0 O* }9 P9 N/ @( k' B, j5 s涡轮发动机的“脾气”挺大，需要小心伺候。另一方面，作为战斗机发动机，加速快、减速快是天职。FADEC不仅确保当前状态不越界，也在当前状态快速冲向极限的时候及时“刹车”、确保不致越界。但只要不越界，就容许最大泼辣度的操作。这部分是由发动机特性决定的，与飞机的关系不大，所以只要都是涡扇10，这部分不会有变。 8 G6 y- L2 B% P6 E- u* }) h 4 ]% o! g/ |+ r# v6 m收敛扩散喷管是达到超音速飞行的关键。涡扇的压气机、燃烧室、涡轮都是在亚音速下工作的，亚音速燃气流在喷管的收敛段加速，在喉道达到音速，然后在扩散段进一步加速到超音速。收敛段控制的关键在于喉道与音速的精确匹配，超前延后都要带来推力损失，这依然是发动机内部的，装到哪一架飞机上都一样，不用变。扩散段控制的关键是喷流速度与飞行速度的匹配，领先不足则飞机速度达不到要求，领先过多也带来推力损失。但这个匹配比较简单，肯定不需要四五年时间。 }* g2 \) u2 H, Y
" J. Y" I( R8 h% D) G- m- ], o进气道控制与飞机紧密相关。很多人看到飞机气动设计只看到机体、机翼和尾翼，实际上进气道设计是气动设计的半壁江山。超音速战斗机进气道设计的关键在于以最低阻力的方式将超音速进气气流的速度降低到M0.5到0.6一级，才能“喂入”发动机，现在还加上了隐身要求。飞行速度越高，进气减速的幅度越大，阻力占飞机总阻力的比重越大。进气道控制不力的话，飞行阻力巨大，而且发动机工作也受到影响。进气不足当然不行，“风太大”喘不过气来也不行。( f7 l* J1 J: t& S5 @7 v
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F-16那样的皮托管进气口和歼-20那样的DSI进气口是固定的，在设计时优化后就一劳永逸了。F-15、歼-16那样的进气口具有内置的可调斜板，通过激波系的控制在进气减速和减阻之间达到实时最优，这与飞机速度、迎角、侧滑角、滚转速率的关系比与发动机工作状态的关系更大，也是换发动机的适配性问题的重点。从歼-16换装到歼-20，实际上还少了进气口激波控制一道，因为歼-20的进气口是固定的。/ D$ K6 _9 h* o$ a% d* t
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另一个问题是进气道的放气门控制。进气道要按最大进气需求设计，这在起飞时特别重要。但在巡航状态下，气流流量不需要那么大，就需要泄放多余的进气。这也需要与飞机和发动机的当前状态密切配合。在理想情况下，这部分多余的空气流量可以在巡航时转向第三涵道，现在说这个还有点远。1 ]3 z; @/ ?2 J$ N$ _$ V
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一般说来，发动机本身的控制要求进气道控制配合，是单向的，这使得两者的开发容易以模块化进行。歼-20最初是用AL-31发动机，进气道控制在架构上已经解决了。换用涡扇10后，可能需要对控制参数进行微调和优化，但不应该需要结构大改，需要四五年不大可能。 , I+ t% S1 `- r" _* G: `* m * X$ K4 X& K2 E. z+ `8 L飞火推是战斗机飞控、火控、发动机控制的高度交联，可在动态飞行中形成射击条件，大大提高作战效率。简单说，航炮射击需要打提前量。人工只能做到直线提前量的计算。在急剧转弯追击中开炮，弹迹好比一条扫过空中的火鞭，现代火控可以计算出这条弯曲的火鞭，只有在时间和位置上扫到目标，就能形成有效击中。飞控和发动机控制也调动起来的话，可以在极限飞行时加一把劲，在瞬态中形成射击条件，然后恢复稳定飞行，增加射击窗口。6 e1 q1 Y! n, a3 w4 J
/ X0 v7 i, g D' t9 a( _这对空战航炮射击特别有用，但现在更多地用于增加近程空空导弹的截获窗口，也用于航炮或者炸弹的对地攻击。 % \/ h1 z+ ~1 t$ U ( D% j( \9 a+ B$ v+ x飞火推联动的技术复杂，协调要求很高，但这也是软件模块化的范例。歼-16是常规布局，歼-20是鸭式，但不看具体如何实现，而是抽象为俯仰、偏航、横滚等飞行动作，具体的气动布局就是“透明”的。发动机、火控也是一样。" ?. t `# g) H3 q1 G$ I. t
