关于歼20腹鳍的争论可以说是一个经久不衰的问题了。
有的人认为腹鳍在现代战斗机中似乎用的越来越少，所以是“落后”“技术不过关”的象征，比如有的人会说“阵风、台风、鹰狮、F22、F35、苏57都没有用腹鳍，腹鳍是落后技术还有什么疑问吗，你们不承认只是在自我欺骗而已”；有的人认为“腹鳍肯定会影响隐身，是不应该出现在隐身战斗机上的累赘，歼20最大/第二大的败笔就是腹鳍”；还有的人认为“腹鳍只是一种技术手段，采用腹鳍肯定是有道理的，为什么要给贴一个落后的标签不可呢？”
每次一扯到腹鳍，都会瞬间盖起摩天大楼，满楼都是口水，但细细看下来真正想了解歼20的腹鳍是怎么装上去的却几乎没有。
要我说，想了解歼20的这个腹鳍是怎么回事、腹鳍到底“落后”还是不“落后”，答案应该从美国当年的ATF中中寻找。

这里首先介绍一下：我们都知道隐身战斗机为了兼顾机动性和侧向隐身，会采用双外倾垂尾；而延续自三代战斗机的高机动需要，四代机也会有边条、鸭翼等涡流发生器，这就带来了一个问题：涡流一般从边条和机翼向外流动，流动到外倾双垂尾外侧，形成低压区；而双垂尾内侧则使高压区，压力差产生了一个作用在垂尾上的斜向下的力，抵消了一部分升力，还产生了不稳定的俯仰力矩。前者使得四代机费尽心思的各种增升措施效果弱化，后者则带来控制上的难题。
此外，由于涡流气流的方向是向外，会吹拂垂尾的内侧，这同样在垂尾上产生了斜向下的力，造成的后果是相似的

TF的本意并不是开发一种4S战斗机，而是开发一种新的战斗轰炸机，同时对未来战斗机进行探索。载歌载舞到1983年，美国空军突然向各大厂商传达：ATF将是一种集合隐身、高机动、短距起降、超音速巡航的革命性空优战斗机，尤其是隐身被正式确定为必不可少的性能指标。
我们现在都知道ATF的赢家是洛克希德马丁的F-22。但需要记住，在1983年洛马并不是最被看好的那个——最被看好的是刚刚研制了F-15的麦道公司，以及F-16的缔造者：通用动力。
通用动力实际上很早就开始探索隐身技术，在ATF在早期阶段还提出了飞翼隐身战机“酒渣”方案。结合F-16的研制经验和“酒渣”，通用很快勾勒出了自家方案：
这个方案采用两侧进气布局，和F22类似的进气道、菱形机头。为了隐身和减重，通用选用了没有任何控制面的无尾三角翼布局，在主翼后缘采用了复杂的锯齿设计。可以看出通用在这架飞机的隐身性能上是很下功夫的。

然而，涡流和外倾双垂尾之间的冲突在风洞测试中浮出了水面。为此通用不是没想过办法：比如把双垂尾放在翼尖避开涡流影响；再比如使用内倾斜双垂尾，把斜向下的力变成斜向上的力，这样还能增加一点升力······然而这些方案都被放弃了，原因很简单：不管是斜向上还是斜向下的力，只要这个力存在就会产生额外的俯仰力矩，而无尾三角翼的飞机没有鸭翼或尾翼去平衡这个力矩，造成飞机不可控。
通用动力实在不愿意放弃无尾三角翼，但又找不出很好的办法兼容外倾双垂尾。最后他们给出的方案近乎于放弃治疗：牺牲掉侧面隐身，使用单一超大垂尾。这种方案会失败也在情理之中。不过我们不能苛责通用的工程师：毕竟他们和其他ATF单位一样没有多少时间。洛马最后提交的090P和通用方案（考虑的很多，但一看就不咋地）相反，虽然看起来不错，不过细节漏洞白出，完全是仓促制作，却意外得到空军芳心。

那么F22是怎么解决这个问题的？答案是：没有解决。
根据成飞和南航发布的一篇论文，他们建立了F22的模型，进行计算机流体力学仿真，结果是边条涡流和外倾双垂尾的矛盾依然存在。
“对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于＂侧滑＂气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。
……
在研究中发现，边条翼双垂尾布局方案，在大迎角飞行条件下其垂尾会经历比较严重的抖振；同时，垂尾的存在会明显降低最大升力，伴随产生不利的抬头力矩。对于前者，国内外都做过大量的研究 。对于后者，已发表的研究结果很少，除了吕志咏等人的研究外，未见其他报道。吕志咏等人对一个三翼面双垂尾布局进行了风洞流场观测试验，认为双垂尾使机翼涡提前破裂，从而致使最大升力下降。“
洛马的工程师应该不是没有去对应这个问题——早期的F-22方案采用的是比较靠后的、类似于F-35和FC-31 2.0的后掠垂尾，后来改成了比较靠前的前缘后掠、后缘前掠垂尾，便能一定程度上缓解俯仰力矩的问题。

那么歼-20是怎么解决的呢？：分以下几步：
1、 减小垂尾面积，以此减小斜向下的力的大小
2、 采用全动垂尾，主动适应来流方向，消除气流冲击产生的斜向下的力
3、 安装双倾斜腹鳍，弥补垂尾面积小损失的偏航控制能力和大迎角偏航稳定性
4、 针对隐身性能，使用吸波蜂窝材料制作整片腹鳍，值得注意的是这种材料的强度不足以制作垂尾，但可以制作腹鳍。
这一套组合拳就是为了解决前面提到的问题，所以必须要记住：
歼20腹鳍不是一个孤立的部件，而是解决一个问题的一系列措施的其中一环，而且针对隐身采取了独特的材料措施予以解决。
我姑且不评价这套组合拳效果如何，但我认为611所的工程师们所想出来的这套方法，比通用放弃治疗的单垂尾要精细多了。

最后再谈一个问题：腹鳍是“落后”部件吗？
其实我们可以看另一个例子：进气锥是“落后”部件吗？
进气锥，无论是活动式还是固定式，作为解决超音速进气的手段，最早应用在F-104和米格-21上，是5-60年代的先进技术（早期F-104宣传照甚至要特意遮挡进气道），但在60年代以后迅速被进气斜板取代。F-15、苏-27、米格29、歼10、鹰狮等都是使用进气斜板，更进一步发展的还有斜切式固定进气道。原因很简单：进气锥的重量比进气斜板重，但效果却没有什么差别。而只需要特定优化速度段的三代机四代机连可调式进气道都不需要，自然是怎么轻怎么来！
从这个角度看，进气锥确实是“落后”部件？
然而在F-23 EMD上，进气锥却再度复活。为什么集高新技术于一身的F-23要使用进气锥呢？
原因如下所述：
“YF-23使用的切斜式固定斜板进气道最终暴露出在高机动特别是高AOA机动下会有某些溢流和流场畸变问题，最后决定在EMD上改用这种进气锥+多齿形的进气唇口。”(超大网友raptor82)
由此可见，从时间轴上来看更“先进”的切斜式固定斜板进气道，并不适合F-23，反而是“落后”的进气锥更适合。
说到底，很多航空设计要素没有绝对的“先进”“落后”之说，只有“适合”“不适合”之说，而这既要看发展潮流也要看自身取舍。硬要给一种设计贴上标签一棍子打死，是一种无可救药的死脑筋。

转完收工

我觉得NIRGUN跟LantianYY 的发言可以单独转过来

Low-Speed Wind Tunnel Buffet Testing on the F-22
大概18°AOA时F-22的机翼涡就开始受垂尾影响，F35也一样

F-22的气动设计比较早了，大垂尾肯定会带来较大的重量和阻力的
为了满足高攻角时振动的强度F-22的大垂尾需要额外加强结构的

J-20怎么减重减阻？就是靠减小气动稳定面和控制面咯（数据来自某某某某的三维分析及弗吉尼亚理工大学航天与海洋科学系的分析作业）

在超大看了这个帖子，底下有人疯狂的回什么美国F22、F35没有鸭翼没有腹鳍，所以这些都是失败设计，然后被楼主和另外几个大佬疯狂资料打脸。这种一点资料都没有的菜鸟的无能狂怒实在是太好玩了。