原作者：Reddit用戶flamewreathed
轉載與翻譯已獲得原作者允許。
若有錯誤，歡迎批評斧正。
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有些句子因為沒調語序所以看起來會有點怪，請見諒
注意是測試服第一個版本的內容
九六式四號艦戰：
飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.7
添加了引擎滅火系統
零戰二一型，零戰一一型，二式水戰，A6M2 mod. 22，零戰三二型：
更新了氣動模型代碼格式
添加了引擎滅火系統
試製烈風，烈風一一型，天山一一型，天山一二型，天山一二型甲，九九艦爆一一型，彗星一一型，彗星一二型，彗星三三型，雷電一一型，雷電二一型：
添加了引擎滅火系統
波士頓 Mk I，Br.693AB2，掠奪者（所有），D.371，D.373，D.500，D.501，D.520，DB-7，IAR-81C，浩劫 Mk I，馬丁 167A-3，M.B.152C1，P.63-1：
引擎滅火系統現在自動啟動
D.521：
飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.75
引擎滅火系統現在自動啟動
Do 17 E-1，Fw 200 C-1，H6K4，Ki-49-I（所有）：飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.7
Pandora Mk.1：飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.71
Do 217 J（所有），深山，漢普登 TB Mk I，Ju-87 B-2，Ju-87 R-2，Pe-2（所有），Pe-3（所有）：飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.65
Ju-87（所有）：添加了座艙艙蓋控制
葉-2（所有）：飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.67
波-2 夜魔女：飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.68
F4F（所有），米格-3，Night Fighter Mk. 2，P-43A-1：飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.75
震電，拉格-3-1，拉格-3-8，拉格-3-29，XP-55：飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.8
雅克-9P，雅克-9U，雅克-9UT：飛斷速度（馬赫數）從M0.73增加到M0.78
復仇者 Mk II：
更新了氣動模型代碼格式
副翼最大有效速度從360 km/h減少到300 km/h
方向舵最大有效速度從360 km/h減少到220 km/h
升降舵最大有效速度從303 km/h減少到220 km/h
副翼舵效損失係數從3.0減少到1.2
升降舵舵效損失係數從2.0增加到2.3
控制面開始損失舵效的速度均更低，俯仰性能隨速度增加下降更快，滾轉性能下降更慢
襟翼展開的最大速度增加
飛斷速度從583 km/h增加到612 km/h
飛斷速度（馬赫數）從M1.1減少為M0.63
機翼斷裂過載改動，從[19.18G，-19.18G]改為[7.34G，-3.19G]在最小油量以及無掛載時
燃油消耗係數50%節流閥時從0.24減少到0.23
燃油消耗係數100%節流閥時從0.28增加到0.29
燃油消耗係數加力時從0.3增加到0.31
完全重做了螺旋槳空氣動力學特性
採用新格式編寫，包含了一些以前沒有類似物的變量，因此不詳細展開
F-4EJ，F-4EJ Kai：
1號油箱不再為自封油箱
F-4J：
襟翼收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.67減少到0.65
根據不同攻角，阻力系數不同的增加，導致盤旋性能降低
整體來說 ~0.5 deg/s降低的迴轉率
F-8E，F-8E (FR)：
襟翼收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.68減少到0.65
根據不同攻角，阻力系數不同的增加，導致盤旋性能降低
~0.4deg/s降低的穩盤率
襟翼完全展開時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.68減少到0.65
根據不同攻角，阻力系數不同的增加，導致盤旋性能降低
F7F-1：
略微降低了加力系數，從1.175改為1.17
冷卻速度加快
F7F-3：
略微增加了加力系數，從1.26改為1.29
冷卻速度加快
F8F（所有）：
略微降低了加力系數，從1.293改為1.26
F7F（所有），F8F（所有）：
調整了發動機功率以更準確的對應圖表（現實？），調整了加力時不同增壓器檔位的進氣壓
作者：我還沒有仔細研究過如何計算螺旋槳飛機的動力和推力，因為我正在研究計算他們的轉彎性能，所以現在不能給出完整的細節。
添加了新的F-15C 的氣動模型，用於Improved Baz和F-15C MSIP II，與F-15A的區別有：
機翼強度略微降低，為15.86 G或-5.33 G，在最小油量以及無掛載時
升降舵偏轉角，在2000m：
在1000-1900 km/h時，負向的升降舵偏轉角會更小
基礎推力值為6140 kgf，vs 6070 kgf
用繪製高度-推力圖的形式來呈現對比，相較於文字這樣或許也更直觀：（略，想看的話請移步原文，鏈接見評論區）
空重重1.1t，13470 kg vs 12380 kg
總油量增加了5t，到15t
添加了F-15J Kai的氣動模型，與F-15J的相同
F-16A（所有）：
襟翼完全展開或收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.64
根據不同攻角，阻力系數不同的略微增加，導致盤旋性能降低
~0.1-0.2 deg/s盤旋性能最大損失，對氣動性能有微弱影響
海平面處的推力：
400 km/h時，從10220變為10170 kgf
600 km/h時，從11550變為10870 kgf
800 km/h時，從12600變為11930 kgf
添加了新的比利時F-16A氣動模型，與block 15 ADF的相同
F-16C，F-16D Barak II：移除了引擎滅火系統
F-20：添加了4個外掛油箱，總油量從2t改為3.5t
F-5（所有）：添加了4個外掛油箱，總油量從1.7t改為3.1t (F-5A，C) / 1.9t改為3.3t (F-5E)
Fw 190 A（所有）：Added new step for cooling at 217℃，在220℃到217℃之間冷卻速度更快，但217℃到215℃之間更慢
添加了殲-11A的氣動模型，與殲-11的相同
殲-7II，殲-7D，米格-21（所有）：
襟翼收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.7減少到0.67
根據攻角不同，阻力系數不同的增加，導致盤旋性能降低
添加了新的米格-21 Bison的氣動模型，與米格-21bis的相同
殲-7E：
襟翼收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.75減少到0.72
根據攻角不同，阻力系數不同的增加，導致盤旋性能降低
~0.4deg/s穩盤率最大損失
殲-8B，殲-8F：添加了3個可拋副油箱，共計2.4t，總油量從4.3t增加到6.7t
美洲虎（所有）：
添加了3個可拋副油箱，共計2.9t，總油量從3.2t增加到6.1t
殲轟-7A：添加了3個可拋副油箱，共計3.4t，總油量從6.5t增加到9.9t
Ki-100：更新了氣動模型格式
米格-23，米格-27（所有，除了MLD）：
機翼，0%後掠程度時：
展弦比從3.0增加到4.0
力臂縱座標（長度？）從2.4增加到2.5
略微降低滾轉速度，橫滾穩定性增加
襟翼收起時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.87
升力係數的線性係數從0.074增加到0.085
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
升力係數的線性係數與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小，從Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1：[0.015，0.01] -> [-0.0，0.15]
俯仰力矩減小，從Mach 0.6到Mach 1.1：[0.0，0.01] -> [0.0，0.11]
零速度升力係數從0.05增加到0.08
正向臨界攻角從18.5增加到19.5
臨界攻角時的升力係數從1.2減少到1.05
零升阻力系數從0.0068增加到0.01
襟翼完全展開時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.85
升力係數的線性係數從0.074增加到0.098
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
升力係數的線性係數與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小，從Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1：[0.015，0.01] -> [-0.0，0.15]
俯仰力矩減小，從Mach 0.6到Mach 1.1：[0.0，0.01] -> [0.0，0.11]
零速度升力係數從0.3增加到0.22
正向臨界攻角從19.5減少到17.5
負向臨界攻角從-16.0減少為-14.0
零升阻力系數從0.08減少到0.06
機翼，50%後掠程度時：
翼展從11.5減少到11.0
展弦比從3.0增加到4.0
力臂縱座標（長度？）從2.1增加到2.25
略微降低滾轉速度，橫滾穩定性增加
襟翼收起時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.75減少到0.65
升力係數的線性係數從0.05增加到0.073
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小，從Mach 0.6到Mach 1.1：[0.0，-0.05] -> [0.0，-0.0]
零速度升力係數從0.05減少到0.02
臨界攻角時的升力係數從1.1減少到1.05
零升阻力系數從0.0068增加到0.01
襟翼展開200%時（什麼鬼？？？）
奧斯瓦爾德效率因子數從0.75減少到0.65
升力係數的線性係數從0.05增加到0.073
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小，從Mach 0.6 到Mach 1.1：[0.0，-0.05] -> [0.0，-0.0]
正向臨界攻角從22.5減少到21.5
零升阻力系數從0.08減少到0.075
機翼，100%後掠程度時：
展弦比從3.0增加到4.0
力臂縱座標（長度？）從1.6增加到1.9
略微降低滾轉速度，橫滾穩定性增加
襟翼收起時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.62
升力係數的線性係數從0.036增加到0.048
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩增加，從Mach 0.2到Mach 0.6再到Mach 1.1：[0.0，-0.15] -> [0.0，-0.18]
俯仰力矩減小，從Mach 0.6到Mach 1.1以及更高：[0.0，-0.15] -> [0.0，-0.05]
正向臨界攻角從39.0減少到35.0
負向臨界攻角從-21.0增加到-24.0
零升阻力系數從0.0069增加到0.075
襟翼完全展開時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.62
升力係數的線性係數從0.036增加到0.048
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
俯仰力矩減小，從Mach 0.6到Mach 1.1以及更高：[0.0，-0.15] -> [0.0，-0.05]
正向臨界攻角從34.0增加到35.0
負向臨界攻角從-11.0增加到-22.0
正向臨界攻角時的升力係數從1.2減少到1.1
負向臨界攻角時的升力係數從-0.7增加到-0.5
零升阻力系數從0.0069增加到0.075
相比上面的機翼，以下結構參數改動對氣動性能的影響較小
機身：
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.94改為0.82
最大值時的馬赫數從0.99改為1.1
係數最大值從1.7改為1.6
零升阻力系數從0.0074增加到0.011
整體來說阻力增加
平尾：
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.92改為0.82
係數最大值從2.5改為1.5
垂尾：
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.92改為0.82
係數最大值從2.5改為1.8
升降舵偏轉角
750-900 km/h時，向上偏轉限制（即飛機向下俯，後同）從70%改為60%
900-2500 km/h時，向上偏轉限制從80%改為70%
極限下俯性能降低
一些其他的米格系列飛機的特有的改動：
米格-23BN：
機翼，0%後掠程度時：
機翼斷裂過載從13.2 G，-4.59 G減少為11.86 G，-4.51 G，在最小油量以及無掛載時
米格-23M：
升降舵偏轉角
1500-2500 km/h時，向下偏轉限制（即飛機向上仰，後同）從70%改為60%，以及向上偏轉限制從80%改為70%
2500 km/h及以上時，向上偏轉限制從80%改為70%
1500-2500 km/h之間的極限上仰性能降低，1500+ km/h時極限下俯性能降低
米格-23ML，MLA：
機翼，0%後掠程度時：
機翼斷裂過載從14.45 G，-5.22 G減少為12.19 G，-4.53 G，在最小油量以及無掛載時
升降舵偏轉角
750-900 km/h時，向上偏轉限制從70%改為60%
900-1500 km/h時，向下偏轉限制從80%改為75%，以及向上偏轉限制從70%改為65%
1500-2500 km/h時，向下偏轉限制從70%改為60%，以及向上偏轉限制從80%改為70%
2500 km/h及以上時，向上偏轉限制從80%改為70%
900-2500 km/h之間的極限上仰性能略微降低，750+ km/h時的極限下俯性能降低
米格-23MLD：
機翼，0%後掠程度時：
總翼面積從38.5 m^2減少為34.5 m^2
襟翼收起時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.84
襟翼完全展開時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.78增加到0.82
After critical angle decline coefficient 從0.01增加到0.03
零速度升力係數從0.3減少到0.25
零升阻力系數從0.08減少到0.06
機翼斷裂過載從14.45 G，-5.22 G減少為12.19 G，-4.53 G，在最小油量以及無掛載時
機翼，50%後掠程度時：
總翼面積從38.5 m^2減少為34.5 m^2
正向臨界攻角從31.5減少到26.5
機翼，100%後掠程度時：
總翼面積從38.5 m^2減少為34.5 m^2
升降舵偏轉角
750-900 km/h時，向上偏轉限制從70%改為60%
900-1500 km/h時，向下偏轉限制從80%改為75%向下偏轉程度 and 從70%改為65%向上偏轉程度
1500-2500 km/h時，偏轉限制從70%改為60%向下偏轉程度 and 從80%改為70%向上偏轉程度
2500 km/h及以上時，向上偏轉限制從80%改為70%
900-2500 km/h時極限上仰性能略微降低，750+ km/h時極限下俯性能降低
整體來說，大部分米格-23（取決於具體型號）機翼完全展開時的穩盤率減少了大約2-4 °/s，瞬盤性能也有所削弱
幻影2000（所有）：
襟翼收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.74減少到0.61
根據不同攻角，阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.6改為0.3
最大值時的馬赫數從1.1改為0.9
係數最大值從1.1改為0.72
阻力系數的線性係數從-0.05改為0.02
阻力系數上限值從0.2改為1.2
俯仰力矩減小，從M0到M0.1再到M0.3：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.06]
俯仰力矩減小，從M0.3到M0.5：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.04]
非常輕微的俯仰力矩增加，從M0.5到M0.95：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.005]
非常輕微的俯仰力矩增加，從M0.95+：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.002]
從靜止到M0.5之間的瞬盤性能弱化，而M0.5以上速度時的瞬盤性能略微強化
襟翼完全展開時的機翼（我知道你們想說他沒襟翼）：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.68減少到0.59
根據不同攻角，阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.6改為0.3
最大值時的馬赫數從1.1改為0.9
係數最大值從1.1改為0.72
阻力系數的線性係數從-0.05改為0.02
阻力系數上限值從0.2改為1.2
俯仰力矩減小，從M0到M0.1到M0.3：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.06]
俯仰力矩減小，從M0.3到M0.5：[-0.0，-0.08] -> [-0.0，-0.04]
非常輕微的俯仰力矩增加，從M0.5到M0.95：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.005]
非常輕微的俯仰力矩增加，從M0.95+：[0.0，-0.0] -> [0.0，-0.002]
從靜止到M0.5之間的瞬盤性能弱化，而M0.5以上速度時的瞬盤性能略微強化
相比上面的機翼，以下結構參數改動對氣動性能的影響較小
平尾：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.025增加到0.5
根據不同攻角，阻力系數不同的減少
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從2.0改為1.1
橫滾靈敏度參數調整
M0.7時，靈敏度從70%改為60%
M0.9時，靈敏度從60%改為50%
上兩個速度之間時的滾轉性能略微劣化
升降舵偏轉角
最大偏轉角減小，從+/-6°改為+/-5°
650-1200 km/h時，偏轉限制從60%改為45%向下偏轉程度
1200-1400 km/h時，從60%增加到70%向上偏轉程度
2100+ km/h時，從40%增加到45%向下偏轉程度
650-1400 km/h之間的上仰偏轉更受限制，（並不完全意味著機動變差），1200+ km/h時的下附偏轉限制略微減少
方向舵靈敏度從0.35減少到0.27
方向舵舵效弱化
整體來說低速下的穩盤性能有所弱化，最大削弱了3°/s，但高速下的迴轉性能有所強化，大概1-3°/s
添加了新的幻影5BA氣動模型，與幻影5的氣動模型大致相同，僅多一個外部油箱
幻影5（所有）：添加了1個新內部油箱，總內油量增加到2.4t
N1K2-J：
更新了氣動模型代碼格式
空重增加，從2949 kg改為3125 kg
Changed CoG coordinates，從[-0.172016，-0.128462，0.00666832]改為[-0.02，0.0，0.0]
重製了燃油分佈
P-38K：更新了氣動模型代碼格式
JA-37，AJ-37（所有）：
襟翼收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.55減少到0.48
根據不同攻角，阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從0.7改為0.8
阻力系數的線性係數從0.05改為0.02
襟翼完全展開時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.6
根據不同攻角，阻力系數不同的增加
整體來說穩盤性能有所弱化，大約1-1.5°/s
J-35（所有）：
襟翼收起時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.5減少到0.42
根據不同攻角，阻力系數不同的增加
Coefficient of drag Mach multiplier critical Mach number changed 從0.9改為0.89
零升阻力系數將會從M0.9而不是M0.89開始變化
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.15改為0.2
最大值時的馬赫數從0.4改為0.6
係數最大值從0.7改為0.9
阻力系數的線性係數從0.1改為0.02
阻力系數上限值從1.0改為2.0
襟翼完全展開時的機翼：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.5減少到0.42
根據不同攻角，阻力系數不同的增加
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
CriticalMach number 從0.15改為0.2
最大值時的馬赫數從0.4改為0.6
係數最大值從0.7改為0.9
阻力系數的線性係數從0.1改為0.02
阻力系數上限值從1.0改為2.0
整體來說穩盤性能有所弱化，最多削弱了4°/s
添加了海鷂FA. 2的氣動模型，與鷂GR.7相同
蘇-17（所有），蘇-22（所有）：
機翼，0%後掠程度時：
襟翼收起時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.73減少到0.7
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
襟翼完全展開時：（原文這就是空的，估計是忘了寫）
添加了50%後掠檔位
機翼，100%後掠程度時：
襟翼收起時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.63
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
襟翼完全展開時：
奧斯瓦爾德效率因子數從0.65減少到0.63
誘導阻力與馬赫數的關係曲線調整
零速度升力係數從0.02增加到0.08
負向臨界攻角時的升力係數從-0.65增加到-0.6
相比上面的機翼，以下結構參數改動對氣動性能的影響較小
平尾：
Critical Cl 與馬赫數的關係曲線調整
阻力系數的線性係數從0.5改為-0.05
臨界攻角與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從0.65改為0.95
阻力系數的線性係數從-0.1改為-0.02
Elevator deflection sensitivity at M1.5 從80%增加到90%
M1.5時的俯仰性能略微強化
1200 km/h時的加力推力增加，從13200 kgf改為13750 kgf（除了蘇-22M3）
蘇-17M2：
機翼，100%後掠程度，襟翼收起時：
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
係數最大值從2.4改為2.2
機身：
阻力系數與馬赫數的關係曲線調整
最大值時的馬赫數從0.99改為1.1
蘇-22M3，蘇-22UM3K：
機翼，100%後掠程度時：
襟翼完全展開時：
正向臨界攻角時的升力係數從0.88增加到0.95
零升阻力系數從0.07減少到0.069
無法就轉向性能的變化給出具體數字
添加了新的蘇-27SM氣動模型，除了比現有的蘇-27重400kg外沒有區別
Ta-154A：
升降舵舵效損失從470 km/h開始， at 2.2 compression power
舵效會在更低的速度開始損失，隨速度增加損失略微加快
機翼：
Spin Cd gain 從0.08增加到0.03
迴轉時的阻力變大
Moment arm vertical coordinate從0.12改為0.11
滾轉率略微上升
平尾：
升力係數的線性係數從0.03增加到0.06
失速後的升力係數從+/-0.45增加到+/-0.85
攻角大於正向臨界迎角時的升力增加，大於負向臨界迎角時的升力係數減少
臨界攻角時的升力係數從+/-0.5增加到+/-0.9
攻角大於正向臨界迎角時的升力增加，大於負向臨界迎角時的升力係數減少
添加了狂風F.3後期型的氣動模型，除了多3個外部油箱外與狂風F.3並無不同
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)（沒看懂）