关于成飞六代机的中发设计，主流观点及其技术细节是什么？

发动机

成飞擅长引发关注，六代机设计采用三发布局，中间发动机让军迷热议不已。目前围绕中发存在真中发党和APU党的争议。真中发党认为这是推进发动机，而APU党则主张这只是超级APU加冷却空气通道，并非推进发动机。相对较少提及的是折衷观点，即中发是一种大幅增强发电能力、同时保留有限推进功能的半推进发动机。我个人支持APU党，但中发党在人群中占多数。

中发党内部存在涡扇派、冲压派，以及规模较小的爆震派。涡扇派认为，中发应采用与两侧同型的涡扇发动机，试飞使用涡扇10，未来将换装涡扇15，最终目标是实现变循环技术，这是当前的主流观点。冲压派认为，中发为冲压发动机，专用于高超音速巡航，仅在M1.5以上或M2时启动，低速下不工作。其中，超燃冲压支流主张用超燃冲压替代亚燃冲压。爆震派认为中发属于爆震发动机，其中主流观点支持旋转爆震，也有支流观点主张脉冲爆震。众多门派，归根结底都是：成六体积过大、重量过重，两台涡扇推重比不足，无法实现超音速巡航与所需机动性能。成六的超巡速度需超过歼-20的1.6至1.8马赫，达到2.5马赫水平。成六体型庞大，外观沉稳，具体重量未知。人们依据双轮前起与双轮主起推测，其重量或达50吨左右。涡扇15加力推力约18吨，军推12吨；涡扇10加力推力约14吨，军推8.5吨。参照F-22， 若要实现M1.6的超音速巡航，军推推重比需达到0.7左右。超巡性能与减阻高度密切相关。协和式飞机通过加力达到巡航速度后，依靠非加力推力维持超巡状态。其加力推重比为0.372，而非加力时降至0.306，甚至低于波音737Max8（0.311）和空客A320NEO（0.310）。SR-71的推重比也仅为0.44。然而，SR-71的发动机设计独特，已无法简单用传统加力或军推概念来定义其特性。成六缺少尾翼，机翼与机体减阻技术远超60年前，实现超巡需多少推重比，这值得探讨。已知成六使用两侧加莱特进气道与背部DSI设计，而加莱特进气道的超音速性能通常优于DSI。这意味着在超音速巡航状态下，侧置进气道的表现可能优于中置方案，这一点值得重视。虽然DSI并非无法支持M2.5级别的速度，例如歼-20便采用了DSI技术，但针对高超音速（此处指high supersonic，并非高超声速hypersonic）优化的DSI，其锥体通常更加尖锐且向前延伸更长。然而，成六的DSI鼓包显得圆钝、低矮且短小，这表明其设计并未着重于高超音速下的大推力需求，而是可能更注重其他方面的性能平衡。无论采用哪种进气道，发动机推力都与空气流量密切相关。在没有更精确数据的情况下，从外观判断，两侧加莱特进气口的截面积似乎大于中间的DSI进气道。这可能导致相同型号的中发在相同飞行状态下出现进气量不足的情况，尤其在极限飞行或机动飞行等需要高推重比时表现更为明显。也就是说，在最需要强大推力的时候，中发可能无法充分发挥效能。这些证据对涡扇派不利。如果采用同型号三发布局，相较于双发，推力和油耗都会增加约50%。航程主要由载油系数（燃油重量与正常起飞重量之比）决定，在相同载油系数下，航程基本一致。结构系数（结构重量与正常起飞重量之比）在同代战机中变化不大，三发机型大致会比双发重50%。发动机的推重比取决于具体发动机性能，三发设计也只是让整体重量增加约50%。若想通过三发提高战斗机推重比，需减少武器和电子设备的占比。但若一款50吨级战机仅携带相当于30吨级战机的武器和电子设备，项目可行性将大打折扣；而降低燃油系数又会导致航程缩减，这同样难以接受。因此，即使同比例提升各项指标，三发设计也无法真正提高推重比。也就是说，三发并非提升推重比的万全之策。战斗机设计中，重量是关键因素，起着统领全局的作用。如果第六代战机确实达到50吨并采用三发布局，就需要明确为何会达到这一重量。若因搭载更大、更重的超远程空空导弹而扩大机内武器舱尺寸与载重，从而影响整机规模和重量，并进一步导致三发布置，这在逻辑上是合理的。然而，这也意味着六代机无法实现更高的推重比。相比30多吨的五代机，六代机的三发 merely 恢复而非提升推重比。此外，令人疑惑的是，沈阳六代机为何能在满足相似需求时，以较小体积实现双发布局？这个问题同样值得探讨。恢复推重比对提升加速性能和盘旋机动性有益。协和式飞机与SR-71虽然加速缓慢且机动性有限，但这对侦察机或客机影响不大。然而，这对战斗机是否构成问题？在视距内空战中，加速性和机动性至关重要，而在超视距空战中则相对次要。毕竟，远程交战时，依靠导弹实现高速度和高过载更为有效。当前，主流观点认为第六代战机应专注于突防打击，这似乎与强调加速性和机动性的设计理念存在矛盾。因此，第六代战机究竟需要多少加速性和机动性，仍是一个值得探讨的问题。协和式飞机高度专注于以M2.2速度巡航，其发动机采用加力涡喷设计。同一时期的图-144巡航速度略高，但使用加力涡扇发动机，实际油耗却高于协和式。在超音速巡航中，最省油的并非涡扇，而是涡喷发动机。变循环发动机在超音速时呈现涡喷状态，亚音速时则为涡扇状态。涡扇发动机中外涵道与内涵道推力之比等于涵道比，在内涵道推力不变的情况下，提高涵道比可提升总推力。然而，实际应用中，当变循环发动机切换至涡扇模式时，部分内涵道能量转化为机械能及外涵道气流，导致内涵道推力下降，因此变循环并未显著增加最终推力。此外，其复杂性增加重量，反而降低了发动机的推重比。有些人希望变循环发动机带来更大推力，但不知其依据何在？总体来看，三台同型涡扇发动机中，机背DSI设计表明，在需中发实现M2.5超巡时，中发略可能帮倒忙而非助力。冲压发动机存在更多问题。亚燃冲压在马赫数0.5以下几乎无法工作，到1.0时勉强可用，而到了2至3之间才进入最佳状态，但超过4之后又会因气动加热导致结构过载，隐身涂层也可能因高温受损。因此，对于M2.5的超音速巡航而言，冲压发动机较为合适。此时，涡扇发动机可关闭，通过整流盖板减少阻力；或让少量空气流入，使涡扇保持怠速待命即可。冲压发动机依靠进气动压来压缩空气，无需压气机，结构简单且轻便，但其工作范围较为有限。对于定速定高飞行的反舰或巡航导弹影响不大，但应用于变速变高的空空导弹时问题较多，而用于变速、变高且推力范围要求更大的战斗机，则尚无成功先例。压气机虽有弊端，但能在大范围进气时，维持进气口与燃烧室间的缓冲，确保燃烧室工作稳定，这是冲压方式无法实现的。在低超音速（M1.2以下）条件下，冲压发动机采用皮托管式进气口，其唇口产生正激波，使气流减速。随后，空气在进气道的扩张段进一步减速并增压，最终进入燃烧室完成后续过程。在高超音速（M1.5以上）条件下，冲压发动机通过进气锥体在入口唇口前方生成斜激波，将高速气流初步减速，随后在唇口处形成正激波完成进一步减速，后续流程与常规相同。当飞行速度更高时，会采用双锥体设计。前部更尖锐的锥体首先产生较大角度的斜激波，后段较钝的部分接着生成较小角度的斜激波，最终在唇口形成正激波。斜激波和正激波必须在唇口汇合，否则可能导致漏气损失或激波进入进气道内壁引发损坏。更为复杂的是，斜激波进入进气口后，在收敛段内壁发生反射与对消现象，并在收敛段与扩张段转折的喉道位置形成正激波。这种方式虽然总压恢复较高，但对激波控制的要求也更加严格。对于同一锥体，速度越高，斜激波角度越大。战斗机进气口通常采用可调装置来调节斜激波位置，而DSI进气道不可调节，只能在不同速度下优化激波位置。涡扇发动机对进气条件适应性强，冲压发动机则要求更高。这正是成飞第六代机未采用DSI搭配冲压中发的主要原因。还有一个问题是油耗。冲压发动机在高超音速下的效率高于涡扇发动机，例如在M3.5时。但对于战斗机的实际应用，更值得关注的是M1.5涡扇超巡与M2.5冲压超巡的油耗表现。与冲压发动机巡航最为接近的是SR-71。这款飞机油耗惊人，从英国飞到利比亚再返回，需要8架KC-135提供空中加油支持。SR-71并非小型飞机，其机载燃油容量高达46吨。这意味着在远离基地的情况下，需要8架KC-135专门为其服务。换个角度看，SR-71的油耗为每小时16至20吨，这一数据并非外界猜测，而是Beale空军基地正式公布的信息。由于SR-71早已退役，相关数据公开并无问题。Beale基地还保留了最后一个SR-71专用油库。该机型使用专用航空煤油，用于冷却过热的发动机。相比之下，苏-27以内部载油量大著称，设计时甚至未考虑外挂副油箱，但其9.4吨的内油仅够SR-71飞行半小时；而F-15虽然从一开始就可携带副油箱，但其6.1吨的内油量，对SR-71而言也只能支撑约20分钟。即便新技术将冲压发动机油耗降低至SR-71的一半，其耗油量依然惊人。SR-71以M3.2速度巡航时极度注重减阻，完全不考虑加速与机动性能，其发动机针对单一工况高度优化。而战斗机难以实现如此极致的减阻效果，无尾设计虽有助于减阻，但机翼和进气口需兼顾机动需求。此外，战斗机发动机的工作范围更广，无法像SR-71那样进行专项优化。SR-71的J58发动机是一种涡喷与冲压结合的变循环设计，但其工作原理远比这复杂。通过众多阀门的精密配合，在不同速度下调节气流的吸入与排放，既防止气流堵塞引发喘振，又利用冷却空气流经机匣外侧以降低温度，最终将空气导入加力燃烧室。其中，加力燃烧室的气流既来自旁通进气，也来自压气机，这才构成了真正的涡喷与冲压混合的变循环特性。用两台侧发替代J58的涡喷部分，冲压结构可大幅简化，减少机械复杂性与进气动能损失。不过仍存在两个问题：冲压发动机油耗高是其固有特性。涡扇发动机的空燃比通常低于0.025，而冲压发动机的空燃比在0.01至0.07之间。推力主要依赖空气流量，前提是喷气速度必须超过飞行速度。随着飞行速度提升，进气动压和能量增加，燃烧膨胀所需的能量补充相对减少，但这一基础速度本身仍是通过燃烧实现的。希勒（Hiller）直升机曾尝试使用旋翼翼尖安装冲压发动机来驱动旋翼，这种方式结构简单且无需解决反扭力问题，但其惊人的油耗和巨大噪声使其最终未能被采纳。在冲压发动机未启动或因变工况无法启动时，成六仅有两台侧发，推重比岂不是低得可怜？三发布局相比双发，耗油增加五成。若中间发动机采用冲压方式，哪怕侧发怠速，油耗也将高得惊人。有些人设想的M3-3.5巡航，气动加热对蒙皮材料的影响或许比发动机更难解决。战斗机不同于导弹或航天飞机，它需要频繁出动，既不是一次性用品，也没有过于苛刻的维护条件，同时隐身涂层还面临耐热挑战。协和式飞机巡航速度降至M2.2，并非因为发动机性能，而是受限于铝合金的耐热能力。新材料虽能提高耐热性，但成六的超音速巡航速度很可能不会超过M2.5，更可能在M2.0至2.2之间，甚至可能是M1.5到1.8。在这种速度范围内，冲压发动机相较于涡喷发动机，在必要性和优越性上可能就显得不够突出。无论是旋转爆震还是脉冲爆震，都将科幻视为现实。虽然爆震发动机潜力巨大，但要实现战斗机所需的高推力、长时间运行和稳定启动，仍有很长的路要走。你怎知不行只是空谈，关键在于我用事实证明可行。在缺乏成功飞行试验的前提下，将其直接定位为某型号唯一超巡动力来源，既不负责也违背工程常识。技术发展需谨慎务实，而非盲目乐观。最大的问题在于：爆震发动机 unlike 冲压发动机，可从零速工作至四倍音速，理论油耗还低于涡扇。若中心采用爆震发动机搭配两侧涡扇，不如直接全用爆震，这样设计更合理，性能也更强。成六真能等于三发吗？虽然有可能，但从所谓三发的优势来看，并不明显，仍有许多疑问尚未解决。很少有人提及的折中方案是：中发为同类型涡扇发动机，推进能力有限，但发电能力显著增强，因此对进气条件要求较低，对推进仍有一定辅助作用。这一折衷方案的优缺点还需进一步思考。