S-54 最初是按教练机设计的，圆嘟嘟的，挺可爱
比米格-AT（下）要大一圈，作为教练机也就是训练成本大大提高，难怪落选。中间是米亚西什切夫的设计，也落选了
改成轻型战斗机后，和苏-27 的渊源更加明显
后期还加上了时髦的三翼面，进气口也移到了翼下
不过作为战斗机，总觉得更像猫，而不是虎
另一个无疾而终的苏霍伊新一代战斗机设计是神秘的 S-37“雪貂”。1991 年间，苏霍伊提出一个鸭式布局的 S-37 方案，采用单台 AL-41 发动机，和米格 I.44 共用。S-37 采用和“阵风”类似的颌下进气道、比苏-27 更加饱满的大边条、较大的近距耦合鸭翼，主翼为和苏-15TM 类似的双三角翼。90 年代初看来是俄罗斯航空界的“鸭式时代”，另一个无疾而终的米格 I.44 也是鸭式布局。不过 S-37 或许和苏-27 的三翼面系列的经验有关，三翼面苏-27 始终受限于边条、鸭翼和主翼的局促的相对位置而不能充分发挥鸭翼的作用，全新设计的 S-37 的边条和鸭翼有机地结合在一起，和主翼的关系也处理得较好。鸭翼可以起两种作用，一是涡升力，尤其在大迎角下强化主翼的升力，实际上相当于一种可调的大边条；二是配平，相当于平尾，但用升力而不是降力实现配平，减小配平阻力。近距耦合鸭翼只有涡升力的作用，“”、“”、“幼狮”都是这种情况；远距耦合只有配平作用，“”是这种情况。中距耦合可以兼顾涡升力和配平，但两者的效果也都打一点折扣， 就是这种情况。S-37 的鸭翼和主翼有所重合，应该算近距耦合，但双三角的主翼使鸭翼实际上可以等效为中距耦合，兼顾涡升力和配平。和歼-10 的更加靠后的简单三角翼主翼相比，S-37 或许更加侧重涡升力，但两者在中距耦合上的不谋而合或许说明了中俄在鸭式布局的理解上的某种默契。S-37 的定位不是很清楚，或许是和米格 I.44 的空优相配合的对地攻击飞机。S-37 的机动性应该不亚于苏-27，最大挂载可达 8,000 公斤，和苏-30 相当。作为单发的轻型（实际上是中型了）多用途战斗机，S-37 将具有良好的作战效益。但由于俄罗斯的极端经济困难，S-37 还不如米格 I.44，连绘图板都没有走下来。1992 年间，苏霍伊曾试图吸引国外的投资伙伴，但无果而终，S-37 最终成为湮没在故纸堆中的又一个“或许”。
虽然是近距耦合鸭翼，但双三角的主翼使它更接近歼-10 那样的中距耦合
比较歼-10 的中距耦合，同样兼顾涡升力和配平，中俄在这个问题上很有默契呢
欧洲“台风”的远距耦合只有配平作用，涡升力只好另外装一小块扰流板来实现，就是鸭翼和主翼之间稍上的那块小东西
“阵风”这样的近距耦合就以涡升力为主，配平作用较小了
“雪貂”折戟沉沙后，苏霍伊重新启用 S-37 的编号，但这次是远为引人注目的前掠翼的“金雕”。惊世骇俗的“金雕”采用不寻常的前掠翼，在天空中像一把飞行的大折刀一样，令人不寒而栗，更令人好奇。
前掠翼和后掠翼在二战后期的纳粹德国同时得到研究。前掠翼和后掠翼都有这么一“掠”，也就是说，机翼前缘是倾斜的。由于这个倾斜的角度，迎面气流产生的动压在机翼前缘分解为两个分量，一个沿机翼翼展方向（也就是展向），另一个垂直于翼展方向（也就是法向）。展向分量不产生升力，法向分量产生升力，还产生机翼的阻力。增大后掠角的话，法向分量相对减小，阻力相对减小，而升力的相对减小由速度的增加自然补偿。当然，在速度不足的时候，升力最终也将不足，这是大后掠翼飞机起落速度较高的道理。不过空气只认这个“掠”，对于前掠还是后掠，空气是不在乎的。既然如此，后掠翼的减阻效果也可以由前掠翼来实现，但这不是采用前掠翼的唯一原因。
前掠翼和后掠翼的展向流动对比，一个向内，一个向外
后掠翼的翼尖处理永远是一个问题，在翼尖附近，机翼下表面的高压可以绕过翼尖达到上表面，造成升力损失。后掠翼的展向气流流动是向外的，外侧迎面气流的自身展向分量和内侧过来的展向分量相叠加，展向气流流动实际上沿翼展逐渐加速。由于三言两语说不清的问题，沿展向加速的展向气流最终对升力分布产生影响，越靠近翼尖的机翼部分产生的升力越大。在大迎角飞行时，翼尖将首先失速，由于展向升力分布的原因，翼尖失速的影响更是不成比例地大，使机翼产生有效升力的翼面积大大缩小，造成严重的升力损失。
翼尖绕流导致有效翼展减小和升力损失，这个问题随后掠翼的展向流动加速而加剧，前掠翼的展向流动加速是反向的，所以翼尖升力损失的问题不大，有效翼展得以维持
前掠翼则不同，展向气流流动是向内的，最终汇集在机身两侧。机身相当于天然的巨型 “翼尖小翼”，“回收”了本来由于翼尖而损失的升力，也不易在大迎角时有翼尖失速的问题，使前掠翼在相同翼面积下可以产生更大的升力，或者只需要较小的机翼就可以产生相同的升力。更高的升力效率使前掠翼飞机可以比后掠翼飞机更轻，阻力更小，其好处不言而喻。
前掠翼的失速特性和后掠翼不同，前掠翼要到差不多整个机翼都失速的时候，才有翼尖失速问题。换句话说，前掠翼比后掠翼进入失速要晚得多，有利于维持大迎角机动性，这对战斗机特别重要。但前掠翼也有一个本质的弱点，就是气动弹性发散问题。机翼不是刚性的，是有一定的弹性的。在气流流过产生升力的同时，由于支点在翼尖之后，前掠翼的翼尖有一个天然的上扬扭矩，上扬导致局部机翼迎角增加，产生更大的升力。如果不加控制，结构很快会由于过度扭曲而损坏。后掠翼的支点在翼尖之前，翼尖在升力作用下有一个天然的后扬力矩，局部迎角减小，就没有这个问题。在早期，由于材料的限制，前掠翼无法保证结构不受损坏，后掠翼就成为唯一的选择。复合材料出现之后，可以通过所谓“气动弹性剪裁”，也就是通过纤维的走向，使结构刚性在法向高于展向，巧妙地克服气动弹性发散引起的结构问题。
前掠翼在理论上的优点的确很令人心动。美国曾经研究过 F-16 装前掠翼（前掠角 23 度）的方案，计算结果表明，相对于标准的 F-16，前掠翼方案盘旋角速度增大 14%，典型作战半径增大 34%，起落距离缩短 35-50%，但跨音速加速性能明显下降（加速时间增加 47%）。美国的格鲁曼公司和 NASA 在 80 年代曾合作研究前掠翼问题，设计了 X-29 研究机。大量试飞证明了前掠翼的很多理论优点，但也揭露了不少理论和实际脱节的地方，尤其是跨音速阻力。这是由于后掠翼可以通过增大后掠角，把机翼“藏”到机头形成的激波锥之后，至少不形成自己的额外激波锥，避免额外阻力。但前掠翼藏也没法藏，机头、机翼分别形成各自的强大激波锥，激波锥之间还有交互作用，造成额外的跨音速阻力。