跨音速機動性與超音速性能是飛機設計中的一對傳統矛盾，即前者需要大展弦比、小後掠角和較大的機翼相對厚度;而後者則需要小展弦比、大後掠角和較小的機翼相對厚度，兩者很難兼顧。第三代戰鬥機在經過多方探討後，採用了放寬縱向靜安定性余度、採用中等後掠角、中等展弦比機翼、機翼變彎裝置等措施成功地解決了這一對矛盾。
　　但四代機由於強調超音速巡航(發動機在最大狀態的情況下，可以1.5以上 M數飛行30分鐘)，對飛機超音速阻力特性的要求更加苛刻(要求超音速阻力更小，這裡涉及到飛機的展弦比、後掠角、機翼相對厚度以及機身切面等指標);對飛機機動性所要求的低速最大升力係數特性(對的飛機展弦比、後掠角、機翼相對厚度等指標呈現出與超音速性能完全相反的技術要求)，也呈現出與超音速阻力特性更大的設計矛盾。
　　美國憑藉強大的發動機技術，採取常規設計方案，即常規氣動布局、中等後驚角(40%)、小展弦比(2.35)、前緣襟翼等技術，較好地解決這一難題(即在總體布局不影響跨音速機動性能的前提下，飛機的推重比又能滿足超音速巡航的要求)。但中國發動機技術落後美國三十年，以中國目前的發動機技術，採用傳統設計方案，是無法解決亞跨音速機動性要求的升阻比與超音速巡航性能要求的阻力特性方面的巨大矛盾。
　　亞跨音速升阻比決定飛機的最大航程和盤旋性能，因此，中國四代機對亞跨音速升阻比的要求是絕對不會低於三代機的;然而，由於四代機比三代機多了一個超音速巡航的要求即發動機在最大狀態下，飛機可以保持 M1.5的速度飛行)，這就使得超音速巡航的阻力特性設計，成為中國四代機總體氣動設計的臨界點，即在氣動外型和發動機推重比確定的條件下，為滿足四代機超音速巡航阻力特性的需求(最少要達到軍方的最低要求1.×M數)，必須在某些方面犧牲亞跨音速升阻比對飛機氣動設計的要求。中國四代機的機翼採用了50 度後掠角、以及比F-22A還要小的展弦比(大後掠角、小展弦比的氣動布局通常對超音速阻力特性較好，但對低速度最大升力特性和亞跨音速升阻特性不利)，就是立足中國發動機技術條件，滿足四代機超音速巡航阻力特性的設計臨界點,但這種在設計上對超音速阻力特性做出的讓步，並不能說服中國軍方同意降低對四代機亞跨音速升阻特性的要求;這種不可調合的設計矛盾表明，繼續遵循美國的設計思路研製四代機是行不通的，這就迫使中國四代機的設計者只能放棄美國常規氣動布局設計的成功經驗(俄羅斯發動機技術強於中國，所以俄羅斯的四代機在經歷一翻艱難的探索後又回到追循美國設計思路的老路，當然也有一些局部創新，但總體布局依然離不開美國的影響)，另行尋找新的解決途徑，走自己的路。
　　由於中國一直存在發動機方面的弱點，中國在研製三代機時，已尋求新的氣動布局(鴨翼)來解決跨音速機動性能與超音速性能方面的矛盾，而且，在機翼前緣翼襟的氣動效率方面已經發揮到了極限，因此，殲-10氣動布局亦不能滿足中國四代機的要求。
　　成飛設計所又提出進一步放寬縱向靜安定度來提升最大升力係數。成飛的研究表明，飛機的縱向靜安定度由三代機的3%進一步放寬到10%可產生可觀的升阻特性收益，改善跨音速、超音速升阻特性和低速最大升力係數;但缺點是會增大大迎角時的低頭控制負擔和飛控系統的複雜程度，所以只能適可而止。進一步放寬縱向靜安定度的嘗試，在權衡利弊後的總收益增量仍不能滿足四代機對亞跨音速升阻特性的要求。

為此，成飛將研究重點放到鴨翼布局的進一步創新。
　　世界航空技術已證實，正常布局的飛機採用升力體布局，在增升方面，取得了良好的效果。但至今為止，還沒有採用一種鴨翼布局的戰鬥機採用了升力體布局，這不是沒有人認識到升力體布局的巨大優勢，而是鴨翼布局飛機一般要遵循鴨翼空間位置高於機翼的設計要求，只有這樣才能通過鴨翼對機翼的下洗，使用其脫體渦之間產生有利的耦合來增加升力係數。而升力體布局從總體上難以滿足這一要求(升力體設計鴨翼與機翼基本處於同一水平位置)。
　　被超音速巡航阻力特性這個設計臨界點逼上絕路的成飛，只能選擇鴨翼升力體的試驗，以求打開一條新的通道。
　　在試驗中成飛發現，採用升力體的邊條鴨式布局飛機，只要鴨翼、邊條、機翼的距離、安裝角等等適當……，儘管鴨翼的增升效果會有所降低，但總體的升力特性優於沒有采用升力體的鴨式布局飛機，這一重大發現令中國四代機的設計者興奮不已!

　　進一步的研究表明︰採用升力體邊條翼鴨式布局的飛機，其升力特性不僅來自鴨翼、前邊條和機翼脫體渦之間的縱向耦合，而且與左右脫體渦的有利干擾有關，而正是後者在機身上誘導出相當可觀的升力，為升力特性的改善作出了巨大的貢獻。
　　更為令人振奮的是，採用升力體邊條翼鴨式布局布局，還可以選擇更小的展弦比，這無疑可以減輕發動機性能方面的壓力。成飛在試驗中發現，採用升力體邊條翼鴨式布局，在大迎角條件下，升力體邊條翼鴨式布局飛機的升力主要集中在機身和內側機翼上，在適當降低機翼展弦比後，最大升力係數出現不降反升的現象，這一發現着實驚人!

　　在常規氣動布局下，超音速阻力特性、低速最大升力特性和亞跨音速升阻特性是一對傳統的矛盾體，飛機機翼形態對超音速阻力特性的影響最為顯著，小展弦比、大後掠角機翼的超音速阻力特性較好，但對低速最大升力係數和亞跨音速阻力特性相當不利。比如米格-21，後掠角57度、展弦比2.22，其超音速性能相當好，低速性能就比較差。
　　但在升力體邊條翼鴨式布局時，這一對飛機氣動設計中的傳統矛盾體，竟然在一定程度上成為了統一體!這個新發現，使採用升力體邊條翼鴨式布局的飛機可以選擇比常規氣動布局更小的展弦比(對提升低速性能的設計臨界點相當有利)，而且低速性能比常規氣動布局更好。這一重大發現使發動機技術相對比較落後的國家，有可能立足現有技術，兼顧飛機超音速性能和低速大迎角性能，製造出成本更低的四代機。
　　成飛在航空氣動方面的一系列重大新發現，不僅為中國四代機的成功奠定了堅實的技術基礎;也為人類的航空事業做出了巨大的貢獻!這也是中國航空人第一次由航空技術的模仿者變成了創新者和領跑者。
亞跨音速度與超音速巡航升阻特性的矛盾解決了，接下來就是低速大迎角的控制問題，這涉及到四代機的非常規機動性能。
　　F- 22的大迎角控制和過失速機動，主要是通過矢量發動機來完成，但成飛在這方面對自己的要求很高。他們提出中國四代機的大迎角控制要能夠保證在矢量機構失效後，飛機
能夠從過失速迎角範圍內安全恢復(這在很大程度上考慮了中國矢量發動機技術的可靠性)。所以他們將大迎角飛行的非常規氣動力控制裝置列入研究計劃。
　　傳統的觀念認為，鴨翼的失速迎角為35度，這是以色列人提出來的，後來為各國所重視，法國的陣風就將最大迎角限制在28度，中國的殲-10則限制在26度，所以航空界一般以為在大迎角性能方面，鴨翼不如常規布局，因為鴨翼的失速迎角限制了鴨翼的大迎角性能。
　　然而，在過失速飛行中，中國試飛員確發現另一種現象，即殲-10的大迎角控制性能遠超過蘇-27(即殲-10在飛眼鏡蛇機動時的角度超過了蘇-27)。這一信息最早由雷強披露，但受到持有傳統觀念網友的廣泛質疑。
　　成飛的研究成果，證明的雷強的說法。他們的研究報告提出︰根據俯仰控制面相對於飛機重心的前後位置，飛機低頭的控制力分為兩類︰一類是加載類，即位於飛機重心之後的控制面，如平尾、後緣襟翼等，需要通過增加升力來產生低頭控制力距;一類是卸載類，即位於飛機重心之前的控制面，如鴨翼，是通過減小升力來產生低頭控制力距。在大迎角條件下，翼面產生的升力係數趨向飽和，所以加載類控制面的低頭控制能力也趨向飽和，這是常規布局大迎角控制力的一個天生的無法克服的缺點。而卸載類控制面(鴨翼)才是大迎角下有效的低頭控制裝置。中國四代機的非常規(鴨翼)氣動布局，使中國的四代機天生就享有大迎角低頭控制的優勢。
　　考慮到四代機綜合增升效果和低頭控制能力的需求，中國四代機的鴨翼面積放大到了××%量級、鴨翼的最大偏度達到-××%。這一設計使中國的四代機擁有了比殲-10更為優秀的大迎角飛行性能，也使中國四代機大迎角飛行的非常規氣動力控制裝置遠遠優於F-22和T50。
　　機動性能的設計問題解決了，四代機進入了隱身設計與氣動設計的融合。這裡只介紹一個典型的例子。
　　出於側向隱身的需要，飛機的垂直尾翼必須向內或向外傾斜，已將從水平方向入射的雷達電磁波從其它方向反射掉，這種隱身的技術需要，促使設計者必須採用雙垂尾。但雙垂尾會損失最大升力係數，最大可損失0.4的量級。這對於想盡辦法提升升力係數的設計者而言，是個相當不利的壞消息。
　　由於垂尾的不利影響是與改善升力措施聯繫在一起的，所以很難從根源上杜絕。一般可採用調整垂尾面積、位置、傾斜角、安裝位置將不利影響降到最低。但調整傾斜角和安裝角又受到最佳隱身效果的影響，必須服從隱身的需求。所以，比較可行的還是整垂尾面積和位置。成飛的研究表明，減小垂尾面積和採用無垂尾布局，是一個值得研究的方向。但鑑於無垂尾需要解決的技術難點比較多，成飛選擇了減小垂尾面積的方式。
　　受飛機方向安定性的影響，垂尾面積是無法進一步的縮小，唯一的方式是採用全動式垂尾，這樣可將垂尾的相對面積降低一半左右;但垂尾過小會影響飛機的方向安定性，特別是大M數和大迎角飛行狀態下影響更大。所以為維持飛機的方向安定性，一般全動式雙垂尾的相對面積也有個極限，不可能無限度的減小。
　　據成飛的介紹，經過優化後的全動式雙垂尾垂直尾翼，對最大升力係數的不利影響降低到了0.1的量級，同時還大大減輕了雙垂直尾的結構重量(至少減輕了尾翼的結構重量40%以上)。
　　成飛對四代機最大升力係數的渴求和設計上的斤斤計較，使中國的四代機具備了最優秀的亞跨音速機動性能。
　　成飛在四代機的設計中，除了相當重視飛機的亞跨音速性能外，對超音速阻力特性的優化也相當重視，除了在機翼設計中選擇有利於超音速阻力特性的大後掠角、小展弦比、小的機翼相對厚度外，也盡一切可能優化飛機的超音速阻力特性。比如採用了較長的機身(甚至不惜犧牲結構重量對推重比的影響)，又比如採用全動式垂直尾翼和DSI進氣道等(通過減輕結構重量來提升推重比，盡最大可能減少發動機的進氣損失等)。還有一個未加證實的消息，即中國四代機的進氣道採用了可調節的DSI進氣道，這對於進一步提升飛機的超音速性能無疑是相當重要的。也說明成飛在四代機設計中的技術創新，達到了空前絕後的高度。
　　今天，當我們以喜悅的心情審視這架完全與群不同的四代機時，可曾知道，成飛的設計人員在技術落後的情況下，為了攀登世界氣動學的顛峰所付出的一切嗎?他們的付出是完全有價值的，在他們的努力下，中國的四代機當之無愧地攀上了世界航空界氣動學的頂峰，達到“會當凌絕頂，一覽眾山小”的境界!

　　1月11日，中國四代機成功首飛，這是一個值得紀念的日子，它標誌着中國航空事業進入世界三強。但是，我們在高興的同時也要看到，中國的四代機，是一架包含着太多技術創新的飛機，至今為止，還沒有那個國家一次性將這麼多新技術融入一架飛機之中，升力體邊條翼鴨式布局、可調節式DSI進氣道、全動式垂直尾翼、大迎角飛行非常規氣動力控制裝置、隱身性能等等，這些新技術、新發明能否達到試驗室的標準值，還需要經過實踐的檢驗，還需要在試飛中不斷修正和完善。可以預料的是，由於承載了太多的新技術、創新經發現，中國四代機的試飛將是一個極為艱難和漫長的過程，其試飛的難度也將遠遠超過殲-10、F-22和T50。我們期待中國四代機的試飛早日成功!我們祝福試飛員早日將這架飽含技術人員心血和創新型高新技術的四代機送入戰鬥部隊!