正文
611的鴨式四代揭秘
四代歸屬其實非常簡單，因為四代的氣動和飛控設計空前複雜，國內具備後期三代的氣動、飛控實際設計經驗的隻有611所一家。四代的選型方案之間水平相差過大，根本無法進行到實機對比試飛階段。我國的四代將在發動機和飛機結構設計、工藝材料等方麵與俄羅斯展開廣泛而深入的合作。
就像其它領域的科學技術，空氣動力學的發展也是一個漸進的過程，正如雙三角翼作為渦升力研究的始祖對象，最終衍生發展出今天各種邊條方案；同樣，我國的四代也不會憑空產生，必然有其脈絡可循。目前我國的四代已進入發圖製造階段，外流資料少，真正的大戶們對此又守口如瓶，本菜隻能作一番臆測。
強烈建議對我國四代感興趣的童子們認真反複的研讀宋老的《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文，那是真正的精品，百讀不厭。
發動機
毛子發動機，這個實在沒什麽好說了。隻是希望殲-10的囧境不要重演：殲-10一直頂著推比不足和高強度作訓下發動機故障多發的情況在使用。AL-31F原本就達不到殲-10的推力需求指標，而且這個型號的發動機存在發動機軸潤滑不足的設計缺陷，在AL-31FN型更動機匣附件位置後可靠性更是進一步下降，這些情況發生在單發飛機上，悲劇......
至於我國四代具體使用的是什麽型號？童子們找PUPU大特務斯基去吧，多賄賂美女圖，不穿衣服的更好，要記得他不喜歡小澤瑪利亞，別送錯了！
解放軍四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
解放軍四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
解放軍四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
四代歸屬其實非常簡單，因為四代的氣動和飛控設計空前複雜，國內具備後期三代的氣動、飛控實際設計經驗的隻有611所一家。四代的選型方案之間水平相差過大，根本無法進行到實機對比試飛階段。我國的四代將在發動機和飛機結構設計、工藝材料等方麵與俄羅斯展開廣泛而深入的合作。
就像其它領域的科學技術，空氣動力學的發展也是一個漸進的過程，正如雙三角翼作為渦升力研究的始祖對象，最終衍生發展出今天各種邊條方案；同樣，我國的四代也不會憑空產生，必然有其脈絡可循。目前我國的四代已進入發圖製造階段，外流資料少，真正的大戶們對此又守口如瓶，本菜隻能作一番臆測。
強烈建議對我國四代感興趣的童子們認真反複的研讀宋老的《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文，那是真正的精品，百讀不厭。
發動機
毛子發動機，這個實在沒什麽好說了。隻是希望殲-10的囧境不要重演：殲-10一直頂著推比不足和高強度作訓下發動機故障多發的情況在使用。AL-31F原本就達不到殲-10的推力需求指標，而且這個型號的發動機存在發動機軸潤滑不足的設計缺陷，在AL-31FN型更動機匣附件位置後可靠性更是進一步下降，這些情況發生在單發飛機上，悲劇......
至於我國四代具體使用的是什麽型號？童子們找PUPU大特務斯基去吧，多賄賂美女圖，不穿衣服的更好，要記得他不喜歡小澤瑪利亞，別送錯了！
解放軍四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
解放軍四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
解放軍四代戰機想象圖
渦升力
四代比起三代來，在渦流發生器的形式，渦流流場的設計方麵都有很大的進步。以美帝的F22為例，F22有2組渦流發生器相互作用來加強渦流強度，控製渦流作用範圍和渦流保持能力，分別是菱形截麵的機頭和進氣道兩側的窄邊條。邊條起作用的部分是其導致氣流分離的邊緣，而判斷其渦流效果主要看三點：長度，角度，邊緣間距；從這個角度來說，作為四代氣動標誌之一的菱形機頭，可以看做是機頭和大邊條融合的產物，是大邊條進化後的一種特殊形態。它的優點主要是隱身效果好，阻力小，大迎角下偏航穩定性好；缺點是由於渦升力的非線性，會產生非線性的抬頭力矩，難以控製。
宋老《一種小展弦比高升力飛機的氣動布局研究》論文中援引的方案是611上世紀90年代中期對四代氣動探索的一個過程成果，該方案的渦升力設計重點仍然在翼麵形式的邊條、鴨翼、機翼的氣動耦合上；菱形機頭出於隱身和大迎角偏航穩定性的優勢被引入設計中，但尚未很好的融入整個布局，機頭渦被認為是鴨翼渦的一個不利幹擾因素。今天的殲-10氣動是早期眾多方案中較為穩妥的一個，沿用了殲-9計劃中大量現有的風洞資料，而更激進的雙三角翼方案因為風險過大而被放棄；《小展弦比》一文中的邊條翼鴨式布局方案應該就是由早年落選的鴨式雙三角翼方案逐步演化而來。
值得說明的是，升力體邊條翼鴨式布局很早就出現了，美帝70年代NASA有個高機動技術驗證機（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限於當時的氣動和控製水平宣告失敗。1997年5月美帝NASA和波音聯合研製的X36鴨式布局驗證機首飛，該機采用升力體鴨式布局，隱身技術及其與飛行敏捷性的配合是其技術驗證重點之一；它代表了美帝90年代中期對鴨式布局的研究水平，考慮到611所一貫緊跟美帝步伐的作風和自身的主要研究方向，對X36的分析研究將會在很大程度上影響我國的四代設計。
本菜推測，最終確定下來的四代方案在渦升力設計上會將重點轉變為機頭渦、鴨翼渦、機翼渦三者間的關係協調，不會出現明顯的規模較大的前邊條設計；邊條渦將會作為一種輔助性的氣動措施，用於鴨翼、機翼與機身氣動融合設計中的修形和對渦流流場的改善。可能會出現機翼前沿延伸出一個銳利的窄邊條，鴨翼安置在邊條上的設計。
另：鴨翼渦這個特殊的存在還引入了對左右脫體渦流體係間互相幹擾的主動控製，這個部分將在下文提到。
進氣道
進氣道是飛機氣動設計中的最關鍵部分之一，設計不合格的進氣道在機動狀態下直接導致發動機喘震熄火都不奇怪。
進氣道的總壓恢複直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢複，至少產生1.2%的推力損失；進氣道的高性能指標是用氣動措施彌補推力不足的重要手段之一。如果固定式進氣道能夠在超音速條件下在性能上接近或達到可調式進氣道的水平，不僅能夠去掉上百公斤的調節係統，可靠性大為提高，而且原調節係統占用的機身內空間也被解放了出來；效果可以直接換算成推重比和航程的增加。在這種需求下應用乘波理論的固定進氣道出現了，就是應用尖脊翼理論的加萊特進氣道和錐型流場理論的DSI進氣道。
美帝的研究指出，相比固定式進氣道，加萊特在M0.8和M1.8時總壓恢複能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152論文也指出超級蟲的加萊特進氣道在低馬赫速時總壓恢複還不如F-18C和F16。國內研究結果則顯示加萊特在低馬赫速時存在側壁內表麵分離漩渦，總壓恢複和畸變度不甚理想。加萊特另一個重要的缺陷是仍然沒有解決附麵層的問題，必須保留附麵層隔道，無論F22還是F18EF都是如此，附麵層隔道的存在增加了迎風麵積，在機身與進氣道間的附加空間和外形上的不連續性還有可能成為新的雷達波反射源。
DSI進氣道的思路最早源於騾馬公司1990年的研究，1994年末在JSF原型機構型的先期研究中正式提出概念並申請專利，1996年用福特·沃斯航空工廠的一架生產型F-16進行了改裝驗證，宣告實用化。DSI的出現將乘波進氣道的設計水平從二維提升到了三維，進氣流場更均勻；而且解決了加萊特進氣道所沒有解決的附麵層問題，徹底取消了附麵層隔離板、放氣係統、旁通係統，由於鼓包和前掠整流罩的融合設計，在隱身上更進一步。
611對加萊特研究很早，1992年就有論文公開發表，1996-1998年間的論文已經非常成熟；DSI方麵的論文則最早發表於1998年，公開宣稱掌握則是在2003年。2006年FC-1 04號機使用DSI進氣道首飛成功，2008年殲-10B型使用DSI進氣道首飛成功。本菜估計騾馬公司的人看見FC-1和殲-10B的進氣道會有一種很鬱悶的感覺......
從FC-1的單中推-雙DSI，到J-10B型的單大推-單DSI，再到絲帶的雙大推-雙DSI；本菜認為611對四代的進氣道設計是有著充分的技術準備和工程經驗為後盾的，或許J-10B型使用DSI進氣道也是為絲帶所做的技術驗證工程的一部分，畢竟FC-1上的DSI進氣道更多是試驗性質，進氣流量和飛行速度、高度範圍都與絲帶的情況相差甚遠，如果在J-10上改用DSI進氣道，技術驗證的可靠度將大為提升。
2個大咪咪的四代。。。。。。
鴨翼
殲-10的鴨翼采用了沿展向變彎度的大麵積正升力設計，並帶有明顯的上反角；這個設計以氣動和飛控設計難度、風險為代價，獲取高升力收益、大氣動控製麵的良好操縱效果、在機身縱向麵積分布上的優化。有殲-10這個成功先例，611所顯然沒有放棄這種做法的理由；從氣動飛控的高難度高風險設計中要性能要效益這是611所一向的風格。
垂尾
應該是宋老論文裏提到過的較小麵積的全動V垂尾，輔以放寬偏航靜穩定的設計。唔，又是高難度高風險設計換取高收益，不過從隱身角度看，絕對是個好想法，X36為了隱身可是直接把垂尾都取消了。
噴管（以下討論僅限雙發戰鬥機，單發飛機後機身外形還是與軸對稱噴管過渡較好）
F22的雙發窄間距兩元矢量推力噴管與後機身融合的整體設計是四代機比三代機體現出氣動代差的又一個例子；俄修的蘇-27係列、米格-29係列那種後期強加的矢量推力設計在F-22麵前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。
戰鬥機後體長度僅占全機長度的20~25，但後體阻力卻占全機阻力的38~50%，減少後體阻力是不開加力實現超音速巡航一個至關重要的因素。發動機窄間距布置是減少超音速下後體阻力的先決條件，其次才能談到噴管。
根據無尾翼光滑後體的試驗結果，超音速條件下軸對稱噴管在加力狀態下基本無推力減阻力性能損失，而不加力狀態下推力減阻力性能急劇下降達20~30%；這是由於軸對稱噴管在不加力時處於收縮狀態，收縮角很大，導致噴管與後體的不利幹擾非常嚴重，如果進一步考慮進實際型號中戰鬥機後體上存在的尾撐，尾翼，整流體（比如尾錐）等，性能損失還要進一步加大。也就是說軸對稱噴管在超音速巡航中陷入一個死循環：要想沒有額外的超音速阻力，就必須開加力；不開加力就要承受巨大的額外阻力損失。
F22的二元矢量推力整合設計非常的厲害，起到了4個作用，第一是減阻，第二是增升，第三是降低紅外輻射，第四是減小後向RCS。F22的扁平後機身擁有良好的繞流特性，而大寬高比矩形噴口的設計使噴流截麵大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的麵積明顯加大，而側壁和拐角處的壓力梯度產生的漩渦更進一步促進了內外流的摻和，這種摻和帶來的強滲混效應起到了2個方麵的作用：對後機身繞流起到引射的作用，能夠獲得一定的誘導升力（在機翼發生氣流分離的大迎角下尤其重要），獲得良好的後體流動特性，是實現超巡的重要機製；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱麵集中。另外矩形噴口可以沿視線方向阻擋雷達波進入發動機燃燒室，F117就采用了寬高比很大的矩形噴口。
另一個問題不知道是否具備普遍性，從現有視頻資料中看，俄修的矢量噴管偏轉的速度較慢，和各氣動麵的偏轉相比存在較明顯的滯後；而F22試飛中的一次墜毀，好像就是因為飛行員誘發震蕩摔的那次，記錄視頻正好是從F22後方拍攝的，F22的噴口動作顯得相當的迅速靈活。
本菜認為，向F22學習，采用與氣動整合的具備大寬高比的兩元矩形矢量噴口是四代的不二選擇。
飛控
目前美帝最先進技術的飛控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自適應電傳基於神經網絡動態重構技術，具備快速學習和響應標準能力，這項技術最初是為了提高飛機控製係統的抗損性，後來逐步過度到對複雜運動狀態的研究上，將特定時段內複雜運動狀態下舵麵效率的損失認為是該時刻下舵麵殘損的一種形式。而在以往的傳統型號中，包括F22，隻能通過精心的編寫控製率來達到近似於一定程度智能化重構的水平。詢問過老大後得知，國內對自適應電傳的水平還停留在非常初級的理論階段（老大原話難聽，不照搬了），國內的四代不太可能用上這個技術，隻能是延續殲-10的思路，通過對氣動的深刻把握精心編寫各狀態下的各種控製模式，實現對戰鬥機優秀的控製能力。
說到這裏本菜就要對某不說大話，低頭幹實事的研究所表示一下敬仰，這個常常出院士的所除了那篇《鑄造中國戰鬥機品牌》中挑戰蘇霍伊、騾馬的豪言壯語；還一度發過“無人機水平，我國和美國的差距隻有5年”的神論，主張跳過四代，直接上無人機，偏偏空軍內也有一批被F22嚇到尿褲的廢柴土鱉，撿到救命稻草一樣的支持這股邪論。要知道飛行控製技術是無人機研製的核心技術之一，代表國內最高飛控水平的殲-10在1998年才首飛，美帝全新一代飛行控製技術的X36可是在1997年就上天了！某大幹實事的研究所用於三代機的數字飛控一拖再拖，結果2008年出了什麽事故，就這樣的水平也比美帝隻差5年？美帝那是定要被如此神跡嚇到淚流滿麵的啊。倒是拿個其他所的乘波無人機方案加個鴨翼就拿出來造勢，這種忽悠，呃，是宣傳上的水平是真的快趕上資本主義的美帝了。
我國的四代應當會繼承殲-10的鴨翼差動控製方式，這個方式有著非常重要的2個功能，卻很少為人所提及，這種控製方式應該是611學習自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同時不要因為殲-10具備鴨翼差動帶來的特殊功能而歐洲的三代半卻沒有鴨翼差動設計，就指責本菜在YY，那都是美帝在80年代就實現的技術！差動設計比聯動要複雜風險大，不是有意為之，沒有誰會去自找麻煩!
美帝將一架F-15B（TF-15A 1號原型機），換裝數字電傳，加裝鴨翼（修改後的F-18平尾），換裝帶兩元矢量噴口（具備反推功能）的F100-PW-220後命名為F-15S/MTD，在1988年9月開始進行飛行試驗。加裝鴨翼後的F-15S/MTD變為10%不穩定度的靜不穩定形態，將最大過載從7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飛距離150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，這個驗證機分別通過2種方式實現了偏航和直接側力控製，分別是不對稱矢量推力，鴨翼差動。後來這架驗證機轉交給NASA，換裝軸對稱矢量噴管後改名叫做主動控製技術驗證機，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI驗證機，1982年首飛，也是換裝數字電傳，並在進氣道下加裝倒V型的鴨翼，靠鴨翼獲得直接側力控製，但是嚴格的說，F-16/AFTI的倒V鴨翼的動作原理是依靠前置的垂直氣動麵偏轉，直接產生重心前的偏航力矩配合重心後的垂尾偏轉，和F-15S/MTD以及殲-10的鴨翼通過改變渦流體係獲得對側力的控製有所不同；雖然都是直接側力控製，後兩者要顯得更“間接”一些，但好處是不用增加額外的氣動麵，依靠帶上反角的大麵積的鴨翼差動就可以實現。
在第三代戰鬥機中，鴨式戰鬥機之所以表現出優於常規布局的性能，一個重要的原因就是可動鴨翼對渦流體係能夠施加一定程度的主動控製，而鴨翼差動則在此基礎上進一步深化。鴨翼差動的目的有兩個：
第一是通過鴨翼渦對機頭、機身進行強烈的不對稱側洗，在飛機重心前產生強烈的偏航力矩，結合重心後的垂直尾翼同步偏轉，實現直接側力控製，能夠對航向軸實施直接控製。正是因為擁有對航向軸的直接控製能力，宋老的論文裏才敢提出使用小麵積的全動V垂尾，放寬戰鬥機的偏航穩定性這樣在現役戰鬥機中沒有先例的方案。
第二是通過鴨翼差動，主動控製、調整兩側鴨翼渦體係的強弱，保證大迎角狀態下的穩定性。很多第三代戰鬥機迎角超過一定程度，左右漩渦體係就開始不對稱或者不對稱破裂，橫航向上各狀態參量都屬於震蕩發散狀態，表現出嚴重的不穩定，戰鬥機將出現很大的側滑，甚至導致失控和尾旋，直接製約戰鬥機實現過失速機動。
也就是說F22的兩元矢量推力設計僅能控製俯仰方向的限製，對於先進鴨式布局、三翼麵布局來說要小得多，因為先進的鴨式、三翼麵氣動布局本身能夠提供航向軸的控製能力。
說說那個殲-10做眼鏡蛇的神跡，角度可控，最大角度能拉到160的神跡。眼鏡蛇本質上是利用蘇-27大迎角下航向穩定性好的特點，在嚴格限定的條件（速度高度重量飛行姿態）下，迅速拉起機頭通過30度到60度的不穩定區，到達110度最大迎角後依靠慣性繼續向前飛行，由於機頭和機身的巨大投影麵積差別，上麵很小底部很大的氣動阻力會提供蘇-27低頭恢複力矩。
說白了做這個眼鏡蛇就3個條件，第一是能迅速抬頭，把機頭甩上去，第二是大迎角下進氣和發動機工作無問題，第三是大迎角下的橫航向穩定性，正是第三點製約了很多三代機做眼鏡蛇的能力。
第一條，迅速抬頭要求抬頭力矩大，也就是氣動中心在重心之前，距離越遠越好，換個說法就是靜不穩定度越大越容易抬頭；另一個就是要求俯仰操縱麵效率高，瞬時力矩大，簡單的說俯仰操縱麵的麵積要大，偏轉範圍要大，舵機偏轉要快。
鴨式布局戰鬥機之所以難以控製，一個重要的原因是鴨翼前置，整機的氣動中心前移，即便是和常規布局相同的靜不穩定度，氣動中心到重心的距離仍然要比氣動中心後移的常規布局遠很多。常規布局的蘇-27的靜不穩定度是多少，5%；鴨式布局的殲-10的靜不穩定度是多少，10%！蘇-27能甩到110，靜不穩定度高出一倍，俯仰操縱麵效率更高的殲-10甩到160就那麽不可能？
第二條，同樣的腹部進氣，同樣的發動機。
第三條，蘇-27有腹鰭和高大的垂尾，殲-10也有，而殲-10有的對大迎角下的渦流體係實施主動控製的能力，蘇-27沒有。
第四條，殲-10的可控角度眼鏡蛇，1，雙腹鰭，大垂尾的氣動設計，加上能夠實施對左右渦流體係的主動控製，使得殲-10在相當大範圍迎角能都有很好的橫側向穩定性；2，殲-10的鴨翼位置在重心之前，大迎角下鴨翼提供低頭控製力矩是以卸載升力的形式實現的；而蘇-27的平尾在重心之後，要提供可控角度的低頭控製力矩，必須依靠平尾和機翼後緣氣動控製麵提供額外的升力——大迎角下翼麵產生升力的能力早就飽和了！F22的大迎角能力通過菱形機頭，發動機噴流的引射作用為平尾提供額外的誘導升力，矢量推力控製能力來獲得，蘇-27可沒這3個條件！
飛火交聯和飛火推交聯。
IFFC（綜合飛行/火力控製）技術由美帝提出於70年代中期，以主動控製技術為基礎，將能解耦操縱的數字飛行控製係統（FCS）和攻擊瞄準係統綜合為一個閉環武器自動投放係統；這個技術要求戰鬥機必須具備全權限的數字電傳，解耦操縱能力，火控係統能夠獲得很高的飛行控製權限。IFFC的應用效果非常驚人，它能夠極大的提升攻擊自動化的水平，能夠在空戰中自動、或者經由飛行員進行選擇的情況下控製戰機沿著最優化的飛行軌跡進行占位攻擊，極大的提升了攻擊效率；同時也有效減輕了飛行員的負擔和壓力，減少人為錯誤發生的概率，避免無謂的損失。目前該技術應用於國外多型先進戰機，我國的殲-10和JH7A均具備此功能。
所謂飛控對戰鬥機的解耦操縱，就是指飛行航跡和飛行姿態的解耦，常見的解耦操縱就是直接力控製和矢量推力控製，實現一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改變航向機頭直接指向航向以外等等諸如之類的功能。
本菜舉一個例子，假設有殲-10與蘇-27的飛行員同時看上一個女人，呃，假設是親愛的幻炎MM吧，決定各自駕機舉行中世紀的騎士決鬥，在相同高度上飛奔，隻允許水平飛行，保持直線航跡，進行迎頭交戰決鬥，兩機的航跡呈現：平行，蘇-27要炮打殲-10根本沒有射擊窗口；交叉，蘇-27要炮打殲-10的射擊窗口隻有一次，那就是殲-10經過蘇-27航跡在正前方的延長線處。殲-10要揍蘇-27呢？不好意思了，隻要蘇-27還在殲-10的前方，鴨翼差動，兩側鴨翼渦不對稱產生偏航力矩，機頭直接指向航跡外蘇-27所在方位，然後一串23mm炮彈飛過去......
而飛推交聯，則意味著數字飛控係統在控製空氣動力操縱麵的同時，也自動控製發動機的油門變化，發動機的矢量噴口偏轉；三者組合控製，就可以對戰鬥機實現異常精確的控製，當然減輕飛行員操縱負擔，提高自動化水平就不用說了。
飛推交聯應該說主要取決於發動機是否具備全權限的數字電調功能；在三代已經實現飛火交聯的情況下，我國的四代應該說具備飛火推交聯並不難，難的是用國產發動機實現飛火推交聯。
矢量推力的整合。
F22在設計之初，就在風洞試驗中把飛機在各姿態、速度下氣流經過機身各處的流量，機身上的受力分布記錄進飛控計算機，並由此控製矢量噴口的配置，補償機身上不平衡的受力點，實現矢量推力與飛控的結合。這種經飛控計算機計算優化以配合氣動外形的的設計，也將是我國四代的必經之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控製對飛機操穩特性的影響》論文使用了殲-10的動力學模型進行了配合軸對稱矢量推力噴管的模擬仿真研究；根據該論文，鴨式布局和矢量推力的結合能夠在過失速區域內有效的擴展飛行包線，獲得良好的操縱性穩定性。需要注意的是，論文中提到的一個名詞，所謂“橫航向自動控製係統”，很可能就是指控製鴨翼差動的係統。
從該論文可以看出，鴨式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就開始了。四代的矢量推力整合研製雖然未必有什麽工程上的經驗，理論上的準備應該還是充分的。
試飛。
1998年3月24日殲-10首飛成功到今天為止，611所的三代機係列無試飛墜毀事故，無電傳故障導致的墜毀事故，沒有遭遇過飛行員誘發震蕩引起的事故，風險最大的電傳飛控係統反而是試飛員最放心的係統；很大程度上這要歸功於611所的飛控研發水平和完善嚴密的飛控測試體係。除了具備力、位移雙重耦合回饋控製模式的飛控係統，確保試飛安全的飛控測試體係大致可以分為四個環節：首先是鐵鳥台進行地麵仿真模擬，然後是變穩機進行空中試飛，最後再由新機試飛，在整個試飛的過程中有一套流動的外場飛控測試車隨時對飛機的飛控係統進行跟蹤檢測和分析調整。
注：611的鐵鳥台（地麵飛控模擬試驗台），自1989年開始在楊偉的帶領下進行研製，1996年3月研製成功（誤傳殲-10在1996年首飛的源頭，其實1996年3月是楊偉坐進鐵鳥台座艙進行的模擬首飛，官八股遮遮掩掩虛虛實實的文風著實糊弄了不少人），是國內最先進的飛控試驗設施；之後的外場流動飛控測試車，是一個高度綜合化、功能齊全，集控製、測試、仿真為—體的流動試驗室，是楊偉提出構思並帶頭研製的，僅用1年完成研製，使用先進的VXI總線結構（HP、Tekronix等五家國際著名的儀器公司成立了VXIbus聯合體，於1987年發布了VXI規範的第一個版本，1992年被IEEE接納為IEEE-1155-1992標準）。
本菜對於我國四代的估計如下：
縱向麵積分布良好的鴨式升力體布局+小麵積全動V垂尾，與後機身整合的兩元矢量推力設計，雙DSI進氣道，比F22多航向軸的控製能力，擁有良好的超巡和機動性能。航電，611近年的航電水平表現相當搶眼，應該會比較可以。
隱身方麵本菜極度外行，不作具體的推論避免丟人，但是就算611對著F22，X36的外形隱身設計特征一頓狂抄，加上DSI進氣道和小麵積V垂尾，外形隱身也差不到哪去，好歹研究過程中對隱身概念的引入在上實際90年代就開始了；但是在事關隱身的結構材料方麵，本菜覺得還是大舉BKC吧。
飛機的結構設計水平，應用材料、加工工藝，絕對的BKC。
最後再說一遍，F22是美帝80年代的氣動和飛控產物！美帝對於新一代鴨式布局的主動控製技術的具體深入探索要略晚於F22開始研製的時間，比如F15S/MTD在1988年才進行飛行，X31首飛的時間也較晚，美帝當時根本沒有必要選用配平不好設計，控製難度更大的鴨式布局來進一步提升機動性，從F22問世到現在，保持壓倒對手的代差30年的目的已經完全達成了！當時根本就沒有足以逼迫美帝選擇鴨式布局四代戰鬥機的對手存在！
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