歼36二号机显而易见的变化包括主起落架由纵列双轮变为并列双轮，分段襟副翼变成整体襟副翼，类似YF-23的楔形喷管变成了歼50和F-22装备的二元推力矢量喷管。而主进气道唇口也发生了变化，预示着嘉莱特进气道可能变成与歼50一样的三维内收缩进气道。

原型机的演变，是航空工业最富戏剧性与技术含量的环节。每一处微调都承载着无数次的计算机仿真、风洞试验与权衡决策。这些变更标志着歼36项目从解决“有无问题”的技术验证阶段，迈入了追求“全域优势”的作战型号优化阶段。其设计思想从对单一性能的极致追求，转向对隐身、机动、结构、保障等多维度的系统性平衡。

战斗机的起落架，常被非专业人士视为一种功能单一的“腿脚”。但在航空工程师眼中，其构型选择：无论是纵列、并列，还是更复杂的小车式起落架，直接反映了设计团队对飞机作战环境、载荷谱、结构效率及后勤保障的核心判断。歼-36二号机将主起落架从极具特色的纵列双轮变更为主流的并列双轮，绝非一个孤立的优化，而是从追求特定场景下的极致性能，转向追求全域作战环境下的综合效能与系统稳健性。为深刻理解这一转变，我们先回顾一个经典的纵列双轮案例：苏-34“鸭嘴兽”战斗轰炸机。

早期的T-10V原型机继承了苏-27系列传统的主起落架，收纳于机翼根部。在进入全面工程开发后，苏霍伊设计局毅然将主起落架改为纵列双轮布局。苏-34为容纳大型雷达和并列双座座舱，采用了极其宽阔扁平的“鸭嘴”式机头。这一设计部分挤占了机身两侧传统的起落架收纳空间。纵列式布局因其“瘦长”的形态可以较易适配这一特殊机头。作为前线战斗轰炸机，最大起飞重量高达45吨的苏-34的核心能力，是从受损的、条件简陋的前线机场起降。

其“大长腿”起落架主结构以VKS-9钢材以及VT-22钛合金制造，静止承重22000千克，因此2个主起落架加上鼻轮足以支撑最大重量的苏-34。冲击吸收能力为14300千克力/米，吸震结构缓冲行程最大40厘米。这种起落架的两个轮子都安装了一套独立的刹车系统，避免了单套刹车因过热而失效，保证了重载下的着陆安全距离和复飞能力。更重要的是，纵列双轮的两个轮胎一前一后，在跑道上形成了一条“承载轨道”。在不平地面上可以俯仰转动从而保证同时有效接地，类似于战略轰炸机、运输机等大型飞机的小车式起落架简化版。其比并列双轮的机场适应性更强，更能显著降低接地压强，使得苏34的接地压力与苏30相当。从而可与前线战斗机共享机场，有利于灵活布署，这是苏34战术生存性的基石。 

显然歼36一号机采用纵列双轮主起落架的核心驱动力源于对极端战场部署能力的追求，便于在粗糙、未铺装的跑道上起降。然而，此设计需将全部着陆冲击载荷集中于机身中线结构，导致结构重量显著增加，且地面转向灵活性较差。

二号机改为并列双轮，绝非设计的倒退，而是对飞机核心任务定位和全系统效能重新评估后的理性回归。并列双轮构型将载荷分散至机身两侧的坚固框梁上，传力路径更优，有望实现机体结构的净减重。省去的复杂承力结构重量，可转化为燃油或任务载荷，直接提升作战半径与威力。并列双轮是重型战机最成熟的布局，其检查、更换和维护流程标准化，能显著降低后勤负担，提升战时出动率。

此举也可能预示着，随着中国空军体系能力的增强，对前线机场的依赖度降低，或通过快速跑道修复这样的工程手段来保障起降，而非将“野战能力”这一单一指标置于过高的优先级，体现了从“被动适应”到“主动塑造”战场环境的战略自信。

关于襟副翼，由于无尾布局取消了水平尾翼，失去了传统战机最主要的俯仰与滚转控制面，这些操控重任都落在了机翼后缘的一系列控制面上，这些面必须同时扮演襟翼、升降舵和副翼的多重角色。在此背景下，分段式襟副翼与整体式襟副翼，其间的差异远非简单的数量变化。

分段式襟副翼是一种基于传统思维的直接解决方案。比如，B-2的后缘是复杂的双W型，后缘两侧各有3个襟副翼分布于内、外翼段，后缘中央还有一个用于低空气流稳定的“海狸尾”。B-21的后缘采用了更简单的“W”型，但仍然布置有外侧的两个襟副翼和内侧的一个襟副翼。同样，采用兰姆达翼的歼50，其机翼后缘也布置有内外侧各两个襟副翼。

内侧控制面力臂短，但处于相对稳定的流场中，适合作为“襟翼”进行大偏角增升；外侧控制面力臂长，操纵效率高，更适合作为“副翼”进行高频滚转控制。分段设计允许飞控系统根据起降、巡航、格斗等不同任务阶段，为其分配主次不同的功能。同时也提供了某种程度上的控制冗余。若一侧外侧襟副翼失效，内侧襟副翼仍能提供部分滚转控制能力。在项目初期，采用相对独立的分段设计，可以降低飞控律开发的初始复杂度，便于分系统验证。

显然，分段产生的纵向缝隙，特别是在襟副翼偏转时，破坏了机翼后缘线的连续性，产生了大量无法彻底消除的雷达散射源。而多套作动系统和支持结构带来的重量代价，在追求极致推重比和内部载油量的战机上，比传统轰炸机更为敏感。

歼36由于采用大双三角翼，机翼后缘显然比W型的兰姆达翼后缘更为平直，首先从物理上使得采用整体襟副翼成为可能。整体式设计使得整个后缘可以作为一个完整的、连续的隐身边缘进行处理，仅剩的整体襟副翼与机身的连接缝可以通过隐身密封材料、柔性导电蒙皮和精密加工技术将其雷达反射信号降至最低。

飞控方面，襟副翼从“分区控制”进化到“全域调度”。通过先进的控制分配算法，飞控系统可以指令整体式襟副翼、前缘襟翼、开裂式阻力舵和二元推力矢量协同工作，精确地合成出所需的纯俯仰、纯滚转或纯偏航力矩，从而解除了无尾布局固有的控制耦合问题。而为了在空战中快速指向，它的整体式襟副翼会与二元推力矢量进行深度耦合，做出各种非对称的、大动态的偏转，以产生较高的瞬时盘旋率。其控制律的复杂程度远超B-2和B-21。

同时，整体式大翼面结合大面积智能蒙皮，为感知和抑制机翼的颤振等气动弹性问题提供了更好的平台，飞控系统可以通过主动驱动襟副翼来相对高效的抵消整个翼面的不利振动，提升飞行品质。

进气道方面，在第六代战斗机的研发竞赛中，其已成为决定战机隐身性、超音速巡航能力与能量效率的核心战场。歼36二号机进气道唇口的显著变化，预示着其从嘉莱特进气道，可能升级为已经在歼50上验证过的、面向更高速度域、技术更为尖端的“三维内收缩进气道”。

嘉莱特进气道通过上侧和内侧两个斜面形成斜激波，大幅度提升了激波对气流的减速和压缩效率，使得进气道的压力恢复对迎角和侧滑角的敏感性比常规进气道要小，在马赫1.5-2.0超音速状态下具有较高的总压恢复系数和较好的流量捕获能力。在隐形方面，其截面可以被设计成平行四边形，从而避开直角边的角反射器效应。进气道的唇缘会设计成后掠，并且与其他飞机线条平行，从而减少飞机反射尖峰信号数量。

不过嘉莱特进气道的附面层隔道以及与机身之间明显的几何交接线，都是显著的雷达散射源。其先天构型决定了其在隐身性能上存在天花板。同时在进气道非设计工作状态时，为了获得良好的进气道与发动机的共同工作点性能，需要采用放气门把多余的空气放到机体外，会带来一定的放气阻力，并增加了重量和结构复杂度，破坏机身隐形。

而中国应用娴熟的DSI进气道，其三维乘波体压缩面和前掠进气唇口进行整体设计。鼓包压缩面上存在法向和横向压强梯度，二者的联合作用相当于一种无源附面层吹除装置，可以脱除99%的附面层气体。所以DSI进气道的攻角性能和侧滑性能随角度的变化不大，稳定性好，来流1.8马赫时，进气道的总压恢复系数仍然高达0.9，这是常规固定式进气道很难实现的。加之DSI进气道取消了大多数超音速战斗机必不可少的附面层隔道、泄放系统和旁路系统，可以实现多达300公斤的显著减重，使得飞机在性能、机动性、隐身、结构和重量等方面达到完美的平衡。

另外，歼36的背负式DSI进气道设计难度更高。沈飞副所长刘志敏担任总设计师的攻击11早就完美实现了其工程化。考虑背负式进气道在较大迎角时不能很好利用高能来流的冲压，所以必须与双三角翼进行一体化综合设计，主动利用后掠翼的复杂涡系，甚至在翼根前缘等处设计涡流发生器来产生稳定的前体涡/边条涡，从而来“塑造”和“输送”高质量气流至唇口。

通过机身上表面的三维造型，精确引导这些高能涡核的运动轨迹，使其恰好扫过背负式进气道的唇口区域，从而进一步扫除背部进气口的低能量气流，可以提高大迎角时总压恢复和降低畸变。其性能远比B-2和B-21装备的传统背负式进气道更为优秀。

但是DSI进气道复杂的前掠进气唇口和三维凸包会产生电磁散射，需要采用针对性的隐形材料。背负式DSI进气道，因为机头和机腹的天然遮蔽，对前向RCS的影响较小，是实现全向隐身的优选布局。而两侧DSI进气道，对于歼20、歼35这样的五代机，其对前向、侧向整体RCS的影响可以接受。但是对于隐形能力比五代机强1-2个数量级的六代机，占飞机整机前向RCS的30-50%的两侧进气道，其隐形能力就要更上一层楼，所以嘉莱特进气道和DSI进气道都不是最佳选择。

加之还要考虑在超过2马赫巡航速度和超过3马赫极速，以及宽速域下的超机动的整个宽广的飞行包线范围内，为发动机提供充足和平稳的空气流量，什么样的进气道才能满足这么苛刻的要求呢？

沈飞六代机已经给出了答案。歼50的进气道以全新的构型将宽速域气动和全向隐身需求熔于一炉，采用了类似吸气式高超声速飞行器的三维内收缩式进气道，无需附面层隔道、也没有传统DSI鼓包，还采用了有利于隐形的共形小截面三角形的唇口。

歼50成功完成三维内收缩式进气道的工程应用后，相信歼36迅速对两侧进气道进行了进化和迭代。具体来说，歼36的前体采用乘波体理论进行设计，且必须与进气道进行一体化设计耦合。精心设计的前体相当于前缘斜楔，其两侧产生的前缘斜激波实现了对来流的预压缩。然后超声速气流在三维内收缩式进气道的曲面压缩面上，按预定的规律继续平滑压缩。相当于用无限多级斜面代替有限级数的斜面压缩，让等熵压缩波依次交汇并迫使激波弯曲，弯曲激波及其后的等熵波共同完成对高速气流的压缩，真正实现了与气流接触的整个表面都参与了对气流的压缩，即每一寸压缩面都发挥了对气流压缩的功效。理论上通过自适应、连续的、平滑的弱激波压缩过程，总压损失可降低至5%以内，同时可以尽可能避免附面层分离，大幅度改善非设计点性能。

由此可见，这种进气道的三维曲面并不像DSI鼓包那样突起，与飞机前体的线条融合度极好，极大降低了飞行阻力和雷达散射，推测其前向RCS<-40dBsm，即0.0001m²级别。

当然，这种三维曲面的设计难度是超乎想象的。除了要考虑设计复杂的型面来产生弯曲激波，还要考虑到歼36的进气道唇口为了更好的减阻和隐形，采用了贴合机身侧面曲线、近似共形的截面，而发动机燃烧室入口通常为圆形，而为了隐形，进气道内部还要采用S形的管道。整个三维曲面要实现变截面的几何平滑过渡，要求曲面连续导数无突变，需采用沈飞招牌制造技术：五轴激光增材制造，实现高精度多自由度动态协同加工，对复杂空间曲面进行高精度增材一体化成形。

这种三维内收缩式进气道还有一个优秀的品质：因为贴合全曲面的弯曲弱激波，进气道型面的压力分布近似呈等压力梯度分布，能大幅度改善压缩面上附面层的稳定性。而传统的附面层隔道或泄除装置，DSI附面层吹除鼓包，均会产生额外气动阻力，在高马赫数和大动态飞行时其性能还算不上优秀。

当然随着速度进一步提高，三维内收缩式进气道内部依然会存在激波-附面层的干扰，使附面层气流剧烈减速，严重时气流甚至会倒流而形成分离区。反过来，分离区会使激波形状发生改变，激波根部形成分叉激波，引起激波振荡，而激波振荡又会引起进气道内表面的非定常加热、随之将引起进气道的总压畸变和气流不稳定。

沈飞歼50可能应用了等离子体技术来大幅度改善压缩面上附面层的稳定性，歼36也可能借鉴采用。我们知道，早在1982年，苏联就发现在马赫数6高超声速流动中，通过对气流施加预电离，可以将圆柱体的脱体激波推向上游,，激波阻力最多可减小40%，大幅度改变飞行器空气动力特性，实现了“四两拨千斤”的效果。

在进气道内部布置阵列式正弦交流表面介质阻挡放电 (surface dielectric barrier discharge, SDBD)等离子体激励器，其热效应机理使得局部的温升可以达到3000K，会产生瞬态的局部非定常热扰动结构，热扰动结构会逐步演化成一系列的尾迹涡，而这些尾迹涡结构可以增强附面层内部的动量交换，使附面层变得更加饱满，增强了抵抗激波产生的逆压梯度的能力。激波也随着附面层状态的变化而减弱，从而使得曲面激波进一步弱化，从而进一步改善压缩面上附面层的稳定性。

歼36摒弃性能渐趋瓶颈的嘉莱特与DSI构型，转而采用歼-50已验证的三维内收缩进气道，核心目的在于破解全向隐身、宽速域性能与超机动性之间的根本性矛盾。

关于尾喷口，在现代空战体系中，战斗机的尾向是其最脆弱的方向，而尾喷口正是这一方向上最大的热信号与雷达信号源。同时，作为推力矢量的载体，它又是实现超机动性的“利刃”。因此，尾喷口的设计，是战斗机隐身性能与飞行性能之间最深刻、最矛盾的权衡点。

歼36一号机的楔形喷管，在YF-23的“隐身与速度基石” 与F-22的“矢量机动性” 之间找到了一个精妙的平衡点。外观来看其与YF-23的喷管相似，喷管外罩与机背呈大概15度斜切，后体湿面积减少12%，喷管完美地嵌入到这个收缩的后体轮廓中，形成了一个几乎无台阶、无突变的连续光滑曲面。这种设计使得飞机在超音速飞行时，后体产生的底阻和后体阻力被降至最低。气流能够干净、平稳地离开机身，避免了在传统飞机尾部产生的巨大低压分离区。这是它能够实现更高超音速巡航速度的关键之一。

红外隐形方面，发动机喷流首先通过一个长而扁平的二元收敛-扩散喷管，然后被导入机尾上方的V形槽道中。喷流在此与冷空气混合、减速、降温，最后从机尾后上方排出。这种设计极大地抑制了红外信号，并通过将喷口埋入机体，消除了后向的雷达强反射源，从而换取极难被探测的后向信号特征。

歼36一号机喷管下部还布置有小角度偏转±10°以内的可动轻量调节片。在最大限度保留YF-23喷管在气动和隐身方面先天优势的前提下，为其注入“恰到好处”的矢量控制能力。用最低的复杂度，引入了无尾布局最急需的俯仰轴矢量控制能力。用最小的代价，解决了无尾布局在跨音速和起降阶段的核心痛点。

但是，歼36并不满足于凭借极致的超音速巡航和雷达红外隐身能力，执行“一击脱离”的截击或高速穿透任务。

我们知道，六代机之间的对抗博弈非常复杂。由于双方都处于高度隐身中，战场态势存在巨大的“战争迷雾”。你无法确切知道敌机的位置、数量、意图，甚至因为电子欺骗导致无法确定探测到的信号是真是假。加之在有人-无人编队、多域融合、AI辅助决策的共同作用下，整个作战系统会涌现出无法通过分析单个组件来预测的集体行为。所以，六代机空战双方随时可能会在中远距和近距相互转换。那么在全空域、全频谱上执行制空争夺，也包含在歼36的任务包线之中。

这样一来，一号机的“半吊子”二元推力矢量正是限制歼36机动性的最大短板。

歼50已经成功应用了二元推力矢量，其既符合战机布局扁平化的隐身要求，又可以获得直接控制力矩，同时调控雷达、红外可探测度与跨音速机动升阻比。歼50在0.8–1.2马赫跨音速区间将因为二元推力矢量获得巨大的隐身与机动收益：尾向X波段RCS降至−24dBsm，比歼20轴对称矢量喷管低55–70%。8–12微米波段红外辐射强度下降38–45%，尾追红外导弹锁定距离缩短28km。喷管冷却气量却仅需发动机总气量的2.9%。跨音速机动时通过矢量配平使得需用的发动机推力降低7.8%。

歼36的二元推力矢量喷口和歼50一样，采用了上下两大块锯齿设计的、碳化硅陶瓷基复合材料的外调节片，密度2.3g/cm³，比钛合金轻37%。内部有阻燃钛合金热端结构骨架以固定外调节片，采用电机作动器进行角度调节，还铺设了专门的冷却管路。调节片能够较好遮蔽发动机内部，降低了谐振效应，削弱雷达反射信号。

在降低红外特征方面，二元喷管的扁平形状一样可以增加高温喷流与外部冷空气的接触面积，从而加速降温过程。在喷口内部或紧邻喷口后方，还设计有专门的引射通道。高速喷出的热燃气流会产生负压，主动引射机体表面边界层的低温空气进入喷流核心区。能在喷口后1-2米内将喷流中心温度从1000°C以上骤降至600°C以下，使其辐射峰值波长移出中波红外探测器的最敏感波段。

推测歼36还和F22一样，从发动机高压压气机第5级取温度650K，压力2.1MPa的冷却气，气量约为2.9%，通过上下两片调节片的1.2mm的气膜孔，进行强制吹气降温。估计8-12微米波段辐射强度1.22W/sr，尾追红外锁定距离46km，比轴对称喷管的74km减少了28km。

在机动增强方面，虽然二元推力矢量带来了一定的增重和推力损失，但却带来了跨音速机动革命性的提升。其尾喷口上、下唇口与机身边缘平滑过渡带来的后机身修形，减少了超音速飞行的尾阻，且减阻收益大于3-5%的推力损失。对于跨音速机动中，压力中心的变化，推力矢量则提供了最直接的配平手段。

二元推力矢量还在飞机重心后方产生一个强大的、与飞行速度无关的直接俯仰力矩。这意味着，无论飞机处于何种速度、姿态，只要发动机在工作，就能获得可靠的俯仰控制能力。传统高G机动会因诱导阻力剧增而导致速度/能量快速损失。矢量喷口通过推力矢量直接改变飞行轨迹，从而在完成机动的同时更好地保持飞机的能量，即速度和高度。

虽然过失速机动在既有超视距空战中的实用价值存在争议，但是在未来的六代机之间的复杂空战博弈中，它代表了战机在极端状态下的可控性极限。拥有推力矢量能力的一方可以不再局限于时间累积，能够在飞行包线的任何区域内获得足够的控制能力。特别是在低速度、小动压或大迎角条件下，襟副翼效率急剧下降，推力矢量仍然具有可靠的控制能力，即使在飞行速度接近包线左边界与上边界时也可以完成有效的控制，同时在气动舵面故障失效时也有足够的控制补偿能力，从而快速形成角度优势，构成杀伤条件，从而一击制敌。

歼36尾喷口向二元推力矢量的转变，是一次迈向“实战化的强悍”的飞跃：超机动性所提供的战术选择权与杀伤优势，是高端空战中不可或缺的能力。

综合来看，歼36二号机的系列改进标志着其从技术验证机向成熟作战平台的转型。起落架由纵列双轮改为并列双轮，虽牺牲部分野战适应性，但通过优化载荷分布实现了结构减重，提升了维护效率。襟翼从分段式升级为整体式，使后缘隐身性能获得飞跃，配合智能飞控，实现与推力矢量、阻力舵的高效协同控制。进气道采用前体乘波和三维内收缩一体化设计，既满足了2-3马赫飞行的气动需求，又能实现前向隐身性能质的提升。尾喷口全面转向二元推力矢量，使战机具备在复杂空战环境中实施快速机动的能力。

更重要的是，中航工业通过体系化协同创新，歼50验证的三维内收缩进气道、二元推力矢量等核心技术，实现了在歼36上的高效迁移。这种跨单位、跨代际的技术融合，宛若星辰接力，照亮了中国航空工业自主创新的苍穹。