原作者：Reddit用户flamewreathed
转载与翻译已获得原作者允许。
若有错误，欢迎批评斧正。
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有些句子因为没调语序所以看起来会有点怪，请见谅
注意是测试服第一个版本的内容
九六式四号舰战：
飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.7
添加了引擎灭火系统
零战二一型，零战一一型，二式水战，A6M2 mod. 22，零战三二型：
更新了气动模型代码格式
添加了引擎灭火系统
试制烈风，烈风一一型，天山一一型，天山一二型，天山一二型甲，九九舰爆一一型，彗星一一型，彗星一二型，彗星三三型，雷电一一型，雷电二一型：
添加了引擎灭火系统
波士顿 Mk I，Br.693AB2，掠夺者（所有），D.371，D.373，D.500，D.501，D.520，DB-7，IAR-81C，浩劫 Mk I，马丁 167A-3，M.B.152C1，P.63-1：
引擎灭火系统现在自动启动
D.521：
飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.75
引擎灭火系统现在自动启动
Do 17 E-1，Fw 200 C-1，H6K4，Ki-49-I（所有）：飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.7
Pandora Mk.1：飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.71
Do 217 J（所有），深山，汉普登 TB Mk I，Ju-87 B-2，Ju-87 R-2，Pe-2（所有），Pe-3（所有）：飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.65
Ju-87（所有）：添加了座舱舱盖控制
叶-2（所有）：飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.67
波-2 夜魔女：飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.68
F4F（所有），米格-3，Night Fighter Mk. 2，P-43A-1：飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.75
震电，拉格-3-1，拉格-3-8，拉格-3-29，XP-55：飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.8
雅克-9P，雅克-9U，雅克-9UT：飞断速度（马赫数）从M0.73增加到M0.78
复仇者 Mk II：
更新了气动模型代码格式
副翼最大有效速度从360 km/h减少到300 km/h
方向舵最大有效速度从360 km/h减少到220 km/h
升降舵最大有效速度从303 km/h减少到220 km/h
副翼舵效损失系数从3.0减少到1.2
升降舵舵效损失系数从2.0增加到2.3
控制面开始损失舵效的速度均更低，俯仰性能随速度增加下降更快，滚转性能下降更慢
襟翼展开的最大速度增加
飞断速度从583 km/h增加到612 km/h
飞断速度（马赫数）从M1.1减少为M0.63
机翼断裂过载改动，从[19.18G，-19.18G]改为[7.34G，-3.19G]在最小油量以及无挂载时
燃油消耗系数50%节流阀时从0.24减少到0.23
燃油消耗系数100%节流阀时从0.28增加到0.29
燃油消耗系数加力时从0.3增加到0.31
完全重做了螺旋桨空气动力学特性
采用新格式编写，包含了一些以前没有类似物的变量，因此不详细展开
F-4EJ，F-4EJ Kai：
1号油箱不再为自封油箱
F-4J：
襟翼收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.67减少到0.65
根据不同攻角，阻力系数不同的增加，导致盘旋性能降低
整体来说 ~0.5 deg/s降低的回转率
F-8E，F-8E (FR)：
襟翼收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.68减少到0.65
根据不同攻角，阻力系数不同的增加，导致盘旋性能降低
~0.4deg/s降低的稳盘率
襟翼完全展开时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.68减少到0.65
根据不同攻角，阻力系数不同的增加，导致盘旋性能降低
F7F-1：
略微降低了加力系数，从1.175改为1.17
冷却速度加快
F7F-3：
略微增加了加力系数，从1.26改为1.29
冷却速度加快
F8F（所有）：
略微降低了加力系数，从1.293改为1.26
F7F（所有），F8F（所有）：
调整了发动机功率以更准确的对应图表（现实？），调整了加力时不同增压器档位的进气压
作者：我还没有仔细研究过如何计算螺旋桨飞机的动力和推力，因为我正在研究计算他们的转弯性能，所以现在不能给出完整的细节。
添加了新的F-15C 的气动模型，用于Improved Baz和F-15C MSIP II，与F-15A的区别有：
机翼强度略微降低，为15.86 G或-5.33 G，在最小油量以及无挂载时
升降舵偏转角，在2000m：
在1000-1900 km/h时，负向的升降舵偏转角会更小
基础推力值为6140 kgf，vs 6070 kgf
用绘制高度-推力图的形式来呈现对比，相较于文字这样或许也更直观：（略，想看的话请移步原文，链接见评论区）
空重重1.1t，13470 kg vs 12380 kg
总油量增加了5t，到15t
添加了F-15J Kai的气动模型，与F-15J的相同
F-16A（所有）：
襟翼完全展开或收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.65减少到0.64
根据不同攻角，阻力系数不同的略微增加，导致盘旋性能降低
~0.1-0.2 deg/s盘旋性能最大损失，对气动性能有微弱影响
海平面处的推力：
400 km/h时，从10220变为10170 kgf
600 km/h时，从11550变为10870 kgf
800 km/h时，从12600变为11930 kgf
添加了新的比利时F-16A气动模型，与block 15 ADF的相同
F-16C，F-16D Barak II：移除了引擎灭火系统
F-20：添加了4个外挂油箱，总油量从2t改为3.5t
F-5（所有）：添加了4个外挂油箱，总油量从1.7t改为3.1t (F-5A，C) / 1.9t改为3.3t (F-5E)
Fw 190 A（所有）：Added new step for cooling at 217℃，在220℃到217℃之间冷却速度更快，但217℃到215℃之间更慢
添加了歼-11A的气动模型，与歼-11的相同
歼-7II，歼-7D，米格-21（所有）：
襟翼收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.7减少到0.67
根据攻角不同，阻力系数不同的增加，导致盘旋性能降低
添加了新的米格-21 Bison的气动模型，与米格-21bis的相同
歼-7E：
襟翼收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.75减少到0.72
根据攻角不同，阻力系数不同的增加，导致盘旋性能降低
~0.4deg/s稳盘率最大损失
歼-8B，歼-8F：添加了3个可抛副油箱，共计2.4t，总油量从4.3t增加到6.7t
美洲虎（所有）：
添加了3个可抛副油箱，共计2.9t，总油量从3.2t增加到6.1t
歼轰-7A：添加了3个可抛副油箱，共计3.4t，总油量从6.5t增加到9.9t
Ki-100：更新了气动模型格式
米格-23，米格-27（所有，除了MLD）：
机翼，0%后掠程度时：
展弦比从3.0增加到4.0
力臂纵坐标（长度？）从2.4增加到2.5
略微降低滚转速度，横滚稳定性增加
襟翼收起时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.78增加到0.87
升力系数的线性系数从0.074增加到0.085
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
升力系数的线性系数与马赫数的关系曲线调整
俯仰力矩减小，从Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1：[0.015，0.01] -> [-0.0，0.15]
俯仰力矩减小，从Mach 0.6到Mach 1.1：[0.0，0.01] -> [0.0，0.11]
零速度升力系数从0.05增加到0.08
正向临界攻角从18.5增加到19.5
临界攻角时的升力系数从1.2减少到1.05
零升阻力系数从0.0068增加到0.01
襟翼完全展开时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.78增加到0.85
升力系数的线性系数从0.074增加到0.098
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
升力系数的线性系数与马赫数的关系曲线调整
俯仰力矩减小，从Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1：[0.015，0.01] -> [-0.0，0.15]
俯仰力矩减小，从Mach 0.6到Mach 1.1：[0.0，0.01] -> [0.0，0.11]
零速度升力系数从0.3增加到0.22
正向临界攻角从19.5减少到17.5
负向临界攻角从-16.0减少为-14.0
零升阻力系数从0.08减少到0.06
机翼，50%后掠程度时：
翼展从11.5减少到11.0
展弦比从3.0增加到4.0
力臂纵坐标（长度？）从2.1增加到2.25
略微降低滚转速度，横滚稳定性增加
襟翼收起时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.75减少到0.65
升力系数的线性系数从0.05增加到0.073
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
俯仰力矩减小，从Mach 0.6到Mach 1.1：[0.0，-0.05] -> [0.0，-0.0]
零速度升力系数从0.05减少到0.02
临界攻角时的升力系数从1.1减少到1.05
零升阻力系数从0.0068增加到0.01
襟翼展开200%时（什么鬼？？？）
奥斯瓦尔德效率因子数从0.75减少到0.65
升力系数的线性系数从0.05增加到0.073
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
俯仰力矩减小，从Mach 0.6 到Mach 1.1：[0.0，-0.05] -> [0.0，-0.0]
正向临界攻角从22.5减少到21.5
零升阻力系数从0.08减少到0.075
机翼，100%后掠程度时：
展弦比从3.0增加到4.0
力臂纵坐标（长度？）从1.6增加到1.9
略微降低滚转速度，横滚稳定性增加
襟翼收起时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.65减少到0.62
升力系数的线性系数从0.036增加到0.048
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
俯仰力矩增加，从Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1：[0.0，-0.15] -> [0.0，-0.18]
俯仰力矩减小，从Mach 0.6到Mach 1.1以及更高：[0.0，-0.15] -> [0.0，-0.05]
正向临界攻角从39.0减少到35.0
负向临界攻角从-21.0增加到-24.0
零升阻力系数从0.0069增加到0.075
襟翼完全展开时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.65减少到0.62
升力系数的线性系数从0.036增加到0.048
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
俯仰力矩减小，从Mach 0.6到Mach 1.1以及更高：[0.0，-0.15] -> [0.0，-0.05]
正向临界攻角从34.0增加到35.0
负向临界攻角从-11.0增加到-22.0
正向临界攻角时的升力系数从1.2减少到1.1
负向临界攻角时的升力系数从-0.7增加到-0.5
零升阻力系数从0.0069增加到0.075
相比上面的机翼，以下结构参数改动对气动性能的影响较小
机身：
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
CriticalMach number 从0.94改为0.82
最大值时的马赫数从0.99改为1.1
系数最大值从1.7改为1.6
零升阻力系数从0.0074增加到0.011
整体来说阻力增加
平尾：
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
CriticalMach number 从0.92改为0.82
系数最大值从2.5改为1.5
垂尾：
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
CriticalMach number 从0.92改为0.82
系数最大值从2.5改为1.8
升降舵偏转角
750-900 km/h时，向上偏转限制（即飞机向下俯，后同）从70%改为60%
900-2500 km/h时，向上偏转限制从80%改为70%
极限下俯性能降低
一些其他的米格系列飞机的特有的改动：
米格-23BN：
机翼，0%后掠程度时：
机翼断裂过载从13.2 G，-4.59 G减少为11.86 G，-4.51 G，在最小油量以及无挂载时
米格-23M：
升降舵偏转角
1500-2500 km/h时，向下偏转限制（即飞机向上仰，后同）从70%改为60%，以及向上偏转限制从80%改为70%
2500 km/h及以上时，向上偏转限制从80%改为70%
1500-2500 km/h之间的极限上仰性能降低，1500+ km/h时极限下俯性能降低
米格-23ML，MLA：
机翼，0%后掠程度时：
机翼断裂过载从14.45 G，-5.22 G减少为12.19 G，-4.53 G，在最小油量以及无挂载时
升降舵偏转角
750-900 km/h时，向上偏转限制从70%改为60%
900-1500 km/h时，向下偏转限制从80%改为75%，以及向上偏转限制从70%改为65%
1500-2500 km/h时，向下偏转限制从70%改为60%，以及向上偏转限制从80%改为70%
2500 km/h及以上时，向上偏转限制从80%改为70%
900-2500 km/h之间的极限上仰性能略微降低，750+ km/h时的极限下俯性能降低
米格-23MLD：
机翼，0%后掠程度时：
总翼面积从38.5 m^2减少为34.5 m^2
襟翼收起时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.78增加到0.84
襟翼完全展开时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.78增加到0.82
After critical angle decline coefficient 从0.01增加到0.03
零速度升力系数从0.3减少到0.25
零升阻力系数从0.08减少到0.06
机翼断裂过载从14.45 G，-5.22 G减少为12.19 G，-4.53 G，在最小油量以及无挂载时
机翼，50%后掠程度时：
总翼面积从38.5 m^2减少为34.5 m^2
正向临界攻角从31.5减少到26.5
机翼，100%后掠程度时：
总翼面积从38.5 m^2减少为34.5 m^2
升降舵偏转角
750-900 km/h时，向上偏转限制从70%改为60%
900-1500 km/h时，向下偏转限制从80%改为75%向下偏转程度 and 从70%改为65%向上偏转程度
1500-2500 km/h时，偏转限制从70%改为60%向下偏转程度 and 从80%改为70%向上偏转程度
2500 km/h及以上时，向上偏转限制从80%改为70%
900-2500 km/h时极限上仰性能略微降低，750+ km/h时极限下俯性能降低
整体来说，大部分米格-23（取决于具体型号）机翼完全展开时的稳盘率减少了大约2-4 °/s，瞬盘性能也有所削弱
幻影2000（所有）：
襟翼收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.74减少到0.61
根据不同攻角，阻力系数不同的增加
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
CriticalMach number 从0.6改为0.3
最大值时的马赫数从1.1改为0.9
系数最大值从1.1改为0.72
阻力系数的线性系数从-0.05改为0.02
阻力系数上限值从0.2改为1.2
俯仰力矩减小，从M0到M0.1再到M0.3：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.06]
俯仰力矩减小，从M0.3到M0.5：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.04]
非常轻微的俯仰力矩增加，从M0.5到M0.95：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.005]
非常轻微的俯仰力矩增加，从M0.95+：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.002]
从静止到M0.5之间的瞬盘性能弱化，而M0.5以上速度时的瞬盘性能略微强化
襟翼完全展开时的机翼（我知道你们想说他没襟翼）：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.68减少到0.59
根据不同攻角，阻力系数不同的增加
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
CriticalMach number 从0.6改为0.3
最大值时的马赫数从1.1改为0.9
系数最大值从1.1改为0.72
阻力系数的线性系数从-0.05改为0.02
阻力系数上限值从0.2改为1.2
俯仰力矩减小，从M0到M0.1到M0.3：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.06]
俯仰力矩减小，从M0.3到M0.5：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.04]
非常轻微的俯仰力矩增加，从M0.5到M0.95：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.005]
非常轻微的俯仰力矩增加，从M0.95+：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.002]
从静止到M0.5之间的瞬盘性能弱化，而M0.5以上速度时的瞬盘性能略微强化
相比上面的机翼，以下结构参数改动对气动性能的影响较小
平尾：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.025增加到0.5
根据不同攻角，阻力系数不同的减少
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
系数最大值从2.0改为1.1
横滚灵敏度参数调整
M0.7时，灵敏度从70%改为60%
M0.9时，灵敏度从60%改为50%
上两个速度之间时的滚转性能略微劣化
升降舵偏转角
最大偏转角减小，从+/-6°改为+/-5°
650-1200 km/h时，偏转限制从60%改为45%向下偏转程度
1200-1400 km/h时，从60%增加到70%向上偏转程度
2100+ km/h时，从40%增加到45%向下偏转程度
650-1400 km/h之间的上仰偏转更受限制，（并不完全意味着机动变差），1200+ km/h时的下附偏转限制略微减少
方向舵灵敏度从0.35减少到0.27
方向舵舵效弱化
整体来说低速下的稳盘性能有所弱化，最大削弱了3°/s，但高速下的回转性能有所强化，大概1-3°/s
添加了新的幻影5BA气动模型，与幻影5的气动模型大致相同，仅多一个外部油箱
幻影5（所有）：添加了1个新内部油箱，总内油量增加到2.4t
N1K2-J：
更新了气动模型代码格式
空重增加，从2949 kg改为3125 kg
Changed CoG coordinates，从[-0.172016，-0.128462，0.00666832]改为[-0.02，0.0，0.0]
重制了燃油分布
P-38K：更新了气动模型代码格式
JA-37，AJ-37（所有）：
襟翼收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.55减少到0.48
根据不同攻角，阻力系数不同的增加
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
系数最大值从0.7改为0.8
阻力系数的线性系数从0.05改为0.02
襟翼完全展开时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.65减少到0.6
根据不同攻角，阻力系数不同的增加
整体来说稳盘性能有所弱化，大约1-1.5°/s
J-35（所有）：
襟翼收起时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.5减少到0.42
根据不同攻角，阻力系数不同的增加
Coefficient of drag Mach multiplier critical Mach number changed 从0.9改为0.89
零升阻力系数将会从M0.9而不是M0.89开始变化
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
CriticalMach number 从0.15改为0.2
最大值时的马赫数从0.4改为0.6
系数最大值从0.7改为0.9
阻力系数的线性系数从0.1改为0.02
阻力系数上限值从1.0改为2.0
襟翼完全展开时的机翼：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.5减少到0.42
根据不同攻角，阻力系数不同的增加
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
CriticalMach number 从0.15改为0.2
最大值时的马赫数从0.4改为0.6
系数最大值从0.7改为0.9
阻力系数的线性系数从0.1改为0.02
阻力系数上限值从1.0改为2.0
整体来说稳盘性能有所弱化，最多削弱了4°/s
添加了海鹞FA. 2的气动模型，与鹞GR.7相同
苏-17（所有），苏-22（所有）：
机翼，0%后掠程度时：
襟翼收起时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.73减少到0.7
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
襟翼完全展开时：（原文这就是空的，估计是忘了写）
添加了50%后掠档位
机翼，100%后掠程度时：
襟翼收起时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.65减少到0.63
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
襟翼完全展开时：
奥斯瓦尔德效率因子数从0.65减少到0.63
诱导阻力与马赫数的关系曲线调整
零速度升力系数从0.02增加到0.08
负向临界攻角时的升力系数从-0.65增加到-0.6
相比上面的机翼，以下结构参数改动对气动性能的影响较小
平尾：
Critical Cl 与马赫数的关系曲线调整
阻力系数的线性系数从0.5改为-0.05
临界攻角与马赫数的关系曲线调整
系数最大值从0.65改为0.95
阻力系数的线性系数从-0.1改为-0.02
Elevator deflection sensitivity at M1.5 从80%增加到90%
M1.5时的俯仰性能略微强化
1200 km/h时的加力推力增加，从13200 kgf改为13750 kgf（除了苏-22M3）
苏-17M2：
机翼，100%后掠程度，襟翼收起时：
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
系数最大值从2.4改为2.2
机身：
阻力系数与马赫数的关系曲线调整
最大值时的马赫数从0.99改为1.1
苏-22M3，苏-22UM3K：
机翼，100%后掠程度时：
襟翼完全展开时：
正向临界攻角时的升力系数从0.88增加到0.95
零升阻力系数从0.07减少到0.069
无法就转向性能的变化给出具体数字
添加了新的苏-27SM气动模型，除了比现有的苏-27重400kg外没有区别
Ta-154A：
升降舵舵效损失从470 km/h开始， at 2.2 compression power
舵效会在更低的速度开始损失，随速度增加损失略微加快
机翼：
Spin Cd gain 从0.08增加到0.03
回转时的阻力变大
Moment arm vertical coordinate从0.12改为0.11
滚转率略微上升
平尾：
升力系数的线性系数从0.03增加到0.06
失速后的升力系数从+/-0.45增加到+/-0.85
攻角大于正向临界迎角时的升力增加，大于负向临界迎角时的升力系数减少
临界攻角时的升力系数从+/-0.5增加到+/-0.9
攻角大于正向临界迎角时的升力增加，大于负向临界迎角时的升力系数减少
添加了狂风F.3后期型的气动模型，除了多3个外部油箱外与狂风F.3并无不同
Gaijin hallucinations in changelogs：
P-39N changes in one of the major updates some while ago
NEW： Gripen nerf (please in next dev update gaijin)（没看懂）