超级军网转飞扬，关于J10的分析！
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/27 18:10:54
]]
]]
]]
]]
枭龙采用常规布局
6）根据公开报道，歼－10和早期的歼－9VI-II有一定的技术继承性。我们知道，歼－9VI-II属于高空高速歼击机。这种飞机采用固定鸭翼设计，主要原因之一就是为了高速配平，为升降副翼卸载，从而减小超音速配平阻力，改善高速性能。作为后继者的歼－10，又同样面临高速拦截的要求和发动机瓶颈的制约，在布局选择上不可避免地会受到前辈的影响。也就是说，歼－10选择近耦鸭式布局，是考虑了高速截击及相关状态下配平和机动的要求的。
在考虑了以上事实之后，笔者有如下推测：歼－10立项的时候，距歼－9下马不过几年时间。将歼－10的定位和歼－9的设计指标相比，再结合中国空军对新一代主战装备的要求，基本可以确定：歼－10降低了对高空高速飞行能力的要求，提高了机动性的要求，并增加了对地攻击能力的要求。要满足高速拦截的要求，正常式边条翼布局对发动机的要求更高，因为超音速阻力（包括配平阻力）相对较大；要满足高机动性要求，正常式边条翼布局和近耦鸭式布局在同等技术水平下表现相当；要满足对地攻击要求（在当时来说主要是载弹量、挂点、低空飞行性能），正常式边条翼布局和近耦鸭式布局各有所长，而且在不明显影响机动性的前提下，这方面要求所占的权重其实是比较小的。考虑到当时中国发动机水平的落后，以及成飞当时在边条翼相关技术储备方面的不足，近耦鸭式布局显然是最能够“以设计方和制造方所掌握的技术，实现使用方的要求”的选择。从投入产出比和技术风险的角度来看，在歼－9技术基础上经过重新设计，结合新开发和引进的技术设备，研制一种新的鸭式飞机来满足空军要求，也是一个非常合理的思路。
雷达罩和前机身横截面
就功能来说，在保证飞行器气动外形前提下，雷达罩应能保证其内部的雷达部件免受任何形式的损伤；同时，雷达罩还应能满足当雷达工作时，罩体的存在基本不影响雷达的探测性能。就气动而言，雷达罩的外形直接影响前机身，并进而影响飞机的气动特性。所以雷达罩的外形实际上是飞机气动特性与雷达罩本身力学、电磁等特性以及雷达罩加工工艺等多方面因素折中的结果。
在雷达罩加工工艺允许的前提下，当雷达电磁特性要求较宽松时，设计人员可以考虑调整雷达罩的外形，使飞机在预定的方面获得更好的性能。YF-16是这方面的典型。由于准备安装的是AN/APQ-159（也就是F-5E的雷达），允许采用椭圆形截面的雷达罩，为该机前机身布置提供了良好条件。得益于此，YF-16才能够将前机身下表面作为进气道预压缩面，改善飞机的进气性能。这一设计带来的其它影响有得有失：大迎角时方向稳定性较好；横向稳定性在中等迎角范围突然失稳；俯仰力矩有上仰趋势；等等。按YF-16的设计要求，这笔账应该是黑字。不过，在YF-16上表现出色的设计不见得就适用于其它飞机。
6）根据公开报道，歼－10和早期的歼－9VI-II有一定的技术继承性。我们知道，歼－9VI-II属于高空高速歼击机。这种飞机采用固定鸭翼设计，主要原因之一就是为了高速配平，为升降副翼卸载，从而减小超音速配平阻力，改善高速性能。作为后继者的歼－10，又同样面临高速拦截的要求和发动机瓶颈的制约，在布局选择上不可避免地会受到前辈的影响。也就是说，歼－10选择近耦鸭式布局，是考虑了高速截击及相关状态下配平和机动的要求的。
在考虑了以上事实之后，笔者有如下推测：歼－10立项的时候，距歼－9下马不过几年时间。将歼－10的定位和歼－9的设计指标相比，再结合中国空军对新一代主战装备的要求，基本可以确定：歼－10降低了对高空高速飞行能力的要求，提高了机动性的要求，并增加了对地攻击能力的要求。要满足高速拦截的要求，正常式边条翼布局对发动机的要求更高，因为超音速阻力（包括配平阻力）相对较大；要满足高机动性要求，正常式边条翼布局和近耦鸭式布局在同等技术水平下表现相当；要满足对地攻击要求（在当时来说主要是载弹量、挂点、低空飞行性能），正常式边条翼布局和近耦鸭式布局各有所长，而且在不明显影响机动性的前提下，这方面要求所占的权重其实是比较小的。考虑到当时中国发动机水平的落后，以及成飞当时在边条翼相关技术储备方面的不足，近耦鸭式布局显然是最能够“以设计方和制造方所掌握的技术，实现使用方的要求”的选择。从投入产出比和技术风险的角度来看，在歼－9技术基础上经过重新设计，结合新开发和引进的技术设备，研制一种新的鸭式飞机来满足空军要求，也是一个非常合理的思路。
雷达罩和前机身横截面
就功能来说，在保证飞行器气动外形前提下，雷达罩应能保证其内部的雷达部件免受任何形式的损伤；同时，雷达罩还应能满足当雷达工作时，罩体的存在基本不影响雷达的探测性能。就气动而言，雷达罩的外形直接影响前机身，并进而影响飞机的气动特性。所以雷达罩的外形实际上是飞机气动特性与雷达罩本身力学、电磁等特性以及雷达罩加工工艺等多方面因素折中的结果。
在雷达罩加工工艺允许的前提下，当雷达电磁特性要求较宽松时，设计人员可以考虑调整雷达罩的外形，使飞机在预定的方面获得更好的性能。YF-16是这方面的典型。由于准备安装的是AN/APQ-159（也就是F-5E的雷达），允许采用椭圆形截面的雷达罩，为该机前机身布置提供了良好条件。得益于此，YF-16才能够将前机身下表面作为进气道预压缩面，改善飞机的进气性能。这一设计带来的其它影响有得有失：大迎角时方向稳定性较好；横向稳定性在中等迎角范围突然失稳；俯仰力矩有上仰趋势；等等。按YF-16的设计要求，这笔账应该是黑字。不过，在YF-16上表现出色的设计不见得就适用于其它飞机。
从公开照片判断，歼－10的雷达罩选择了最常见的正圆（或近似正圆）截面。这种雷达罩的设计、加工都相对简单，但一个显而易见的结果就是前机身下表面很难过渡为一个平面以提供进气整流压缩功能。这也是有些评论认为歼－10设计不如F-16之处。
就这个设计本身来说，F-16的前机身做到了一物多用，的确漂亮。但如果综合考虑对全机的影响，答案就不那么简单了。歼－10当前的圆形横截面前机身对飞机气动方面的影响是介于横椭圆截面和立椭圆界面之间，也就是说好的没那么好，差的方面也没那么差。这对鸭式飞机来说，这种折中的结果不见得是坏事。比如横向稳定性失稳、俯仰力矩上仰，都是放宽静不稳定余度的歼－10必然会面对且必须解决的问题。横椭圆截面前机身设计必然会加大解决问题的难度。换个角度看，假如歼－10实现了F-16那种前机身设计，那么会有哪些收益呢？提高进气性能基本谈不上，因为歼－10本身就采用了多波系可调进气道，效果比之只有前机身一级压缩的F-16更好。减轻进气口结构重量可能性也不大，虽然前机身可以起到一级固定斜板的压缩作用，但取消了一级固定斜板，二级可调斜板装哪里呢？总不能直接铰接在进气唇口上吧。最后一个可能的收益来自大迎角方向稳定性。横椭圆前机身大迎角时方向稳定性较好，因此在垂尾有可能得益于此而减小，从而减小阻力和重量。不过对于歼－10这种重视高速飞行性能的飞机来说，高速段的方向稳定性对垂尾的要求也是比较苛刻的，如果对垂尾面积的要求大于前者，那么这一收益也就不存在了。所以，就歼－10当前的设计来看，采用横椭圆前机身截面并没有带来明显的收益，充其量得失相当。在这一点上和F-16进行比较也就没什么意义了。
大气数据传感器
相对于之前研制的歼击机/歼击轰炸机，歼－10的脑袋上多了几根“刺”，其中既有传统的气动补偿式机头空速管，也有新研制的L形大气数据传感器。虽然看起来并不起眼，但它却是一个振奋人心的标志——这意味着中国航空在大气数据测量与应用方面有了质的提高。
长久以来，中国飞机的大气数据测量技术一直落后于世界先进水平。在国产飞机上，我们最常见到的几种传感器包括：直柄型空速管（歼－7B），带支座的直柄型空速管（歼－7E），气动补偿式机头空速管（歼－8B），还有经常作为备份的L型全压管，但就是没有L型全-静压管。就基本测量原理来说，L型管和前述3种空速管并无差别，只是安装位置有所不同。不难发现，前述3种空速管都是通过支杆将动/静压传感器远远伸出机头之前，以尽可能减少来自机身的干扰——其中气动补偿式机头空速管由于距机身较近，干扰较大，需要通过气动补偿型面来解决。而L型全-静压管是直接装在机身侧面的，干扰因素众多，情况复杂，静压测量误差相当大，已经无法通过气动补偿来解决。要解决静压测量误差问题，就必须综合考虑所有的干扰因素（例如F/A-18在修正静压误差是就需要用到：指示静压、指示全压、自由流静压、局部迎角、局部侧滑角、前缘襟翼位置、后缘襟翼位置、加油管位置、起落架位置等9个参数），即所谓的计算补偿。这不是通过机械转换能够解决的，必须引入计算机系统进行运算处理。此外，L形全-静压管对传感器加工精度、灵敏度等也提出了很高的要求。我国长期以来在大气数据测量技术方面徘徊不前，很大程度上就是因为静压测量技术无法突破。
值得高兴的是，歼－10脑袋上那新研制的L形大气数据传感器清楚地表明：我国静压测量技术已经获得突破，大气数据测量技术从此上了一个新台阶。其实如果从时间上来说，首先应用新型L形大气数据传感器的飞机可能是歼轰－7。该机机头右上方的L形传感器不是传统的L形总压管，考虑到该机传感器配置和功能方面的需求，很可能就是L型全-静压管，在功能上或单独作为备份系统、或和机头气动补偿式空速管互为备份）。
再回头看歼－10。脑袋上这么多根刺，说明一件事：该机配备了大气数据计算机——其实从电传飞控系统的要求来说也是必须配备的，不过这里是从传感器的角度来证实——这些传感器就是针对大气数据计算机的输入数据余度要求设置的。观察传感器配置，我们可以推测：机头气动补偿式空速管至少提供全压、静压两个输入参数；机头外下侧左右对称安装的两个较大的L形传感器提供一对全压、静压参数，加上其对称安装，其测得的静压参数可用于解算侧滑角（飞机侧滑时引起静压参数不对称变化）；机头下侧偏左安装的较小的L形传感器应该就是传统的L形总压管，提供一个全压参数（推测为备份）；机头两侧雷达罩边缘以及右侧机身风挡下方的3个风标式传感器提供3个迎角参数。以上计有全压参数4个，静压参数3个，迎角参数3个。参数数量已满足大气数据传感器至少三余度的要求，但考虑到备份要求，还缺少1个备份静压参数。在机头右侧靠后的那个迎角传感器上方，有一个不明用途的黑色圆形区域，笔者推测可能就是用作备份的机身静压孔阵列。
虽然歼－10在大气数据测量方面进步不小，但是我们也必须看到，其大气数据传感器和第三代歼击机相比仍有不小的差距。外观上最明显的差距就是个头偏大。这主要是L形传感器自身的干扰引起静压测量误差，为了减小干扰只能把杆体做得大一点，以空间换精度。当然，也可以通过改进测量手段、提高加工精度来减小体积——这就是我们接下来需要做的事情。另一个主要差距的外在表现是传感器数量过多。按前面统计，歼－10一共装了8个作用不同的大气数据传感器，而F/A-18只装了2个L形多输出大气数据传感器和2个静压探头就解决了问题。事物的发展总是螺旋型上升的。传感器数量由少到多是个跨越，因为这标志着计算机化的大气数据采集/处理系统的实用化；而传感器数量由多到少则是另一个跨越，因为这标志着大气数据测量手段的进步，测量精度和可靠性的提高，以及系统集成能力的提高。
对歼－10来说，近来有两个好消息：
1）成飞于今年2月份公开推出其与THALES公司合作生产的多功能探头，如果成功应用于歼－10，那它脑袋上的刺就可以少几根了。
2）3月交付巴基斯坦空军的FC-1预生产型已经取消了机头空速管，很多人认为那就是应用多功能探头的结果，笔者以为不然：一是飞机上找不到新探头，二是时间来不及，机头空速管取消更可能是系统集成度提高的结果。
不论如何，这些改进都可能在新批次的歼－10上得到应用，也是值得庆贺的。顺便提一下THALES公司，笔者接触过该公司的一些产品，总体感觉是：设计精巧，集成度高，可维护性好，但就是贵。一个带LED指示灯的按钮，售价近100美元，偏偏还没法分解，LED灯一坏就要换个按钮，家底不那么厚实的用户估计要捶胸泣血了。从这个角度说，装备先进战机的空军其实就是黄金堆出来的。
就这个设计本身来说，F-16的前机身做到了一物多用，的确漂亮。但如果综合考虑对全机的影响，答案就不那么简单了。歼－10当前的圆形横截面前机身对飞机气动方面的影响是介于横椭圆截面和立椭圆界面之间，也就是说好的没那么好，差的方面也没那么差。这对鸭式飞机来说，这种折中的结果不见得是坏事。比如横向稳定性失稳、俯仰力矩上仰，都是放宽静不稳定余度的歼－10必然会面对且必须解决的问题。横椭圆截面前机身设计必然会加大解决问题的难度。换个角度看，假如歼－10实现了F-16那种前机身设计，那么会有哪些收益呢？提高进气性能基本谈不上，因为歼－10本身就采用了多波系可调进气道，效果比之只有前机身一级压缩的F-16更好。减轻进气口结构重量可能性也不大，虽然前机身可以起到一级固定斜板的压缩作用，但取消了一级固定斜板，二级可调斜板装哪里呢？总不能直接铰接在进气唇口上吧。最后一个可能的收益来自大迎角方向稳定性。横椭圆前机身大迎角时方向稳定性较好，因此在垂尾有可能得益于此而减小，从而减小阻力和重量。不过对于歼－10这种重视高速飞行性能的飞机来说，高速段的方向稳定性对垂尾的要求也是比较苛刻的，如果对垂尾面积的要求大于前者，那么这一收益也就不存在了。所以，就歼－10当前的设计来看，采用横椭圆前机身截面并没有带来明显的收益，充其量得失相当。在这一点上和F-16进行比较也就没什么意义了。
大气数据传感器
相对于之前研制的歼击机/歼击轰炸机，歼－10的脑袋上多了几根“刺”，其中既有传统的气动补偿式机头空速管，也有新研制的L形大气数据传感器。虽然看起来并不起眼，但它却是一个振奋人心的标志——这意味着中国航空在大气数据测量与应用方面有了质的提高。
长久以来，中国飞机的大气数据测量技术一直落后于世界先进水平。在国产飞机上，我们最常见到的几种传感器包括：直柄型空速管（歼－7B），带支座的直柄型空速管（歼－7E），气动补偿式机头空速管（歼－8B），还有经常作为备份的L型全压管，但就是没有L型全-静压管。就基本测量原理来说，L型管和前述3种空速管并无差别，只是安装位置有所不同。不难发现，前述3种空速管都是通过支杆将动/静压传感器远远伸出机头之前，以尽可能减少来自机身的干扰——其中气动补偿式机头空速管由于距机身较近，干扰较大，需要通过气动补偿型面来解决。而L型全-静压管是直接装在机身侧面的，干扰因素众多，情况复杂，静压测量误差相当大，已经无法通过气动补偿来解决。要解决静压测量误差问题，就必须综合考虑所有的干扰因素（例如F/A-18在修正静压误差是就需要用到：指示静压、指示全压、自由流静压、局部迎角、局部侧滑角、前缘襟翼位置、后缘襟翼位置、加油管位置、起落架位置等9个参数），即所谓的计算补偿。这不是通过机械转换能够解决的，必须引入计算机系统进行运算处理。此外，L形全-静压管对传感器加工精度、灵敏度等也提出了很高的要求。我国长期以来在大气数据测量技术方面徘徊不前，很大程度上就是因为静压测量技术无法突破。
值得高兴的是，歼－10脑袋上那新研制的L形大气数据传感器清楚地表明：我国静压测量技术已经获得突破，大气数据测量技术从此上了一个新台阶。其实如果从时间上来说，首先应用新型L形大气数据传感器的飞机可能是歼轰－7。该机机头右上方的L形传感器不是传统的L形总压管，考虑到该机传感器配置和功能方面的需求，很可能就是L型全-静压管，在功能上或单独作为备份系统、或和机头气动补偿式空速管互为备份）。
再回头看歼－10。脑袋上这么多根刺，说明一件事：该机配备了大气数据计算机——其实从电传飞控系统的要求来说也是必须配备的，不过这里是从传感器的角度来证实——这些传感器就是针对大气数据计算机的输入数据余度要求设置的。观察传感器配置，我们可以推测：机头气动补偿式空速管至少提供全压、静压两个输入参数；机头外下侧左右对称安装的两个较大的L形传感器提供一对全压、静压参数，加上其对称安装，其测得的静压参数可用于解算侧滑角（飞机侧滑时引起静压参数不对称变化）；机头下侧偏左安装的较小的L形传感器应该就是传统的L形总压管，提供一个全压参数（推测为备份）；机头两侧雷达罩边缘以及右侧机身风挡下方的3个风标式传感器提供3个迎角参数。以上计有全压参数4个，静压参数3个，迎角参数3个。参数数量已满足大气数据传感器至少三余度的要求，但考虑到备份要求，还缺少1个备份静压参数。在机头右侧靠后的那个迎角传感器上方，有一个不明用途的黑色圆形区域，笔者推测可能就是用作备份的机身静压孔阵列。
虽然歼－10在大气数据测量方面进步不小，但是我们也必须看到，其大气数据传感器和第三代歼击机相比仍有不小的差距。外观上最明显的差距就是个头偏大。这主要是L形传感器自身的干扰引起静压测量误差，为了减小干扰只能把杆体做得大一点，以空间换精度。当然，也可以通过改进测量手段、提高加工精度来减小体积——这就是我们接下来需要做的事情。另一个主要差距的外在表现是传感器数量过多。按前面统计，歼－10一共装了8个作用不同的大气数据传感器，而F/A-18只装了2个L形多输出大气数据传感器和2个静压探头就解决了问题。事物的发展总是螺旋型上升的。传感器数量由少到多是个跨越，因为这标志着计算机化的大气数据采集/处理系统的实用化；而传感器数量由多到少则是另一个跨越，因为这标志着大气数据测量手段的进步，测量精度和可靠性的提高，以及系统集成能力的提高。
对歼－10来说，近来有两个好消息：
1）成飞于今年2月份公开推出其与THALES公司合作生产的多功能探头，如果成功应用于歼－10，那它脑袋上的刺就可以少几根了。
2）3月交付巴基斯坦空军的FC-1预生产型已经取消了机头空速管，很多人认为那就是应用多功能探头的结果，笔者以为不然：一是飞机上找不到新探头，二是时间来不及，机头空速管取消更可能是系统集成度提高的结果。
不论如何，这些改进都可能在新批次的歼－10上得到应用，也是值得庆贺的。顺便提一下THALES公司，笔者接触过该公司的一些产品，总体感觉是：设计精巧，集成度高，可维护性好，但就是贵。一个带LED指示灯的按钮，售价近100美元，偏偏还没法分解，LED灯一坏就要换个按钮，家底不那么厚实的用户估计要捶胸泣血了。从这个角度说，装备先进战机的空军其实就是黄金堆出来的。
根据照片估算，歼－10的正前方下视角介于苏－27和F-16之间，在中国空军现役歼击机中高居榜首。
正前方下视角能够超过苏－27实在不容易——虽然苏－27机头明显下垂，但其实仍未达到前苏联歼击机下视角的相关标准。歼－10能够取得这样不错的视界，一是得益于飞行员座椅高度提高（但仍不及F-16，这也是歼－10下视角不如F-16的主因），二是由于机头有一定幅度的下垂（如果取消下垂估算下视角可能会小1～2°），三是座舱前的机头长度相对较短（只是相对苏－27而言，其实和F-16差不多）。
这些改进看似独立，实则牵一发而动全身，并不是轻易可以取得的。
要抬高飞行员座椅，首先要解决的就是风挡强度问题。座椅提高，风挡迎风面积加大，气动压力加大。特别是歼－10低空最大表速设计指标相当高（国产飞机低空最大表速纪录也是它创下的），对风挡要求更高。如果风挡强度不足，没达到那个速度风挡就已经报销了。其次，风挡迎风面积加大，相应阻力也会增大，尤其是超音速阻力，在发动机推力一定的情况下，必须要对视界和飞行性能作一个折中。第三，飞行员座椅提高必然导致座舱增大，这会引起飞机方向稳定性下降，必须加以补偿（典型措施是加大垂尾面积或增加腹鳍），而由此引起的重量和阻力增量则是必然要付出的代价。
要实现机头下垂设计，就要付出零升俯仰力矩增大的代价。超音速时零升俯仰力矩严重影响飞机的配平阻力，要实现机头下垂又要强调高速性能的飞机，必须保证发动机有足够的推力克服由此而来的阻力增量。当然，机头下垂还将对飞机性能带来其它方面的影响，不过由于歼－10机头下垂量不大，这些影响也相对有限。
至于座舱前的机头长度，很大程度上受雷达的影响，再深入一点说是受雷达相关电子技术水平的影响。技术水平一定的情况下，要获得更远的探测距离，最直接的办法就是加大雷达天线——机头长度、直径自然也就跟着水涨船高。当视界需求与雷达需求发生矛盾的时候，设计人员就必须权衡轻重加以取舍——通常视界都是输家。
歼－10的上半球视界也不错，从公开照片推测，上半球视角在300°以上。座舱盖隔框上呈“品”字形布置有3面后视镜，用于辅助观察。其实后视镜与其说是辅助监控盲区，不如说警示的作用更大一些。对于空战格斗双方来说，除非一方已经取得压倒性优势，否则都会有较大的视线角速度，即使出现在后视镜也是一闪即逝，唯一作用在于让飞行员确定下一个搜索区域时更有目的性。当然，如果目标长时间稳定在你的后视镜内，又处于武器有效射程，那么你只剩两件事可以做：一，祈祷座舱不要被打到；二，准备跳伞。
生产型歼－10在座舱盖后紧接一个低矮狭长的背脊，一直延伸到垂尾根部。或有看法认为，背脊沿袭自二代机，属于“落后”设计。窃以为不然。背脊的作用，可以在飞机横截面积增加有限的情况下提供更多的容积，尤其适合布置管线及其它小体积设备；气动方面，背脊可以缓和座舱盖后飞机横截面积变化，有利于减小阻力。不过，和其它飞机不同的是，歼－10的背脊出现是个渐变的过程。早期原型机的背脊自机身中部刀状天线处开始隆起并延伸至垂尾；后期原型机的背脊则向前延伸连接座舱盖后部；生产型的背脊在紧靠座舱盖后部位置又多了一个白色整流罩（此处背脊似有加宽），显然有新增设备。从变化情况推测，早期背脊修改可能是出于整流减阻的考虑，生产型的变化则是对富余空间的再利用而已。
进气系统和发动机
正前方下视角能够超过苏－27实在不容易——虽然苏－27机头明显下垂，但其实仍未达到前苏联歼击机下视角的相关标准。歼－10能够取得这样不错的视界，一是得益于飞行员座椅高度提高（但仍不及F-16，这也是歼－10下视角不如F-16的主因），二是由于机头有一定幅度的下垂（如果取消下垂估算下视角可能会小1～2°），三是座舱前的机头长度相对较短（只是相对苏－27而言，其实和F-16差不多）。
这些改进看似独立，实则牵一发而动全身，并不是轻易可以取得的。
要抬高飞行员座椅，首先要解决的就是风挡强度问题。座椅提高，风挡迎风面积加大，气动压力加大。特别是歼－10低空最大表速设计指标相当高（国产飞机低空最大表速纪录也是它创下的），对风挡要求更高。如果风挡强度不足，没达到那个速度风挡就已经报销了。其次，风挡迎风面积加大，相应阻力也会增大，尤其是超音速阻力，在发动机推力一定的情况下，必须要对视界和飞行性能作一个折中。第三，飞行员座椅提高必然导致座舱增大，这会引起飞机方向稳定性下降，必须加以补偿（典型措施是加大垂尾面积或增加腹鳍），而由此引起的重量和阻力增量则是必然要付出的代价。
要实现机头下垂设计，就要付出零升俯仰力矩增大的代价。超音速时零升俯仰力矩严重影响飞机的配平阻力，要实现机头下垂又要强调高速性能的飞机，必须保证发动机有足够的推力克服由此而来的阻力增量。当然，机头下垂还将对飞机性能带来其它方面的影响，不过由于歼－10机头下垂量不大，这些影响也相对有限。
至于座舱前的机头长度，很大程度上受雷达的影响，再深入一点说是受雷达相关电子技术水平的影响。技术水平一定的情况下，要获得更远的探测距离，最直接的办法就是加大雷达天线——机头长度、直径自然也就跟着水涨船高。当视界需求与雷达需求发生矛盾的时候，设计人员就必须权衡轻重加以取舍——通常视界都是输家。
歼－10的上半球视界也不错，从公开照片推测，上半球视角在300°以上。座舱盖隔框上呈“品”字形布置有3面后视镜，用于辅助观察。其实后视镜与其说是辅助监控盲区，不如说警示的作用更大一些。对于空战格斗双方来说，除非一方已经取得压倒性优势，否则都会有较大的视线角速度，即使出现在后视镜也是一闪即逝，唯一作用在于让飞行员确定下一个搜索区域时更有目的性。当然，如果目标长时间稳定在你的后视镜内，又处于武器有效射程，那么你只剩两件事可以做：一，祈祷座舱不要被打到；二，准备跳伞。
生产型歼－10在座舱盖后紧接一个低矮狭长的背脊，一直延伸到垂尾根部。或有看法认为，背脊沿袭自二代机，属于“落后”设计。窃以为不然。背脊的作用，可以在飞机横截面积增加有限的情况下提供更多的容积，尤其适合布置管线及其它小体积设备；气动方面，背脊可以缓和座舱盖后飞机横截面积变化，有利于减小阻力。不过，和其它飞机不同的是，歼－10的背脊出现是个渐变的过程。早期原型机的背脊自机身中部刀状天线处开始隆起并延伸至垂尾；后期原型机的背脊则向前延伸连接座舱盖后部；生产型的背脊在紧靠座舱盖后部位置又多了一个白色整流罩（此处背脊似有加宽），显然有新增设备。从变化情况推测，早期背脊修改可能是出于整流减阻的考虑，生产型的变化则是对富余空间的再利用而已。
进气系统和发动机
如我们所知，可调超音速进气道对于最大M数在1.8以下的歼击机而言意义不大，反而增大了重量和结构复杂性。所以对飞机高速性能没有特别要求的歼击机一般多采用固定式进气道。F-16是强调格斗空战而放弃了高速要求，虽然按照正激波进气道设计，但由于前机身的预压作用，在一定程度上接近二波系进气道。EF2000强调超音速截击和机动性，为减轻重量，采用固定斜板＋可调下唇口构形，实际上是一种折中设计。F-22则应用了先进的CARET进气道设计，一方面考虑隐形要求，一方面减轻重量和复杂性，比较适合其典型的超巡状态。
歼－10则采用了多波系可调超音速进气道。自第三代歼击机问世以来，以单发中型歼击机而采用可调超音速进气道设计的，并不多见。不惜增大重量、采用复杂操纵机构，以期重点改善M1.8以上飞行性能的设计，除了用户强调高速飞行性能外没有其它解释——这也从一方面证实了歼－10定位中为兼有高速拦截性能歼击机的判断。在第三代中型战机中，只有幻影2000和米格－29具有与之类似的设计特点。而当年我们对幻影2000评价较高之处也恰恰在高速飞行性能方面。
从公开照片看，歼－10进气口压缩斜板上至少有一道铰链线，这意味着其进气道至少是三波系设计：铰链线前为一级固定斜板，之后为二级可调斜板，共产生两道斜激波，加上喉道处一道正激波，构成三波系压缩。当然，不排除压缩斜板上可能还有一道铰链线，即采用四波系设计的可能。不过以笔者的角度看，假如真要按四波系设计进气道，留给三级斜板的空间已经不多，可能性较小。
虽然前机身下表面的附面层已经通过附面层隔道排除于进气口之外，但压缩斜板上同样会形成附面层。这里正好是激波形成面，为避免发生激波－附面层干扰分离，必须在压缩斜板上采取某种附面层排除措施。从照片看，一级斜板上没有采取附面层排除措施，但铰链线处具有较大缝隙，不排除从此处抽吸一级斜板附面层的可能；二级斜板上则有明显的6列多行附面层抽吸缝（或抽吸孔阵列）。然后，来自压缩斜板的附面层经由进气口两侧的鳃状排放槽排出。为避免异物通过附面层排放槽进入进气道内，歼－10停机状态多会加盖盖板作为防护措施——这就是我们在多数公开照片上看到歼－10进气道两侧有三角形红色盖板的由来。航空报曾经有一幅照片，透露了歼－10进气口的细节。照片上，附面层排放槽并不是今天所见的鳃状，而更像是多孔式设计。从进气道上方加强支撑结构弦向仍平行飞机纵轴的特点来看，该机很可能就是歼－10第01架原型机。结合附面层排放槽的蒙皮呈扭曲状、后来的歼－10第01架原型机照片上附面层排放槽改为鳃状设计等信息推测，可能多孔式设计是最早的附面层排放槽设计，但试飞结果不尽人意，遂改为现在的鳃状设计。
在了解了以上信息后，我们可以知道：歼－10进气道前部上表面、两侧壁和压缩斜板共同组成一个扁平狭长的空心结构，并且为了排除附面层而导致前部无法与机身结构连接。这样一个结构不利于受力，但要采用水平压缩斜板，就必须解决其受力问题。为避免进气道前部形变超过限制甚至发生颤振，在进气道构形不变的前提下，途径有三：
一，采用新型材料，以确保进气口受力部件的强度和刚度；
二，采用现有材料，不惜增大重量来确保进气口受力部件的强度和刚度；
三，改变受力设计，加上辅助结构，减小受力部件对强度和刚度的要求，以保证在现有条件下可以满足之。相比之下，途径一更适合于作为预研项目，有利于长远发展，但对于单个飞机型号而言效费比较低；途径二最直接，但重量代价最大；途径三对设计功底要求高，而且如果辅助结构外露会对飞机RCS带来不利影响。
歼－10则采用了多波系可调超音速进气道。自第三代歼击机问世以来，以单发中型歼击机而采用可调超音速进气道设计的，并不多见。不惜增大重量、采用复杂操纵机构，以期重点改善M1.8以上飞行性能的设计，除了用户强调高速飞行性能外没有其它解释——这也从一方面证实了歼－10定位中为兼有高速拦截性能歼击机的判断。在第三代中型战机中，只有幻影2000和米格－29具有与之类似的设计特点。而当年我们对幻影2000评价较高之处也恰恰在高速飞行性能方面。
从公开照片看，歼－10进气口压缩斜板上至少有一道铰链线，这意味着其进气道至少是三波系设计：铰链线前为一级固定斜板，之后为二级可调斜板，共产生两道斜激波，加上喉道处一道正激波，构成三波系压缩。当然，不排除压缩斜板上可能还有一道铰链线，即采用四波系设计的可能。不过以笔者的角度看，假如真要按四波系设计进气道，留给三级斜板的空间已经不多，可能性较小。
虽然前机身下表面的附面层已经通过附面层隔道排除于进气口之外，但压缩斜板上同样会形成附面层。这里正好是激波形成面，为避免发生激波－附面层干扰分离，必须在压缩斜板上采取某种附面层排除措施。从照片看，一级斜板上没有采取附面层排除措施，但铰链线处具有较大缝隙，不排除从此处抽吸一级斜板附面层的可能；二级斜板上则有明显的6列多行附面层抽吸缝（或抽吸孔阵列）。然后，来自压缩斜板的附面层经由进气口两侧的鳃状排放槽排出。为避免异物通过附面层排放槽进入进气道内，歼－10停机状态多会加盖盖板作为防护措施——这就是我们在多数公开照片上看到歼－10进气道两侧有三角形红色盖板的由来。航空报曾经有一幅照片，透露了歼－10进气口的细节。照片上，附面层排放槽并不是今天所见的鳃状，而更像是多孔式设计。从进气道上方加强支撑结构弦向仍平行飞机纵轴的特点来看，该机很可能就是歼－10第01架原型机。结合附面层排放槽的蒙皮呈扭曲状、后来的歼－10第01架原型机照片上附面层排放槽改为鳃状设计等信息推测，可能多孔式设计是最早的附面层排放槽设计，但试飞结果不尽人意，遂改为现在的鳃状设计。
在了解了以上信息后，我们可以知道：歼－10进气道前部上表面、两侧壁和压缩斜板共同组成一个扁平狭长的空心结构，并且为了排除附面层而导致前部无法与机身结构连接。这样一个结构不利于受力，但要采用水平压缩斜板，就必须解决其受力问题。为避免进气道前部形变超过限制甚至发生颤振，在进气道构形不变的前提下，途径有三：
一，采用新型材料，以确保进气口受力部件的强度和刚度；
二，采用现有材料，不惜增大重量来确保进气口受力部件的强度和刚度；
三，改变受力设计，加上辅助结构，减小受力部件对强度和刚度的要求，以保证在现有条件下可以满足之。相比之下，途径一更适合于作为预研项目，有利于长远发展，但对于单个飞机型号而言效费比较低；途径二最直接，但重量代价最大；途径三对设计功底要求高，而且如果辅助结构外露会对飞机RCS带来不利影响。
从歼－10的设计来看，设计人员显然是采用了途径三来解决进气道前部受力问题。6个“工”字型支撑结构将进气道上表面与前机身承力框连接在一起，进气道前部所承受的相当一部分作用力通过支撑结构直接传递给机身承力结构，受力环境大为改善。很多人将歼－10进气道与F-16、EF2000相比，认为同样是腹部进气道而只有歼－10有加强结构，显然水平不如后两者。这种说法完全忽略了后两者的进气道前部结构与歼－10的差异。F-16没有压缩斜板，进气道上唇口前伸少许作为附面层隔板，又是实心结构，受力、传力要求要简单得多。EF2000进气道前部结构和歼－10有些类似，但最大差别是其弧形结构的压缩斜板，这种结构在受力方面相对有利，可以说设计人员也是采用了前述第三种途径来解决受力问题。不过这种设计更像是渐变改进的结果——对比EF2000的验证机EAP，我们就会发现其进气道前部结构与歼－10极其相似：同样的水平斜板，同样的加强支撑结构。EF2000最终演变成现在的设计，固然省掉了支撑结构，不过后果就是无法采用活动水平斜板进行调节——这与其原始设计并不相悖，所以可行，但歼－10却无法采用同类设计。
也有看法认为，歼－10进气道上部那6个“工”字型结构其弦向并不平行于飞机纵轴，所以可能是某种用途的天线。其实只要看看歼－10第01架原型机的照片就可以知道，那6个“工”字型结构的弦向最初设计就是平行于飞机纵轴的。就直观来看，弦向平行于飞机纵轴应该具有最小阻力，但附面层隔道斜板的存在使得附面层流向并非平行于飞机纵轴——笔者推测，正是这个原因使得后两排4个“工”字型结构的弦向改为与飞机纵轴成不等夹角，以适应附面层的流向，不致在此处产生紊流。这种设计也非罕见，米格I.44的进气道上部也有类似的斜置支撑结构。
在歼－10进气道右侧壁，航行灯后下方有一个L型传感器。在歼－8B飞机前机身右侧进气道前方我们可以看到类似的传感器。这是L形总压管，但不是为空速表等设备提供总压数据，而是为进气道压缩斜板调节机构提供数据的——歼－8B的进气道调节机制师承米格－23，压缩斜板偏转角是总压比的函数，这个L形总压管就是用于提供其中一个总压参数。现在，同样的设备出现在歼－10上，笔者推测，可能歼－10也沿袭了同样的进气道调节机制。若此推测不错，那么这个总压管的出现，还说明另一个问题：歼－10的数据综合处理可能仅限于飞控系统范围内，而距飞控－推力系统一体化还有一段距离，距飞控－推力－火控系统一体化的远景就更加遥远。理由很简单，歼－10已有多个大气数据传感器，如果已实现飞－推控制一体化，那么一个总压数据的共享就毫无问题。既然要独立设置一个总压管来获取参数，那就意味着至少在这两个系统间的数据交联共享仍未实现。不过，笔者的朋友对此持不同看法。朋友以为，在有数据共享的条件下，设计方仍有可能出于成本、进度等因素的影响而采取放弃数据共享、增设传感器的方法来获取数据，因此仅凭多一套传感器而推断无数据共享理由不足。此说亦有道理，因此记录于此供同好参考。
从正面照片可以看到，歼－10进气道从进气口开始就急剧向上弯曲。就可见部分而言，其弯曲幅度明显大于F-16、EF2000，这也是有些评论称歼－10在设计上强调隐身、采用S形进气道的缘由。我们知道EF2000是欧洲第一种对飞机前向RCS提出控制目标的歼击机，该机进气道尚且不需要这么大的弯曲度，歼－10采用这样的设计又为了什么呢？要么为了更好地衰减来自压气机的二次反射波，要么就是另有原因。对于第一种可能性的答案是否定的，因为隐身设计是对全机综合考虑的结构，在机身外部仍有多个进气管道和孔洞的情况下（空腔对RCS的贡献远比想象中大），却花大力气处理压气机的二次反射波，这样其实得不偿失。所以，歼－10的这种进气道设计在客观上有助于减少前向RCS，但其初衷却不是为了隐身。不过，不管目的如何，这样的设计带来的一个后果就是总压损失——而这直接影响到发动机的性能。我们知道苏－27的进气道并没有采用S形设计，并且采用了四波系可调进气道，那么在双方水平相当的情况下，即使歼－10也采用了四波系进气道设计，AL-31F的装机推力也会比在苏－27上小。有公开报道提及歼－10试飞碰到一些问题，虽未明言，但从其改进措施来看都是减小飞机零升阻力的，针对的应该是大马赫数飞行——这些问题恐怕与进气道这种设计不无关系。
也有看法认为，歼－10进气道上部那6个“工”字型结构其弦向并不平行于飞机纵轴，所以可能是某种用途的天线。其实只要看看歼－10第01架原型机的照片就可以知道，那6个“工”字型结构的弦向最初设计就是平行于飞机纵轴的。就直观来看，弦向平行于飞机纵轴应该具有最小阻力，但附面层隔道斜板的存在使得附面层流向并非平行于飞机纵轴——笔者推测，正是这个原因使得后两排4个“工”字型结构的弦向改为与飞机纵轴成不等夹角，以适应附面层的流向，不致在此处产生紊流。这种设计也非罕见，米格I.44的进气道上部也有类似的斜置支撑结构。
在歼－10进气道右侧壁，航行灯后下方有一个L型传感器。在歼－8B飞机前机身右侧进气道前方我们可以看到类似的传感器。这是L形总压管，但不是为空速表等设备提供总压数据，而是为进气道压缩斜板调节机构提供数据的——歼－8B的进气道调节机制师承米格－23，压缩斜板偏转角是总压比的函数，这个L形总压管就是用于提供其中一个总压参数。现在，同样的设备出现在歼－10上，笔者推测，可能歼－10也沿袭了同样的进气道调节机制。若此推测不错，那么这个总压管的出现，还说明另一个问题：歼－10的数据综合处理可能仅限于飞控系统范围内，而距飞控－推力系统一体化还有一段距离，距飞控－推力－火控系统一体化的远景就更加遥远。理由很简单，歼－10已有多个大气数据传感器，如果已实现飞－推控制一体化，那么一个总压数据的共享就毫无问题。既然要独立设置一个总压管来获取参数，那就意味着至少在这两个系统间的数据交联共享仍未实现。不过，笔者的朋友对此持不同看法。朋友以为，在有数据共享的条件下，设计方仍有可能出于成本、进度等因素的影响而采取放弃数据共享、增设传感器的方法来获取数据，因此仅凭多一套传感器而推断无数据共享理由不足。此说亦有道理，因此记录于此供同好参考。
从正面照片可以看到，歼－10进气道从进气口开始就急剧向上弯曲。就可见部分而言，其弯曲幅度明显大于F-16、EF2000，这也是有些评论称歼－10在设计上强调隐身、采用S形进气道的缘由。我们知道EF2000是欧洲第一种对飞机前向RCS提出控制目标的歼击机，该机进气道尚且不需要这么大的弯曲度，歼－10采用这样的设计又为了什么呢？要么为了更好地衰减来自压气机的二次反射波，要么就是另有原因。对于第一种可能性的答案是否定的，因为隐身设计是对全机综合考虑的结构，在机身外部仍有多个进气管道和孔洞的情况下（空腔对RCS的贡献远比想象中大），却花大力气处理压气机的二次反射波，这样其实得不偿失。所以，歼－10的这种进气道设计在客观上有助于减少前向RCS，但其初衷却不是为了隐身。不过，不管目的如何，这样的设计带来的一个后果就是总压损失——而这直接影响到发动机的性能。我们知道苏－27的进气道并没有采用S形设计，并且采用了四波系可调进气道，那么在双方水平相当的情况下，即使歼－10也采用了四波系进气道设计，AL-31F的装机推力也会比在苏－27上小。有公开报道提及歼－10试飞碰到一些问题，虽未明言，但从其改进措施来看都是减小飞机零升阻力的，针对的应该是大马赫数飞行——这些问题恐怕与进气道这种设计不无关系。
关于歼－10的发动机，这些年来进口AL-31FN的报道不断，无论从报道还是从照片来看，现在的歼－10采用AL-31FN这种俄制发动机是确定无疑的。不过对于歼－10原型机的发动机，却另有说法。笔者以为：就目前所见的原型机照片来看，其尾喷口特征和AL-31FN非常相似，而不同于“太行”发动机；就工程管理的角度来说，“太行”在2006年珠海航展上才正式宣布定型，其进度远远赶不上歼－10的试飞进度，而将一种未定型的发动机用于新机试飞是不可想象的——当年T-10试飞时AL-31尚未定型，早期原型机使用的是AL-21发动机。由此推断，“太行”装歼－10原型机的可能性微乎其微。
最近有报道指出，成飞正在全力以赴保障重点型号。就笔者个人推测，不排除这个“重点型号”就是装“太行”的歼－10的可能性。其实无论是从促进中国航空工业发展的大局出发，还是从保障空军战备的角度来看，歼－10换装国产“太行”是势在必行的。作为中国未来相当一段时间的主战飞机，如果始终依赖外国供应发动机，无论如何是说不过去的。但是，“太行”要想成为歼－10的首选发动机，还有些问题需要解决。前面曾提到，为了解决试飞中遇到的一些问题，歼－10自06架原型机开始采取了一些改进措施以减小零升阻力，其中重要的一条是：减小后机身直径，以致自06架以后的歼－10都只能容纳AL-31FN，而无法装下“太行”。这就意味着如果要安装“太行”，歼－10就要恢复原来的后机身设计，相应的阻力也会增大。如果“太行”在相应状态下的推力超过AL-31FN，使得飞行性能至少不下降，而其它方面没有大的问题，那么“太行”装机就是铁板钉钉；但反过来，如果“太行”推力仅仅和AL-31FN相当甚至逊于对手，必然引起飞行性能下降，其下降幅度和空军能够接受的底线将决定“太行”能否成为歼－10的首选发动机。根据目前的报道，“太行”的地面静推力略大于AL-31FN，这算是个好消息，但对于其推力曲线外界仍然一无所知，一切将决定于最终的试飞结果。
歼－10的发动机将加装推力矢量喷管是一个流传了很久的传说。有种看法认为，歼－10不适合采用推力矢量喷管，因为其尾撑和垂尾根部整流罩阻挡了矢量喷管的偏转。为此，笔者特意在2006年珠海航展上仔细观察了带推力矢量喷管的AL-31F模型，特别是其喷管的偏转范围。根据笔者观察所得，结合已有的歼－10照片，笔者认为：尾撑对矢量喷管左右偏转没有影响；早期原型机的垂尾根部整流罩对矢量喷管向上没有影响，生产型因垂尾根部整流罩略有下垂，如果喷管处于扩散状态向上全偏转，可能会有冲突——但整流罩的设计并非是影响重大而完全不可修改的。所以，如果从歼－10后体设计来看，并没有可以迫使设计人员放弃推力矢量喷管的决定性因素。
最近有报道指出，成飞正在全力以赴保障重点型号。就笔者个人推测，不排除这个“重点型号”就是装“太行”的歼－10的可能性。其实无论是从促进中国航空工业发展的大局出发，还是从保障空军战备的角度来看，歼－10换装国产“太行”是势在必行的。作为中国未来相当一段时间的主战飞机，如果始终依赖外国供应发动机，无论如何是说不过去的。但是，“太行”要想成为歼－10的首选发动机，还有些问题需要解决。前面曾提到，为了解决试飞中遇到的一些问题，歼－10自06架原型机开始采取了一些改进措施以减小零升阻力，其中重要的一条是：减小后机身直径，以致自06架以后的歼－10都只能容纳AL-31FN，而无法装下“太行”。这就意味着如果要安装“太行”，歼－10就要恢复原来的后机身设计，相应的阻力也会增大。如果“太行”在相应状态下的推力超过AL-31FN，使得飞行性能至少不下降，而其它方面没有大的问题，那么“太行”装机就是铁板钉钉；但反过来，如果“太行”推力仅仅和AL-31FN相当甚至逊于对手，必然引起飞行性能下降，其下降幅度和空军能够接受的底线将决定“太行”能否成为歼－10的首选发动机。根据目前的报道，“太行”的地面静推力略大于AL-31FN，这算是个好消息，但对于其推力曲线外界仍然一无所知，一切将决定于最终的试飞结果。
歼－10的发动机将加装推力矢量喷管是一个流传了很久的传说。有种看法认为，歼－10不适合采用推力矢量喷管，因为其尾撑和垂尾根部整流罩阻挡了矢量喷管的偏转。为此，笔者特意在2006年珠海航展上仔细观察了带推力矢量喷管的AL-31F模型，特别是其喷管的偏转范围。根据笔者观察所得，结合已有的歼－10照片，笔者认为：尾撑对矢量喷管左右偏转没有影响；早期原型机的垂尾根部整流罩对矢量喷管向上没有影响，生产型因垂尾根部整流罩略有下垂，如果喷管处于扩散状态向上全偏转，可能会有冲突——但整流罩的设计并非是影响重大而完全不可修改的。所以，如果从歼－10后体设计来看，并没有可以迫使设计人员放弃推力矢量喷管的决定性因素。
笔者说近期内歼－10不会采用推力矢量喷管，其实另有它因。我国航空工业对推力矢量喷管的研究不算短，不过进展如何尚不为人知。至少到目前为止没有国产推力矢量喷管实用化的报道。如果要尽快装上矢量喷管，有三条路：一，“太行”装机成功后配装国产矢量喷管；二，“太行”配装俄罗斯矢量喷管；三，直接安装AL-31矢推型。就技术成熟度来说，途径三风险最小，但必然会对国产发动机的推广应用带来一定的冲击。但如果从效费比的角度来看，前述三条路都是不可取的。矢量推力喷管要想发挥最大作用，就必须在飞控系统控制律中整合对发动机各项状态的控制。否则，发动机推力轴线偏转不但不能带来预期的收益，甚至可能导致飞机超出安全飞行包线，结果根本是得不偿失。遗憾的是，前文曾提及，歼－10目前可能并未实现飞控－推进系统一体化。还有一点，发动机推力轴线偏转所带来的影响并不仅仅是某个轴上的控制力矩，很可能对飞机后体流场产生严重而意想不到的影响，并可能导致飞机控制律的修改。我国对这方面的影响到底进行了多少研究尚不得而知，唯一可以确定的是，由于没有推力矢量发动机，所以我们还没有进行这方面的验证机试飞。在这种情况下要在一种实用歼击机上安装推力矢量喷管，至少是不谨慎的。
起落架系统
对于多数航迷来说，起落架往往是被忽视的部件。不过歼－10的起落架系统实在是非常有意思，如果我们仔细观察会得到很多信息。
就总体布置而言，歼－10的起落架采用前三点式布局，双前轮支柱式前起落架置于腹部进气口之后，向后收起；窄轮距单轮支柱式主起落架呈外八字布置，向前向内收起。就此而言，和常规歼击机相比无甚特别之处。只是多数看法以为，由于采用腹部进气道，前起承力设计多有不便，因此如果歼－10要改装上舰的话会在前起方面上付出较大的重量代价——这一点后面再说。
歼－10的前起落架有三处需要特别注意之处。
第一，前起落架舱门的变化。早期原型机的前起落架舱门为最常见的两片式对开结构，但生产型的则改为三片式品字形布置，前舱门与前起落架支柱联动，向后关闭，后面两个舱门仍为对开结构。根据公开报道，歼－10曾在大表速试飞中发生前起落架舱门撕裂的事故，前起舱门的改进应该就是针对这次事故的。对于前起舱门如此修改的原因，笔者看法如下：前起落架舱所在的机身下表面并非一个平面，简化来看就是一个倾斜平面和一个水平平面在前起落架舱前部范围内相交，所以早期两片对开式舱门也不是单纯的平面结构，而是在前部带有一定弯折——这一点从早期原型机的正面照片上可以看出。为了保证舱门开关，舱门铰接点只能在后部平直段，对于舱门这样一个狭长片状物体来说，前部刚度可能不足，在强大外力作用下会产生形变。当歼－10大表速试飞时，进气口之后的倾斜面促使气流再次加速，形成强大负压，引起前起舱门前部变形（原本向上弯折的部分向下翘曲）而伸出机身下表面，在强大气流作用下瞬间撕裂。而现在的设计，前后舱门分别位于两个平面。后部舱门长度缩短，又取消了前部弯折段，刚度增强。前部舱门也不再是原来的狭长片状，而是长宽比接近1的矩形，刚度也大幅提高。而且前部舱门是前端铰接，如果在大负压下被吸开，首先伸出机身表面的是舱门后部，在气流作用下会被推回去，而不会导致舱门撕裂，实际上是一种“自锁”的设计。
第二，前起落架转向机构。歼－10前起落架支柱上、着陆灯下方，有一个向右后方伸出的小作动筒——这就是歼－10的前轮转向作动筒兼前起落架减摆器。其转向机制是：作动筒推动转向环（位于前起减震支柱套筒末端），转向环将转向力矩传递给与之铰接的扭力臂，扭力臂带动包括前轮、减震支柱活塞段在内的部分实现转向。一旦滑跑过程中出现前轮摆振，扭力臂则将高频变化的转向力矩通过转向环传递给作动筒，由作动筒提供转动阻尼消减摆振幅度直至最终消除摆振。从某些歼－10地面照片上可以看到，其扭力臂上下支臂是脱开的，这就是为了实施地面牵引而采取的措施——扭力臂脱开后，前轮转向力矩不会传递给作动筒，一方面减少作动筒工作频率、延长其寿命，另一方面也避免作动筒提供转动阻尼阻碍牵引转向。这套机制与中国歼击机的传统设计并不相同：歼－7、歼－8等老一代飞机是通过主轮差动刹车转向，通过液压减摆器消除前轮摆振。其减摆器是通过液压油高速运动耗能来产生转动阻尼消除摆振，所以一旦飞机转向太急就会产生转向阻尼，当然从另一个角度说，地面牵引时只要控制好转向速度，减摆器就不会工作，也就无需脱开扭力臂。而主轮刹车转向对操作也有一定要求，操作不当时刹爆主轮击伤飞机的事故也并非罕见。总的来说，传统机制在控制上颇有不便，限制较多，地面机动性相对较差；新的转向机构则有明显改善，当然构造也相对复杂了许多。从时间上说，歼－10应该是近年来第二种采用这种转向机构的国产飞机。第一种是西飞的歼轰－7，我们可以在其前起落架上找到几乎一模一样的转向作动筒。而成飞设计的另一种飞机FC-1，虽然其前起落架采用了支柱式半轮叉结构，但转向机构仍然与前述两种飞机相似（或者相同）。在同一时期的三种国产飞机上找到同样设计的部件，实在是一件很有意思的事情。究竟这个设计是出自同一个单位之手，还是一航单位内部技术共享的外在表现呢？当然，有个例外就是洪都的L-15高教，该机采用了齿条驱动转向环来实现转向的机制，与前述三机不同，倒是和雅克－130的非常接近。
第三，双前轮结构。老实说，双前轮不是一个让人意外的设计，考虑到最大起飞重量、前轮载荷等因素，歼－10的前起落架采用双前轮结构并不出格——与其处于同一重量级的幻影2000也是双前轮结构。可是幻影2000采用双前轮没有问题，不等于歼－10采用双前轮设计不受影响。前文提及，歼－10的进气道从进气口开始急剧向上弯曲，其实主要就是为了给前起落架舱留出空间。对比类似的腹部进气歼击机，我们可以看到：F-16采用前轮旋转收藏方式，使得前起落架舱高度大大减小；EF2000虽不旋转前轮，但分隔左右发动机进气道的狭长空间可作收藏前起之用。而歼－10的双前轮结构，使得前轮旋转收藏变得没有意义（宽高比接近1）；而双前轮的宽度也使之无法象EF2000那样收藏在进气道中间夹层结构内——如果一定要这样设计，为了保证进气量，进气道的横截面积将急剧膨胀，带来更加恶劣的后果。但我们看看同期成飞产品FC-1就可以发现，成飞并非不能制造F-16那种支柱式半轮叉结构单轮前起落架，旋转前轮收藏技术更是在40年前的强－5上就已经采用。可能的原因是，我们还不能制造这样的高压轮胎——在给定的尺寸限制下以单轮满足歼－10前起承载的要求。若推测正确，那就意味着：我们在航空轮胎制造技术上的差距直接影响了歼－10的进气道设计，而当前进气道设计又对歼－10高速飞行性能产生了明显影响。航空产品之间千丝万缕的联系由此可见一斑。水桶原理在这里表现得非常明显：不能指望着单项产品的突破带来整个航空产品阶段性的提高；但如果某项产品处于平均水准之下那么肯定会拖整个项目的后腿。
歼－10的主起落架设计也别有特色。
以结构形式而言，歼－10主起落架为中国歼击机传统的支柱式，但支柱却以较大角度向外伸出，扩大主轮距的目的虽然达到，但支柱本身也因此要承受相当大的弯矩。为了改善受力，又增加一根斜拉杆——这和歼－7主起兼作收放作动筒的斜拉杆不同。现代歼击机中，主起采用支柱式结构的不少，支柱轴线倾斜的也并不罕见，但是象歼－10这样主起支柱大角度外倾的设计确实不多。说起来，倒是JAS-39的主起设计要求和歼－10比较接近。JAS-39主起落架安装于机身，同样是支柱式结构，同样面临主轮距过小的问题。萨伯设计人员的解决方式是：通过两根铰接于机身的承力支柱与主起减震支柱套筒固定连接，形成左右对称的“F”型结构，主起减震支柱因而外移，从而扩大主轮距。这样的好处是主起减震支柱可以按照常规设计，不用承受那么大的弯矩，而代价就是主起落架重量增大，结构复杂，需要占用更多的收藏空间。而歼－10的主起设计优缺点恰好反过来，因此对其主起减震支柱套筒和支柱本身的受力要求可以说是已知国产歼击机中最为严苛的。也因为如此，主起支柱的材料就成为歼－10未来改进的一个关键性节点。只要改进导致起落架承载能力增加，都必须要考虑到这一点。如果未来改进加大了主起落架载荷，而使之不能提供足够的安全余量的话，就只有两条路可走：一是提高起落架所用材料的力学性能，二是改变起落架结构设计。途径一涉及冶金工业，非一朝一夕之功，所以最有可能的就是途径二。在笔者看来，若日后歼－10上舰，其主起落架要么不改，要么就是大改，改动幅度恐怕远大于前起落架。
以主起安装位置来看，歼－10具有较大的机身侧面开口以收放主起落架，非常象是机身起落架，但如果从受力传力的角度看，实际上还是机翼起落架——典型的机身起落架安装于机身结构件，通过加强的传力结构将主起落架受力传递给机身主承力结构；机翼起落架则直接安装于机翼承力件（如翼梁）上，由机翼承力件传递主起落架受力。两厢比较，机身起落架设计较复杂，而且需加强机身开口附近结构及增设传力结构，重量较大，但节约机翼内侧翼下空间（通常翼下这个位置的挂载能力最强，但采用机翼起落架的飞机却往往由于起落架收放路线的限制而难以使用）；机翼起落架恰好相反，结构简单，重量轻，但占用翼下空间，对机翼挂载方案限制颇多。歼－10的主起设计，看起来是试图兼有两者的优点，而且也确实实现了。
不过天下没有白吃的午餐，歼－10这种设计必然要付出相应的代价。前述主起承受弯矩较大是代价之一。单发窄机身飞机，又希望采用简单的支柱式结构，必然会导致这样一个结果。实际上FC-1的主起也是同类设计，不过得益于其宽边条，其主起支柱不必倾斜也可保证主轮距达到要求。代价之二是，主起收藏位置受限。由于主起支柱铰接于翼梁内侧或其附近传力结构上，当主起支柱向前向内摆动时，不能与前方的机翼受力结构冲突，因此主起支柱摆动的幅度是有限的。虽然歼－10机翼内翼段安装角较大，给主起支柱留出了更多的摆动空间，但主轮仍然未能完全收入机身。主轮舱盖上的椭圆形鼓包就是这一结果的证明——并非如歼－7那样由于机身填充密度过大导致主起收藏空间不足，而是主轮实在没法再向上收了。如果歼－10的机翼仍是传统设计的话，恐怕主轮真要旋转90°才能收入机身了。
仔细观察歼－10照片可以发现，其主起虽是支柱式结构，但没有主轮旋转机构，所以可以根据停机状态的主起外形推测其收起状态——主轮基本呈竖放状态，但可能与铅垂面有小夹角，但夹角肯定比F-16的主轮要小得多，否则就没有舱盖鼓包了。而两个主起落架舱之间的空间狭小，已不足以容纳进气道扩压段，所以此处的进气道扩压段下沿应该大致与主起落架舱上沿相当——这个位置基本与进气口的上唇口齐平，换句话说，从正前方已经不可能从进气口直接观察到发动机压气机叶片。这种弯曲幅度的进气道，对隐身贡献自然是相当不错的，不过如果进气道和发动机性能跟不上，对飞行性能的影响也是不小的。
起落架系统
对于多数航迷来说，起落架往往是被忽视的部件。不过歼－10的起落架系统实在是非常有意思，如果我们仔细观察会得到很多信息。
就总体布置而言，歼－10的起落架采用前三点式布局，双前轮支柱式前起落架置于腹部进气口之后，向后收起；窄轮距单轮支柱式主起落架呈外八字布置，向前向内收起。就此而言，和常规歼击机相比无甚特别之处。只是多数看法以为，由于采用腹部进气道，前起承力设计多有不便，因此如果歼－10要改装上舰的话会在前起方面上付出较大的重量代价——这一点后面再说。
歼－10的前起落架有三处需要特别注意之处。
第一，前起落架舱门的变化。早期原型机的前起落架舱门为最常见的两片式对开结构，但生产型的则改为三片式品字形布置，前舱门与前起落架支柱联动，向后关闭，后面两个舱门仍为对开结构。根据公开报道，歼－10曾在大表速试飞中发生前起落架舱门撕裂的事故，前起舱门的改进应该就是针对这次事故的。对于前起舱门如此修改的原因，笔者看法如下：前起落架舱所在的机身下表面并非一个平面，简化来看就是一个倾斜平面和一个水平平面在前起落架舱前部范围内相交，所以早期两片对开式舱门也不是单纯的平面结构，而是在前部带有一定弯折——这一点从早期原型机的正面照片上可以看出。为了保证舱门开关，舱门铰接点只能在后部平直段，对于舱门这样一个狭长片状物体来说，前部刚度可能不足，在强大外力作用下会产生形变。当歼－10大表速试飞时，进气口之后的倾斜面促使气流再次加速，形成强大负压，引起前起舱门前部变形（原本向上弯折的部分向下翘曲）而伸出机身下表面，在强大气流作用下瞬间撕裂。而现在的设计，前后舱门分别位于两个平面。后部舱门长度缩短，又取消了前部弯折段，刚度增强。前部舱门也不再是原来的狭长片状，而是长宽比接近1的矩形，刚度也大幅提高。而且前部舱门是前端铰接，如果在大负压下被吸开，首先伸出机身表面的是舱门后部，在气流作用下会被推回去，而不会导致舱门撕裂，实际上是一种“自锁”的设计。
第二，前起落架转向机构。歼－10前起落架支柱上、着陆灯下方，有一个向右后方伸出的小作动筒——这就是歼－10的前轮转向作动筒兼前起落架减摆器。其转向机制是：作动筒推动转向环（位于前起减震支柱套筒末端），转向环将转向力矩传递给与之铰接的扭力臂，扭力臂带动包括前轮、减震支柱活塞段在内的部分实现转向。一旦滑跑过程中出现前轮摆振，扭力臂则将高频变化的转向力矩通过转向环传递给作动筒，由作动筒提供转动阻尼消减摆振幅度直至最终消除摆振。从某些歼－10地面照片上可以看到，其扭力臂上下支臂是脱开的，这就是为了实施地面牵引而采取的措施——扭力臂脱开后，前轮转向力矩不会传递给作动筒，一方面减少作动筒工作频率、延长其寿命，另一方面也避免作动筒提供转动阻尼阻碍牵引转向。这套机制与中国歼击机的传统设计并不相同：歼－7、歼－8等老一代飞机是通过主轮差动刹车转向，通过液压减摆器消除前轮摆振。其减摆器是通过液压油高速运动耗能来产生转动阻尼消除摆振，所以一旦飞机转向太急就会产生转向阻尼，当然从另一个角度说，地面牵引时只要控制好转向速度，减摆器就不会工作，也就无需脱开扭力臂。而主轮刹车转向对操作也有一定要求，操作不当时刹爆主轮击伤飞机的事故也并非罕见。总的来说，传统机制在控制上颇有不便，限制较多，地面机动性相对较差；新的转向机构则有明显改善，当然构造也相对复杂了许多。从时间上说，歼－10应该是近年来第二种采用这种转向机构的国产飞机。第一种是西飞的歼轰－7，我们可以在其前起落架上找到几乎一模一样的转向作动筒。而成飞设计的另一种飞机FC-1，虽然其前起落架采用了支柱式半轮叉结构，但转向机构仍然与前述两种飞机相似（或者相同）。在同一时期的三种国产飞机上找到同样设计的部件，实在是一件很有意思的事情。究竟这个设计是出自同一个单位之手，还是一航单位内部技术共享的外在表现呢？当然，有个例外就是洪都的L-15高教，该机采用了齿条驱动转向环来实现转向的机制，与前述三机不同，倒是和雅克－130的非常接近。
第三，双前轮结构。老实说，双前轮不是一个让人意外的设计，考虑到最大起飞重量、前轮载荷等因素，歼－10的前起落架采用双前轮结构并不出格——与其处于同一重量级的幻影2000也是双前轮结构。可是幻影2000采用双前轮没有问题，不等于歼－10采用双前轮设计不受影响。前文提及，歼－10的进气道从进气口开始急剧向上弯曲，其实主要就是为了给前起落架舱留出空间。对比类似的腹部进气歼击机，我们可以看到：F-16采用前轮旋转收藏方式，使得前起落架舱高度大大减小；EF2000虽不旋转前轮，但分隔左右发动机进气道的狭长空间可作收藏前起之用。而歼－10的双前轮结构，使得前轮旋转收藏变得没有意义（宽高比接近1）；而双前轮的宽度也使之无法象EF2000那样收藏在进气道中间夹层结构内——如果一定要这样设计，为了保证进气量，进气道的横截面积将急剧膨胀，带来更加恶劣的后果。但我们看看同期成飞产品FC-1就可以发现，成飞并非不能制造F-16那种支柱式半轮叉结构单轮前起落架，旋转前轮收藏技术更是在40年前的强－5上就已经采用。可能的原因是，我们还不能制造这样的高压轮胎——在给定的尺寸限制下以单轮满足歼－10前起承载的要求。若推测正确，那就意味着：我们在航空轮胎制造技术上的差距直接影响了歼－10的进气道设计，而当前进气道设计又对歼－10高速飞行性能产生了明显影响。航空产品之间千丝万缕的联系由此可见一斑。水桶原理在这里表现得非常明显：不能指望着单项产品的突破带来整个航空产品阶段性的提高；但如果某项产品处于平均水准之下那么肯定会拖整个项目的后腿。
歼－10的主起落架设计也别有特色。
以结构形式而言，歼－10主起落架为中国歼击机传统的支柱式，但支柱却以较大角度向外伸出，扩大主轮距的目的虽然达到，但支柱本身也因此要承受相当大的弯矩。为了改善受力，又增加一根斜拉杆——这和歼－7主起兼作收放作动筒的斜拉杆不同。现代歼击机中，主起采用支柱式结构的不少，支柱轴线倾斜的也并不罕见，但是象歼－10这样主起支柱大角度外倾的设计确实不多。说起来，倒是JAS-39的主起设计要求和歼－10比较接近。JAS-39主起落架安装于机身，同样是支柱式结构，同样面临主轮距过小的问题。萨伯设计人员的解决方式是：通过两根铰接于机身的承力支柱与主起减震支柱套筒固定连接，形成左右对称的“F”型结构，主起减震支柱因而外移，从而扩大主轮距。这样的好处是主起减震支柱可以按照常规设计，不用承受那么大的弯矩，而代价就是主起落架重量增大，结构复杂，需要占用更多的收藏空间。而歼－10的主起设计优缺点恰好反过来，因此对其主起减震支柱套筒和支柱本身的受力要求可以说是已知国产歼击机中最为严苛的。也因为如此，主起支柱的材料就成为歼－10未来改进的一个关键性节点。只要改进导致起落架承载能力增加，都必须要考虑到这一点。如果未来改进加大了主起落架载荷，而使之不能提供足够的安全余量的话，就只有两条路可走：一是提高起落架所用材料的力学性能，二是改变起落架结构设计。途径一涉及冶金工业，非一朝一夕之功，所以最有可能的就是途径二。在笔者看来，若日后歼－10上舰，其主起落架要么不改，要么就是大改，改动幅度恐怕远大于前起落架。
以主起安装位置来看，歼－10具有较大的机身侧面开口以收放主起落架，非常象是机身起落架，但如果从受力传力的角度看，实际上还是机翼起落架——典型的机身起落架安装于机身结构件，通过加强的传力结构将主起落架受力传递给机身主承力结构；机翼起落架则直接安装于机翼承力件（如翼梁）上，由机翼承力件传递主起落架受力。两厢比较，机身起落架设计较复杂，而且需加强机身开口附近结构及增设传力结构，重量较大，但节约机翼内侧翼下空间（通常翼下这个位置的挂载能力最强，但采用机翼起落架的飞机却往往由于起落架收放路线的限制而难以使用）；机翼起落架恰好相反，结构简单，重量轻，但占用翼下空间，对机翼挂载方案限制颇多。歼－10的主起设计，看起来是试图兼有两者的优点，而且也确实实现了。
不过天下没有白吃的午餐，歼－10这种设计必然要付出相应的代价。前述主起承受弯矩较大是代价之一。单发窄机身飞机，又希望采用简单的支柱式结构，必然会导致这样一个结果。实际上FC-1的主起也是同类设计，不过得益于其宽边条，其主起支柱不必倾斜也可保证主轮距达到要求。代价之二是，主起收藏位置受限。由于主起支柱铰接于翼梁内侧或其附近传力结构上，当主起支柱向前向内摆动时，不能与前方的机翼受力结构冲突，因此主起支柱摆动的幅度是有限的。虽然歼－10机翼内翼段安装角较大，给主起支柱留出了更多的摆动空间，但主轮仍然未能完全收入机身。主轮舱盖上的椭圆形鼓包就是这一结果的证明——并非如歼－7那样由于机身填充密度过大导致主起收藏空间不足，而是主轮实在没法再向上收了。如果歼－10的机翼仍是传统设计的话，恐怕主轮真要旋转90°才能收入机身了。
仔细观察歼－10照片可以发现，其主起虽是支柱式结构，但没有主轮旋转机构，所以可以根据停机状态的主起外形推测其收起状态——主轮基本呈竖放状态，但可能与铅垂面有小夹角，但夹角肯定比F-16的主轮要小得多，否则就没有舱盖鼓包了。而两个主起落架舱之间的空间狭小，已不足以容纳进气道扩压段，所以此处的进气道扩压段下沿应该大致与主起落架舱上沿相当——这个位置基本与进气口的上唇口齐平，换句话说，从正前方已经不可能从进气口直接观察到发动机压气机叶片。这种弯曲幅度的进气道，对隐身贡献自然是相当不错的，不过如果进气道和发动机性能跟不上，对飞行性能的影响也是不小的。
升力面、安定面和操纵面
这三个“面”对飞机性能的影响可以说是全面性的，如果再结合推进系统加以考虑，可以说一架飞机基本的性能特点就已经确定了。升力面、安定面和操纵面的设计特点，反映了在推进系统水平的约束下、设计人员对飞机性能全面的权衡取舍。上个世纪30年代，前辈飞机设计师们就有一个说法：要造一架好飞机，就是找一台好发动机，然后造一个机身把它包起来。但对于设计师来说，发动机的功率（推力）永远是不够用的，所以必须在达到设计指标的前提下，通过精心设计飞机升力面、安定面和操纵面来获取更能满足用户需要的性能——如果连设计指标也难以全面满足，就必须通过决策确定牺牲哪些性能来满足哪些性能。
现在让我们仔细观察一下歼－10，也许能获取一些有用的信息。
鸭翼
对于鸭式飞机来说，鸭翼具有多种“身份”。一是纵向操纵面兼纵向配平面：由于超音速性能方面的要求，操纵与配平的设计往往与涡流发生器的要求相矛盾，其外在表现就是近距耦合与远距耦合布局。二是涡流发生器：利用鸭翼脱体涡在机翼上诱导出涡升力，多数鸭式歼击机的主要设计目标之一。三是差动状态下的方向操纵面：利用鸭翼涡对机头、机身的不对称侧洗形成偏航力矩，结合方向舵偏转甚至可以实现直接侧力机动，不过仅少数技术验证机采用，如F-15S/MTD。四是导致机翼升力下降的下洗流来源：这一点又与纵向操纵和配平的要求相矛盾，在很大程度上影响了鸭式飞机的配平能力。五是在机头前方一定角度内的不利雷达散射源：由于处理鸭翼雷达散射信号的措施几乎与所有鸭翼优势所在领域的设计要求相矛盾，对于高隐身要求的飞机，其结果要么是力图兼顾隐身和气动优势，但相对达到同样效果的其他布局代价更大；要么变成徒具其形的隐身鸭式飞机，为隐身而失去大部分鸭式布局的固有优势。
要初步了解鸭翼在歼－10设计中所扮演的“角色”，我们需要了解以下几个参数。
bA：机翼平均气动弦长。
LC：鸭翼力臂，鸭翼25％均弦长处至机翼25％均弦长处的距离。随着Lc/ bA 增大，由鸭翼所带来的机翼最大升力系数增幅减小。
SC：鸭翼面积。
SW：机翼面积。
AC：鸭翼容量，LC×SC/（SW×bA）。鸭翼效率与之成正比，焦点移动量与之成线性关系。
就单个参数而言，由于估算误差等因素影响，其估算值可能并不具备实际意义。不过，将相关估算参数在同类机型中进行横向比较，却具有一定的参考价值。笔者对几种鸭式歼击机进行估算对比的结果如下：
Lc/ bA：JAS-39 SC/SW：Rafale AC：Rafale 由Lc/ bA的对比可知，几种鸭式歼击机中，JAS-39最为注重鸭翼漩涡增升的作用（倒也不是很奇怪的事，因为这套理论最早实用化就是萨伯公司的功劳），也就是说，鸭翼作为涡流发生器的作用明显。EF2000敬陪末座，意味着涡升力的利用在其设计理念中处于相对次要的位置，这也与我们所知的事实相符。而歼－10在这项对比中排名中后，表明设计上除了涡升力利用之外，还有其它因素的影响——其中最重要的因素就是下文将提到的纵向操纵/配平的要求。
AC的对比在一定程度上反映了设计方对鸭翼作为纵向操纵/配平面的考虑。Rafale估算值最小，表明达索主要将鸭翼作为配平面，而其纵向操纵主要依赖机翼升降副翼。由于SC/SW较小，为了增强配平能力，Rafale选择了比机翼更小的前缘后掠角——如果再加上机翼对鸭翼的上洗，鸭翼在大迎角下可能先于机翼失速，从而牺牲大迎角下的纵向操纵性。从Rafale A到Rafale B/C/M，其鸭翼的变化显示了达索对其配平能力的担心。Rafale B/C/M的鸭翼后缘内侧的缺口，不是“涡流发生器”，只是鸭翼弦长增大（因此面积增大）后，为避免鸭翼全正偏时与肋部进气道冲突而局部切除的结果。留意Rafale B/C/M的起飞录像就可以发现，其升降副翼略有下偏（作襟翼），而鸭翼处于全正偏状态，在这种情况下鸭翼只够配平而无法产生抬头力矩，到抬前轮的时候需要升降副翼瞬间上偏来抬头（然后再恢复到略下偏状态）。在这方面与Rafale相近的是EF2000。同样选择了中等后掠角的鸭翼，SC/SW也和Rafale相当，不过由于在涡升力增升方面的牺牲而获得了较大的鸭翼力臂，从而换取鸭翼配平能力的增强。这对于提高超音速飞行性能是有利的——如我们所知，超音速截击正是EF2000的设计重点之一。歼－10的AC估算值和这几种鸭式歼击机相比是最大的，意味着设计方对鸭翼的纵向配平和操纵能力有较高的要求。笔者也仔细观察过歼－10的公开录像，起飞时歼－10的鸭翼和升降副翼偏转状态和Rafale B/C/M非常相似，但不同之处有二：歼－10鸭翼并未处于全正偏状态，只是正偏一定角度而已（即使带3个大副油箱也是如此）；抬前轮时升降副翼仍处于略下偏状态，没有Rafale B/C/M那种升降副翼瞬间上偏的动作。这说明歼－10的鸭翼此时仍有相当的纵向操纵能力——这显然是为超音速状态准备的了。就鸭翼平面形状选择来看，歼－10和JAS-39、LAVI属于同类，选择了较大后掠角的后掠梯形翼，与Rafale和EF2000相比虽然没有牺牲大迎角操纵性，但在同样配平和操纵效率的要求下却必然导致鸭翼面积、重量和阻力的增大，这也是作出这种选择所要付出的代价。
鸭翼差动对于鸭式飞机而言可谓利弊参半。由于鸭翼涡对机头、机身的不对称侧洗带来的偏航力矩要远大于其滚转力矩，因此鸭翼差动主要用于方向控制。在大迎角方向舵效率严重下降的情况下这一点显得尤其有利。而在正常飞行状态鸭翼差动结合方向舵偏转则可以产生直接侧力，实现水平平移。不过，鸭翼差动产生的方向控制力矩与上反角有关，上反角越大偏航力矩越大（F-15S/MTD鸭翼上反角高达20°，正是为此），但同时对飞机横向稳定性的不利影响也会加大。所以现役鸭式歼击机中未见利用差动鸭翼进行辅助方向控制的设计。笔者特别留意了歼－10处于地面转弯状态的公开照片和录像片段，发现前轮转向时方向舵同步偏转——证明其飞控系统方向控制部分是与前轮转向系统联动的，但未发现鸭翼差动偏转。由此推测其方向控制机制中不包括鸭翼差动控制。
本以为可以确认歼－10鸭翼无差动设计，但却意外地看到一张地面停机照片上歼－10的鸭翼正处于差动状态。可能性之一，是这架飞机正处于液压系统加压过程中，所以鸭翼偏转不一致。不过，照片上鸭翼和外侧升降副翼的偏转状态颇为协调，令人生疑：左外升降副翼大角度下偏，左鸭翼大角度上偏，右外升降副翼小角度下偏，右鸭翼小角度上偏。由于已排除鸭翼差动用于方向控制，而鸭翼差动对于横向控制意义也不大，那就只有用于纵向配平一种可能。而从升降副翼的偏转角度推测，这种状态只能出现在大迎角飞行焦点明显前移的情况下，否则鸭翼难以配平升降副翼带来的低头力矩。也就是说，如果操纵面状态反映了真实飞行状态，就意味着歼－10在大迎角（可能超出其安全飞行迎角限制）下，仍有相当的横侧控制能力。不过，仅从照片上无从解释如何克服鸭翼差动带来的偏航力矩。笔者曾就此和好友多次讨论，仍无结果。由于没有更多相关信息，基于孤证不立的原则，歼－10鸭翼差动只能作为推测的可能性之一。
鸭翼对前方一定角度内的雷达散射是另一个让人关心的问题。鸭翼的存在的确可能增大飞机前方一定角度内的RCS，但是否因此要掘弃鸭式布局，其实有个“度”的问题在里面。简单来说：假如对前方一定角度内的RCS要求为0.5平方米，而鸭翼对此的贡献是1％（假定），那么设计方可能认为是可以接受的；但假如要求变为0.05平方米，而鸭翼贡献增至10％，那么设计方就要权衡一下这样的设计是否划算了。也就是能否以可接受的代价兼顾隐身与鸭式布局的优势，如果不能，那么改弦易辙未尝不是一个好的选择。不过，对于歼－10来说，我们不必过于担心。将EF2000作参照物：作为欧洲第一种有准隐身要求的鸭式歼击机，其前方一定角度的RCS要求为0.5平方米。那么在隐身技术相当的情况下，如果要求歼－10也达到前方一定角度的RCS为0.5平方米的水平，那么就不必对鸭翼太过在意。
综合来看，Rafale的鸭翼定位主要是涡流发生器和纵向配平面，以避免更多的要求带来鸭翼增大（以及随之而来的重量、阻力、下洗增大）的麻烦；EF2000的鸭翼定位于超音速配平面（就此而言其实和当年歼－9的固定鸭翼颇为相近），设计思路仍是类同Rafale的小鸭翼形式；歼－10、JAS-39和LAVI的定位则比较相似，都希望兼顾涡升力增升、配平和操纵的要求，但又各有侧重。JAS-39和LAVI更重视大迎角涡流增升，只是近距耦合＋大鸭翼的缺点就是鸭翼对机翼的下洗增强，中小迎角内机翼升力损失较大；而且LAVI还附带有大迎角配平困难的麻烦。歼－10鸭翼给人的感觉是各方面要求比较平均，这也从一个方面反映出该机兼顾高速拦截和空战格斗的特点。
不过，要想实现各方面均衡兼顾的目标，仅仅靠鸭翼是不够的，还有赖于机翼的针对性优化设计。
机翼
歼－10的机翼具有复杂的扭转设计，以至于早期照片刚刚公开的时候几乎让所有人误认为该机采用了双三角翼的平面形状。在已知采用三角翼的歼击机中，具有类似弯扭特点的只有LCA——其实如果留心观察，会发现EF2000的机翼也有相似的弯扭，只不过扭转角远远小于歼－10。
就整体来看，歼－10机翼从翼根到翼尖形成了非常大的扭转角。如果以扭转角的变化来仔细区分的话，可以沿前缘襟翼根弦将机翼分为内翼段和外翼段两部分：内翼段扭转角较大，而外翼段扭转角较小。
外翼段与常规三角翼的扭转设计并无明显差异。就外观而言，外翼段前缘下垂不甚明显。只是从侧面照片能看到翼尖处比较明显的弯拱，看起来是为了控制翼尖分离而选择了较大的弯度。
内翼段的弯扭设计不同于常规三角翼。通常的扭转设计是机翼前缘下垂，以减小大后掠三角翼带来的巨大诱导阻力。歼－10机翼内翼段并无前缘下垂，其扭转角实际来自机翼根弦的较大安装角。对于这一设计，笔者的看法是，可能是“反弯”设计，即机翼前缘向上扭转。原因在于，常规扭转设计前缘下垂量越大，对减小诱阻越有利，但带来的低头力矩也越大，超音速配平阻力和波阻都明显增大。内翼段“反弯”设计，有利于减小扭转带来的超音速阻力以及升降副翼的配平负担。不过，这一推测未能说服笔者的朋友。因为仅仅从照片上无法获知机翼的翼型剖面，所以无法证明内翼段的扭转究竟是“反弯”还是仅仅增大了根弦安装角的结果。谨记录于此供同好参考。
机翼扭转除了有利于减小诱阻外，还可以提供一个抬头力矩，有助于降低鸭翼的配平负担，减小配平阻力。不过，鸭式或无尾布局的三角翼歼击机基本上都采用了机翼扭转设计，其优劣得失也为我们所了解。歼－10如果希望克服这些飞机所遇到的困难，获得更理想的性能，就必然要有所突破。从这个角度看，歼－10的大扭转角设计应该有增大抬头力矩，改善配平的考虑。
根据笔者估算的重心移动范围对比来看，前述几种鸭式歼击机大致可分为两组。JAS-39和Rafale重心位置与机翼平均气动弦的相对位置处于同一个量级，也是两组中重心比较靠后的一组。这和鸭翼容量的比较结果是一致的。由于这两种飞机鸭翼容量较小，焦点相对靠后，而鸭翼载荷却不小：Rafale要配平升降副翼下偏的低头力矩，JAS-39还要兼顾纵向操纵，为了给鸭翼卸载，重心也必须处于相对靠后的位置。而另一组，歼－10、LAVI和EF2000的重心与机翼平均气动弦的相对位置比较靠前。对于这个选择，EF2000主要是出于兼顾高低速配平和高亚音速机动性的目的：仗着两台EJ90发动机推力大，选择了同尺寸飞机中堪称“超大”面积的机翼以减小翼载，但机翼太大的结果就是位置选择余地有限，太靠前了低速大迎角配平吃不消，太靠后了高速配平载荷太大，折中之后就是现在的结果。LAVI的问题比较特殊：由于选择了后缘后掠的机翼平面形状，加上放宽静稳定度，大迎角出现机翼俯仰力矩上仰（LAVI的大迎角配平问题很大程度上归“功”于此），如果重心进一步后移，结果就是大迎角配平问题更加严重；若是选择后缘平直或前掠的机翼平面形状，可以改善大迎角配平，但以LAVI的现有设计就无法保证超音速配平，如果还要加大鸭翼就会带来更多的恶性循环。
从前文提及的几个鸭翼相关参数来看，歼－10的鸭翼和LAVI比较接近，而设计要求比LAVI更多：要象Rafale一样配平升降副翼下偏的低头力矩（这一点已经由照片证实）；要象EF2000一样减小超音速配平阻力（这一点也已证实，歼－10能够创下国产飞机最大升限记录，大马赫数升阻比提高功不可没）；还要防止出现LAVI那种大迎角配平问题。根据这些信息推测，机翼大扭转设计对于实现这些配平要求起了不小的作用。由于内翼段安装角明显大于外翼段，增大了其局部迎角，飞机进入大迎角状态时内翼段可能首先失速，飞机焦点后移产生低头力矩，从而改善大迎角配平能力——而此时翼尖仍未失速，仍保持一定的横向控制能力。如果再结合略带前掠的机翼后缘设计、更大的鸭翼容量，不出意外的话应当可以解决LAVI难以解决的大迎角配平问题了。
歼－10机翼的另一个重要特点是根梢比相当大，估算在9～10之间。而其它几种鸭式三角翼歼击机的机翼根梢比基本分布在5～6之间。成飞设计的歼击机如此青睐大根梢比设计，着实令人印象深刻——歼－10而外，FC-1接近6的机翼根梢比在采用边条翼的三代机当中也颇为突出。
大根梢比的优点主要是：减少飞机超音速后的焦点后移量；机翼承受弯矩小，这种设计本身也有利于提高结构强度和刚度，减轻重量。但是大根梢比设计的麻烦也不少：由于翼尖载荷减小，导致机翼展向载荷偏离理想的椭圆分布，从而增大诱阻；而大根梢比设计本身也容易引起翼尖气流分离，增大诱阻；由于翼尖弦长短，如果要在翼尖区布置副翼和前缘襟/缝翼，甚至设置挂点，则必须要加强结构以免刚度不足，从而抵消部分减重收益。
若从保持机翼展向载荷椭圆分布的角度来看，机翼1/4弦线后掠角和根梢比有个最佳组合曲线。歼－10机翼1/4弦线后掠角和根梢比非常接近同参数无弯扭机翼的最佳组合点，虽然因其机翼具有复杂弯扭设计而使最佳组合点有所变化，但由此推测，设计人员力图减小飞机诱阻阻力的用意非常明显。
此外，根梢比不是一个孤立参数，它的变化会引起机翼相关参数的变化。这些变化对歼－10选择大根梢比也有相当重要的影响。不妨作几个假设，试窥究竟。
假设1：调整机翼根梢比为6，保持翼展和机翼参考面积不变，展弦比自然也不变。这实际上形成一组前缘和后缘斜掠角可变的机翼平面形状：在机翼前缘后掠角不变的情况下，机翼后缘斜掠角由原来的前掠变为后掠约9°（LAVI的机翼后缘后掠角约10°），结果是大迎角配平困难增大，如此改动，LAVI就是前车之鉴；而现有机翼当是考虑了马赫锥角的限制，以便令机翼处于亚音速前缘状态，如果要调整前缘后掠角，有可能使之超过马赫锥角，从而带来波阻和升力损失，以致超过了减小根梢比的收益。
假设2：调整机翼根梢比为6，保持机翼面积、前后缘斜掠角不变，只改变翼展（展弦比也随之改变）。其结果是展弦比相对原来设计下降近10％。虽说展弦比减小对改善飞机超音速性能有利，但对飞机巡航、机动、起降性能均有不利影响，对于歼－10这种希望兼顾高低速性能的歼击机来说，展弦比如此大幅度的下降也是难以接受的。
假设3：调整机翼根梢比为6，保持展弦比不变，同步增大机翼根弦、尖弦、翼展，其结果是机翼面积增大16％——这实际颇为接近EF2000的设计。这种设计固然可避免前述两种假设的缺点，还附带翼载减小的好处，但本身也有两个大麻烦：1）机翼面积加大造成鸭翼配平负担加重，歼－10同样要面对EF2000所经历的选择——更侧重旋涡增升还是配平；2）机翼面积增大造成飞机摩擦阻力增大，严重影响超音速性能，如果发动机性能无法满足要求，设计人员就得好好掂量一下了。
从假设看来，如果歼－10一定要更改根梢比，那么可能会在配平、亚音速或超音速方面付出难以接受的代价。或者反过来说，歼－10的机翼根梢比是对各方面因素折中考虑的结果。对于希望歼－10减小根梢比以获得翼尖空间增设挂点的同好来说，希望恐怕要落空了。
虽说大根梢比对于歼－10具体设计而言具有最优综合效果，但不等于说可以罔顾大根梢比的缺点。因此之故，歼－10不惜付出制造工艺复杂和成本上升的代价，刻意采用了弧形翼尖和较大弯度的翼尖翼型，以减小翼尖分离趋势，减小诱阻。
如果留意歼－10地面照片，可以发现其前缘襟翼向上偏转了一个角度，角度虽不大但明显可辨。这意味着至少在前缘襟翼设计上，歼－10是引入了反弯减阻概念的。也可以说这是歼－10机翼弯扭设计的必然结果——这种机翼在非设计状态阻力增量较大，要克服之，一是靠发动机，二是靠气动减阻。前缘襟翼反偏将有助于减小跨音速波阻。
垂尾和腹鳍
歼－10的垂尾和腹鳍设计也非常独特。如果让一个从未见过歼－10的人看其侧面照片，那么对其垂尾的第一印象必然是“大”。
不妨看看垂尾的几个相关参数对比。
垂尾面积与机翼面积之比SV/SW：歼－10最大，而Rafale、EF2000、LAVI和JAS-39等4种鸭式歼击机大致在同一水平，明显小于歼－10。
尾容量：仍是歼－10高居榜首，LAVI次之，Rafale、EF2000和JAS-39大致相当，敬陪末座。
垂尾展弦比：Rafale、EF2000和LAVI大致相当，处于前列；而歼－10和JAS-39接近，位居后列。
垂尾高度：歼－10居首，LAVI和JAS-39次之，Rafale和EF2000最末。
垂尾面积：仍以歼－10为首，Rafale和EF2000次之，LAVI和JAS-39最末。
垂尾和腹鳍的设计最严重状态是最大设计M数和低速大迎角，必须保证此状态下有足够的方向稳定性。
从最大M数来看，EF2000和JAS-39均为M2.0，且前者尺寸和歼－10相当，而歼－10无论垂尾面积和尾容量都高于EF2000，以此推测，歼－10在最大设计M数状态对方向稳定性的要求可能要高于EF2000，亦即其最大设计M数可能高于EF2000。当然，垂尾的升力线斜率对此也有影响。歼－10垂尾展弦比略低于EF2000，因此垂尾的升力线斜率也略低，不过笔者以为其差距不足以推翻前面的推测。而若从弹性效率的角度来说，较小展弦比的垂尾在大M数下弹性形变较小因而效率下降幅度较小，所以在设计水平和材料水平相当的情况下，垂尾展弦比较小对于保持大M数方向稳定性更有利一些——但这不等于说垂尾展弦比小的设计M数就小。
而在低速大迎角状态，垂尾主要受翼身涡的影响而导致效率下降，鸭翼涡对此的不利影响尤其大。改善方向稳定性的方法主要有两种：增大垂尾高度或者前移垂尾。F/A-18和F-22是前移垂尾的典型例子。不过这一措施虽有利于大迎角方向稳定性，却对大M数下的方向稳定性有不利影响，因此需加大垂尾以作补偿。歼－10垂尾高度明显超过其余4种鸭式歼击机，自然是考虑大迎角方向稳定性的结果。而如果综合考虑鸭翼的影响，歼－10的鸭翼面积最大，相对面积也只略低于LAVI而已，其对垂尾的不利影响也是最大。在歼－10垂尾参数选择上，鸭翼的“贡献”不小。对比其余4种鸭式歼击机，鸭翼相对面积最小的两种Rafale和EF2000也是垂尾高度最低的。
至于那一对腹鳍，自然是为了提高方向稳定性，补偿垂尾之不足而设置。以歼－10这样的垂尾设计，还要增设腹鳍，只有两种可能：其一，最大设计M数较高，垂尾在大气动载荷下发生的弹性形变抵消了垂尾面积增大对方向稳定性的贡献，所以必须设置腹鳍加以补偿；其二，低速大迎角下鸭翼的不利影响较大，而垂尾高度也已到极限，惟有增设腹鳍以提高方向稳定性而又不必受鸭翼的不利影响。
歼－10的腹鳍为了减小相互干扰并提高效率，设置在尾撑外侧，且位置明显靠后。典型的无尾/鸭式布局飞机由于后机身部件少，干扰阻力较正常式布局为小。歼－10这样设计虽对腹鳍本身有利，但腹鳍和尾撑的存在也增大了飞机的后体阻力，此处相对正常式布局恐怕已无多少优势。自尾喷管与机身连接整流罩前端起，歼－10尾撑离开喷管表面一段距离，这也是为了减小尾撑和腹鳍对后机身的不利干扰。
和早期原型机相比，歼－10垂尾根部整流罩略向下凸出，更贴近喷管表面。而早期原型机的垂尾根部整流罩则是下沿基本平直，明显远离喷管表面。前文提到生产型垂尾根部整流罩会与矢量喷管冲突，就是指这里。如果从防热隔热的角度出发，显然早期设计更为有利。而从气动角度出发，笔者以为：垂尾根部整流罩向下凸出部分，有利于缓和此处流管变化，减小零升阻力。考虑到这一设计出现在后期原型机和生产型上，而这批飞机采用了包括后机身“减肥”、作动筒半埋等减小零升阻力的改进措施，因此垂尾根部整流罩的变化很有可能也是针对同一目标的改进措施之一。不难想象，如果有足够的利益（比如采用矢量喷管带来的性能收益）超过了采用改进设计带来的好处，那么取消垂尾根部整流罩向下凸出部分也不是不可能的——前文说“整流罩的设计并非是影响重大而完全不可修改的”正是为此。
军械与外挂
从照片来看，歼－10的固定机载武器为1门23毫米双联航炮。从外部特征推测，当是与歼－8B所装23－3航炮的同型产品或其改进型。
此炮现已成为中国空军的主要航炮之一，在歼－8后期系列、歼轰－7系列和歼－10上均获采用。国外第三代歼击机以来，多采用转膛自动原理或加特林（转管）自动原理航炮。国内并非没有加特林航炮，不过从歼－10的选择来看，国内仍以现有的23－3类加斯特航炮综合性能最好。
歼－10航炮的位置有些出乎意料。在歼－10公开之前，笔者一直以为航炮会设置于机身与进气道交界区域或翼根附近。而实际上歼－10航炮却位于机腹前起落架舱左侧略后位置。若以空间利用的角度而言，这个位置倒是恰好。因为前起落架舱的关系，进气道下表面与机腹下表面之间有足够的空间可以容纳航炮。前起落架舱之后，进气道扩压段进一步抬升，为航炮储弹和供弹机构留出充足的空间。只是，这种位置选择在腹部进气的歼击机中确实少见：F-16的航炮置于右翼根边条处；EF2000航炮置于右翼根处；LAVI的实机照片上未见航炮，不过有资料称位于右翼根处。从承受、传递航炮后坐力的角度看，前三者可以就近利用机翼承力结构，歼－10则可以利用附近的挂点加强结构。只是不清楚航炮射击时的振动是否会对进气道产生不利影响，前述进气道加强结构的措施是否有这方面的考虑在内则不得而知。
从武器投放录像和照片判断，歼－10共设置了11个外挂点，包括：机身腹部中线1个，机身腹部两侧前后共4个，左右翼下共6个。
其中机身腹部两侧前后4个挂点布局是首次在国产歼击机上出现。之所以前后左右成对布置，就是为了将挂载物对飞机重心的影响减到最小。这样设计，也有助于充分利用机腹空间。这4个挂点，就目前所知信息来看，只能挂载250公斤低阻航弹或同口径对地攻击武器。即使按挂弹后最大机动过载4G来计算，每个挂点也要承受1000公斤力的Z轴载荷。为了承受并将载荷传递给机身主承力结构，就必然要加强相关结构并付出增重的代价。尤其是前一对挂点，正位于进气道前段前起落架舱两侧，正是最难设置传力结构的部位，其增重代价要比后一对挂点大得多——后者位于翼身连接处，可以借助附近的翼梁和机身承力框，代价相对较小。当然，这种布置并非全无好处。前起落架可以和前一对挂点共用同一个传力结构，相对于各自布置传力结构的情况而言其重量更轻一些。而更重要的是，由于挂点的存在使得前起相关结构已作加强，待日后需要增强前起承载能力的时候，要付出的代价反而更小。所以如果有一天歼－10要发展舰载型，那么它的前起落架所作的改动不会有多数人所认为的那么大。
不过无论如何，4个当前只能挂对地武器的挂点带来的增重不可避免。这也说明，歼－10并不是一种纯制空歼击机，而是设计上考虑了对地攻击能力，并愿意为此付出一定代价的“具有较强对地攻击能力的歼击机”。
这三个“面”对飞机性能的影响可以说是全面性的，如果再结合推进系统加以考虑，可以说一架飞机基本的性能特点就已经确定了。升力面、安定面和操纵面的设计特点，反映了在推进系统水平的约束下、设计人员对飞机性能全面的权衡取舍。上个世纪30年代，前辈飞机设计师们就有一个说法：要造一架好飞机，就是找一台好发动机，然后造一个机身把它包起来。但对于设计师来说，发动机的功率（推力）永远是不够用的，所以必须在达到设计指标的前提下，通过精心设计飞机升力面、安定面和操纵面来获取更能满足用户需要的性能——如果连设计指标也难以全面满足，就必须通过决策确定牺牲哪些性能来满足哪些性能。
现在让我们仔细观察一下歼－10，也许能获取一些有用的信息。
鸭翼
对于鸭式飞机来说，鸭翼具有多种“身份”。一是纵向操纵面兼纵向配平面：由于超音速性能方面的要求，操纵与配平的设计往往与涡流发生器的要求相矛盾，其外在表现就是近距耦合与远距耦合布局。二是涡流发生器：利用鸭翼脱体涡在机翼上诱导出涡升力，多数鸭式歼击机的主要设计目标之一。三是差动状态下的方向操纵面：利用鸭翼涡对机头、机身的不对称侧洗形成偏航力矩，结合方向舵偏转甚至可以实现直接侧力机动，不过仅少数技术验证机采用，如F-15S/MTD。四是导致机翼升力下降的下洗流来源：这一点又与纵向操纵和配平的要求相矛盾，在很大程度上影响了鸭式飞机的配平能力。五是在机头前方一定角度内的不利雷达散射源：由于处理鸭翼雷达散射信号的措施几乎与所有鸭翼优势所在领域的设计要求相矛盾，对于高隐身要求的飞机，其结果要么是力图兼顾隐身和气动优势，但相对达到同样效果的其他布局代价更大；要么变成徒具其形的隐身鸭式飞机，为隐身而失去大部分鸭式布局的固有优势。
要初步了解鸭翼在歼－10设计中所扮演的“角色”，我们需要了解以下几个参数。
bA：机翼平均气动弦长。
LC：鸭翼力臂，鸭翼25％均弦长处至机翼25％均弦长处的距离。随着Lc/ bA 增大，由鸭翼所带来的机翼最大升力系数增幅减小。
SC：鸭翼面积。
SW：机翼面积。
AC：鸭翼容量，LC×SC/（SW×bA）。鸭翼效率与之成正比，焦点移动量与之成线性关系。
就单个参数而言，由于估算误差等因素影响，其估算值可能并不具备实际意义。不过，将相关估算参数在同类机型中进行横向比较，却具有一定的参考价值。笔者对几种鸭式歼击机进行估算对比的结果如下：
Lc/ bA：JAS-39 SC/SW：Rafale AC：Rafale 由Lc/ bA的对比可知，几种鸭式歼击机中，JAS-39最为注重鸭翼漩涡增升的作用（倒也不是很奇怪的事，因为这套理论最早实用化就是萨伯公司的功劳），也就是说，鸭翼作为涡流发生器的作用明显。EF2000敬陪末座，意味着涡升力的利用在其设计理念中处于相对次要的位置，这也与我们所知的事实相符。而歼－10在这项对比中排名中后，表明设计上除了涡升力利用之外，还有其它因素的影响——其中最重要的因素就是下文将提到的纵向操纵/配平的要求。
AC的对比在一定程度上反映了设计方对鸭翼作为纵向操纵/配平面的考虑。Rafale估算值最小，表明达索主要将鸭翼作为配平面，而其纵向操纵主要依赖机翼升降副翼。由于SC/SW较小，为了增强配平能力，Rafale选择了比机翼更小的前缘后掠角——如果再加上机翼对鸭翼的上洗，鸭翼在大迎角下可能先于机翼失速，从而牺牲大迎角下的纵向操纵性。从Rafale A到Rafale B/C/M，其鸭翼的变化显示了达索对其配平能力的担心。Rafale B/C/M的鸭翼后缘内侧的缺口，不是“涡流发生器”，只是鸭翼弦长增大（因此面积增大）后，为避免鸭翼全正偏时与肋部进气道冲突而局部切除的结果。留意Rafale B/C/M的起飞录像就可以发现，其升降副翼略有下偏（作襟翼），而鸭翼处于全正偏状态，在这种情况下鸭翼只够配平而无法产生抬头力矩，到抬前轮的时候需要升降副翼瞬间上偏来抬头（然后再恢复到略下偏状态）。在这方面与Rafale相近的是EF2000。同样选择了中等后掠角的鸭翼，SC/SW也和Rafale相当，不过由于在涡升力增升方面的牺牲而获得了较大的鸭翼力臂，从而换取鸭翼配平能力的增强。这对于提高超音速飞行性能是有利的——如我们所知，超音速截击正是EF2000的设计重点之一。歼－10的AC估算值和这几种鸭式歼击机相比是最大的，意味着设计方对鸭翼的纵向配平和操纵能力有较高的要求。笔者也仔细观察过歼－10的公开录像，起飞时歼－10的鸭翼和升降副翼偏转状态和Rafale B/C/M非常相似，但不同之处有二：歼－10鸭翼并未处于全正偏状态，只是正偏一定角度而已（即使带3个大副油箱也是如此）；抬前轮时升降副翼仍处于略下偏状态，没有Rafale B/C/M那种升降副翼瞬间上偏的动作。这说明歼－10的鸭翼此时仍有相当的纵向操纵能力——这显然是为超音速状态准备的了。就鸭翼平面形状选择来看，歼－10和JAS-39、LAVI属于同类，选择了较大后掠角的后掠梯形翼，与Rafale和EF2000相比虽然没有牺牲大迎角操纵性，但在同样配平和操纵效率的要求下却必然导致鸭翼面积、重量和阻力的增大，这也是作出这种选择所要付出的代价。
鸭翼差动对于鸭式飞机而言可谓利弊参半。由于鸭翼涡对机头、机身的不对称侧洗带来的偏航力矩要远大于其滚转力矩，因此鸭翼差动主要用于方向控制。在大迎角方向舵效率严重下降的情况下这一点显得尤其有利。而在正常飞行状态鸭翼差动结合方向舵偏转则可以产生直接侧力，实现水平平移。不过，鸭翼差动产生的方向控制力矩与上反角有关，上反角越大偏航力矩越大（F-15S/MTD鸭翼上反角高达20°，正是为此），但同时对飞机横向稳定性的不利影响也会加大。所以现役鸭式歼击机中未见利用差动鸭翼进行辅助方向控制的设计。笔者特别留意了歼－10处于地面转弯状态的公开照片和录像片段，发现前轮转向时方向舵同步偏转——证明其飞控系统方向控制部分是与前轮转向系统联动的，但未发现鸭翼差动偏转。由此推测其方向控制机制中不包括鸭翼差动控制。
本以为可以确认歼－10鸭翼无差动设计，但却意外地看到一张地面停机照片上歼－10的鸭翼正处于差动状态。可能性之一，是这架飞机正处于液压系统加压过程中，所以鸭翼偏转不一致。不过，照片上鸭翼和外侧升降副翼的偏转状态颇为协调，令人生疑：左外升降副翼大角度下偏，左鸭翼大角度上偏，右外升降副翼小角度下偏，右鸭翼小角度上偏。由于已排除鸭翼差动用于方向控制，而鸭翼差动对于横向控制意义也不大，那就只有用于纵向配平一种可能。而从升降副翼的偏转角度推测，这种状态只能出现在大迎角飞行焦点明显前移的情况下，否则鸭翼难以配平升降副翼带来的低头力矩。也就是说，如果操纵面状态反映了真实飞行状态，就意味着歼－10在大迎角（可能超出其安全飞行迎角限制）下，仍有相当的横侧控制能力。不过，仅从照片上无从解释如何克服鸭翼差动带来的偏航力矩。笔者曾就此和好友多次讨论，仍无结果。由于没有更多相关信息，基于孤证不立的原则，歼－10鸭翼差动只能作为推测的可能性之一。
鸭翼对前方一定角度内的雷达散射是另一个让人关心的问题。鸭翼的存在的确可能增大飞机前方一定角度内的RCS，但是否因此要掘弃鸭式布局，其实有个“度”的问题在里面。简单来说：假如对前方一定角度内的RCS要求为0.5平方米，而鸭翼对此的贡献是1％（假定），那么设计方可能认为是可以接受的；但假如要求变为0.05平方米，而鸭翼贡献增至10％，那么设计方就要权衡一下这样的设计是否划算了。也就是能否以可接受的代价兼顾隐身与鸭式布局的优势，如果不能，那么改弦易辙未尝不是一个好的选择。不过，对于歼－10来说，我们不必过于担心。将EF2000作参照物：作为欧洲第一种有准隐身要求的鸭式歼击机，其前方一定角度的RCS要求为0.5平方米。那么在隐身技术相当的情况下，如果要求歼－10也达到前方一定角度的RCS为0.5平方米的水平，那么就不必对鸭翼太过在意。
综合来看，Rafale的鸭翼定位主要是涡流发生器和纵向配平面，以避免更多的要求带来鸭翼增大（以及随之而来的重量、阻力、下洗增大）的麻烦；EF2000的鸭翼定位于超音速配平面（就此而言其实和当年歼－9的固定鸭翼颇为相近），设计思路仍是类同Rafale的小鸭翼形式；歼－10、JAS-39和LAVI的定位则比较相似，都希望兼顾涡升力增升、配平和操纵的要求，但又各有侧重。JAS-39和LAVI更重视大迎角涡流增升，只是近距耦合＋大鸭翼的缺点就是鸭翼对机翼的下洗增强，中小迎角内机翼升力损失较大；而且LAVI还附带有大迎角配平困难的麻烦。歼－10鸭翼给人的感觉是各方面要求比较平均，这也从一个方面反映出该机兼顾高速拦截和空战格斗的特点。
不过，要想实现各方面均衡兼顾的目标，仅仅靠鸭翼是不够的，还有赖于机翼的针对性优化设计。
机翼
歼－10的机翼具有复杂的扭转设计，以至于早期照片刚刚公开的时候几乎让所有人误认为该机采用了双三角翼的平面形状。在已知采用三角翼的歼击机中，具有类似弯扭特点的只有LCA——其实如果留心观察，会发现EF2000的机翼也有相似的弯扭，只不过扭转角远远小于歼－10。
就整体来看，歼－10机翼从翼根到翼尖形成了非常大的扭转角。如果以扭转角的变化来仔细区分的话，可以沿前缘襟翼根弦将机翼分为内翼段和外翼段两部分：内翼段扭转角较大，而外翼段扭转角较小。
外翼段与常规三角翼的扭转设计并无明显差异。就外观而言，外翼段前缘下垂不甚明显。只是从侧面照片能看到翼尖处比较明显的弯拱，看起来是为了控制翼尖分离而选择了较大的弯度。
内翼段的弯扭设计不同于常规三角翼。通常的扭转设计是机翼前缘下垂，以减小大后掠三角翼带来的巨大诱导阻力。歼－10机翼内翼段并无前缘下垂，其扭转角实际来自机翼根弦的较大安装角。对于这一设计，笔者的看法是，可能是“反弯”设计，即机翼前缘向上扭转。原因在于，常规扭转设计前缘下垂量越大，对减小诱阻越有利，但带来的低头力矩也越大，超音速配平阻力和波阻都明显增大。内翼段“反弯”设计，有利于减小扭转带来的超音速阻力以及升降副翼的配平负担。不过，这一推测未能说服笔者的朋友。因为仅仅从照片上无法获知机翼的翼型剖面，所以无法证明内翼段的扭转究竟是“反弯”还是仅仅增大了根弦安装角的结果。谨记录于此供同好参考。
机翼扭转除了有利于减小诱阻外，还可以提供一个抬头力矩，有助于降低鸭翼的配平负担，减小配平阻力。不过，鸭式或无尾布局的三角翼歼击机基本上都采用了机翼扭转设计，其优劣得失也为我们所了解。歼－10如果希望克服这些飞机所遇到的困难，获得更理想的性能，就必然要有所突破。从这个角度看，歼－10的大扭转角设计应该有增大抬头力矩，改善配平的考虑。
根据笔者估算的重心移动范围对比来看，前述几种鸭式歼击机大致可分为两组。JAS-39和Rafale重心位置与机翼平均气动弦的相对位置处于同一个量级，也是两组中重心比较靠后的一组。这和鸭翼容量的比较结果是一致的。由于这两种飞机鸭翼容量较小，焦点相对靠后，而鸭翼载荷却不小：Rafale要配平升降副翼下偏的低头力矩，JAS-39还要兼顾纵向操纵，为了给鸭翼卸载，重心也必须处于相对靠后的位置。而另一组，歼－10、LAVI和EF2000的重心与机翼平均气动弦的相对位置比较靠前。对于这个选择，EF2000主要是出于兼顾高低速配平和高亚音速机动性的目的：仗着两台EJ90发动机推力大，选择了同尺寸飞机中堪称“超大”面积的机翼以减小翼载，但机翼太大的结果就是位置选择余地有限，太靠前了低速大迎角配平吃不消，太靠后了高速配平载荷太大，折中之后就是现在的结果。LAVI的问题比较特殊：由于选择了后缘后掠的机翼平面形状，加上放宽静稳定度，大迎角出现机翼俯仰力矩上仰（LAVI的大迎角配平问题很大程度上归“功”于此），如果重心进一步后移，结果就是大迎角配平问题更加严重；若是选择后缘平直或前掠的机翼平面形状，可以改善大迎角配平，但以LAVI的现有设计就无法保证超音速配平，如果还要加大鸭翼就会带来更多的恶性循环。
从前文提及的几个鸭翼相关参数来看，歼－10的鸭翼和LAVI比较接近，而设计要求比LAVI更多：要象Rafale一样配平升降副翼下偏的低头力矩（这一点已经由照片证实）；要象EF2000一样减小超音速配平阻力（这一点也已证实，歼－10能够创下国产飞机最大升限记录，大马赫数升阻比提高功不可没）；还要防止出现LAVI那种大迎角配平问题。根据这些信息推测，机翼大扭转设计对于实现这些配平要求起了不小的作用。由于内翼段安装角明显大于外翼段，增大了其局部迎角，飞机进入大迎角状态时内翼段可能首先失速，飞机焦点后移产生低头力矩，从而改善大迎角配平能力——而此时翼尖仍未失速，仍保持一定的横向控制能力。如果再结合略带前掠的机翼后缘设计、更大的鸭翼容量，不出意外的话应当可以解决LAVI难以解决的大迎角配平问题了。
歼－10机翼的另一个重要特点是根梢比相当大，估算在9～10之间。而其它几种鸭式三角翼歼击机的机翼根梢比基本分布在5～6之间。成飞设计的歼击机如此青睐大根梢比设计，着实令人印象深刻——歼－10而外，FC-1接近6的机翼根梢比在采用边条翼的三代机当中也颇为突出。
大根梢比的优点主要是：减少飞机超音速后的焦点后移量；机翼承受弯矩小，这种设计本身也有利于提高结构强度和刚度，减轻重量。但是大根梢比设计的麻烦也不少：由于翼尖载荷减小，导致机翼展向载荷偏离理想的椭圆分布，从而增大诱阻；而大根梢比设计本身也容易引起翼尖气流分离，增大诱阻；由于翼尖弦长短，如果要在翼尖区布置副翼和前缘襟/缝翼，甚至设置挂点，则必须要加强结构以免刚度不足，从而抵消部分减重收益。
若从保持机翼展向载荷椭圆分布的角度来看，机翼1/4弦线后掠角和根梢比有个最佳组合曲线。歼－10机翼1/4弦线后掠角和根梢比非常接近同参数无弯扭机翼的最佳组合点，虽然因其机翼具有复杂弯扭设计而使最佳组合点有所变化，但由此推测，设计人员力图减小飞机诱阻阻力的用意非常明显。
此外，根梢比不是一个孤立参数，它的变化会引起机翼相关参数的变化。这些变化对歼－10选择大根梢比也有相当重要的影响。不妨作几个假设，试窥究竟。
假设1：调整机翼根梢比为6，保持翼展和机翼参考面积不变，展弦比自然也不变。这实际上形成一组前缘和后缘斜掠角可变的机翼平面形状：在机翼前缘后掠角不变的情况下，机翼后缘斜掠角由原来的前掠变为后掠约9°（LAVI的机翼后缘后掠角约10°），结果是大迎角配平困难增大，如此改动，LAVI就是前车之鉴；而现有机翼当是考虑了马赫锥角的限制，以便令机翼处于亚音速前缘状态，如果要调整前缘后掠角，有可能使之超过马赫锥角，从而带来波阻和升力损失，以致超过了减小根梢比的收益。
假设2：调整机翼根梢比为6，保持机翼面积、前后缘斜掠角不变，只改变翼展（展弦比也随之改变）。其结果是展弦比相对原来设计下降近10％。虽说展弦比减小对改善飞机超音速性能有利，但对飞机巡航、机动、起降性能均有不利影响，对于歼－10这种希望兼顾高低速性能的歼击机来说，展弦比如此大幅度的下降也是难以接受的。
假设3：调整机翼根梢比为6，保持展弦比不变，同步增大机翼根弦、尖弦、翼展，其结果是机翼面积增大16％——这实际颇为接近EF2000的设计。这种设计固然可避免前述两种假设的缺点，还附带翼载减小的好处，但本身也有两个大麻烦：1）机翼面积加大造成鸭翼配平负担加重，歼－10同样要面对EF2000所经历的选择——更侧重旋涡增升还是配平；2）机翼面积增大造成飞机摩擦阻力增大，严重影响超音速性能，如果发动机性能无法满足要求，设计人员就得好好掂量一下了。
从假设看来，如果歼－10一定要更改根梢比，那么可能会在配平、亚音速或超音速方面付出难以接受的代价。或者反过来说，歼－10的机翼根梢比是对各方面因素折中考虑的结果。对于希望歼－10减小根梢比以获得翼尖空间增设挂点的同好来说，希望恐怕要落空了。
虽说大根梢比对于歼－10具体设计而言具有最优综合效果，但不等于说可以罔顾大根梢比的缺点。因此之故，歼－10不惜付出制造工艺复杂和成本上升的代价，刻意采用了弧形翼尖和较大弯度的翼尖翼型，以减小翼尖分离趋势，减小诱阻。
如果留意歼－10地面照片，可以发现其前缘襟翼向上偏转了一个角度，角度虽不大但明显可辨。这意味着至少在前缘襟翼设计上，歼－10是引入了反弯减阻概念的。也可以说这是歼－10机翼弯扭设计的必然结果——这种机翼在非设计状态阻力增量较大，要克服之，一是靠发动机，二是靠气动减阻。前缘襟翼反偏将有助于减小跨音速波阻。
垂尾和腹鳍
歼－10的垂尾和腹鳍设计也非常独特。如果让一个从未见过歼－10的人看其侧面照片，那么对其垂尾的第一印象必然是“大”。
不妨看看垂尾的几个相关参数对比。
垂尾面积与机翼面积之比SV/SW：歼－10最大，而Rafale、EF2000、LAVI和JAS-39等4种鸭式歼击机大致在同一水平，明显小于歼－10。
尾容量：仍是歼－10高居榜首，LAVI次之，Rafale、EF2000和JAS-39大致相当，敬陪末座。
垂尾展弦比：Rafale、EF2000和LAVI大致相当，处于前列；而歼－10和JAS-39接近，位居后列。
垂尾高度：歼－10居首，LAVI和JAS-39次之，Rafale和EF2000最末。
垂尾面积：仍以歼－10为首，Rafale和EF2000次之，LAVI和JAS-39最末。
垂尾和腹鳍的设计最严重状态是最大设计M数和低速大迎角，必须保证此状态下有足够的方向稳定性。
从最大M数来看，EF2000和JAS-39均为M2.0，且前者尺寸和歼－10相当，而歼－10无论垂尾面积和尾容量都高于EF2000，以此推测，歼－10在最大设计M数状态对方向稳定性的要求可能要高于EF2000，亦即其最大设计M数可能高于EF2000。当然，垂尾的升力线斜率对此也有影响。歼－10垂尾展弦比略低于EF2000，因此垂尾的升力线斜率也略低，不过笔者以为其差距不足以推翻前面的推测。而若从弹性效率的角度来说，较小展弦比的垂尾在大M数下弹性形变较小因而效率下降幅度较小，所以在设计水平和材料水平相当的情况下，垂尾展弦比较小对于保持大M数方向稳定性更有利一些——但这不等于说垂尾展弦比小的设计M数就小。
而在低速大迎角状态，垂尾主要受翼身涡的影响而导致效率下降，鸭翼涡对此的不利影响尤其大。改善方向稳定性的方法主要有两种：增大垂尾高度或者前移垂尾。F/A-18和F-22是前移垂尾的典型例子。不过这一措施虽有利于大迎角方向稳定性，却对大M数下的方向稳定性有不利影响，因此需加大垂尾以作补偿。歼－10垂尾高度明显超过其余4种鸭式歼击机，自然是考虑大迎角方向稳定性的结果。而如果综合考虑鸭翼的影响，歼－10的鸭翼面积最大，相对面积也只略低于LAVI而已，其对垂尾的不利影响也是最大。在歼－10垂尾参数选择上，鸭翼的“贡献”不小。对比其余4种鸭式歼击机，鸭翼相对面积最小的两种Rafale和EF2000也是垂尾高度最低的。
至于那一对腹鳍，自然是为了提高方向稳定性，补偿垂尾之不足而设置。以歼－10这样的垂尾设计，还要增设腹鳍，只有两种可能：其一，最大设计M数较高，垂尾在大气动载荷下发生的弹性形变抵消了垂尾面积增大对方向稳定性的贡献，所以必须设置腹鳍加以补偿；其二，低速大迎角下鸭翼的不利影响较大，而垂尾高度也已到极限，惟有增设腹鳍以提高方向稳定性而又不必受鸭翼的不利影响。
歼－10的腹鳍为了减小相互干扰并提高效率，设置在尾撑外侧，且位置明显靠后。典型的无尾/鸭式布局飞机由于后机身部件少，干扰阻力较正常式布局为小。歼－10这样设计虽对腹鳍本身有利，但腹鳍和尾撑的存在也增大了飞机的后体阻力，此处相对正常式布局恐怕已无多少优势。自尾喷管与机身连接整流罩前端起，歼－10尾撑离开喷管表面一段距离，这也是为了减小尾撑和腹鳍对后机身的不利干扰。
和早期原型机相比，歼－10垂尾根部整流罩略向下凸出，更贴近喷管表面。而早期原型机的垂尾根部整流罩则是下沿基本平直，明显远离喷管表面。前文提到生产型垂尾根部整流罩会与矢量喷管冲突，就是指这里。如果从防热隔热的角度出发，显然早期设计更为有利。而从气动角度出发，笔者以为：垂尾根部整流罩向下凸出部分，有利于缓和此处流管变化，减小零升阻力。考虑到这一设计出现在后期原型机和生产型上，而这批飞机采用了包括后机身“减肥”、作动筒半埋等减小零升阻力的改进措施，因此垂尾根部整流罩的变化很有可能也是针对同一目标的改进措施之一。不难想象，如果有足够的利益（比如采用矢量喷管带来的性能收益）超过了采用改进设计带来的好处，那么取消垂尾根部整流罩向下凸出部分也不是不可能的——前文说“整流罩的设计并非是影响重大而完全不可修改的”正是为此。
军械与外挂
从照片来看，歼－10的固定机载武器为1门23毫米双联航炮。从外部特征推测，当是与歼－8B所装23－3航炮的同型产品或其改进型。
此炮现已成为中国空军的主要航炮之一，在歼－8后期系列、歼轰－7系列和歼－10上均获采用。国外第三代歼击机以来，多采用转膛自动原理或加特林（转管）自动原理航炮。国内并非没有加特林航炮，不过从歼－10的选择来看，国内仍以现有的23－3类加斯特航炮综合性能最好。
歼－10航炮的位置有些出乎意料。在歼－10公开之前，笔者一直以为航炮会设置于机身与进气道交界区域或翼根附近。而实际上歼－10航炮却位于机腹前起落架舱左侧略后位置。若以空间利用的角度而言，这个位置倒是恰好。因为前起落架舱的关系，进气道下表面与机腹下表面之间有足够的空间可以容纳航炮。前起落架舱之后，进气道扩压段进一步抬升，为航炮储弹和供弹机构留出充足的空间。只是，这种位置选择在腹部进气的歼击机中确实少见：F-16的航炮置于右翼根边条处；EF2000航炮置于右翼根处；LAVI的实机照片上未见航炮，不过有资料称位于右翼根处。从承受、传递航炮后坐力的角度看，前三者可以就近利用机翼承力结构，歼－10则可以利用附近的挂点加强结构。只是不清楚航炮射击时的振动是否会对进气道产生不利影响，前述进气道加强结构的措施是否有这方面的考虑在内则不得而知。
从武器投放录像和照片判断，歼－10共设置了11个外挂点，包括：机身腹部中线1个，机身腹部两侧前后共4个，左右翼下共6个。
其中机身腹部两侧前后4个挂点布局是首次在国产歼击机上出现。之所以前后左右成对布置，就是为了将挂载物对飞机重心的影响减到最小。这样设计，也有助于充分利用机腹空间。这4个挂点，就目前所知信息来看，只能挂载250公斤低阻航弹或同口径对地攻击武器。即使按挂弹后最大机动过载4G来计算，每个挂点也要承受1000公斤力的Z轴载荷。为了承受并将载荷传递给机身主承力结构，就必然要加强相关结构并付出增重的代价。尤其是前一对挂点，正位于进气道前段前起落架舱两侧，正是最难设置传力结构的部位，其增重代价要比后一对挂点大得多——后者位于翼身连接处，可以借助附近的翼梁和机身承力框，代价相对较小。当然，这种布置并非全无好处。前起落架可以和前一对挂点共用同一个传力结构，相对于各自布置传力结构的情况而言其重量更轻一些。而更重要的是，由于挂点的存在使得前起相关结构已作加强，待日后需要增强前起承载能力的时候，要付出的代价反而更小。所以如果有一天歼－10要发展舰载型，那么它的前起落架所作的改动不会有多数人所认为的那么大。
不过无论如何，4个当前只能挂对地武器的挂点带来的增重不可避免。这也说明，歼－10并不是一种纯制空歼击机，而是设计上考虑了对地攻击能力，并愿意为此付出一定代价的“具有较强对地攻击能力的歼击机”。
若以挂点绝对数量而论，歼－10在国产军机中排名第一，并不算少。然而若以挂载方案的任务适应性而言，歼－10的挂点设置并不能令人满意。主要问题是：多数挂点用途单一，且外挂能力受重心影响远大于受自身承载能力影响。其问题的根源在于无尾/鸭式三角翼布局飞机的先天不足：三角翼的特点决定了其翼展比同样面积的其它机翼小，翼下空间也因之减少；同时三角翼通常具有较大的前缘后掠角，使得翼下挂载物的位置沿纵轴变化剧烈，严重影响飞机重心，且无尾/鸭式飞机的三角翼往往位置靠后，更加剧这一影响。以歼－10的实际情况来说，其机翼最外侧两个挂点已不能在原位悬挂武器，而必须采用前伸挂梁，以求尽量减小所挂PL-8导弹对飞机重心的影响。
这里不妨和EF2000作个对比。如不计翼尖电子吊舱，EF2000全机共计13个挂点，比歼－10多2个——多出来的2个实际得益于EF2000更大的翼展，提供了更多的翼下空间。遗憾的是，如前文所述，歼－10的发动机推力使之不可能采用EF2000那种大机翼设计。
1）空优任务
EF2000：3个副油箱，6枚中距导弹，2枚近距导弹。
歼－10：3个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹。
2）截击/防区外攻击任务
EF2000：3个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，2枚防区外导弹。
歼－10：3个副油箱，2枚近距导弹，2枚防区外武器（如2、10号挂点可承载）。
3）防空压制任务
EF2000：1个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，4枚反辐射导弹。
歼－10：1个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹，2枚反辐射导弹（如3、9号挂点可承载）。
4）多任务/“清扫”任务
EF2000：3个副油箱，3枚中距导弹，2枚近距导弹，2枚激光制导炸弹，2枚反辐射导弹，1个激光指示吊舱。
歼－10：3个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹，1个激光指示吊舱（如4/7号挂点有设计接口），3枚250公斤口径激光制导炸弹（如有）。
5）近距支援任务
EF2000：1个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，18枚“硫磺石”反装甲导弹。
歼－10：1个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹，最多16个250公斤级挂点（假定可使用歼轰－7的6联复合挂架，且3、9号挂点可承载）。
6）反舰任务
EF2000：1个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，6枚空舰导弹。
歼－10：1个副油箱，2枚近距导弹，4枚空舰导弹（如2、10号挂点可承载）。
不难看出，歼－10最主要、承载能力最强的多用途挂点就是3、9号挂点，2、10号挂点承载能力不错但可能有重心限制。所以一旦有远程任务要求，3、9号挂点必须挂副油箱的时候，歼－10的外挂火力就明显不足——即使扣除EF2000多出来的2个挂点也逊色不少。当然，换个角度看，也可以说当年歼－10研制之时空军对其远程作战能力并没有太多要求。
从现在的情况看，歼－10外挂能力实际主要受限于鸭式三角翼的固有特点，而非承载能力。因此如能针对其特点加以改进，则可获事倍功半之效。
笔者以为，近期目标应为解放2、10号挂点，其承载能力仅次于3、9号挂点，但往往出现主要攻击武器和中距导弹“争夺”两挂点的情况。如能研制出类似F-15/狂风所用的三联挂架，下挂副油箱，侧挂近距导弹（甚至重量相近的中距导弹），2、10号挂点就可以转用于其它用途，挂载方案的任务适应性将可大大改善。
中期目标为拓展4、5、7、8号机身挂点的用途，一是增加各类吊舱接口，以满足未来任务需要；二是力求增加挂载中距导弹的能力。不过，如要在此位置挂载中距导弹，则弹射挂架及其挂载物分离的相关研究需要达到实用化阶段。一来导弹串列布置，导轨式发射可能损伤后方导弹；二来导弹距进气口太近，导弹发动机尾烟可能进入进气道造成严重后果；三则从减阻考虑，最好是保形悬挂，如此则必须采用弹射发射方式。2006年珠海航展上，国产弹射挂架也曾展出，以此推测，若一切顺利，也许几年之后可以在歼－10上看到同类产品。
远期目标则是突破保形舱技术。若能研制出适用的保形舱，则3、9号挂点可以完全解放，挂载方案更多、适应性更强。
综上所述，歼－10的设计特点明显体现了其自身的定位：重视高速拦截性能与机动性能，具有较强对地攻击能力的歼击机。
在笔者看来，歼－10主要通过大推力发动机、近藕鸭式布局以及机翼复合扭转以确保飞机机动性。在保证机动性的前提上，歼－10着重解决了鸭式飞机的配平问题——与已知鸭式歼击机不同的是，歼－10尽力兼顾了低速大迎角状态、起飞襟翼增升状态和超音速状态的配平要求（如推测无误，机翼复合扭转也对此贡献良多），以实现改善操纵性、提高机翼升力线斜率以及减小超音速配平阻力等多方面要求。在此基础上，主要通过采用超音速可调进气道，配合大推力发动机以实现良好的超音速飞行性能。对地攻击能力的提高，一方面借助已有的电传飞控系统改善其低空飞行品质，另一方面主要是在限制增重的前提下提高飞机的承载能力和增加挂点。就现有的有限信息来看，歼－10的设计目的已基本达到，只是性能水准尚有待日后解密。
当然，有得必有失。歼－10的性能收益很大程度来自机翼复合扭转，它要付出的代价也主要由此而起。机翼复合扭转的确可以改善机翼性能，然而在非设计状态下其阻力也要高于常规设计，特别是跨音速波阻。即使内翼段的扭转是“反弯”设计，也只能在现有基础上减小其阻力增量；如果不是，那么代价更大。由于激波阻力是在跨音速段形成一个波峰，而后随着M数增大而缓慢下降，由此推测：歼－10会在跨音速段有一定的性能损失；而到了大马赫数段随着波阻减小，其努力改善超音速配平、高速配平阻力小的优势开始体现出来，所以才能创下国产飞机最大升限记录。除了气动方面的代价外，复杂弯扭机翼制造困难、工艺繁复，必然会增加成本、耗费更多工时。所以现代歼击机多简化为锥形扭转，以求简化工艺、降低成本。歼－10既然为追求性能不惜采用复杂弯扭设计，就必须承受这样的代价。
过去、现在、将来
歼－10研制之初，面对的是来自北方的威胁，米格－29、苏－27是它的预定作战对象。研制过程中，苏联解体，北方威胁消失，但歼－10的对手依然是苏－27。这一次，不是空中战场生死搏杀的较量，而是中国航空工业能否跟上这个时代、迈向未来的背水一战。
随着1992年引进的苏－27装备中国空军，此后10年间该机已成为中国空军头号主战装备。然而，由一种外国设计的飞机来保卫自己的天空，这是任何一个有作为的大国所不能接受的。歼－10必须在这场技术与性能的较量中击败苏－27，赢得中国空军的认可，加入中国空军的装备序列。不能忘记，40多年前，英国最后一种独立研制的大型攻击机TSR.2下马，自此以后，英国航空界再也没有独立研制出任何一种歼击机。二战期间佳作不断的航空帝国，到了今天只能作为航空产品研制的合作伙伴，即使是在EF2000项目中也未能争取到领导者的地位。如果歼－10竞争失败，那么英国航空工业的今天可能就是中国航空工业的未来。就此而言，歼－10最终成功列装中国空军，其意义绝不能低估。
而21世纪的天空，早已不是歼－10研制时的模样。就在歼－10正式公开后不久，今年2月，美国空军第1战斗机联队第27中队12架F-22临时进驻冲绳嘉手纳基地。这是F-22成军以来第一次示形威慑。歼－10在它未来的服役岁月里，必然要面对来自东面的隐形战机的威胁。
那么，歼－10将如何改进以适应未来的需要？
笔者以为，可以考虑以下几点：
一．实现“太行”发动机装机，并持续改进。歼－10虽然成功列装，但说到底还是“混血儿”。它的“俄国芯”一天不换，它在中国空军装备序列中的地位就一天不稳。“太行”装机是必行之事，也早已着手。若推测不错，年底就可见到装“中国芯”的歼－10了。“太行”定型不久，距技术成熟尚有一段距离，装机过程或有波折，然而无论如何必须装机成功，否则中国航空发动机的发展又将遭遇重大挫折。至于持续改进，除了对歼－10自身有利外，也是在积累经验，为中国航空发动机的未来铺路。中国航空工业建立数十年，没有一种自行研制的发动机走完立项——研制——定型——改进——退役的全过程，错失许多积累经验教训的机会。现在歼－10服役，“太行”定型，正是学习、积累的良机。
二．改进航电设备，特别是被当作支援设备的敌我识别系统、通讯设备、导航设备等。此类设备对单机作战能力影响不大，但在体系对抗中却有力量倍增器的作用。2006年珠海航展上，笔者见到国内某所研制的激光惯导系统。此设备若能普遍装备中国军机，则中国空军的远程作战能力将有质的提高。而且激光惯导地面校准时间只需几分钟，传统陀螺惯导则需要十几分钟时间，其价值对于截击作战而言不可估量。
三．通过采用新技术和设计手段，实现对雷达反射截面积的有效控制。对于气动外形已确定的飞机，雷达吸波涂料和吸波材料是减小RCS的有效途径。CAC对吸波涂料已有一定研究基础，而吸波材料进展如何则不为外界所知。需要说明的是，吸波涂料/材料对于特定波长的电磁波有较好的吸收效果，而对其它波长的电磁波其吸收效果明显下降。各航空大国都在进行宽频谱吸波涂料/材料的相关研究，但目前并没有取得突破性进展的报道。所以未来一段时间内，飞机隐身仍以外形隐身为主，吸波涂料/材料及其它手段为辅。对于歼－10来说，即使采用吸波涂料/材料，其隐身效果恐不宜估计过高。就实际效果而言，准隐身飞机在实战中收益有限，所以这方面的改进主要目的还是在为未来的隐身歼击机铺路。
四．有余力的前提下考虑引入推力矢量控制。如前所述，推力矢量控制要想发挥最大效能，就需要实现飞控－推进系统一体化，这方面需要做的相关工作并不少。计其收益与花费，其实不如在设计阶段就考虑推力矢量控制的新机。从这个角度来说，也是在为下一代歼击机引入推力矢量控制做准备。
除了针对飞机本身的改进外，笔者以为：歼－10作为中国自行研制的、具有较强综合作战能力的歼击机，应该而且可以为中国空中作战体系的建设发挥重要作用。工欲善其事，必先利其器。长期以来中国空中力量建设在低水平徘徊，一个重要原因是没有良好的作战平台。而现在，我们缺少的是成熟的理论与丰富的经验。F-22是威胁，是目标，但也是我们的重要参考；F-22的性能是出类拔萃，然而其真正的力量在于它所融入的那个网络作战体系。未来作战是体系对抗，我们需要做的，就是利用歼－10这样的优良平台作为节点，来搭建我们自己的作战网络体系。这一设想若能实现，其意义不亚于歼－10成功列装部队。
不管从哪个角度说，歼－10都堪称中国航空发展史上的一个里程碑，它记录了一个时代的过去，也宣告了一个新时代的开始。终有一天，我们在歼－10计划中的所学所得，将会在中国自己的第四代歼击机上开花结果。笔者期待着那一天的早日到来。
后记：此文写作过程中得到韩亚梓、YF23、木刀等诸位好友的宝贵意见和帮助，在此特别致谢！
这里不妨和EF2000作个对比。如不计翼尖电子吊舱，EF2000全机共计13个挂点，比歼－10多2个——多出来的2个实际得益于EF2000更大的翼展，提供了更多的翼下空间。遗憾的是，如前文所述，歼－10的发动机推力使之不可能采用EF2000那种大机翼设计。
1）空优任务
EF2000：3个副油箱，6枚中距导弹，2枚近距导弹。
歼－10：3个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹。
2）截击/防区外攻击任务
EF2000：3个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，2枚防区外导弹。
歼－10：3个副油箱，2枚近距导弹，2枚防区外武器（如2、10号挂点可承载）。
3）防空压制任务
EF2000：1个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，4枚反辐射导弹。
歼－10：1个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹，2枚反辐射导弹（如3、9号挂点可承载）。
4）多任务/“清扫”任务
EF2000：3个副油箱，3枚中距导弹，2枚近距导弹，2枚激光制导炸弹，2枚反辐射导弹，1个激光指示吊舱。
歼－10：3个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹，1个激光指示吊舱（如4/7号挂点有设计接口），3枚250公斤口径激光制导炸弹（如有）。
5）近距支援任务
EF2000：1个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，18枚“硫磺石”反装甲导弹。
歼－10：1个副油箱，2枚中距导弹，2枚近距导弹，最多16个250公斤级挂点（假定可使用歼轰－7的6联复合挂架，且3、9号挂点可承载）。
6）反舰任务
EF2000：1个副油箱，4枚中距导弹，2枚近距导弹，6枚空舰导弹。
歼－10：1个副油箱，2枚近距导弹，4枚空舰导弹（如2、10号挂点可承载）。
不难看出，歼－10最主要、承载能力最强的多用途挂点就是3、9号挂点，2、10号挂点承载能力不错但可能有重心限制。所以一旦有远程任务要求，3、9号挂点必须挂副油箱的时候，歼－10的外挂火力就明显不足——即使扣除EF2000多出来的2个挂点也逊色不少。当然，换个角度看，也可以说当年歼－10研制之时空军对其远程作战能力并没有太多要求。
从现在的情况看，歼－10外挂能力实际主要受限于鸭式三角翼的固有特点，而非承载能力。因此如能针对其特点加以改进，则可获事倍功半之效。
笔者以为，近期目标应为解放2、10号挂点，其承载能力仅次于3、9号挂点，但往往出现主要攻击武器和中距导弹“争夺”两挂点的情况。如能研制出类似F-15/狂风所用的三联挂架，下挂副油箱，侧挂近距导弹（甚至重量相近的中距导弹），2、10号挂点就可以转用于其它用途，挂载方案的任务适应性将可大大改善。
中期目标为拓展4、5、7、8号机身挂点的用途，一是增加各类吊舱接口，以满足未来任务需要；二是力求增加挂载中距导弹的能力。不过，如要在此位置挂载中距导弹，则弹射挂架及其挂载物分离的相关研究需要达到实用化阶段。一来导弹串列布置，导轨式发射可能损伤后方导弹；二来导弹距进气口太近，导弹发动机尾烟可能进入进气道造成严重后果；三则从减阻考虑，最好是保形悬挂，如此则必须采用弹射发射方式。2006年珠海航展上，国产弹射挂架也曾展出，以此推测，若一切顺利，也许几年之后可以在歼－10上看到同类产品。
远期目标则是突破保形舱技术。若能研制出适用的保形舱，则3、9号挂点可以完全解放，挂载方案更多、适应性更强。
综上所述，歼－10的设计特点明显体现了其自身的定位：重视高速拦截性能与机动性能，具有较强对地攻击能力的歼击机。
在笔者看来，歼－10主要通过大推力发动机、近藕鸭式布局以及机翼复合扭转以确保飞机机动性。在保证机动性的前提上，歼－10着重解决了鸭式飞机的配平问题——与已知鸭式歼击机不同的是，歼－10尽力兼顾了低速大迎角状态、起飞襟翼增升状态和超音速状态的配平要求（如推测无误，机翼复合扭转也对此贡献良多），以实现改善操纵性、提高机翼升力线斜率以及减小超音速配平阻力等多方面要求。在此基础上，主要通过采用超音速可调进气道，配合大推力发动机以实现良好的超音速飞行性能。对地攻击能力的提高，一方面借助已有的电传飞控系统改善其低空飞行品质，另一方面主要是在限制增重的前提下提高飞机的承载能力和增加挂点。就现有的有限信息来看，歼－10的设计目的已基本达到，只是性能水准尚有待日后解密。
当然，有得必有失。歼－10的性能收益很大程度来自机翼复合扭转，它要付出的代价也主要由此而起。机翼复合扭转的确可以改善机翼性能，然而在非设计状态下其阻力也要高于常规设计，特别是跨音速波阻。即使内翼段的扭转是“反弯”设计，也只能在现有基础上减小其阻力增量；如果不是，那么代价更大。由于激波阻力是在跨音速段形成一个波峰，而后随着M数增大而缓慢下降，由此推测：歼－10会在跨音速段有一定的性能损失；而到了大马赫数段随着波阻减小，其努力改善超音速配平、高速配平阻力小的优势开始体现出来，所以才能创下国产飞机最大升限记录。除了气动方面的代价外，复杂弯扭机翼制造困难、工艺繁复，必然会增加成本、耗费更多工时。所以现代歼击机多简化为锥形扭转，以求简化工艺、降低成本。歼－10既然为追求性能不惜采用复杂弯扭设计，就必须承受这样的代价。
过去、现在、将来
歼－10研制之初，面对的是来自北方的威胁，米格－29、苏－27是它的预定作战对象。研制过程中，苏联解体，北方威胁消失，但歼－10的对手依然是苏－27。这一次，不是空中战场生死搏杀的较量，而是中国航空工业能否跟上这个时代、迈向未来的背水一战。
随着1992年引进的苏－27装备中国空军，此后10年间该机已成为中国空军头号主战装备。然而，由一种外国设计的飞机来保卫自己的天空，这是任何一个有作为的大国所不能接受的。歼－10必须在这场技术与性能的较量中击败苏－27，赢得中国空军的认可，加入中国空军的装备序列。不能忘记，40多年前，英国最后一种独立研制的大型攻击机TSR.2下马，自此以后，英国航空界再也没有独立研制出任何一种歼击机。二战期间佳作不断的航空帝国，到了今天只能作为航空产品研制的合作伙伴，即使是在EF2000项目中也未能争取到领导者的地位。如果歼－10竞争失败，那么英国航空工业的今天可能就是中国航空工业的未来。就此而言，歼－10最终成功列装中国空军，其意义绝不能低估。
而21世纪的天空，早已不是歼－10研制时的模样。就在歼－10正式公开后不久，今年2月，美国空军第1战斗机联队第27中队12架F-22临时进驻冲绳嘉手纳基地。这是F-22成军以来第一次示形威慑。歼－10在它未来的服役岁月里，必然要面对来自东面的隐形战机的威胁。
那么，歼－10将如何改进以适应未来的需要？
笔者以为，可以考虑以下几点：
一．实现“太行”发动机装机，并持续改进。歼－10虽然成功列装，但说到底还是“混血儿”。它的“俄国芯”一天不换，它在中国空军装备序列中的地位就一天不稳。“太行”装机是必行之事，也早已着手。若推测不错，年底就可见到装“中国芯”的歼－10了。“太行”定型不久，距技术成熟尚有一段距离，装机过程或有波折，然而无论如何必须装机成功，否则中国航空发动机的发展又将遭遇重大挫折。至于持续改进，除了对歼－10自身有利外，也是在积累经验，为中国航空发动机的未来铺路。中国航空工业建立数十年，没有一种自行研制的发动机走完立项——研制——定型——改进——退役的全过程，错失许多积累经验教训的机会。现在歼－10服役，“太行”定型，正是学习、积累的良机。
二．改进航电设备，特别是被当作支援设备的敌我识别系统、通讯设备、导航设备等。此类设备对单机作战能力影响不大，但在体系对抗中却有力量倍增器的作用。2006年珠海航展上，笔者见到国内某所研制的激光惯导系统。此设备若能普遍装备中国军机，则中国空军的远程作战能力将有质的提高。而且激光惯导地面校准时间只需几分钟，传统陀螺惯导则需要十几分钟时间，其价值对于截击作战而言不可估量。
三．通过采用新技术和设计手段，实现对雷达反射截面积的有效控制。对于气动外形已确定的飞机，雷达吸波涂料和吸波材料是减小RCS的有效途径。CAC对吸波涂料已有一定研究基础，而吸波材料进展如何则不为外界所知。需要说明的是，吸波涂料/材料对于特定波长的电磁波有较好的吸收效果，而对其它波长的电磁波其吸收效果明显下降。各航空大国都在进行宽频谱吸波涂料/材料的相关研究，但目前并没有取得突破性进展的报道。所以未来一段时间内，飞机隐身仍以外形隐身为主，吸波涂料/材料及其它手段为辅。对于歼－10来说，即使采用吸波涂料/材料，其隐身效果恐不宜估计过高。就实际效果而言，准隐身飞机在实战中收益有限，所以这方面的改进主要目的还是在为未来的隐身歼击机铺路。
四．有余力的前提下考虑引入推力矢量控制。如前所述，推力矢量控制要想发挥最大效能，就需要实现飞控－推进系统一体化，这方面需要做的相关工作并不少。计其收益与花费，其实不如在设计阶段就考虑推力矢量控制的新机。从这个角度来说，也是在为下一代歼击机引入推力矢量控制做准备。
除了针对飞机本身的改进外，笔者以为：歼－10作为中国自行研制的、具有较强综合作战能力的歼击机，应该而且可以为中国空中作战体系的建设发挥重要作用。工欲善其事，必先利其器。长期以来中国空中力量建设在低水平徘徊，一个重要原因是没有良好的作战平台。而现在，我们缺少的是成熟的理论与丰富的经验。F-22是威胁，是目标，但也是我们的重要参考；F-22的性能是出类拔萃，然而其真正的力量在于它所融入的那个网络作战体系。未来作战是体系对抗，我们需要做的，就是利用歼－10这样的优良平台作为节点，来搭建我们自己的作战网络体系。这一设想若能实现，其意义不亚于歼－10成功列装部队。
不管从哪个角度说，歼－10都堪称中国航空发展史上的一个里程碑，它记录了一个时代的过去，也宣告了一个新时代的开始。终有一天，我们在歼－10计划中的所学所得，将会在中国自己的第四代歼击机上开花结果。笔者期待着那一天的早日到来。
后记：此文写作过程中得到韩亚梓、YF23、木刀等诸位好友的宝贵意见和帮助，在此特别致谢！
方方的文章越来越朝混稿费和混字数的方向走了，我已经在先锋军事评论过他那种对鸭式布局的偏见。感觉他好像是把美国的经验当作衡量一切的尺度。
原帖由 Dick112 于 2007-9-14 10:53 发表
垂尾和腹鳍的设计最严重状态是最大设计M数和低速大迎角，必须保证此状态下有足够的方向稳定性。
从最大M数来看，EF2000和JAS-39均为M2.0，且前者尺寸和歼－10相当，而歼－10无论垂尾面积和尾容量都高于EF2000，以此推测，歼－10在最大设计M数状态对方向稳定性的要求可能要高于EF2000，亦即其最大设计M数可能高于EF2000。当然，垂尾的升力线斜率对此也有影响。歼－10垂尾展弦比略低于EF2000，因此垂尾的升力线斜率也略低，不过笔者以为其差距不足以推翻前面的推测。而若从弹性效率的角度来说，较小展弦比的垂尾在大M数下弹性形变较小因而效率下降幅度较小，所以在设计水平和材料水平相当的情况下，垂尾展弦比较小对于保持大M数方向稳定性更有利一些——但这不等于说垂尾展弦比小的设计M数就小。
这是很明显的一段，不写白不写，写了也白写。
要说明什么问题呢？
J-10的垂尾面积那么大是为了超音速方向安定性？
那么什么导致了这架重量远不及台风和阵风的战斗机在超音速下的方向安定性不及两风呢？
垂尾的重量增加对气动特性产生了什么影响？
垂尾的升力线？——哪位大虾给我科普一下垂尾在平飞状态下是如何产生升力的？
太好了~~沙发~~安逸~雄起~~
收了，以后留着和别人讨论用呵呵。谢谢楼主:victory: :victory:
如果能把电子系统也讨论进去就更好了。:D :D
如果能把电子系统也讨论进去就更好了。:D :D
文章中有一段乱码最好能修正过来
原帖由 emile 于 2007-9-14 11:34 发表
文章中有一段乱码最好能修正过来
实在抱歉，我看的都正常，不知道哪部分乱码了！
知道以前转过没有，作者分析的如何请各位高手拍砖！
歼－10观察原载于《战场文集》，版权所有，未经许可，谢绝平面媒体和商业性网站转载。转贴请保留此信息。
方方
2006年12月，多年来传说 ...
2，美国F-22歼击机虽然是作为专用制空歼击机研制的（ATF研制历程中定位也几经转变，笔者以为当时将其定位为专用制空歼击机，是为了憧站档驮旒酆透丛映潭鹊囊蟆⒁韵忠壅交男头值TF的对地攻击任务的结果——详见拙作《败者为王》），但同样具备良好的对地攻击能力。最明显的事实是，这几年美国空军为了争取国会拨款而改变其编号以突出其定位（由F-22A到F/A-22A再回到F-22A），但飞机的基本设计根本没有改动。也就是说，无论“猛禽”的军方编号如何变化，它都不是F-15那样的专用制空歼击机。
你看东西不仔细啊老兄！:$
歼－10观察原载于《战场文集》，版权所有，未经许可，谢绝平面媒体和商业性网站转载。转贴请保留此信息。
方方
2006年12月，多年来传说 ...
2，美国F-22歼击机虽然是作为专用制空歼击机研制的（ATF研制历程中定位也几经转变，笔者以为当时将其定位为专用制空歼击机，是为了憧站档驮旒酆透丛映潭鹊囊蟆⒁韵忠壅交男头值TF的对地攻击任务的结果——详见拙作《败者为王》），但同样具备良好的对地攻击能力。最明显的事实是，这几年美国空军为了争取国会拨款而改变其编号以突出其定位（由F-22A到F/A-22A再回到F-22A），但飞机的基本设计根本没有改动。也就是说，无论“猛禽”的军方编号如何变化，它都不是F-15那样的专用制空歼击机。
你看东西不仔细啊老兄！:$
到我这里把文字补全吧:$ :lol
http://www.calf.cn/viewthread.php?tid=17029&extra=page%3D1
http://www.calf.cn/viewthread.php?tid=17029&extra=page%3D1
忒长:L :L :L
原帖由 emile 于 2007-9-14 11:57 发表
你看东西不仔细啊老兄！:$
惭愧，转贴的原文是乱码！只顾看关于j10的分析，那个f22的扫一眼带过了！
以前看过了，挂载那段挺有参考价值。
台风之所以胜出主要还是进气道两侧那四个半埋太过强悍……
台风之所以胜出主要还是进气道两侧那四个半埋太过强悍……
作者看来功底不错．但对中国军工产业的现状看来不太清楚．不过仅仅凭图片就能写成这样．也是不错了
还是少了很多图，有谁能够发一个扫描版的呀
分析的还是比较深入的，就是没想到我们的进气道要换BUMP？
靠！实在是长哇，半天才搞定。
方方及各位老大牛啊，靠看照片也能码出这么多字儿，难得。
大垂尾按照文中的解释是由大鸭翼“贡献”得到的，这个以前倒没有认真注意过。
诟病挂载系统，主要是由于10服役后，有人希望他能千里杀将。
BUMP？在对地攻击改型时可能会考虑，如果要求全包线J8II，可能狠难采用。:L
方方及各位老大牛啊，靠看照片也能码出这么多字儿，难得。
大垂尾按照文中的解释是由大鸭翼“贡献”得到的，这个以前倒没有认真注意过。
诟病挂载系统，主要是由于10服役后，有人希望他能千里杀将。
BUMP？在对地攻击改型时可能会考虑，如果要求全包线J8II，可能狠难采用。:L
好像不是吧？大垂尾的升力斜线是在飞机作侧滑等机动的时候得到的
不知道有没有人记得我在以前的帖子中曾经说过J-10设计上的“阴影”。:P
不知道有没有人记得我在以前的帖子中曾经说过J-10设计上的“阴影”。:P
:b 看来KC群落已经统一了一致观念了，关键的中心涵义在于：好飞的平台进行针对性地改进和相关配套材料、科技的进步之后，能获得事半功倍之效果！
未来两年内的10号改进型成功之日，将是27SK真正寿终正寝之时阿:D :victory:
未来两年内的10号改进型成功之日，将是27SK真正寿终正寝之时阿:D :victory:
;P
老夫想吐。。
原帖由 fr6zp 于 2007-9-14 13:19 发表
作者看来功底不错．但对中国军工产业的现状看来不太清楚．不过仅仅凭图片就能写成这样．也是不错了
老夫想吐。。
楼上的不厚道，人家想充一下大尾巴狼你都去搅局。
太长也看不懂，呵呵:D
请教当年狮的大仰角配平问题究竟是怎样的
J10的解密史=神话破灭的历史
原帖由 sunlibo1986 于 2007-9-15 17:16 发表
J10的解密史=神话破灭的历史
呵呵，似乎从来就没有神话过，很久以前就有人定位为加大推力的幻影2000
倒是su27的神话在破灭
不能老是以居高临下的姿态一味进行教育，而应首先向他们致敬，感谢他们、尊重他们.
呵呵! 这个分析文章以前看过,关于F-22的介绍就不说了,有些东西比较牵强,但有一点文主可能搞混了就是什么是静不安定,什么是静安定.文章作者在里面说的有些混乱.但从整体上来说,我还是比较喜欢这样的文章风格的,鸭式和大边条常规布局都说了些优缺点,关键是你需要什么样的布局,我想文主主要是为了强调气动布局没有最好,只有需要.他全文都在强调这样的思想.
太专业了,看不懂.
原帖由 sexthegun 于 2007-9-15 08:31 发表
:b
未来两年内的10号改进型成功之日，将是27SK真正寿终正寝之时 ...
是否应该说是“功成身退”。