路人从副驾拍摄的六代机一型。后半球视角。

六代机二型和j15的对比叠图

从上边两层楼贴的两型六代机看，其尾部都有一个共同的特点：比四五代机肥厚得多的尾撑构造。这个尾撑构造在发动机圆形喷口位置的高度明显大于发动机直径，实现对尾喷口的完全遮挡。而且其向后延伸逐步收窄段的长度也不小。

首先其对尾喷口这一个高热部件的遮挡效果，明显比两款高端五代机有所提高。两款高端五代机有效遮蔽的方向大概就是80°到280°的前半扇面（参考图一的方向阐述）。目前可确认的两款六代机应该都是采用成熟的圆喷口ws10进行试飞，成六仅有机场上那张尾部方向拍摄的沙头图能看见圆形喷口构造，其余大部分方向拍摄的图片，圆形喷口都被尾撑和喷口下方的导流板遮挡，上图这样300多度方向拍摄的都看不见圆形喷口。而图片较少的沈六更是没有一张图能看清圆形喷口的。可见两者都相当重视更大方向范围上的红外信号抑制。

至于喷气发动机无可避免的高温喷流怎么处理，核心思路还是想办法让冷空气和热喷流搅和到一起，最好搞点湍流让两者加快融合。首先可以看看最像成六尾部构造的yf23尾部的细节。

说出对j36喷流红外特征控制方法的猜想前，先看三个细节。
一个是之前飞行照片和j20等比例对比显示的细节。j20的进气道是按匹配两台大推的进气量来设计的。两机两侧进气道高度差不多，而成六代的两侧进气道明显比j20的宽度大，也就是说单侧进气道的进气截面积或者说进气量似乎大于一台发动机的进气需求。单侧进气道多出来的进气量，除了可能供大迎角下中间发动机的工作需求外，还有可能涉及全机热管理和喷流降温措施的用气需求。

二，不少根据照片建模的大手子都发现一个问题，根据现有飞机尺寸和比例做出来的后机体，按正常ws10或者ws15的直径做成圆柱装进去，会发现发动机上下到蒙皮之间存在一个迷之巨大空间。和上图yf23那种矩形尾部构造紧密外接不一样。
当然我不认为这位博主猜想的多装一台冲压是正确的。但是可以猜想发动机上下，可以存在某种“发动机外的外涵道”，这个外边一条气流通道从大号进气道口引气，在经过热管理系统的热交换器后，就可以接到发动机尾喷口边上，利用喷流的引射效应后排并且和高温喷流混合。甚至这股外侧的多余涵道，可以在加力燃烧室前边或者后边就引入喷口里去（或者说被低压的喷流吸进去），和高温的喷流提前混合，降低喷流本身的温度。

三，新图显示了一个尾撑和背部的特殊细节。
尾撑的上边缘并不是一条规整的直线，而是一个波浪线。同时三台发动机上部并不是三个规整的锯齿边圆拱，似乎也存在一个三角尖块。这样复杂的边缘理论上是不利于rcs控制的，设计成这样肯定有特殊的作用。
机体蒙皮上会存在一个附面层，或者说被机身上表面蒙皮减速过的气流层。在流到这样一个波浪线和存在尖端结构的边缘时，是很有可能产生湍流的。这里产生湍流虽然会付出一点阻力代价，但是湍流本身有利于外侧气流和上述已经降温过的喷流混合，进一步降低尾流的温度。

至于沈六有没有类似的气流混合降温措施，目前图片的清晰度明显不支持这样的分析，所以就没法讨论了。

补张图