T-50 的进气口也双斜切，但不确定是否应用了Caret 式激波压缩的原理，从某些图片报道看进气道内似乎还存在类似 Su-27 系列的大面积压缩调节板，因此可能还不属于 Caret 进气道，但仅从隐身角度看双斜切唇口削弱前向绕射回波的目的是相同的。T-50 的进气口远退到前机动边条之后的下方，对于低空隐蔽进入的作战模式而言，面对前上方雷达波下视搜索能够提供较好的遮挡效果，同时也掩盖了下半机身缺乏隐身设计的缺陷，这也是该机的一个设计特色。不过由于进气道偏短直，为保障超音速性能又不便安置大型吸波整流结构，所以正前方和仰视方向的腔体散射会比较突出，即使在进气道壁和发动机叶片采用吸波或绝缘涂层等措施，其 RCS 也很难抑制到 0.5~1 m² 以下。
图 9、进气道设计对比（图片来自网络）
（五）行波效应
当入射波沿小角度掠向机身表面时会引起导电机身表面感应出行波，行波沿机身和翼面展向前行，遇到导电率不连续的边缘返回，同时在入射波方向形成二次反射。典型三代机前后向 10 度范围内表面行波反射 RCS 可能大于1 m²，机表的小台阶、缝隙或导电率不同的材料交接处都会显著增强行波反射 RCS，不进行处理的话可能增大 10dB 左右，因此必须谨慎抹平或缓降台阶、减少开口和缝隙，包括对机身、翼面端面和各种开口、缝隙倾斜或锯齿设计。此外，端面如果呈钝圆形行波反射较弱，但这会显著增加端面的镜面反射，两相比较当以抑制镜面反射 RCS 为重。
机身长细比对行波 RCS 也有影响，长取机头至尾喷口长度，宽取机身横截面最宽处。长细比 8 比 10 的减少 2.3dB，长细比 6 再减少 1.1dB，越往下差距越小。过于细长的机身设计从隐身角度来讲并不可取。F-22、歼-20、T-50 虽然都偏长，但由于双发和外倾的缘故机身比较宽，因此长细比都在 4~5 左右，歼-20 最大为 5，行波 RCS 差距不超过 1dB。
在前向方向，当机翼前缘或者进气道唇口前掠时，行波反射会增强，同样，在后向方向，机翼后缘如果也是相对前掠（即从前向看是后掠），那么后向行波反射也会增强，因此理想的隐形战机翼面形状最好都是梯形或菱形，这样在各方向上来看都是相对后掠。有实验测试数据表明，整机翼前掠时相对后掠的情况行波反射最大可增加 10dB。在 歼-20 上存在两种前掠情况：一是前向进气道上下唇口前掠；二是后向鸭翼和立尾后缘相对前掠。由于进气道唇口尺寸较小，对行波 RCS 增加影响较小，后向双立尾后缘尺度较大，行波 RCS 增加会较明显，参考机翼尺寸，前向可能相对增加 1dB，后向相对增加值估计在 3dB 左右，不过由于行波反射量小，在端面和表面采取了众多隐身措施的情况下，至少对 歼-20 前向 RCS 影响是很小的。类似的情况，我们在 F-22 后向上也可以发现，比如其水平尾翼后缘内切角相对前掠的情况。
从长细比和前掠角问题也可看出，歼-20 为气动确实做了一些隐身方面的让步。鸭翼+大边条+梯形主翼的气动布局根弦很长，歼-20 为此拉长了机身，DSI 进气道的侧唇口前掠，客观上为气动布局增加了可布置空间。DSI+双内切 Caret 进气道设计在降低了前半球 RCS 的同时，在行波反射方面略有损失，但由于反射量小，总体仍优于双外切 Caret。对于立尾未采用隐身更有利的梯形而用后掠外形，参考宋老的相关论文应主要是基于气动上的考虑，一方面减少倾斜立尾下部面积，降低因背部气流外洗造成内外压力差，形成附加的抬头力矩问题；另一方面，笔者猜测尾翼后掠结合腹鳍，也有利于改善后机身截面面积律变化的平滑度，降低尾部跨、超音速波阻。
降低机表面的导电率也能显著降低行波效应，如采用弱导电的介质材料可比铝表面蒙皮 RCS 降低 15dB 左右。为了防止雷达波透入机身结构，介质蒙皮诸如双马酰胺复合材料等或者在外表面刷金属漆，或者应在内表面喷溅金属导电膜，外表面采用隐身涂层，并在关键部位如转角、缝隙、边缘等结合吸波结构措施，以取得整体抑制效果。F-22 机身表面蒙皮复合材料面积超过 95%，只在发动机舱段有少量金属表面。歼-20 外观上看工艺非常光滑细致，开口目测较少，接缝细密，所采用的表面蒙皮也属质量较轻的复合材料，并实现了全机覆盖，如图 10。T-50 在这方面略差，机身据目测有可能还保留了部分铝合金蒙皮区域，开口很多未按倾斜设计，缝隙也较大，比如进气道口附近的辅助进气门格栅未作锯齿化设计，总体来看行波效应的抑制较差。
图 10、歼-20 表面材料和工艺的进步（图片来自网络）
（六）吸波材料的局部应用
吸波材料的重点涂覆部位，其实看完前面的分析也基本就清楚了，图 11 是 F-22 和 F-35 战机表面隐身处理细节方面的照片，机身上各处深色区域恰好反映出需要重点涂覆隐身材料的部位，可以看到所有重要的开口、缝隙、转角、边缘、突出物及铆接区等的边沿周围，均敷设了微凸起的吸波结构层，包括翼下隐藏挂点周围都做了考虑，细致入微，堪称经典。
图 11、F-22、F-35 表面隐身设计细节（图片来自网络）
四、 红外隐身技术
战机红外辐射主要来自发动机加热和气动力加热，除了设法降低发动机舱段、喷口和喷口附近尾焰温度外，利用尾翼等在主要威胁方位对这些部位进行遮挡也是常用方法。
二元矩形喷口由于管壁面积大有利热交换，喷焰扁平冷空气混合效果好等各种优点，其红外辐射强度较普通轴对称喷口降低 90% 以上，红外辐射波瓣变窄，是目前为止红外辐射最低的一种设计。F-35 的凹凸形锯齿轴对称喷口也能起到增强冷空气掺混作用，但降低幅度较小。由于加力燃烧时尾焰红外辐射强度和范围可能达到不加力时的 10 倍以上，四代隐身战机实现非加力超巡对隐身而言也同样至关重要。
在高热部位涂覆吸热层或变频涂层，以及应用主动降温措施，也可以有效改善红外辐射。例如 F-22 和 歼-20 的发动机舱段有外包夹层，可以在这个空间内引入冷气降温，但整体上要作平衡取舍，以免过度增加结构重量和加大雷达反射截面。由于通常的吸波涂料都不耐长时高温，类似 T-50 的裸露发动机舱段难以进行有效的雷达和红外辐射抑制，对隐身战机而言是一种不太可接受的设计。