今年的4月1日，波音公司完成了为德国空军制造的F/A-18F战斗机的首次飞行，为替换现役的“狂风”战斗轰炸机，德国空军将向美国购买F/A-18F超级大黄蜂战斗机和EA-18G咆哮者电子战飞机两种新机型。F/A-18大黄蜂，这款久经考验的美国海军舰载战斗机将会迎来它的又一位新客户。从轻型战斗机计划的败犬到美国海军的绝对主力，F/A-18战斗机为何能赢得美国海军的青睐并最终霸占航母甲板？本文将带你走进蜂群制霸海空的秘诀。
与另一款经典的美国第三代战斗机F-16一样，F/A-18战斗机的前身YF-17战斗机也脱胎于1972年的美国轻型战斗机计划(LWF)。不同于F-16和Su-27等典型三代战斗机普遍采用的40度前缘后掠角，YF-17的机翼接近平直翼，四分之弦线处的后掠角仅为20度，展弦比为3.5，比YF-16高0.5。从总体上看，YF-17的设计注意力更多地放在突出亚、跨音速的机动性上。由于其后掠角较小且展弦比较大，YF-17采取了四项措施来解决波阻大的问题：(1)应用面积率；(2)采用机翼边条，可减小边条区机翼相对厚度和改善面积分布；(3)减小机翼相对厚度；(4)采用前缘修尖的NACA65A系翼型。但这些措施也使其付出了单位机翼面积重量比YF-16大以及尖前缘机翼带来的诱导阻力大的代价。
为了这解决诱导阻力大的问题并突出跨音速以及大迎角的机动性，YF-17的翼型采用了更大的弯度，而且采用了比YF-16更大的机翼边条，同时边条也是尖前缘，在迎角很小时就发生分离形成漩涡，虽然这有增加漩涡强度和涡升力的好处，但也带来了诱导阻力的增大。为此，使边条前缘带有弯度(图1-1)，分离涡产生的高吸力作用在前倾的前缘表面上产生向前的推力分量，起减小诱导阻力的作用。此外，边条相对机翼还有一个向上的弯度(仔细观察图1-2)，它一方面起减小诱导阻力的作用，同时减小平尾的配平载荷和配平阻力。
在F-5和YF-17飞机的发展过程中，诺斯罗普公司进行过大量的边条外形和面积影响的试验研究，他们的研究发现边条对最大升力系数(CLmax)的提高基本与其相对面积成正比，但面积增大到一定程度以后，增升效果又下降，这表明达到基本机翼的极限。同时，在面积一定的情况下，边条外形设计也有重要影响。YF-17/F-18战斗机边条形状为尖拱形，与双弯形和三角形的边条相比，尖拱形边条的升力特性最好，在达到CLmax以后，其升力随迎角的变化平坦。无独有偶，另一款典型三代战斗机Su-27在设计之初也对三种形式的边条进行了风洞实验(图1-3)，他们的结果同样证明了尖拱形边条有着最好的升力特性，遗憾的是，因为未能解决高攻角俯仰力矩控制的问题，Su-27并没能用上风洞测试中性能较好的两种边条。
经典大黄蜂即F/A-18A/B/C/D型采用的进气道为二元外压式单斜面进气道，斜面角为5度，捕获面积3935平方厘米，喉道面积2877平方厘米，设计流量65.8千克/秒，喉道马赫数为0.78，发动机进口直径70.87厘米。F/A-18E/F超级大黄蜂则是经典大黄蜂的改进型号，其改进方式是放大机体，提升航程，留空时间以及挂载能力，使用新的发动机和进气道，同时采取降低雷达散射面积(RCS)的措施达到准隐身效果。二者的对比如图1-4所示。
F/A-18E/F采用的进气道为加莱特双斜面进气道，斜面角为10度，捕获面积为5485平方厘米，喉道面积为3665平方厘米，设计流量为81.7千克/秒，喉道马赫数为0.72，发动机进口直径为77.72厘米，大后掠进口前缘符合进气道隐身设计的几何形状要求，减小了RCS。F/A-18E/F与F/A-18C/D的进气道恢复性能对比如图1-5所示。相比于C/D型，E/F型从0.5到1.5马赫的亚跨音速性能有改善，在0.6到0.9马赫进气道恢复都能达到0.985的高指标；重要的是在1.5马赫到2马赫下的超音速性能有较大幅度的提高。对于一般只适用1.5到1.7马赫的固定几何的外压式进气道来说，也是一个很高的设计水平，堪称设计技术上的一个突破。在2马赫以下的一些关键指标上，F/A-18E/F进气道性能与气动布局相近的Su-27可调几何外压式进气道相比，也毫不逊色，如图1-6所示。
F/A-18战斗机是第一架使用数字电传飞控的战斗机，飞控系统持续工作以维持稳定性并通过稳定与控制增强系统(SAS/CAS)提供所需的操控性。相比于F-16激进的放宽静稳定度设计,YF-17/F-18的设计则显得颇为保守，仍然采用了传统的静稳定布局，到了F/A-18E/F超级大黄蜂则进化为静不稳定设计。而自F/A-18战斗机服役开始，就有多个不同的飞控计算机飞行操作程序(FCCOFP)被安装在服役的F/A-18战斗机上，OFP程序自1984年最早的v8.3.3版本到2003年的v10.7版本总共有六次更新，使得F/A-18战斗机的飞控程序不断完善，v10.7版本的飞控程序提升了F/A-18战斗机的大攻角飞行品质和机动性能，能够协助飞行员从失控飞行中恢复，同时还能为落叶飘、Pirouette等机动动作提供了专门的控制模式。
F/A-18A/B/C/D型战斗机采用的发动机为美国通用电气公司研制的F404系列涡轮风扇发动机，其中F/A-18A/B采用的是F404-GE-400发动机，而F/A-18C/D则使用了性能更强的F404-GE-402型发动机。F404-GE-400的安装推力曲线如图2-1所示，该型发动机最大起飞推力为7260千克，不开加力则为4800千克，重约908kg，开加力起飞的单位推力油耗率为1.62千克/千克/小时，不开加力则为0.75千克/千克/小时，空气流量为63.5千克/秒，涵道比为0.34，总增压比25，涡轮前温度为1316摄氏度，推重比达到8，为同时代中等推力发动机的最高水平。
F/A-18E/F超级大黄蜂则使用了全新的F414发动机，F414-GE-400的最大加力静推力达到9900千克，不开加力则为6307千克，发动机重约1108千克，推重比达到9一级，GAO报告Willprovidemarginaloperationalimprovementathighcost给出了F414-GE-400与F404-GE-402发动机在不同高度不同马赫数下的最大推力对比表格，如图2-2所示。
与F404发动机对标的是另一款同时代的中等推力涡扇发动机RD-33，该发动机由苏联克里莫夫设计局研制，装备于MIG-29战斗机上，单台加力最大静推力为8300千克，不加力时约5000千克。值得注意的是苏联对发动机重量的定义与西方不同，许多发动机部件并未算在内(如图2-3)，屠基达院士在其回忆录中提到，RD-33发动机推重比号称能达到8一级，但实际不到7，它的净重为1050千克，实际装在飞机上则重达1221千克。因而在计算推重比等指标时，需要注意所使用重量标准的差异，图2-4给出了Su-27战斗机使用的AL-31F发动机在不同标准下的推力、重量及推重比数据，供读者参考。
第三代战斗机最吸引眼球的一个特点之一是其大迎角飞行能力，而谈起大迎角飞行能力，人们可能第一个想到的是Su-27战斗机著名的普加乔夫眼镜蛇机动。根据我国特级试飞员李中华的报告，为完成这一动作，飞行员需要驾驶Su-27飞机在预定高度预定速度下，断开电传操纵系统电门和迎角限制器电门，迅速拉杆到底，在这一动作下，Su-27飞机的瞬时攻角能达到90-95度，根据论文DEVELOPMENTOFANONLINEARINDICIALMODELFORMANEUVERINGFIGHTERAIRCRAFT，其峰值俯仰速率能达到40-50度/秒之间(如图3-1，李中华论文的说法为峰值俯仰速率60度/s)，待机头开始下沉时，推杆至中立位置，右发动机加至最大状态，以形成偏航操纵力矩，防止航向偏离。飞机状态接近水平时，接通电传操纵系统电门和迎角限制器电门，调整飞机状态，整个动作持续时间约为5秒。
然而鲜为人知的是，早在普加乔夫驾驶Su-27战机在1989年巴黎航展表演这一动作的14年前，诺斯罗普的试飞员曾在多个场合中驾驶YF-17展现过更为惊艳的“HangandLook”机动，在这个动作中，YF-17战机能将其瞬时攻角拉到105度之高，并将这一高攻角状态保持将近20秒。
这一能力在F/A-18E/F上得到了继承和发扬，根据AIAA论文HighangleofattackcontrollawdevelopmentandtestingfortheF/A-18E/FSuperHornet，如图3-2和3-3所示，超级大黄蜂战斗机机动时的瞬时攻角超过100度(爆表，实际值未知，刻度只到100)，峰值俯仰速率达到80度/秒。
而比起瞬时可用攻角，稳定可用攻角则是一个在实战中更有价值的指标，因为这个攻角是维持力矩平衡所能达到的攻角上限，是实际单环格斗/剪刀格斗中实际用到的数值。图3-4给出了Su-27飞机的最大可用攻角限制，在大约0.48马赫左右的速度以下，Su-27最大可用攻角为24度，而在携带约4000千克航弹或S25火箭弹的情况下，由于外挂物对飞机焦点和重心的改变，加剧了Su-27的跨音速上仰问题，使其最大可用攻角下跌到20度。
而得益于更适合大迎角飞行的气动构型，尤其是进化到F/A-18E/F阶段，综合了使用形状更为合理且面积较大的尖拱形机翼边条，可开闭边条放气门，机翼前缘锯齿，外倾双垂尾，大面积平尾，能整体下偏的后缘副翼等，F/A-18E/F战斗机的最大可用攻角达到了约55度，为Su-27战斗机的两倍以上，这为其在近距离格斗，尤其是配合大离轴角格斗导弹时，带来了不可忽视的优势。
GAO报告Willprovidemarginaloperationalimprovementathighcost给出了F/A-18E战斗机在携带两枚AIM-9和两枚AIM-120导弹，外挂副油箱的情况下(对应550海里作战半径)的15000英尺高度的狗屋图，如图3-5所示，跟据该狗屋图，这一状态下F/A-18E战斗机的瞬时盘旋角点速度约为0.6马赫，真空速为193m/s，最大盘旋率约18.5度/秒，根据盘旋率计算公式可以反推出此时法向过载约为6.4G，即此重量下F/A-18E的过载限制为6.4G，图3-6给出了F/A-18E战斗机不同重量下的最大过载限制，可据此查出大约49000lb重量下F/A-18E战斗机的过载限制为6.4G。结合F/A-18E的参考面积46.5平方米，以及15000ft高度下大气密度为0.78左右，可以由升力公式计算出F/A-18E战斗机此时升力系数约为2.06。而在更接近海平面角点速度的0.4马赫下，其瞬时盘旋率为13度/秒，可计算出升力系数约为2.27。
论文ASYSTEMATICAPPROACHTODESIGNFORLIFELONGAIRCRAFTEVOLUTION给出了F/A-18C做瞬时盘旋时的升力系数1.82，结合我们之前计算推出的F/A-18E升力系数2.27，可以计算出二者的海平面最大瞬时盘旋率。F/A-18C在12753千克重量，7.6G过载限制下海平面瞬时盘旋角点速度为150m/s，盘旋率达到28.2度/秒。F/A-18E在15855千克，7.5G过载限制下海平面瞬时盘旋角点速度为134m/s，瞬时盘旋率达到了31.1度/秒。在已知三代战斗机中，F-15与幻影2000战斗机同样能达到30度/秒一级的瞬时盘旋率，然而二者的过载限制均高达9G，而F/A-18E战斗机仅使用7.5G的过载限制就达到了这一水平，其气动边界甚至高于F-15和幻影2000这样的高瞬盘战斗机。
美国海军的过载限制往往较为严格，F/A-18C的最大过载限制为7.6G，设计重量32000lb，F/A-18E的最大过载限制为7.5G，设计重量42097lb。但F/A-18系列战机仍保留了一个过载限制器的超载开关，当这一超载开关被启用时，F/A-18战斗机的过载限制能提升33%，即获得10G的过载限制，在这一应急过载限制下，15855千克的F/A-18E战斗机的瞬时盘旋率甚至能达到惊人的36度/秒。
值得注意的是虽然10G可能不属于正常使用范围，但是F/A-18系列可以正常无顾虑的使用8-9G过载。所谓的7.5G是因为舰载使用强度过高而保证寿命的保守之举。芬兰等国使用的F/A-18系列飞机因为不涉及舰上起降，日常使用都是9G过载限制。
图3-8给出了T-10和T-10S飞机的升力系数攻角图，由图可知在24度最大可用攻角下，Su-27飞机机动时的最大升力系数为1.6，其参考面积为62平方米，据此可计算出19500千克8G过载限制下Su-27SK战斗机的海平面瞬时盘旋角点速度为159m/s，海平面最大瞬时盘旋率为28.1度/秒。然而这并不能代表与F/A-18同为舰载机的Su-33战斗机的水平，相比于陆基型的Su-27SK，Su-33舰载机的空重从16800千克增加到了19600千克，增加了前翼，相应地改变了边条翼的外形，其参考面积增大到了67.8平方米，据此可以计算出Su-33战斗机在22300千克重量下的瞬时盘旋角点速度为162m/s，瞬时盘旋率为27.5度/秒。
GAO报告同样给出了F/A-18C与F/A-18E战斗机的海平面稳定盘旋率，二者的作战重量分别为33325磅与42023磅，携带两枚AIM-9与两枚AIM-120导弹，最大海平面稳定盘旋率分别为19.2度/秒和18度/秒，查过载限制图可知此时稳盘过载分别为7.33G与7.5G。据此可以计算出，F/A-18C在12753千克重量下，海平面最大稳盘率约为22.7度/秒，F/A-18E战斗机在15855千克下，海平面最大稳盘率约为21.6度/秒。这一计算结论并未考虑7.5G的过载限制，二者此时的稳盘过载均接近9G，但即使是F/A-18E在超载情况下也达到了F-16CBlock50这样的高稳盘率机型的水平，而后者本身就使用了高达9G的过载，再考虑到F/A-18E的外挂物阻力并没有消除，也足以说明F/A-18战斗机在稳盘角点速度以下，即纯粹由推力和气动限制的稳盘率也丝毫不输给F-16CBlock50战斗机。
图3-10给出了Su-27飞机在18920千克下的狗屋图，由图可知在200米高度Su-27飞机在8.5G的过载限制下最大稳定盘旋率约为21度/秒。而对于19500千克8G过载限制的Su-27SK飞机，可通过重量换算推出其海平面最大稳定盘旋率约为20.1度/秒。而对于更重的Su-33战斗机，其22300千克下的最大稳定盘旋率则跌到了约18度/秒。综上所述，无论是F/A-18C还是F/A-18E战斗机，其综合机动能力均显著强于其对手Su-27系列。
在0.85马赫下，F-18战斗机的阻力系数为0.023左右，结合前文图2-2，F404-GE-402发动机在0.8马赫和0.9马赫时的推力分别为19342lb和19310lb，将二者的平均值作为其0.85马赫下的估算值，为19326lb，折合8755千克。据此可通过单位剩余功率计算公式计算出，12753千克下F/A-18C战斗机的海平面最大爬升率约为294米/秒。图3-11可用于查阅在不同重量不同高度下不同阻力因子下F/A-18E战斗机的最大爬升率，由此可得在15855千克即35000lb重量下，F/A-18E战斗机的海平面最大爬升率约为56000英尺/分钟，折合285米/秒。相比之下Su-27SK战斗机在19500千克下海平面最大爬升率约为301米/秒，略高于F/A-18E和F/A-18C战斗机的水平。但对于增重接近3吨的Su-33舰载战斗机来说，情况就显得不太妙了，其在22300千克下的最大爬升率下跌到了263米/秒，相比F/A-18E战斗机都有20米/秒以上的差距，如果再考虑到鸭翼带来的更大阻力，那么这一数值还将进一步下跌。
图3-12给出了F/A-18E战斗机在34000lb重量下的加速性能，在4000英尺高度即1220米，阻力因子高达50的情况下(携带4枚AIM-120与两枚翼尖响尾蛇时阻力因子仅为20)，从360节表速，即195米/秒的真空速，加速至550节表速，即297米/秒的真空速，用时仅11秒，亚音速平均加速度达9.27米/秒。
图3-13给出了干净构型的Su-27战斗机在18920千克的重量下，更低的1000米高度下从600千米/小时加速至1100千米/小时的加速时间，为15秒，其平均加速为9.26米/秒。相比之下，F/A-18E战斗机在更高的高度，并承受远大于Su-27战斗机的外挂物阻力的情况下，其亚音速加速性能依然不落下风，这也体现了F/A-18战斗机优异的亚音速气动设计。而考虑到其主要竞争对手Su-33重量和阻力相比Su-27飞机大幅增加而推力未见长进，该项性能必然进一步恶化。
F/A-18E战斗机的最大平飞速度包线如图3-14所示，在携带两枚AIM-9与两枚AIM-120导弹的情况下，F/A-18E战斗机的高空最大马赫数约为1.6马赫，海平面最大平飞速度为1.02马赫。而在干净构型的情况下，F/A-18战斗机则能达到1.8马赫。Su-27战斗机在速度指标上对比F/A-18系列有明显的优势，其高空最大马赫数约为2.35马赫，海平面最大速度约为1400km/h。然而对于舰载型的Su-33战斗机，由于鸭翼带来的额外阻力，其最大速度有明显的下跌。Su-33战斗机的高空最大马赫数下跌到2.17马赫，海平面最大平飞速度下跌到1300km/h。而在携带一定挂载的情况下，Su-33战斗机海平面最大平飞速度进一步下跌到1200km/h，已经无法超音速，甚至还不如带4弹的F/A-18E。再考虑到加速性的劣势，实战中Su-33面对F/A-18E并不能做到比对手飞得更快。
F/A-18战斗机最初使用的火控雷达为AN/APG-65型脉冲多普勒雷达，AN/APG-65代表了80年代机载PD火控雷达的最高水平，该雷达在研制过程中充分吸取了AN/APG-63和Atlas雷达的有关技术，首次采用了可编程栅控行波管发射机和可编程信号处理机，采用高中低3种PRF全波形工作，成功地完成了世界上第一部空空、空地功能联合设计的雷达。该雷达边跟边扫时可同时保持跟踪10个目标，显示8个目标。AN/APG-65雷达拥有超过40个捷变频率点，并且全部在飞行中可用，先进的数字与模拟技术可使雷达能对抗多种ECM威胁，当F/A-18飞机执行空对面导航和攻击任务时，APG-65有一种标准工作方式可供选用。该雷达还可对固定的、运动的远程地面目标和海面目标提供地图测绘。这种地图测绘方式可使用脉间频率捷变平滑闪烁以识别宽域地形特性。
根据图4-1，AN/APG-65雷达的检测距离约为45海里，折合83.34千米，依据图中F-16使用的AN/APG-66雷达对低空目标约22海里的探测距离，结合F-16PulseDopplerRadar(AN/APG-66)Performance一文，可知其测试条件为85%检测概率目标RCS=2平方米。与另一款全波形雷达AN/APG-63一样，AN/APG-65雷达即使在下视条件下，其探测距离也没有明显的下降，这也是全波形雷达普遍具有的优势。相比于重量仅260千克的AN/APG-65,Su-27使用的N001雷达重量是一个重大550千克的庞然大物，几乎是前者的两倍，然而巨大的重量代价也并没有为其带来明显优越的性能。在面对RCS=3平方米目标，检测概率50%的情况下，其探测距离为100km，换算成同样85%的检测概率，RCS=2平方米，则约为73千米，相比AN/APG-65雷达有着大约10千米的差距。
后来的F/A-18C/D及F/A-18E/F则使用了更新的AN/APG-73雷达，他是APG-65的改进型，采用了相同的天线和行波管发射机，但数据处理机、电源和接收机/激励器是重新设计的，此外，增加了存储、带宽和频率捷变，A/D取样速率较高，分辨力较好，新增了导航和地图测绘工作方式，改善了抗电子干扰能力。重量约227千克，作用距离超过111千米，运算速度达到6000万次/秒复数运算。更新的AN/APG-79有源相控阵雷达于2002年开始装备F/A-18E/F战斗机，该雷达采用八边形平面天线阵列，能跟踪20个目标并显示其中的8个目标，作用距离大于180千米。同时高分辨SAR地形测绘的能力比APG-73更强。
F/A-18战斗机多用途能力强劲，挂载能力强大，能很好地兼顾各种空对空及空对面任务，尤其是F/A-18E/F超级大黄蜂。相比于经典大黄蜂，超级大黄蜂的挂点增加到11个，最大起飞重量达到29898千克，为空重的2.16倍。能够携带AGM-65小牛、AGM-88哈姆反辐射导弹、AGM-84鱼叉反舰导弹、JDAM在内的多款空对面武器，F/A-18E/F的武器挂载方案如图4-2所示。F/A-18战斗机使用的空对空武器包括著名的AIM-9响尾蛇系列近距空空导弹和AIM-7麻雀系列中距空空导弹，在冷战结束之后又装备了主动雷达制导的AIM-120空对空导弹。
F/A-18战斗机使用的麻雀导弹包括AIM-7F和AIM-7M型，AIM-7F导弹制导系统的导引头采用Ku波段脉冲多普勒雷达和X波段半主动连续波雷达制导两种工作状态，仍采用圆锥扫描体制，既可与载机的脉冲多普勒制导雷达配合使用，也可与载机的半主动连续波制导雷达配合使用。在前一种工作状态下能在下视杂波干扰高达10分贝条件下截获目标，使导弹获得下视攻击能力。AIM-7F导弹重达231千克，采用单室双推力的MK-58型固体火箭发动机，加速段推力5750lb，持续工作4.5秒，续航段推力1018lb，持续工作11秒，发动机总冲量达到16794千克(力)·秒，冲量重量比为73ks·s/kg，40000英尺高度下的动力射程由AIM-7E的50千米增大到98千米，最大可攻击高度90000英尺高度的3马赫目标，机翼平面过载达25G。其导引头对RCS=2平方米的目标作用距离达到约40千米，对RCS=5平方米的目标达到59千米。图4-3给出了AIM-7F导弹在海平面高度，导引头在200W连续波照射下对RCS为2平方米目标的射程包线，目标机与发射机均为0.9马赫，其最大射程达到约20海里，折合37km。
Su-27战斗机使用的中距空空导弹为三角旗设计局研制的R-27型空空导弹，包括半主动雷达引导的R-27R和红外引导的R-27T型，单体布局为有反安定面的鸭式布局，采用单推力固体火箭发动机，总冲量达15500千克(力)·秒，机翼平面过载20G，可攻击过载达8G的目标。导引头对小型目标的截获距离仅为12千米，中型目标的截获距离则为25千米。苏联在R-27R导弹研制之初便判定其导引头的作用距离无法达到AIM-7F的水平，因而在导引头中段引入了指令制导方式，以延长其最大射程，这也使其付出了导弹设备复杂和重量增大的代价，其重量达到了253千克，冲量重量比为61ks·s/kg，并且直到1984年才装备部队，比AIM-7F晚了近8年。图4-4给出了R-27R导弹的最大射程包线，在10000米高度，两机表速分别为1100km/h和900km/h的情况下，R-27R导弹的最大射程仅为35千米，甚至低于AIM-7F的海平面射程。在5000米高度，两机表速分别为1100km/h和900km/h的情况下，R-27R导弹的最大射程仅为23千米，仅仅与AIM-7E-2导弹的海平面射程相当。
而随后于1990年服役的增程型R-27ER和R-27ET导弹采用了双推力固体火箭发动机，比冲达到94m/s，重量增加至354千克，R-27ER导弹的最大射程包线如图4-5所示，在5000米高度，两机表速均为900km/h的情况下，R-27ER导弹的最大射程达到约38千米，相比R-27R提升了约15千米，且比AIM-7F导弹的海平面射程略高。但在与海平面相近的1000米高度下，R-27ER导弹射程仅为26至29千米左右，比起AIM-7F仍有着约10千米的差距。
相比于高技术力低性能的R-27R，Su-27装备的R-73近距格斗导弹在SURA头瞄的加持下的确为其赢得了相当的近战优势，该型导弹采用了反稳定的鸭式布局和副翼，重量105千克，总冲量7700千克(力)·秒，冲量重量比为73ks·s/kg，导引头搜索视场角达到正负45度，机翼平面过载达到40G，对目标过载达到12G，发射离轴角达到40至50度。而F/A-18装备的AIM-9L导弹最大可用过载为35G，重量84千克，采用最大推力2660lb的MK36-MOD6固体火箭发动机，发动机工作时间5.23秒，总冲量6302千克(力)·秒，冲量重量比达到75ks·s/kg，再加上其低阻力的弹体设计，使得AIM-9L导弹在射程上较有优势，但其对付高机动性目标的能力和离轴攻击能力无法与R-73相比。后来F/A-18战斗机装备了新一代的AIM-9X空空导弹。AIM-9X空空导弹采用了凝视焦平面阵列红外成像导引头，焦平面阵列采用128×128元锑化铟(InSb)探测器，使其具备了优良的抗红外干扰能力，其最大离轴发射角达到正负90度，机动过载超过50G，速度达到3马赫，最大射程16-19千米。同时还实现了向后发射、发射前接获目标以及发射后锁定目标的能力。
F/A-18A战斗机空重仅为9.9吨，F/A-18C战斗机则增重到了11吨，与MIG-29战斗机相当，F/A-18飞机内油量达到4920千克，在巡航升阻比占优(F/A-18在0.9马赫下为10.5左右，MIG-29在同样速度下仅为9)的同时载油系数也好于MIG-29战斗机，航程也明显更长。F/A-18E/F超级大黄蜂战斗机在扩大机体后也将内油量增大到了6550千克，使其航程与作战半径相比经典大黄蜂又有了显著的提升。图5-1给出了F/A-18C战斗机与F/A-18E战斗机在携带副油箱时低空剖面下的作战半径对比，其中F/A-18C/D在携带两枚330加仑副油箱时，低空作战半径为692千米，使用480加仑副油箱则将提升至728千米。F/A-18E/F战斗机在使用两枚480加仑副油箱时则能达到861千米。
Su-27战斗机的内油量高达9吨，最大升阻比也高达11.6，这使得Su-27拥有着比F/A-18战斗机更远的内油航程，但F/A-18战斗机仍可以通过副油箱的加持来获得不输给Su-27的航程。前文图3-15给出了Su-27SK战斗机的海平面最大航程和高空最大航程分别为1370千米和3680千米，由于美俄航程计算标准存在较大差异，因此选择剖面更为统一的低空航程进行比较。根据航程大于作战半径乘以二的定理，F/A-18C/D在使用330加仑副油箱时低空航程大于1384千米，使用480加仑副油箱时大于1456千米，F/A-18E/F使用480加仑副油箱时航程大于1722千米，低空航程均远于Su-27SK。而对于同为舰载机的Su-33，由于鸭翼带来的额外的阻力以及机体增重近3吨的影响，其低空航程下跌到1000千米，高空航程则下跌到仅3000千米的水平。
F/A-18战斗机最大的优势是其优秀的可维护性和极高的出勤率，由此也带了相当高的机队效率。早在大黄蜂设计之初，可靠性和维护性就是两个关键因素，这也是美国海军第一次将可靠性和维修性作为重点加入到飞机的设计要求中。相比于之前的F-4J战斗机，F/A-18针对维护性的改进措施包括：使用固态航空设备，确保了较少的热量产生；雷达更为简单，零件数量减少8000个；发动机更为简洁，零件少了7700个；液压系统被简化；航空电子设备的散热被改进使用固定式进气道等。这些措施都使其可靠性和维护性达到了一个史无前例的水平。若以平均故障问隔飞行小时来衡量飞机的可靠性，那么，对于美国海军陆战队陆基作战中队来说，大黄蜂的可靠性要比美国海军其它战术飞机高四倍多，若把美国海军／美国海军陆战队海基／岸基的飞机也算在内的话，那么大黄蜂的可靠性就是它们的三倍多，如图5-2所示。
若以每飞行小时维修工时来评估，对于美国海军陆战队陆基作战中队来说，大黄蜂的维修工时是美国海军其它战术飞机的1／3；若把美国海军／美国海军陆战队海基／岸基飞机也算在内，那么，大黄蜂的维修工时就是它们的1／2，如图5-3所示。优秀的可靠性和维护性带来的高机队效率也是F/A-18大黄蜂战斗机能在日后取代F-14雄猫战斗机并霸占美国航母甲板的重要原因。
F/A-18和YF-17战斗机的气动布局说明了继承性在飞机设计中的作用，重视气动布局的继承性是诺斯罗普公司战斗机系列发展的特点，从T-38到F-5、从F-5到YF-17，正是诺斯罗普公司对大迎角气动的不懈探索与研究，才最终让YF-17/FA-18得以开花结果。虽然在轻型战斗机竞争中，YF-17败给了跨音速性能更好的YF-16，但在后来的海军多用途舰载战斗机计划中，优异的低速性能，较高的巡航效率，更好的起落效率，更好的挂架布局以及令海军更青睐的双发布局，使它最终得以反败为胜，重获新生。如今的F/A-18战斗机依然与F-35隐身战斗机一道构成美国海军的中坚力量，随着他们象征美利坚霸权的航空母舰一起，在世界的各大洋游弋。
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