成飞六代机的中发问题

晨枫

! Z( e/ P, {6 _4 H
% Q0 u9 ~. A$ }* j% ^8 e( V成飞很会挑逗人，六代机弄个三发出来，用中发给军迷烧脑。

目标前对这个中发有真中发党和APU党的分歧，真中发党坚持这是推进发动机，APU党坚持这不是推进发动机，是超级APU和冷却空气通道。不大听到的是折衷派，中发是具有大大加大发电能力但保留有限推进能力的“半推进发动机”。本人是APU党的，但中发党是大多数。
  ^3 S6 c9 ^7 E/ u
中发党也有涡扇派和冲压派，还有较小的爆震派。

涡扇派认为中发是和两侧发动机同型的涡扇发动机，试飞时用的是涡扇10，将来用涡扇15，目标是变循环。这是主流派。
9 A8 P7 V4 W) H/ g* B' X* Y
冲压派认为中发是冲压，专用于超巡，在M1.5以上甚至M2才启动，低速时不工作。冲压派里有超燃冲压支流，把亚燃冲压换成超燃冲压了。

4 H* T" d3 Y2 p6 F5 t+ W: d爆震派认为中发是爆震发动机，主流认为是旋转爆震，支流有认为是脉冲爆震的。

这么多门派，基本点都是：

1、成六太大太重，两台涡扇的推重比太低，达不到必要的超巡和机动性。
8 j+ F4 G" h; c; B2、成六的超巡必须高于歼-20的M1.6-1.8，达到M2.5一级。

成六很大，看着就重，但到底多重，没人知道，只是根据双轮前起和双轮主起在猜，估计达到50吨。
- Q. j! T2 X% E, H. r
& K2 \1 J8 o8 e- @涡扇15的加力推力估计18吨，军推12吨。涡扇10的加力推力估计14吨，军推8.5吨。比照F-22，军推推重比需要在0.7一级才能达到M1.6一级的超巡。
, h) X: E2 o: V) p, j
不过超巡也与减阻高度相关。协和式的加力推重比只有0.372，非加力推重比降低到0.306，比波音737Max8（0.311）和空客A320NEO（0.310）还低。SR-71的推重比也只有0.44。不过SR-71的发动机很独特，已经不能用常见的加力、军推来描述了。

成六无尾，机翼和机体减阻技术也远远高于60年前，需要多少推重比才能达到超巡，这是一个问题。
$ a, s' h6 c3 U. {& Y9 L& l7 ^
已知成六采用两侧加莱特进气道和背部DSI，同样已知加莱特的超音速性能优于DSI。换句话说，侧发的超巡工况比中发更好，这一点值得注意。DSI不是不能达到M2.5，歼-20就是DSI。但高超音速（high supersonic，不是hypersonic，没办法，中文术语里似乎找不到更加适合的说法）DSI的锥体更加尖锐、向前延伸更多，成六的DSI明显和歼-20不同，DSi鼓包圆钝低矮短小，暗示这并非为高超音速大推力优化的。

$ r/ L& f! K" z" |. e2 _7 Q不管用什么进气道，发动机的推力和空气流量相关。在缺乏更加精细的图片数据情况下，目测两侧加莱特进气口的截获面积比中间DSI的更大，这意味着同型中发在同样飞行状态下有进气流量不足的问题，这个问题在极限飞行和需要推大推重比的时候最大。也就是说，中发在最需要出力的时候，可能最不给力。
% t0 l. v9 l  r  }
这些对涡扇派是不利证据。
9 }) @2 @3 B5 Q' ]. D; N8 I# A1 C0 K
同型三发的话，推力比双发增加50%，油耗也增加50%。航程与载油系数（燃油重量与正常起飞重量之比）相关，相同载油系数差不多决定了相同航程；结构系数（结构重量与正常起飞重量之比）在同时代战机里变化较小，也是水涨船高，可大体看作三发比双发重50%；发动机推重比由给定的发动机决定，三发就是简单地比双发重50%。只有在武器、电子设备重量占比降低的情况下，三发才能提高战斗机推重比。但50吨超重战只能携带30+吨重战的武器和电子设备的话，对立项不友好，降低燃油系数和航程更加不可接受。同比提高的话，推重比并不因为三发而提高。
" q: P3 G( w1 Z6 y6 y! N
也就是说，三发并不是提高推重比的稳赚不赔的好办法。

对于战斗机设计来说，重量是个纲，纲举目张。如果成六确实50吨、三发，需要弄清楚的是为什么50吨。如果是更大的超远程空空导弹决定了机内武器舱的尺度和携带的重量，进而决定飞机的尺度和重量，进而决定了三发要求，这是合理的。但这也决定了成六并不能期望更高的推重比。50吨六代与30+吨五代相比，三发只是恢复推重比，但不提高。同时，沈六为什么对于同样的设计要求能用较小的尺度和双发？这也很好奇。
) ]9 v6 q; _, ?/ ^7 A
恢复推重比对加速性和稳盘机动性有利。协和式、SR-71的加速很慢，也谈不上机动性，这对侦察机、客机问题不大。对战斗机问题大吗？加速性和机动性对视距内空战非常重要，对超视距空战没有那么重要。目标遥远不说，让导弹加速和拉高g不比逼着战斗机加速和拉高g香吗？加速性和机动性似乎和主流的“六代只需要掠袭”的思路有冲突。成六到底需要多少加速性和机动性？这也是一个问题。
! ~( l1 i* H" ^" \$ x0 q
协和式是高度特化的，一切为了M2.2巡航，发动机是加力涡喷。同时代的图-144的巡航速度还略高，但用加力涡扇，实际上油耗比协和式更高。超巡最省油的不是涡扇，而是涡喷。变循环在超音速下处于涡喷状态，在亚音速下处于涡扇状态。涡扇的外涵道和内涵到的推力比等于涵道比，在内涵道推力不变的情况下，提高涵道比就提高总推力。但实际变循环在转入涡扇状态的时候，内涵道能量一部分转化为机械能和外涵道流量，内涵道推力有所下降，所以变循环并不增加最终推力，增加的复杂性还增加重量，降低发动机推重比。

一些人指望变循环能提供更大的推力，不知道一句是什么？
6 ?# n: Z+ q9 k1 L
总的说来，三发同型涡扇的话，机背DSI似乎意味着，在最需要中发的M2.5超巡时，中发“帮倒忙”的可能性还略大于“帮忙”。

冲压派的问题更大。亚燃冲压在M0.5以下是废物一个，M1.0勉强活过来，M2-3才得心应手，M4以上则有机体结构气动加热过度的问题。这样看来，M2.5超巡用冲压正好，涡扇侧发可以索性关机，用整流盖板减阻，或者漏点气进去，涡扇保持怠速运转待机。

. H+ R9 k7 p& i  S7 D- C冲压发动机用进气动压压缩空气，不需要压气机，简单、轻巧，但工作范围很窄小。用于定速定高飞行的反舰导弹、巡航导弹问题不大，用于变速变高的空空导弹已经问题多多，用于变速变高变推力范围更大的战斗机还没有先例。

5 W% t3 w8 [% m# E0 w2 p- D压气机有诸多弊端，但好处是在大范围进气条件下，都能在进气口与燃烧室之间保持有效缓冲，保证燃烧室工况稳定。冲压就做不到了。
  _" y4 w8 C* V9 C) f6 c
0 ~3 ^! t* C3 j7 ]# f3 e6 E5 W- K在低超音速（low supersonic，M1.2以下）情况下，冲压发动机用简单的皮托管进气口，进气唇口形成正激波，激波后空气流动减速，然后在进气道内扩张断减速增压，直到进入燃烧室。
/ R9 ^2 ~- a. j& U& p0 y
在高超音速（high supersonic，M1.5以上）情况下，冲压发动机用进气锥体在唇口前形成斜激波，首先将来流减速，然后在唇口形成正激波，后面的都一样。速度较高时，还会用双锥体，更加尖锐的锥体前部首先产生较大较大的斜激波，相对较钝的锥体后段接着产生角度较小的斜激波，最后才在唇口产生正激波。斜激波和正激波需要在唇口汇合，否则要造成漏气损失，或者激波进入进气道内壁、造成损坏。更加复杂的是斜激波进入进气口，在收敛段内壁形成发射和对消，最后在收敛段到扩张段转折的喉道形成正激波。这样的总压恢复高，但对激波控制的要求更高。

& j& @) [* E' i) K# g同一个锥体，速度越大，斜激波的角度越大。所以战斗机进气口会用可调装置调节斜激波的位置。DSI是不可调的，只能将激波位置移动在不同速度下最小化。涡扇对进气条件相对“皮实”，冲压就比较“娇气”。这是成六DSI不大可能用冲压中发的最大理由。
6 c. D0 \/ f7 {5 \9 G8 O8 t
另一个问题是油耗。冲压比涡扇效率高，是指在同样的高超音速下，比如说同在M3.5。对于战斗机的实用油耗来说，更加有意义的是M1.5涡扇超巡和M2.5冲压超巡的油耗。
& N5 G, g# F- K7 V
9 X2 u8 T. r/ Z/ `最接近用冲压发动机巡航的是SR-71。这东西油耗惊人，高达36000-44000磅/小时，也就是说16.3-20吨/小时！作为比照，苏-27的机内燃油量是战斗机的超级重量级，9400公斤；F-15只有6100公斤。另一个视角：从英国飞到利比亚再返航，需要8架KC-135空中加油。SR-71可不是小飞机，机载燃油高达46吨。在远离基地的地方，这就相当于8架KC-135专门伺候这架SR-71了。

( G5 c2 J& ?) h2 k7 g; nSR-71的J58发动机相当于涡喷-冲压变循环，但这只是最简单化的描述。J58的工作模式非常复杂，令人眼花缭乱的各种活门在不同的速度段开开关关、吸气放气，避免气流堵塞造成喘振，也将冷却空气流经机匣外部、降低温度、最终进入加力燃烧室。加力燃烧室的空气部分来自旁通吸气，部分来自压气机，这才是J58涡喷-冲压变循环的意思。
2 Z  x; k% y# ^8 }
如果用两台侧发取代J58的涡喷部分，冲压部分就简化多了，也避免了各种活门带来的机械复杂性和进气动能的损失。但还是有两个问题：

1、冲压发动机油耗高是“天生”的。涡扇的空燃比在0.025以下，冲压在0.01-0.07范围。推力来自于空气流量，条件是喷气速度必须高于飞行速度。速度越高，进气动压越高，进气能量越高，需要燃烧膨胀的补能越少，但这个基础速度本来就是“烧出来”的。希勒（Hiller）直升机比较异类，采用旋翼翼尖冲压发动机驱动旋翼，简单，没有反扭力问题，但油耗惊人，噪声也超大，只好放弃。
2、在冲压发动机没有启动之前，成六只有两台侧发，推重比岂不又惨不忍睹了？

  k& p" U7 l" d三发同型的话，耗油已经比双发增加50%。中发冲压的话，哪怕侧发怠速，油耗更将过度感人。
9 }  N3 F8 g- ]. J
至于有些人想象的M3-3.5巡航，气动加热对蒙皮材料的影响可能比发动机更加不好解决。战斗机不比导弹或者航天飞机，这是要日常出动的，既不是一次性使用，也没有金枝玉叶的伺候条件，还有隐身涂料的耐热问题。协和式巡航速度“降低”到M2.2不是发动机的原因，而是铝合金的限制。新型材料会耐热更好，但成六的超巡速度不大可能超过M2.5，猜测起来更可能在M2.0-2.2。在这样的速度范围下，冲压相对于涡喷可能就不足以解释其必要性和优越性了。

4 G% c* U+ t5 p  _不管是旋转爆震还是脉冲爆震，爆震派是把科幻当现实了。爆震发动机很有潜力，但离战斗机需要的大推力、长时间工作、可靠启动还差距很远。“你怎么知道不行”没用，需要的是“我证明给你看这行”。在没有任何爆震发动机成功飞行试验的消息的情况下，哪怕是涡扇10那样双发之一，或者涡扇20那样四发之一，就直接作为成六的唯一的超巡发动机，这是不负责任的，也是违反工程常识的。
' ~; {1 m2 t9 u5 D/ v
% v: _/ C& o7 _$ A但最大的“漏洞”是：爆震不比冲压，可以从零速一直工作到M4，而且理论油耗低于涡扇。如果爆震装上成六，那两台侧发也应该是爆震，而没有理由双涡扇+中爆震。

& k  V9 B3 ?5 C: \成六是三发吗？这当然是可能的，但从人们信誓旦旦的三发优越性出发，似乎并不优越。还是有很多问题没有得到解答。
6 b6 i' J- s  {
" M/ y& ~! r$ d不大有人提到的是折衷方案：中发是具有有限推进能力的同型涡扇，但具有大得多的发电能力，所以对进气条件不敏感，但对推进也不是一点没有帮助。这个折衷还需要再想想有什么样的优缺点。

holycow

现在太平洋两边的六代机针对的是同一场战争。这场战争里面最大的天敌是距离的暴政。
0 d' c$ @% i/ {) b, P
穿透式制空，先要穿透再谈制空。没有航程，还没穿透，接触线上打一下就要回家了。

要有航程就得多载油，为了带着那些油飞远程需要更多的油。It takes fuel to carry fuel.
3 b  @3 J3 s9 Z& [
于是这东西就得这么大，这么重。都这么大了，航电可以EW+ISR一把抓，可不得三发恢复推重比加上确保发电能力。我是推力+发电混合派。
; x, S! W/ q3 T) e/ e- ^* I1 v  c: A
穿透式制空靠全向隐身+势态感知+速度，高攻角过失速机动那些毛子走火入魔的东西都不重要，背部进气也就没那么多纠结了。

4 x5 [8 D4 A3 H' e5 J7 X现在很清楚的一点是六代机不会是传统认知中的“战斗机”，沈飞那架看像战斗机的东西，真就是缺乏想象力的表现。

所以呢，三亿刀一架的NGAD真不算贵，肯德尔太小气了。诺斯罗普要拿B-21来穿透式制空也没啥错，不就是速度慢了一点，其他要素都有。在银杏叶出来之前，相当地逻辑自洽。

噢，现在推特上的分析师都开始引用席胖子养鸡在蜻蜓FM察话会里的分析了

晨枫

/ S1 q5 [0 f5 a& Q2 `

holycow 发表于 2025-1-1 13:39
" g6 O" j  l4 y" e# E9 }) p6 T) Y1 k现在太平洋两边的六代机针对的是同一场战争。这场战争里面最大的天敌是距离的暴政。
4 l1 ]# \$ o+ F0 l. w
, {  v/ G2 e& G. N穿透式制空，先要穿透 ...

我把手头这篇写完，回头整一篇，再谈三发的推重比和航程问题。关键不是推力和载油量，而是推重比和载油系数，三发其实不解决这俩问题。超巡方面，最大的漏洞：中发的DSI并不适合超巡。

养鸡和将军我都熟，尽管我们的观点常常反着来，哈哈。那天为了歼-35“大吵”，养鸡和将军坚持认为要大造，并以歼-5都有2000架（还是5000架？忘记了）为由，歼-35不能少，各个战略方向一分就不够分了。然后吵完了一起去吃饭。阿怡更加极端。我和施佬观点还相近一点，不过也是“聚少离多”。