没错，J-36的重点优化方向正是超音速巡航，这也是怒上三发的直接动因。在此之前，我们需要知道两个基本概念，即“马赫角”（Mach angle）和“亚音速前缘”（Subsonic leading edge）。
马赫角是飞机进行跨音速和超音速飞行时借由运动机体对前方空气的挤压而形成的锥形激波（马赫锥）的半顶角（μ）。这个角的大小取决于飞行马赫数。
马赫锥外部与内部存在巨大的空气流速差，如果机体的某一部分暴露在这种激波当中，将造成很大的压差阻力（波阻）。在飞行器设计中，将机体的各个部分统一纳入机头顶点马赫锥内部，利用这种斜激波对气流造成的减速，使得最终流经机翼的空气流速（来流法向分量）减缓至亚音速，将极大降低机翼阻力。我们对全部机翼都处于亚音速气流内的情况称为这种机翼具有“亚音速前缘”。因此，我们可以通过一条连接机头顶点与机翼前缘顶点的直线，得到亚音速前缘所能支持的“最小马赫角”（90°减去“等效后掠角”），这个角越小，意味着飞机的理论极速越高（不一定是飞机真正的极速，因为有可能在达到这个角度之前，气流由于没有受到足够减速而使得亚音速前缘提前失效）。
这也是为什么像Tu-144这种双三角翼客机，能利用大后掠角前翼与中等后掠角后翼的组合（而非单纯的大后掠角机翼），实现超音速与大航程兼顾的原因。顺便说一句，五代机里面，理论极速最高的是J-20，达到2.55马赫（1/sin23°），拜其长机身、靠后的主翼以及后掠鸭翼所赐。
理论说到这就差不多了，想表达的观点是，我们可以借由对飞机基本布局的观察，探究其设计取向。对于每千克推力都很关键的军用机，尤其是战斗机而言，最小马赫角所对应的速度通常是个精心设计的结果。如果不把某种最大或最优推力都应用在实现这个速度上而是有所保留的话，剩余推力将受到其后更大阻力的掣肘而被浪费，此时飞发匹配并没有做到极致，这对于寸土寸金、寸力寸金的传统高性能战斗机而言是不可想象的。
Here comes the game changer.
如果战机的推力增量不是10%~20%这个量级（传统发动机代际演进），而是高达50%呢？如果推力于我而言是可以被某种程度上的“浪费”（其实本质上也没有被“浪费”，毕竟发电功率实打实增加了）而用来实现其他目标呢？最小马赫角所对应的“极限”是不是就可以被突破了呢？
这就是J-36的设计取向。只看机体本身的排布，65°前机身后掠+50°后机身后掠的组合（这两个角度同时也是超音速ICE飞翼与亚音速飞翼的经典设置）原本只能实现33°最小马赫角（对应1.83马赫极速），而在三台发动机的澎湃动力加持下，后机身65°至50°这部分在超音速气流中新增的阻力可以被轻松抵消掉。也就是说，J-36所能达到的极速与最佳巡航速度应与ICE飞翼类似（也就是2.36马赫极速与1.8~2.0马赫超巡）。
我们知道巡航距离与巡航升阻比、载油量、巡航速度和单位耗油率有关。J-36所采用的小展弦比飞翼布局的特点在于，在保证足够翼面积的前提下，能实现更小的机翼相对厚度（翼根弦长最长）与更大的前缘后掠角（相较切尖三角翼、梯形翼和兰姆达翼而言），而这两点都对减轻超音速波阻、提升超音速巡航升阻比起到决定性作用。
那么油耗呢？三台发动机带来的与推力增长等比例的油耗增长岂不是会显著缩短作战半径？并非如此。下图揭示了一个非常关键的信息，即在特定机体布局下，全机可用推力与平衡马赫数在一定范围内同样也是等比例增长的。也就是说，油耗增长带来的续航时间缩短，会被超巡马赫数的增长所填补。比较反常识的一点是，为了达成特定马赫数（比如1.5），相较于两台发动机，三台发动机往往能用较低的平均推力实现这一点，而在此基础上将马赫数提升至1.8（提升20%），三发油耗增长比例很可能低于双发（因为油耗的非线性增长，推力越大增长率越大），这使得在精心设置的超巡点下，三发机整体油耗甚至可能低于双发机（这就很妙）。而机体增大又实打实地带来载油量的增长，可以预见，J-36将实现与同等展弦比50°亚音速飞翼相当、甚至更大的作战半径（1500海里，超过2700公里），不同的是其能以超过1.8Ma的超音速实现。
总之，J-36通过第三台发动机的引入，彻底跳出传统发动机代际演进对飞行器设计的掣肘（无需为了实现某个很高的等效后掠角而将前机身设计得很“陡峭”），用一种“杀鸡偏用宰牛刀”的方式，实现了某种“既要、又要”。虽说显著增加了任务耗油量和维管难度（某种取舍），但这点油钱啥的，在能否打赢这个天大的问题面前就啥也不算了。
毕竟，不管洋基、土基还是柯基，只要被它攻击，就是死期。
