軍用機の設計思想
空戦等の高G機動に入る前に増槽を投下するという運用を定める事で、高G機動時の機体重量を限定し構造強度要求を緩和することができる。
W P R O P W T O {\displaystyle {\frac {W_{PROP}}{W_{TO}}}} :推進系統重量比。加速性能、上昇性能、あるいは高高度性能を高くする場合はより推進系統の比率を高める必要がある。技術上の進歩により出力重量比が向上すればこの比率を抑えることができる。
W S Y S W T O {\displaystyle {\frac {W_{SYS}}{W_{TO}}}} :システム系統重量比。油圧や操縦系統、脚などの重量がここに含まれる。
W F U E L W T O {\displaystyle {\frac {W_{FUEL}}{W_{TO}}}} :1.で算出した燃料重量比。航続距離要求から必然的に決定される。
この式は元々 W T O = W W E P + W S T R + W P R O P + W S Y S + W F U E L {\displaystyle W_{TO}=W_{WEP}+W_{STR}+W_{PROP}+W_{SYS}+W_{FUEL}} を変形した物である。
戦闘機においては構造重量比が約0.35~0.25、推進系統重量比がレシプロは約0.4でジェットが約0.2、システム系統重量比が0.1となるのが一般的である。
構造重量比、推進系統重量比、システム系統重量比が時代が変遷してもほぼ一定であることから、軍用機の規模は航続性能と武装重量でほぼ決まってしまうため、この二つが計画の根幹をなすものとなる。