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通常人们认为舰载机在航母上的起飞降落有其特殊性，导致其设计与陆基战斗机存在着很大的差异，就是在一架陆基战机的基础上改型也困难重重，严重到“相当于重新研制”的程度。在媒体上就经常出现中国航母发展舰载机困难的论调，国外的媒体甚至还得出结论：中国依靠自身力量不可能解决舰载机问题。在歼15舰载机亮相后，也有人断言歼15不能弹射起飞，会极大限制战力发挥。
其实，一个国家舰载机的设计水平，可以根据陆基战斗机的设计水平推断出来。即便没有舰载机的设计经验，像中国这样能研制出歼10及歼20的国家，研制苏-33和F/A-18级别的舰载机并没有太大的难度。
目前，舰载机的发展已经出现“陆改舰”趋势。笔者就顺着“陆改舰”思路，再结合相关的一些知识，来分析一下舰载机的研制倒底有多难。
“陆改舰”着舰速度及视角的选择
认为中国发展舰载机有困难的观点，通常是围绕舰载机的“起降速度低”展开的。因为涉及到气动的改进，肯定有不小的难度。其实，这里面有不少误区。
舰载机起降速度要比陆基机低的说法由来已久。早期美国喷气舰载机的设计，就特意强调速度要低一些。当美国空军的战斗机已经全部采用后掠翼时，美国海军还要求研制平直翼的喷气机。到了21世纪的今天，这种说法仍然有市场。
但如果仔细地对比分析，就会发现实际上并不是这回事。例如，“阵风”M是专门设计的舰载机，它的机翼面积就与陆基型的“阵风”一样，前者的空重可是比后者的多出680千克，也没见在起降上采用什么有别于陆基型的改进设计。也许有人会说，这是因为该机在设计时就考虑到上舰，因此将其做为“不用降低速度”的理由不充分。其实，真要反过来，也可以说“阵风”是“舰改陆”，因为改成陆基机后起飞重量增加了，“阵风”M只不过是起飞重量降低的陆基机。
另外的例子还有 “陆改舰”的法国“超军旗”舰载攻击机。该机是在陆基的“军旗”攻击机的基础上发展而来。而后者研制的目的，是为法国空军提供一种轻型攻击机。当“军旗”发展为“超军旗”后，机翼面积并没有增加，只是采用了双缝襟翼，后退角度有较大增加，机翼前缘也有较大下垂。但改进的原因不仅是降低着舰速度，而是国防部考虑到日后要携载“飞鱼”空舰导弹返舰降落，必须要增加300千克降落重量。另一个原因是考虑到航母有可能在热带海区执行任务。
飞机起降速度与翼载荷有极大关系，也与起飞降落方式有关。在实践中，舰载机的起降速度相对于陆基机确实要低一些，但这并不都是采取了气动措施的缘故。
舰载机起飞时机轮离开飞行甲板边缘后，将完全依靠升力飞行。有时是在升力不足时离舰，机轮离开甲板后机体会有不同程度下降。F/A-18的弹射起飞速度（加上航母的航速）通常相当于260～270千米/时；而以同样重量从陆上起飞，离地速度将高达310千米/时以上。这是因为在陆地机场以同样重量起飞，当速度达到机翼能够产生足够升力时，尾翼产生的抬头力矩还得有个抬前轮的过程，耗时至少也要几秒，等把前轮抬起让机翼达到适当迎角的时候，速度就已经增加到310千米/时了。在舰上起飞时不存在抬前轮的过程，没有了甲板对机轮的支撑，尾翼的抬头力矩可以一下子就让机体进入产生升力的最佳迎角中。
另外，陆基飞机与舰载机的起飞重量也有不同。陆基战斗机起飞重量通常都要大于“陆改舰”的同型机。例如，F/A-18舰上起飞重量为24吨，而在陆地机场起飞时可以达到27吨以上。起飞重量增加导致翼载荷增高，起飞速度肯定也会增大。
舰载机着舰时为了保证安全，通常是不载弹降落，燃料也尽量消耗到规定值。而陆基机则不同，降落时的最大着陆重量要大于舰载机。因此，陆基机进场速度通常要大于舰载机。
从上面的事例中完全可看出，舰载机的起降速度比陆基机低是由多种原因造成的。所谓的“陆改舰”相当于重新设计一架战机的说法，往往并不切合实际。
从历史上看，许多从陆基机发展来的舰载机并没有刻意采取增升措施。
二战中“陆改舰”有著名的“海喷火”，该机并没有采取措施降低起降速度。二战后喷气机上舰，曾经有“起降速度要低”的设计要求。这导致在战斗机机翼“后掠化”时代，美国海军仍然研制了几型平直翼舰载战斗机。但实践证明这是错误的做法。当喷气舰载机设计成熟后，美国第二代舰载机（例如F-8及F-4）的着舰速度达到280千米/时。虽然这个标准远小于当时陆基战斗机普遍在320千米/时的标准，但考虑到舰载机起飞往往会有30千米/时的甲板风，则实际的起飞速度其实与陆基机并没有太大差异。
降落速度也有相同之处。陆基机的进场高度通常为20多米，在接近跑道、高度降到5米时，由于不断地拉杆增大迎角，速度会有所降低（接近280千米/时），当机轮触地时，速度甚至可以低于250千米/时。而舰载机着舰时由于精度的需要，在飞机进入下滑轨道直到触及甲板时速度最好保持不变。如果较真，则陆基机因在降落最后阶段拉杆有可能比舰载机“速度低”了。
在第三代舰载机着舰技术成熟的20世纪80年代，美国舰载机在具体设计上确实有降低着舰速度的要求。例如F-14及F/ A-18，着舰速度都有较大程度降低，前者的最小着舰速度为250千米/时，后者的着舰速度则为260千米/时。但这也不是“必须要低”所致，实仍精确制导武器不能随便丢弃而必须带弹着舰的要求所致。着舰重量增加会加大着舰时的冲击，如继续保持原有速度会导致舰载机结构重量大幅度增加，因此降低着舰速度就成首选。 21世纪的舰载机着舰速度普遍有一个大的下降，美国F/A-18E/F “超级大黄蜂”的降落速度相对于F/A-18F/C又降低了10千米/时。究其原因，是带弹着舰能力又有一个较大的增加（挂载全副外挂着舰），也与航程大幅度增加有一定的关系。另外，着舰重量的增加，要考虑到航母阻拦系统的承载能力，与机体强度增重控制。多方面权衡下，着舰速度再降低10千米/时，可确保带弹着舰的动能不超过起落架的负荷及拦阻装置的制动能力。正是因为着舰速度与很多因素有关，单纯用“较低速度”来解释就显得不是很专业。实际上，舰载机的着舰进场速度往往是轻载时最低标的，通常的降落速度远大于这个标准。
为竟争印度舰载机，瑞典萨伯公司在JAS-39“鹰狮”的基础上推出“海鹰狮”舰载机。在给印度提供的“海鹰狮”数据中，着舰速度也有最低233千米/时和最高290千米/时两个数值。该机的改进之处是：加强前起落架，改进起落架减振器，起落架的轮胎加宽，尾钩也在原来的设计基础上强化，飞机结构选用了新型防腐蚀材料，整合了新型进场/降落系统。这些措施与降低着舰速度关系不大。欧洲“台风”战斗机也计划竞争印度舰载机，其“海台风”的改动措施与瑞典人基本一致，也是加强起落架等措施，根本没提要降低速度。
英国战后第二代舰载机“掠夺者”为了顺利从甲板上起飞，确实是采用了吹气襟翼增升措施。但用来说舰载机上舰必须要降低起降速度还是不全面，因为该机在设计时强调高翼载以提高低空突防性能，机翼面积比较小，采用吹气措施的目的实际上是想弥补机翼面积小的结果。另外，也有当时英国航母上弹射器功率太小缘故。F/A-18E/F相比F/A-18C/D，机翼面积增大了25%，使E/F型的进场速度低于C/ D型，但带弹降落时允许的外挂重量从C/ D型的2.5吨提高到4.5吨，着舰动能不减反增。因此，着舰速度降低更多的是照顾结构强度而不是真想降低着舰速度。F-35C与F-35A相比，其机翼面积从A型的37.7米2增加57.6米2。起飞重量没有太大差别，分别是25690千克及22800千克。由此得出的翼载荷分别是604千克/米2和450千克/米2，看起来好像是为了降低起降速度，但考虑到舰上起飞重量受到限制的情况则未必。因为前者的结构重量要比后者多出1510千克，而作战半径却从后者的1300千米增加到1480千米，最大速度也下降不少。因此，机翼面积增加与其说是为了降低速度，不如说是为了提高航程及控制着舰动能。
“阵风”战斗机往往会被人们当成“陆改舰”的一个标杆。由于没有注意到该机设计的特点，因此也就会产生一些认识上的误区。例如，特意强调“该机为了满足上舰对下视角的需求，采用了较小直径的机头”。其实，“阵风”之所以采用这样的设计，更多的是与三角翼布局有关。三角翼气动布局的升力系数小，只能靠增大迎角来满足起飞降落需要，“阵风”就是不上舰，也需要采用改善视角的机头/座舱设计，绝无例外。该机“较小直径”的机头也可以用外形的视觉效果来解释：座舱两侧安装鸭翼的外扩体，让“阵风”拥有了一个“粗脖子”，机头看上去偏小也是正常。
人们通常认为舰载机着舰要有更好的向下视角以克服下滑角、迎角大对视角的影响。其实，在实际降落中，陆基机的下滑角、迎角“平均值”并不比舰载机小。比如，某些情况下陆基机进场时的迎角及下滑角有可能大于舰载机，前者的下滑角最大可达7、8度，而早期舰载机的下滑角是4度，现在普遍改为2度到3度之间。陆基机的进场距离也可以短得多，为降低着地速度而不断拉杆也导致机头迎角不断加大，甚至可以大到看不见跑道的正前方。而舰载机为保证下滑轨迹精确，在很远的地方就要保持一个稳定的下滑角并一直按照这个下滑轨迹移动，且迎角也不也敢“任性”地不断拉，而是始终要保持在一个确定的迎角上。因此，战机“陆改舰”并不总是一定要扩大下视角。对于现在设计完善的战斗机来说更是如此。
仔细观察网上关于舰载机着舰的机上视频后，我们会发现，“阵风”着舰时的视角其实很大，感觉甚至超过了“超级大黄蜂”。当然，这可能与着舰时的重量有关。陆基机上舰是否要改进下视角，还可参考“台风”战机及“鹰狮”战机的上舰型，这两型机也没有提到要改进下视角。还需要指出的是，“阵风”M的前起落架显得比陆基型高大，这其实也与该机是三角翼布局有关。这种布局的战机起飞时的抬头速度很慢，再加上“戴高乐”号的弹射器长度较短，“阵风”起飞离舰速度较低。前起落架支柱高度大，就能充分利用弹射时液压缓冲器积存的一部分能量抬起机头。不这样做，离舰时很容易掉高度。可以说，“阵风”是“陆改舰”的一个特例。
起飞方式对“陆改舰”的影响
起飞方式对舰载机设计的难易程度影响很大。
在舰载机发展的初期，就面临着起飞方式的选择。由于滑跑起飞具有简便迅速的特点，弹射起飞在当时并不是像现在这样必不可少。但随着舰载机飞行性能的不断完善和起飞重量的不断增加，弹射器的生产商在向美国海军推销时就有非常明确的理由：可以让动力不足的飞机轻松起飞，可以让舰载机在设计权衡时就能偏重于提高飞行速度及航程等性能。实践证明确实是这样。可以说没有弹射器，舰载机的历史就要重写。美国的舰载机设计师是真心感谢弹射器让他们省却了不少设计上的麻烦。就本话题而言，舰载机的设计难否也是一个相对的问题，弹射起飞可以降低舰载机在起飞问题上的付出，当然也会让“陆改舰”时在起飞性能上不必付出太大的代价，甚至可以简单到只需加强结构就能实现的地步。
20世纪70年代初，英国海军面临第一代弹射器对第二代重量增加的舰载机不能提供足够弹射力的问题，因此打算将滑跃与弹射结合在一起形成弹射滑跃起飞，最终由苏联人演变成与弹射起飞分庭抗礼的纯滑跃起飞方式。其实，美国人早在二战后就考虑过弹射加滑跃，在英国人发明滑跃起飞后也进行过同类起飞试验。但这种有太多局限性的起飞方式并未获得美国海军的青睐。 滑跃起飞的实质，是让加速不足的舰载机以低于正常起飞状态的速度离舰。而这种纯滑跃起飞方式受到太多的局限。“陆改舰”战机为了能实现这种非正常状态起飞，不得不改变原有舰载机的设计思路，影响之大让习惯依靠弹射器的美国海军望而却步。俄罗斯人将滑跃起飞发扬光大，在航母上正式采用滑跃起飞，但这种起飞方式也让俄罗斯海军吃了大苦头。设计良好的苏-27要上舰不但要加强结构，还要增加一个前翼，机翼面积也得加大，程度已经到了“伤筋动骨”的地步。这就极大影响了该机的作战性能，航程、最大飞行速度及机动过载等都有相当大的下降。
说舰载机要降低起飞速度，主要原因是受制于航母甲板不能提供足够的加速滑跑距离。但是，具体情况还是要具体分析。喷气机上舰时，美国及英国航母由于弹射器功率有限，降低起飞速度（增加机翼面积及采用增升措施）有提高起飞重量的意义，再加上有降落安全的要求，因此速度低一些可以容忍。当大功率的蒸汽弹射器出现后，舰载机提高最低起飞速度的诱因就增大了不少。这导致美国舰载机起飞降落速度紧跟陆基机，最高达到280千米/时。有媒体总拿苏-33来说明“舰载机必须要采取措施把速度降下来”。其实，苏-33采取的这些措施是迫不得巳。滑跃起飞要想保证最大起飞重量，只能通过降低起飞速度来实现。可以说该机是第一种以确保起飞重量为设计重点的舰载机。为保证起飞重量而不是单纯的“顺利起飞”，这实际上是偏离了作战飞机的设计方向，用来作为“必须要降低起降速度”的理由显然不合适。
当俄罗斯舰载机从航母上利用滑跃起飞顺利离舰后，全世界媒体出现了一股“滑跃起飞优越论”。这种论点认为，滑跃起飞可以让舰载机摆脱弹射增重，让舰载机战斗力大幅度提高。因此，有人得出“滑跃起飞将要取代弹射起飞”的结论。这种情形也影响到美国海军，因此“第二次”对滑跃起飞进行了一些测试。利用滑跃得出的参数与弹射进行比较，美国海军得出了截然相反的结论。在CVX计划中的舰载机研制参数分析中，以F/A-18为参考标准界限，从机动性、结构载荷、速度范围、起降条件和战术能力方面对3种起飞方式下战术舰载机的设计参数推测，得到的结论是：弹射起飞的舰载机重量最小，而采用滑跃起飞舰载机并不能象媒体认为的能够节省弹射增重，相反地还会付出比弹射起飞大14%左右的增重代价。在完成同样任务能力的情况下，当然是起飞重量越轻越好。在预警机、反潜机、电子战飞机、舰载运输机和空中加油机等战术支援飞机上得出的结论也是一样。在现实中也是如此，起飞重量22吨的“阵风”在载弹量及航程方面的综合指标高于起飞重量达30吨的苏-33。
之所以会出现滑跃起飞舰载机起飞重量要大的现象，主要是因为舰载机不管是采用弹射起飞还是滑跃起飞，下滑着舰机轮与甲板的冲击引起的结构增重是舰载机增重的主要因素。例如，F/A-18C相对于纯陆用的L型，光是前后起落架就增加重量410千克，几乎是结构增重的二分之一还要多。对于采用弹射起飞的舰载机来说，拦阻过载和弹射过载基本上都作用于纵向。只要是满足了拦阻过载强度，也就同时满足了弹射过载的要求。另外，机身抗着陆冲击的结构加强，也能顺便起到抗纵向过载的作用。对于滑跃起飞的舰载机来说，由于同样要应对着舰冲击和拦阻过载，在这方面的增重代价基本上等同弹射起飞，充其量是节省了弹射钩和传递弹射过载的拉杆装置。但为适应滑跃起飞必须增加机翼面积和采用高升力装置，导致结构重量增加，同时使飞行阻力增加。而与弹射起飞不同的是，增加机翼面积带来的增重并不能增加抗下沉载荷强度及拦阻载荷强度。再加上为应付这两方面的增重引起的燃油消耗，总的增重效果就导致滑跃起飞的舰载机起飞重量“必须”大于弹射起飞。
与弹射起飞舰载机一样，米格-29K和苏-33上舰也得为起落架加强、机翼折叠、安装尾钩等付出相应的增重代价。除此之外，为了获得优异的低速气动力特性，对气动布局都进行了相当大的改动。改动的地方涉及到机翼面积增加、尾翼加大、采用增升措施和提高发动机推力等，苏-33还加装了前翼。以上措施都会增加几百千克的结构重量。美国对未来舰载机的研究结果是基于飞行性能不变。而苏-27上舰后由于机翼面积增加，空战过载有较大幅度下降，航程也减少了四分之一。这是因为机翼面积增加，导致机动飞行时翼根弯曲力矩加大，原有的强度满足不了需要，除非再加强翼梁及翼盒，才能恢复原有的空战过载。再加上飞行阻力增加，总的机动性能和航程当然会减少。如果想增加航程只能是多装燃料，在起飞重量受滑跃起飞限制的情况下，则只有减少有效载荷。还需要指出，苏-33的标准着舰速度是240千米/时，但载弹着舰能力很差，因此这个速度水分也很大。
综上所述，“陆改舰”的难度与起飞方式有很大关系，想尽量保持原有性能不变，还是采用弹射起飞改动难度小一些。
“陆改舰”设计过程
舰载机最重要的重新设计过程，就是加强机身结构及起落架的强度，以达到能够安全降落甲板的目的。加装尾钩及其他改进措施相对来说还是小事一桩。而“重新设计”往往是涉及到气动外形及发动机机进气道，这才是工作量大的地方。显然，弹射起飞的“陆改舰”不会涉及到这一点。滑跃起飞的苏-33及歼15加装前翼必要性很大，不过要是做出权衡（例如牺牲一些起飞性能），也不一定就非要加装前翼。有观点认为，苏-33加装前翼是因为安装的雷达过重量。与新设计一架飞机一样，“陆改舰”最重要的工作就是权衡改装细节，其重点是要考虑如何避免改装对主要作战性能影响过大。可以说只要原型机设计水平高，其舰载型实际上就相当于已经设计完成了90%。如果是首次研制舰载机，则只要有陆基机的设计经验，所碰到的新问题也是机身结构加强及增加防腐措施等。一个好的改装方案或设计方案就是在达到设计目的的同时增重少，对主要作战性能影响不大，这才是设计难点，但这样的难点已经是“多费点劲”的程度，完全不能与确定飞机总体气动布局及结构布局的难度相比。 为控制结构增重，舰载机设计师会充分利用种现有资源或挖掘其潜力。如机体的空战机动过载是9g，则降落着舰时就要考虑充分利用这个过载强度。利用得好就能减少“陆改舰”的结构增重。除加强机体结构，增加起落架的液气缓冲功率及行程也是控制结构增重的重要步骤。瑞典“海鹰狮”为了获得足够的缓冲功率及行程，将原来的机身下起落架改成与苏-33一样的形式，机轮尺寸也加宽，以上两点可增加缓冲行程及起到“减振器”作用。
在降落着舰过程中由于挂索制动及主起落架机轮碰撞甲板，相对于陆基机，舰载机的机体会产生更为强烈的低头力矩，这导致前起落架机轮碰撞到甲板时的下降速度远大于主机轮。因此，前起落架的冲击过载远大于主起落架，付出的结构加强代价也相对更大。F/A-18的前起落架加强增重为210千克，扣除弹射部件后的增重幅度也远大于主起落架。因此，有理由说前起落架强度用来应付滑跃起飞绰绰有余。
苏-33上舰后将原型机的单前轮改为双前轮，这是因为双轮具有比较好的滑行减摆效果，能提高滑行过程中的安全性。同时，增加的轮胎数量也相当于加强了减振吸能的效果。媒体普遍认为滑跃起飞的舰载机前起落架必须加强，以适应滑跃起飞时增加的应力过载，这种说法其实并不正确。滑跃起飞只是改变了前轮液压支柱的缓冲压力变化曲率，因此在滑上滑跃起飞甲板时会出现颠簸现象，需要对液压缓冲数据进行一些调整。
对于“陆改舰”来说，最重要的必须要做的工作就是加强机体的结构强度以适应着舰的高过载需要。舰载机的着舰下降速度指标从陆基机的4米/秒增加到7米/秒，因此在机体设计中就要根据这个指标进行加强机身的工作，同时结合增加起落架缓冲行程/吸收功率。这是“陆改舰”的头等大事，但这样的改进对中国来说并不是陌生领域，而只是一个要费点“脑力”功夫的过程。设计过程与“设计经验”无直接关系。能确定陆基机的结构强度，也就能确定舰载机的结构强度。这就是一个在指定下降速度下进行的强度计算过程，其过程基本等同于陆基机的设计。整个过程技术路线清淅明了，而且技术风险不大及可以有效控制。
一般来说，结构加强增加材料的截面积既可。机体的隔框及桁梁加强也就是截面积增加，某些部位截面尺寸增加的更多，如起落架，但都不至于影响总体结构设计。虽然结构加强及相应上舰改装会引起机体重量的重新分配，但增重最严重的部位靠近重心，影响可以忽略不计。而前起落架增重也有尾钩起到平衡重量作用。尾钩的重量也不轻，F/A-18的尾钩重达75千克，再加上安装部位加强，总重接近100千克。因此，飞控的调整工作也不会太大。从某种意义上讲，在一架设计完善的陆基机基础上进行“陆改舰”，设计师面对的是结构加强及结构上的具体改变，有章可循，有表可查，虽然是说起来容易做起来难，但绝没有到“重新”设计一架飞机的程度。
从飞机设计特点来看，机体横隔框强度根据需要有不同的结构强度。机身中部起梁架安装部位的隔框及桁梁强度最高，然后向机头机尾延伸的隔框强度顺次减少，以控制结构重量。纵向的桁梁则呈现出断阶式的强度设计，这也是没办法的选择。桁梁通常是标准截面部件，只能是从机身隔框开始不断减少桁梁根数或改变桁梁截面。因此机身的纵向强度会有阶梯形变化，但这并不意味设计师就无能为力。例如，将机内不同重量的部件安装在相应位置上，多少也能起到调节强度的作用。以上设计特点在舰载机设计上并无差异。
有媒体说舰载机机体“都需要加强”，一般而言是这样，但实际设计中并不是绝对的。舰载机首尾及不受力的蒙皮及桁梁处，其强度与陆基机一样。另外机体各处安装的电子设备及机件也要看其重量如何。通常只有重量过大的部件需要加强安装结构，重量小的则依靠紧固件的基本强度也够用。有观点认为，设备安装不但要考虑纵向弹射还要考虑着舰时的高下降速度引起的冲击过载。对战斗机而言这是多余考虑，或者说根本无必要：达到7g以上的机动过载值足以应付这方面的需要。起落架安装部位需要考虑加强安装部位的强度，以便能把着舰时的冲击载荷有效地分散到机体上。
设计师有时会碰上一些结构上不适合加强或加强会付出较多增重的陆基型。例如，歼10就被媒体认为机腹进气布局不适合上舰，因为加强结构会增重不少。这种看法也对也不对。一架设计良好的战斗机绝不会因为采用机腹进气就被宣判不能上舰。歼10采用机腹进气，是从气动布局和发动机工况为基础的最优化选择。从比较的角度看，就算因为加强前起落架增重很多，也会因机腹进气的高效率从燃料重量上找回来。歼10要实现“陆改舰”，让设计师头痛的不是机腹进气道的结构强度不够，而是进气道下面的空间不足以容纳安装了拖曳弹射部件的前起落架，就是滑跃起飞也有双前轮的困扰。
还有人认为歼10起落架的主轮距太窄会影响着舰安全，其实这也是误解。二战中的螺旋桨飞机由于采用后三点起落架，主轮距太窄容易引发侧倾着陆事故，在舰上着舰则会加剧事故的发生概率。但采用前三点式起落架的机型几乎不存在这方面的情况，挂索制动的特点更可以将倾侧现象消灭在无形之中。
对于“陆改舰”而言，最大的改动会出现在主起落架上。例如，“海鹰狮”的起落架改动在结构上算得上是大动干戈，但从具体设计上看却没有这么严重。其主起落架从机腹下移置到翼根处，实际上是从需要加强的部位转移到更强的部位，因此连接机翼的主机身段并无大的变化。这样做的不利后果仅是在翼根下因容纳起落架形成一个鼓包，会影响最大飞行速度。
中国战机“陆改舰”的有利条件
有人说中国发展航母是白纸一张，其实这种说法根本不符合实际。中国已经具备完整的工业体系，其中航母发展过程中最为关键的舰载机研制能力已经全面具备，因此准确的说法应该是“万事俱备”，只欠立项这个“东风”。 就歼15来说，增加了前翼让设计师碰到新的气动问题，但就俄罗斯改进苏-33的时间来看，这个问题解决难度并不大。俄方也是头次碰到，并且确定了方案可行，中国设计师则可以说是将研制过程再进行一遍。有苏-33当榜样，研制时也就底气十足。考虑到21世纪科技发展水平，中国发展航母实际上已经拥有更多的有利因素.中国战机的“陆改舰”将具有更多的不损失原有性能就能完成上舰设计的技术条件。只要充分利用及发挥这些有利因素，将在结构加强上节省相当可观的结构重量，甚至有可能让中国战机的“陆改舰”摆脱结构加强增重对性能影响的怪圈，进而顺利完成“陆改舰”改型工作。
从某种意义上讲，中国做为航母/舰载机研发的后来者，可以参考美国等其他国家的间接设计经验，对舰载机的设计已经不陌生。而且由于时间的推移及信息的传播，可以充分吸取别人的经验教训，在发展舰载机上可以更多的避免走弯路，因此设计出高性能的舰载机已经不是梦想。
隐身设计对舰载机的尾钩布置带来了新问题，但这个问题已在F-35C着舰挂索失败时充分暴露了。F-35C在模拟着舰试飞中连续8次挂不上拦阻索，其主要原因就是考虑了隐身设计及三军通用，这导致其尾钩过短和安装位置靠前。中国具有隐身特点的歼20及歼31如果上舰，则完全可以避免在这样的细节上出问题，而且尾钩的隐身设计还可以参照F-35C的设计特点，例如采用类似的鼓包整流罩将着尾包起来（之前的隐身战机设计都将尾钩设置在专门的尾舱中，这样做代价太大）。F-35C挂不上索有设计师想控制结构增重的“预谋”，短尾钩可以将挂索时机控制在机轮触及甲板之后，可有效避免因挂索引起的额外下降速度，这一点也可以为我所用。
近年来战机设计思想已经成熟，无论是操控响应还是起降性能都已经让陆基机具备了从舰上起降的条件。“陆改舰”真可以说只剩下加强结构及安装尾钩的程度。第三代战机已经形成控制全寿命周期费用的意识，机体结构寿命已经达到6000小时以上，着陆时的下降速度指标也已经放大到5米/秒的标准，可以说对“陆改舰”是一个极为有利的条件。也正因为“坚固”的舰载机可以达到更高的可靠性及维护性，澳大利亚和瑞士空军甚至是宁可多花钱买来结构坚固的F/A-18舰载机，也不要在该机基础上发展的陆基型F-18L。
也正是因为这样的情况，第三代战机在结构强度上有向“舰载化”靠近的设计趋势。如美国在设计新型战机时，无论是军方还是研制厂家都已经有意识地考虑上舰需要。中国做为后来者也不例外，无论是歼20还是歼31，在设计上都有意无意地考虑了上舰的可能性，例如采用机翼根处长支柱主起落架。如果要“陆改舰”就不存在“海鹰狮”起落架要大改的弊端。因此，中国战机的“陆改舰”将会比他国的陆基战机顺利得多。
目前，美国舰载机尾钩的过载设计值为4.5g，俄罗斯舰载机则为5.0g，这意味机体尾部连接尾钩的结构要承受这么大的过载。另外，机体下降速度的大小与尾钩也有一些关系。舰载机在机轮未触及甲板时挂上索后，在拦阻索的瞬间制动过载作用下，其机体下降速度会被进一步加大。这也是“陆改舰”后战机结构重量增加的最大诱因。
现役的舰载机尾钩上的过载值之所以达到5.0g，主要原因是液压拦阻装置的阻尼特性所致。而中国与美国一样，正在发展电磁弹射器，并且进展顺利。电磁拦阻装置相对来说要比电磁弹射器容易得多，可以想象电磁拦阻装置也将会与电磁弹射器一起被未来的国产航母采用。因此，歼20、歼31如上舰，则很有可能因电磁弹射及拦阻装置的运用获得极大收益。电磁拦阻可以将舰载机尾钩的着舰最大过载峰值降低至少1.5g，这意味着“陆改舰”的歼20、歼31的结构重量分别减少100千克及60千克。再加上推力矢量技术及精确着舰引导技术支持，这几种技术组合在一起，就能让中国战机在不损失原有性能的情况下圆满完成“陆改舰”的设计过程。
陆基飞机可以通过拉杆来控制着地时的下降速度，而舰载机为实现高着舰精度往往是不拉杆着舰。不拉杆有效地提高了机轮触及甲板时的精度，但弊端是下降速度高于陆基机，再考虑到机轮未触甲板就挂上索及航母甲板也有升降速度，设计师就把舰载机起落架承载的最大下降速度定在7米/秒，这是迫不得已的选择。
当有了推力矢量技术及精确引导技术后，不拉杆降落就有改进的必要了。根据美国海军十几年来的着舰技术探讨经验，未来舰载机将有可能依靠精确引导结合战机推力矢量形成一种精确自动着舰技术。该技术可使战机以较大迎角及较小下滑角完成着舰轨迹，并在机体飞临甲板时再拉杆并通过推力矢量的高精度响应进一步增加迎角，让舰载机以与陆基飞机一样的下降速度落到甲板上。美国海军估计，该技术可以使舰载机着舰时的动能降低38%以上，进而可以延长飞机的机体寿命和降低拦阻装置磨损。这对战机的“陆改舰”完全可以说是极大利好。中国也已经在推力矢量及精确引导等相关领域取得了较好的成果。因此有理由认为中国的新型战机完全能够做到不损失性能就完成上舰过程。
结语
总而言之，舰载战斗机与陆基战斗机的差别，主要体现在机体结构强度的差异上。其他方面的问题相对陆基机来说差别并不大，就是有也不会是所谓的“相当于重新设计”，其设计难度完全可以克服。对于已经建立了完善的航空工业体系和具有60年战机研制、使用及管理经验的中国来说，舰载机设计中碰到的绝大部分问题更不能算是难题。和美国这样一个舰载机设计大国相比，中国的问题表现在发动机及隐身设计上，还表现在如何将已经有的技术集成到一起达到最佳程度。如果说中国的舰载机在设计上面临着新问题，则这个问题就是如何才能达到甚至超过美国舰载机的设计水平。
其实，一个国家舰载机的设计水平，可以根据陆基战斗机的设计水平推断出来。即便没有舰载机的设计经验，像中国这样能研制出歼10及歼20的国家，研制苏-33和F/A-18级别的舰载机并没有太大的难度。
目前，舰载机的发展已经出现“陆改舰”趋势。笔者就顺着“陆改舰”思路，再结合相关的一些知识，来分析一下舰载机的研制倒底有多难。
“陆改舰”着舰速度及视角的选择
认为中国发展舰载机有困难的观点，通常是围绕舰载机的“起降速度低”展开的。因为涉及到气动的改进，肯定有不小的难度。其实，这里面有不少误区。
舰载机起降速度要比陆基机低的说法由来已久。早期美国喷气舰载机的设计，就特意强调速度要低一些。当美国空军的战斗机已经全部采用后掠翼时，美国海军还要求研制平直翼的喷气机。到了21世纪的今天，这种说法仍然有市场。
但如果仔细地对比分析，就会发现实际上并不是这回事。例如，“阵风”M是专门设计的舰载机，它的机翼面积就与陆基型的“阵风”一样，前者的空重可是比后者的多出680千克，也没见在起降上采用什么有别于陆基型的改进设计。也许有人会说，这是因为该机在设计时就考虑到上舰，因此将其做为“不用降低速度”的理由不充分。其实，真要反过来，也可以说“阵风”是“舰改陆”，因为改成陆基机后起飞重量增加了，“阵风”M只不过是起飞重量降低的陆基机。
另外的例子还有 “陆改舰”的法国“超军旗”舰载攻击机。该机是在陆基的“军旗”攻击机的基础上发展而来。而后者研制的目的，是为法国空军提供一种轻型攻击机。当“军旗”发展为“超军旗”后，机翼面积并没有增加，只是采用了双缝襟翼，后退角度有较大增加，机翼前缘也有较大下垂。但改进的原因不仅是降低着舰速度，而是国防部考虑到日后要携载“飞鱼”空舰导弹返舰降落，必须要增加300千克降落重量。另一个原因是考虑到航母有可能在热带海区执行任务。
飞机起降速度与翼载荷有极大关系，也与起飞降落方式有关。在实践中，舰载机的起降速度相对于陆基机确实要低一些，但这并不都是采取了气动措施的缘故。
舰载机起飞时机轮离开飞行甲板边缘后，将完全依靠升力飞行。有时是在升力不足时离舰，机轮离开甲板后机体会有不同程度下降。F/A-18的弹射起飞速度（加上航母的航速）通常相当于260～270千米/时；而以同样重量从陆上起飞，离地速度将高达310千米/时以上。这是因为在陆地机场以同样重量起飞，当速度达到机翼能够产生足够升力时，尾翼产生的抬头力矩还得有个抬前轮的过程，耗时至少也要几秒，等把前轮抬起让机翼达到适当迎角的时候，速度就已经增加到310千米/时了。在舰上起飞时不存在抬前轮的过程，没有了甲板对机轮的支撑，尾翼的抬头力矩可以一下子就让机体进入产生升力的最佳迎角中。
另外，陆基飞机与舰载机的起飞重量也有不同。陆基战斗机起飞重量通常都要大于“陆改舰”的同型机。例如，F/A-18舰上起飞重量为24吨，而在陆地机场起飞时可以达到27吨以上。起飞重量增加导致翼载荷增高，起飞速度肯定也会增大。
舰载机着舰时为了保证安全，通常是不载弹降落，燃料也尽量消耗到规定值。而陆基机则不同，降落时的最大着陆重量要大于舰载机。因此，陆基机进场速度通常要大于舰载机。
从上面的事例中完全可看出，舰载机的起降速度比陆基机低是由多种原因造成的。所谓的“陆改舰”相当于重新设计一架战机的说法，往往并不切合实际。
从历史上看，许多从陆基机发展来的舰载机并没有刻意采取增升措施。
二战中“陆改舰”有著名的“海喷火”，该机并没有采取措施降低起降速度。二战后喷气机上舰，曾经有“起降速度要低”的设计要求。这导致在战斗机机翼“后掠化”时代，美国海军仍然研制了几型平直翼舰载战斗机。但实践证明这是错误的做法。当喷气舰载机设计成熟后，美国第二代舰载机（例如F-8及F-4）的着舰速度达到280千米/时。虽然这个标准远小于当时陆基战斗机普遍在320千米/时的标准，但考虑到舰载机起飞往往会有30千米/时的甲板风，则实际的起飞速度其实与陆基机并没有太大差异。
降落速度也有相同之处。陆基机的进场高度通常为20多米，在接近跑道、高度降到5米时，由于不断地拉杆增大迎角，速度会有所降低（接近280千米/时），当机轮触地时，速度甚至可以低于250千米/时。而舰载机着舰时由于精度的需要，在飞机进入下滑轨道直到触及甲板时速度最好保持不变。如果较真，则陆基机因在降落最后阶段拉杆有可能比舰载机“速度低”了。
在第三代舰载机着舰技术成熟的20世纪80年代，美国舰载机在具体设计上确实有降低着舰速度的要求。例如F-14及F/ A-18，着舰速度都有较大程度降低，前者的最小着舰速度为250千米/时，后者的着舰速度则为260千米/时。但这也不是“必须要低”所致，实仍精确制导武器不能随便丢弃而必须带弹着舰的要求所致。着舰重量增加会加大着舰时的冲击，如继续保持原有速度会导致舰载机结构重量大幅度增加，因此降低着舰速度就成首选。 21世纪的舰载机着舰速度普遍有一个大的下降，美国F/A-18E/F “超级大黄蜂”的降落速度相对于F/A-18F/C又降低了10千米/时。究其原因，是带弹着舰能力又有一个较大的增加（挂载全副外挂着舰），也与航程大幅度增加有一定的关系。另外，着舰重量的增加，要考虑到航母阻拦系统的承载能力，与机体强度增重控制。多方面权衡下，着舰速度再降低10千米/时，可确保带弹着舰的动能不超过起落架的负荷及拦阻装置的制动能力。正是因为着舰速度与很多因素有关，单纯用“较低速度”来解释就显得不是很专业。实际上，舰载机的着舰进场速度往往是轻载时最低标的，通常的降落速度远大于这个标准。
为竟争印度舰载机，瑞典萨伯公司在JAS-39“鹰狮”的基础上推出“海鹰狮”舰载机。在给印度提供的“海鹰狮”数据中，着舰速度也有最低233千米/时和最高290千米/时两个数值。该机的改进之处是：加强前起落架，改进起落架减振器，起落架的轮胎加宽，尾钩也在原来的设计基础上强化，飞机结构选用了新型防腐蚀材料，整合了新型进场/降落系统。这些措施与降低着舰速度关系不大。欧洲“台风”战斗机也计划竞争印度舰载机，其“海台风”的改动措施与瑞典人基本一致，也是加强起落架等措施，根本没提要降低速度。
英国战后第二代舰载机“掠夺者”为了顺利从甲板上起飞，确实是采用了吹气襟翼增升措施。但用来说舰载机上舰必须要降低起降速度还是不全面，因为该机在设计时强调高翼载以提高低空突防性能，机翼面积比较小，采用吹气措施的目的实际上是想弥补机翼面积小的结果。另外，也有当时英国航母上弹射器功率太小缘故。F/A-18E/F相比F/A-18C/D，机翼面积增大了25%，使E/F型的进场速度低于C/ D型，但带弹降落时允许的外挂重量从C/ D型的2.5吨提高到4.5吨，着舰动能不减反增。因此，着舰速度降低更多的是照顾结构强度而不是真想降低着舰速度。F-35C与F-35A相比，其机翼面积从A型的37.7米2增加57.6米2。起飞重量没有太大差别，分别是25690千克及22800千克。由此得出的翼载荷分别是604千克/米2和450千克/米2，看起来好像是为了降低起降速度，但考虑到舰上起飞重量受到限制的情况则未必。因为前者的结构重量要比后者多出1510千克，而作战半径却从后者的1300千米增加到1480千米，最大速度也下降不少。因此，机翼面积增加与其说是为了降低速度，不如说是为了提高航程及控制着舰动能。
“阵风”战斗机往往会被人们当成“陆改舰”的一个标杆。由于没有注意到该机设计的特点，因此也就会产生一些认识上的误区。例如，特意强调“该机为了满足上舰对下视角的需求，采用了较小直径的机头”。其实，“阵风”之所以采用这样的设计，更多的是与三角翼布局有关。三角翼气动布局的升力系数小，只能靠增大迎角来满足起飞降落需要，“阵风”就是不上舰，也需要采用改善视角的机头/座舱设计，绝无例外。该机“较小直径”的机头也可以用外形的视觉效果来解释：座舱两侧安装鸭翼的外扩体，让“阵风”拥有了一个“粗脖子”，机头看上去偏小也是正常。
人们通常认为舰载机着舰要有更好的向下视角以克服下滑角、迎角大对视角的影响。其实，在实际降落中，陆基机的下滑角、迎角“平均值”并不比舰载机小。比如，某些情况下陆基机进场时的迎角及下滑角有可能大于舰载机，前者的下滑角最大可达7、8度，而早期舰载机的下滑角是4度，现在普遍改为2度到3度之间。陆基机的进场距离也可以短得多，为降低着地速度而不断拉杆也导致机头迎角不断加大，甚至可以大到看不见跑道的正前方。而舰载机为保证下滑轨迹精确，在很远的地方就要保持一个稳定的下滑角并一直按照这个下滑轨迹移动，且迎角也不也敢“任性”地不断拉，而是始终要保持在一个确定的迎角上。因此，战机“陆改舰”并不总是一定要扩大下视角。对于现在设计完善的战斗机来说更是如此。
仔细观察网上关于舰载机着舰的机上视频后，我们会发现，“阵风”着舰时的视角其实很大，感觉甚至超过了“超级大黄蜂”。当然，这可能与着舰时的重量有关。陆基机上舰是否要改进下视角，还可参考“台风”战机及“鹰狮”战机的上舰型，这两型机也没有提到要改进下视角。还需要指出的是，“阵风”M的前起落架显得比陆基型高大，这其实也与该机是三角翼布局有关。这种布局的战机起飞时的抬头速度很慢，再加上“戴高乐”号的弹射器长度较短，“阵风”起飞离舰速度较低。前起落架支柱高度大，就能充分利用弹射时液压缓冲器积存的一部分能量抬起机头。不这样做，离舰时很容易掉高度。可以说，“阵风”是“陆改舰”的一个特例。
起飞方式对“陆改舰”的影响
起飞方式对舰载机设计的难易程度影响很大。
在舰载机发展的初期，就面临着起飞方式的选择。由于滑跑起飞具有简便迅速的特点，弹射起飞在当时并不是像现在这样必不可少。但随着舰载机飞行性能的不断完善和起飞重量的不断增加，弹射器的生产商在向美国海军推销时就有非常明确的理由：可以让动力不足的飞机轻松起飞，可以让舰载机在设计权衡时就能偏重于提高飞行速度及航程等性能。实践证明确实是这样。可以说没有弹射器，舰载机的历史就要重写。美国的舰载机设计师是真心感谢弹射器让他们省却了不少设计上的麻烦。就本话题而言，舰载机的设计难否也是一个相对的问题，弹射起飞可以降低舰载机在起飞问题上的付出，当然也会让“陆改舰”时在起飞性能上不必付出太大的代价，甚至可以简单到只需加强结构就能实现的地步。
20世纪70年代初，英国海军面临第一代弹射器对第二代重量增加的舰载机不能提供足够弹射力的问题，因此打算将滑跃与弹射结合在一起形成弹射滑跃起飞，最终由苏联人演变成与弹射起飞分庭抗礼的纯滑跃起飞方式。其实，美国人早在二战后就考虑过弹射加滑跃，在英国人发明滑跃起飞后也进行过同类起飞试验。但这种有太多局限性的起飞方式并未获得美国海军的青睐。 滑跃起飞的实质，是让加速不足的舰载机以低于正常起飞状态的速度离舰。而这种纯滑跃起飞方式受到太多的局限。“陆改舰”战机为了能实现这种非正常状态起飞，不得不改变原有舰载机的设计思路，影响之大让习惯依靠弹射器的美国海军望而却步。俄罗斯人将滑跃起飞发扬光大，在航母上正式采用滑跃起飞，但这种起飞方式也让俄罗斯海军吃了大苦头。设计良好的苏-27要上舰不但要加强结构，还要增加一个前翼，机翼面积也得加大，程度已经到了“伤筋动骨”的地步。这就极大影响了该机的作战性能，航程、最大飞行速度及机动过载等都有相当大的下降。
说舰载机要降低起飞速度，主要原因是受制于航母甲板不能提供足够的加速滑跑距离。但是，具体情况还是要具体分析。喷气机上舰时，美国及英国航母由于弹射器功率有限，降低起飞速度（增加机翼面积及采用增升措施）有提高起飞重量的意义，再加上有降落安全的要求，因此速度低一些可以容忍。当大功率的蒸汽弹射器出现后，舰载机提高最低起飞速度的诱因就增大了不少。这导致美国舰载机起飞降落速度紧跟陆基机，最高达到280千米/时。有媒体总拿苏-33来说明“舰载机必须要采取措施把速度降下来”。其实，苏-33采取的这些措施是迫不得巳。滑跃起飞要想保证最大起飞重量，只能通过降低起飞速度来实现。可以说该机是第一种以确保起飞重量为设计重点的舰载机。为保证起飞重量而不是单纯的“顺利起飞”，这实际上是偏离了作战飞机的设计方向，用来作为“必须要降低起降速度”的理由显然不合适。
当俄罗斯舰载机从航母上利用滑跃起飞顺利离舰后，全世界媒体出现了一股“滑跃起飞优越论”。这种论点认为，滑跃起飞可以让舰载机摆脱弹射增重，让舰载机战斗力大幅度提高。因此，有人得出“滑跃起飞将要取代弹射起飞”的结论。这种情形也影响到美国海军，因此“第二次”对滑跃起飞进行了一些测试。利用滑跃得出的参数与弹射进行比较，美国海军得出了截然相反的结论。在CVX计划中的舰载机研制参数分析中，以F/A-18为参考标准界限，从机动性、结构载荷、速度范围、起降条件和战术能力方面对3种起飞方式下战术舰载机的设计参数推测，得到的结论是：弹射起飞的舰载机重量最小，而采用滑跃起飞舰载机并不能象媒体认为的能够节省弹射增重，相反地还会付出比弹射起飞大14%左右的增重代价。在完成同样任务能力的情况下，当然是起飞重量越轻越好。在预警机、反潜机、电子战飞机、舰载运输机和空中加油机等战术支援飞机上得出的结论也是一样。在现实中也是如此，起飞重量22吨的“阵风”在载弹量及航程方面的综合指标高于起飞重量达30吨的苏-33。
之所以会出现滑跃起飞舰载机起飞重量要大的现象，主要是因为舰载机不管是采用弹射起飞还是滑跃起飞，下滑着舰机轮与甲板的冲击引起的结构增重是舰载机增重的主要因素。例如，F/A-18C相对于纯陆用的L型，光是前后起落架就增加重量410千克，几乎是结构增重的二分之一还要多。对于采用弹射起飞的舰载机来说，拦阻过载和弹射过载基本上都作用于纵向。只要是满足了拦阻过载强度，也就同时满足了弹射过载的要求。另外，机身抗着陆冲击的结构加强，也能顺便起到抗纵向过载的作用。对于滑跃起飞的舰载机来说，由于同样要应对着舰冲击和拦阻过载，在这方面的增重代价基本上等同弹射起飞，充其量是节省了弹射钩和传递弹射过载的拉杆装置。但为适应滑跃起飞必须增加机翼面积和采用高升力装置，导致结构重量增加，同时使飞行阻力增加。而与弹射起飞不同的是，增加机翼面积带来的增重并不能增加抗下沉载荷强度及拦阻载荷强度。再加上为应付这两方面的增重引起的燃油消耗，总的增重效果就导致滑跃起飞的舰载机起飞重量“必须”大于弹射起飞。
与弹射起飞舰载机一样，米格-29K和苏-33上舰也得为起落架加强、机翼折叠、安装尾钩等付出相应的增重代价。除此之外，为了获得优异的低速气动力特性，对气动布局都进行了相当大的改动。改动的地方涉及到机翼面积增加、尾翼加大、采用增升措施和提高发动机推力等，苏-33还加装了前翼。以上措施都会增加几百千克的结构重量。美国对未来舰载机的研究结果是基于飞行性能不变。而苏-27上舰后由于机翼面积增加，空战过载有较大幅度下降，航程也减少了四分之一。这是因为机翼面积增加，导致机动飞行时翼根弯曲力矩加大，原有的强度满足不了需要，除非再加强翼梁及翼盒，才能恢复原有的空战过载。再加上飞行阻力增加，总的机动性能和航程当然会减少。如果想增加航程只能是多装燃料，在起飞重量受滑跃起飞限制的情况下，则只有减少有效载荷。还需要指出，苏-33的标准着舰速度是240千米/时，但载弹着舰能力很差，因此这个速度水分也很大。
综上所述，“陆改舰”的难度与起飞方式有很大关系，想尽量保持原有性能不变，还是采用弹射起飞改动难度小一些。
“陆改舰”设计过程
舰载机最重要的重新设计过程，就是加强机身结构及起落架的强度，以达到能够安全降落甲板的目的。加装尾钩及其他改进措施相对来说还是小事一桩。而“重新设计”往往是涉及到气动外形及发动机机进气道，这才是工作量大的地方。显然，弹射起飞的“陆改舰”不会涉及到这一点。滑跃起飞的苏-33及歼15加装前翼必要性很大，不过要是做出权衡（例如牺牲一些起飞性能），也不一定就非要加装前翼。有观点认为，苏-33加装前翼是因为安装的雷达过重量。与新设计一架飞机一样，“陆改舰”最重要的工作就是权衡改装细节，其重点是要考虑如何避免改装对主要作战性能影响过大。可以说只要原型机设计水平高，其舰载型实际上就相当于已经设计完成了90%。如果是首次研制舰载机，则只要有陆基机的设计经验，所碰到的新问题也是机身结构加强及增加防腐措施等。一个好的改装方案或设计方案就是在达到设计目的的同时增重少，对主要作战性能影响不大，这才是设计难点，但这样的难点已经是“多费点劲”的程度，完全不能与确定飞机总体气动布局及结构布局的难度相比。 为控制结构增重，舰载机设计师会充分利用种现有资源或挖掘其潜力。如机体的空战机动过载是9g，则降落着舰时就要考虑充分利用这个过载强度。利用得好就能减少“陆改舰”的结构增重。除加强机体结构，增加起落架的液气缓冲功率及行程也是控制结构增重的重要步骤。瑞典“海鹰狮”为了获得足够的缓冲功率及行程，将原来的机身下起落架改成与苏-33一样的形式，机轮尺寸也加宽，以上两点可增加缓冲行程及起到“减振器”作用。
在降落着舰过程中由于挂索制动及主起落架机轮碰撞甲板，相对于陆基机，舰载机的机体会产生更为强烈的低头力矩，这导致前起落架机轮碰撞到甲板时的下降速度远大于主机轮。因此，前起落架的冲击过载远大于主起落架，付出的结构加强代价也相对更大。F/A-18的前起落架加强增重为210千克，扣除弹射部件后的增重幅度也远大于主起落架。因此，有理由说前起落架强度用来应付滑跃起飞绰绰有余。
苏-33上舰后将原型机的单前轮改为双前轮，这是因为双轮具有比较好的滑行减摆效果，能提高滑行过程中的安全性。同时，增加的轮胎数量也相当于加强了减振吸能的效果。媒体普遍认为滑跃起飞的舰载机前起落架必须加强，以适应滑跃起飞时增加的应力过载，这种说法其实并不正确。滑跃起飞只是改变了前轮液压支柱的缓冲压力变化曲率，因此在滑上滑跃起飞甲板时会出现颠簸现象，需要对液压缓冲数据进行一些调整。
对于“陆改舰”来说，最重要的必须要做的工作就是加强机体的结构强度以适应着舰的高过载需要。舰载机的着舰下降速度指标从陆基机的4米/秒增加到7米/秒，因此在机体设计中就要根据这个指标进行加强机身的工作，同时结合增加起落架缓冲行程/吸收功率。这是“陆改舰”的头等大事，但这样的改进对中国来说并不是陌生领域，而只是一个要费点“脑力”功夫的过程。设计过程与“设计经验”无直接关系。能确定陆基机的结构强度，也就能确定舰载机的结构强度。这就是一个在指定下降速度下进行的强度计算过程，其过程基本等同于陆基机的设计。整个过程技术路线清淅明了，而且技术风险不大及可以有效控制。
一般来说，结构加强增加材料的截面积既可。机体的隔框及桁梁加强也就是截面积增加，某些部位截面尺寸增加的更多，如起落架，但都不至于影响总体结构设计。虽然结构加强及相应上舰改装会引起机体重量的重新分配，但增重最严重的部位靠近重心，影响可以忽略不计。而前起落架增重也有尾钩起到平衡重量作用。尾钩的重量也不轻，F/A-18的尾钩重达75千克，再加上安装部位加强，总重接近100千克。因此，飞控的调整工作也不会太大。从某种意义上讲，在一架设计完善的陆基机基础上进行“陆改舰”，设计师面对的是结构加强及结构上的具体改变，有章可循，有表可查，虽然是说起来容易做起来难，但绝没有到“重新”设计一架飞机的程度。
从飞机设计特点来看，机体横隔框强度根据需要有不同的结构强度。机身中部起梁架安装部位的隔框及桁梁强度最高，然后向机头机尾延伸的隔框强度顺次减少，以控制结构重量。纵向的桁梁则呈现出断阶式的强度设计，这也是没办法的选择。桁梁通常是标准截面部件，只能是从机身隔框开始不断减少桁梁根数或改变桁梁截面。因此机身的纵向强度会有阶梯形变化，但这并不意味设计师就无能为力。例如，将机内不同重量的部件安装在相应位置上，多少也能起到调节强度的作用。以上设计特点在舰载机设计上并无差异。
有媒体说舰载机机体“都需要加强”，一般而言是这样，但实际设计中并不是绝对的。舰载机首尾及不受力的蒙皮及桁梁处，其强度与陆基机一样。另外机体各处安装的电子设备及机件也要看其重量如何。通常只有重量过大的部件需要加强安装结构，重量小的则依靠紧固件的基本强度也够用。有观点认为，设备安装不但要考虑纵向弹射还要考虑着舰时的高下降速度引起的冲击过载。对战斗机而言这是多余考虑，或者说根本无必要：达到7g以上的机动过载值足以应付这方面的需要。起落架安装部位需要考虑加强安装部位的强度，以便能把着舰时的冲击载荷有效地分散到机体上。
设计师有时会碰上一些结构上不适合加强或加强会付出较多增重的陆基型。例如，歼10就被媒体认为机腹进气布局不适合上舰，因为加强结构会增重不少。这种看法也对也不对。一架设计良好的战斗机绝不会因为采用机腹进气就被宣判不能上舰。歼10采用机腹进气，是从气动布局和发动机工况为基础的最优化选择。从比较的角度看，就算因为加强前起落架增重很多，也会因机腹进气的高效率从燃料重量上找回来。歼10要实现“陆改舰”，让设计师头痛的不是机腹进气道的结构强度不够，而是进气道下面的空间不足以容纳安装了拖曳弹射部件的前起落架，就是滑跃起飞也有双前轮的困扰。
还有人认为歼10起落架的主轮距太窄会影响着舰安全，其实这也是误解。二战中的螺旋桨飞机由于采用后三点起落架，主轮距太窄容易引发侧倾着陆事故，在舰上着舰则会加剧事故的发生概率。但采用前三点式起落架的机型几乎不存在这方面的情况，挂索制动的特点更可以将倾侧现象消灭在无形之中。
对于“陆改舰”而言，最大的改动会出现在主起落架上。例如，“海鹰狮”的起落架改动在结构上算得上是大动干戈，但从具体设计上看却没有这么严重。其主起落架从机腹下移置到翼根处，实际上是从需要加强的部位转移到更强的部位，因此连接机翼的主机身段并无大的变化。这样做的不利后果仅是在翼根下因容纳起落架形成一个鼓包，会影响最大飞行速度。
中国战机“陆改舰”的有利条件
有人说中国发展航母是白纸一张，其实这种说法根本不符合实际。中国已经具备完整的工业体系，其中航母发展过程中最为关键的舰载机研制能力已经全面具备，因此准确的说法应该是“万事俱备”，只欠立项这个“东风”。 就歼15来说，增加了前翼让设计师碰到新的气动问题，但就俄罗斯改进苏-33的时间来看，这个问题解决难度并不大。俄方也是头次碰到，并且确定了方案可行，中国设计师则可以说是将研制过程再进行一遍。有苏-33当榜样，研制时也就底气十足。考虑到21世纪科技发展水平，中国发展航母实际上已经拥有更多的有利因素.中国战机的“陆改舰”将具有更多的不损失原有性能就能完成上舰设计的技术条件。只要充分利用及发挥这些有利因素，将在结构加强上节省相当可观的结构重量，甚至有可能让中国战机的“陆改舰”摆脱结构加强增重对性能影响的怪圈，进而顺利完成“陆改舰”改型工作。
从某种意义上讲，中国做为航母/舰载机研发的后来者，可以参考美国等其他国家的间接设计经验，对舰载机的设计已经不陌生。而且由于时间的推移及信息的传播，可以充分吸取别人的经验教训，在发展舰载机上可以更多的避免走弯路，因此设计出高性能的舰载机已经不是梦想。
隐身设计对舰载机的尾钩布置带来了新问题，但这个问题已在F-35C着舰挂索失败时充分暴露了。F-35C在模拟着舰试飞中连续8次挂不上拦阻索，其主要原因就是考虑了隐身设计及三军通用，这导致其尾钩过短和安装位置靠前。中国具有隐身特点的歼20及歼31如果上舰，则完全可以避免在这样的细节上出问题，而且尾钩的隐身设计还可以参照F-35C的设计特点，例如采用类似的鼓包整流罩将着尾包起来（之前的隐身战机设计都将尾钩设置在专门的尾舱中，这样做代价太大）。F-35C挂不上索有设计师想控制结构增重的“预谋”，短尾钩可以将挂索时机控制在机轮触及甲板之后，可有效避免因挂索引起的额外下降速度，这一点也可以为我所用。
近年来战机设计思想已经成熟，无论是操控响应还是起降性能都已经让陆基机具备了从舰上起降的条件。“陆改舰”真可以说只剩下加强结构及安装尾钩的程度。第三代战机已经形成控制全寿命周期费用的意识，机体结构寿命已经达到6000小时以上，着陆时的下降速度指标也已经放大到5米/秒的标准，可以说对“陆改舰”是一个极为有利的条件。也正因为“坚固”的舰载机可以达到更高的可靠性及维护性，澳大利亚和瑞士空军甚至是宁可多花钱买来结构坚固的F/A-18舰载机，也不要在该机基础上发展的陆基型F-18L。
也正是因为这样的情况，第三代战机在结构强度上有向“舰载化”靠近的设计趋势。如美国在设计新型战机时，无论是军方还是研制厂家都已经有意识地考虑上舰需要。中国做为后来者也不例外，无论是歼20还是歼31，在设计上都有意无意地考虑了上舰的可能性，例如采用机翼根处长支柱主起落架。如果要“陆改舰”就不存在“海鹰狮”起落架要大改的弊端。因此，中国战机的“陆改舰”将会比他国的陆基战机顺利得多。
目前，美国舰载机尾钩的过载设计值为4.5g，俄罗斯舰载机则为5.0g，这意味机体尾部连接尾钩的结构要承受这么大的过载。另外，机体下降速度的大小与尾钩也有一些关系。舰载机在机轮未触及甲板时挂上索后，在拦阻索的瞬间制动过载作用下，其机体下降速度会被进一步加大。这也是“陆改舰”后战机结构重量增加的最大诱因。
现役的舰载机尾钩上的过载值之所以达到5.0g，主要原因是液压拦阻装置的阻尼特性所致。而中国与美国一样，正在发展电磁弹射器，并且进展顺利。电磁拦阻装置相对来说要比电磁弹射器容易得多，可以想象电磁拦阻装置也将会与电磁弹射器一起被未来的国产航母采用。因此，歼20、歼31如上舰，则很有可能因电磁弹射及拦阻装置的运用获得极大收益。电磁拦阻可以将舰载机尾钩的着舰最大过载峰值降低至少1.5g，这意味着“陆改舰”的歼20、歼31的结构重量分别减少100千克及60千克。再加上推力矢量技术及精确着舰引导技术支持，这几种技术组合在一起，就能让中国战机在不损失原有性能的情况下圆满完成“陆改舰”的设计过程。
陆基飞机可以通过拉杆来控制着地时的下降速度，而舰载机为实现高着舰精度往往是不拉杆着舰。不拉杆有效地提高了机轮触及甲板时的精度，但弊端是下降速度高于陆基机，再考虑到机轮未触甲板就挂上索及航母甲板也有升降速度，设计师就把舰载机起落架承载的最大下降速度定在7米/秒，这是迫不得已的选择。
当有了推力矢量技术及精确引导技术后，不拉杆降落就有改进的必要了。根据美国海军十几年来的着舰技术探讨经验，未来舰载机将有可能依靠精确引导结合战机推力矢量形成一种精确自动着舰技术。该技术可使战机以较大迎角及较小下滑角完成着舰轨迹，并在机体飞临甲板时再拉杆并通过推力矢量的高精度响应进一步增加迎角，让舰载机以与陆基飞机一样的下降速度落到甲板上。美国海军估计，该技术可以使舰载机着舰时的动能降低38%以上，进而可以延长飞机的机体寿命和降低拦阻装置磨损。这对战机的“陆改舰”完全可以说是极大利好。中国也已经在推力矢量及精确引导等相关领域取得了较好的成果。因此有理由认为中国的新型战机完全能够做到不损失性能就完成上舰过程。
结语
总而言之，舰载战斗机与陆基战斗机的差别，主要体现在机体结构强度的差异上。其他方面的问题相对陆基机来说差别并不大，就是有也不会是所谓的“相当于重新设计”，其设计难度完全可以克服。对于已经建立了完善的航空工业体系和具有60年战机研制、使用及管理经验的中国来说，舰载机设计中碰到的绝大部分问题更不能算是难题。和美国这样一个舰载机设计大国相比，中国的问题表现在发动机及隐身设计上，还表现在如何将已经有的技术集成到一起达到最佳程度。如果说中国的舰载机在设计上面临着新问题，则这个问题就是如何才能达到甚至超过美国舰载机的设计水平。