联合战斗机设计思想综述
红色联合战斗机的设计思想是在充分借鉴F—22和F—35的设计经验基础上的提出的，同时充分考虑了未来十年后航空技术的发展，力求设计出一种具有集隐身、超音速巡航、通过在制造时更换相应模块就能满足三军需要、同时造价相对低廉的通用战斗机来，为了满足设计需要，该机除了在主要设计特点上尽可能踪世界潮流和尽可能采用新技术外，在具体设计上还采用了大量的创新设计手法，其中包括一些“极端”的设计手法，以达到控制成本的目的。正在由于采用了独特的设计手法，联合战斗机在满足高性能指标的同时还能具有很高经济性要求。为控制成本，把正常起飞重量控制在十八吨左右，最大起飞重量控制在26吨以下。围绕高性能、低成本的设计思想，联合战斗机在总体设计上采用单发动机、腹部进气、大边条梯形翼、双倾斜垂直尾翼及水平尾翼的常规布局，把超音速巡航及超音速机动性能做为突出重点。
采用单发的理由；近二十年战机的使用经验和发动机研究表明，现代双发战斗机与单发战斗机相比已经没有显著的可靠性优势。现代战斗机因机械故障导致的单发的事故率和双发没有实质性的差别。美国通用动力公司在研制F—16时得出单发具有很大优势，在同样的发动机推力情况下，单发具有体积较小，造价便宜，飞行过程省油，起飞重量比较小等优点，单发可以实现8吨的空战重量，而双发就要接近10吨以上了。单发还有备件消耗低，使用及维修费用低等方面的优势。单发战斗机的尺寸小，更适合航母舰载环境的需要，在2015年，中国完全有可能研制出推力在十八吨左右的涡扇发动机，单发动力不是问题。
采用腹部进气的理由；通常认为说腹部进气对舰载机不适用，其实不然，只要设计的好，腹部进气设计舰载机照样使用！F—16在设计之处本打算采用类似于F—8“十字军战士”的进气道设计，就是为了进一步减轻重量，才竭尽全力把进气口往后推，正是因为腹部进气能提高进气效率，才被歼十采用。进气效率高也就意味着发动机工作更为经济。理想的进气道最好是单通道圆形的，这样进气道表面积最小，气流的附面层损失就小，有利于提高发动机的燃油推进效率，节省燃料也就意味着节省了结构重量！和两侧进气相比，腹部进气只需要一个附面层控制装置，也意味能节省至少三分之一的结构重量。联合战斗机由于把前起落架设置在直进气道的前面，进气道位置靠后，这一点有利于高速飞行时的稳定，也意味着能节省一部分垂直尾翼的结构重量，
采用超音速巡航及机动的理由；与第三四代战机相比，达到更为全面的战术技术要求是未来战斗机的设计方向，飞行速度、最大航程、效费比都是不容忽视的设计要求，这对于已经掌握了所有航空新技术的国家来说更是如此。从飞机总体设计看，发动机性能、隐身性能、电子对抗能力和经济指标性等都在不断发展，但一架设计好的战斗机外形却是不好改变的，从美国F—15及F—16的不断改型升级可以看出，良好的飞行性能是战斗机不断获得改进的最重要原因，就武器的发展长远趋势来看，速度性能在其他性能上了一个台阶后仍然将是战斗机作战性能进一步提升的最重要途径，因此联合战斗机在设计之初只适当考虑外形隐身，全面突出超音速巡航及超音速机动性能，然后再在以后的改进改型上步提高隐身性能和电子战水平，尽量使新设计出的战斗机机体具有更为长久的生命力和技术优势。为达到较高的飞行速度，其机翼后掠角基本上与F—22挂平。
与F—35的多种型号改进的目的一样，现役舰载战斗机的高下沉率是导致此类飞机结构重量大幅度增加的主要原因，为控制这方面的增重，联合战斗机专门为着舰配置了高精度的精确定位系统，再结合发动机推力矢量为下滑着舰提供了强有力的下滑轨迹精度保障，可以使机体在着舰时的气流迎角达到35度，此时发动机也能提供一部分垂直升力，使飞机的着舰速度控制在165千米/小时的程度，迎角下滑角度达到35度意味着着舰时机尾的高度甚至要低于机轮的高度，矢量推力技术可以在机尾部离甲板高度一米左右的高度使飞机迅速低头，使机轮触及甲板。与同类型的舰载机相比，降落时的机体动能可以减少三分之一，因此可以减少不少的结构重量，这为三军通用创造了更为充足的条件，因此空军型特意强调采用阻拦钩，采用阻拦制动是减少陆基战机降落滑跑的最有效方法。
在飞行性能的确定上还充分考虑了无人驾驭技术的发展。有人战斗机在确定机体法向过载时必须以人的过载受限值为标准，这与未来无人战斗机所能达到机动过载相差太大，因此在结构设计上为提高机体的法向过载留下了比较大的加强潜力，在以后的结构加强中不会因为具体结构尺寸的加大而影响整个设计。在设计上以舰载型为重点，然后在此基础上向空军用型号和外贸型号发展，由于未来，最后发展出供小国航母使用的水平起飞、垂直降落回收型过渡。
设计上的创新
一，采用内置倾斜安装发射管发射超高速空空导弹，超高速特性可以大大缩短交战时间，能够大幅度提高战机目视距离里的空战能力，内置发射管发射方式同时还具有占用空间小、有利于总体布局设计等优点
二，安装一门35毫米外部能源驱动滑膛机炮，采用双向弹药输送设计，可选择发射制导炮弹或袖珍炮射导弹。炮射导弹采用分装式，前部为导引头及战斗部，后部为容纳推进发动机、推进剂的后弹体和炮膛发射药，在弹箱中呈按前后弹体交错排列，前后弹体之间有插入式对接口，射击时前部弹体先进膛，后部弹体后上膛，借助两弹体之间的插入式对接装置在炮膛内完成对接，弹链采用高强度线索结合一些超小塑料件组成。
三，主起落架采用支柱与机体之间可分离设计，起降和停放时支柱铰接轴在在机体上，在起飞后支柱通过电机完成主机轮的收起，降落时则反向移动支柱，完成主机轮的放下。这种设计优化机体结构，同时缩小机身下开口有利于隐射。腹部进气道的前方安装前起落架，避开进气道结构薄弱，不便于安装前起落架的弊端，同时增加机身上部的有效储油空间。
四，采用了前轮导向拖索弹射方式，这种弹射方式结合了前轮拖曳弹射和拖索弹射的各自优点，同时又能克服前轮拖曳弹射必须加强前起落架的弊端，在航母甲板上弹射起飞时具有与前轮拖曳弹射一样的效果。与老式的拖索弹射相比，还省却了必须要安装在机身上的弹射钩。
五，适当降低了座舱盖高度和宽度，利用摄像机和投影技术为飞行员提供方位视界，使飞行员在低高度座舱中仍然还具有不亚于第四代战斗机的座舱视界，低置座舱为提高战斗机的总体性能创造了充足的条件。
六，为减轻飞行过程中的头部负担，头盔与座椅之间设置了“智能悬挂”减负吊杆，该装置能根据需要产生反抗重力及垂直过载力的向上“浮力”可承担头盔的大部分重量，大幅度减轻飞行员颈部压力，也为提高头盔显示器的性能创造了条件。
七，使用液压代替原来的气压为抗荷服提供加压需要。液压抗荷服不需要从发动机引气，也不存在要对加压空气进行干燥处理，加压管道直径也比较小，不但能节省燃料消耗，还简化了整个系统的技术复杂性。液体抗荷服加压过程迅速，可显著提高飞行员的抗过载能力，不需要加压时飞行员感觉要比适当加压的气压抗荷服舒适的多。
八，新型弹射座椅在头靠后面用可分离轴与机体联接，弹射时先通过燃气作动筒推动座椅，让整个座椅以这个分离绞接轴为圆心向上转动，抛弃座舱盖、座椅向上运动等弹射动作是同时进行的，因此可以提高弹射的反应速度，飞行员由于整个身体是偏转向上运动形成平躺状态，可大大提高应付弹射加速过载能力，可减少弹射对背椎的损害。座椅弹出舱后，飞行员整个身体是水平向前的，高速气流也不容易造成腿、手及脸部的伤害。
九，配套的保形油箱采用了高强度纺织面料作为保形油箱的主体材料，具有重量轻、造价低的特点，还可以根据燃料消耗程度不断缩小迎风面积的结构，当燃料全部消耗完后，整个保形油箱可以紧贴在机体的表面，这样就能大幅度降低保形油箱的阻力，采用爆炸螺栓固定后，还可以在飞行中抛弃。
十，联合战斗机的陆基型利用发动机动力输出轴带动一个小型引气风扇，可以为翼面吹气装置提供足够的吹气量，能在不影响发动机推力的情况下大幅度提高战斗机起飞时的升力。
十一，为提高机内空间利用率，采用的尽可能地在油箱空间中布置一些设备的做法，这其中包括电子设备、冷却装置、高速导弹发射管和氮气及氧气瓶等，可以充分利用这些设备的空隙填充燃料，进而能腾出更多的空间来装填燃料。
十二，为了在超音速巡航飞行时最大限度减少外挂油箱阻力，在发动机进气调节装置的上方设置了软体油箱。在高速飞行时，调节板放下以缩小进气道喉部面积，就会在其上方就形成了沉余空间，这样就可以尽早地把外挂油箱中的燃料转移到软体油箱中，以减少巡航及超音速飞行时的气动阻力。
十三，为满足隐身需要，在机身上部设置武器挂架，挂载超视距空空导弹或反舰/巡航导弹，空空导弹采用弹射挂架发射，重型反舰/巡航导弹采用倒飞投放方式。
十四，采用了坦克主动防御系统原理，利用可向机体上下及后方抛射的拦载弹药与机上各种传感器组成主动防御系统，可有效消除来自后半球的导弹威胁。
十五，腹部进气如果不采用特别的隐身处理，发动机的叶片将处在敌方雷达的直接照射之中，为解决这方面的问题，采用S形进气道会影响发动机的进气，联合战斗机在进气道的上下结构中安装了能形成强磁场的电力线圈，可将电磁波改变一定方向再反射出去。为控制造价，联合战斗机的隐身性能有相当大的程度依靠每次起飞前的准备工作来完成。
十六，垂直起降型采用发动机整体向下偏转设计，其发动机设置在可分离的机身后下部结构上，在起飞降落时，发动机向下偏转产生支撑机体重量的升力，借助设置在航母甲板上或运输车辆上的机械臂帮助机体进入空中悬停和吊放到甲板上。与F—35相比，这种设计具有结构简单、战机性能几乎不受影响、通用性更高的特点。
十七，发动机安装采用发动机与包皮“一体化”设计，减少了换发动机工作过程中的步骤，同时可增加能利用空间。
在借鉴F—35“三军通用”设计思想的同时根据用户的不同，专门在舰载机的基础上强调了模块化的创新思想，通过变换机翼型号和机载设备的方法，可以根据用户的请求提供攻击型、轰炸型、截击型以及多用途型。在后勤维修和另部件配备上特别强调通用性，力争使各种型号的通用性达到90%和95%以上。
联合战斗机的创新设计具体描述
一， 武器系统
红色联合战斗机采用内置朝前倾斜发射管发射超高速空空导弹，由于把武器舱的设计与油箱结合设计，这种布置发射管占据机内空间不大。倾斜发射可使发动机避免高速导弹喷出的巨大尾焰。这种设计对导弹的弹翼结构提出了必须折叠的要求，但与之获得的巨大收益就算不了什么了，超高速导弹在对空战斗中大大缩短了命中目标的时间。现有近中距弹的交战距离为十千米，需要飞行20秒才能飞临目标，而超高速导弹的飞行速度则接近4.5～5马赫，相同的距离只需七到九秒钟就能飞完。可以设想，如果一旦发现敌机，动能导弹的超高速度根本不会给敌机留出躲避和反击的时间，从而达到一针见血的效果。武器系统也可以发射超高速空对地导弹，这只需装载动能穿甲导弹头和配备专用的发射程序既可。
中距空空导弹的长度为1。34米。直径18。3厘米，重38千克。为了在导弹飞行过程中对其飞行轨道进行修正，在弹体内安装了姿态控制超小型固体火箭发动机。为了实现高速度飞行，采用了HTPB高性能低烟复合推进剂，壳体用石墨环氧树脂材料制成。火箭弹具有良好的气动外形，可在极短时间内将导弹速度提升至1524米/秒。(近年来超高速导弹发展很快，例如美国八年前开始构想的超高速导弹就比十五年开始研制高速动能导弹(LOSAT)更小、更轻和更快速，(LOSAT)长2。87米，直径16。25CM，重80公斤。而第二代高速导弹的长度就缩短到1。84米，直径16。5CM，重约45公斤。总能量比LOSAT大大降低，同样射程上的穿甲弹芯的剩余动能却仍能达到11，5MJ。美国五年前设想的发展型号是导弹长度1。22米，重22。7公斤，最大射程达5千米，达到最大射程处的穿甲弹芯能量为10MJ。考虑到未来空空导弹与动能导弹在飞行特点上有很大相似之处，都是一发射就要以最大加速度飞行，尽可能快的达到较高的飞行速度，因此完全可以用动能导弹的发展来推测防空导弹的发展)。
为便于弹体在超音速流中顺利发射出管，在发射口前面设置有气流缓冲板，同时兼顾减速板作用。导弹飞出发射管的初速达到50米秒，整个弹体飞离发射管的时间大约在0。1秒，再加上弹体本身的惯性和气流缓冲板对气流的减速作用，1。34米的高速导弹完全可以安全飞离机体。高速导弹的加速非常快，再加上采用倾斜发射，初始弹道的高精度控制非常重要，因此专门为此设计一套发射程序，当飞行员按下发射钮后，该程序可根据打击目标的飞行速度、相对于巳方机体的角度和气流速度等数据自动确定发射时机，在弹体和发射管之间还连接一根可被拉断的信息控制线，可以在导弹飞出机体十米距离之前继续为导弹提供所需要目标信息。导弹制导部分先接收到制导信号，制导信号经过制导信号处理机及点火控制装置处理，之后立即启动火箭发动机顺利调整导弹的飞行轨道。
装在战斗机上的制导组件，主要是第三代前视红外/视频目标捕捉传感器和二氧化碳激光仪。前视红外/视频目标捕捉传感器用于捕捉固定目标或活动目标，并同时跟踪目标和飞行中的导弹。二氧化碳激光器可不断地测出目标距离，并以激光指令方式，将必要的有时间编码的方位和高低数据信号，传输到飞行中的导弹，使其感知相对目标的位置。可根据使用的气象条件用两种方式对导弹进行制导。一是激光指令制导，飞行员员将前视红外装置的瞄准线与目标对正，激光发射机自动将瞄准信号传输给导弹弹体上的制导信号处理机及点火控制装置，点火控制装置再启动小型火箭发动机对飞行轨道进行校正，直至命中目标。第二种方式为激光波束制导。飞行员用雷达或红外/视频传感器锁定目标后，让整个武器系统进入自动踪阶段，激光照射目标，然后发射导弹。根据目标反射回来的激光自动寻找和命中目标。由于发射时导弹相对于机身是倾斜向上飞出，在使用激光引导时，可以让导弹飞行在机上激光瞄准线的外侧，然后在飞行过程中再逐渐调整飞行轨道，可避免火箭发动机尾焰影响导弹接收激光波束。
联合战斗机安装了一门35毫米外能源驱动滑膛机炮，可发射弹道可调炮弹和炮射导弹，采用双向弹药输送设计，可根据需要选择发射炮弹或炮射导弹。炮射导弹采用分装式，前部为导引头及战斗部，后部为炮膛发射药和推进剂，在弹箱中呈按前后弹交错排列，前后弹体之间有插入式对接口，射击时前部弹体先进膛，后部弹体后上膛，就可借助插入式对接装置在炮膛内完成对接，在弹两弹体的对接面中心处有一个电路插孔，通过不同半径布置设计，可以完成三条控制线路的自动对接。为方便机炮的折装，身管可与炮身分离抽出。
外部武器共有四个挂架，都设置在机身背部，可挂载二百千克重的中远距导弹四枚，挂载的武器都紧贴机身，以减少气动阻力，相应部位开有容纳弹翼的槽孔，中间背椎上两个挂架通过一个中间联接架，可挂载三吨左右的反舰导弹一枚。如有必要可通过配套的中间挂架达到一枚反舰导弹加四枚中远距空空导弹、四枚中近程空空导弹加两枚中远距弹挂载标准。考虑到未来战斗机造价相对高昂，为充分提高整个系统的作战效能，反舰导弹和中远距弹都采用一体体化气动外形设计，可以紧贴在机身上表面，以尽可能多地减少飞行阻力。采用背上武器发射方案可大幅度减少机身下表面的雷达反射因素，有利于隐身，由于挂载武器处于机身上方的气流低压区，相对于翼下挂载飞行阻力也比较低，在超音速发射条件下背部发射也有助于减少发射困难。空空导弹采用可抬起五度角度滑轨发射挂架，在保证安全的情况下重量要比弹射挂架轻。反舰导弹由于重量大，为减少技术困难，可以在发射时先进入倒飞，然后利用重力投下反舰导弹，机背上挂载的激光制导炸弹也采用倒飞投放。机翼下设置四个挂架接头，根据需要挂载武器或副油箱，在进行隐身战斗时可用人工对这四个挂架进行隐身处理。
由于地球曲率的关系，不管是地面雷达还是机载雷达，它几乎都是以仰视的角度“看”到的对方空中目标，把武器挂架设计在机身上部可以基本上达到机内弹舱的隐身效果，付出却要比机内弹舱小得多，把武器挂载在机身上方会给地面作业带来不便，但与隐身性能提高就算不上是大问题。
机内油箱与设备的综合布置
为了尽可能地控制机体尺寸，同时又能满足大航程、超音速巡航的气动需要。联合战斗机在空间利用上采取了创新(极端)手法，主要是尽可能地在油箱空间中也布置一些设备，这其中包括各种电子设备、冷却装置、武器发射管、液压油箱、发动机高空起动特种燃料瓶和氮气及氧气瓶等。油箱结构不管是规则空间还需要不规则空间，都可以被燃料充分利用，而一些机载设备的外形是不规则的，而其占用相应的设备舱往往会产生大量的沉余空间，如果把这些设备安装在油箱中，就可以充分利用燃料的填充作用，达到充分利用空产的目的，进而能腾出更多的空间来装填燃料。
氧气、氮气储存罐通常是圆球形或长的圆柱状，占用的机体内空间通常是长方形或立方形，估计所产生的沉余空间为储存罐体积的20%，把这些装置安装在油箱中，就可以节省相应体积的空间来装载燃料，因此方案设计把以上装置都设置在尺寸较大的油箱中，超高速近距导弹发射管、近程防御弹发射管和“金属风暴”红外诱饵弹发射器也不例外。为了检修方便，主体油箱的上部可设计成带压紧密封条的大尺寸舱盖形式，当需要对油箱中的设备进行更换和维修时，必须打开舱盖，虽然这会增加维修成本和增添不少麻烦，但与充分利用空间产生的整体效益相比就算不了什么。可以在油箱舱盖上设置安装这些装置的的安装接头，同时在油箱下面的结构上安装搭接卡，使这些结构同时还能起到燃料防晃板。为了节省检修及恢复飞行能力的时间，可以专门为安装及折卸油箱舱盖设置一套与油箱舱盖子同形的多头螺栓旋转工作板，利用吊车将其盖在油箱舱盖上，不出半分钟就能打开油舱盖，螺栓被拧下后，就自然而然地卡在工作板上，再次安装也花不了两分钟。
对于一些长度较大的设备如机炮和辅助动力装置，也采用了空间共用的的设计方法，35毫米机炮共占据三个“舱位”中间的空间部分浪费的空间较大，为此在这个部位专门为机炮炮管设置了一个隔离套，这样中间的空间就可以做为储油空间使用。辅助动力舱也采用类似的做法，除了两头进排气口需要一段“干”舱外，中间部分包裹上一层隔离套后，其沉余空间就可做为油箱。
为了在超音速巡航飞行时最大限度减少外挂阻力，联合战斗机还采用了与发动机进气调节装置相配合的油箱设计。现代战斗机的发动机进气道通常要设置可根据飞行速度的变化而不断调节的调节板，在高速飞行时，调节板放下后在其上方就形成了沉余空间，联合战斗机在进气道调节板的上方设置了一个软体油箱，当战斗机起飞和亚音速飞行时，进气口调节板是向向收起的，其上方的软体油箱也是不装油的，当飞行速度进入超音速飞行时，需要调节板向下推出，以缩小进气道喉部面积，这样上面的软体油箱就获得了装油空间，因此就可通过油泵将外挂油箱中的燃料转移到这个软体油箱中来，然后就可以尽快地抛弃副油箱以减少巡航及超音速飞行时的气动阻力，如果挂载软体保形油箱，则减阻效果更好。调节板的设计为以后采用柔性结构材料留下改进的余地。
让设备与燃料共用空间会带来燃料对设备的的污染，会给维修带来麻烦，因此在平时对一些共用空间轻易不使用，，以便将这些麻烦控制在了低水平。
起落架设计与腹部进气
起落架的布置和设计一直是战斗机的设计难点之一。由于要占据机身中部的空间，这里是发动机的安装位置和机翼承载结构的中枢，因此主起落架的设计一直是让设计师感到头痛的事情。米格—29、苏—27、F—14、F—35等飞机都是把主起落架设置在机身与机翼之间的承力结构外面，用非承力整流结构包裹。从表面上看，在承力结构外安装起落架可以避保持机体结构完整性，但也同时降低了承力结构的受力“高度”，不能使承力结构采用最佳的形状，外鼓的整流罩多少会对外形产生不利影响，而且与前后起“气动掩护”作用的边条形成夹皮，浪费了可用空间，另外非承力整流罩也增加了机体的开逢，会对隐身性能带来不利影响。
联合战斗机的主起落架采用了一种新型收放设计，其特点是起落架支柱的铰接轴与机体之间是可以分离的，在起降时和地面停放移动时支柱铰接轴在固定在机体的轴套上，而在起飞后支柱通过整个支柱的向前上方移动来完成主机轮的收起，降落时则反向移动支柱，完成主机轮的放下。参照附图；在主起落架舱上有两条带齿的导轨，一直通向起落架承力轴套位置，主起落架支柱的承力铰接轴和横向支撑杆的固定头都通过一个滑模块被固定在这两个导轨上安装在支柱上的作动电机带动齿轮，使支柱铰接轴及支撑杆滑块沿着事齿导轨移动，在电动机作用下离开轴套。
由于在航母上可以实现精确定位，因此在配备了自动无人驾驭程序后，飞机就可以依靠自身推力自行完成甲板上移动，在紧急情况下甚至在机库中也能自行移动，当然开动的发动机会对机库产生环境污染。在甲板移动联合战斗机专门为机轮设计了一套移动机架，挂在停放战机的三个机轮安装点，上面有机轮固定装置，在需要时可将移动架固定在机身上，解脱时起落架上的抗扭联杆可利用转向电机控制机轮的方向，“万向”的机轮可以最大限制提高飞机在甲板上运行的灵活性。为增加机库和甲板停机密度，还可为起落架配置一套可折折叠的机身支撑装置，使用时固定在起落架支柱上，利用支撑装置代替起落架支柱的支撑作用，调整机身高度，让其呈现抬头低尾状，这样可以让一架战斗机的机头插入另外一架两垂尾之间，使原来可以停放一架的地方停放三架。
为了在腹部进气道的下方安装前起落架，歼十战斗机的进气道必须急剧向上拐弯，这会增加进气阻力，另外为了把前起落架的着陆冲击载荷传递到机身主承力结构上去，进气道前部还必须付出加强结构重量的代价。联合战斗机的前起落架设置在腹部进气道的前面，这样就可以避开腹部进气道结构薄弱，不便于安装前起落架的弊端(这种设计已经有先例，例如美国早期高超音速截击XF—103)这样做还能增加机身上部的有效储油空间。虽然放下的前起落架会影响起降时发动机的进气，但相对于优点而言，还是值得的，在航母飞行甲板环境下用不着担心前轮扬起异物进入发动机，为了防止在陆地机场起飞时扬起地面上的异物，可在前轮上安装防飞起异物挡板。虽然放下的前起落架会影响起降时发动机的进气，但相对于优点而言，还是值得的，在航母飞行甲板环境下用不着担心前轮扬起异物进入发动机，为了防止陆地机场扬起地面上的异物，可在前轮上安装防异物飞起挡板。
陆基型联合战斗机在主起落架的纵向支柱稳固拉杆上设置了螺杆收缩装置，通过电机的旋转来改变拉杆的长度，可调整主机轮相对于机体重心的位置，在起飞时利用螺杆收缩装置调整主机轮的位置，可把机轮支撑重力臂缩短到零，这样就可以提高战斗机抬前轮的反映灵敏度，大幅度缩短起飞距离。
前轮导向拖曳拖索弹射及着舰钩安装
为提高弹射速度和节省弹射作业人员，现代舰载机都采用前轮拖曳弹射方式，这种弹射方式对前起落架提出了更高的强度要求，通常会使舰载机增加近百千克的结构重量。为了能利用前轮拖曳弹射的好处，同时又能克服增加重量的缺点，中国联合战斗机舰载型采用了前轮拖曳拖索弹射方式，这种弹射方式结合了前轮拖曳弹射和拖索弹射的各自优点，同时又能克服前轮拖曳弹射必须加强前起落架的弊端，虽然还存在挂索过程，但这个过程可以在停放待起飞之前就完成，基本上具有前轮拖曳弹射速度快、弹射性能好的一切优点。
前轮导向拖索弹射是通过一头带有弹射杆、一头带有弹射挂钩的拖索来完成的。弹射挂钩设计成回形针形状，可以直接挂在飞机的承力结构上，不再需要在飞机上安装弹射钩(早期舰载机采用拖索弹射，必须在机身上设置一个或两个弹射挂钩，这个弹射钩依靠一个盘状基座用数根高强粗螺栓安装在机体上，必须付出四十多千克的结构重量)弹射杆则通过可脱锁装置安装在两个前轮之间的轮轴下。弹射钩由拖索联接筒和钩状体两部分组成，钩状体卡在联接筒中，里面设置有弹簧，钩状体上有固定钩，可在钩状体挂住飞机弹射承办力点时挂住钩状体，弹射时拖索被拉紧，设置在联接筒上的拉杆就会拉动固定钩，使之失去挂靠功能。弹射安装体与拖索之间可以滑动一段距离，当弹射杆钩挂到弹射器上后，弹射安装体拉紧拖索，同时拉紧张紧索，使起落架支柱压缩，当弹射结束时，由于失去拉力，起落架中储存的压缩能量就会推动支柱抬起前机身，可以使舰载机获得瞬间抬头力矩，有助于舰载机离舰时能有一个比较好的气流迎角。
平时就可以将这套弹射用装置固定在飞机上，不影响飞机在甲板上的移动，弹射后，这套装置自动脱离前起落架，依靠惯性被抛弃到甲板前边缘上的回收角中，为防止弹射杆在脱离起落架时飞起打伤机体，可以考虑在弹射器牵引滑块上设置固定装置，弹射杆被按下挂到弹射牵引块上后，也就同时被固定在牵引块上，在弹射完毕后，弹射牵引滑块自动开锁，使整套拖索飞离牵引块。前轮导向拖索弹射在弹射完毕后需要有人去回收拖索，为起飞后的善后作业增加一些麻烦，但这种做法能避开飞行作业高峰，还能减少飞机结构重量，相比之下这些麻烦也就算不了什么。
现有舰载战斗机着舰钩着舰钩的制动过载都是通过隔框和桁梁传递到机身上的各个部位，猛烈的冲击力就要求必须充分加强这位部位的强度。联合战斗机在着舰钩安装位置处不光是依靠框架和桁梁结构来传递制动过载，还特意设置了两根传递过载力的传力索，可以使制动力直接传递到机身两侧的纵向桁梁上，减少了“拐弯抹角”的过载传递过程，有助于控制结构重量的增加。
除了弹射方式的改进外，联合战斗机还利用机上高精度定位系统参与甲板上的移动工作，通过设置在甲板上的位置传感器结合机内电脑程序，在许多情况下不需要飞行员的参与依靠身动力推动就能自动准确地滑行到弹射器上，或者在完成降落制动后自动滑行到停机位置。
座舱系统设计及弹射过程
战斗机座舱是影响战斗机外形的主要因素，其高度的确定对战斗机的航程、最大速度及航程都会产生决定性的影响。为了给飞行员提供尽可能大的视界范围，第三代战斗机的座舱高度都比较大，这就造成整个座舱的纵向尺寸更大，占据的空间也相当可观，严重影响了战斗机的总体性能。为满足对高过载、超音速机动、大航程和超音速巡航的需要，联合战斗机的座舱的设计适当降低了座舱盖的高度和宽度，飞行员视界的缩小则通过增加传感器的数量和效能来弥补，创新之处是为飞行员增加了全方位视界投影设计，通过技术的手段仍然使飞行员获得了不亚于第四代战斗机的座舱视界，同时还增加了飞行员对飞机下方的“视觉”感知能力，可以满足降落航母的需要，并且增加了空战时对机身下方的视角。全方位视界投影技术通过高清淅摄像机把飞行员视界外的影像拍下来，再通过投影装置把影像投放到座舱里的屏幕上，这样座舱的高度就可以降下来，其中的空间也可以得到充分利用，估计相比巳有设计，可以节省出尽一个立方米的空间用来安装其他设备，进而为提高战斗机的总体性能而创造条件。
随着科技的发展，飞行头盔的信息显示作用越来越大，甚至有可能取代座舱中平显和各种仪表，发展潜力不可小视，只是性能的完善受到重量的限制，现代飞行显示头盔的重量已经超过一千克，对飞行员机动飞行的抗过载非常不利。联合战斗机为减轻飞行过程中的头部负担，在飞行头盔与座椅之间设置了减负吊杆，利用这个吊杆把头盔“悬浮在座舱中” 这是一种智能悬挂装置，能根据需要产生反抗重力及垂直过载力的向上“浮力”可承担头盔的大部分重量，该装置能随飞行员头部自动调节浮力大小和跟随飞行员的头部转动，在高机动飞行和弹射时可减轻飞行员颈部压力。为提高飞行员在空战高过载条件下的适应性，抗荷服也有创新，使用液压代替原来的气压为抗荷服提供加压需要。液压抗荷服不需要从发动机引气，也不存在要对加压空气进行干燥处理，加压管道直径也比较小，不但能节省燃料消耗，还简化了整个系统的技术复杂性。液压抗荷服相对于现在的气压抗荷服还两个显著的优点，就是液体不易压缩，因此加压过程迅速，几乎没有滞后，再就是由于加压迅速，不需要加压时着装的飞行员感觉比较适。气压抗荷服由于气体易被压缩，在过载飞行之前就得保持一定压力，容易引起飞行员劳累，不加压则抗过荷效果会受到影响。
联合战斗机的弹射座椅采用了一种新型弹射原理，现有的弹射座椅基本上是向上平行移动弹射出座舱的，新型弹射座椅在头靠后面用可分离轴与机体联接，弹射时先通过燃气作动筒推动座椅，让整个座椅以头靠后面的绞接轴为圆心向上转动，待转动到水平状态后铰接轴与座舱分离，助推火箭将座椅连同飞行员一起推离座舱。整个弹射过程可以分解为；一，飞行员双手拉动两腿之产的弹射控制装置，燃气作动筒推动座椅向上转动，相应的紧固定装置将飞行员的双腿固定并向后收起(这是为了让腿能避开前面腿部对应的仪表板)，弹射控制环也将双手“咬住”二，座舱盖解锁开启、座椅同时向上转动，在这个的过程中座舱盖向上打开，三，座椅继续向上偏转，待偏转至水平状态时，座椅铰接轴与机体分离，助推火箭点燃，将飞行员推出飞机，四，座椅头靠两侧的气动稳定翼打开，使座舱稳定在水平状态下减速，然后是人椅分离，打开降落伞。
和现有弹射方式相比，这种弹射方式的抛弃座舱盖、座椅向上运动等弹射动作是同时进行的，因此可以提高弹射的反应速度，飞行员由于整个身体是偏转向上运动形成平躺状态，可大大提高应付弹射加速过载能力，不会对飞行员椎椎造成伤害。座椅弹出舱后，飞行员整个身体是平躺向前的，高速气流也不容易造成腿、手及脸部的伤害。
保形油箱设计
为提高任务的适应性和增加航程，现代战斗机有不少采用了保形油箱，这种油箱结构复杂，造价比较高昂，因此人们都把保形油箱设计成在飞行中是不可抛弃的，这样其结构重量和增加的阻力就会严重影响战斗机的空战性能，联合战斗机由于采用燃料/设备共用空间设计，载油系数相当高，但为了进一步提高任务的适应性，也专门配套了保形油箱，为了克服增加重量及阻力的缺陷，联合战斗机的保形油箱也有很大程度的创新，主要是采用了高强度纺织面料作为保形油箱的主体材料，具有重量轻、造价低的特点，因此在特殊情况下可以抛弃。再就是根据纺织面料很容易折叠和特点，专门将其设计成可以根据燃料消耗程度不断缩小迎风面积的结构，当燃料全部消耗完后，整个保形油箱可以紧贴在机体的表面，这样就能大幅度降低保形油箱的阻力。
软材布料保形油箱的结构由油箱底盘、减阻整流外罩和几个燃料包组成。油箱底盘用钛合金管和面板构成，其下面表面与战斗机安装保形油箱的表面形状相仿，上面设置有与飞机机体联接的接头挂点，整流外罩用表面涂有减阻材料的高强度纺织面料组成，用来包容数个软体油箱。软体油箱底部固定在油箱底盘上，为提高软体油箱的承载能力，在软体油箱内部和外部中设置有内承力拉索和外承力拉索，其中内部的承力拉索根据拉力的方向穿过两个或三个软体油箱的隔壁联接到油箱底盘上。外部拉力索也根据需要联接两个或三软体油箱的两侧后联接到油箱底盘的两侧。减阻整流外罩与油箱底盘之间设置数十根拉索，在油箱底盘上设置有拉索卷扬装置，在油箱进行压力加油时，这些拉索可用于增加强度和保持形状，在飞行时由于燃料消耗，拉索卷扬装置使拉索自动渐渐拉紧，再加上两侧刚性板的缩回，使油箱整体形成指状收缩，这样就能根据燃料的消耗情况不断减少油箱的迎风面积，达到减少气动阻力的目的。软材料保形油箱的高级型可以使用两扇与机身表面同形式刚性整流罩，可进一步缩小保形油箱的体积和尽可能降低高速飞行时的阻力。
联合战斗机陆基型的引气增升措施
为了提高短距起飞能力，联合战斗机的陆基型采用了喷气增升措施。早期一些舰载机为改善降落的安全性，采用从发动机中引出压力气体向翼面吹气的办法提高机翼升力，与增加机翼面积或增大衿翼面积相比，增加重量较少，也不会影响气动外形，但这种方法只适合降落时使用，起飞时引气会降低推力百分之十几左右，对起飞来说是得不偿失，因此在起飞时是不会打开吹气管道的，这就降低了这种增升措施的使用价值，另外翼面喷气技术需要在机体上设置引气管道，增加了维修的麻烦，这就导致了后来的新型战斗机再也没有采用这种设计。联合战斗机的陆基型采用了一种不从发动机引气的喷气增升设计，不会影响发动机推力的发挥，同时喷气管道占用的空间也比较小。
联合战斗机的引气增升措施是通过采用专门的引气风扇来完成，这样就不能从发动机中引气。通常发动机的设计都要发动机轴上再设置一根小小的动力输出轴，以便为燃料系统、液压系统和气动系统提供动力，如果再用这根轴为引气风扇的转动提供动力，所作出的付出也就是加强发动机的功率输出轴和再设置一个小型的离合器，这根输出轴利用了发动机上的动力输出轴，因此不会带来太多的技术麻烦。引气风扇可以提供相当于主发动机进气量的百分之十的引气，但从发动机中提取的功率不足二百分之一，因此就可以在不影响发动机推力的情况下大幅度提高战斗机起飞时的升力，或者可以利用这一特性降低对机翼面积、其他气动增升装置的需要，达到控制结构重量的目的。为了充分发挥引气风扇增升的效率，在引气管道的尽头还设置了喷油燃烧室，这实际上是把引气风扇变成了一台不带涡轮的小型喷气发动机。在设计中适当考虑提高引气风扇的压缩比，尽量提高引气的压力，这样引气管道的直径也就能小一些，以尽可能地减少引气管道占用机体空间的缺点，引气压力高也有助于防止喷气管道被异物堵塞，减少保养上的麻烦。
发动机的安装与设备舱
发动机是一种外形不规则的物体，由于存在着一些外凸的附件装置和径向尺寸的变化，如果采用从后向前推进的方式装进机体内，就会浪费不少的机内空间。联合战斗机的发动机安装采用了从下往上推结合小距离水平推进的安装方式，为充分利用空间，发动机附件机匣设计在上面，以便能容纳进机身结构结构桁梁隔框之间的空挡中。为减少折装发动机时间，包裹发动机的下机身部分直接设计成与发动机“固定”的结构，这样就不存在先折发动机包皮然后再折发动机的情况了。考虑到这层蒙皮与发动机之间还有相当大的距离，为充分利用发动机与蒙皮之间的容积，联合战斗机还把这一部分空间也设计成油箱结构，至少可以储存二百千克的燃料，另外这个油箱位置与机体重心距离较大，因此可以参与飞行途中重心的调整。由于与发动机接近，此处的燃料会面临过热的麻烦，这一点可以通过先使用的办法来解决。
为尽量减少机体外部检修舱盖的数量，联合战斗机还利用发动机安装方式的特点把一些设备舱设置在发动机舱内的围壁上，检修舱盖(可以是一块反射发动机热的布料)就设置在发动机与机体之间的隔壁上，有些设备舱甚至不用设置舱盖，甚至安装的设备还可以伸出，以利用发动机尺寸的缩小部位。当然这种设计在进行设置检修时，不管发动机情况如何，都得折下发动机，虽然麻烦了许多，但对于简化了隐身方面的设计和充分利用空间而言，这种设计还是利大于弊。可采用几种方法克服必须要折掉发动机才能检修的弊端，一是专门设置可遥控的小尺寸机器人，并且在机体相应部位设置供机器人爬进的通道(轨道)在需要检修时让机器人“爬进”完成检修，可遥控的机器人在技术上几乎不存在困难，有也只是时间问题，二是一些小体积轻重量的设备可再设置一台备份，从而大幅度提高可靠性。采用从下方向上安装发动机的做法后，着舰钩的安装位置可向前移动一段距离，直接与前面的固定结构相连。
主被动防御系统
目前对付来袭的空空导弹通常是采用相应的机动动作，这种做法效果很有限，联合战斗机依照坦克主动防御系统的原理，专门配置了一套针对从后半球飞来导弹的主动防御系统，由垂直于机身的发射管根据程序和适当改变机身状态产生最佳发射弹道发射拦截弹药，可大幅度提高战斗机的的生存能力。
整个主动防御系统由拦截弹发射管和布置在翼尖、垂尾尖和机尾部的红外探测器组成，在一侧垂尾上还安装了毫米波雷达。发射管按照发射方向分为向下发射、向上发射和向后发射三个部分，上下方向的发射管各有四管，每管中装有三发拦截弹药，采用“金属风暴”发射原理，可完成十二次拦截。向后发射的发射管共有两个，每管中装填五枚拦载弹，同样采用“金属风暴”发射原理，可完成十次拦载任务。所采用的拦载弹弹药基本上一样，不同的是上下方向上的拦截弹是尾向前发射出去，向后发射的拦截弹则是头向前的，这两种发射方式可以使拦截弹能更快地进入“气动”飞行状态，以便能尽可能早地从比较远的地方就能完成拦截任务。为简化后勤负担，侧向发射和向后发射拦截弹基本同型号，只是抛射药份量前者要比后者大一些。
为提高防御拦截弹的拦截效率，联合战斗机专门配置了主动防御发射程序，它不但能在合适的时间根据机体的飞行速度、来袭导弹的弹道数据发射拦截弹，而且还能在发射的过程中根据需要让战斗机自身也做出适当的动作，例如当来袭导弹从后斜上方打来时，如果与垂直发射管的角度偏差太大，则主动发射程序就可以自动调整机身快速倾侧，使发射管能处在与目标最小角度上，如果垂直拦载弹药打光，则可调整机身用向后弹药拦载，这样就增加了主动防护的沉余度。考虑到拦截弹向下的射程可以看成是没有限制，向后的射程可达五百多米，向上的最少也可达到一百多米，因此拦截弹还可以做为与敌机近距离格斗的武器。为使拦截弹飞出发射管的轨迹有明确的规律，拦截弹上设置有可伸出的可调整稳定弹翼，以简化发射程序的编写。为提高命中率，在发射管与拦截弹之间还设置有电磁感应线圈，可以把发射控制系统发来的弹道参数在发射的一瞬间传给拦截弹。
红外诱饵弹发射器也采用“金属风暴”发射原理，前后共有十管发射器，每管中装填十发红外诱饵弹。为减少再次起飞准备时间，整个发射器采用模块化设计，每次飞行发射完红外诱饵弹的发射管全部换掉，再装一个装填好的发射管。为控制主被动防御系统占据的机内空间，这些发射管全部设置在油箱口盖上，与燃料共用空间，也便于更换和维修。
操纵翼面控制和矢量喷管
先进的电传操纵系统已经使得所有气动操纵翼都可以根据根据气动力需要进行组合，以获得足够的气动力和在需要时减少机翼的弯曲力矩。联合战斗机充分利用这一点进行气动力挖潜，例如所有操纵翼面相互配合，可以在没有大型减速板的情况下仍然能产生足够的减速效果，如要进行超音速机动，在操纵翼面上进行配套组合操纵，就可以控制机翼及机身结构的气动力作用变化，现代战机已经在使用这种方法来提高操纵性能，例如在降落时，双垂尾的战斗机会让两个方向舵都向内偏转，以获得额外的气动阻力，联合战斗机则更进了一步，在飞行的各个过程中都充分利用所有操纵面的相互配合来提高飞行性能，例如在滚转飞行时不光副翼起作用，平尾和垂尾也参与操纵，以提高滚转速度。从美国F—22及F—35的设计经验看，这种“1+1”的方法不会影响单独操纵某个翼面的效果，只是增加了控制软件的编写难度，但这个问题在几年后不会成为难题。
现代战机为满足中低速空气动力的升力需要，采用了机翼前缘锥度扭转设计，这不利于超音速飞行，联合战斗机的前缘机动衿翼在翼梢外设置了翼前缘锥度调整作动器，可根据需要产生与翼根偏转电机相反的扭矩，使前缘机动衿翼面产生扭转变形，以满足中低速飞行时的气动力需要，在垂直尾翼方向舵上也采用这一设计，以减轻超音速机动时的结构受力。
矢量推力喷管采用偏转操纵板和气动引射原理相结合的设计，可有效控制现有矢量喷管结构重量大的缺点，同时能保持偏转操纵板效率高的优点。通过适当加大作动行程，还可使用矢量喷管上的上下偏转板在需要时“大张口”产生气动阻力。
由于采用燃料/设备共用空间设计，联合战斗机的载油量相对较大，因此利用这一点参与飞行途中机体重心的调整，座舱两侧的边条油箱也为参与机体重心的调整创造了条件，垂尾结构的中空部位也设置成储油空间，这两个远离飞机重心的油箱可有效提高燃料对调整重心的作用。
通用性和维护性设计
在借鉴F—35“三军通用”设计思想的同时根据用户的不同，专门在舰载机的基础上强调了一机多形的创新思想，通过变换机翼型号和机载设备的方法，可以根据用户的请求提供攻击型、轰炸型、截击型以及多用途型产品。在后勤维修和另部件配备上特别强调通用性，力争使各种型号的通用性达到90%和95%以上。
在联合战斗机基本型(舰载型)基本定型后，可以考虑在设计上比F—35走得更远，F—35的模块化是对制造成本和维护成本而言，对战机自身性能有一定的不利拖累。联合战斗机的模块化设计更多的是从提高战术技术性能入手。根据不同的型号专门设计出三种不同规格的机翼，一种是空战型，强调最大飞行速度和能够超音速巡航飞行，因此机翼翼型采用适合高速飞行的翼型。一种是对地攻击型，强调最大航程、最大载弹量，因此机翼采用适合高亚音速飞行、机翼内部空间大的厚翼型，第三种为高速截击型，强调最大飞行速度，因此采用适应超音速巡航飞行的薄翼型，翼展也适当缩小。在具体配置上根据用户要求为一架战斗机配备两种或三种机翼。
为降低训练费用，还可根据用户的要求提供训练型机翼，这种机翼前缘后掠角比较小，翼展也较大，可使飞行学员能以比较低的训练费用完成联合战斗机的起飞和低速飞行方面的初级训练。进气道和尾喷管也设计成几种型号，例如在转场飞行时和训练起落时，可采用唇口半径大的进气口，发动机喷口也专门配备训练用型号和作战用型号，不同的机翼、进气口和尾喷管会产生不同的气动特点，为克服采用这些训练模块对飞行员的飞行感觉影响不一样的缺陷，可采用业巳成熟的变稳操纵技术，结合在操纵程序中编入相应的参数，就可使飞行员在训练时仍然能产生与空战型和对地攻击型机翼同样的感觉。联合战斗机还为用户准备了一套远距遥控/程序控制操纵系统，这样在进行一些远程对地攻击任务时就可以让联合战斗机以无人机状态投入战斗，也可以利用这套系统让战斗机变成一架教练员不在飞机上的“无教练”教练机，使战斗机能同时起到高级教练机的作用。
联合战斗机增加了机身的宽度，这样直接利用机翼与机身的联接面就可满足舰载机翼折叠的需要，同时也能为陆基战斗机使用小尺寸的具有抗弹性能的机库创造了条件，另外尾翼也可以通过在边条结构上设置的可旋转设计实现人工折起，与现有设计相比，这样能进一步缩小机体停放时占据航母的空间。为方便维修需要，适当加大机身/翼面联接处的空间，以容纳一部分机载设备，这样机翼一打开上折，维修人员就可接近设备进行维护。驾驶舱设计成模块式，可以快速吊离机体，可将座舱两侧的设备暴露出来，检修人员可钻进座舱中进行维护，这样虽然有些不方便，但可以减少飞机表面缝隙，还是有利可图的。
机身背部挂弹给飞行作业带来了新问题，可以通过专门设计的挂弹车来解决。
垂直起降型的设计
垂直起降型是构成F—35“三军通用”的重头戏，但考虑到成本、实际效果和未来技术的发展，中国的联合战斗机没有必要在这方面仿效F—35的设计。从设计的角度看，F—35垂直起降型过多考虑了对起降场地的适应性，影响了这种战斗机的主要作战性能，联合战斗机的垂直起降型则从满足舰载需要出发，采用了发动机整体偏转实现垂直起降的总体设计方案，这种方案把发动机安装在可与主机身分离的下半机身上，采用滑跑起飞，而在降落时通过发动机的向下偏转产生升力，同时利用母舰上的回收用机械臂帮助战斗机完成垂直降落过程。美国在上个世纪的七十年代中提出一种后半机身可下下折和借助地面回收装置完成起降的垂直起降飞机方案，缩尺试飞模型的飞行表明过渡飞行非常平稳，只是这种设计将两台发动机短舱设置在后机身两侧，不利于高速飞行。中国联合战斗机将发动机设置在可下折的后下半机身上，原理一样，同样具有过渡飞行平稳的特点。
让发动机整体偏转意味着发动机在起降时要与进气道分离，但由于这是在低零速时发生的情况，因此不会引起进气分离方面的太大麻烦，当发动机下折时，所需要的进气仍然可以从进气道得到一部分，对于发动机而言，直接把发动机暴露在低速气流中，空气可以从四面八方进入发动机，反而有助于推力的提高，在具体设计时还可以象F—35那样，在机背相应位置上设置可打开的进气口。为防止发动机变形，可用一个与下半机身联接的框架包住发动机，加强框架与上半机身之间设置联接固定点，整个发动机收起后用锁使加强的框架与整个机身形成一体，以控制结构死重。F—35为了控制结构重量，没有采用矢量推力喷管，而中国联合战斗机的垂直起降型可以很方便地利用尾部的矢量装置完成低零速状态下的操纵，后半机身长下的大开口正好可以利用折装发动机的分离面，因此在结构重量上付出不很多。
在甲板上F—35的适应性发挥不出来，在陆地上随地起降的优点意义不是很大，发动机整体偏转方案具有结构简单，主要战术技术性能不受影响的优点，失去可随处降落的灵活性不足为憾。专用的舰载型战斗机还可以考虑取消重量高达近千千克的起落架，可远远抵消机身下部分离造成的结构增重量，根据经验判断，这种垂直战斗机除了不能象F—35那样自由起降、必须借助专用的机械回收装置外，其他方面战术技术性能远远超过其他“通用”的战斗机兄弟。F—35B的销售市场相当大，但中国的联合战斗机垂直起降型由于性能突出、造价低廉，配备相应的地面设备灵活性并不差，只要在电子设备方面不落后F—35B，完全有可能在市场上打败F—35，
隐身设计
联合战斗机在隐身设计上充分借鉴F—22、YF—23及F—35的隐身设计特点，同时又有自己的创新。在机翼与尾翼的前后缘掠度上采用F—22的“平行”布局，尾翼与机身后边条的联接方式上与F—35类似，在各操纵面与机身之产的轴铰接合面上都用具有弹性的带状材料盖。除了在外形上，还考虑在不同的部位根据需要采用各种隐身措施，例如离子隐身、涂涂料隐身等。
腹部进气道设计则充分借鉴YF—23的设计，通过设置在机腹进气道口上的孔状俯面层吸除俯面层，吸进的俯面层空气可以用来冷却电子设备。YF—23的腹部进气道采用了大回转角度的“S”进气道，联合战斗机是不可能采用这种设计的，如果不采用特别的隐身处理，发动机的叶片将处在敌方雷达的直接照射之中，为解决这方面的问题，联合战斗机在进气道的上下结构中安装了能形成强磁场的电力线圈，可将电磁波改变一定方向再反射出去。为控制造价，联合战斗机的隐身性能有相当大的程度程度依靠每次起飞前的地面“隐身工作”来实现。
为控制结构重量，联合战斗机没有象F—35和F—35那样把所有舱盖都设计成锯齿形，而是根据需要确定采用不采用，对于在飞行中不需要打开或打开次数少的口盖采用地面维护的方法达到隐身的需要，这样做虽然增加了地面维护的工作量，但由于能减少结构重量，利还是大于弊的。为提高地面隐身“维护”的效率，联合战斗机采用了一种涂有不干胶的导电胶带，可以人工方式或机械方式快速贴到口盖缝隙上。
对于一些需要在飞行中打开的舱盖，在其四周边缘处布置了一种弹性膜片，当舱盖合上后，这种弹性膜片就会搭靠在机身蒙皮上，从而削弱口盖缝隙对隐身的影响。
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