这些措施很多人可能已经有所了解，对边缘平行合并波系的设计等网上分析已经很多，笔者在此不再推导。但对凹凸曲面机身、机翼和翼身融合体占位、倾斜立尾、双斜切进气道、行波反射的 RCS 量化特性和吸波材料的局部使用方法并不常见行诸于文，本文予以重点说明。
（一）凹凸曲面机身
实际应用证明，类似 F-117 那样多棱边机身设计并不成功，棱边的绕射问题会增加隐身措施复杂度，更为成功的是如图 2 所示几种带单棱边的凹凸曲面机身的外形，其中凹面尖劈角（a、b）在侧面正负 15 度角内隐身效果最好（见图 2），RCS 最多可降低 18~25dB，凸面（c）最差，降低 13~19dB 左右。由于凹曲面机身的这一优势，加之很容易与翼身融合一并实现，因此被广泛采用。凸曲面机身由于内容积最大，主要用于机头雷达罩（对雷达波辐射的畸变也最小）和延续的座舱段，以及各类独立尾撑。对比 F-22、歼-20 和 T-50 的机头段，我们可以发现 F-22 的侧面倾角略大于 歼-20，棱线尖劈角也相近，而 T-50 的五边形截面设计下半部分倾角偏小，但底部较浅，隐身效果方面应相差不多。
图 2、几种成功应用的低 RCS 机身外形
座舱是机身前向的一大腔体散射源，普通玻璃座舱盖无法阻止雷达波进入杂乱无章的座舱内，从而形成强烈腔体散射。采用金或铟锡金属镀膜和低 RCS 外形设计的座舱盖可以有效减少雷达波的透入，并将大部分雷达波反射到低威胁方向。对座舱内设备表面的倾斜和简洁化设计，包括关键部位涂覆吸波材料也能够进一步减低 RCS，通常来说削弱 25dB 是可以做到的。歼-20 上我们已经看到明确采用了金属膜低 RCS 座舱盖，座舱内设备外形也符合隐身设计要求，T-50 目前尚未采用，但有消息报道其生产技术已经掌握，预计在后续验证机上会应用。
（二）弱散射占位
接下来分析一个较少提及的重要隐身技术概念——弱散射占位作用。以机翼和翼身融合体为例，进行适当隐身处理后在侧面会减为弱散射源，当我们用其占住机身某段后，由于遮挡作用，这部分机身的 RCS 被替代为机翼或翼身融合体的弱散射值，从而大幅降低侧面 RCS，这就是弱散射占位的基本原理。实测效果如图 3 所示，其中两个实验体分别为翼身融合体和常规机翼+机身组合，可看出翼身融合体侧面主要威胁角内 RCS 平均低 15dBm² 以上。
图 3、机翼+机身（A+B）和翼身融合体（C+D）占位对侧面 RCS 影响
机翼本身的外形隐身处理措施主要包括斜切翼尖和端面削尖。在机翼平面上，除前后缘法线方向以外的其他方位 RCS 很低，一般在 -26~-45dBm² 左右（水平极化波回波较强）。但对于平直翼尖正对的法线方向，端面也偏钝直的情况下，0.6m 的翼尖弦长就可能造成 1m² 的 RCS，因此必须缩短平直翼尖的弦长（比如斜切），并对端面削尖，一些可偏转翼面如襟副翼侧端也同样要采取削尖措施。经修形后，在正对翼尖法线方向的 RCS 可下降 16~25dB，如涂覆吸波材料将进一步降低。机翼略有上下反时，侧面 RCS 变化基本可忽略，除边缘法线方向外机翼的 RCS 基本可抑制在 -30~-40dBm² 范围，属于典型的弱反射部件。歼-20 翼尖平直，弦长约 1.4m，如图 4，只做了端面削尖未斜切缩短弦长，与 F-35 相似，虽然翼尖超薄，但还未达隐身修形的最佳效果。究其原因，估计与气动效果平衡有关，后续改进其实可以考虑略为加长翼展再作斜切处理。
图 4、歼-20 机翼隐身修形和气动布局等综合分析（图片来自网络）
从隐身角度，采用 RCS 更低的翼身融合体是必然的，为便于分析比较通常采用占位比的概念，即被翼身融合体有效占位的机身段长和机身全长的比值。也可以机身（从机头到发动机喷口）中轴线的中点为分界，分别定义前后机身的占位比。比如 F-22 的前机身基本无机翼和大边条，占位比是 0，而后机身主翼、尾翼与机身融合良好，占位比达到 1，整机占位比为 0.5。当采用凹凸曲面机身结合翼身融合体占位设计时，类似 F-22 和 歼-20 这样的战机侧向 RCS 可以相对抑制 20dB 甚至更低（未计入立尾影响），而 B-2 这类飞翼型设计整机占位比为 1，侧向隐身效果更佳。也正是基于这个原因，目前飞翼已成为了国际上下一代战机气动布局的重点研究方向。
大后掠角的三角翼根弦很长，是除飞翼布局外占位效果最佳的，同时类似大黄蜂和 FC-1 的大边条也可等同于机翼或翼身融合体的占位作用。良好的占位需要满足几个设计原则：首先机身侧面棱线必须比较平滑地与前后翼面连接，同时棱边的尖劈角应尽量不超过 45 度，最好小于 15 度，二者的散射强度因此可能相差 10dB 左右；其次，融合体凹面和机翼根截面所占的机身表面弧段应大于凸面弧段，以优化占位效果；最后，根据作战要求，选择上、下单翼布局，比如中低空空战为主的选择上或偏上单翼，对地面进攻为主的选择中下单翼，使得曲面选择有所侧重，降低最大威胁方向 RCS。此外，机身棱边和边条相对于侧视角的倾斜角度较小，易产生较高的镜面反射 RCS，除减小棱边截面尖劈角外，还应采取吸波结构抑制反射，这点在 F-22 等战机上有应用，歼-20、T-50 亦当不例外。
图 5、歼-20 与 T-50 侧面翼身融合占位比（图片来自网络）
对于 歼-20 和 T-50，我们把符合上述原则的占位段，以及不完全符合但有一定弱反射占位效果的不完全占位段（姑且这样称谓）做一比较，如图 5 所示。歼-20 由于凹凸曲面机身、棱线和大边条设计、翼身融合设计等都符合占位条件，前机身占位比 0.38，后机身为 0.86，整机占位比 0.62，尾撑、腹鳍段不完全满足占位条件，但也形成对发动机舱和喷口的遮挡，占比 0.14，且机翼有下反和扭转，对机身遮挡效果好。T-50 前机身有效占位比 0.19，后机身为 0.69，整机 0.44，其中前部边条下表面的电子干扰舱凸起较大，机身下半部以及后机身不太符合凹凸曲面机身和翼身融合设计要求，均属不完全占位段，占 比0.245，机翼无下反或扭转。综合比较，在不计尾翼和腹鳍 RCS 的情况下，歼-20 侧面 RCS 降低效果略优于 F-22 和明显优于 T-50，由于糟糕的传统机腹部设计，T-50 还存在侧向仰视方向进气道和发动机舱侧壁与机翼下表面形成角反射的问题，见图 6。
