美國高調曝光領先中俄至少60年的武器，國人看完徹底沉默了！

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只有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、工藝材料等方面與俄羅斯展開廣泛而深入的合作。毛子發動機，這個實在沒什麼好說了。只是希望殲-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......

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。

進氣道的總壓恢復直接影響發動機的實際推力，少1%的總壓恢復，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系統，可靠性大為提高，而且原調節系統佔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。

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系列、米格-29系列那種後期強加的矢量推力設計在f-22面前根本就是一坨，不，是兩坨屎一樣的存在。戰鬥機後體長度僅佔全機長度的20~25，但後體阻力卻佔全機阻力的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。

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面大於軸對稱噴管，噴流與冷外流摻和的面積明顯加大，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個方面的作用：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制；使高溫區迅速降溫並將紅外輻射向水平對稱面集中。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就採用了寬高比很大的矩形噴口。