【文/观察者网专栏作者 晨枫】
中国需要六代机是肯定的，这些年也在歼-10、歼-20等先进战斗机的设计、制造和使用中快速积累，并形成新的突破，具备了研发六代机的条件。
不过中国并没有颁布过战斗机划代的正式标准。歼-20刚出来的时候，被亲昵地称为“黑丝”。因为当时歼-20被定位为四代机，“丝带”是一个婉转的谐音，加上外观是灰黑色的，就成“黑丝”了。在美国改口后，歼-20现在一般被称为五代机，六代机自然就是下一代。
在五代机之前，美欧俄无疑是领先者，中国是后来者。虽然最终居上了，但毕竟是后来的。然而在六代机上，中国要领先了，这在军事、政治、心理上的影响都不可估量。
六代机应该是什么样？其他国家其实都在蠢蠢欲动，但美国NGAD（Next-Generation Air Dominance，下一代空中主宰）陷入困局，俄罗斯根本跟不动，欧洲推出英意日的“暴风“，法德西推出NGF。即使作为PPT战斗机，人们也只有两个字：“就这？”
英意日“暴风”（上）和法德西NGF（下），“就这？”
最接近靠谱的是2023年6月洛克希德-马丁的臭鼬工厂在纪念成立80周年时，披露过一个神秘的轮廓图。一般认为这是洛马的六代机设计，美国空军称为NGAD。当然，NGAD据说单价高达3亿美元，连美国空军都受不了。现在计划陷入“脑死亡”，只有“上帝之手”才能起死复生。
除了各种想象图，臭鼬工厂披露的轮廓图（右）可能是最接近六代机的官泄，左为人们根据右侧轮廓图发挥而成的想象图 五代机要具备隐身、超巡、超机动、超级态势感知，最终只有F-22和歼-20全做到了。歼-35的技术数据现在还不清楚，没法说是否全做到，F-35至少没有做到超巡，超机动也很勉强。
六代机至少需要做到五代机能做的，可能还要加上高度AI、有人-无人双模式（optionally manned）、无人僚机等。
高度AI到底能做到什么不好说，但必要性不需多说。双模式是新生事物。无人机要达到甚至超过有人机的战斗力，很难比有人机更轻小、更低成本，因为座舱和飞行员生命保障系统的相对占用空间和成本占比越来越小。而有人机的无人化成本和技术难度越来越低，双模式可能反而是最合理的。无人僚机与六代机的关系更加间接，对六代机的气动设计基本上没有影响。
说起来，人们最关注的“六代机什么样”，主要还是气动设计，也就是说，依然围绕隐身、超巡、超机动。其他的都是“内秀”，外观上看不出来，在原则上也没有理由不能在五代机上实现。
隐身已经不神秘了，边缘对齐、避免形成稳定回波的大面积表面、减少突出物，这些都是人们熟知的原则。
在五代机时代，鸭翼vs正常平尾、大垂尾vs小全动垂尾（有时还要加腹鳍）、DSI进气口vs加莱特进气口、发动机宽间距vs窄间距、二元喷口vs轴对称喷口vs固定喷口，都是人们熟知的争议话题。在F-35时代，还有冷却空气不足的问题。随着主动电扫雷达和可能的激光、微波武器的发展，机载发电能力也成为新的挑战。
鸭翼也好，正常平尾也好，都是突出物，都在某一角度形成较强的雷达回波。最好是无鸭翼，也无平尾。
无尾飞机是存在的。大三角翼飞机也称无尾三角翼飞机，就是因为无平尾。连垂尾也取消了，就是彻底的无尾飞机了。B-2是第一个量产的无尾飞机，采用飞翼布局。B-2之后，有很多无尾飞翼出现，中国的“彩虹-7”也是一个。
B-2是最早量产的无尾飞机，注意翼尖的开裂式副翼
无尾飞翼气动效率高，“每一寸结构都用于产生升力”，但飞控挑战很大。纵轴太短导致俯仰控制力矩不足，B-2用“海狸尾”增加机尾控制面的控制力。没有垂尾使得常规的“箭尾羽”原理不再适用，B-2用开裂式副翼，上下对称打开时形成翼尖阻力，两侧翼尖不对称打开就形成差动阻力，以此形成偏航力矩，控制方向。问题是增加巡航阻力，影响隐身。X-47B不再用复杂的开裂式副翼，而是单片式副翼与上表面扰流片配合，但还是换汤不换药。
F-22采用常规的固定面加舵面的高大垂尾
歼-20采用全动垂尾
无尾飞机也解决了侧向隐身的难题。无论是常规的固定面加舵面的高大垂尾，还是低小的全动垂尾加腹鳍，都有侧向隐身问题。苏-57采用全动小垂尾，而且无腹鳍，是因为双发之间的“隧道”效应补偿了腹鳍的缺失。
无数六代机的想象图都从无尾飞机开始，但都没有说明如何解决飞控难题
无数六代机想象图都是无尾的。没有平尾，也没有垂尾，好比传统的大三角翼战斗机砍掉了垂尾。问题是没有说明如何解决气动控制问题。
F-22使用加莱特进气口
歼-20使用DSI进气口
在五代机里，F-22采用加莱特进气口，F-35、歼-20、歼-35都采用DSI进气口。一般认为DSI比加莱特的隐身更好，其实好在取消了加莱特的附面层隔道，DSI的鼓包本身是突出物，并不有利于隐身。但加莱特的超巡特性更好，斜切菱形的进气口唇口更加有利于宽范围的激波控制，DSI不容易对较大的速度范围都做到足够优化。
另一个问题是冷却空气和发电能力。随着机载系统功率越来越大，发电要求提高是自然的。战斗机的机上电力一般从发动机引出功率，驱动发电机。发电要求越高，发动机的推力损失必然越大。要是发动机本来就推力不足，这就难以接受。
冷却是另一个问题。隐身战斗机不能在蒙皮上到处开冷却空气进出口，但机载系统功率增大也带来散热要求增高的问题。F-35用机内燃油作为冷源，如果机内燃油量低于40%，就有冷源不足问题，系统过热宕机危险大增。
美国的解决方案是三涵道发动机。基础还是常见的双涵道涡扇，但在涡扇外涵道（这时实际上成为中涵道）之外，再增加第三涵道。在起飞加速时，第三涵道给涡扇外涵道增加空气流量，提高涵道比，增加推力；在高速巡航时，第三涵道不参加推进，用作冷却空气来源。
这好比在适合高速飞行的低涵道比涡扇外套了一个额外涵道，在需要的时候变身为低油耗、高推力，但更适合中低速飞行的高涵道比涡扇。这在很大程度上解决了传统的变循环难题，还“顺带”解决了冷却空气的问题，问题是结构复杂程度大大增加。
发动机间距是另一个问题。窄间距的截面积小，迎风阻力小，有利于超巡，F-22和歼-20都是窄间距的。宽间距的机内容积大，有利于较大、空间完整的机内武器舱。
F-22和歼-20都因为机体内发动机、进气道、武器舱等互相竞争，最终武器舱的空间尺寸和形状很受限制，中距弹和近距弹也因为不同的挂载要求而分别布置在机腹弹舱和侧弹舱内。
苏-57采用宽间距双发，中线的武器舱空间宽大、形状规整
苏-57采用宽间距，中线上有前后两个空间大而且形状规则的弹舱，适合挂载中距弹或者炸弹，每侧翼根还有一个近距弹茧舱。
宽间距双发还要解决喷口之间的低压区阻力问题。苏-57遵循苏-27的旧制，在双喷管之间设置了大型尾锥，“物理填补”低压区。
F-22的二元喷口是扁矩形的
苏-57的喷口是轴对称的
YF-23的喷口是独特的“排水沟”形
F-22采用扁矩形的二元喷口，只可上下偏转，隐身好，但推力损失大；苏-57采用圆截面的轴对称喷口，理论上可以全向偏转，实际上还是只可上下偏转，而且是带V形角度的上下偏转，结构简单，但隐身不好；歼-20是固定的圆喷口，这是受到发动机推力不足的影响；实际上，ATF竞标中落选的YF-23也是固定喷口，不过不是暴露的，而是一道“开顶的排水沟”，喷口从下方看是被屏蔽的。
六代机可能从这些设计选择中挑挑拣拣，也可能别出心裁。这些设计选择决定了六代机的气动设计，气动设计决定了基本的飞行性能和功能定位。也正是因为这样，六代机的气动外形成为人们好奇心的焦点。
显然，无尾三角翼是起点。后缘是否前掠有隐身方面的考虑，但更主要的是气动方面的考虑。后缘带一定的前掠可以把升力中心位置向前移动，降低静稳定性、提高机动性和改善起飞时的拉起性能，同时保持足够大面积的后缘气动控制面足够靠后，提供足够的俯仰控制力矩。先进边条设计则可以弥补取消鸭翼的问题。
大三角翼也容易满足面积律的要求，降低跨音速阻力，有助于跨过音速、进入超巡。没有鸭翼、平尾、垂尾也降低阻力，有利于超巡。
光有超巡还不够，还需要超机动。没有垂尾，在隐身状态（如突防、接近敌机）下，需要用某种开裂式副翼作为阻力式方向舵，保持最大隐身。但在飞隐身状态（比如起飞着陆、安全空域巡航或者已经进入视距内空战），变身为某种“后缘全动垂尾”，降低机械磨损和增加方向安定性。
两段式副翼可以起开裂式副翼的作用。面积稍小的外段相当于上副翼，面积稍大的内段相当于下副翼。在飞控的精细控制下，可以相当于开裂式的面积相等的上下副翼，但可能需要对各种飞行状态下的内外段不对称进行补偿。
更进一步，两段式副翼都安装在相当于小尾撑的末段，小尾撑本身可以像指节一样往上钩或者往下钩，同时“手指”还可以旋转，旋转90度时，“指尖”上的副翼就从水平偏转到垂直了。加上“指节”的钩动，这时副翼就相当于全动垂尾了。
另一个办法是在隐身状态下，还是采用开裂式副翼，但通过两段式加强控制力度，提高方向控制能力。在非隐身状态时，两段式副翼可由外向内“直立”起来，开裂式结构全部打开，同样形成全动垂尾。
这时，“直立”转轴锚定在机翼后缘，开裂式转轴锚定在“直立”转轴上，结构比较复杂。但在直立状态下，全动垂尾实际上只能单向偏转，左侧的能向左偏转，向右最多到“中立”位置；右侧的能向右偏转，向左最多到“中立”位置。实际上，这就足够航向控制用了。垂尾舵面可以向左右对称偏转当然好，但左侧管向右转、右侧管向左转也没有什么不可以。这时打破思维定势的问题，没有技术上解决不了的问题。
好处是，“全动垂尾”一半在翼面以上，另一半在翼面以下，包揽常规垂尾和腹鳍的气动特点，只是这时还是全动腹鳍。
米格I.42可能是第一个采用全动腹鳍的战斗机。腹鳍是后尾腹下的气动面，一般是固定的，用于在大迎角飞行的时候提供方向安定性。大迎角飞行时，垂尾受到机身和机翼的遮挡，气动效率极大下降。要么用大大加高的垂尾补偿，要么用腹鳍补偿。所以，腹鳍不是设计水平低的表现，只是设计选择之一。
应该指出的是，常规垂尾由很大的固定面加上后缘的可动舵面组成，主要作用不是用舵面主动地控制方向，而是用固定面被动地提供方向安定性。只要飞机重心之前的侧面投影面积小于之后，方向上就是安定的，任何方向上的偏移都会由后半侧面积更加强大的风压自动回正。这就是“箭尾羽”原理。固定的腹鳍也是重心后侧面积的一部分。
全动垂尾不依赖“箭尾羽”原理，用全动的舵面主动补偿，实现方向安定性，所以可以比常规垂尾更小。全动腹鳍当然可以参加，只是太多的控制面导致控制律高度复杂。米格I.44的复杂性部分来自于16个气动控制面。一般汽车是两轮转向，但只有一个方向盘。要是四轮转向，前后分别转向，驾车人就手忙脚乱了。16个控制面即使两两联动，也有8个自由度，控制律的复杂可想而知。
无尾三角翼两段式副翼充当全动垂尾/腹鳍时，可以看作四垂尾，大大增加重心后侧面投影面积，提高自然的方向安定性，降低全动垂尾的控制要求。
在发动机方面，双发是最自然的选择。涡扇15推力大，但六代机有可能起飞重量比歼-20增加。好在无尾、无鸭翼和先进气动设计降低阻力，两台涡扇15就可能足够使得更大、更重的六代机实现超巡。
但为了将发动机出力最大限度地用于推进，需要考虑加大机上辅助动力单元（APU）的出力，在飞行时依然运转，涡扇15不再用于机上发电，也简化发动机及其附件设计。
典型民航机的APU进气口和喷气口，看着三心二意，其实也是对APU没有推进要求和只要求在地面滑行和待机期间短时间使用的结果
APU大量用于民航客机上，一般用于地面运作时使用。为了降低体积和重量，APU一般追求轻小和高功率密度，省油是次要考虑。地面使用时间较短，主要是滑行和待命时使用，停靠在登机桥的时候，还能直接用航站电源，所以油耗的问题不大。起飞后一般不用APU，顶多把APU用作液压系统备用能源。少数战斗机有APU，帮助野战机场使用，同样起飞后不使用。
重新考虑后的战斗机APU可以加大发电能力，降低油耗，常态化运转，作为全时发电机使用。不过一般APU的进气口很小，气动方面也不适宜在飞行中使用。常态化APU需要对进气、排气全面考虑，将APU当作不产生推力的发动机处理。
双发依然有DSI进气口vs加莱特进气口的问题。考虑到更高的超音速飞行要求，可能以加莱特为好。
加莱特有附面层隔道的问题，这对隐身有影响，但适当设计通道形状和涂覆隐身涂层的话，可以有效控制雷达反射特征，问题是附面层的排放。要简化设计的话，可以像F-22一样，在上表面开设用隐身格栅覆盖的排气口。不怕复杂的话，可以向APU进气道内排放，不过这会有不同飞行条件下影响APU进气状态的问题。
APU进气口位置也需要考虑。大功率APU需要较大的进气口，双发进气口安排在两侧的话，APU进气口要么在机腹中线，要么在机背中线。机腹需要留给武器舱，APU进气口以机背为宜。APU不用于推进，进气要求较低，剧烈机动飞行中短暂的进气畸变也能忍受，某种DSI设计就足够了。
APU进气口也提供了足够的冷却空气。这避免了三涵道的复杂性，还解决了额外电力问题。
喷口的话，扁矩形的二元喷口有利于隐身，还可用于超音速机动，但密封难度大，材料和制造要求高，推力损失也大。轴对称喷口隐身不够好，在六代机隐身全面提升的时候，会成为显眼的短板。
YF-23那样的“排水沟”式喷口是有意思的另类选择。喷口截面接近方形，推力损失最小。“排水沟”促进喷气与环境冷空气的混合，降低红外特征。本身具有优秀的雷达隐身性能，对下方上视雷达有最大的屏蔽，其他方向也有良好的屏蔽作用。
在YF-23时代，“排水沟”底板是固定的，但改成可动的话，还能充当额外的控制面。上偏时充当挡板，改变喷流方向；下偏时可通过康达效应产生向下的引射，也改变喷流方向；实际上起到二元喷口的作用，只是喷口与发动机互相独立。
在大面积后缘控制面和某种矢量推力的结合下，超机动是可以期望的。
宽间距双发的喷口之间，正好用APU的喷口填充，避免低压区的问题。这样，看起来就是三发，但实际上还是双发，或者说2+1发，加出来的一台是APU，不产生推力。
宽间距双发之间，当然是机腹武器舱的理想位置。由于空间宽大、规则，可能中距弹、近距弹、炸弹、导弹统统可以装得下，中距弹和近距弹不同的发射要求则通过先进的可伸缩挂架和弹舱门设计来解决。也可能主起落架和进气口之间还有足够的空间，依然可以布置侧弹舱。
这样，中国六代机就呼之欲出了：无平尾，无鸭翼，带先进边条和后缘前掠的大三角翼，两段式副翼/垂尾，2+1发（双发加APU），两侧主发动机加莱特进气口加机背APU的DSI进气口，机腹大弹舱，机尾并排三个带可动底板（可能APU喷口还是固定底板）的“排水沟”喷口。
关键不是中国六代机是不是这个样，而是这个样都是现有技术基础就能做到的，而不是科幻。
空军副司令王伟在被问及轰-20时候有一句话：“快了”。如果轰-20还是“世纪悬念”的话，要是看到六代机问世，也是不错的。
