中国的歼-20是目前唯一的鸭翼布局隐身战斗机 摘要 飞机姿态控制包含俯仰(pitch)、滚转(roll)与偏航(yaw)方向，其中俯仰方向安定性和操控性是对飞行安全最重要的飞控参数。如果以俯仰控制面安装位置对飞机分类，则可分为鸭翼(canard，法文鸭子的意思，来源于法国报纸对莱特兄弟飞机的描述)、水平尾翼(horizontal tail)、无尾翼(tailless)以及同时安装鸭翼和水平尾翼的三翼面(three surface)布局。鸭翼布局虽然具有较佳升力特性，但如果未能妥善处理好鸭翼涡流与主翼、机身及垂直尾翼流场间的交互作用，将对飞行稳定与姿态控制产生不良影响。但这个缺点在近距耦合概念诞生，并结合线传飞控系统后已经得到改善，诞生了几种成功的鸭翼战斗机。本文从气动力学的观点出发，在不考虑飞控系统与推力矢量控制运用的成熟性、结构负荷极限、战场场景想定与战术运用等外在因素的情况下，对鸭翼布局的气动特点进行初探。
鸭翼-三角翼布局
水平尾翼布局
无尾三角翼布局
三翼面布局 前言 人类第一架载人动力飞机“飞行者”号采用的就是鸭翼布局，该布局与水平尾翼布局相比，具较佳的升力特性，所以在飞机早期发展史上也能偶尔见到鸭翼布局战斗机。但因为鸭翼布局复杂的气动特性，特别是缺乏足够的纵向恢复力矩，所以虽然最早运用在飞机上，却没有被后续战斗机普遍运用，水平尾翼布局反而成为“传统布局”。随着线传飞控系统的诞生，因鸭翼与主翼间复杂气流交互作用导致的操控问题得以解决，推力矢量控制进一步解决俯仰方向控制。欧洲和中国的新一代战斗机，因侧重瞬间转弯能力以及短场起降需求，多采鸭翼布局设计，而美俄则继续坚持传统布局战斗机。显见两种布局各具优点，使设计人员于在不同设计考虑下，在两种迥异的气动外形下，依据战场环境与作战需求设计出各自的性能优异的战斗机。 随着中距空空导弹的日益普及，视距外交战(beyond visual range, BVR)已成为未来空战的必然模式，战斗机操控性似乎不如武器性能重要。中程空空导弹发展成熟，性能可靠，战斗机可在视距外交战多目标，如果战斗机具有超音速速度优势还能增加我方导弹射程，导弹发射后还需发挥超音速机动性以规避敌方可能射击的中程空空导弹，尽快脱离敌导弹射程。但在很多情况下还是需要进行目视格斗，如受到敌我识别器(IFF)功能限制必须目视识别、目标成功躲避导弹后、隐身战斗机间的空战、雷达制导导弹遭遇先进电子战装备干扰等。全向(all aspect)攻击近距导弹与头盔瞄准具的结合，使空战特点由“占位”转为“指向”，特别是在近距空空导弹结合红外成像(IR Image)引导头和推力矢量控制后，不可逃逸区大大扩大，先敌射击就能掌握致胜先机，使战斗机瞬时转弯速率的重要性大于持续转弯率。根据赫柏斯特(W. B. Herbst)的研究：战斗机除需具备亚音速格斗性能外，还需具有一定的超音速巡航与转弯能力，所以未来战斗机设计除应该有良好的视距外交战能力外，机动性与敏捷性都是不可忽视的指标。 机动性是指在一定时间内，战斗机改变飞行速度、飞行高度和方向的能力;敏捷性则是指迅速、精确地改变机动飞行状态的能力，即机动性对时间的微分。依约翰‧博伊德(John Boyd)提出的能量机动论(energy maneuverability)，战斗机机动性取决于推重比(推力/重量)与翼载(重量/翼面积)，前者受发动机性能与机身重量(含结构、燃油存量与武器挂载)影响，比值大就加速快，后者是飞机可产生多少升力进行转弯，比值小就转弯快，高推重比与低翼载可提高战斗机的机动性，转弯机动性好就能提高战斗机的击杀率与生存性。常见用于评估战斗机转弯能力的参数有： 最大持续转弯速率(maximum sustained turn rate)，用于获得交战初期优势，定义为单位重量剩余功率(specific excess power, SEP)=0与结构限制线的交点。
战斗机在9g结构过载限制下的最大持续转弯速率曲线 瞬时转弯速率(又称最大可获得转弯速率maximum attain turn rate)，用于取得射击位置，定义为最大升力线与结构限制线的交点。 瞬时转弯半径(又称最小可获得半径minimum attain radius of turn)用于取得先敌射击机会，受最大升力线限制。 由以上3项参数定义可知，在结构极限范围内，除发动机推力外，气动设计能产生多少升力将是影响战斗机机动性的主要参数。 鸭翼的操纵特性 鸭翼布局最引人注意的优点就是良好的升力特性，因为是以正升力形式进行姿态控制。以上仰动作为例：传统布局是由水平尾翼以负升力方式产生抬头力矩，整体而言，水平尾翼完成抬头动作时将损失总升力，因此会降低战斗机的最大起飞重量，增加起飞距离。鸭翼则以正升力形式使机鼻上仰，所以鸭翼可以增加总升力，增加战斗机的最大起飞重量，缩短起飞距离。
传统布局由水平尾翼以负升力方式配平
鸭翼以正升力形式配平
随着迎角的加大，鸭翼布局具有更好的升力系数 鸭翼的另一个优点是，由于战斗机为对发动机推力需求与日俱增，导致发动机重量随之增加，传统布局会造成飞机重心后移，缩短水平尾翼力臂。如果把水平安定面安装在主翼前方成为鸭翼，就会有较长力臂，可提升操控性。 由于鸭翼在主翼之前，鸭翼偏折会改变气流，影响主翼流场，所以鸭翼的安装位置和动作形式都应慎重考虑。以较早期的鸭翼战斗机——瑞典SAAB-37“雷式”(Viggen)为例，鸭翼是固定式，后缘加装副翼。而以色列的“幼狮”(Kfir)战斗机更是安装了完全固定的鸭翼，此类鸭翼的作用与机翼前缘边条(leading edge extend, LEX)相似，不能被视为气动控制面。固定鸭翼激起的涡流通过主翼上表面，提供气流能量，增加机翼升力，推迟气流分离，提高大迎角飞行性能，改善纵向稳定性。虽然固定鸭翼没有完全发挥鸭翼的优点，但已经使这两种战斗机的性能优于同时期战斗机。与同为三角翼、无水平尾翼设计的F-106和传统布局的F-4比较，SAAB-37具较佳升力系数与降落性能。
固定式鸭翼产生涡流的作用与机翼前缘边条相似 鸭翼与哪种外形的主翼匹配最好呢?由于后掠翼的失速是从翼尖发生，鸭翼产生的涡流对延缓该处流场分离的帮助不大，所以后掠翼和梯形翼大多以前缘边条或锯齿产生涡流，推迟气流分离的方式来提高大迎角操控性，所以一般不会采用鸭翼-梯形翼或鸭翼-后掠翼的匹配方式。鸭翼大多会与三角翼和前掠翼匹配，产生的涡流能推迟这两种机翼的大迎角失速。试验表明鸭翼还能降低前掠翼根部的超音速激波强度，减轻翼根气流分离情况，但因为前掠翼仍无法克服材料特性与战损容许能力问题，并未用于真正的战斗机设计上，所以本文仅对鸭翼-三角翼布局进行探讨，在讨论前我们需要先了解一下三角翼的气动特性。
鸭翼配合后掠翼或梯形翼并不能帮助提高大迎角性能，一般是配合三角翼或前掠翼 三角翼的气动特性 在追求战斗机高速性能的时代，无尾三角翼设计曾是各国竞相采用的设计。在结构上三角翼极长的翼弦可以使用简单的结构把力量均匀分布在机身，也使机翼厚度由尖锐的前缘经较长距离过渡至较厚的翼根，兼顾低阻力与高结构强度，并获得充足的机翼油箱空间，并提高战损容忍度。大后掠角的机翼前缘可躲在机鼻形成的马赫锥后，减少超音速阻力，在发动机推力不足却需追求超音速能力的年代深具价值。无水平尾翼的设计可省去驱动水平尾翼的致动器与支撑结构，并减少水平尾翼的表面阻力，使战斗机得以充分发挥高速性能。大翼面积获得低翼载，保证了较佳的瞬时转弯速率。
三角翼大后掠角的机翼前缘可躲在机鼻形成的马赫锥后，减少超音速阻力 但三角翼存在先天缺陷，由于机翼展弦比低，升力系数在相同迎角下低于后掠翼和梯形翼。而且为避免产生低头力矩，无法使用襟副翼等增升装置，需以大迎角、高速落地，不利短场降落。低翼载使飞机对气流扰动敏感，低空高速飞行时易受不稳定气流干扰，影响飞行品质。由于没有尾翼进行俯仰控制，需要主翼后缘升降副翼控制，相同控制面偏角造成的配平阻力大于传统气动布局，影响盘旋机动性，在格斗时能量衰减快，不利于近战。副翼位置靠近垂直尾翼，副翼作动时造成两侧翼面压力不同，容易影响垂直尾翼流场，造成偏航控制问题。所以在20世纪60年代后，战斗机无尾三角翼热潮渐退，直至线传飞控系统出现，克服了上述气动问题后，三角翼适于大迎角飞行的气动特性才开始被人注意。 具大后掠角且前缘尖锐的三角翼，由于下翼面压力大于上翼面，因此在大迎角时气流会从下翼面向上翼面卷曲，形成涡流。当气流在大迎角时从机翼前缘分离，且重新附着(reattach)于上翼面下游处时，就形成了主涡流(primary vortex)，此涡流在上翼面所生成的卷动气流(Swirling flow)形成一个高速低压区，产生向上的吸力(suction force)，称为涡升力(vortex lift)。所以大迎角时机翼上表面虽然出现气流分离现象，但机翼升力却反而增加，三角翼的总升力是涡流涡升力与表面附着气流产生的位流升力之和。机翼前缘越尖锐，产生的涡流越强，卷曲速度越快，形成的涡流柱型越细且集中，稳定性越强。如果涡流内有一个轴向流，就更可以增加安定性，所以后掠角越大，产生的涡流也越安定。如果涡流附近有其它涡流存在，彼此间交互影响也可增加其安定性。如果涡流受低压区吸引，也会增加安定性。幻影2000进气道两侧固定式小边条就是为大迎角时产生额外涡流所设置的。
三角翼在大迎角时会在翼面上方形成巨大涡流
三角翼大迎角时的升力分布，可以看到涡流的增升作用 随着迎角持续增加，主涡流将向内侧移动，涡流核心(vortex core)逐渐扩大，涡流变得不安定而崩溃，低压区随之消失，紊流漩涡(turbulent eddy)出现，此时升力降低，失速现象发生。所以大后掠角三角翼失速的原因并非上翼面气流分离所致，而是涡流不稳定崩溃后，上翼面低压区消失所致。涡流溃散的时机可分为左右对称或单侧发生，如为单侧涡流溃散将影响滚转(rolling)方向的稳定性。上述分析并未考虑前缘襟翼对主翼流场的影响，一般来说，三角翼的前缘襟翼可在大迎角时增加战斗机的稳定性，低迎角时增加升力。
迎角持续增加后，涡流最终变得不安定而崩溃 由上述分析知，涡流核心是影响涡流稳定与否的关键，有着易受外界扰动而提早退化溃散的特性，涡流溃散虽是预料中的事，但过早溃散的涡流将造成升力损失与姿态控制等问题。所以如何延长、稳定涡流核心以维持、强化涡升力，提高战斗机大迎角飞行能力就成为为研究重点。 在三角翼之前安装大后掠角鸭翼，就能在大迎角时产生强劲的涡流，与主翼的涡流产生交互作用，稳定涡流核心，延缓主翼失速的发生，提升大迎角性能。可变偏角鸭翼一方面可以引导气流以较佳角度进入主翼流场，并且能调整涡流的角度与强度，实现涡流控制的最佳化。固定边条产生的涡流因无法控制涡流强度，只能用其它气动控制面配合变化，在效率上远不及鸭翼。在大迎角时，垂直尾翼因笼罩于机身扰流中，降低了偏航方向控制效率，通过鸭翼差动控制可弥补偏航方向姿态控制效率的损失。三角翼因不易配平增升装置(如襟副翼)等所产生的低头力矩，也因可以鸭翼配平后，得以装用。此外在降落后通过加大鸭翼偏角，使之成为大型减速板，又可在不增加刹车系统负荷情况下，大幅缩短刹车距离。鸭翼有这么多气动控制优点，那为什么直到20世纪80年代后才逐渐被普遍运用在战斗机设计中呢?主要原因就是鸭翼复杂的气动特性。
鸭翼涡流能对主翼涡流产生有利干扰 鸭翼的气动特性 由于鸭翼以正升力方式进行姿态控制，大迎角飞行时不易产生足够的低头配平力矩。在先天稳定设计中，鸭翼在大迎角时会比主翼先失速，此时鸭翼产生的升力减少，产生低头力矩而降低迎角，使飞机自然维持姿态稳定。但对追求灵活性而以先天不稳定性设计的飞机来说，鸭翼在亚音速时的配平能力往往不如水平尾翼，原因是为了使鸭翼对主翼流场的影响程度降至最低，鸭翼的翼展与面积比传统布局战斗机的水平尾翼小，距离飞机重心位置也较短，所以产生的配平力矩较小，需综合运用其它控制面才能发挥鸭翼的配平特性，这将增加飞行控制的复杂性。如在低速飞行需增加升力时，传统布局飞机可以放下襟副翼等高升力装置，此时升力增加伴随产生所谓低头力矩可以水平尾翼配平，水平尾翼配平时并不影响主翼流场。但如以鸭翼进行配平，鸭翼偏折时尾流的变化将改变主翼气流分布，影响主翼升力，使姿态控制复杂化。鸭翼动作与主翼气流间复杂的交互关系，使其纵向力矩为非线性变化，单凭人类的反应速度很难驾驭飞机。如果采用较保守的设计方式，如较小的鸭翼面积或固定式鸭翼，就不能完全发挥鸭翼的优点。解决方法是通过线传飞控计算机对气动控制面进行最佳匹配;同时加大鸭翼面积(主翼面积的8%~15%)来增加控制效率;采大后掠角、低展弦比的翼形设计，使其不易失速并易于产生稳定的强涡流，利于应用涡流控制技术。但这样也不能保证鸭翼布局战斗机的机动性优于传统布局战斗机，在传统布局F-18战斗机和鸭翼-三角翼X-31验证机进行的机炮格斗模拟实验中，在不开矢量推力的情况下，16次格斗F-18赢了12次。鸭翼布局并非格斗胜利的保证，良好设计的传统布局战斗机仍可发挥出优于鸭翼布局战斗机的整体机动性。
X-31不开矢量推力的话，在格斗中并不能击败F-18，当然了该机还没有采用近距耦合概念进行设计 我们在前面对三角翼大迎角流场特性的探讨中可以知道，善加利用鸭翼产生的涡流，可延缓主翼表面气流分离，进一步提升大迎角能力。但此涡流也可能影响其它控制面的流场，对外侧主翼而言，涡流引起的上洗气流将增加该处区域迎角(local angle of attack)，而使此处气流提早分离，如恰好在副翼位置发生分离，就会降低副翼的控制效率。涡流引起的下洗气流则会降低内侧主翼的区域迎角，降低影响范围内机翼产生的升力。在大迎角侧滑时，如果鸭翼产生的涡流正好在垂直尾翼处破碎，将造成垂尾颤振，造成横向控制问题与结构疲劳的潜在危险。所以鸭翼涡流在主翼面上的生成、发展、破裂与飘移等特性都将影响飞机的升力、纵向与横向控制。影响涡流崩溃时机的因素有迎角、侧滑角与滚转角，但并非所有鸭翼布局的飞机都会遭遇相同问题，妥善的设计可降低上述问题的影响程度。 鸭翼涡流也会影响主翼升力分布，增加结构设计的复杂性，通过主翼扭转(twist)可抵消此效应。翼面扭转在战斗机设计中通常指气动扭转机翼(aerodynamic twisting wing)设计，机翼沿翼展方向采用不同翼型(airfoil)，利用不同翼型的迎角与对应升力系数的差异性，使受涡流影响的部分与未受涡流影响的部分可依预期结构设计在机翼上妥善分布升力。更进一步的设计还可把预期的巡航条件纳入考虑，使战斗机可无需或仅以少量控制面偏量就能维持巡航姿态，减少配平阻力，增加巡航效率。
歼-10内翼段有明显扭转，以对应鸭翼下洗气流，维持主翼面气流的局部迎角 随马赫数的增加，鸭翼下洗气流对主翼升力的影响渐轻。超音速时鸭翼下洗作用减小，主翼升力的损失也相应减少，升阻比提高。此时鸭翼正向偏折可产生抬头力矩，但并不会增加整体升力，因为下洗气流与尾流对主翼流场会产生影响。超音速时气动中心后移，使鸭翼可以较少的偏折量(即较低的配平阻力)就能进行姿态控制，满足超音速机动性的控制要求。传统布局此时会因水平尾翼受主翼下洗气流影响，升力减少而必须加大配平偏度，增加配平阻力，所以鸭翼布局在超音速时能以较佳升阻比获得较佳巡航能力。 直观而言，因鸭翼位主翼流场上游，所以鸭翼易影响主翼流场。但大迎角时，主翼的上洗气流也影响鸭翼流场，易造成鸭翼失速。两者流场间复杂的干涉，使鸭翼-三角翼布局的气动流场比主翼-水平尾翼的流场更复杂。所以鸭翼与主翼的匹配，如鸭翼翼面形状及面积的选择、与主翼间的相对位置，都将关系能否发挥鸭翼优点。
鸭翼的近距耦合与远距耦合 通过上述分析，我们知道鸭翼与主翼间流场存在复杂的交互关系，不良的鸭翼设计(鸭翼翼展、面积、下反角及与主翼间之相对位置等)可能会破坏全机流场与发动机进气质量，所以许多厂家(特别是美国厂商)仍以传统布局进行战斗机设计。传统布局战斗机通过使用线传飞控，放宽气动不稳定性，重心置于升力重心之后，配合大面积前缘边条提升大迎角飞行性能，使飞行质量可兼顾稳定性与机动性，水平尾翼也能以正升力形式进行姿态控制。鸭翼布局即便有种种优点，仍并摒弃在主流战斗机之外，直到近距耦合(closed couple)概念的出现，加上线传飞控的辅助，使鸭翼-三角翼气动布局的潜力得以发挥。 近距耦合利用鸭翼与主翼所产生涡流间的相互作用，两者间的涡流虽然会相互干涉，但只要妥善规划就能使两者间的相互影响向有利方向发展。我们通过前面对三角翼大迎角流场特性的讨论得知知：如果在主翼涡流流场附近出现另一个涡流，将可增加主翼涡流的稳定度，提升大迎角性能。近距耦合的鸭翼涡流正好可以加强主翼涡流的强度，主翼的涡流也使鸭翼涡流向机身方向靠近，推迟主翼内侧涡流的分离与破裂，从而获得较高的升力系数与近线性化的俯仰力矩曲线。如果以迎角探讨两者关系，在较低迎角时，鸭翼涡流可增加主翼涡流的稳定性，推迟主翼涡流的溃散，提高总体升力。中等迎角时，由于鸭翼下洗气流减小了主翼面气流的局部迎角，降低了主翼产生的升力。大迎角时，鸭翼与主翼产生的涡流间交互作用延缓上主翼气流分离时机，提升大迎角飞行能力，机翼上的低压区也提高了鸭翼形成的涡流的稳定性，两者结合使失速迎角大于单纯三角翼。 如果以主翼后掠角度评估，当三角翼后掠角度为45°时，鸭翼-三角翼布局的升力系数可较单纯三角翼增加100%，如三角翼后掠角度为60°时，升力系数增量仅51.5%，这是因为失速较早发生，且气流分离后扩展迅速。鸭翼抑制主翼气流分离的效用明显。 重心位置对鸭翼布局飞控的影响 重心位置的选择会影响全机的机动性及稳定性，重心在升力中心之前，可使战斗机姿态自然稳定，但缺乏操控性，反之则可获较佳操控性，但不易稳定，线传飞控的出现使重心得以后置。 对静稳定设计的鸭翼布局战斗机而言，重心位置较靠近机头，鸭翼必须产生较大升力配平，除了影响鸭翼附近结构设计与翼面积外，也会产生较大诱导阻力，增强鸭翼下洗气流强度，降低主翼升力效率。跨音速时，随着气动中心的后移，鸭翼须以更大的升力进行配平，增加了诱导阻力，不利于跨音速性能。把重心后置，鸭翼控制力臂延长，可以减轻鸭翼气动负载，能以较小的配平阻力进行姿态控制，同时获得较佳的超音速性能。当然重心位置也不能过度后移，否则鸭翼将要产生负升力配平。 诱导阻力与翼面负载分布有密切关系，这与稳定性的选择、重心位置设定、所需配平力有关。鸭翼与主翼间的高度差，以及重心与升力中心相对关系位置均会影响配平阻力(trim drag)，升力中心与重心距离增加，配平阻力也随之加大。在重心位置不变时，鸭翼与主翼的高度差越小，配平阻力系数越大，所以在气动与结构允许的情况下，应使鸭翼与主翼保持适当高度差。
JAS-39是的典型近距耦鸭翼设计，上图是该机在各种情况下的鸭翼、前缘襟翼、后缘升降副翼的偏转情况 对以先天不稳定设计的飞机而言，传统布局因重心在升力中心之后，尾翼也能以升力形式进行控制，与鸭翼一样能提供敏捷灵活的控制。在空速持续增加至接近音速时，升力中心后移，与重心间距离降低，飞机稳定性渐增，升降舵不能够提供足够的控制力矩，所以需要采用全动式水平尾翼，增加了配平阻力。对鸭翼而言，却因升力中心的后移而增加控制力矩，强化了鸭翼的姿态控制能力，能以较小偏角获得足够操控性，降低配平阻力，在超音速时也具有较佳操控性。 进一步扩展战斗机飞行包线至失速后(post-stall)控制范围，那么飞机就要在先天不稳定和失速后控制低头恢复(nose-down recovery)能力间取得平衡，大迎角时只有产生足够的低头恢复力矩，才能克服俯仰惯性耦合动量、进气道气流动量以及重心位置的变化。所以X-31验证机在设计时把将最小俯仰力矩系数(pitching moment coefficient, CM)设定为-0.1，以获足够的低头力矩，重心位置则取8%。这是因为先天不稳定的纯三角翼布局虽然具有较佳的常规飞行性能，却没有失速后控制能力，而先天稳定的三角翼布局虽然在大迎角时有低头恢复力矩，常规飞行性能却较差。鸭翼可在常规飞行时使升力中心前移，把全机变成先天不稳定，进而获得较佳的配平阻力与升力，在大迎角时鸭翼则不承受控制负载，让先天稳定的三角翼提供低头恢复力矩，这种设计概念不仅可用较小的鸭翼获得足够配平能力，并且可以减轻系统重量与阻力。 鸭翼布局的缺点 近距耦合与线传飞控使鸭翼布局的气动力优点得以发挥，但仍然需要考虑其先天具有的缺点。一般来说鸭翼布局战斗机的垂尾面积与高度都超过传统布局战斗机，这是因为鸭翼涡流会干扰垂尾附近流场，影响纵向稳定，此外还因为垂尾离重心较近，力臂较短，需较大面积才能产生足够的纵向控制力矩。还有的设计为了确保大迎角时的横向稳定性，在机腹加装腹鳍。高耸的垂尾会增加结构重量、阻力和雷达反射截面积。
读者耐心读到这里，那么就对歼-10的气动设计思想有所理解了吧 从正向RCS值考虑，传统布局因为水平安定面置于主翼之后，可以弱散射部件遮蔽强散射部件的原理来降低平尾的雷达反射。鸭翼布局则因为水平安定面在主翼前，进行姿态控制时鸭翼偏角的改变将增加正向RCS值。当然在平飞时，大后掠角的鸭翼与三角翼可以使雷达主波束偏折，能在一定程度上降低正向RCS值。欧洲“台风”在设计时并没有考虑隐身，但从EAP(Experimental Aircraft Program)验证机改进为“台风”时，把方形进气口改为“微笑”式弧形进气口，以降低进气道RCS值，易反射雷达波的主翼、鸭翼前缘也以碳纤维复合材料制造。
“台风”把EAP的方形进气口改为“微笑”式弧形进气口以降低正向RCS值 法国“阵风”战斗机经过外形评估后，发现最大雷达反射源来自雷达、电子战天线、座舱盖和进气道，所以把进气道埋入两侧肋部，并用鸭翼在上方遮蔽，避免被俯视雷达和预警机探测。
“阵风”利用鸭翼从上方遮蔽进气道 歼-10出于高速性能需求，采用了二元可变几何进气道，付出结构复杂与重量增加的代价来获得具有良好超音速进气压缩效率的进气道，但圆形机身截面与长方形进气道的结合不可避免地留有较大间隙与不连续面，两者间的结构加强梁也增大了RCS值，所以后续改型歼-10B大幅修改了进气道形式，采用F-35、枭龙战斗机所用的无边界层隔道超音速进气道(diverterless supersonic inlet, DSI)来降低正向RCS值，但DSI进气道的压缩效率可能不如原先，影响高速性能。
歼-10B的改进侧重点在缩小正向RCS和航电，而不是飞行性能 鸭翼战斗机气动设计实例简述 近距耦合虽然是新一代鸭翼布局战斗机气动设计概念，但在实际应用上仍应根据作战需求和任务特性进行优化。JAS-39“鸭嘴兽”(Gripen)是最早投产的第三代鸭翼布局战斗机，因为在设计时把短场起降和亚音速机动性列入考虑，所以鸭翼与主翼面积比、翼展比均较大以获得较佳起降能力，主翼后掠角度仅45°，利于亚音速机动性，鸭翼与主翼也没有重叠来降低阻力。数字飞控系统失效时，鸭翼会自动脱离控制随气流偏摆，使气动中心后移，降低不稳定性，保障飞行安全。
“阵风”(Rafale)为降低超音速阻力，鸭翼面积较小且距重心位置近，所以在姿态控制上的作用更多是可变涡流发生器，而不是水平安定面。鸭翼与主翼前缘边条重叠，以降低阻力并充分发挥近距耦合优点。 “台风”(Typhoon)战斗机的前身EAP验证机在试飞时发现如果把鸭翼放在机腹进气道上方附近区域，就会增加跨音速阻力，所以把鸭翼前移至雷达罩后方，在跨音速时可使升力中心前移，减少主翼配平阻力，成为鸭翼气动布局战斗机中主翼与鸭翼间距最大的战斗机，所以也被称为远距耦合(long couple)布局。“台风”在主翼和鸭翼间还安装了条状涡流发生器来强化涡流强度，使鸭翼仍能对主翼气流产生有利干扰，但鸭翼安装在机头在一定程度上将影响空对面任务的视野。 歼-10战斗机基于争夺跨战区制空与国土防空任务理念设计，以文革时期开始研制的鸭翼布局歼-9战斗机基础上发展，依其风洞吹试结果，鸭翼后缘与主翼前缘的垂直与水平距离设为鸭翼翼弦的1/4，获得最佳的阻力与近距耦合效果，机翼前后缘襟翼视飞控需求自动操作，翼身融合与大三角翼布局加大了机内载油量并降低了翼载，从气动设计看歼-10是一种具优异机动性的战斗机。
战术需求的不同导致了这四种鸭翼战斗机的气动布局各具特色 结语 总体而言，鸭翼-三角翼气动布局的超音速阻力低，如能安装高推重比的高性能发动机实时补充转弯损失的能量，那就能同时获得良好的超音速巡航能力与机动性，及较佳的低速瞬间转弯能力。
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