2011号远看虽然和2002号验证机差不多，但近看就有了巨大的变化，主翼、鸭翼、进气道、腹鳍、弹仓都进行了不显山不露水地优化修改，首先是主翼和鸭翼间的边条翼从曲线改成直线，从外凸式尖拱型改为边缘平直的三角形，三角形边条后段略展宽，面积基本不变，后掠角长细比略减。进气道口和鸭翼间的小边条翼被取消，原因是可以减少气流影响，减少飞行阻力，省却了两个涡流的复杂飞控还减了边条对隐身的不利影响，说明2011号减弱机动性的要求而增强了隐身和超音速巡航要求，验证机上下边缘平行的进气道唇口形状也改成了不平行，向下倾斜约10°，与机头侧面棱边基本平行，进气道侧面的棱边被取消，加宽了进气道横截面，
进气道增加了覆盖隐身屏蔽格栅的六边形辅助进气口和附面层排气口，进气道入口的格栅栅条平面向前倾斜，鸭翼下附面层排口排气口栅条平面则向后倾斜，这样改动后DSI进气道鼓包周边的阻力气流可以更好的流走，还能改善大迎角时的涡流，只是损失少许隐身性能，2011号的尾翼和鸭翼都为隐身进行了切尖处理，减轻了机翼气动扭转和翼尖失速、抖振，改善了大偏转角下的操纵性能，鸭翼翼展略有增大，增加大迎角配平能力，改善尾流状况和震颤，，翼尖切角后锐角变为钝角，减轻了周向散射，雷达反射截面积从0.01m2降低到0.001m2，鸭翼翼根和转轴采用的梯形头内嵌入优化衔接结构，翼根前尖端逐渐向内倾斜收缩，以遮挡正前方和侧前方入射波，
进气道结合段削尖处理降低了鸭翼偏转时进气道侧向的雷达反射截面积，全动垂尾根弦缩短，翼面积也减小，降低气流对垂尾的俯仰和横向力矩影响，主翼基本不变，但沿铰接边缘法向倾斜布置的襟副翼作动筒变小，2002号验证机作动筒尺寸较大，不足以将作动筒包进薄机翼，但2011号解决了28MPa压力级液压机构问题，作动筒尺寸达到F-22的水平，同时襟翼加宽，内侧切角，这样气动阻力更小，腹鳍向外侧移动避免与襟翼触碰，也避开机身和发动机喷气的干扰，使得腹鳍更靠近翼下外洗流场，大迎角时提供了额外的低头力矩以抑制上仰，腹鳍还加长了一些以屏蔽尾喷口，两则尾撑向内加宽，顶端延长，曲线更平缓。