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出典検索?: "軍用機の設計思想"
本項では、軍用機の設計思想（ぐんようきのせっけいしそう）について述べる。 この節は検証可能な参考文献や出典が全く示されていないか、不十分です。出典を追加して記事の信頼性向上にご協力ください。（このテンプレートの使い方）
機体
増大係数
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機体規模は、軍用機設計の基礎計画段階において、航続距離要求と武装重量から計算される。規模に関係する増大係数は二段階に分けて計算が行われる。
1. ブレゲーの航続距離算出式によって必要な燃料重量比を導きだす。ただし、この式はレシプロ機にのみ適用可能である。
R = 75.0 × 3.6 × η p b × L D × ln ( W i W f ) {\displaystyle R=75.0\times 3.6\times {\frac {\eta p}{b}}\times {\frac {L}{D}}\times \ln \left({\frac {Wi}{Wf}}\right)}
ただし、 R {\displaystyle R} ：航続距離(km)
η p {\displaystyle \eta p} ：プロペラ効率
b {\displaystyle b} ：燃料消費率(kg/HP/hour)
L D {\displaystyle {\frac {L}{D}}} ：巡航揚抗比
W i {\displaystyle Wi} ：巡航開始重量
W f {\displaystyle Wf} ：巡航終了重量
大体の離陸重量に対する燃料比率は W i − W f W i {\displaystyle {\frac {Wi-Wf}{Wi}}} となる。
ジェット軍用機、それも特に戦術機の場合は運用高度によって燃費が大幅に異なることから上記のような単純に距離という形で航続性能を要求されることは稀であり、大抵は飛行パターン、飛行高度、速度を指定したミッションプロファイルという形式で(以上を大雑把に言えばCAP任務にHI-HI-HI、地上攻撃任務でHI-LO-HI等の指定、待機時間、急行速度、目標捜索時間等が含まれる)航続性能を要求され、エンジンの出力性能、燃費と見比べながら燃料重量比の見積もりをつけることになる。
2. 下記「増大係数」の式に武装重量と燃料重量を入れると、機体の離陸重量が求められる。増大係数の元々の意味は「性能を保持したまま搭載量(武装、あるいは燃料)を増やすには、全備重量がどれだけ増えるか」を示したものである。
W T O = W W E P 1 − W S T R W T O − W P R O P W T O − W S Y S W T O − W F U E L W T O {\displaystyle W_{TO}={\frac {W_{WEP}}{1-{\frac {W_{STR}}{W_{TO}}}-{\frac {W_{PROP}}{W_{TO}}}-{\frac {W_{SYS}}{W_{TO}}}-{\frac {W_{FUEL}}{W_{TO}}}}}}
ただし、
W T O {\displaystyle W_{TO}} ：離陸重量。
W W E P {\displaystyle W_{WEP}} ：武装の重量。機関砲や爆弾、機銃弾などの重量。
W S T R W T O {\displaystyle {\frac {W_{STR}}{W_{TO}}}} ：構造重量比。戦闘機のように高G運動を行ったり急降下制限速度を高める場合は構造重量比を増して頑丈に作る必要がある。強度を維持しつつ構造重量比を減少させるには新素材や構造上の進歩が必要である。構造重量比を浮かせる方法としては他に、増槽の導入があげられる。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。[1]
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。 この節は検証可能な参考文献や出典が全く示されていないか、不十分です。出典を追加して記事の信頼性向上にご協力ください。（このテンプレートの使い方）
安定性
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詳細は「飛行機の安定」を参照
一番単純な例として、1Gの水平釣り合い飛行を継続する場合を想定してみる。後述するCCV設計以前に行われていたコンベンショナルな形式の飛行機の場合、以下の条件が必要となる。
各翼の揚力の合成ベクトルが、重心点からの重量ベクトルと吊り合うこと
風圧中心が重心より後ろに存在すること
風圧中心が重心より前に存在する場合、微小な横すべりを起こしただけで風見鶏のように回転してしまい、事実上飛行できない。これを風見安定の不足という。同じことは水平面だけでなく垂直面でも言える。
機体の中で最も空気力を受ける部分は揚力を発生させ機体重量を支える主翼であり、主翼の風圧中心は重心より後ろに置く必要がある。そして、この事は重心と揚力とのベクトルが吊り合わないことを意味するため、重心の前方に揚力を発生させる前翼が必要か、主翼の後方に下向きの揚力を発生させる水平尾翼、あるいはその両方が必要な事を意味する。
しかし、前翼で揚力を負担させることは機体全体の風圧中心が前進することであり、風見安定を補償するために重心を前進させるか、大きな垂直尾翼を設ける必要があり、前者はますます大きな前翼を要求し設計が発散する。後者は抵抗の増大につながる。また、重心位置によっては胴体の強度を要求される。