另一個問題是冷卻空氣和發(fā)電能力。隨著機(jī)載系統(tǒng)功率越來越大，發(fā)電要求提高是自然的。戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)上電力一般從發(fā)動機(jī)引出功率，驅(qū)動發(fā)電機(jī)。發(fā)電要求越高，發(fā)動機(jī)的推力損失必然越大。要是發(fā)動機(jī)本來就推力不足，這就難以接受。

冷卻是另一個問題。隱身戰(zhàn)斗機(jī)不能在蒙皮上到處開冷卻空氣進(jìn)出口，但機(jī)載系統(tǒng)功率增大也帶來散熱要求增高的問題。F-35用機(jī)內(nèi)燃油作為冷源，如果機(jī)內(nèi)燃油量低于40%，就有冷源不足問題，系統(tǒng)過熱宕機(jī)危險(xiǎn)大增。

美國的解決方案是三涵道發(fā)動機(jī)?；A(chǔ)還是常見的雙涵道渦扇，但在渦扇外涵道（這時實(shí)際上成為中涵道）之外，再增加第三涵道。在起飛加速時，第三涵道給渦扇外涵道增加空氣流量，提高涵道比，增加推力；在高速巡航時，第三涵道不參加推進(jìn)，用作冷卻空氣來源。

這好比在適合高速飛行的低涵道比渦扇外套了一個額外涵道，在需要的時候變身為低油耗、高推力，但更適合中低速飛行的高涵道比渦扇。這在很大程度上解決了傳統(tǒng)的變循環(huán)難題，還“順帶”解決了冷卻空氣的問題，問題是結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度大大增加。

發(fā)動機(jī)間距是另一個問題。窄間距的截面積小，迎風(fēng)阻力小，有利于超巡，F(xiàn)-22和殲-20都是窄間距的。寬間距的機(jī)內(nèi)容積大，有利于較大、空間完整的機(jī)內(nèi)武器艙。

F-22和殲-20都因?yàn)闄C(jī)體內(nèi)發(fā)動機(jī)、進(jìn)氣道、武器艙等互相競爭，最終武器艙的空間尺寸和形狀很受限制，中距彈和近距彈也因?yàn)椴煌膾燧d要求而分別布置在機(jī)腹彈艙和側(cè)彈艙內(nèi)。

蘇-57采用寬間距雙發(fā)，中線的武器艙空間寬大、形狀規(guī)整

蘇-57采用寬間距，中線上有前后兩個空間大而且形狀規(guī)則的彈艙，適合掛載中距彈或者炸彈，每側(cè)翼根還有一個近距彈繭艙。

寬間距雙發(fā)還要解決噴口之間的低壓區(qū)阻力問題。蘇-57遵循蘇-27的舊制，在雙噴管之間設(shè)置了大型尾錐，“物理填補(bǔ)”低壓區(qū)。

F-22的二元噴口是扁矩形的

蘇-57的噴口是軸對稱的

YF-23的噴口是獨(dú)特的“排水溝”形

F-22采用扁矩形的二元噴口，只可上下偏轉(zhuǎn)，隱身好，但推力損失大；蘇-57采用圓截面的軸對稱噴口，理論上可以全向偏轉(zhuǎn)，實(shí)際上還是只可上下偏轉(zhuǎn)，而且是帶V形角度的上下偏轉(zhuǎn)，結(jié)構(gòu)簡單，但隱身不好；殲-20是固定的圓噴口，這是受到發(fā)動機(jī)推力不足的影響；實(shí)際上，ATF競標(biāo)中落選的YF-23也是固定噴口，不過不是暴露的，而是一道“開頂?shù)呐潘疁稀?，噴口從下方看是被屏蔽的?

六代機(jī)可能從這些設(shè)計(jì)選擇中挑挑揀揀，也可能別出心裁。這些設(shè)計(jì)選擇決定了六代機(jī)的氣動設(shè)計(jì)，氣動設(shè)計(jì)決定了基本的飛行性能和功能定位。也正是因?yàn)檫@樣，六代機(jī)的氣動外形成為人們好奇心的焦點(diǎn)。

顯然，無尾三角翼是起點(diǎn)。后緣是否前掠有隱身方面的考慮，但更主要的是氣動方面的考慮。后緣帶一定的前掠可以把升力中心位置向前移動，降低靜穩(wěn)定性、提高機(jī)動性和改善起飛時的拉起性能，同時保持足夠大面積的后緣氣動控制面足夠靠后，提供足夠的俯仰控制力矩。先進(jìn)邊條設(shè)計(jì)則可以彌補(bǔ)取消鴨翼的問題。

大三角翼也容易滿足面積律的要求，降低跨音速阻力，有助于跨過音速、進(jìn)入超巡。沒有鴨翼、平尾、垂尾也降低阻力，有利于超巡。

光有超巡還不夠，還需要超機(jī)動。沒有垂尾，在隱身狀態(tài)（如突防、接近敵機(jī)）下，需要用某種開裂式副翼作為阻力式方向舵，保持最大隱身。但在飛隱身狀態(tài)（比如起飛著陸、安全空域巡航或者已經(jīng)進(jìn)入視距內(nèi)空戰(zhàn)），變身為某種“后緣全動垂尾”，降低機(jī)械磨損和增加方向安定性。

兩段式副翼可以起開裂式副翼的作用。面積稍小的外段相當(dāng)于上副翼，面積稍大的內(nèi)段相當(dāng)于下副翼。在飛控的精細(xì)控制下，可以相當(dāng)于開裂式的面積相等的上下副翼，但可能需要對各種飛行狀態(tài)下的內(nèi)外段不對稱進(jìn)行補(bǔ)償。

更進(jìn)一步，兩段式副翼都安裝在相當(dāng)于小尾撐的末段，小尾撐本身可以像指節(jié)一樣往上鉤或者往下鉤，同時“手指”還可以旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)90度時，“指尖”上的副翼就從水平偏轉(zhuǎn)到垂直了。加上“指節(jié)”的鉤動，這時副翼就相當(dāng)于全動垂尾了。

另一個辦法是在隱身狀態(tài)下，還是采用開裂式副翼，但通過兩段式加強(qiáng)控制力度，提高方向控制能力。在非隱身狀態(tài)時，兩段式副翼可由外向內(nèi)“直立”起來，開裂式結(jié)構(gòu)全部打開，同樣形成全動垂尾。

這時，“直立”轉(zhuǎn)軸錨定在機(jī)翼后緣，開裂式轉(zhuǎn)軸錨定在“直立”轉(zhuǎn)軸上，結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜。但在直立狀態(tài)下，全動垂尾實(shí)際上只能單向偏轉(zhuǎn)，左側(cè)的能向左偏轉(zhuǎn)，向右最多到“中立”位置；右側(cè)的能向右偏轉(zhuǎn)，向左最多到“中立”位置。實(shí)際上，這就足夠航向控制用了。垂尾舵面可以向左右對稱偏轉(zhuǎn)當(dāng)然好，但左側(cè)管向右轉(zhuǎn)、右側(cè)管向左轉(zhuǎn)也沒有什么不可以。這時打破思維定勢的問題，沒有技術(shù)上解決不了的問題。

好處是，“全動垂尾”一半在翼面以上，另一半在翼面以下，包攬常規(guī)垂尾和腹鰭的氣動特點(diǎn)，只是這時還是全動腹鰭。

米格I.42可能是第一個采用全動腹鰭的戰(zhàn)斗機(jī)。腹鰭是后尾腹下的氣動面，一般是固定的，用于在大迎角飛行的時候提供方向安定性。大迎角飛行時，垂尾受到機(jī)身和機(jī)翼的遮擋，氣動效率極大下降。要么用大大加高的垂尾補(bǔ)償，要么用腹鰭補(bǔ)償。所以，腹鰭不是設(shè)計(jì)水平低的表現(xiàn)，只是設(shè)計(jì)選擇之一。

應(yīng)該指出的是，常規(guī)垂尾由很大的固定面加上后緣的可動舵面組成，主要作用不是用舵面主動地控制方向，而是用固定面被動地提供方向安定性。只要飛機(jī)重心之前的側(cè)面投影面積小于之后，方向上就是安定的，任何方向上的偏移都會由后半側(cè)面積更加強(qiáng)大的風(fēng)壓自動回正。這就是“箭尾羽”原理。固定的腹鰭也是重心后側(cè)面積的一部分。

全動垂尾不依賴“箭尾羽”原理，用全動的舵面主動補(bǔ)償，實(shí)現(xiàn)方向安定性，所以可以比常規(guī)垂尾更小。全動腹鰭當(dāng)然可以參加，只是太多的控制面導(dǎo)致控制律高度復(fù)雜。米格I.44的復(fù)雜性部分來自于16個氣動控制面。一般汽車是兩輪轉(zhuǎn)向，但只有一個方向盤。要是四輪轉(zhuǎn)向，前后分別轉(zhuǎn)向，駕車人就手忙腳亂了。16個控制面即使兩兩聯(lián)動，也有8個自由度，控制律的復(fù)雜可想而知。

無尾三角翼兩段式副翼充當(dāng)全動垂尾/腹鰭時，可以看作四垂尾，大大增加重心后側(cè)面投影面積，提高自然的方向安定性，降低全動垂尾的控制要求。

在發(fā)動機(jī)方面，雙發(fā)是最自然的選擇。渦扇15推力大，但六代機(jī)有可能起飛重量比殲-20增加。好在無尾、無鴨翼和先進(jìn)氣動設(shè)計(jì)降低阻力，兩臺渦扇15就可能足夠使得更大、更重的六代機(jī)實(shí)現(xiàn)超巡。

但為了將發(fā)動機(jī)出力最大限度地用于推進(jìn)，需要考慮加大機(jī)上輔助動力單元（APU）的出力，在飛行時依然運(yùn)轉(zhuǎn)，渦扇15不再用于機(jī)上發(fā)電，也簡化發(fā)動機(jī)及其附件設(shè)計(jì)。

典型民航機(jī)的APU進(jìn)氣口和噴氣口，看著三心二意，其實(shí)也是對APU沒有推進(jìn)要求和只要求在地面滑行和待機(jī)期間短時間使用的結(jié)果

APU大量用于民航客機(jī)上，一般用于地面運(yùn)作時使用。為了降低體積和重量，APU一般追求輕小和高功率密度，省油是次要考慮。地面使用時間較短，主要是滑行和待命時使用，?？吭诘菣C(jī)橋的時候，還能直接用航站電源，所以油耗的問題不大。起飛后一般不用APU，頂多把APU用作液壓系統(tǒng)備用能源。少數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)有APU，幫助野戰(zhàn)機(jī)場使用，同樣起飛后不使用。

重新考慮后的戰(zhàn)斗機(jī)APU可以加大發(fā)電能力，降低油耗，常態(tài)化運(yùn)轉(zhuǎn)，作為全時發(fā)電機(jī)使用。不過一般APU的進(jìn)氣口很小，氣動方面也不適宜在飛行中使用。常態(tài)化APU需要對進(jìn)氣、排氣全面考慮，將APU當(dāng)作不產(chǎn)生推力的發(fā)動機(jī)處理。

雙發(fā)依然有DSI進(jìn)氣口vs加萊特進(jìn)氣口的問題。考慮到更高的超音速飛行要求，可能以加萊特為好。

加萊特有附面層隔道的問題，這對隱身有影響，但適當(dāng)設(shè)計(jì)通道形狀和涂覆隱身涂層的話，可以有效控制雷達(dá)反射特征，問題是附面層的排放。要簡化設(shè)計(jì)的話，可以像F-22一樣，在上表面開設(shè)用隱身格柵覆蓋的排氣口。不怕復(fù)雜的話，可以向APU進(jìn)氣道內(nèi)排放，不過這會有不同飛行條件下影響APU進(jìn)氣狀態(tài)的問題。

APU進(jìn)氣口位置也需要考慮。大功率APU需要較大的進(jìn)氣口，雙發(fā)進(jìn)氣口安排在兩側(cè)的話，APU進(jìn)氣口要么在機(jī)腹中線，要么在機(jī)背中線。機(jī)腹需要留給武器艙，APU進(jìn)氣口以機(jī)背為宜。APU不用于推進(jìn)，進(jìn)氣要求較低，劇烈機(jī)動飛行中短暫的進(jìn)氣畸變也能忍受，某種DSI設(shè)計(jì)就足夠了。

APU進(jìn)氣口也提供了足夠的冷卻空氣。這避免了三涵道的復(fù)雜性，還解決了額外電力問題。

噴口的話，扁矩形的二元噴口有利于隱身，還可用于超音速機(jī)動，但密封難度大，材料和制造要求高，推力損失也大。軸對稱噴口隱身不夠好，在六代機(jī)隱身全面提升的時候，會成為顯眼的短板。

YF-23那樣的“排水溝”式噴口是有意思的另類選擇。噴口截面接近方形，推力損失最小?！芭潘疁稀贝龠M(jìn)噴氣與環(huán)境冷空氣的混合，降低紅外特征。本身具有優(yōu)秀的雷達(dá)隱身性能，對下方上視雷達(dá)有最大的屏蔽，其他方向也有良好的屏蔽作用。

在YF-23時代，“排水溝”底板是固定的，但改成可動的話，還能充當(dāng)額外的控制面。上偏時充當(dāng)擋板，改變噴流方向；下偏時可通過康達(dá)效應(yīng)產(chǎn)生向下的引射，也改變噴流方向；實(shí)際上起到二元噴口的作用，只是噴口與發(fā)動機(jī)互相獨(dú)立。

在大面積后緣控制面和某種矢量推力的結(jié)合下，超機(jī)動是可以期望的。

寬間距雙發(fā)的噴口之間，正好用APU的噴口填充，避免低壓區(qū)的問題。這樣，看起來就是三發(fā)，但實(shí)際上還是雙發(fā)，或者說2+1發(fā)，加出來的一臺是APU，不產(chǎn)生推力。

寬間距雙發(fā)之間，當(dāng)然是機(jī)腹武器艙的理想位置。由于空間寬大、規(guī)則，可能中距彈、近距彈、炸彈、導(dǎo)彈統(tǒng)統(tǒng)可以裝得下，中距彈和近距彈不同的發(fā)射要求則通過先進(jìn)的可伸縮掛架和彈艙門設(shè)計(jì)來解決。也可能主起落架和進(jìn)氣口之間還有足夠的空間，依然可以布置側(cè)彈艙。

這樣，中國六代機(jī)就呼之欲出了：無平尾，無鴨翼，帶先進(jìn)邊條和后緣前掠的大三角翼，兩段式副翼/垂尾，2+1發(fā)（雙發(fā)加APU），兩側(cè)主發(fā)動機(jī)加萊特進(jìn)氣口加機(jī)背APU的DSI進(jìn)氣口，機(jī)腹大彈艙，機(jī)尾并排三個帶可動底板（可能APU噴口還是固定底板）的“排水溝”噴口。

關(guān)鍵不是中國六代機(jī)是不是這個樣，而是這個樣都是現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)就能做到的，而不是科幻。

空軍副司令王偉在被問及轟-20時候有一句話：“快了”。如果轟-20還是“世紀(jì)懸念”的話，要是看到六代機(jī)問世，也是不錯的。

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