图 6、下表面翼身融合设计比较（图片来自网络）
另外针对 歼-20 鸭翼与主翼不共面（翼根共线）增加 RCS 的问题这里也作一说明。鸭翼不共面确实会增加回波散射源，但在经隐身修形（优化后掠角、展长和形状等）和采取吸波或透波措施情况下，测试证明翼前缘和翼尖绕射的回波可以有效抑制到 -30~-40dBm² 以下。有些军迷担心的翼根和转轴问题主要影响特定方向上的根部绕射和行波反射，实际通过设计遮挡、边缘削尖和结构化隐身处理，这类散射源在静默状态下会被抑制到基本可忽略的程度。可以十分肯定地说，歼-20 的鸭翼在无偏转或小角度偏转状态下对前向和侧向 RCS 影响均不会超过 0.001 m²。
（三）倾斜立尾
倾斜立尾与平行设计原则一样几乎已经成了隐身设计的一个代言词了，但实际倾斜后 RCS 降低情况如何，存在哪些问题，则甚少有人去关注，本文针对目前普遍采用的外倾双立尾阐述一些结论。普通战机立尾的侧向 X 波段的镜面反射和翼尖翼根绕射 RCS 合计可能达到 30dBm²，考虑立尾与机表和平尾间重叠段夹角垂直时还有角反射效应，会演进成宽俯仰角范围内的强反射。如立尾外倾 30 度，角反射效应降低到可忽略，立尾本身在侧向的 RCS 值可下降到 -11~-12dBm² 左右，倾角改为 27 度左右时，RCS 变化不明显，至多增加 1dB，如采用全复合材料及吸波结构可进一步降低。歼-20 和 T-50 的立尾外倾角略小于 F-22，单位面积 RCS 差距当在 1dB 左右。
图 7、尾部设计效果对比（图片来自网络）
立尾面积大小和形状显著影响 RCS（约与面积平方成正比），因此除外倾外，减小立尾面积甚至取消立尾，是下一代战机获得最佳隐身效果的目标方向之一。F-22 为解决大迎角偏航稳定性问题，立尾设计得十分高大，歼-20 和 T-50 在具备鸭翼或前机动边条差动能力的情况下，放宽了偏航静稳定性，减轻了立尾压力，采用了面积缩小一半的全动式小立尾。歼-20 的全动立尾翼根有菱形切角，前向和侧面 RCS 较 T-50 稍优。但由于立尾缩小，立尾对发动机喷口的遮挡作用范围也随之减小，T-50 因发动机喷口超出较多，遮挡效果较差。歼-20 的腹鳍起到了对喷口侧面遮挡作用，这无论对雷达波还是红外隐身而言都是完全有必要的措施，同时立尾和腹鳍是必然要采取吸波结构设计的。由于 歼-20 立尾加腹鳍的总侧面积仍然小于 F-22，结合翼身融合占位比高的有利条件，虽然 F-22 尾段翼身融合最优，但歼-20侧面 RCS 仍能稍占优势。同样的问题 T-50 要解决则需要对机身结构和气动进行修改，难度较大。
需要特别澄清的是，歼-20 的外倾立尾和主翼、腹鳍间并不构成直角型角反射体效应，如图8所示。有实验数据表明，当两面体间夹角超出 90 度内外 6 度以上时，角反射体宽范围强反射效应就会骤减，并趋近于正常的单平面反射特征，因此 歼-20 尾段无需担心角反射问题。但因为腹鳍向内缩进以避免与襟翼偏转空间冲突，因此形成一条纵向浅沟，造成该区域侧面边缘绕射和反射场的复杂化，有可能存在需要实测优化的地方。
（四）双斜切进气口
进气道的雷达波反射场景比较复杂，总的来说其散射可归纳为三种：进气道唇口的边缘绕射回波、腔体散射回波、与相邻机体部件间的耦合散射回波。其中唇口边缘绕射回波在入射波电极化方向与唇口边缘平行时较强；腔体散射回波包括了直射入进气道照射到发动机叶片、经过道壁多次反射照射到发动机叶片、唇口绕射波部分进入进气道等几种场景；耦合散射主要是从相邻的机身、机翼等表面反射后耦合进入进气道的场景。
实验证明，在对战机威胁最大的前向小角度范围内，四代机普遍采用的双外切 Caret 进气道（即双压缩斜板 Caret 式进气道）较普通矩形或单斜切矩形进气道唇口的绕射回波低 15~25dB，这是由于边缘双斜切，前向上没有与水平或垂直极化波平行的边缘。缺点是在前向十几度威胁角范围内，腔体散射部分因入射波大部分直射入道内，RCS 较高，当侧入射角继续增大超过进气口平面的法向角度外，进气道收集入射波的有效截面逐步减少，腔体 RCS 逐步降低。在采用 S 形进气道、涂覆 RAM 吸波涂层和在发动机前增加吸波导流板后，在非正对进气口平面的法向入射范围，典型的腔体散射部分 RCS 最大可降低 20~25dB，退居次席地位，此时边缘唇口绕射强度上升为首要回波源，特别是考虑普通 Caret 进气道仍需保留附面层隔离板和间隙，唇口总体绕射 RCS 会较 DSI 设计高。不过，应用双外切进气道设计时，经机身上相邻部件反射耦合进入进气道的机会较少是一个优点。Caret 进气道宽高比不宜过大，0.6~0.8 之间对隐身和进气效率平衡较有利。
歼-20 采用的是 DSI 和双内切进气口结合的设计，较之双外切进气道，在唇口边缘绕射方面特性相似，但没有附面层隔离板的问题，而且形成腔体散射的入射波可进入范围明显缩窄。正面由于 BUMP 鼓包遮挡了相当面积的直接入射波，因此唇口绕射和腔体散射均小于相同进口面积的普通双外切 Caret 进气道。因鼓包的存在和唇口前掠，在某些特定的前侧向入射角，经相邻机身和鼓包反射耦合进入的雷达波会有所增加，但这个角度范围较小，倾角稍增大或缩小就会演变成主要向进气道外反射的有利局面。当侧视角继续增大超过斜切角度以外时，侧唇口会完全遮挡进气道避免直接入射，侧面遮挡范围远优于双外切进气道。总体来看，DSI+双内切进气道前半球综合 RCS 较双外切 Caret 会有较明显的下降，更适合搭配隐形战机外形设计，与机身或机翼的耦合效果好，有助于减少机身浸润面积降低迎头阻力。我们可以看到生产型 F-35 的 DSI 进气口已经改成与 歼-20 类似设计了，预计这类设计也将在下一代战机设计上得到普遍采用。由于 歼-20 还有进气道较长累积吸波效果更好的优势，笔者推算前半球进气道部分相对 F-22 的综合 RCS 优势会在 5dB 左右。