侦察、ISR，使用机载雷达和光电探测系统搜索、截获、跟踪敌方作战飞机，机载雷达与母机雷达以双基地雷达模式探测隐身目标，情报收集和侦察；(2)告警，探测敌方来袭导弹，提供攻击告警；(3)中继制导:引导远程/超远程空对空导弹精确攻击敌机(如空中预警和指挥飞机)；(4)通信/数据中继，母机与其他平台/作战指挥系统的数据中继、通信中继，网络中心战子节点；(5)电子战，电子支援和电子攻击/电子对抗；(6)诱饵，作为诱饵引诱敌机和地面防空系统；(7)对地攻击作战，配装小型化对地精确攻击武器系统和火控系统，执行对地攻击任务；(8)打击空中目标，配装小型化空战武器，攻击敌方空中目标，辅助母机空战，与母机协同空战。
[0036]母机的任务和作用:(1)子机搭载平台，构成复合机；(2)指挥控制子机，双机伴随飞行，协同探测目标和作战，网络中心战节点；(3)空中优势作战、打击各类空中目标，对地攻击(一般飞机的全部任务)。母机正常执行作战任务时为分离子机的单机构型，同时，母机和子机双机复合构型也能够执行作战任务。
[0037]复合式飞机通常在不同的飞行阶段/作战阶段，分别选用一体和分体构型。起飞阶段为一体构型，空中作战和着陆为分体构型。但也可以一直采用一体构型。
[0038]在地面上，使用专用设备将子机吊装对接到母机上，形成完整的复合飞机。复合飞机起飞时，子机和母机的发动机都工作，提高推重比，保证起飞性能。预想子机先使用母机的燃油，分离后再使用自身的燃油。
[0039]复合机升空达到预定飞行区的高度和速度范围，子机和母机通过分离系统分离，子机加速飞行到母机前方约数十至数百千米，充当“侦察兵”，执行前置探测和侦察，以及电子对抗、中继制导等任务。子机自主飞行和执行任务，同时接受母机(及作战指挥系统)的指令控制。子机和母机全面互通互联，使用专用数据链系统实现数据、情报、信息和指令的传输，两者按特定的模式协同飞行、协同作战。通过与母机的有效协同，大幅提升探测能力和作战能力，获得信息化作战优势，从而能够有效击败敌人。
[0040]预想的协同作战任务模式是:子机在母机前方使用自身的机载雷达系统和光电探测系统执行探测任务。并且，子机和母机雷达有双基地雷达协同探测模式，可以有效探测隐身目标。双机协同获得超越对手的探测能力和战场态势感知能力，实现先敌发现，先敌攻击，同时能有效应对敌方的攻击。预期母机和子机协同作战系统的作战能力和作战效能将达到一个新水平，并可能改变空中作战模式。
[0041]复合式飞机也可以以一体构型执行作战任务(根据作战任务，或发生无法分离的故障)，但这种构型没有双机协同效能。
[0042]母机采用双发无尾式气动布局，无水平尾翼和垂直尾翼，翼身融合体隐身气动外形设计，小展弦比、大后掠角梯形机翼，两侧翼根进气道，中机身内布置武器舱，后机身内部布置两台带有全向矢量喷管的喷气发动机。机翼的翼尖、辅助前翼采用变体设计。后机身上部中央(两侧发动机短舱之间)用于安装子机。
[0043]复合状态的子机机身与母机后机身高度融合，实现低阻力，保证复合机的性能。子机采用低高度、低截面尺寸、低阻流线形扁机身设计，有双凸机身和单凸机身两种设计方案。双凸机身采用半埋、外置-整流罩两种安装方式，单凸机身采用保形贴合安装方式。子机机身与母机机身之间之间有专门设计的连接-分离系统。
[0044]双凸机身的纵剖面与双凸翼型接近，机身外形面由外凸的机身上曲面和下曲面构成，两者都为双曲度复杂曲面。脊线(机身上曲面与下曲面交界线，机身在水平基准面上投影面积最大的轮廓线)接近机身上半段和下半段中间。双凸机身气动特性好，总体布局容易O
[0045]如图4所示，双凸机身半埋机身安装方式是将子机脊线以下的下半段机身埋在母机后机身顶部适配设计的凹陷内，脊线与母机机背凹陷的的顶部边缘线一致，实现子机机身下半段与母机的良好配合。子机的上半段机身及机翼外露，能有效减小复合机后机身的截面尺寸，保证气动和隐身性能。为减小分离后凹陷和裸露的连接-分离系统气动阻力和隐身性能影响，提出两种技术解决方案:(1)封闭整流罩/ 口盖，将凹陷及连接-分离系统包容在内。(2)智能蒙皮-自适应变形结构(变体结构)，自动调整凹陷部分外形。
[0046]如图5所示，双凸机身外置-整流罩安装方式下，子机机身完全处在母机后机身顶部外表面之外，使用整流罩系统将子机脊线以下的下半段机身包络住，保形安装在母机后机身顶部外表面之外。这种消除了母机机身凹陷引发的各种问题。利用整流罩内部空间将其设计成整流罩-保形油箱装载燃油，在子机-母机分离时抛放掉。
[0047]如图6所示，单凸机身/保形机身子机设计方案借鉴保形油箱设计，子机直接贴合在母机外形面上。
[0048]单凸机身的纵剖面形状外凸曲线加上平滑曲线。机身外形面由外凸的双曲度曲面和平滑曲面构成，脊线位于平滑曲面的边缘。平滑曲面直接与母机后机身顶部外表面贴合。设计上采用变体技术适应复合/一体和分体两种飞行状态。在分体状态下，平滑曲面部分外凸变形，提供良好气动外形。单凸机身子机可以采取正常和倒置两种安装方式。采用倒置安装方式(机腹朝上)的子机在分离后需要翻转将姿态调整到正常状态(机腹朝下)。
[0049]如图7所示，子机的机翼有两种变体设计:
一、鸥翼布局，机翼内段约占半展长1/3，上反角约40~50°左右；外段约占半展长的2/3，上反角约0~5°左右，或下反角约10~20°左右。内段机翼后缘有可动舵面，起到V形尾翼的作用，一体的升降舵-方向舵，用于俯仰和航向操纵。外段机翼后缘内侧为升降副翼，外侧为副翼。升降副翼也辅助用于俯仰控制。升降副翼和副翼协同动作还用于航向控制。
[0050]二、飞翼布局，机翼上反角约0~5°左右，后缘升降副翼和副翼，几组舵面协同动作用于俯仰、航向和滚转操纵。
[0051]子机与母机的分离方式采用四种方法:
一、水平飞行/小倾角飞行纵向分离
如图8所示，子机沿母机纵向向后分离。首先子机需要降低发动机推力，需将发动机调整至慢车状态(甚至关机)。母机的分离作动系统推动子机向后滑动，直至与母机完全脱离。子机控制系统控制翼面稳定住姿态，增大升力，使整机保持高度并有上升速度，获得与母机的安全高度差。同时发动机增大推力(如已经停车需迅速空中起动)，子机获得足够的速度，与母机有效分离转入预定的飞行状态。子机携带专用氧气系统，分离时按需为发动机补充氧气，保证其稳定工作或重新起动。采用高效率飞行控制系统，保证子机在极端条件下的姿态稳定。
[0052]二、水平飞行/小倾角飞行法向分离
如图9所示，子机沿母机立轴向上(法向)分离。分离时，子机首先调整翼面状态(或者使用垂直可调接头改变子机姿态)，使升力达到预期数值，发动机调整至适当的推力。子机和母机的连接装置松开，子机保持与母机相同的平飞速度，控制系统使自身获得相对稳定的姿态。在升力作用下获得垂直加速度，沿立轴方向脱离母机。如果经过试验，子机升力不足以保证分离，则增加一套赋予子机垂直上升能量的弹射系统，使用一体的作动-分离系统。设计上有效控制使弹射力数值范围，母机飞行控制系统采用专门的控制律，通过舵面偏转的操纵力或矢量喷管的分量平衡弹射反作用力，使飞机保持相对稳定的姿态。
[0053]三、竖直飞行/大倾角飞行纵向分离和四、竖直飞行/大倾角飞行法向分离
如图10所示，为垂直飞行/大倾角飞行纵向分离，如图11所示，垂直飞行/大倾角飞行法向分离，竖直飞行/大倾角飞行状态下复合机、子机和母机受力状况很简单，基本上是重力与发动机推力之间的平衡，飞行控制简单。
[0054]子机沿纵轴方向后分离时，重力抵消了大部分发动机推力，纵向和法向的分离力小，分离能耗低，分离系统、分离操作、分离控制简单，分离过程安全可靠，纵向和法向分离容易实现。
[0055]子机与母机的连接分离系统也可以通过多种方案来实现:
一、导轨-滑块+承载销连接-分离系统设计方案