，普遍采用涡升力技术（例如边条翼、鸭式布局）。攻击机和初/中级教练机则由于使用范围不同，不会采用此类对它们而言算是“奢侈”的技术。
d. 适应高/低速要求的局部特征：战斗机和高机动性教练机要顾及超音速性能，均采用较小的机翼前缘半径和进气唇口半径，以减小阻力。而通常是亚音速的攻击机和初/中级教练机则相反，机翼前缘半径和进气唇口半径较大，以保持较大的前缘吸力，防止气流过早分离。
e. 发动机系统：教练机通常采用小推力发动机，其进气口和喷口相应较小，可以作为辅助判断特征。
f. 传感器特征：作战飞机（战斗机、攻击机）通常具有明显的传感器特征（如雷达罩、光电传感器窗口、外挂导航攻击吊舱）；而教练机由于自身特点，即使改装成轻型攻击机也不可能装备昂贵的传感器及相应的火控系统，也就不具备上述特征。
笔者绞尽脑汁，总结了这么几条途径出来，但并不是万能钥匙，用在哪里都行。因为飞机设计受到很多因素的影响，包括技术水平甚至政治关系。所以，应该综合各方面信息加上自己的经验进行判断，才有可能得出比较准确的结论。
3． 尺寸推测
尺寸推测是以后所有推测的基础，而这一步的关键又是选准参照飞机。如果参照飞机没选准，后面的测算结果可想而知。这里，笔者习惯根据座舱盖的相似性来进行选择，姑且称为“舱盖相似法”——雷达罩、进气口、机翼、平尾、垂尾、尾喷口等部件的外形尺寸随飞机不同而改变，但用于容纳飞行员的空间相对变化却小得多——如果两种飞机机组成员人数相同，舱盖外形相似，那它们的座舱盖尺寸相差也不大。这就是估算的基础了——当然，如果照片上有外挂武器，并已知武器型号，可以再结合武器的尺寸数据进行比例换算，这样更准确一些。
有了这个基础，进行比例换算就简单多了。不需要复杂的数学知识，甚至连三角函数都不需要，有简单的几何知识就够了。因为估算的基础并不精确，在此基础上求一个精确解是没有意义的。但需要注意在估算过程中保持一份警觉，随时检验结果是否合理并进行修正。例如笔者估算L-15时曾算出该机机长达20米，但从座舱盖和机身比例看无论如何也不象是20米长的大型机，显然计算有误。
除了简单的目视验证外，还可以根据这一阶段的推测结果求出展弦比进行辅助判断（展弦比＝翼展平方 / 翼面积）。如果出现明显异常，例如算出F-16展弦比为1.79、LCA展弦比为3.2，那就要好好检查了。
那么这种估算的可信程度究竟如何呢？这里仅举一例——数年前I.44刚出现时，网上只有三张照片（接近于标准侧视和前视角度各一张，其它角度一张），笔者利用米格29的座舱作参照进行估算，从近年来公开的数据看，尺寸误差不超过10％——相对于简陋的资料，这个数据还是可以接受的。
4． 重量推测
这里有几个比较关键的数据和它们之间的相互关系需要搞清楚：使用空重，正常起飞重量，机内载油量，无外挂载油系数，载重系数，最大起飞重量，最大载弹量，推重比。
相互关系为：
正常起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋标准武器配备重量
最大起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋最大载弹量－X
无外挂载油系数＝机内载油量 / （正常起飞重量－标准武器配备重量）
载重系数＝（最大起飞重量－使用空重）/ 使用空重
（不同条件下的）推重比＝发动机总推力 / （不同条件下的）飞机重量
其中关系2中的X为机内载油量和最大载弹量的重叠部分。换句话说，飞机满载时必然要减少机内燃油，机内满油时就不可能达到最大载弹量。至于这个X取多少，那就是仁者见仁智者见智的问题了，不过可以参考同级别的飞机并结合其它数据（如载重系数）进行推测。
比较有意思的是载油系数和载重系数。
无外挂载油系数可以看出一架飞机的基本续航能力，只要找到另一种同时代且载油系数和它接近的飞机作对比，就基本上可以了解这种飞机无外挂燃油时的航程（当然并不精确），也可以判定这种飞机是不是一种短航程的飞机。同时也可以反推回去，如果已知该系数，和同时代飞机相比明显异常，则可以对某些事实进行推断或验证。例如三代战机无外挂载油系数多为0.3强，但苏－27则高达0.4，显然极其重视续航能力，如果联系到它的巡航区域要求覆盖广袤的西伯利亚，两者正好相互映证。另一个例子是IDF（这里笔者把它归入三代机行列，因为它在设计过程中确确实实引入了三代机的技术），其相应系数不到0.3，差不多是二代机的水平，显然是美方为了不过分刺激大陆而刻意制造的“防御”特点——别忘了IDF的全称就是“自制防御战斗机”。
载重系数则可以说明一架飞机的最大续航能力和外挂武器的能力，同时还能说明飞机机体、发动机、各种机载设备（它们的总重等于使用空重）的研制水平，即在满足作战性能要求的情况下，它们的重量是否轻。在这方面，以色列的LAVI战机可以算鹤立鸡群，载重系数高达2以上，远远超过同时代战机！这么大的外挂能力在空战中是用不上的，解释只有一个——强化对地攻击能力。再回头去翻飞机手册，“LAVI……主要用于近距空中支援和遮断，其次是截击……”，果然如此！
这两个系数都具有比较明显的时代特征，即同一时代的战机相应系数一般集中在某个范围内，这就大大方便了我们的推测——如果手中没有任何实际数据，可以选取同时代的典型战机的相应系数或取其平均值，结合自己对新战机概念及其生产国航空工业水平的理解进行修正，然后将修正值作为已知量去求其它数据；如果已知部分数据，可以根据它们求出这两个系数，然后与同时代战机进行比较验证，如果有明显差异，那就值得好好考虑了——也许是你算错了，但也许……你已经发现了这种新战机不为人知的另一面呢？
总而言之，就这么9个变量、5个方程，只要我们能得到其中4个数据，那么剩下的用初中代数知识就可以算出来了。
根据笔者的经验，这里最关键的就是发动机的推力数据。如果能够得到准确的发动机数据，在计算过程中再结合参照飞机的相关数据，推测效果是比较好的。如果没有相应数据，而根据有限的资料又能大致测算出发动机进气口截面积，就可以和同时代战机的进气口截面积比较，得出一个大致的推力范围——当然，这种估算是相当粗糙的，因为它假定两种发动机的单位时间空气流量和单位流量推力相同，但事实上是不可能的。两者之间的差异直接影响到估算结果。所以，这个推力范围只是一个基础，还要根据其它相关数据进行修正才行。但必须注意的是在推测过程中不要凑数据，特别是在利用参考数据进行修正的时候。
在这一点上，笔者有过“惨痛”的教训，即前段时间对L-15的估测。当时是以K-8所用的AI-25发动机为估算基础（当然事实上不是，L-15所用的发动机是笔者做梦也想不到的），初步推测其起飞重量约4500KG左右。但这里面存在两个致命的问题：燃油量和发动机推重比。为了迎合这个数据，笔者将燃油量设定为1000KG，但K-8的燃油量就达780KG，即使装同样的发动机，航程也会比K-8短得多，还不到1000公里，这显然是不可能的。但在修正过程中，这么明显的问题却被轻易放过了。发动机推重比的问题也是因为偷懒，没有去查手册上小推力涡扇发动机的大致推重比范围，随便给了个6。现在如果回头再修正，结果肯定会大不一样。
5． 性能评估
以下以战斗机为例进行简要说明。
对性能的推测首先从整体气动布局入手。常用的气动布局包括正常后尾式、无尾式、鸭式以及非常规的飞翼式和三翼面布局。几种布局各有特点，对飞机的性能有很大影响。
后尾式布局：配平能力强，结合边条翼和放宽静安定度技术可以大幅度改善机动性，比较容易采用当前技术水平下的隐身外形设计，F-22是这种布局的最优秀的代表（个人认为苏－27气动性能足以与F-22一较高下，但无隐身能力是最大缺点）。
无尾式：以法国的幻影2000为典型代表，阻力小，重量轻，但由于操纵面少，操纵效率相对较低，且机翼后缘的升降副翼大部分时候只能用于配平，难以作为襟翼使用限制了机翼升力潜力的发挥。在当前以气动操纵面为主要操纵手段的技术条件下，这种布局比较适合截击机和隐身攻击机，在研的新机中除了即将改为后尾式布局的X-32外就没有采用无尾式布局的。但随着3维矢量推力技术的成熟，无尾式布局可能会再度兴起。
鸭式布局：后机身特点类似无尾式，超音速阻力小；更容易实现直接力控制；特别是近耦鸭式布局可以利用鸭翼与机翼的有利干扰，大幅度提高大迎角升阻比，对提高机动性有很大好处。但鸭式布局配平能力不强，和后尾式相比不能采用较大的静不稳定度，影响其优势的发挥，同时鸭翼偏转时形成锐角反射面，增大RCS，不利于飞机隐身。当初ATF论证时最终放弃鸭式布局，主要影响因素就是其配平能力和隐身能力。不过对于不太重视隐身能力的三代半战机而言，鸭式布局已经成为主流。
飞翼式布局：具有无尾式布局的优点和缺点，但气动性能和隐身性能更好，现有技术条件下由于不能放后缘襟翼导致升力系数低的问题可以由超大的翼面积来弥补。现役及在研的军机中只有B-2采用飞翼式布局。
三翼面布局：兼有后尾式和鸭式布局的优点，同时克服了鸭式布局配平能力差的问题。主要缺点是比较复杂，对飞控系统的研制人员来说是一个很大的考验。苏－37以其杰出的性能为这一布局做了最好的注解。
分析了整体布局之后，对战机性能的设计重点会有一个大致了解。下一步就是推测其设计作战模式下的速度范围，换言之就是这种战机主要是在高亚音速下作战还是在超音速下作战，或者两者兼有。现有的可以用于判断的资料包括：（双发飞机的）发动机间距、机翼展弦比、进气系统。
发动机间距：对双发飞机而言，其发动机间距对阻力影响很大。在亚音速范围内，间距增大，阻力减小；而在超音速范围内，间距增大，阻力也增大。所以，同为双发重型战机，苏－27和F-22的差异相当明显——前者重视的是高亚音速机动性，后者则偏重低超音速性能（因为考虑到超音速巡航的要求）。
机翼展弦比：展弦比小，可以提高临界M数和降低跨音速波阻，但同时也有亚音速性能不好，诱导阻力大的缺点。因此重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比一般在3左右。
进气系统：首先看进气口前缘半径。半径大，气流不易分离，低速下进气性能较好，但阻力也大——AV-8B的进气口是典型代表，但AV-8B也是亚音速战机。现代战机中很少还有采用大前缘半径进气口的。其次看是否是可调进气道。虽然没有任何资料明确指出具有弧形外形、无激波锥的不规则进气道是不可调进气道，但从已知战机的情况看，还没有一个例外的，可以作为参考之一。还有一种推测方法就是在获知了发动机推力和飞机最大M数之后，和同类飞机作比较，若明显偏低，则很可能采用了固定进气道，如F-22。需要说明的是，F-22采用固定进气道主要是为了保证隐身性能，而并非完全放弃超音速性能。事实上，以F119的推力，完全可以保证F-22在低超音速区良好的性能——包括M1.5以上的超音速巡航。
以LCA为例，该机展弦比是现役/在研战机中最小的，仅为1.79，亚音速巡航性能和机动性能都不会很好，超音速性能却相对好很多。看起来似乎是偏重于超音速。但该机却采用了固定式进气道，以F404驱动最大M数也只有M1.6。两者似乎是矛盾的。对此，笔者认为：LCA原来的设计用途是高速截击和对地攻击（否则无以解释如此之低的展弦比），只有配合可调进气道才能发挥最佳性能。但由于超音速可调进气道设计复杂，以印度的航空技术水平很可能无法开发（别忘了米格－23的进气道正是在偷来的F－4进气道设计基础上研制的，以当年的苏联尚且如此，何况印度），不得已采用了简单的固定进气道，这和目前流行的轻型战机采用固定进气道以简化设计、减轻重量的手段虽然外在表现相似，但内在意义却完全不同。
接下来，才是根据前面步骤推算出来的一些数据，参照同类战机推测新战机的简单飞行性能数据。在已经推算出推重比、翼载、内部载油量、起飞重量等一系列数据的基础上推测战机的性能，相信各位同好各有心得，这里不再赘述。
最后一步是整体评估。由于从前面步骤已经了解战机的设计重点及设计作战模式，再结合推测出的战机性能水平，可以判断该机是否达到了设计目的，相对于研制国的战机水平是否有一个阶段性的提高，是否可以算作是一种成功的战机——并不是非要达到世界第一才算成功，特别是发展中国家，航空科技水平根本无法和发达国家相比，要求马上设计出F-22水平的战机是不现实的。笔者认为，只要该机能够促使研制国的军机装备水平和航空研制能力、生产能力有一个阶段性的提高，就算是成功之作。
下面是笔者对L-15的推测过程。
类型判断：生产厂商为昌航，这是我国强击机和教练机的生产基地。飞机型号L-15，L即代表“教练机”。气动布局为正常式，但垂尾明显前移，并引入了边条翼设计，这显然是为了满足大迎角机动的需要。机翼前缘半径和进气唇口半径比亚音速的K-8小，但比常见的战斗机半径大，说明其设计速度可能介于上述二者之间。发动机进气口和喷口较小，说明采用的是小推力发动机。除了机头是否安装雷达罩无法判断外，全机未发现其它传感器特征。从舱盖和机身相对比例判断，L-15为小型飞机，但却采用了双发设计，使得重量和复杂性、造价等都有不同程度的增加，析其原因不外乎两种可能：发动机推力不足（如IDF）或者是对安全性的刻意强调，笔者认为后者可能性最大。根据这些因素综合判断，该机属于90年代末开始流行的高机动性教练机。
尺寸推测：L-15照片上无外挂武器，只能利用“舱盖相似法”判断。参照飞机选择K-8，原因在于K-8同样是串列双座座舱，且外形极为相似。假定L-15座舱长度和K-8相同，则估算结果为：该机机长12－13米，翼展7.5-8米，翼面积约20平方米，展弦比约2.9左右。
重量推测：机长在10－13米之间的现役双发中高级教练机使用空重大部分在3500－4500KG之间，无外挂载油系数在0.3—0.4之间，求平均值分别为3900KG和0.35。则可以求得其机内载油量约2100KG，正常起飞重量约6000KG。考虑到该机是高机动性教练机，必须具备较高的推重比，这里按推重比在0.8－1之间计算，发动机推力在2400－3000KG之间。再算一下翼载，约300KG/M^2，属于合理范围。而L-15真正的正常起飞重量是6500KG，二者比较，结果还是令人满意的。
性能评估：该机采用后尾式布局。以大边条翼和中等后掠翼相结合，显然是为了利用边条涡的有利干扰获得大迎角下较高的升阻比。低置平尾和明显前移的垂尾是为了避免大迎角时机翼和机身对二者的遮蔽，保证足够的操纵效率，同样是为了大迎角机动服务的。值得注意的是垂尾，单垂尾采用前移设计非常罕见，因此导致方向稳定性下降，*两个小腹鳍恐怕难以弥补，让人怀疑L-15可能采用了电传操纵系统和三轴自动增稳系统。总的来看，该机设计重点在于保证大迎角高机动性——作为一种教练机，其潜台词是我空军大量装备高机动性战斗机的日子已经不远了。
速度范围：估算展弦比为2.9，这和重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比相当。结合机翼前缘半径和进气唇口半径判断，L-15的有利空速范围可能是在高亚音速区域内。换句话说，这种飞机主要是在高亚音速区域执行训练和辅助作战任务。但是，L-15的推重比相当高，不能突破音障似乎说不过去，加上这种教练机具有明显的改装成为辅助作战飞机（对于穷国来说也许就是一线主力战机，如英国“鹰”式教练机的单座多功能战斗型——“鹰”200）的潜力，笔者估计该机可以实现低超音速飞行。
整体评估：从推测的数据看，L-15的性能是相当不错的。唯一令笔者不解的是，小推力涡扇发动机的推重比并不高，平均在4.7左右，以这样的发动机要达到起飞推重比0.8-1，只能有三种可能：技术进步使得飞机结构重量减轻；机载燃油不如推测的那么多；机载设备不多（对于现代作战飞机而言，机载设备重量占了使用空重的相当比例）。笔者判断，三者可能兼而有之，但第三种原因可能是主要原因。若果真如此，则L-15原型的作战能力有限，而其武装型由于要加装各类设备，性能可能会有一定幅度的下降。但无论如何，L-15如真的研制成功，相对于歼教－7有相当大的技术跨度，也有利于促进我国航空工业的发展，不失为一个成功之作。
看到这里，这朵雾里的花总算看完了。至于看的结果如何，那就是仁者见仁智者见智了。雾再大，最终也是要散去的。如果某天雾散之后，我们发现这朵花和我们的推测竟是如此相象，会不会“有‘花’自‘雾中’来，不亦说乎”呢？
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如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估<P>雾里看花
——如何根据有限资料对战机进行简单推测和评估</P>
<P>方方</P>
<P>每当出现一种新型战机，总是令发烧友们激动不已，急于弄清该机的相关数据。然而现实是，如果要等正式数据，恐怕要等到几年之后了。这实在令人难以忍受。熟话说“求人不如求己”，如果我们手里有一些简单资料，同样可以进行简单推测和评估，一来可以满足自己的好奇心，二来数年后正式数据出来可以对自己当年的推测进行验证，何乐不为？
以下是笔者根据有限图片资料进行推测的一些体会，不当之处请各位同好海涵指正。
1． 准备
整个推测过程中最重要的是参照飞机（大多数情况下不止一种型号），相关资料应该比较齐全，包括：比较准确的三视图，外形尺寸数据，重量数据和简单性能数据。一般而言，一本《简明世界飞机手册》勉强够用了。
未知飞机的资料由不得自己选，但必须要与参照飞机资料有一定的可比性。最起码的要求是一张与参照飞机差不多同一角度拍摄的照片，当然，比较理想的是接近于标准侧视和前视角度两张照片，这样推测误差相对小一些。如果有更多资料自然更好，但通常没那么好的运气。
此外，别忘了普通作图工具，如三角板、量角器、铅笔等等，以便进行测量估算。
2． 类型推测
这一步非常重要，因为它关系到后面步骤选参照飞机的问题。在后面你将会发现很多数据来自参照飞机，而不同类型的飞机具有不同特征，如果参照飞机的类型和新飞机不同（夸张点说，象用轰炸机作参照去推测战斗机），结果不难想象。
为简化叙述，笔者将新飞机可能的用途设定为战斗机、攻击机或教练机（这里特指专用教练机，不包括作战飞机的双座教练型）之一。这是一般爱好者比较感兴趣、也是最常见的机型。
判断途径包括：
a. 研制厂商：一般而言，在一个时期内每个研制厂商研制的军用飞机类型都有特定范围，这一点现在在中、俄表现得比较明显，例如沈飞研制战斗机，西飞研制轰炸机，米格集团主要是战斗机等……而在美国由于航空业巨头之间的相互兼并，这一范围日益模糊。
b. 型号：型号对区别中国军机飞机类型比较有效，歼强轰教把飞机类型说得一清二楚，迄今还没发现不一致的。美国虽然也用字母表示飞机类型，但往往由于实际性能和预想性能不一致而造成名不符实的情况，这一点在战斗机中表现最为明显，象F-111、F-117均属此列。至于法国和俄国，飞机的正式型号均不包含飞机的类型信息，难以据此判断。
c. 气动布局：现代军用飞机中采用高机动性气动布局的，一般是战斗机以及90年代后出现的高机动性教练机，为了适应大迎角机动的要求，普遍采用涡升力技术（例如边条翼、鸭式布局）。攻击机和初/中级教练机则由于使用范围不同，不会采用此类对它们而言算是“奢侈”的技术。
d. 适应高/低速要求的局部特征：战斗机和高机动性教练机要顾及超音速性能，均采用较小的机翼前缘半径和进气唇口半径，以减小阻力。而通常是亚音速的攻击机和初/中级教练机则相反，机翼前缘半径和进气唇口半径较大，以保持较大的前缘吸力，防止气流过早分离。
e. 发动机系统：教练机通常采用小推力发动机，其进气口和喷口相应较小，可以作为辅助判断特征。
f. 传感器特征：作战飞机（战斗机、攻击机）通常具有明显的传感器特征（如雷达罩、光电传感器窗口、外挂导航攻击吊舱）；而教练机由于自身特点，即使改装成轻型攻击机也不可能装备昂贵的传感器及相应的火控系统，也就不具备上述特征。
笔者绞尽脑汁，总结了这么几条途径出来，但并不是万能钥匙，用在哪里都行。因为飞机设计受到很多因素的影响，包括技术水平甚至政治关系。所以，应该综合各方面信息加上自己的经验进行判断，才有可能得出比较准确的结论。
3． 尺寸推测
尺寸推测是以后所有推测的基础，而这一步的关键又是选准参照飞机。如果参照飞机没选准，后面的测算结果可想而知。这里，笔者习惯根据座舱盖的相似性来进行选择，姑且称为“舱盖相似法”——雷达罩、进气口、机翼、平尾、垂尾、尾喷口等部件的外形尺寸随飞机不同而改变，但用于容纳飞行员的空间相对变化却小得多——如果两种飞机机组成员人数相同，舱盖外形相似，那它们的座舱盖尺寸相差也不大。这就是估算的基础了——当然，如果照片上有外挂武器，并已知武器型号，可以再结合武器的尺寸数据进行比例换算，这样更准确一些。
有了这个基础，进行比例换算就简单多了。不需要复杂的数学知识，甚至连三角函数都不需要，有简单的几何知识就够了。因为估算的基础并不精确，在此基础上求一个精确解是没有意义的。但需要注意在估算过程中保持一份警觉，随时检验结果是否合理并进行修正。例如笔者估算L-15时曾算出该机机长达20米，但从座舱盖和机身比例看无论如何也不象是20米长的大型机，显然计算有误。
除了简单的目视验证外，还可以根据这一阶段的推测结果求出展弦比进行辅助判断（展弦比＝翼展平方 / 翼面积）。如果出现明显异常，例如算出F-16展弦比为1.79、LCA展弦比为3.2，那就要好好检查了。
那么这种估算的可信程度究竟如何呢？这里仅举一例——数年前I.44刚出现时，网上只有三张照片（接近于标准侧视和前视角度各一张，其它角度一张），笔者利用米格29的座舱作参照进行估算，从近年来公开的数据看，尺寸误差不超过10％——相对于简陋的资料，这个数据还是可以接受的。
4． 重量推测
这里有几个比较关键的数据和它们之间的相互关系需要搞清楚：使用空重，正常起飞重量，机内载油量，无外挂载油系数，载重系数，最大起飞重量，最大载弹量，推重比。
相互关系为：
正常起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋标准武器配备重量
最大起飞重量＝使用空重＋机内载油量＋最大载弹量－X
无外挂载油系数＝机内载油量 / （正常起飞重量－标准武器配备重量）
载重系数＝（最大起飞重量－使用空重）/ 使用空重
（不同条件下的）推重比＝发动机总推力 / （不同条件下的）飞机重量
其中关系2中的X为机内载油量和最大载弹量的重叠部分。换句话说，飞机满载时必然要减少机内燃油，机内满油时就不可能达到最大载弹量。至于这个X取多少，那就是仁者见仁智者见智的问题了，不过可以参考同级别的飞机并结合其它数据（如载重系数）进行推测。
比较有意思的是载油系数和载重系数。
无外挂载油系数可以看出一架飞机的基本续航能力，只要找到另一种同时代且载油系数和它接近的飞机作对比，就基本上可以了解这种飞机无外挂燃油时的航程（当然并不精确），也可以判定这种飞机是不是一种短航程的飞机。同时也可以反推回去，如果已知该系数，和同时代飞机相比明显异常，则可以对某些事实进行推断或验证。例如三代战机无外挂载油系数多为0.3强，但苏－27则高达0.4，显然极其重视续航能力，如果联系到它的巡航区域要求覆盖广袤的西伯利亚，两者正好相互映证。另一个例子是IDF（这里笔者把它归入三代机行列，因为它在设计过程中确确实实引入了三代机的技术），其相应系数不到0.3，差不多是二代机的水平，显然是美方为了不过分刺激大陆而刻意制造的“防御”特点——别忘了IDF的全称就是“自制防御战斗机”。
载重系数则可以说明一架飞机的最大续航能力和外挂武器的能力，同时还能说明飞机机体、发动机、各种机载设备（它们的总重等于使用空重）的研制水平，即在满足作战性能要求的情况下，它们的重量是否轻。在这方面，以色列的LAVI战机可以算鹤立鸡群，载重系数高达2以上，远远超过同时代战机！这么大的外挂能力在空战中是用不上的，解释只有一个——强化对地攻击能力。再回头去翻飞机手册，“LAVI……主要用于近距空中支援和遮断，其次是截击……”，果然如此！
这两个系数都具有比较明显的时代特征，即同一时代的战机相应系数一般集中在某个范围内，这就大大方便了我们的推测——如果手中没有任何实际数据，可以选取同时代的典型战机的相应系数或取其平均值，结合自己对新战机概念及其生产国航空工业水平的理解进行修正，然后将修正值作为已知量去求其它数据；如果已知部分数据，可以根据它们求出这两个系数，然后与同时代战机进行比较验证，如果有明显差异，那就值得好好考虑了——也许是你算错了，但也许……你已经发现了这种新战机不为人知的另一面呢？
总而言之，就这么9个变量、5个方程，只要我们能得到其中4个数据，那么剩下的用初中代数知识就可以算出来了。
根据笔者的经验，这里最关键的就是发动机的推力数据。如果能够得到准确的发动机数据，在计算过程中再结合参照飞机的相关数据，推测效果是比较好的。如果没有相应数据，而根据有限的资料又能大致测算出发动机进气口截面积，就可以和同时代战机的进气口截面积比较，得出一个大致的推力范围——当然，这种估算是相当粗糙的，因为它假定两种发动机的单位时间空气流量和单位流量推力相同，但事实上是不可能的。两者之间的差异直接影响到估算结果。所以，这个推力范围只是一个基础，还要根据其它相关数据进行修正才行。但必须注意的是在推测过程中不要凑数据，特别是在利用参考数据进行修正的时候。
在这一点上，笔者有过“惨痛”的教训，即前段时间对L-15的估测。当时是以K-8所用的AI-25发动机为估算基础（当然事实上不是，L-15所用的发动机是笔者做梦也想不到的），初步推测其起飞重量约4500KG左右。但这里面存在两个致命的问题：燃油量和发动机推重比。为了迎合这个数据，笔者将燃油量设定为1000KG，但K-8的燃油量就达780KG，即使装同样的发动机，航程也会比K-8短得多，还不到1000公里，这显然是不可能的。但在修正过程中，这么明显的问题却被轻易放过了。发动机推重比的问题也是因为偷懒，没有去查手册上小推力涡扇发动机的大致推重比范围，随便给了个6。现在如果回头再修正，结果肯定会大不一样。
5． 性能评估
以下以战斗机为例进行简要说明。
对性能的推测首先从整体气动布局入手。常用的气动布局包括正常后尾式、无尾式、鸭式以及非常规的飞翼式和三翼面布局。几种布局各有特点，对飞机的性能有很大影响。
后尾式布局：配平能力强，结合边条翼和放宽静安定度技术可以大幅度改善机动性，比较容易采用当前技术水平下的隐身外形设计，F-22是这种布局的最优秀的代表（个人认为苏－27气动性能足以与F-22一较高下，但无隐身能力是最大缺点）。
无尾式：以法国的幻影2000为典型代表，阻力小，重量轻，但由于操纵面少，操纵效率相对较低，且机翼后缘的升降副翼大部分时候只能用于配平，难以作为襟翼使用限制了机翼升力潜力的发挥。在当前以气动操纵面为主要操纵手段的技术条件下，这种布局比较适合截击机和隐身攻击机，在研的新机中除了即将改为后尾式布局的X-32外就没有采用无尾式布局的。但随着3维矢量推力技术的成熟，无尾式布局可能会再度兴起。
鸭式布局：后机身特点类似无尾式，超音速阻力小；更容易实现直接力控制；特别是近耦鸭式布局可以利用鸭翼与机翼的有利干扰，大幅度提高大迎角升阻比，对提高机动性有很大好处。但鸭式布局配平能力不强，和后尾式相比不能采用较大的静不稳定度，影响其优势的发挥，同时鸭翼偏转时形成锐角反射面，增大RCS，不利于飞机隐身。当初ATF论证时最终放弃鸭式布局，主要影响因素就是其配平能力和隐身能力。不过对于不太重视隐身能力的三代半战机而言，鸭式布局已经成为主流。
飞翼式布局：具有无尾式布局的优点和缺点，但气动性能和隐身性能更好，现有技术条件下由于不能放后缘襟翼导致升力系数低的问题可以由超大的翼面积来弥补。现役及在研的军机中只有B-2采用飞翼式布局。
三翼面布局：兼有后尾式和鸭式布局的优点，同时克服了鸭式布局配平能力差的问题。主要缺点是比较复杂，对飞控系统的研制人员来说是一个很大的考验。苏－37以其杰出的性能为这一布局做了最好的注解。
分析了整体布局之后，对战机性能的设计重点会有一个大致了解。下一步就是推测其设计作战模式下的速度范围，换言之就是这种战机主要是在高亚音速下作战还是在超音速下作战，或者两者兼有。现有的可以用于判断的资料包括：（双发飞机的）发动机间距、机翼展弦比、进气系统。
发动机间距：对双发飞机而言，其发动机间距对阻力影响很大。在亚音速范围内，间距增大，阻力减小；而在超音速范围内，间距增大，阻力也增大。所以，同为双发重型战机，苏－27和F-22的差异相当明显——前者重视的是高亚音速机动性，后者则偏重低超音速性能（因为考虑到超音速巡航的要求）。
机翼展弦比：展弦比小，可以提高临界M数和降低跨音速波阻，但同时也有亚音速性能不好，诱导阻力大的缺点。因此重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比一般在3左右。
进气系统：首先看进气口前缘半径。半径大，气流不易分离，低速下进气性能较好，但阻力也大——AV-8B的进气口是典型代表，但AV-8B也是亚音速战机。现代战机中很少还有采用大前缘半径进气口的。其次看是否是可调进气道。虽然没有任何资料明确指出具有弧形外形、无激波锥的不规则进气道是不可调进气道，但从已知战机的情况看，还没有一个例外的，可以作为参考之一。还有一种推测方法就是在获知了发动机推力和飞机最大M数之后，和同类飞机作比较，若明显偏低，则很可能采用了固定进气道，如F-22。需要说明的是，F-22采用固定进气道主要是为了保证隐身性能，而并非完全放弃超音速性能。事实上，以F119的推力，完全可以保证F-22在低超音速区良好的性能——包括M1.5以上的超音速巡航。
以LCA为例，该机展弦比是现役/在研战机中最小的，仅为1.79，亚音速巡航性能和机动性能都不会很好，超音速性能却相对好很多。看起来似乎是偏重于超音速。但该机却采用了固定式进气道，以F404驱动最大M数也只有M1.6。两者似乎是矛盾的。对此，笔者认为：LCA原来的设计用途是高速截击和对地攻击（否则无以解释如此之低的展弦比），只有配合可调进气道才能发挥最佳性能。但由于超音速可调进气道设计复杂，以印度的航空技术水平很可能无法开发（别忘了米格－23的进气道正是在偷来的F－4进气道设计基础上研制的，以当年的苏联尚且如此，何况印度），不得已采用了简单的固定进气道，这和目前流行的轻型战机采用固定进气道以简化设计、减轻重量的手段虽然外在表现相似，但内在意义却完全不同。
接下来，才是根据前面步骤推算出来的一些数据，参照同类战机推测新战机的简单飞行性能数据。在已经推算出推重比、翼载、内部载油量、起飞重量等一系列数据的基础上推测战机的性能，相信各位同好各有心得，这里不再赘述。
最后一步是整体评估。由于从前面步骤已经了解战机的设计重点及设计作战模式，再结合推测出的战机性能水平，可以判断该机是否达到了设计目的，相对于研制国的战机水平是否有一个阶段性的提高，是否可以算作是一种成功的战机——并不是非要达到世界第一才算成功，特别是发展中国家，航空科技水平根本无法和发达国家相比，要求马上设计出F-22水平的战机是不现实的。笔者认为，只要该机能够促使研制国的军机装备水平和航空研制能力、生产能力有一个阶段性的提高，就算是成功之作。
下面是笔者对L-15的推测过程。
类型判断：生产厂商为昌航，这是我国强击机和教练机的生产基地。飞机型号L-15，L即代表“教练机”。气动布局为正常式，但垂尾明显前移，并引入了边条翼设计，这显然是为了满足大迎角机动的需要。机翼前缘半径和进气唇口半径比亚音速的K-8小，但比常见的战斗机半径大，说明其设计速度可能介于上述二者之间。发动机进气口和喷口较小，说明采用的是小推力发动机。除了机头是否安装雷达罩无法判断外，全机未发现其它传感器特征。从舱盖和机身相对比例判断，L-15为小型飞机，但却采用了双发设计，使得重量和复杂性、造价等都有不同程度的增加，析其原因不外乎两种可能：发动机推力不足（如IDF）或者是对安全性的刻意强调，笔者认为后者可能性最大。根据这些因素综合判断，该机属于90年代末开始流行的高机动性教练机。
尺寸推测：L-15照片上无外挂武器，只能利用“舱盖相似法”判断。参照飞机选择K-8，原因在于K-8同样是串列双座座舱，且外形极为相似。假定L-15座舱长度和K-8相同，则估算结果为：该机机长12－13米，翼展7.5-8米，翼面积约20平方米，展弦比约2.9左右。
重量推测：机长在10－13米之间的现役双发中高级教练机使用空重大部分在3500－4500KG之间，无外挂载油系数在0.3—0.4之间，求平均值分别为3900KG和0.35。则可以求得其机内载油量约2100KG，正常起飞重量约6000KG。考虑到该机是高机动性教练机，必须具备较高的推重比，这里按推重比在0.8－1之间计算，发动机推力在2400－3000KG之间。再算一下翼载，约300KG/M^2，属于合理范围。而L-15真正的正常起飞重量是6500KG，二者比较，结果还是令人满意的。
性能评估：该机采用后尾式布局。以大边条翼和中等后掠翼相结合，显然是为了利用边条涡的有利干扰获得大迎角下较高的升阻比。低置平尾和明显前移的垂尾是为了避免大迎角时机翼和机身对二者的遮蔽，保证足够的操纵效率，同样是为了大迎角机动服务的。值得注意的是垂尾，单垂尾采用前移设计非常罕见，因此导致方向稳定性下降，*两个小腹鳍恐怕难以弥补，让人怀疑L-15可能采用了电传操纵系统和三轴自动增稳系统。总的来看，该机设计重点在于保证大迎角高机动性——作为一种教练机，其潜台词是我空军大量装备高机动性战斗机的日子已经不远了。
速度范围：估算展弦比为2.9，这和重视高亚音速机动性的三代战机的机翼展弦比相当。结合机翼前缘半径和进气唇口半径判断，L-15的有利空速范围可能是在高亚音速区域内。换句话说，这种飞机主要是在高亚音速区域执行训练和辅助作战任务。但是，L-15的推重比相当高，不能突破音障似乎说不过去，加上这种教练机具有明显的改装成为辅助作战飞机（对于穷国来说也许就是一线主力战机，如英国“鹰”式教练机的单座多功能战斗型——“鹰”200）的潜力，笔者估计该机可以实现低超音速飞行。
整体评估：从推测的数据看，L-15的性能是相当不错的。唯一令笔者不解的是，小推力涡扇发动机的推重比并不高，平均在4.7左右，以这样的发动机要达到起飞推重比0.8-1，只能有三种可能：技术进步使得飞机结构重量减轻；机载燃油不如推测的那么多；机载设备不多（对于现代作战飞机而言，机载设备重量占了使用空重的相当比例）。笔者判断，三者可能兼而有之，但第三种原因可能是主要原因。若果真如此，则L-15原型的作战能力有限，而其武装型由于要加装各类设备，性能可能会有一定幅度的下降。但无论如何，L-15如真的研制成功，相对于歼教－7有相当大的技术跨度，也有利于促进我国航空工业的发展，不失为一个成功之作。
看到这里，这朵雾里的花总算看完了。至于看的结果如何，那就是仁者见仁智者见智了。雾再大，最终也是要散去的。如果某天雾散之后，我们发现这朵花和我们的推测竟是如此相象，会不会“有‘花’自‘雾中’来，不亦说乎”呢？
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