一堆人根据网上流传的f404和rd33推力曲线图，居然得出f404高速性能差，rd33高速好的结论，事实真是如此吗？
从图可以看到，f404-400台架推力大概6.2t左右，rd33台架推力8.3t左右，f404-400明显与美宣传的7.2t推力不符合啊，只有宣传的86%左右，而rd33基本上是宣传8.3t推力的100%左右，造成这一结果的根本原因在于f404是实机测试的推力数据，受进气道总压恢复系数影响，而rd33更像是高空台测试的理论数据，总压恢复系数100%！而实机测试速度包线左端和右端总压恢复系数都会成下降趋势，而f404明显受进气道总压恢复系数影响，这是装机实测推力曲线图。
从F18c的总压恢复系数曲线可以看到0马赫时，总压恢复系数在93%左右，推力下降14%左右，也就是总压恢复系数降低1%推力下降2%左右。
我们在看下1.6马赫总压恢复系数91.5%左右，推力下降17%。我们以35000ft1.6马赫推力曲线可以看到，此时推力4.9t左右，如果总压恢复系数100%，那么此速度下高度下f404-400的理论推力应该在5.9t左右，大概为台架推力的82%，我们在看下rd33呢，取1.1万米(接近35000ft)，推力大概6.42t，为台架推力的77%，这明显rd33高空高速推力下降更多！！
Rd33不仅高空高速推力下降更多，Rd33涵道比0.49左右，发动机直径1040mm，而f404涵道比0.34左右，发动机直径889mm，不难看出rd33迎风面积比f404大了36%，阻力与速度的平方成正比，亚音速还好，超音速下阻力剧增！就这你还敢说rd33高速性能比F404好？

楼主呀，高空rd33推力比AL31都大。一个优化高空的机型，你说它高空不行？

显然不是楼主说的这样。如果rd33没有考虑进气道而f404考虑了，那么，在同样高度时，404在1.2马赫时的推力相对于0.2马赫时的增幅，应该大于rd33。因为1.2马赫时总压恢复系数最大，接近于1，而0.2马时很小。404受进气道影响而33不受，那么404的增幅必然大于33。但是图中显示的呢，在45000英尺以下，绝大部分的高度范围，同样高度时，rd33在1.2马赫时较之0.2马赫时的推力增幅都要大于f404。显然，是rd33考虑了总压恢复系数而f404没有考虑。

楼主混同了高度对推力的影响和速度对推力的影响，所以会得出错误的结论。rd33涵道比比较大而404的比较小。涵道比大的，比较适合高速而不太适合高空。所以在同一高度，随着速度增加，33的推力增幅要大于404。但是在同样的速度下，随着高度的增加，33的推力减幅要大于404。较大涵道比的发动机，外涵道流量占比大，而外涵道压缩比很小，只有风扇的3到4，等于是平均压缩比比较小。随着速度增加，压缩比的增幅占总压缩比的比率要大于较小压缩比的，所以高速时推力增幅大。但是高空空气稀薄，平均压缩比相对较小的大涵道比发动机就不太适应了，所以推力减幅较大。

首先，我也并不认为F404高空高速推力很差，更多是进气道和飞机气动布局的锅。不过楼主用发动机最大直径来算发动机迎风面积显然是错误的，迎风面积应该用发动机进气口直径来计算，最简单的办法就是以发动机进气量计算迎风面积，同样的条件下，进气量和发动机进气口面积是完全成正比的。同样的台架条件下RD33进气量约80kg, F404约66千克， 二者进气口截面积大概1.2：1。

不是F404高速不行而是F18的梯形翼高速不行

下图是普惠做的0.85(大涵道比)和0.15(小涵道比)的测试图，从图可以看到，0.9马赫下，最佳油耗率大涵道比省油9%，但是推力越大，大涵道比油耗率越差，2马赫大涵道比加力推力比小涵道比高10%左右，军推低45%左右，加力阻力比小涵道比大20%，军推阻力大10%左右

pw229和ge129装机推力曲线，应该都是F16的装机推力曲线，台架推力都一样，说明总压恢复系数一样，4/5万ft，pw229的极速是2.1马赫，尽管ge129表面推力更大，高速减去阻力后净推力更低了，测试最高只有2马赫。

鬼怪换斯贝以后性能全面提升，到了网络自媒体这里，成了下降了。

南朝鲜ta50有明显的收腰，速度是1.4到1.5马。小龙毫无任何收腰，不符合面积律，速度却有1.6马。

lca这货，采用f404，采用最有利于高速的无尾三角翼，采用可以减小干扰阻力的高度翼身融合，又有些收腰，结果才1.6马，和没有面积律修形的小龙一样快。显然，404高速性能很差。

又来了，fa50最大速度1.5马赫，但人家是双座，枭龙 b双座同样也只有1.5马赫，并且fa50比枭龙短了1米多，机翼翼展更大，后掠角还更小