B-2 作为仅仅以亚音速飞行的飞翼，其翼展大于飞机的长度。在这种非常宽的飞翼翼梢用开裂式副翼/减速板/方向舵可以在巡航和非剧烈机动时实现非常有效的方向控制。请注意下图中 B-2 翼梢的开裂式副翼/减速板/方向舵：
但是超音速的战斗机的翼展绝对不会象 B-2 那么大，而且需要做非常剧烈的机动动作。这就是为什么 B-2 可以用开裂式副翼/减速板/方向舵作为主要的方向控制手段，而 X-36 则必须额外加上发动机推力矢量才能满足要求。从下面两图中俯视图的对比上，可以看出亚音速飞翼 B-2 和验证超音速战斗机技术的 X-36 在翼展与机身长度对比上的巨大不同：
下图是波音公司在较早时设想的一种舰载战斗机想象图，这个方案也是综合了发动机推力矢量和类似开裂式的控制面。请注意机翼上表面有扰流板。当这个扰流板张开并且机翼的副翼下偏时（有些情况下后缘襟翼也可以参与下偏），可以起到与开裂式副翼/减速板/方向舵同样的作用：
类似的，X-47 舰载无人机也是利用上翼面扰流板与副翼下偏配合实现方向控制。当然，X-47 作为无须进行复杂的、剧烈的机动动作的大翼展飞机，可以凭此作为主要方向控制手段，而战斗机则必须有其他手段配合。下图是 X-47，其大张的上翼面扰流板与下偏的副翼此时不但用于方向控制，也用于在着陆中的减速：
波音公司最近又公布了一些下一代舰载战斗机的想象图，这些图的一个共同特征是没有垂尾。下面三图是第一种下一代舰载战斗机的想象图和模型照片：
下图是第二种，同样没有垂尾。这是既可以有人也可以无人驾驶的战斗机：
上面两个无垂尾战斗机方案的发动机喷口非常奇怪，我觉得波音公司为了不泄露技术窍门而“艺术”地掩盖或修改了一些内容。不过虽然看不出喷口的具体操作方式，我觉得其原理不外乎下面三种方式：
1， 本文（上）和（下）中提到的直接用推力矢量；
2， 本文（上）中提到的采用喷口后操纵面利用喷气和引射气流操纵飞机；
3， 同时用上述 1 和 2。
本文小结：
一，下一代战斗机很可能没有垂尾。原来垂尾的功能主要由或单一使用、或综合使用下面四种方式来实现：
1，发动机推力矢量；
2，综合利用发动机喷气和引射气流的控制面；
3，机翼上能起到与开裂式方向舵等效作用的多控制面的配合偏转；
4，在机头或前机身喷出发动机压气机引气。
二，当采用在机头或前机身喷出发动机压气机引气的方式时，一个额外的收益是通过调节这种喷气可以控制流经机翼和机身的涡流，从而实现一些高难度的机动。
DSI 的进一步发展
DSI 进气道因其在宽广速度范围能维持较高进气效率、重量轻、隐身的特点而应用在第五代的中国 歼-20 和美国 F-35 战斗机上。本文旨在展望 DSI 在第六代战斗机的可能前景。关于第五代战斗机 DSI 进气道，请见：从枭龙和 J-10B 的 DSI 看 歼-20 的 DSI。
1、 下一代发动机给 DSI 进气道设计以更大的灵活性
下一代军用发动机很可能是基于 ACE 技术的发动机。ACE 是 Adaptive Cycle Engine 的缩写，可以翻译为适应性循环发动机。
下图是通用电气公司对下一代 ACE 发动机的设想图，其两级低压、一级高压风扇在三个涵道的划分和可调节风扇导向叶片/静子叶片外加中间涵道活门的作用下，可以在接近涡轮喷气发动机到较大涵道比涡轮风扇发动机之间进行变化：
ACE 发动机使得 DSI 进气道可以有更加宽广的速度适应范围。ACE 发动机的一个特点是可以在接近涡轮喷气发动机到较大涵道比涡轮风扇发动机这个巨大的涵道比范围内变化。这个特点有一个辅助的优点，就是对进气道的要求降低，可以容忍较低的进气效率、较大的气流畸变、并有高的喘振裕度。这可以进一步拓宽 DSI 的速度适应范围。当然，DSI 的设计也在进步。新一代的 DSI 本身就可以进一步拓展其本来就宽广的适应范围。
为什么我强调 DSI 而不是 F-22 的 CARET 进气道在下一代战斗机的前景呢？因为 DSI 比 CARET 的速度适应范围更广、重量更轻、结构更简单。
顺便说一下，ACE 发动机还有另外一个额外的好处，就是下一代战斗机可以将固定喷口作为一个选择，而不像第五代战斗机那样必需使用可调节喷口。比如下图中的战斗机模型使用了菱形的喷口。这个喷口很可能是固定的：
