猛禽与威龙简析
杨伟不可质疑，难道弗拉基米尔.吉集就能质疑？杨伟的水平高于网友，难道弗拉基米尔.吉集的水平低于网友？双标的解读，无法作为j20更先进的依据。
气动
一，配平
亚音速下，虽然j20采用了远距耦合鸭翼，但f22的平尾力臂明显大于j20升降副翼或鸭翼的力臂，如图(1)。鸭式布局主要由升降副翼配平，而升降副翼处于鸭翼的下洗气流中。而主翼翼展比平尾大的多，其产生的翼稍涡并不对平尾产生强烈影响，况且，平尾具有对喷流的引射作用。因此，鸭式布局升降副翼的配平力矩，配平效率都低于平尾。
在超音速下，全机气动焦点后移较为明显。而鸭式布局相对于常规布局气动焦点后移较小，有《未来歼击机的气动布局》为证，如图 (2)，因此产生更小的低头力矩。且高速时，全机动态重心后移幅度较大，变相增大了鸭翼的力臂。然而，f22的平尾力臂长度优势依然存在，且使用推力矢量技术。据《试飞先进战机》中飞行员描述，在高空超音速时，推力矢量比传统的气动舵面更加有效。综上，f22超音速配平能力更强。
与此同时，f22 18. 9m的机长小于 j20 20.3m的机长，俯仰惯量更小，且f22发动机仓并拢，滚转惯量更小。这导致了j20的俯仰角速度与滚转速率都不及f22。
在大攻角时，由于j20的主翼相当靠后，提供一个相当大的低头力矩，而f22主翼靠近重心，产生的低头力矩较小，更易配平。此外，由于两者翼面都集中于机身后部，因此在0°90°攻角中，必然有一攻角当飞行器超过此攻角后变为静稳定飞行器。在攻角为0度-此攻角时，飞行器为静不稳定，因此低头力矩决定最大可控攻角。由于此攻角小于45°，因此在此区间内平尾依然有很大的下偏角度，在此区间的大部分范围内常规布局都具有低头力矩优势， 如图(3) 。而超过此攻角后，飞行器变为静稳定，此时抬头力矩决定AOA。而在攻角趋向于90°时鸭式布局的抬头力矩趋向于饱和，而常规布局依然具有充足的抬头力矩。因此，常规布局的f22的A0A显著大于j20。
二，升力
1，升力体。f22的升力体设计完美，特别是尾部，由于二元矢量喷管的运用，其尾部厚度平滑减小，并且带来了超环量升力。而j20从座舱开始机身厚度几乎没有收缩，几乎不产生升力。2，平尾配平时新增一个负升力，而鸭翼配平时新增一个负升力。f22与j20都 是静不稳定设计，气动焦点都位于重心之前。只有平尾下偏，新增一个负升力，才有可能后移气动焦点至与重心重合，而鸭翼必须上偏，新增一个负升力，才有可能后移气动焦点。即使此时平尾依然产生负升力，鸭翼依然产生正升力，由于未配平时升力与空重相等，常规布局的升力依然增加了。但j20能通过使用升降副翼配平解决此问题，因此此方面无法比较。3，主翼升力系数为Cy=πλA1，其中入为展弦比。f22展弦比约为2.4，j20展弦比约为2.2。明显的，f22主翼升力系数更大。且最大升力系数由升力曲线斜率与最大可控攻角决定。由前文可知，f22的最大可控攻角显著大于j20，而f22主翼前缘后掠角也更小，因此升力曲线斜率更大。上 述两点共同导致了f22最大升力系数显著大于j20。
4，f22为边条翼设计，j20为鸭式边条翼设计，有人依据《一种小展弦比》说明j20的最大升力系数大于f22，如图(5)。但此论文与现实有两个条件不与现实相符。1，最大升力系数由升力曲线斜率与最大可控攻角决定，由上文可知，j20的最大可控攻角显著小于f22。而此论文对比的是鸭翼与边条翼的最大升力系数增量，必须控制A0A一致。因此，无法体现j20A0A的显著劣势。2，由前文《未来战斗机的气动布局》可知，在单位浸润面积下，边条翼产生的升力大于鸭翼产生的升力。而《一种小展弦比》得出边条翼最大升力系数增量小于鸭翼，明显将边条翼缩小面积以与之后鸭式边条翼布局匹配，从而控制变量。所以在此条件下，边条翼最大升力系数增量不及鸭翼在意料之中。现实中f22边条的面积与j20鸭翼边条翼的面积的关系是否与论文中一致不得而知。综上，《一种小展弦比》无法证明j20最大升力系数大于f22。
瞬盘过载n=p/2gxv^xCImax/m/s，其中Clmax为最大升力系数，m/s为翼载。据论文计算，f22翼载为377Kg/m^，j20翼载为410Kg/m^。已知j20最大升力系数更小，因此f22瞬盘角速度更大。
三,阻力
1，亚音速阻力主要为升致阻力。升致阻力为Cd= (1+A) Cy^/πλ ，其中Cy为升力系数，λ为展弦比。J20由于翼载更大，因此当升力与重力相同时升力系数必然更大。且由上文可知，f22展弦比约为2.4，j20展弦比约为2.2。因此，亚音速阻力，j20小于f22。
2，超音速阻力主要为激波阻力。由《一种小展弦比》可知，影响超音速阻力的最重要因素为机身最大横截面积。f22与j20都采用薄翼型，因此翼展大小对机身横截面积的影响可以忽略不计。机身最大横截面积一般出现在弹仓处。如图(7)，由俯视图易发现，j20弹仓处的宽度更大，另外，j20的机身外倾角度更小，底部宽度也更大。因此，可以明确得出j20的机身最大横截面积大于f22。超音速面积律方面，由于j20弹仓与主翼交错，截面积增加平缓。且主翼与垂尾靠后,优化的速度区间相对于f22更快。但我不是超算，无法作出准确判断。最后，j20长细比较大，各翼面后掠角都更大，翼面产生的波阻应当更小。综上，j20的超音速阻力与f22无法比较。
稳盘sep=(Tcosa-D)v/mg，其中T为推力，D为阻力。由上述论文可知，f22推重比为1.08，j20的推重比为1.06，f22推重比高于20。在亚音速下，f22的D更小，sep更大，而在超音速下，两者阻力无法比较，sep也无法比较。
隐身
一，侧向隐身
j20的最大横截面积大于f22，侧面积大于f22。如图 (1) ，一般战斗机的最大横截面积出现在进气道处，而不是发动机仓之间为面积律修型的翼展最大处。明显的，j20由于鸭翼的存在，最大横截面积大于f22。如图(2) ，j20由于机身更长，其与腹鳍增加的侧面积远大于f22垂尾大于j20垂尾的面积。由《f35战斗机三维重建及气动、隐身特性分析》中图4.27易发现，在侧向机身的RCS增量大于垂尾的RCS增量，这就明显说明j20的侧向隐身不及f22。
2，f22主翼翼尖切角， 抑制了尖点散射，而j20未做处理。3，j20垂尾后掠，其行波绕射无法被机身遮挡，而f22垂尾前掠，其行波绕射能被机身遮挡。再加上j20的全动垂尾端头不与任意一平面平行，且直接暴露在前方，j20的波系还要增加。4,j20为了符合面积律曲线，在喷管间挖沟，产生空腔，而f22喷管间平整，且尾部有尾椎填充。由此可见，j20隐身较弱的原因不仅是鸭翼，还有许多细节的处理。
二、前向隐身
如图(1)，j20的鸭翼及升降副翼的力臂都比f22的平尾力臂更短，因此在产生相同低头力矩时鸭翼及升降副翼的偏转角度更大。依据《鸭翼的RCS影响研究》中的结论，当雷达波构成掠入射条件且使用VV极化方式时，由于VV极化的电场垂直于扫描面，翼面偏转角度越大，在翼面表面激励起的电场分量越大，因此散射越强。2，虽然f22有附面层隔道，腔体数量更多，但j20进气道腔体更大，总的RCS值更大。腔体的RCS近似表示为:
σ=4π^a^/λ^
其中a为腔体截面积。如图(4)， 据我测量结果, j20进气道宽为f22的约1.5倍，高至少为f22的1.1倍，j20进气道增大的截面积明显大于附面层隔道的截面积。况且进气道形成空腔的原因为其底端有压气机与发动机叶片而基本封闭，但没有任何依据表明附面层隔道也有类似结构。另外j20的进气道水平扭转幅度不及f22，如图(5)。由《S弯进气道隐身设计中弯度参数研究》中的实验结果表明，无论使用何种极化方式，RCS基本随进气道水平扭转幅度增加而减小，如图(6) 。因此，论前向空腔散射，j20相比f22有过之而无不及。
三，后向隐身
如图 (7) ，依据《红外隐身技术与反红外隐身技术》，战斗机后半球隐身的重点为红外隐身，而不是雷达隐身。且由于矩形喷管在相同喷管口径下周长大于轴对称喷管，因此发动机尾焰冷却更快。依据《矩形喷管隐身技术的研究》中对轴对称喷管与矩形喷管的辐射能计算，矩形喷管的红外辐射在所有方向上都小于轴对称喷管，如图(8)。因此，f22的红外辐射小于j20，被IRST探测到的距离更小。
我们理解，对于第五代战机，隐身能力比超级机动能力对作战效能贡献更大。j20隐身、气动性能不如F-22，更多的应该是中国地缘政治环境相对恶劣导致的作战任务层面的原因，而不是在思想观念层面认为隐身、气动不重要。
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