先说F-22：
常规布局与鸭式布局，本质上都是串置翼面。按照基本理论可知：串置布局的全机气动焦点位于前后翼面气动焦点之间，在前后翼面无相对扰动（即前后机翼距离理论无限远）时，气动焦点位于前后翼面气动焦点之间的中点。
在有扰动的情况下，全机焦点会向扰动方向移动。引用本吧土著，靠信仰分析飞机的@lasercar 的原话“鸭翼会使全机ac相对于翼身体ac前移，平尾会使全机ac相对于翼身体ac后移“。
在使用全动翼面以后全动鸭翼会让全机AC前移更加剧烈，全动平尾也会使全机AC后移更加剧烈。
F-22在气动设计上相当极端，平尾前缘嵌入主翼后缘，很明显可以看到是为了抑制这种全机AC后移的倾向。

通过对F-22进行作图可知，如果不考虑边条和机头涡的影响，F-22机翼系统的气动焦点几乎与重心重合

然而这种结果对于美国人来说毫无疑问是不可接受的，F-22作为第一种五代机，显然不可能接受这样的结果，但当时，对边条涡的认识尚不如今天这样明确，因此F-22使用了面积较小的边条（图中进气道外侧）和升力体尽力把升力中心AC向前拉。此处引用@lasercar 原话原汤化原食““虽然边条和升力体会让全机AC前移，但绝对不会像@lasercar 意淫的那么大”。
那么，原文的描述：
“f22亚音速时静稳不但为负值，而且还相当大，np在重心前面较远处。超音速时np也会后移，但离重心不远。尾翼0偏转时，翼身体ac还在np前面一点。所以升力产生的力矩不大，配平阻力也较小。如果f22用矢量推力来配平那阻力就更小了。超音速机动也可以拉高过载。”
的正确表述应该是：
囿于设计年代的古早，F-22亚音速时静稳度接近正值，裕度相当小，NP与重心相距也较小，全机气动焦点超音速时甚至有较大概率移到重心之后，升力产生的力矩相当大，配平阻力也较大。超音速机动性不宜高估、

22边条更大，侧棱外倾角度更大，产生的升力大于20

一起贴正面图出来就会发现，F-22只是因为进气道前端唇口内收，形成水平面的弧度才显得角度大，歼-20进气道前后弧度较小，显得角度较小而已
@胸_怀_若_林 信仰加成的青光眼自然看不出来，没办法，信仰美帝信仰魔怔了。

歼-20边条位置从鸭翼根部开始，面积非常大，是倾斜前机身的基础上再扩展出来的边条。抛开增升效果不讲，也可以有效增加主翼气动弦长，使气动中心前移。对于歼20来说，机身前部气动设计从机头棱线、倾斜机身、鸭翼再到边条，形成了一个复杂的多涡耦合系统。这也是21世纪空气动力学进步的结果。

F-22仅仅是进气道外窄窄的一条，非常窄小，这也是因为F-22研制时代古早，对涡流的探索还较为初级，主动利用涡流还存在相当风险的原因，窄小的边条无法有效增加主翼气动弦长，气动中心靠后，静安定裕度无法放太宽。

@胸_怀_若_林 再次发挥高中未毕业胡乱举证的功力，其胡话如下：
22升力体构型远比20完美。22机背逐渐变薄，机尾使用二元矢量喷管收缩，20机背为一条水平线，尾部采用轴对称喷管且其间无尾锥。由14可知，升力体升力占总升力的60%。由此可见即使22静不稳定度低于20，其总升力依然强于20。
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该胡话的核心论据是F-14的升力体布局，然而十分要命的是，F-14的升力体布局原理是双发宽间距中央气流冲压效应形成高压区，从而形成升力体。
F-22的布局是平坦的机腹与机背形成压差，并没有中央升力体的冲压效应。
但是。
邪恶的歼-20又出场了。

“脱体涡系集中在机翼和机身上表面”
我们可以这么论述：
F-22是最普通的通过设计能够产生升力的机身
F-14是靠双发宽间距空气冲压效应在下面产生高压区
歼-20是靠脱体涡洗在机背产生低压区。
结果就是
讨论升力体，F-22又是受伤的那个

不好意思，你该不会真的以为涡流设计能适应超音速吧?很可惜你们这些人爱吹的窝升力设计不仅不是越多越好，作用的区间也是速度较慢。

楼上某个只会拉黑给自己挽尊的货色估计忽略了一点：自己贴出来的资料里还停留在襟翼拉涡的时代。
人类空气动力学是实验科学
当然，来而不往非礼也，拉黑你我觉得还是很有必要的

@贴吧用户_QE4XZDS 换个小号来证明你自己眼瘸？
第一：原文写得明明白白该图没有考虑边条和翼身体。所以才会在下面专门描述一下升力体、边条这些相关。你等于是贴个图告诉我：你这个图没有绘制你原本就说清楚要考虑的部分。
说白了，你这货属于典型的小学语文没学好，人话看不懂。
第二，气动焦点需要考虑的要素是气动增量，你贴个升力体需要考虑的要素，答非所问，自己树个靶子自己强打。
第三，要考虑，那就请把歼20远大于F-22的边条面积、前机身倾斜区域面积和鸭翼一起考虑

捞一下，接下来是展弦比、根稍比、机翼扭转这些

@贴吧用户_5JPUUtM 拿2001来算，姑且不论你这个比例问题，你大概不知道量产机起落架支撑位置是后移了吧？