鸭式布局没什么，普加乔夫眼睛蛇也已经不再稀奇，未来的方向应当还是轴对称矢量喷管吧。。。
说说那个歼-10做眼镜蛇的神迹，角度可控，最大角度能拉到160的神迹。眼镜蛇本质上是利用苏-27大迎角下航向稳定性好的特点，在严格限定的条件（速度高度重量飞行姿态）下，迅速拉起机头通过30度到60度的不稳定区，到达110度最大迎角后依靠惯性继续向前飞行，由于机头和机身的巨大投影面积差别，上面很小底部很大的气动阻力会提供苏-27低头恢复力矩。
说白了做这个眼镜蛇就3个条件，第一是能迅速抬头，把机头甩上去，第二是大迎角下进气和发动机工作无问题，第三是大迎角下的横航向稳定性，正是第三点制约了很多三代机做眼镜蛇的能力。
第一条，迅速抬头要求抬头力矩大，也就是气动中心在重心之前，距离越远越好，换个说法就是静不稳定度越大越容易抬头；另一个就是要求俯仰操纵面效率高，瞬时力矩大，简单的说俯仰操纵面的面积要大，偏转范围要大，舵机偏转要快。
鸭式布局战斗机之所以难以控制，一个重要的原因是鸭翼前置，整机的气动中心前移，即便是和常规布局相同的静不稳定度，气动中心到重心的距离仍然要比气动中心后移的常规布局远很多。常规布局的苏-27的静不稳定度是多少，5%；鸭式布局的歼-10的静不稳定度是多少，10%！苏-27能甩到110，静不稳定度高出一倍，俯仰操纵面效率更高的歼-10甩到160就那么不可能？
第二条，同样的腹部进气，同样的发动机。
第三条，苏-27有腹鳍和高大的垂尾，歼-10也有，而歼-10有的对大迎角下的涡流体系实施主动控制的能力，苏-27没有。
第四条，歼-10的可控角度眼镜蛇，1，双腹鳍，大垂尾的气动设计，加上能够实施对左右涡流体系的主动控制，使得歼-10在相当大范围迎角能都有很好的横侧向稳定性；2，歼-10的鸭翼位置在重心之前，大迎角下鸭翼提供低头控制力矩是以卸载升力的形式实现的；而苏-27的平尾在重心之后，要提供可控角度的低头控制力矩，必须依靠平尾和机翼后缘气动控制面提供额外的升力——大迎角下翼面产生升力的能力早就饱和了！F22的大迎角能力通过菱形机头，发动机喷流的引射作用为平尾提供额外的诱导升力，矢量推力控制能力来获得，苏-27可没这3个条件！
原文：
611的鸭式四代揭秘
四代归属其实非常简单，因为四代的气动和飞控设计空前复杂，国内具备后期三代的气动、飞控实际设计经验的只有611所一家。四代的选型方案之间水平相差过大，根本无法进行到实机对比试飞阶段。我国的四代将在发动机和飞机结构设计、工艺材料等方面与俄罗斯展开广泛而深入的合作。
就像其它领域的科学技术，空气动力学的发展也是一个渐进的过程，正如双三角翼作为涡升力研究的始祖对象，最终衍生发展出今天各种边条方案；同样，我国的四代也不会凭空产生，必然有其脉络可循。目前我国的四代已进入发图制造阶段，外流资料少，真正的大户们对此又守口如瓶，本菜只能作一番臆测。
强烈建议对我国四代感兴趣的童子们认真反复的研读宋老的《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》论文，那是真正的精品，百读不厌。
发动机
毛子发动机，这个实在没什么好说了。只是希望歼-10的囧境不要重演：歼-10一直顶着推比不足和高强度作训下发动机故障多发的情况在使用。AL-31F原本就达不到歼-10的推力需求指标，而且这个型号的发动机存在发动机轴润滑不足的设计缺陷，在AL-31FN型更动机匣附件位置后可靠性更是进一步下降，这些情况发生在单发飞机上，悲剧......
至于我国四代具体使用的是什么型号？童子们找PUPU大特务斯基去吧，多贿赂美女图，不穿衣服的更好，要记得他不喜欢小泽玛利亚，别送错了！
解放军四代战机想象图
涡升力
四代比起三代来，在涡流发生器的形式，涡流流场的设计方面都有很大的进步。以美帝的F22为例，F22有2组涡流发生器相互作用来加强涡流强度，控制涡流作用范围和涡流保持能力，分别是菱形截面的机头和进气道两侧的窄边条。边条起作用的部分是其导致气流分离的边缘，而判断其涡流效果主要看三点：长度，角度，边缘间距；从这个角度来说，作为四代气动标志之一的菱形机头，可以看做是机头和大边条融合的产物，是大边条进化后的一种特殊形态。它的优点主要是隐身效果好，阻力小，大迎角下偏航稳定性好；缺点是由于涡升力的非线性，会产生非线性的抬头力矩，难以控制。
宋老《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》论文中援引的方案是611上世纪90年代中期对四代气动探索的一个过程成果，该方案的涡升力设计重点仍然在翼面形式的边条、鸭翼、机翼的气动耦合上；菱形机头出于隐身和大迎角偏航稳定性的优势被引入设计中，但尚未很好的融入整个布局，机头涡被认为是鸭翼涡的一个不利干扰因素。今天的歼-10气动是早期众多方案中较为稳妥的一个，沿用了歼-9计划中大量现有的风洞资料，而更激进的双三角翼方案因为风险过大而被放弃；《小展弦比》一文中的边条翼鸭式布局方案应该就是由早年落选的鸭式双三角翼方案逐步演化而来。
值得说明的是，升力体边条翼鸭式布局很早就出现了，美帝70年代NASA有个高机动技术验证机（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限于当时的气动和控制水平宣告失败。1997年5月美帝NASA和波音联合研制的X36鸭式布局验证机首飞，该机采用升力体鸭式布局，隐身技术及其与飞行敏捷性的配合是其技术验证重点之一；它代表了美帝90年代中期对鸭式布局的研究水平，考虑到611所一贯紧跟美帝步伐的作风和自身的主要研究方向，对X36的分析研究将会在很大程度上影响我国的四代设计。
本菜推测，最终确定下来的四代方案在涡升力设计上会将重点转变为机头涡、鸭翼涡、机翼涡三者间的关系协调，不会出现明显的规模较大的前边条设计；边条涡将会作为一种辅助性的气动措施，用于鸭翼、机翼与机身气动融合设计中的修形和对涡流流场的改善。可能会出现机翼前沿延伸出一个锐利的窄边条，鸭翼安置在边条上的设计。
另：鸭翼涡这个特殊的存在还引入了对左右脱体涡流体系间互相干扰的主动控制，这个部分将在下文提到。
进气道
进气道是飞机气动设计中的最关键部分之一，设计不合格的进气道在机动状态下直接导致发动机喘震熄火都不奇怪。
进气道的总压恢复直接影响发动机的实际推力，少1%的总压恢复，至少产生1.2%的推力损失；进气道的高性能指标是用气动措施弥补推力不足的重要手段之一。如果固定式进气道能够在超音速条件下在性能上接近或达到可调式进气道的水平，不仅能够去掉上百公斤的调节系统，可靠性大为提高，而且原调节系统占用的机身内空间也被解放了出来；效果可以直接换算成推重比和航程的增加。在这种需求下应用乘波理论的固定进气道出现了，就是应用尖脊翼理论的加莱特进气道和锥型流场理论的DSI进气道。
美帝的研究指出，相比固定式进气道，加莱特在M0.8和M1.8时总压恢复能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152论文也指出超级虫的加莱特进气道在低马赫速时总压恢复还不如F-18C和F16。国内研究结果则显示加莱特在低马赫速时存在侧壁内表面分离漩涡，总压恢复和畸变度不甚理想。加莱特另一个重要的缺陷是仍然没有解决附面层的问题，必须保留附面层隔道，无论F22还是F18EF都是如此，附面层隔道的存在增加了迎风面积，在机身与进气道间的附加空间和外形上的不连续性还有可能成为新的雷达波反射源。
DSI进气道的思路最早源于骡马公司1990年的研究，1994年末在JSF原型机构型的先期研究中正式提出概念并申请专利，1996年用福特·沃斯航空工厂的一架生产型F-16进行了改装验证，宣告实用化。DSI的出现将乘波进气道的设计水平从二维提升到了三维，进气流场更均匀；而且解决了加莱特进气道所没有解决的附面层问题，彻底取消了附面层隔离板、放气系统、旁通系统，由于鼓包和前掠整流罩的融合设计，在隐身上更进一步。
611对加莱特研究很早，1992年就有论文公开发表，1996-1998年间的论文已经非常成熟；DSI方面的论文则最早发表于1998年，公开宣称掌握则是在2003年。2006年FC-1 04号机使用DSI进气道首飞成功，2008年歼-10B型使用DSI进气道首飞成功。本菜估计骡马公司的人看见FC-1和歼-10B的进气道会有一种很郁闷的感觉......
从FC-1的单中推-双DSI，到J-10B型的单大推-单DSI，再到丝带的双大推-双DSI；本菜认为611对四代的进气道设计是有着充分的技术准备和工程经验为后盾的，或许J-10B型使用DSI进气道也是为丝带所做的技术验证工程的一部分，毕竟FC-1上的DSI进气道更多是试验性质，进气流量和飞行速度、高度范围都与丝带的情况相差甚远，如果在J-10上改用DSI进气道，技术验证的可靠度将大为提升。
2个大咪咪的四代。。。。。。
鸭翼
歼-10的鸭翼采用了沿展向变弯度的大面积正升力设计，并带有明显的上反角；这个设计以气动和飞控设计难度、风险为代价，获取高升力收益、大气动控制面的良好操纵效果、在机身纵向面积分布上的优化。有歼-10这个成功先例，611所显然没有放弃这种做法的理由；从气动飞控的高难度高风险设计中要性能要效益这是611所一向的风格。
垂尾
应该是宋老论文里提到过的较小面积的全动V垂尾，辅以放宽偏航静稳定的设计。唔，又是高难度高风险设计换取高收益，不过从隐身角度看，绝对是个好想法，X36为了隐身可是直接把垂尾都取消了。
喷管（以下讨论仅限双发战斗机，单发飞机后机身外形还是与轴对称喷管过渡较好）
F22的双发窄间距两元矢量推力喷管与后机身融合的整体设计是四代机比三代机体现出气动代差的又一个例子；俄修的苏-27系列、米格-29系列那种后期强加的矢量推力设计在F-22面前根本就是一坨，不，是两坨屎一样的存在。
战斗机后体长度仅占全机长度的20~25，但后体阻力却占全机阻力的38~50%，减少后体阻力是不开加力实现超音速巡航一个至关重要的因素。发动机窄间距布置是减少超音速下后体阻力的先决条件，其次才能谈到喷管。
根据无尾翼光滑后体的试验结果，超音速条件下轴对称喷管在加力状态下基本无推力减阻力性能损失，而不加力状态下推力减阻力性能急剧下降达20~30%；这是由于轴对称喷管在不加力时处于收缩状态，收缩角很大，导致喷管与后体的不利干扰非常严重，如果进一步考虑进实际型号中战斗机后体上存在的尾撑，尾翼，整流体（比如尾锥）等，性能损失还要进一步加大。也就是说轴对称喷管在超音速巡航中陷入一个死循环：要想没有额外的超音速阻力，就必须开加力；不开加力就要承受巨大的额外阻力损失。
F22的二元矢量推力整合设计非常的厉害，起到了4个作用，第一是减阻，第二是增升，第三是降低红外辐射，第四是减小后向RCS。F22的扁平后机身拥有良好的绕流特性，而大宽高比矩形喷口的设计使喷流截面大于轴对称喷管，喷流与冷外流掺和的面积明显加大，而侧壁和拐角处的压力梯度产生的漩涡更进一步促进了内外流的掺和，这种掺和带来的强渗混效应起到了2个方面的作用：对后机身绕流起到引射的作用，能够获得一定的诱导升力（在机翼发生气流分离的大迎角下尤其重要），获得良好的后体流动特性，是实现超巡的重要机制；使高温区迅速降温并将红外辐射向水平对称面集中。另外矩形喷口可以沿视线方向阻挡雷达波进入发动机燃烧室，F117就采用了宽高比很大的矩形喷口。
另一个问题不知道是否具备普遍性，从现有视频资料中看，俄修的矢量喷管偏转的速度较慢，和各气动面的偏转相比存在较明显的滞后；而F22试飞中的一次坠毁，好像就是因为飞行员诱发震荡摔的那次，记录视频正好是从F22后方拍摄的，F22的喷口动作显得相当的迅速灵活。
本菜认为，向F22学习，采用与气动整合的具备大宽高比的两元矩形矢量喷口是四代的不二选择。
飞控
目前美帝最先进技术的飞控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自适应电传基于神经网络动态重构技术，具备快速学习和响应标准能力，这项技术最初是为了提高飞机控制系统的抗损性，后来逐步过度到对复杂运动状态的研究上，将特定时段内复杂运动状态下舵面效率的损失认为是该时刻下舵面残损的一种形式。而在以往的传统型号中，包括F22，只能通过精心的编写控制率来达到近似于一定程度智能化重构的水平。询问过老大后得知，国内对自适应电传的水平还停留在非常初级的理论阶段（老大原话难听，不照搬了），国内的四代不太可能用上这个技术，只能是延续歼-10的思路，通过对气动的深刻把握精心编写各状态下的各种控制模式，实现对战斗机优秀的控制能力。
说到这里本菜就要对某不说大话，低头干实事的研究所表示一下敬仰，这个常常出院士的所除了那篇《铸造中国战斗机品牌》中挑战苏霍伊、骡马的豪言壮语；还一度发过“无人机水平，我国和美国的差距只有5年”的神论，主张跳过四代，直接上无人机，偏偏空军内也有一批被F22吓到尿裤的废柴土鳖，捡到救命稻草一样的支持这股邪论。要知道飞行控制技术是无人机研制的核心技术之一，代表国内最高飞控水平的歼-10在1998年才首飞，美帝全新一代飞行控制技术的X36可是在1997年就上天了！某大干实事的研究所用于三代机的数字飞控一拖再拖，结果2008年出了什么事故，就这样的水平也比美帝只差5年？美帝那是定要被如此神迹吓到泪流满面的啊。倒是拿个其他所的乘波无人机方案加个鸭翼就拿出来造势，这种忽悠，呃，是宣传上的水平是真的快赶上资本主义的美帝了。
我国的四代应当会继承歼-10的鸭翼差动控制方式，这个方式有着非常重要的2个功能，却很少为人所提及，这种控制方式应该是611学习自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同时不要因为歼-10具备鸭翼差动带来的特殊功能而欧洲的三代半却没有鸭翼差动设计，就指责本菜在YY，那都是美帝在80年代就实现的技术！差动设计比联动要复杂风险大，不是有意为之，没有谁会去自找麻烦!
美帝将一架F-15B（TF-15A 1号原型机），换装数字电传，加装鸭翼（修改后的F-18平尾），换装带两元矢量喷口（具备反推功能）的F100-PW-220后命名为F-15S/MTD，在1988年9月开始进行飞行试验。加装鸭翼后的F-15S/MTD变为10%不稳定度的静不稳定形态，将最大过载从7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飞距离150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，这个验证机分别通过2种方式实现了偏航和直接侧力控制，分别是不对称矢量推力，鸭翼差动。后来这架验证机转交给NASA，换装轴对称矢量喷管后改名叫做主动控制技术验证机，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI验证机，1982年首飞，也是换装数字电传，并在进气道下加装倒V型的鸭翼，靠鸭翼获得直接侧力控制，但是严格的说，F-16/AFTI的倒V鸭翼的动作原理是依靠前置的垂直气动面偏转，直接产生重心前的偏航力矩配合重心后的垂尾偏转，和F-15S/MTD以及歼-10的鸭翼通过改变涡流体系获得对侧力的控制有所不同；虽然都是直接侧力控制，后两者要显得更“间接”一些，但好处是不用增加额外的气动面，依靠带上反角的大面积的鸭翼差动就可以实现。
在第三代战斗机中，鸭式战斗机之所以表现出优于常规布局的性能，一个重要的原因就是可动鸭翼对涡流体系能够施加一定程度的主动控制，而鸭翼差动则在此基础上进一步深化。鸭翼差动的目的有两个：
第一是通过鸭翼涡对机头、机身进行强烈的不对称侧洗，在飞机重心前产生强烈的偏航力矩，结合重心后的垂直尾翼同步偏转，实现直接侧力控制，能够对航向轴实施直接控制。正是因为拥有对航向轴的直接控制能力，宋老的论文里才敢提出使用小面积的全动V垂尾，放宽战斗机的偏航稳定性这样在现役战斗机中没有先例的方案。
第二是通过鸭翼差动，主动控制、调整两侧鸭翼涡体系的强弱，保证大迎角状态下的稳定性。很多第三代战斗机迎角超过一定程度，左右漩涡体系就开始不对称或者不对称破裂，横航向上各状态参量都属于震荡发散状态，表现出严重的不稳定，战斗机将出现很大的侧滑，甚至导致失控和尾旋，直接制约战斗机实现过失速机动。
也就是说F22的两元矢量推力设计仅能控制俯仰方向的限制，对于先进鸭式布局、三翼面布局来说要小得多，因为先进的鸭式、三翼面气动布局本身能够提供航向轴的控制能力。
说说那个歼-10做眼镜蛇的神迹，角度可控，最大角度能拉到160的神迹。眼镜蛇本质上是利用苏-27大迎角下航向稳定性好的特点，在严格限定的条件（速度高度重量飞行姿态）下，迅速拉起机头通过30度到60度的不稳定区，到达110度最大迎角后依靠惯性继续向前飞行，由于机头和机身的巨大投影面积差别，上面很小底部很大的气动阻力会提供苏-27低头恢复力矩。
说白了做这个眼镜蛇就3个条件，第一是能迅速抬头，把机头甩上去，第二是大迎角下进气和发动机工作无问题，第三是大迎角下的横航向稳定性，正是第三点制约了很多三代机做眼镜蛇的能力。
第一条，迅速抬头要求抬头力矩大，也就是气动中心在重心之前，距离越远越好，换个说法就是静不稳定度越大越容易抬头；另一个就是要求俯仰操纵面效率高，瞬时力矩大，简单的说俯仰操纵面的面积要大，偏转范围要大，舵机偏转要快。
鸭式布局战斗机之所以难以控制，一个重要的原因是鸭翼前置，整机的气动中心前移，即便是和常规布局相同的静不稳定度，气动中心到重心的距离仍然要比气动中心后移的常规布局远很多。常规布局的苏-27的静不稳定度是多少，5%；鸭式布局的歼-10的静不稳定度是多少，10%！苏-27能甩到110，静不稳定度高出一倍，俯仰操纵面效率更高的歼-10甩到160就那么不可能？
第二条，同样的腹部进气，同样的发动机。
第三条，苏-27有腹鳍和高大的垂尾，歼-10也有，而歼-10有的对大迎角下的涡流体系实施主动控制的能力，苏-27没有。
第四条，歼-10的可控角度眼镜蛇，1，双腹鳍，大垂尾的气动设计，加上能够实施对左右涡流体系的主动控制，使得歼-10在相当大范围迎角能都有很好的横侧向稳定性；2，歼-10的鸭翼位置在重心之前，大迎角下鸭翼提供低头控制力矩是以卸载升力的形式实现的；而苏-27的平尾在重心之后，要提供可控角度的低头控制力矩，必须依靠平尾和机翼后缘气动控制面提供额外的升力——大迎角下翼面产生升力的能力早就饱和了！F22的大迎角能力通过菱形机头，发动机喷流的引射作用为平尾提供额外的诱导升力，矢量推力控制能力来获得，苏-27可没这3个条件！
飞火交联和飞火推交联。
IFFC（综合飞行/火力控制）技术由美帝提出于70年代中期，以主动控制技术为基础，将能解耦操纵的数字飞行控制系统（FCS）和攻击瞄准系统综合为一个闭环武器自动投放系统；这个技术要求战斗机必须具备全权限的数字电传，解耦操纵能力，火控系统能够获得很高的飞行控制权限。IFFC的应用效果非常惊人，它能够极大的提升攻击自动化的水平，能够在空战中自动、或者经由飞行员进行选择的情况下控制战机沿着最优化的飞行轨迹进行占位攻击，极大的提升了攻击效率；同时也有效减轻了飞行员的负担和压力，减少人为错误发生的概率，避免无谓的损失。目前该技术应用于国外多型先进战机，我国的歼-10和JH7A均具备此功能。
所谓飞控对战斗机的解耦操纵，就是指飞行航迹和飞行姿态的解耦，常见的解耦操纵就是直接力控制和矢量推力控制，实现一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改变航向机头直接指向航向以外等等诸如之类的功能。
本菜举一个例子，假设有歼-10与苏-27的飞行员同时看上一个女人，呃，假设是亲爱的幻炎MM吧，决定各自驾机举行中世纪的骑士决斗，在相同高度上飞奔，只允许水平飞行，保持直线航迹，进行迎头交战决斗，两机的航迹呈现：平行，苏-27要炮打歼-10根本没有射击窗口；交叉，苏-27要炮打歼-10的射击窗口只有一次，那就是歼-10经过苏-27航迹在正前方的延长线处。歼-10要揍苏-27呢？不好意思了，只要苏-27还在歼-10的前方，鸭翼差动，两侧鸭翼涡不对称产生偏航力矩，机头直接指向航迹外苏-27所在方位，然后一串23mm炮弹飞过去......
而飞推交联，则意味着数字飞控系统在控制空气动力操纵面的同时，也自动控制发动机的油门变化，发动机的矢量喷口偏转；三者组合控制，就可以对战斗机实现异常精确的控制，当然减轻飞行员操纵负担，提高自动化水平就不用说了。
飞推交联应该说主要取决于发动机是否具备全权限的数字电调功能；在三代已经实现飞火交联的情况下，我国的四代应该说具备飞火推交联并不难，难的是用国产发动机实现飞火推交联。
矢量推力的整合。
F22在设计之初，就在风洞试验中把飞机在各姿态、速度下气流经过机身各处的流量，机身上的受力分布记录进飞控计算机，并由此控制矢量喷口的配置，补偿机身上不平衡的受力点，实现矢量推力与飞控的结合。这种经飞控计算机计算优化以配合气动外形的的设计，也将是我国四代的必经之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控制对飞机操稳特性的影响》论文使用了歼-10的动力学模型进行了配合轴对称矢量推力喷管的模拟仿真研究；根据该论文，鸭式布局和矢量推力的结合能够在过失速区域内有效的扩展飞行包线，获得良好的操纵性稳定性。需要注意的是，论文中提到的一个名词，所谓“横航向自动控制系统”，很可能就是指控制鸭翼差动的系统。
从该论文可以看出，鸭式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就开始了。四代的矢量推力整合研制虽然未必有什么工程上的经验，理论上的准备应该还是充分的。
试飞。
1998年3月24日歼-10首飞成功到今天为止，611所的三代机系列无试飞坠毁事故，无电传故障导致的坠毁事故，没有遭遇过飞行员诱发震荡引起的事故，风险最大的电传飞控系统反而是试飞员最放心的系统；很大程度上这要归功于611所的飞控研发水平和完善严密的飞控测试体系。除了具备力、位移双重耦合回馈控制模式的飞控系统，确保试飞安全的飞控测试体系大致可以分为四个环节：首先是铁鸟台进行地面仿真模拟，然后是变稳机进行空中试飞，最后再由新机试飞，在整个试飞的过程中有一套流动的外场飞控测试车随时对飞机的飞控系统进行跟踪检测和分析调整。
注：611的铁鸟台（地面飞控模拟试验台），自1989年开始在杨伟的带领下进行研制，1996年3月研制成功（误传歼-10在1996年首飞的源头，其实1996年3月是杨伟坐进铁鸟台座舱进行的模拟首飞，官八股遮遮掩掩虚虚实实的文风着实糊弄了不少人），是国内最先进的飞控试验设施；之后的外场流动飞控测试车，是一个高度综合化、功能齐全，集控制、测试、仿真为—体的流动试验室，是杨伟提出构思并带头研制的，仅用1年完成研制，使用先进的VXI总线结构（HP、Tekronix等五家国际着名的仪器公司成立了VXIbus联合体，于1987年发布了VXI规范的第一个版本，1992年被IEEE接纳为IEEE-1155-1992标准）。
本菜对于我国四代的估计如下：
纵向面积分布良好的鸭式升力体布局+小面积全动V垂尾，与后机身整合的两元矢量推力设计，双DSI进气道，比F22多航向轴的控制能力，拥有良好的超巡和机动性能。航电，611近年的航电水平表现相当抢眼，应该会比较可以。
隐身方面本菜极度外行，不作具体的推论避免丢人，但是就算611对着F22，X36的外形隐身设计特征一顿狂抄，加上DSI进气道和小面积V垂尾，外形隐身也差不到哪去，好歹研究过程中对隐身概念的引入在上实际90年代就开始了；但是在事关隐身的结构材料方面，本菜觉得还是大举BKC吧。
飞机的结构设计水平，应用材料、加工工艺，绝对的BKC。
最后再说一遍，F22是美帝80年代的气动和飞控产物！美帝对于新一代鸭式布局的主动控制技术的具体深入探索要略晚于F22开始研制的时间，比如F15S/MTD在1988年才进行飞行，X31首飞的时间也较晚，美帝当时根本没有必要选用配平不好设计，控制难度更大的鸭式布局来进一步提升机动性，从F22问世到现在，保持压倒对手的代差30年的目的已经完全达成了！当时根本就没有足以逼迫美帝选择鸭式布局四代战斗机的对手存在！
四代战机想象图
涡升力
四代比起三代来，在涡流发生器的形式，涡流流场的设计方面都有很大的进步。以美帝的F22为例，F22有2组涡流发生器相互作用来加强涡流强度，控制涡流作用范围和涡流保持能力，分别是菱形截面的机头和进气道两侧的窄边条。边条起作用的部分是其导致气流分离的边缘，而判断其涡流效果主要看三点：长度，角度，边缘间距；从这个角度来说，作为四代气动标志之一的菱形机头，可以看做是机头和大边条融合的产物，是大边条进化后的一种特殊形态。它的优点主要是隐身效果好，阻力小，大迎角下偏航稳定性好；缺点是由于涡升力的非线性，会产生非线性的抬头力矩，难以控制。
宋老《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》论文中援引的方案是611上世纪90年代中期对四代气动探索的一个过程成果，该方案的涡升力设计重点仍然在翼面形式的边条、鸭翼、机翼的气动耦合上；菱形机头出于隐身和大迎角偏航稳定性的优势被引入设计中，但尚未很好的融入整个布局，机头涡被认为是鸭翼涡的一个不利干扰因素。今天的歼-10气动是早期众多方案中较为稳妥的一个，沿用了歼-9计划中大量现有的风洞资料，而更激进的双三角翼方案因为风险过大而被放弃；《小展弦比》一文中的边条翼鸭式布局方案应该就是由早年落选的鸭式双三角翼方案逐步演化而来。
值得说明的是，升力体边条翼鸭式布局很早就出现了，美帝70年代NASA有个高机动技术验证机（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限于当时的气动和控制水平宣告失败。1997年5月美帝NASA和波音联合研制的X36鸭式布局验证机首飞，该机采用升力体鸭式布局，隐身技术及其与飞行敏捷性的配合是其技术验证重点之一；它代表了美帝90年代中期对鸭式布局的研究水平，考虑到611所一贯紧跟美帝步伐的作风和自身的主要研究方向，对X36的分析研究将会在很大程度上影响我国的四代设计。
本菜推测，最终确定下来的四代方案在涡升力设计上会将重点转变为机头涡、鸭翼涡、机翼涡三者间的关系协调，不会出现明显的规模较大的前边条设计；边条涡将会作为一种辅助性的气动措施，用于鸭翼、机翼与机身气动融合设计中的修形和对涡流流场的改善。可能会出现机翼前沿延伸出一个锐利的窄边条，鸭翼安置在边条上的设计。
另：鸭翼涡这个特殊的存在还引入了对左右脱体涡流体系间互相干扰的主动控制，这个部分将在下文提到。
进气道
进气道是飞机气动设计中的最关键部分之一，设计不合格的进气道在机动状态下直接导致发动机喘震熄火都不奇怪。
进气道的总压恢复直接影响发动机的实际推力，少1%的总压恢复，至少产生1.2%的推力损失；进气道的高性能指标是用气动措施弥补推力不足的重要手段之一。如果固定式进气道能够在超音速条件下在性能上接近或达到可调式进气道的水平，不仅能够去掉上百公斤的调节系统，可靠性大为提高，而且原调节系统占用的机身内空间也被解放了出来；效果可以直接换算成推重比和航程的增加。在这种需求下应用乘波理论的固定进气道出现了，就是应用尖脊翼理论的加莱特进气道和锥型流场理论的DSI进气道。
美帝的研究指出，相比固定式进气道，加莱特在M0.8和M1.8时总压恢复能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152论文也指出超级虫的加莱特进气道在低马赫速时总压恢复还不如F-18C和F16。国内研究结果则显示加莱特在低马赫速时存在侧壁内表面分离漩涡，总压恢复和畸变度不甚理想。加莱特另一个重要的缺陷是仍然没有解决附面层的问题，必须保留附面层隔道，无论F22还是F18EF都是如此，附面层隔道的存在增加了迎风面积，在机身与进气道间的附加空间和外形上的不连续性还有可能成为新的雷达波反射源。
DSI进气道的思路最早源于骡马公司1990年的研究，1994年末在JSF原型机构型的先期研究中正式提出概念并申请专利，1996年用福特·沃斯航空工厂的一架生产型F-16进行了改装验证，宣告实用化。DSI的出现将乘波进气道的设计水平从二维提升到了三维，进气流场更均匀；而且解决了加莱特进气道所没有解决的附面层问题，彻底取消了附面层隔离板、放气系统、旁通系统，由于鼓包和前掠整流罩的融合设计，在隐身上更进一步。
611对加莱特研究很早，1992年就有论文公开发表，1996-1998年间的论文已经非常成熟；DSI方面的论文则最早发表于1998年，公开宣称掌握则是在2003年。2006年FC-1 04号机使用DSI进气道首飞成功，2008年歼-10B型使用DSI进气道首飞成功。本菜估计骡马公司的人看见FC-1和歼-10B的进气道会有一种很郁闷的感觉......
从FC-1的单中推-双DSI，到J-10B型的单大推-单DSI，再到丝带的双大推-双DSI；本菜认为611对四代的进气道设计是有着充分的技术准备和工程经验为后盾的，或许J-10B型使用DSI进气道也是为丝带所做的技术验证工程的一部分，毕竟FC-1上的DSI进气道更多是试验性质，进气流量和飞行速度、高度范围都与丝带的情况相差甚远，如果在J-10上改用DSI进气道，技术验证的可靠度将大为提升。
2个大咪咪的四代。。。。。。
鸭翼
歼-10的鸭翼采用了沿展向变弯度的大面积正升力设计，并带有明显的上反角；这个设计以气动和飞控设计难度、风险为代价，获取高升力收益、大气动控制面的良好操纵效果、在机身纵向面积分布上的优化。有歼-10这个成功先例，611所显然没有放弃这种做法的理由；从气动飞控的高难度高风险设计中要性能要效益这是611所一向的风格。
垂尾
应该是宋老论文里提到过的较小面积的全动V垂尾，辅以放宽偏航静稳定的设计。唔，又是高难度高风险设计换取高收益，不过从隐身角度看，绝对是个好想法，X36为了隐身可是直接把垂尾都取消了。
喷管（以下讨论仅限双发战斗机，单发飞机后机身外形还是与轴对称喷管过渡较好）
F22的双发窄间距两元矢量推力喷管与后机身融合的整体设计是四代机比三代机体现出气动代差的又一个例子；俄修的苏-27系列、米格-29系列那种后期强加的矢量推力设计在F-22面前根本就是一坨，不，是两坨屎一样的存在。
战斗机后体长度仅占全机长度的20~25，但后体阻力却占全机阻力的38~50%，减少后体阻力是不开加力实现超音速巡航一个至关重要的因素。发动机窄间距布置是减少超音速下后体阻力的先决条件，其次才能谈到喷管。
根据无尾翼光滑后体的试验结果，超音速条件下轴对称喷管在加力状态下基本无推力减阻力性能损失，而不加力状态下推力减阻力性能急剧下降达20~30%；这是由于轴对称喷管在不加力时处于收缩状态，收缩角很大，导致喷管与后体的不利干扰非常严重，如果进一步考虑进实际型号中战斗机后体上存在的尾撑，尾翼，整流体（比如尾锥）等，性能损失还要进一步加大。也就是说轴对称喷管在超音速巡航中陷入一个死循环：要想没有额外的超音速阻力，就必须开加力；不开加力就要承受巨大的额外阻力损失。
F22的二元矢量推力整合设计非常的厉害，起到了4个作用，第一是减阻，第二是增升，第三是降低红外辐射，第四是减小后向RCS。F22的扁平后机身拥有良好的绕流特性，而大宽高比矩形喷口的设计使喷流截面大于轴对称喷管，喷流与冷外流掺和的面积明显加大，而侧壁和拐角处的压力梯度产生的漩涡更进一步促进了内外流的掺和，这种掺和带来的强渗混效应起到了2个方面的作用：对后机身绕流起到引射的作用，能够获得一定的诱导升力（在机翼发生气流分离的大迎角下尤其重要），获得良好的后体流动特性，是实现超巡的重要机制；使高温区迅速降温并将红外辐射向水平对称面集中。另外矩形喷口可以沿视线方向阻挡雷达波进入发动机燃烧室，F117就采用了宽高比很大的矩形喷口。
另一个问题不知道是否具备普遍性，从现有视频资料中看，俄修的矢量喷管偏转的速度较慢，和各气动面的偏转相比存在较明显的滞后；而F22试飞中的一次坠毁，好像就是因为飞行员诱发震荡摔的那次，记录视频正好是从F22后方拍摄的，F22的喷口动作显得相当的迅速灵活。
本菜认为，向F22学习，采用与气动整合的具备大宽高比的两元矩形矢量喷口是四代的不二选择。
飞控
目前美帝最先进技术的飞控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自适应电传基于神经网络动态重构技术，具备快速学习和响应标准能力，这项技术最初是为了提高飞机控制系统的抗损性，后来逐步过度到对复杂运动状态的研究上，将特定时段内复杂运动状态下舵面效率的损失认为是该时刻下舵面残损的一种形式。而在以往的传统型号中，包括F22，只能通过精心的编写控制率来达到近似于一定程度智能化重构的水平。询问过老大后得知，国内对自适应电传的水平还停留在非常初级的理论阶段（老大原话难听，不照搬了），国内的四代不太可能用上这个技术，只能是延续歼-10的思路，通过对气动的深刻把握精心编写各状态下的各种控制模式，实现对战斗机优秀的控制能力。
说到这里本菜就要对某不说大话，低头干实事的研究所表示一下敬仰，这个常常出院士的所除了那篇《铸造中国战斗机品牌》中挑战苏霍伊、骡马的豪言壮语；还一度发过“无人机水平，我国和美国的差距只有5年”的神论，主张跳过四代，直接上无人机，偏偏空军内也有一批被F22吓到尿裤的废柴土鳖，捡到救命稻草一样的支持这股邪论。要知道飞行控制技术是无人机研制的核心技术之一，代表国内最高飞控水平的歼-10在1998年才首飞，美帝全新一代飞行控制技术的X36可是在1997年就上天了！某大干实事的研究所用于三代机的数字飞控一拖再拖，结果2008年出了什么事故，就这样的水平也比美帝只差5年？美帝那是定要被如此神迹吓到泪流满面的啊。倒是拿个其他所的乘波无人机方案加个鸭翼就拿出来造势，这种忽悠，呃，是宣传上的水平是真的快赶上资本主义的美帝了。
我国的四代应当会继承歼-10的鸭翼差动控制方式，这个方式有着非常重要的2个功能，却很少为人所提及，这种控制方式应该是611学习自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同时不要因为歼-10具备鸭翼差动带来的特殊功能而欧洲的三代半却没有鸭翼差动设计，就指责本菜在YY，那都是美帝在80年代就实现的技术！差动设计比联动要复杂风险大，不是有意为之，没有谁会去自找麻烦!
美帝将一架F-15B（TF-15A 1号原型机），换装数字电传，加装鸭翼（修改后的F-18平尾），换装带两元矢量喷口（具备反推功能）的F100-PW-220后命名为F-15S/MTD，在1988年9月开始进行飞行试验。加装鸭翼后的F-15S/MTD变为10%不稳定度的静不稳定形态，将最大过载从7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飞距离150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，这个验证机分别通过2种方式实现了偏航和直接侧力控制，分别是不对称矢量推力，鸭翼差动。后来这架验证机转交给NASA，换装轴对称矢量喷管后改名叫做主动控制技术验证机，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI验证机，1982年首飞，也是换装数字电传，并在进气道下加装倒V型的鸭翼，靠鸭翼获得直接侧力控制，但是严格的说，F-16/AFTI的倒V鸭翼的动作原理是依靠前置的垂直气动面偏转，直接产生重心前的偏航力矩配合重心后的垂尾偏转，和F-15S/MTD以及歼-10的鸭翼通过改变涡流体系获得对侧力的控制有所不同；虽然都是直接侧力控制，后两者要显得更“间接”一些，但好处是不用增加额外的气动面，依靠带上反角的大面积的鸭翼差动就可以实现。
在第三代战斗机中，鸭式战斗机之所以表现出优于常规布局的性能，一个重要的原因就是可动鸭翼对涡流体系能够施加一定程度的主动控制，而鸭翼差动则在此基础上进一步深化。鸭翼差动的目的有两个：
第一是通过鸭翼涡对机头、机身进行强烈的不对称侧洗，在飞机重心前产生强烈的偏航力矩，结合重心后的垂直尾翼同步偏转，实现直接侧力控制，能够对航向轴实施直接控制。正是因为拥有对航向轴的直接控制能力，宋老的论文里才敢提出使用小面积的全动V垂尾，放宽战斗机的偏航稳定性这样在现役战斗机中没有先例的方案。
第二是通过鸭翼差动，主动控制、调整两侧鸭翼涡体系的强弱，保证大迎角状态下的稳定性。很多第三代战斗机迎角超过一定程度，左右漩涡体系就开始不对称或者不对称破裂，横航向上各状态参量都属于震荡发散状态，表现出严重的不稳定，战斗机将出现很大的侧滑，甚至导致失控和尾旋，直接制约战斗机实现过失速机动。
也就是说F22的两元矢量推力设计仅能控制俯仰方向的限制，对于先进鸭式布局、三翼面布局来说要小得多，因为先进的鸭式、三翼面气动布局本身能够提供航向轴的控制能力。
说说那个歼-10做眼镜蛇的神迹，角度可控，最大角度能拉到160的神迹。眼镜蛇本质上是利用苏-27大迎角下航向稳定性好的特点，在严格限定的条件（速度高度重量飞行姿态）下，迅速拉起机头通过30度到60度的不稳定区，到达110度最大迎角后依靠惯性继续向前飞行，由于机头和机身的巨大投影面积差别，上面很小底部很大的气动阻力会提供苏-27低头恢复力矩。
说白了做这个眼镜蛇就3个条件，第一是能迅速抬头，把机头甩上去，第二是大迎角下进气和发动机工作无问题，第三是大迎角下的横航向稳定性，正是第三点制约了很多三代机做眼镜蛇的能力。
第一条，迅速抬头要求抬头力矩大，也就是气动中心在重心之前，距离越远越好，换个说法就是静不稳定度越大越容易抬头；另一个就是要求俯仰操纵面效率高，瞬时力矩大，简单的说俯仰操纵面的面积要大，偏转范围要大，舵机偏转要快。
鸭式布局战斗机之所以难以控制，一个重要的原因是鸭翼前置，整机的气动中心前移，即便是和常规布局相同的静不稳定度，气动中心到重心的距离仍然要比气动中心后移的常规布局远很多。常规布局的苏-27的静不稳定度是多少，5%；鸭式布局的歼-10的静不稳定度是多少，10%！苏-27能甩到110，静不稳定度高出一倍，俯仰操纵面效率更高的歼-10甩到160就那么不可能？
第二条，同样的腹部进气，同样的发动机。
第三条，苏-27有腹鳍和高大的垂尾，歼-10也有，而歼-10有的对大迎角下的涡流体系实施主动控制的能力，苏-27没有。
第四条，歼-10的可控角度眼镜蛇，1，双腹鳍，大垂尾的气动设计，加上能够实施对左右涡流体系的主动控制，使得歼-10在相当大范围迎角能都有很好的横侧向稳定性；2，歼-10的鸭翼位置在重心之前，大迎角下鸭翼提供低头控制力矩是以卸载升力的形式实现的；而苏-27的平尾在重心之后，要提供可控角度的低头控制力矩，必须依靠平尾和机翼后缘气动控制面提供额外的升力——大迎角下翼面产生升力的能力早就饱和了！F22的大迎角能力通过菱形机头，发动机喷流的引射作用为平尾提供额外的诱导升力，矢量推力控制能力来获得，苏-27可没这3个条件！
飞火交联和飞火推交联。
IFFC（综合飞行/火力控制）技术由美帝提出于70年代中期，以主动控制技术为基础，将能解耦操纵的数字飞行控制系统（FCS）和攻击瞄准系统综合为一个闭环武器自动投放系统；这个技术要求战斗机必须具备全权限的数字电传，解耦操纵能力，火控系统能够获得很高的飞行控制权限。IFFC的应用效果非常惊人，它能够极大的提升攻击自动化的水平，能够在空战中自动、或者经由飞行员进行选择的情况下控制战机沿着最优化的飞行轨迹进行占位攻击，极大的提升了攻击效率；同时也有效减轻了飞行员的负担和压力，减少人为错误发生的概率，避免无谓的损失。目前该技术应用于国外多型先进战机，我国的歼-10和JH7A均具备此功能。
所谓飞控对战斗机的解耦操纵，就是指飞行航迹和飞行姿态的解耦，常见的解耦操纵就是直接力控制和矢量推力控制，实现一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改变航向机头直接指向航向以外等等诸如之类的功能。
本菜举一个例子，假设有歼-10与苏-27的飞行员同时看上一个女人，呃，假设是亲爱的幻炎MM吧，决定各自驾机举行中世纪的骑士决斗，在相同高度上飞奔，只允许水平飞行，保持直线航迹，进行迎头交战决斗，两机的航迹呈现：平行，苏-27要炮打歼-10根本没有射击窗口；交叉，苏-27要炮打歼-10的射击窗口只有一次，那就是歼-10经过苏-27航迹在正前方的延长线处。歼-10要揍苏-27呢？不好意思了，只要苏-27还在歼-10的前方，鸭翼差动，两侧鸭翼涡不对称产生偏航力矩，机头直接指向航迹外苏-27所在方位，然后一串23mm炮弹飞过去......
而飞推交联，则意味着数字飞控系统在控制空气动力操纵面的同时，也自动控制发动机的油门变化，发动机的矢量喷口偏转；三者组合控制，就可以对战斗机实现异常精确的控制，当然减轻飞行员操纵负担，提高自动化水平就不用说了。
飞推交联应该说主要取决于发动机是否具备全权限的数字电调功能；在三代已经实现飞火交联的情况下，我国的四代应该说具备飞火推交联并不难，难的是用国产发动机实现飞火推交联。
矢量推力的整合。
F22在设计之初，就在风洞试验中把飞机在各姿态、速度下气流经过机身各处的流量，机身上的受力分布记录进飞控计算机，并由此控制矢量喷口的配置，补偿机身上不平衡的受力点，实现矢量推力与飞控的结合。这种经飞控计算机计算优化以配合气动外形的的设计，也将是我国四代的必经之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控制对飞机操稳特性的影响》论文使用了歼-10的动力学模型进行了配合轴对称矢量推力喷管的模拟仿真研究；根据该论文，鸭式布局和矢量推力的结合能够在过失速区域内有效的扩展飞行包线，获得良好的操纵性稳定性。需要注意的是，论文中提到的一个名词，所谓“横航向自动控制系统”，很可能就是指控制鸭翼差动的系统。
从该论文可以看出，鸭式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就开始了。四代的矢量推力整合研制虽然未必有什么工程上的经验，理论上的准备应该还是充分的。
试飞。
1998年3月24日歼-10首飞成功到今天为止，611所的三代机系列无试飞坠毁事故，无电传故障导致的坠毁事故，没有遭遇过飞行员诱发震荡引起的事故，风险最大的电传飞控系统反而是试飞员最放心的系统；很大程度上这要归功于611所的飞控研发水平和完善严密的飞控测试体系。除了具备力、位移双重耦合回馈控制模式的飞控系统，确保试飞安全的飞控测试体系大致可以分为四个环节：首先是铁鸟台进行地面仿真模拟，然后是变稳机进行空中试飞，最后再由新机试飞，在整个试飞的过程中有一套流动的外场飞控测试车随时对飞机的飞控系统进行跟踪检测和分析调整。
注：611的铁鸟台（地面飞控模拟试验台），自1989年开始在杨伟的带领下进行研制，1996年3月研制成功（误传歼-10在1996年首飞的源头，其实1996年3月是杨伟坐进铁鸟台座舱进行的模拟首飞，官八股遮遮掩掩虚虚实实的文风着实糊弄了不少人），是国内最先进的飞控试验设施；之后的外场流动飞控测试车，是一个高度综合化、功能齐全，集控制、测试、仿真为—体的流动试验室，是杨伟提出构思并带头研制的，仅用1年完成研制，使用先进的VXI总线结构（HP、Tekronix等五家国际着名的仪器公司成立了VXIbus联合体，于1987年发布了VXI规范的第一个版本，1992年被IEEE接纳为IEEE-1155-1992标准）。
本菜对于我国四代的估计如下：
纵向面积分布良好的鸭式升力体布局+小面积全动V垂尾，与后机身整合的两元矢量推力设计，双DSI进气道，比F22多航向轴的控制能力，拥有良好的超巡和机动性能。航电，611近年的航电水平表现相当抢眼，应该会比较可以。
隐身方面本菜极度外行，不作具体的推论避免丢人，但是就算611对着F22，X36的外形隐身设计特征一顿狂抄，加上DSI进气道和小面积V垂尾，外形隐身也差不到哪去，好歹研究过程中对隐身概念的引入在上实际90年代就开始了；但是在事关隐身的结构材料方面，本菜觉得还是大举BKC吧。
飞机的结构设计水平，应用材料、加工工艺，绝对的BKC。
最后再说一遍，F22是美帝80年代的气动和飞控产物！美帝对于新一代鸭式布局的主动控制技术的具体深入探索要略晚于F22开始研制的时间，比如F15S/MTD在1988年才进行飞行，X31首飞的时间也较晚，美帝当时根本没有必要选用配平不好设计，控制难度更大的鸭式布局来进一步提升机动性，从F22问世到现在，保持压倒对手的代差30年的目的已经完全达成了！当时根本就没有足以逼迫美帝选择鸭式布局四代战斗机的对手存在！
解放军四代战机想象图
涡升力
四代比起三代来，在涡流发生器的形式，涡流流场的设计方面都有很大的进步。以美帝的F22为例，F22有2组涡流发生器相互作用来加强涡流强度，控制涡流作用范围和涡流保持能力，分别是菱形截面的机头和进气道两侧的窄边条。边条起作用的部分是其导致气流分离的边缘，而判断其涡流效果主要看三点：长度，角度，边缘间距；从这个角度来说，作为四代气动标志之一的菱形机头，可以看做是机头和大边条融合的产物，是大边条进化后的一种特殊形态。它的优点主要是隐身效果好，阻力小，大迎角下偏航稳定性好；缺点是由于涡升力的非线性，会产生非线性的抬头力矩，难以控制。
宋老《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》论文中援引的方案是611上世纪90年代中期对四代气动探索的一个过程成果，该方案的涡升力设计重点仍然在翼面形式的边条、鸭翼、机翼的气动耦合上；菱形机头出于隐身和大迎角偏航稳定性的优势被引入设计中，但尚未很好的融入整个布局，机头涡被认为是鸭翼涡的一个不利干扰因素。今天的歼-10气动是早期众多方案中较为稳妥的一个，沿用了歼-9计划中大量现有的风洞资料，而更激进的双三角翼方案因为风险过大而被放弃；《小展弦比》一文中的边条翼鸭式布局方案应该就是由早年落选的鸭式双三角翼方案逐步演化而来。
值得说明的是，升力体边条翼鸭式布局很早就出现了，美帝70年代NASA有个高机动技术验证机（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限于当时的气动和控制水平宣告失败。1997年5月美帝NASA和波音联合研制的X36鸭式布局验证机首飞，该机采用升力体鸭式布局，隐身技术及其与飞行敏捷性的配合是其技术验证重点之一；它代表了美帝90年代中期对鸭式布局的研究水平，考虑到611所一贯紧跟美帝步伐的作风和自身的主要研究方向，对X36的分析研究将会在很大程度上影响我国的四代设计。
本菜推测，最终确定下来的四代方案在涡升力设计上会将重点转变为机头涡、鸭翼涡、机翼涡三者间的关系协调，不会出现明显的规模较大的前边条设计；边条涡将会作为一种辅助性的气动措施，用于鸭翼、机翼与机身气动融合设计中的修形和对涡流流场的改善。可能会出现机翼前沿延伸出一个锐利的窄边条，鸭翼安置在边条上的设计。
另：鸭翼涡这个特殊的存在还引入了对左右脱体涡流体系间互相干扰的主动控制，这个部分将在下文提到。
进气道
进气道是飞机气动设计中的最关键部分之一，设计不合格的进气道在机动状态下直接导致发动机喘震熄火都不奇怪。
进气道的总压恢复直接影响发动机的实际推力，少1%的总压恢复，至少产生1.2%的推力损失；进气道的高性能指标是用气动措施弥补推力不足的重要手段之一。如果固定式进气道能够在超音速条件下在性能上接近或达到可调式进气道的水平，不仅能够去掉上百公斤的调节系统，可靠性大为提高，而且原调节系统占用的机身内空间也被解放了出来；效果可以直接换算成推重比和航程的增加。在这种需求下应用乘波理论的固定进气道出现了，就是应用尖脊翼理论的加莱特进气道和锥型流场理论的DSI进气道。
美帝的研究指出，相比固定式进气道，加莱特在M0.8和M1.8时总压恢复能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152论文也指出超级虫的加莱特进气道在低马赫速时总压恢复还不如F-18C和F16。国内研究结果则显示加莱特在低马赫速时存在侧壁内表面分离漩涡，总压恢复和畸变度不甚理想。加莱特另一个重要的缺陷是仍然没有解决附面层的问题，必须保留附面层隔道，无论F22还是F18EF都是如此，附面层隔道的存在增加了迎风面积，在机身与进气道间的附加空间和外形上的不连续性还有可能成为新的雷达波反射源。
DSI进气道的思路最早源于骡马公司1990年的研究，1994年末在JSF原型机构型的先期研究中正式提出概念并申请专利，1996年用福特·沃斯航空工厂的一架生产型F-16进行了改装验证，宣告实用化。DSI的出现将乘波进气道的设计水平从二维提升到了三维，进气流场更均匀；而且解决了加莱特进气道所没有解决的附面层问题，彻底取消了附面层隔离板、放气系统、旁通系统，由于鼓包和前掠整流罩的融合设计，在隐身上更进一步。
611对加莱特研究很早，1992年就有论文公开发表，1996-1998年间的论文已经非常成熟；DSI方面的论文则最早发表于1998年，公开宣称掌握则是在2003年。2006年FC-1 04号机使用DSI进气道首飞成功，2008年歼-10B型使用DSI进气道首飞成功。本菜估计骡马公司的人看见FC-1和歼-10B的进气道会有一种很郁闷的感觉......
从FC-1的单中推-双DSI，到J-10B型的单大推-单DSI，再到丝带的双大推-双DSI；本菜认为611对四代的进气道设计是有着充分的技术准备和工程经验为后盾的，或许J-10B型使用DSI进气道也是为丝带所做的技术验证工程的一部分，毕竟FC-1上的DSI进气道更多是试验性质，进气流量和飞行速度、高度范围都与丝带的情况相差甚远，如果在J-10上改用DSI进气道，技术验证的可靠度将大为提升。
2个大咪咪的四代。。。。。。
鸭翼
歼-10的鸭翼采用了沿展向变弯度的大面积正升力设计，并带有明显的上反角；这个设计以气动和飞控设计难度、风险为代价，获取高升力收益、大气动控制面的良好操纵效果、在机身纵向面积分布上的优化。有歼-10这个成功先例，611所显然没有放弃这种做法的理由；从气动飞控的高难度高风险设计中要性能要效益这是611所一向的风格。
垂尾
应该是宋老论文里提到过的较小面积的全动V垂尾，辅以放宽偏航静稳定的设计。唔，又是高难度高风险设计换取高收益，不过从隐身角度看，绝对是个好想法，X36为了隐身可是直接把垂尾都取消了。
喷管（以下讨论仅限双发战斗机，单发飞机后机身外形还是与轴对称喷管过渡较好）
F22的双发窄间距两元矢量推力喷管与后机身融合的整体设计是四代机比三代机体现出气动代差的又一个例子；俄修的苏-27系列、米格-29系列那种后期强加的矢量推力设计在F-22面前根本就是一坨，不，是两坨屎一样的存在。
战斗机后体长度仅占全机长度的20~25，但后体阻力却占全机阻力的38~50%，减少后体阻力是不开加力实现超音速巡航一个至关重要的因素。发动机窄间距布置是减少超音速下后体阻力的先决条件，其次才能谈到喷管。
根据无尾翼光滑后体的试验结果，超音速条件下轴对称喷管在加力状态下基本无推力减阻力性能损失，而不加力状态下推力减阻力性能急剧下降达20~30%；这是由于轴对称喷管在不加力时处于收缩状态，收缩角很大，导致喷管与后体的不利干扰非常严重，如果进一步考虑进实际型号中战斗机后体上存在的尾撑，尾翼，整流体（比如尾锥）等，性能损失还要进一步加大。也就是说轴对称喷管在超音速巡航中陷入一个死循环：要想没有额外的超音速阻力，就必须开加力；不开加力就要承受巨大的额外阻力损失。
F22的二元矢量推力整合设计非常的厉害，起到了4个作用，第一是减阻，第二是增升，第三是降低红外辐射，第四是减小后向RCS。F22的扁平后机身拥有良好的绕流特性，而大宽高比矩形喷口的设计使喷流截面大于轴对称喷管，喷流与冷外流掺和的面积明显加大，而侧壁和拐角处的压力梯度产生的漩涡更进一步促进了内外流的掺和，这种掺和带来的强渗混效应起到了2个方面的作用：对后机身绕流起到引射的作用，能够获得一定的诱导升力（在机翼发生气流分离的大迎角下尤其重要），获得良好的后体流动特性，是实现超巡的重要机制；使高温区迅速降温并将红外辐射向水平对称面集中。另外矩形喷口可以沿视线方向阻挡雷达波进入发动机燃烧室，F117就采用了宽高比很大的矩形喷口。
另一个问题不知道是否具备普遍性，从现有视频资料中看，俄修的矢量喷管偏转的速度较慢，和各气动面的偏转相比存在较明显的滞后；而F22试飞中的一次坠毁，好像就是因为飞行员诱发震荡摔的那次，记录视频正好是从F22后方拍摄的，F22的喷口动作显得相当的迅速灵活。
本菜认为，向F22学习，采用与气动整合的具备大宽高比的两元矩形矢量喷口是四代的不二选择。
飞控
目前美帝最先进技术的飞控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自适应电传基于神经网络动态重构技术，具备快速学习和响应标准能力，这项技术最初是为了提高飞机控制系统的抗损性，后来逐步过度到对复杂运动状态的研究上，将特定时段内复杂运动状态下舵面效率的损失认为是该时刻下舵面残损的一种形式。而在以往的传统型号中，包括F22，只能通过精心的编写控制率来达到近似于一定程度智能化重构的水平。询问过老大后得知，国内对自适应电传的水平还停留在非常初级的理论阶段（老大原话难听，不照搬了），国内的四代不太可能用上这个技术，只能是延续歼-10的思路，通过对气动的深刻把握精心编写各状态下的各种控制模式，实现对战斗机优秀的控制能力。
说到这里本菜就要对某不说大话，低头干实事的研究所表示一下敬仰，这个常常出院士的所除了那篇《铸造中国战斗机品牌》中挑战苏霍伊、骡马的豪言壮语；还一度发过“无人机水平，我国和美国的差距只有5年”的神论，主张跳过四代，直接上无人机，偏偏空军内也有一批被F22吓到尿裤的废柴土鳖，捡到救命稻草一样的支持这股邪论。要知道飞行控制技术是无人机研制的核心技术之一，代表国内最高飞控水平的歼-10在1998年才首飞，美帝全新一代飞行控制技术的X36可是在1997年就上天了！某大干实事的研究所用于三代机的数字飞控一拖再拖，结果2008年出了什么事故，就这样的水平也比美帝只差5年？美帝那是定要被如此神迹吓到泪流满面的啊。倒是拿个其他所的乘波无人机方案加个鸭翼就拿出来造势，这种忽悠，呃，是宣传上的水平是真的快赶上资本主义的美帝了。
我国的四代应当会继承歼-10的鸭翼差动控制方式，这个方式有着非常重要的2个功能，却很少为人所提及，这种控制方式应该是611学习自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同时不要因为歼-10具备鸭翼差动带来的特殊功能而欧洲的三代半却没有鸭翼差动设计，就指责本菜在YY，那都是美帝在80年代就实现的技术！差动设计比联动要复杂风险大，不是有意为之，没有谁会去自找麻烦!
美帝将一架F-15B（TF-15A 1号原型机），换装数字电传，加装鸭翼（修改后的F-18平尾），换装带两元矢量喷口（具备反推功能）的F100-PW-220后命名为F-15S/MTD，在1988年9月开始进行飞行试验。加装鸭翼后的F-15S/MTD变为10%不稳定度的静不稳定形态，将最大过载从7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飞距离150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，这个验证机分别通过2种方式实现了偏航和直接侧力控制，分别是不对称矢量推力，鸭翼差动。后来这架验证机转交给NASA，换装轴对称矢量喷管后改名叫做主动控制技术验证机，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI验证机，1982年首飞，也是换装数字电传，并在进气道下加装倒V型的鸭翼，靠鸭翼获得直接侧力控制，但是严格的说，F-16/AFTI的倒V鸭翼的动作原理是依靠前置的垂直气动面偏转，直接产生重心前的偏航力矩配合重心后的垂尾偏转，和F-15S/MTD以及歼-10的鸭翼通过改变涡流体系获得对侧力的控制有所不同；虽然都是直接侧力控制，后两者要显得更“间接”一些，但好处是不用增加额外的气动面，依靠带上反角的大面积的鸭翼差动就可以实现。
在第三代战斗机中，鸭式战斗机之所以表现出优于常规布局的性能，一个重要的原因就是可动鸭翼对涡流体系能够施加一定程度的主动控制，而鸭翼差动则在此基础上进一步深化。鸭翼差动的目的有两个：
第一是通过鸭翼涡对机头、机身进行强烈的不对称侧洗，在飞机重心前产生强烈的偏航力矩，结合重心后的垂直尾翼同步偏转，实现直接侧力控制，能够对航向轴实施直接控制。正是因为拥有对航向轴的直接控制能力，宋老的论文里才敢提出使用小面积的全动V垂尾，放宽战斗机的偏航稳定性这样在现役战斗机中没有先例的方案。
第二是通过鸭翼差动，主动控制、调整两侧鸭翼涡体系的强弱，保证大迎角状态下的稳定性。很多第三代战斗机迎角超过一定程度，左右漩涡体系就开始不对称或者不对称破裂，横航向上各状态参量都属于震荡发散状态，表现出严重的不稳定，战斗机将出现很大的侧滑，甚至导致失控和尾旋，直接制约战斗机实现过失速机动。
也就是说F22的两元矢量推力设计仅能控制俯仰方向的限制，对于先进鸭式布局、三翼面布局来说要小得多，因为先进的鸭式、三翼面气动布局本身能够提供航向轴的控制能力。
说说那个歼-10做眼镜蛇的神迹，角度可控，最大角度能拉到160的神迹。眼镜蛇本质上是利用苏-27大迎角下航向稳定性好的特点，在严格限定的条件（速度高度重量飞行姿态）下，迅速拉起机头通过30度到60度的不稳定区，到达110度最大迎角后依靠惯性继续向前飞行，由于机头和机身的巨大投影面积差别，上面很小底部很大的气动阻力会提供苏-27低头恢复力矩。
说白了做这个眼镜蛇就3个条件，第一是能迅速抬头，把机头甩上去，第二是大迎角下进气和发动机工作无问题，第三是大迎角下的横航向稳定性，正是第三点制约了很多三代机做眼镜蛇的能力。
第一条，迅速抬头要求抬头力矩大，也就是气动中心在重心之前，距离越远越好，换个说法就是静不稳定度越大越容易抬头；另一个就是要求俯仰操纵面效率高，瞬时力矩大，简单的说俯仰操纵面的面积要大，偏转范围要大，舵机偏转要快。
鸭式布局战斗机之所以难以控制，一个重要的原因是鸭翼前置，整机的气动中心前移，即便是和常规布局相同的静不稳定度，气动中心到重心的距离仍然要比气动中心后移的常规布局远很多。常规布局的苏-27的静不稳定度是多少，5%；鸭式布局的歼-10的静不稳定度是多少，10%！苏-27能甩到110，静不稳定度高出一倍，俯仰操纵面效率更高的歼-10甩到160就那么不可能？
第二条，同样的腹部进气，同样的发动机。
第三条，苏-27有腹鳍和高大的垂尾，歼-10也有，而歼-10有的对大迎角下的涡流体系实施主动控制的能力，苏-27没有。
第四条，歼-10的可控角度眼镜蛇，1，双腹鳍，大垂尾的气动设计，加上能够实施对左右涡流体系的主动控制，使得歼-10在相当大范围迎角能都有很好的横侧向稳定性；2，歼-10的鸭翼位置在重心之前，大迎角下鸭翼提供低头控制力矩是以卸载升力的形式实现的；而苏-27的平尾在重心之后，要提供可控角度的低头控制力矩，必须依靠平尾和机翼后缘气动控制面提供额外的升力——大迎角下翼面产生升力的能力早就饱和了！F22的大迎角能力通过菱形机头，发动机喷流的引射作用为平尾提供额外的诱导升力，矢量推力控制能力来获得，苏-27可没这3个条件！
飞火交联和飞火推交联。
IFFC（综合飞行/火力控制）技术由美帝提出于70年代中期，以主动控制技术为基础，将能解耦操纵的数字飞行控制系统（FCS）和攻击瞄准系统综合为一个闭环武器自动投放系统；这个技术要求战斗机必须具备全权限的数字电传，解耦操纵能力，火控系统能够获得很高的飞行控制权限。IFFC的应用效果非常惊人，它能够极大的提升攻击自动化的水平，能够在空战中自动、或者经由飞行员进行选择的情况下控制战机沿着最优化的飞行轨迹进行占位攻击，极大的提升了攻击效率；同时也有效减轻了飞行员的负担和压力，减少人为错误发生的概率，避免无谓的损失。目前该技术应用于国外多型先进战机，我国的歼-10和JH7A均具备此功能。
所谓飞控对战斗机的解耦操纵，就是指飞行航迹和飞行姿态的解耦，常见的解耦操纵就是直接力控制和矢量推力控制，实现一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改变航向机头直接指向航向以外等等诸如之类的功能。
本菜举一个例子，假设有歼-10与苏-27的飞行员同时看上一个女人，呃，假设是亲爱的幻炎MM吧，决定各自驾机举行中世纪的骑士决斗，在相同高度上飞奔，只允许水平飞行，保持直线航迹，进行迎头交战决斗，两机的航迹呈现：平行，苏-27要炮打歼-10根本没有射击窗口；交叉，苏-27要炮打歼-10的射击窗口只有一次，那就是歼-10经过苏-27航迹在正前方的延长线处。歼-10要揍苏-27呢？不好意思了，只要苏-27还在歼-10的前方，鸭翼差动，两侧鸭翼涡不对称产生偏航力矩，机头直接指向航迹外苏-27所在方位，然后一串23mm炮弹飞过去......
而飞推交联，则意味着数字飞控系统在控制空气动力操纵面的同时，也自动控制发动机的油门变化，发动机的矢量喷口偏转；三者组合控制，就可以对战斗机实现异常精确的控制，当然减轻飞行员操纵负担，提高自动化水平就不用说了。
飞推交联应该说主要取决于发动机是否具备全权限的数字电调功能；在三代已经实现飞火交联的情况下，我国的四代应该说具备飞火推交联并不难，难的是用国产发动机实现飞火推交联。
矢量推力的整合。
F22在设计之初，就在风洞试验中把飞机在各姿态、速度下气流经过机身各处的流量，机身上的受力分布记录进飞控计算机，并由此控制矢量喷口的配置，补偿机身上不平衡的受力点，实现矢量推力与飞控的结合。这种经飞控计算机计算优化以配合气动外形的的设计，也将是我国四代的必经之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控制对飞机操稳特性的影响》论文使用了歼-10的动力学模型进行了配合轴对称矢量推力喷管的模拟仿真研究；根据该论文，鸭式布局和矢量推力的结合能够在过失速区域内有效的扩展飞行包线，获得良好的操纵性稳定性。需要注意的是，论文中提到的一个名词，所谓“横航向自动控制系统”，很可能就是指控制鸭翼差动的系统。
从该论文可以看出，鸭式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就开始了。四代的矢量推力整合研制虽然未必有什么工程上的经验，理论上的准备应该还是充分的。
试飞。
1998年3月24日歼-10首飞成功到今天为止，611所的三代机系列无试飞坠毁事故，无电传故障导致的坠毁事故，没有遭遇过飞行员诱发震荡引起的事故，风险最大的电传飞控系统反而是试飞员最放心的系统；很大程度上这要归功于611所的飞控研发水平和完善严密的飞控测试体系。除了具备力、位移双重耦合回馈控制模式的飞控系统，确保试飞安全的飞控测试体系大致可以分为四个环节：首先是铁鸟台进行地面仿真模拟，然后是变稳机进行空中试飞，最后再由新机试飞，在整个试飞的过程中有一套流动的外场飞控测试车随时对飞机的飞控系统进行跟踪检测和分析调整。
注：611的铁鸟台（地面飞控模拟试验台），自1989年开始在杨伟的带领下进行研制，1996年3月研制成功（误传歼-10在1996年首飞的源头，其实1996年3月是杨伟坐进铁鸟台座舱进行的模拟首飞，官八股遮遮掩掩虚虚实实的文风着实糊弄了不少人），是国内最先进的飞控试验设施；之后的外场流动飞控测试车，是一个高度综合化、功能齐全，集控制、测试、仿真为—体的流动试验室，是杨伟提出构思并带头研制的，仅用1年完成研制，使用先进的VXI总线结构（HP、Tekronix等五家国际着名的仪器公司成立了VXIbus联合体，于1987年发布了VXI规范的第一个版本，1992年被IEEE接纳为IEEE-1155-1992标准）。
本菜对于我国四代的估计如下：
纵向面积分布良好的鸭式升力体布局+小面积全动V垂尾，与后机身整合的两元矢量推力设计，双DSI进气道，比F22多航向轴的控制能力，拥有良好的超巡和机动性能。航电，611近年的航电水平表现相当抢眼，应该会比较可以。
隐身方面本菜极度外行，不作具体的推论避免丢人，但是就算611对着F22，X36的外形隐身设计特征一顿狂抄，加上DSI进气道和小面积V垂尾，外形隐身也差不到哪去，好歹研究过程中对隐身概念的引入在上实际90年代就开始了；但是在事关隐身的结构材料方面，本菜觉得还是大举BKC吧。
飞机的结构设计水平，应用材料、加工工艺，绝对的BKC。
最后再说一遍，F22是美帝80年代的气动和飞控产物！美帝对于新一代鸭式布局的主动控制技术的具体深入探索要略晚于F22开始研制的时间，比如F15S/MTD在1988年才进行飞行，X31首飞的时间也较晚，美帝当时根本没有必要选用配平不好设计，控制难度更大的鸭式布局来进一步提升机动性，从F22问世到现在，保持压倒对手的代差30年的目的已经完全达成了！当时根本就没有足以逼迫美帝选择鸭式布局四代战斗机的对手存在！
解放军四代战机想象图
涡升力
四代比起三代来，在涡流发生器的形式，涡流流场的设计方面都有很大的进步。以美帝的F22为例，F22有2组涡流发生器相互作用来加强涡流强度，控制涡流作用范围和涡流保持能力，分别是菱形截面的机头和进气道两侧的窄边条。边条起作用的部分是其导致气流分离的边缘，而判断其涡流效果主要看三点：长度，角度，边缘间距；从这个角度来说，作为四代气动标志之一的菱形机头，可以看做是机头和大边条融合的产物，是大边条进化后的一种特殊形态。它的优点主要是隐身效果好，阻力小，大迎角下偏航稳定性好；缺点是由于涡升力的非线性，会产生非线性的抬头力矩，难以控制。
宋老《一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究》论文中援引的方案是611上世纪90年代中期对四代气动探索的一个过程成果，该方案的涡升力设计重点仍然在翼面形式的边条、鸭翼、机翼的气动耦合上；菱形机头出于隐身和大迎角偏航稳定性的优势被引入设计中，但尚未很好的融入整个布局，机头涡被认为是鸭翼涡的一个不利干扰因素。今天的歼-10气动是早期众多方案中较为稳妥的一个，沿用了歼-9计划中大量现有的风洞资料，而更激进的双三角翼方案因为风险过大而被放弃；《小展弦比》一文中的边条翼鸭式布局方案应该就是由早年落选的鸭式双三角翼方案逐步演化而来。
值得说明的是，升力体边条翼鸭式布局很早就出现了，美帝70年代NASA有个高机动技术验证机（HIMAT）的17A方案就是采用此布局，但限于当时的气动和控制水平宣告失败。1997年5月美帝NASA和波音联合研制的X36鸭式布局验证机首飞，该机采用升力体鸭式布局，隐身技术及其与飞行敏捷性的配合是其技术验证重点之一；它代表了美帝90年代中期对鸭式布局的研究水平，考虑到611所一贯紧跟美帝步伐的作风和自身的主要研究方向，对X36的分析研究将会在很大程度上影响我国的四代设计。
本菜推测，最终确定下来的四代方案在涡升力设计上会将重点转变为机头涡、鸭翼涡、机翼涡三者间的关系协调，不会出现明显的规模较大的前边条设计；边条涡将会作为一种辅助性的气动措施，用于鸭翼、机翼与机身气动融合设计中的修形和对涡流流场的改善。可能会出现机翼前沿延伸出一个锐利的窄边条，鸭翼安置在边条上的设计。
另：鸭翼涡这个特殊的存在还引入了对左右脱体涡流体系间互相干扰的主动控制，这个部分将在下文提到。
进气道
进气道是飞机气动设计中的最关键部分之一，设计不合格的进气道在机动状态下直接导致发动机喘震熄火都不奇怪。
进气道的总压恢复直接影响发动机的实际推力，少1%的总压恢复，至少产生1.2%的推力损失；进气道的高性能指标是用气动措施弥补推力不足的重要手段之一。如果固定式进气道能够在超音速条件下在性能上接近或达到可调式进气道的水平，不仅能够去掉上百公斤的调节系统，可靠性大为提高，而且原调节系统占用的机身内空间也被解放了出来；效果可以直接换算成推重比和航程的增加。在这种需求下应用乘波理论的固定进气道出现了，就是应用尖脊翼理论的加莱特进气道和锥型流场理论的DSI进气道。
美帝的研究指出，相比固定式进气道，加莱特在M0.8和M1.8时总压恢复能提高1.3%和5%，但是美帝AIAA-93-2152论文也指出超级虫的加莱特进气道在低马赫速时总压恢复还不如F-18C和F16。国内研究结果则显示加莱特在低马赫速时存在侧壁内表面分离漩涡，总压恢复和畸变度不甚理想。加莱特另一个重要的缺陷是仍然没有解决附面层的问题，必须保留附面层隔道，无论F22还是F18EF都是如此，附面层隔道的存在增加了迎风面积，在机身与进气道间的附加空间和外形上的不连续性还有可能成为新的雷达波反射源。
DSI进气道的思路最早源于骡马公司1990年的研究，1994年末在JSF原型机构型的先期研究中正式提出概念并申请专利，1996年用福特·沃斯航空工厂的一架生产型F-16进行了改装验证，宣告实用化。DSI的出现将乘波进气道的设计水平从二维提升到了三维，进气流场更均匀；而且解决了加莱特进气道所没有解决的附面层问题，彻底取消了附面层隔离板、放气系统、旁通系统，由于鼓包和前掠整流罩的融合设计，在隐身上更进一步。
611对加莱特研究很早，1992年就有论文公开发表，1996-1998年间的论文已经非常成熟；DSI方面的论文则最早发表于1998年，公开宣称掌握则是在2003年。2006年FC-1 04号机使用DSI进气道首飞成功，2008年歼-10B型使用DSI进气道首飞成功。本菜估计骡马公司的人看见FC-1和歼-10B的进气道会有一种很郁闷的感觉......
从FC-1的单中推-双DSI，到J-10B型的单大推-单DSI，再到丝带的双大推-双DSI；本菜认为611对四代的进气道设计是有着充分的技术准备和工程经验为后盾的，或许J-10B型使用DSI进气道也是为丝带所做的技术验证工程的一部分，毕竟FC-1上的DSI进气道更多是试验性质，进气流量和飞行速度、高度范围都与丝带的情况相差甚远，如果在J-10上改用DSI进气道，技术验证的可靠度将大为提升。
2个大咪咪的四代。。。。。。
鸭翼
歼-10的鸭翼采用了沿展向变弯度的大面积正升力设计，并带有明显的上反角；这个设计以气动和飞控设计难度、风险为代价，获取高升力收益、大气动控制面的良好操纵效果、在机身纵向面积分布上的优化。有歼-10这个成功先例，611所显然没有放弃这种做法的理由；从气动飞控的高难度高风险设计中要性能要效益这是611所一向的风格。
垂尾
应该是宋老论文里提到过的较小面积的全动V垂尾，辅以放宽偏航静稳定的设计。唔，又是高难度高风险设计换取高收益，不过从隐身角度看，绝对是个好想法，X36为了隐身可是直接把垂尾都取消了。
喷管（以下讨论仅限双发战斗机，单发飞机后机身外形还是与轴对称喷管过渡较好）
F22的双发窄间距两元矢量推力喷管与后机身融合的整体设计是四代机比三代机体现出气动代差的又一个例子；俄修的苏-27系列、米格-29系列那种后期强加的矢量推力设计在F-22面前根本就是一坨，不，是两坨屎一样的存在。
战斗机后体长度仅占全机长度的20~25，但后体阻力却占全机阻力的38~50%，减少后体阻力是不开加力实现超音速巡航一个至关重要的因素。发动机窄间距布置是减少超音速下后体阻力的先决条件，其次才能谈到喷管。
根据无尾翼光滑后体的试验结果，超音速条件下轴对称喷管在加力状态下基本无推力减阻力性能损失，而不加力状态下推力减阻力性能急剧下降达20~30%；这是由于轴对称喷管在不加力时处于收缩状态，收缩角很大，导致喷管与后体的不利干扰非常严重，如果进一步考虑进实际型号中战斗机后体上存在的尾撑，尾翼，整流体（比如尾锥）等，性能损失还要进一步加大。也就是说轴对称喷管在超音速巡航中陷入一个死循环：要想没有额外的超音速阻力，就必须开加力；不开加力就要承受巨大的额外阻力损失。
F22的二元矢量推力整合设计非常的厉害，起到了4个作用，第一是减阻，第二是增升，第三是降低红外辐射，第四是减小后向RCS。F22的扁平后机身拥有良好的绕流特性，而大宽高比矩形喷口的设计使喷流截面大于轴对称喷管，喷流与冷外流掺和的面积明显加大，而侧壁和拐角处的压力梯度产生的漩涡更进一步促进了内外流的掺和，这种掺和带来的强渗混效应起到了2个方面的作用：对后机身绕流起到引射的作用，能够获得一定的诱导升力（在机翼发生气流分离的大迎角下尤其重要），获得良好的后体流动特性，是实现超巡的重要机制；使高温区迅速降温并将红外辐射向水平对称面集中。另外矩形喷口可以沿视线方向阻挡雷达波进入发动机燃烧室，F117就采用了宽高比很大的矩形喷口。
另一个问题不知道是否具备普遍性，从现有视频资料中看，俄修的矢量喷管偏转的速度较慢，和各气动面的偏转相比存在较明显的滞后；而F22试飞中的一次坠毁，好像就是因为飞行员诱发震荡摔的那次，记录视频正好是从F22后方拍摄的，F22的喷口动作显得相当的迅速灵活。
本菜认为，向F22学习，采用与气动整合的具备大宽高比的两元矩形矢量喷口是四代的不二选择。
飞控
目前美帝最先进技术的飞控不是F35的，也不是F22的，而是X36的。X36的自适应电传基于神经网络动态重构技术，具备快速学习和响应标准能力，这项技术最初是为了提高飞机控制系统的抗损性，后来逐步过度到对复杂运动状态的研究上，将特定时段内复杂运动状态下舵面效率的损失认为是该时刻下舵面残损的一种形式。而在以往的传统型号中，包括F22，只能通过精心的编写控制率来达到近似于一定程度智能化重构的水平。询问过老大后得知，国内对自适应电传的水平还停留在非常初级的理论阶段（老大原话难听，不照搬了），国内的四代不太可能用上这个技术，只能是延续歼-10的思路，通过对气动的深刻把握精心编写各状态下的各种控制模式，实现对战斗机优秀的控制能力。
说到这里本菜就要对某不说大话，低头干实事的研究所表示一下敬仰，这个常常出院士的所除了那篇《铸造中国战斗机品牌》中挑战苏霍伊、骡马的豪言壮语；还一度发过“无人机水平，我国和美国的差距只有5年”的神论，主张跳过四代，直接上无人机，偏偏空军内也有一批被F22吓到尿裤的废柴土鳖，捡到救命稻草一样的支持这股邪论。要知道飞行控制技术是无人机研制的核心技术之一，代表国内最高飞控水平的歼-10在1998年才首飞，美帝全新一代飞行控制技术的X36可是在1997年就上天了！某大干实事的研究所用于三代机的数字飞控一拖再拖，结果2008年出了什么事故，就这样的水平也比美帝只差5年？美帝那是定要被如此神迹吓到泪流满面的啊。倒是拿个其他所的乘波无人机方案加个鸭翼就拿出来造势，这种忽悠，呃，是宣传上的水平是真的快赶上资本主义的美帝了。
我国的四代应当会继承歼-10的鸭翼差动控制方式，这个方式有着非常重要的2个功能，却很少为人所提及，这种控制方式应该是611学习自美帝的F15改型和F16改型，是的，特殊的F15和特殊的F16。同时不要因为歼-10具备鸭翼差动带来的特殊功能而欧洲的三代半却没有鸭翼差动设计，就指责本菜在YY，那都是美帝在80年代就实现的技术！差动设计比联动要复杂风险大，不是有意为之，没有谁会去自找麻烦!
美帝将一架F-15B（TF-15A 1号原型机），换装数字电传，加装鸭翼（修改后的F-18平尾），换装带两元矢量喷口（具备反推功能）的F100-PW-220后命名为F-15S/MTD，在1988年9月开始进行飞行试验。加装鸭翼后的F-15S/MTD变为10%不稳定度的静不稳定形态，将最大过载从7.33G提升到9G，配合矢量推力最短起飞距离150米......算了，不扯F-15S/MTD的性能提升了，这个验证机分别通过2种方式实现了偏航和直接侧力控制，分别是不对称矢量推力，鸭翼差动。后来这架验证机转交给NASA，换装轴对称矢量喷管后改名叫做主动控制技术验证机，也就是F-15 ACTIVE。
而F-16/AFTI验证机，1982年首飞，也是换装数字电传，并在进气道下加装倒V型的鸭翼，靠鸭翼获得直接侧力控制，但是严格的说，F-16/AFTI的倒V鸭翼的动作原理是依靠前置的垂直气动面偏转，直接产生重心前的偏航力矩配合重心后的垂尾偏转，和F-15S/MTD以及歼-10的鸭翼通过改变涡流体系获得对侧力的控制有所不同；虽然都是直接侧力控制，后两者要显得更“间接”一些，但好处是不用增加额外的气动面，依靠带上反角的大面积的鸭翼差动就可以实现。
在第三代战斗机中，鸭式战斗机之所以表现出优于常规布局的性能，一个重要的原因就是可动鸭翼对涡流体系能够施加一定程度的主动控制，而鸭翼差动则在此基础上进一步深化。鸭翼差动的目的有两个：
第一是通过鸭翼涡对机头、机身进行强烈的不对称侧洗，在飞机重心前产生强烈的偏航力矩，结合重心后的垂直尾翼同步偏转，实现直接侧力控制，能够对航向轴实施直接控制。正是因为拥有对航向轴的直接控制能力，宋老的论文里才敢提出使用小面积的全动V垂尾，放宽战斗机的偏航稳定性这样在现役战斗机中没有先例的方案。
第二是通过鸭翼差动，主动控制、调整两侧鸭翼涡体系的强弱，保证大迎角状态下的稳定性。很多第三代战斗机迎角超过一定程度，左右漩涡体系就开始不对称或者不对称破裂，横航向上各状态参量都属于震荡发散状态，表现出严重的不稳定，战斗机将出现很大的侧滑，甚至导致失控和尾旋，直接制约战斗机实现过失速机动。
也就是说F22的两元矢量推力设计仅能控制俯仰方向的限制，对于先进鸭式布局、三翼面布局来说要小得多，因为先进的鸭式、三翼面气动布局本身能够提供航向轴的控制能力。
说说那个歼-10做眼镜蛇的神迹，角度可控，最大角度能拉到160的神迹。眼镜蛇本质上是利用苏-27大迎角下航向稳定性好的特点，在严格限定的条件（速度高度重量飞行姿态）下，迅速拉起机头通过30度到60度的不稳定区，到达110度最大迎角后依靠惯性继续向前飞行，由于机头和机身的巨大投影面积差别，上面很小底部很大的气动阻力会提供苏-27低头恢复力矩。
说白了做这个眼镜蛇就3个条件，第一是能迅速抬头，把机头甩上去，第二是大迎角下进气和发动机工作无问题，第三是大迎角下的横航向稳定性，正是第三点制约了很多三代机做眼镜蛇的能力。
第一条，迅速抬头要求抬头力矩大，也就是气动中心在重心之前，距离越远越好，换个说法就是静不稳定度越大越容易抬头；另一个就是要求俯仰操纵面效率高，瞬时力矩大，简单的说俯仰操纵面的面积要大，偏转范围要大，舵机偏转要快。
鸭式布局战斗机之所以难以控制，一个重要的原因是鸭翼前置，整机的气动中心前移，即便是和常规布局相同的静不稳定度，气动中心到重心的距离仍然要比气动中心后移的常规布局远很多。常规布局的苏-27的静不稳定度是多少，5%；鸭式布局的歼-10的静不稳定度是多少，10%！苏-27能甩到110，静不稳定度高出一倍，俯仰操纵面效率更高的歼-10甩到160就那么不可能？
第二条，同样的腹部进气，同样的发动机。
第三条，苏-27有腹鳍和高大的垂尾，歼-10也有，而歼-10有的对大迎角下的涡流体系实施主动控制的能力，苏-27没有。
第四条，歼-10的可控角度眼镜蛇，1，双腹鳍，大垂尾的气动设计，加上能够实施对左右涡流体系的主动控制，使得歼-10在相当大范围迎角能都有很好的横侧向稳定性；2，歼-10的鸭翼位置在重心之前，大迎角下鸭翼提供低头控制力矩是以卸载升力的形式实现的；而苏-27的平尾在重心之后，要提供可控角度的低头控制力矩，必须依靠平尾和机翼后缘气动控制面提供额外的升力——大迎角下翼面产生升力的能力早就饱和了！F22的大迎角能力通过菱形机头，发动机喷流的引射作用为平尾提供额外的诱导升力，矢量推力控制能力来获得，苏-27可没这3个条件！
飞火交联和飞火推交联。
IFFC（综合飞行/火力控制）技术由美帝提出于70年代中期，以主动控制技术为基础，将能解耦操纵的数字飞行控制系统（FCS）和攻击瞄准系统综合为一个闭环武器自动投放系统；这个技术要求战斗机必须具备全权限的数字电传，解耦操纵能力，火控系统能够获得很高的飞行控制权限。IFFC的应用效果非常惊人，它能够极大的提升攻击自动化的水平，能够在空战中自动、或者经由飞行员进行选择的情况下控制战机沿着最优化的飞行轨迹进行占位攻击，极大的提升了攻击效率；同时也有效减轻了飞行员的负担和压力，减少人为错误发生的概率，避免无谓的损失。目前该技术应用于国外多型先进战机，我国的歼-10和JH7A均具备此功能。
所谓飞控对战斗机的解耦操纵，就是指飞行航迹和飞行姿态的解耦，常见的解耦操纵就是直接力控制和矢量推力控制，实现一些比如直接上升下降，直接左右平移，不改变航向机头直接指向航向以外等等诸如之类的功能。
本菜举一个例子，假设有歼-10与苏-27的飞行员同时看上一个女人，呃，假设是亲爱的幻炎MM吧，决定各自驾机举行中世纪的骑士决斗，在相同高度上飞奔，只允许水平飞行，保持直线航迹，进行迎头交战决斗，两机的航迹呈现：平行，苏-27要炮打歼-10根本没有射击窗口；交叉，苏-27要炮打歼-10的射击窗口只有一次，那就是歼-10经过苏-27航迹在正前方的延长线处。歼-10要揍苏-27呢？不好意思了，只要苏-27还在歼-10的前方，鸭翼差动，两侧鸭翼涡不对称产生偏航力矩，机头直接指向航迹外苏-27所在方位，然后一串23mm炮弹飞过去......
而飞推交联，则意味着数字飞控系统在控制空气动力操纵面的同时，也自动控制发动机的油门变化，发动机的矢量喷口偏转；三者组合控制，就可以对战斗机实现异常精确的控制，当然减轻飞行员操纵负担，提高自动化水平就不用说了。
飞推交联应该说主要取决于发动机是否具备全权限的数字电调功能；在三代已经实现飞火交联的情况下，我国的四代应该说具备飞火推交联并不难，难的是用国产发动机实现飞火推交联。
矢量推力的整合。
F22在设计之初，就在风洞试验中把飞机在各姿态、速度下气流经过机身各处的流量，机身上的受力分布记录进飞控计算机，并由此控制矢量喷口的配置，补偿机身上不平衡的受力点，实现矢量推力与飞控的结合。这种经飞控计算机计算优化以配合气动外形的的设计，也将是我国四代的必经之路。
611在1997年完稿的《推力矢量控制对飞机操稳特性的影响》论文使用了歼-10的动力学模型进行了配合轴对称矢量推力喷管的模拟仿真研究；根据该论文，鸭式布局和矢量推力的结合能够在过失速区域内有效的扩展飞行包线，获得良好的操纵性稳定性。需要注意的是，论文中提到的一个名词，所谓“横航向自动控制系统”，很可能就是指控制鸭翼差动的系统。
从该论文可以看出，鸭式布局和矢量推力整合的研究，611至少在12年以前就开始了。四代的矢量推力整合研制虽然未必有什么工程上的经验，理论上的准备应该还是充分的。
试飞。
1998年3月24日歼-10首飞成功到今天为止，611所的三代机系列无试飞坠毁事故，无电传故障导致的坠毁事故，没有遭遇过飞行员诱发震荡引起的事故，风险最大的电传飞控系统反而是试飞员最放心的系统；很大程度上这要归功于611所的飞控研发水平和完善严密的飞控测试体系。除了具备力、位移双重耦合回馈控制模式的飞控系统，确保试飞安全的飞控测试体系大致可以分为四个环节：首先是铁鸟台进行地面仿真模拟，然后是变稳机进行空中试飞，最后再由新机试飞，在整个试飞的过程中有一套流动的外场飞控测试车随时对飞机的飞控系统进行跟踪检测和分析调整。
注：611的铁鸟台（地面飞控模拟试验台），自1989年开始在杨伟的带领下进行研制，1996年3月研制成功（误传歼-10在1996年首飞的源头，其实1996年3月是杨伟坐进铁鸟台座舱进行的模拟首飞，官八股遮遮掩掩虚虚实实的文风着实糊弄了不少人），是国内最先进的飞控试验设施；之后的外场流动飞控测试车，是一个高度综合化、功能齐全，集控制、测试、仿真为—体的流动试验室，是杨伟提出构思并带头研制的，仅用1年完成研制，使用先进的VXI总线结构（HP、Tekronix等五家国际着名的仪器公司成立了VXIbus联合体，于1987年发布了VXI规范的第一个版本，1992年被IEEE接纳为IEEE-1155-1992标准）。
本菜对于我国四代的估计如下：
纵向面积分布良好的鸭式升力体布局+小面积全动V垂尾，与后机身整合的两元矢量推力设计，双DSI进气道，比F22多航向轴的控制能力，拥有良好的超巡和机动性能。航电，611近年的航电水平表现相当抢眼，应该会比较可以。
隐身方面本菜极度外行，不作具体的推论避免丢人，但是就算611对着F22，X36的外形隐身设计特征一顿狂抄，加上DSI进气道和小面积V垂尾，外形隐身也差不到哪去，好歹研究过程中对隐身概念的引入在上实际90年代就开始了；但是在事关隐身的结构材料方面，本菜觉得还是大举BKC吧。
飞机的结构设计水平，应用材料、加工工艺，绝对的BKC。
最后再说一遍，F22是美帝80年代的气动和飞控产物！美帝对于新一代鸭式布局的主动控制技术的具体深入探索要略晚于F22开始研制的时间，比如F15S/MTD在1988年才进行飞行，X31首飞的时间也较晚，美帝当时根本没有必要选用配平不好设计，控制难度更大的鸭式布局来进一步提升机动性，从F22问世到现在，保持压倒对手的代差30年的目的已经完全达成了！当时根本就没有足以逼迫美帝选择鸭式布局四代战斗机的对手存在！
