殲36二號機顯而易見的變化包括主起落架由縱列雙輪變為並列雙輪，分段襟副翼變成整體襟副翼，類似YF-23的楔形噴管變成了殲50和F-22裝備的二元推力矢量噴管。而主進氣道唇口也發生了變化，預示着嘉萊特進氣道可能變成與殲50一樣的三維內收縮進氣道。

原型機的演變，是航空工業最富戲劇性與技術含量的環節。每一處微調都承載着無數次的計算機仿真、風洞試驗與權衡決策。這些變更標誌着殲36項目從解決“有無問題”的技術驗證階段，邁入了追求“全域優勢”的作戰型號優化階段。其設計思想從對單一性能的極致追求，轉向對隱身、機動、結構、保障等多維度的系統性平衡。

戰鬥機的起落架，常被非專業人士視為一種功能單一的“腿腳”。但在航空工程師眼中，其構型選擇：無論是縱列、並列，還是更複雜的小車式起落架，直接反映了設計團隊對飛機作戰環境、載荷譜、結構效率及後勤保障的核心判斷。殲-36二號機將主起落架從極具特色的縱列雙輪變更為主流的並列雙輪，絕非一個孤立的優化，而是從追求特定場景下的極致性能，轉向追求全域作戰環境下的綜合效能與系統穩健性。為深刻理解這一轉變，我們先回顧一個經典的縱列雙輪案例：蘇-34“鴨嘴獸”戰鬥轟炸機。

早期的T-10V原型機繼承了蘇-27系列傳統的主起落架，收納於機翼根部。在進入全面工程開發後，蘇霍伊設計局毅然將主起落架改為縱列雙輪布局。蘇-34為容納大型雷達和並列雙座座艙，採用了極其寬闊扁平的“鴨嘴”式機頭。這一設計部分擠占了機身兩側傳統的起落架收納空間。縱列式布局因其“瘦長”的形態可以較易適配這一特殊機頭。

作為前線戰鬥轟炸機，最大起飛重量高達45噸的蘇-34的核心能力，是從受損的、條件簡陋的前線機場起降。其“大長腿”起落架主結構以VKS-9鋼材以及VT-22鈦合金製造，靜止承重22000千克，因此2個主起落架加上鼻輪足以支撐最大重量的蘇-34。衝擊吸收能力為14300千克力/米，吸震結構緩衝行程最大40厘米。這種起落架的兩個輪子都安裝了一套獨立的剎車系統，避免了單套剎車因過熱而失效，保證了重載下的着陸安全距離和復飛能力。更重要的是，縱列雙輪的兩個輪胎一前一後，在跑道上形成了一條“承載軌道”。在不平地面上可以俯仰轉動從而保證同時有效接地，類似於戰略轟炸機、運輸機等大型飛機的小車式起落架簡化版。其比並列雙輪的機場適應性更強，更能顯著降低接地壓強，使得蘇34的接地壓力與蘇30相當。從而可與前線戰鬥機共享機場，有利於靈活布署，這是蘇34戰術生存性的基石。 

顯然殲36一號機採用縱列雙輪主起落架的核心驅動力源於對極端戰場部署能力的追求，便於在粗糙、未鋪裝的跑道上起降。然而，此設計需將全部着陸衝擊載荷集中於機身中線結構，導致結構重量顯著增加，且地面轉向靈活性較差。

二號機改為並列雙輪，絕非設計的倒退，而是對飛機核心任務定位和全系統效能重新評估後的理性回歸。並列雙輪構型將載荷分散至機身兩側的堅固框梁上，傳力路徑更優，有望實現機體結構的淨減重。省去的複雜承力結構重量，可轉化為燃油或任務載荷，直接提升作戰半徑與威力。並列雙輪是重型戰機最成熟的布局，其檢查、更換和維護流程標準化，能顯著降低後勤負擔，提升戰時出動率。

此舉也可能預示着，隨着中國空軍體系能力的增強，對前線機場的依賴度降低，或通過快速跑道修復這樣的工程手段來保障起降，而非將“野戰能力”這一單一指標置於過高的優先級，體現了從“被動適應”到“主動塑造”戰場環境的戰略自信。

關於襟副翼，由於無尾布局取消了水平尾翼，失去了傳統戰機最主要的俯仰與滾轉控制面，這些操控重任都落在了機翼後緣的一系列控制面上，這些面必須同時扮演襟翼、升降舵和副翼的多重角色。在此背景下，分段式襟副翼與整體式襟副翼，其間的差異遠非簡單的數量變化。

分段式襟副翼是一種基於傳統思維的直接解決方案。比如，B-2的後緣是複雜的雙W型，後緣兩側各有3個襟副翼分布於內、外翼段，後緣中央還有一個用於低空氣流穩定的“海狸尾”。B-21的後緣採用了更簡單的“W”型，但仍然布置有外側的兩個襟副翼和內側的一個襟副翼。同樣，採用蘭姆達翼的殲50，其機翼後緣也布置有內外側各兩個襟副翼。

內側控制面力臂短，但處於相對穩定的流場中，適合作為“襟翼”進行大偏角增升；外側控制面力臂長，操縱效率高，更適合作為“副翼”進行高頻滾轉控制。分段設計允許飛控系統根據起降、巡航、格鬥等不同任務階段，為其分配主次不同的功能。同時也提供了某種程度上的控制冗餘。若一側外側襟副翼失效，內側襟副翼仍能提供部分滾轉控制能力。在項目初期，採用相對獨立的分段設計，可以降低飛控律開發的初始複雜度，便於分系統驗證。

顯然，分段產生的縱向縫隙，特別是在襟副翼偏轉時，破壞了機翼後緣線的連續性，產生了大量無法徹底消除的雷達散射源。而多套作動系統和支持結構帶來的重量代價，在追求極致推重比和內部載油量的戰機上，比傳統轟炸機更為敏感。

殲36由於採用大雙三角翼，機翼後緣顯然比W型的蘭姆達翼後緣更為平直，首先從物理上使得採用整體襟副翼成為可能。整體式設計使得整個後緣可以作為一個完整的、連續的隱身邊緣進行處理，僅剩的整體襟副翼與機身的連接縫可以通過隱身密封材料、柔性導電蒙皮和精密加工技術將其雷達反射信號降至最低。

飛控方面，襟副翼從“分區控制”進化到“全域調度”。通過先進的控制分配算法，飛控系統可以指令整體式襟副翼、前緣襟翼、開裂式阻力舵和二元推力矢量協同工作，精確地合成出所需的純俯仰、純滾轉或純偏航力矩，從而解除了無尾布局固有的控制耦合問題。而為了在空戰中快速指向，它的整體式襟副翼會與二元推力矢量進行深度耦合，做出各種非對稱的、大動態的偏轉，以產生較高的瞬時盤旋率。其控制律的複雜程度遠超B-2和B-21。

同時，整體式大翼面結合大面積智能蒙皮，為感知和抑制機翼的顫振等氣動彈性問題提供了更好的平台，飛控系統可以通過主動驅動襟副翼來相對高效的抵消整個翼面的不利振動，提升飛行品質。

進氣道方面，在第六代戰鬥機的研發競賽中，其已成為決定戰機隱身性、超音速巡航能力與能量效率的核心戰場。殲36二號機進氣道唇口的顯著變化，預示着其從嘉萊特進氣道，可能升級為已經在殲50上驗證過的、面向更高速度域、技術更為尖端的“三維內收縮進氣道”。

嘉萊特進氣道通過上側和內側兩個斜面形成斜激波，大幅度提升了激波對氣流的減速和壓縮效率，使得進氣道的壓力恢復對迎角和側滑角的敏感性比常規進氣道要小，在馬赫1.5-2.0超音速狀態下具有較高的總壓恢復係數和較好的流量捕獲能力。在隱形方面，其截面可以被設計成平行四邊形，從而避開直角邊的角反射器效應。進氣道的唇緣會設計成後掠，並且與其他飛機線條平行，從而減少飛機反射尖峰信號數量。

不過嘉萊特進氣道的附面層隔道以及與機身之間明顯的幾何交接線，都是顯著的雷達散射源。其先天構型決定了其在隱身性能上存在天花板。同時在進氣道非設計工作狀態時，為了獲得良好的進氣道與發動機的共同工作點性能，需要採用放氣門把多餘的空氣放到機體外，會帶來一定的放氣阻力，並增加了重量和結構複雜度，破壞機身隱形。

而中國應用嫻熟的DSI進氣道，其三維乘波體壓縮面和前掠進氣唇口進行整體設計。鼓包壓縮面上存在法向和橫向壓強梯度，二者的聯合作用相當於一種無源附面層吹除裝置，可以脫除99%的附面層氣體。所以DSI進氣道的攻角性能和側滑性能隨角度的變化不大，穩定性好，來流1.8馬赫時，進氣道的總壓恢復係數仍然高達0.9，這是常規固定式進氣道很難實現的。加之DSI進氣道取消了大多數超音速戰鬥機必不可少的附面層隔道、泄放系統和旁路系統，可以實現多達300公斤的顯著減重，使得飛機在性能、機動性、隱身、結構和重量等方面達到完美的平衡。

另外，殲36的背負式DSI進氣道設計難度更高。沈飛副所長劉志敏擔任總設計師的攻擊11早就完美實現了其工程化。考慮背負式進氣道在較大迎角時不能很好利用高能來流的衝壓，所以必須與雙三角翼進行一體化綜合設計，主動利用後掠翼的複雜渦系，甚至在翼根前緣等處設計渦流發生器來產生穩定的前體渦/邊條渦，從而來“塑造”和“輸送”高質量氣流至唇口。

通過機身上表面的三維造型，精確引導這些高能渦核的運動軌跡，使其恰好掃過背負式進氣道的唇口區域，從而進一步掃除背部進氣口的低能量氣流，可以提高大迎角時總壓恢復和降低畸變。其性能遠比B-2和B-21裝備的傳統背負式進氣道更為優秀。

但是DSI進氣道複雜的前掠進氣唇口和三維凸包會產生電磁散射，需要採用針對性的隱形材料。背負式DSI進氣道，因為機頭和機腹的天然遮蔽，對前向RCS的影響較小，是實現全向隱身的優選布局。而兩側DSI進氣道，對於殲20、殲35這樣的五代機，其對前向、側向整體RCS的影響可以接受。但是對於隱形能力比五代機強1-2個數量級的六代機，占飛機整機前向RCS的30-50%的兩側進氣道，其隱形能力就要更上一層樓，所以嘉萊特進氣道和DSI進氣道都不是最佳選擇。

加之還要考慮在超過2馬赫巡航速度和超過3馬赫極速，以及寬速域下的超機動的整個寬廣的飛行包線範圍內，為發動機提供充足和平穩的空氣流量，什麼樣的進氣道才能滿足這麼苛刻的要求呢？