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重型戰(zhàn)斗機也是一公斤一公斤摳出來的，并沒有多余的贅肉，不存在可以大幅度減重而戰(zhàn)斗力不大幅度打折扣的事情。更加具體地說，鶻鷹的長度據(jù)報道為16.9米，翼展11.5米，翼面積40平方米?？罩嘏c正常起飛重量不明，最大起飛重量28噸。最大起飛重量通常為正常起飛重量的1.2-1.6倍，主要靠外掛的戰(zhàn)斗機倍數(shù)偏高，如F-16，主要靠內載的偏低，如F-22（實際為1.3倍）。當然有例外，主要靠外掛的米格-29只有1.2倍，這是設計基準點就差不多撐到天花板的結果。對于鶻鷹，這里取1.35倍的典型值估算。那正常起飛重量約21噸，因此翼載約518公斤/平方米。鶻鷹1.0為兩臺RD93，預定換為渦扇19，技術水平與通用電氣F414相當，估計加力推力在100kN級，軍推在60kN級，發(fā)動機推重比為9。鶻鷹的最大速度為M1.8。

不過，即使換用渦扇19，在加力推力下，戰(zhàn)斗機推重比才0.95，對能量機動性很不利。F-16 Block 50的推重比為1.10，F(xiàn)-15C為1.07，F(xiàn)-22為1.05。另一方面，F(xiàn)-18C為0.96，F(xiàn)-18E為0.93，鶻鷹似乎又夠用了，只是毫無優(yōu)勢可言。F-18（包括E型）是第三代戰(zhàn)斗機里能量機動性最不給力的。鶻鷹在軍推時更是推重比只有0.58，顯著低于超巡的最低要求0.7，F(xiàn)-22是0.8。這樣的鶻鷹既不能達到超巡，又只有中庸的能量機動性。海鶻鷹要因為上艦改裝而增重，性能更不給力。

F/A-18E/F是當代艦載機的一個比較典型的比較對象

由于雙發(fā)、機內武器艙，F(xiàn)-22的結構系數(shù)（結構與起落架、液壓等特設的重量占正常起飛重量的百分比）高達45%。比照這一數(shù)值，但把電子設備的重量從F-22一級（估計為2900公斤）降低到F-35一級（估計2600公斤），并把基本武器重量從F-22一級（估計1500公斤）降低到F-35一級（估計750公斤），鶻鷹的燃油系數(shù)（機內燃油重量占正常起飛重量的百分比）也只有30%，只比F-22的28%略高，與F-15的30%相當，低于F-18E的32%，遠遠低于F-35A的37%，與蘇-27的40%更是不能比。這也意味著海鶻鷹的航程至少不會優(yōu)于F-18E。換句話說，除了隱身，海鶻鷹比F-18E沒有優(yōu)勢。

這些結果不難估算。戰(zhàn)斗機的正常起飛重量是結構重量（包括機體和起落架、彈射座椅、液壓系統(tǒng)等，但不包括發(fā)動機和電子設備）、燃油重量、發(fā)動機重量、基本武器和電子設備重量、飛行員重量之和。另一種算法是用相關重量占正常起飛重量的百分比（表示為各種“系數(shù)”）計算：

結構系數(shù)+燃油系數(shù)+發(fā)動機系數(shù)+武器電子系數(shù)+其他=100%

在很多情況下，“只要xx增加yy公斤就可達到zz而不影響其他性能”是一廂情愿，原因就在于這些增加都是面多了加水、水多了加面的，真正的限制來自所有“系數(shù)”加起來必須等于100%。至于有人質問為什么不能是115%，那就只有反問他小學是怎么畢業(yè)的了。

在設計估算中，有些變量是“固定”的，有些是“彈性”的，但“彈性”的分為真正彈性的和與正常起飛重量掛鉤的。為簡單起見，飛行員重量算作100公斤，這是固定的。電子設備和基本武器重量由戰(zhàn)術要求和技術水平決定，獨立于飛機設計，也是固定的。結構重量不是固定的，但飛機構型、材料、設計和制造水平決定了結構系數(shù)大體在35-45%的范圍，雙發(fā)、機內武器艙、上艦加強都是把結構系數(shù)往高推的。發(fā)動機系數(shù)也不是固定的，但等于戰(zhàn)斗機推重比與發(fā)動機推重比之比。燃油系數(shù)而不是燃油重量決定了航程，通常要求在30-35%。低到25%就成米格-29了（實際為23.5%），成了機場圍墻保衛(wèi)者了；高到40%則成蘇-27了，可望而不可求。在其他因素都或多或少“固定”的情況下，一般只有在燃油和武器、電子設備之間取舍，燃油系數(shù)常常成為第一個犧牲品。

要做出一架飛行性能更好的F-35C，而其他性能還差不多，是不可能的，必然有所取舍

上面只是在對現(xiàn)有鶻鷹作計算，推算飛行性能。但要“設計”理想的海鶻鷹，也不難做一些簡單的估算。有兩個典型情況。第一個是給定發(fā)動機和戰(zhàn)術要求（如戰(zhàn)斗機推重比），這時發(fā)動機推力確定了，可以倒推出正常起飛重量，以此可以推算和取舍其他重量。這有點削足適履，但在已經確定發(fā)動機的時候更加現(xiàn)實。第二個更加海闊天空，只給定一般技術水平和設計要求，上面的表述也可寫成混合表述：

正常起飛重量=100*（武器電子重量+飛行員重量）/（100-結構系數(shù)-燃油系數(shù)-戰(zhàn)斗機推重比/發(fā)動機推重比）

可從指定基本武器和電子設備的重量（代表戰(zhàn)術要求）出發(fā)，解算上述重量關系。在這里，發(fā)動機推力也是推算出來的，而不是給定的，發(fā)動機與飛機同步研制。新一代發(fā)動機研發(fā)時，技術水平是“固定”的，比如發(fā)動機推重比和最大可能的推力，但具體需要多少推力，也是與戰(zhàn)斗機研發(fā)互動的，而不是兩家獨立進行的。對于發(fā)動機來說，從極限推力降級意味著更長的壽命、更高的可靠性和更低的油耗，是有好處的。

但上述對鶻鷹的估算是在沒有算入上艦所需要的增重的情況下，比如加強的機體、起落架和尾鉤。鶻鷹的機動性可能也不及F-18E，F(xiàn)-18E的翼載為459公斤/平方米，鶻鷹為518公斤/平方米。即使不考慮機動性，海鶻鷹也是需要大大增加翼面積的。襟翼有增升作用，但那是錦上添花，低翼載才是錦。F-35A到C也經歷了這一過程，翼展從10.7米增加到13.1米，翼面積從42.7平方米增加到62平方米，翼載從524公斤/平方米下降到413公斤/平方米，結構系數(shù)從36%增加到41%。海鶻鷹也需要這樣的改裝才適合上艦。比照F-35A到C，正常起飛重量增加14.3%，使得海鶻鷹的正常起飛重量達到24噸級，加力狀態(tài)下戰(zhàn)斗機的推重比只有0.85，只比F-35C的0.76好看。

要是海闊天空的話，可以指定要達到與F-22和殲-20相當?shù)某?、機動性，比照F-22的結構系數(shù)和發(fā)動機推重比，算到最后就是另一架F-22。必須說，這是很樂觀的估計，因為3D打印、新材料可以降低結構重量，但上艦改裝和加大翼面積將增加結構重量，平衡下來，45%的結構系數(shù)可能是偏低了。盡管這樣，估算出來的就是與殲-20同級的超級鶻鷹，或許可以簡稱為超鶻。也就是說，約29噸正常起飛重量，38噸最大起飛重量，需要兩臺150kN級發(fā)動機。F-22的長度為18.9米，超鶻可以做到相似，比鶻鷹的16.7米長，比F-18E的18.3米略長，但比殲-20的20.4米短，更是比殲-15的21.9米短，還是可以接受的。

用兩臺大推力發(fā)動機為動力開發(fā)一個艦載版F-22那樣的“超級鶻鷹”，那或許才是最理想的

盡管如此，超鶻的燃油系數(shù)依然只有28%，要增加到對遠程?？兆鲬?zhàn)更有用的35%，正常起飛重量將是不可思議的52.8噸，最大起飛重量71.3噸，需要兩臺270kN級的發(fā)動機。這是不可能的。