X-31不开矢量推力在格斗中并不能击败F-18，当然该机还没有采用近距耦合概念进行设计
鸭翼的气动特性
由于鸭翼以正升力方式进行姿态控制，大迎角飞行时不易产生足够的低头配平力矩。在先天稳定设计中，鸭翼在大迎角时会比主翼先失速，此时鸭翼产生的升力减少，产生低头力矩而降低迎角，使飞机自然维持姿态稳定。但对追求灵活性而以先天不稳定性设计的飞机来说，鸭翼在亚音速时的配平能力往往不如水平尾翼，原因是为了使鸭翼对主翼流场的影响程度降至最低，鸭翼的翼展与面积比传统布局战斗机的水平尾翼小，距离飞机重心位置也较短，所以产生的配平力矩较小，需综合运用其它控制面才能发挥鸭翼的配平特性，这将增加飞行控制的复杂性。如在低速飞行需增加升力时，传统布局飞机可以放下襟副翼等高升力装置，此时升力增加伴随产生所谓低头力矩可以水平尾翼配平，水平尾翼配平时并不影响主翼流场。但如以鸭翼进行配平，鸭翼偏折时尾流的变化将改变主翼气流分布，影响主翼升力，使姿态控制复杂化。鸭翼动作与主翼气流间复杂的交互关系，使其纵向力矩为非线性变化，单凭人类的反应速度很难驾驭飞机。如果采用较保守的设计方式，如较小的鸭翼面积或固定式鸭翼，就不能完全发挥鸭翼的优点。解决方法是通过线传飞控计算机对气动控制面进行最佳匹配；同时加大鸭翼面积（主翼面积的8%~15%）来增加控制效率；采大后掠角、低展弦比的翼形设计，使其不易失速并易于产生稳定的强涡流，利于应用涡流控制技术。但这样也不能保证鸭翼布局战斗机的机动性优于传统布局战斗机，在传统布局F-18战斗机和鸭翼-三角翼X-31验证机进行的机炮格斗模拟实验中，在不开矢量推力的情况下，16次格斗F-18赢了12次。鸭翼布局并非格斗胜利的保证，良好设计的传统布局战斗机仍可发挥出优于鸭翼布局战斗机的整体机动性。
我们在前面对三角翼大迎角流场特性的探讨中可以知道，善加利用鸭翼产生的涡流，可延缓主翼表面气流分离，进一步提升大迎角能力。但此涡流也可能影响其它控制面的流场，对外侧主翼而言，涡流引起的上洗气流将增加该处区域迎角（local angle of attack），而使此处气流提早分离，如恰好在副翼位置发生分离，就会降低副翼的控制效率。涡流引起的下洗气流则会降低内侧主翼的区域迎角，降低影响范围内机翼产生的升力。在大迎角侧滑时，如果鸭翼产生的涡流正好在垂直尾翼处破碎，将造成垂尾颤振，造成横向控制问题与结构疲劳的潜在危险。所以鸭翼涡流在主翼面上的生成、发展、破裂与飘移等特性都将影响飞机的升力、纵向与横向控制。影响涡流崩溃时机的因素有迎角、侧滑角与滚转角，但并非所有鸭翼布局的飞机都会遭遇相同问题，妥善的设计可降低上述问题的影响程度。
鸭翼涡流也会影响主翼升力分布，增加结构设计的复杂性，通过主翼扭转（twist）可抵消此效应。翼面扭转在战斗机设计中通常指气动扭转机翼（aerodynamic twisting wing）设计，机翼沿翼展方向采用不同翼型（airfoil），利用不同翼型的迎角与对应升力系数的差异性，使受涡流影响的部分与未受涡流影响的部分可依预期结构设计在机翼上妥善分布升力。更进一步的设计还可把预期的巡航条件纳入考虑，使战斗机可无需或仅以少量控制面偏量就能维持巡航姿态，减少配平阻力，增加巡航效率。
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