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？