【文/觀察者網專欄作者 晨楓】
中國需要六代機是肯定的，這些年也在殲-10、殲-20等先進戰鬥機的設計、製造和使用中快速積累，並形成新的突破，具備了研發六代機的條件。
不過中國並沒有頒佈過戰鬥機劃代的正式標準。殲-20剛出來的時候，被親暱地稱爲“黑絲”。因爲當時殲-20被定位爲四代機，“絲帶”是一個婉轉的諧音，加上外觀是灰黑色的，就成“黑絲”了。在美國改口後，殲-20現在一般被稱爲五代機，六代機自然就是下一代。
在五代機之前，美歐俄無疑是領先者，中國是後來者。雖然最終居上了，但畢竟是後來的。然而在六代機上，中國要領先了，這在軍事、政治、心理上的影響都不可估量。
六代機應該是什麼樣？其他國家其實都在蠢蠢欲動，但美國NGAD（Next-Generation Air Dominance，下一代空中主宰）陷入困局，俄羅斯根本跟不動，歐洲推出英意日的“暴風“，法德西推出NGF。即使作爲PPT戰鬥機，人們也只有兩個字：“就這？”
英意日“暴風”（上）和法德西NGF（下），“就這？”
最接近靠譜的是2023年6月洛克希德-馬丁的臭鼬工廠在紀念成立80週年時，披露過一個神祕的輪廓圖。一般認爲這是洛馬的六代機設計，美國空軍稱爲NGAD。當然，NGAD據說單價高達3億美元，連美國空軍都受不了。現在計劃陷入“腦死亡”，只有“上帝之手”才能起死復生。
除了各種想象圖，臭鼬工廠披露的輪廓圖（右）可能是最接近六代機的官泄，左爲人們根據右側輪廓圖發揮而成的想象圖
五代機要具備隱身、超巡、超機動、超級態勢感知，最終只有F-22和殲-20全做到了。殲-35的技術數據現在還不清楚，沒法說是否全做到，F-35至少沒有做到超巡，超機動也很勉強。
六代機至少需要做到五代機能做的，可能還要加上高度AI、有人-無人雙模式（optionally manned）、無人僚機等。
高度AI到底能做到什麼不好說，但必要性不需多說。雙模式是新生事物。無人機要達到甚至超過有人機的戰鬥力，很難比有人機更輕小、更低成本，因爲座艙和飛行員生命保障系統的相對佔用空間和成本佔比越來越小。而有人機的無人化成本和技術難度越來越低，雙模式可能反而是最合理的。無人僚機與六代機的關係更加間接，對六代機的氣動設計基本上沒有影響。
說起來，人們最關注的“六代機什麼樣”，主要還是氣動設計，也就是說，依然圍繞隱身、超巡、超機動。其他的都是“內秀”，外觀上看不出來，在原則上也沒有理由不能在五代機上實現。
隱身已經不神祕了，邊緣對齊、避免形成穩定回波的大面積表面、減少突出物，這些都是人們熟知的原則。
在五代機時代，鴨翼vs正常平尾、大垂尾vs小全動垂尾（有時還要加腹鰭）、DSI進氣口vs加萊特進氣口、發動機寬間距vs窄間距、二元噴口vs軸對稱噴口vs固定噴口，都是人們熟知的爭議話題。在F-35時代，還有冷卻空氣不足的問題。隨着主動電掃雷達和可能的激光、微波武器的發展，機載發電能力也成爲新的挑戰。
鴨翼也好，正常平尾也好，都是突出物，都在某一角度形成較強的雷達回波。最好是無鴨翼，也無平尾。
無尾飛機是存在的。大三角翼飛機也稱無尾三角翼飛機，就是因爲無平尾。連垂尾也取消了，就是徹底的無尾飛機了。B-2是第一個量產的無尾飛機，採用飛翼佈局。B-2之後，有很多無尾飛翼出現，中國的“彩虹-7”也是一個。
B-2是最早量產的無尾飛機，注意翼尖的開裂式副翼
無尾飛翼氣動效率高，“每一寸結構都用於產生升力”，但飛控挑戰很大。縱軸太短導致俯仰控制力矩不足，B-2用“海狸尾”增加機尾控制面的控制力。沒有垂尾使得常規的“箭尾羽”原理不再適用，B-2用開裂式副翼，上下對稱打開時形成翼尖阻力，兩側翼尖不對稱打開就形成差動阻力，以此形成偏航力矩，控制方向。問題是增加巡航阻力，影響隱身。X-47B不再用複雜的開裂式副翼，而是單片式副翼與上表面擾流片配合，但還是換湯不換藥。
F-22採用常規的固定面加舵面的高大垂尾
殲-20採用全動垂尾
無尾飛機也解決了側向隱身的難題。無論是常規的固定面加舵面的高大垂尾，還是低小的全動垂尾加腹鰭，都有側向隱身問題。蘇-57採用全動小垂尾，而且無腹鰭，是因爲雙發之間的“隧道”效應補償了腹鰭的缺失。
無數六代機的想象圖都從無尾飛機開始，但都沒有說明如何解決飛控難題
無數六代機想象圖都是無尾的。沒有平尾，也沒有垂尾，好比傳統的大三角翼戰鬥機砍掉了垂尾。問題是沒有說明如何解決氣動控制問題。
F-22使用加萊特進氣口
殲-20使用DSI進氣口
在五代機裏，F-22採用加萊特進氣口，F-35、殲-20、殲-35都採用DSI進氣口。一般認爲DSI比加萊特的隱身更好，其實好在取消了加萊特的附面層隔道，DSI的鼓包本身是突出物，並不有利於隱身。但加萊特的超巡特性更好，斜切菱形的進氣口脣口更加有利於寬範圍的激波控制，DSI不容易對較大的速度範圍都做到足夠優化。
另一個問題是冷卻空氣和發電能力。隨着機載系統功率越來越大，發電要求提高是自然的。戰鬥機的機上電力一般從發動機引出功率，驅動發電機。發電要求越高，發動機的推力損失必然越大。要是發動機本來就推力不足，這就難以接受。
冷卻是另一個問題。隱身戰鬥機不能在蒙皮上到處開冷卻空氣進出口，但機載系統功率增大也帶來散熱要求增高的問題。F-35用機內燃油作爲冷源，如果機內燃油量低於40%，就有冷源不足問題，系統過熱宕機危險大增。
美國的解決方案是三涵道發動機。基礎還是常見的雙涵道渦扇，但在渦扇外涵道（這時實際上成爲中涵道）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，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，在需要的時候變身爲低油耗、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的變循環難題，還“順帶”解決了冷卻空氣的問題，問題是結構複雜程度大大增加。
發動機間距是另一個問題。窄間距的截面積小，迎風阻力小，有利於超巡，F-22和殲-20都是窄間距的。寬間距的機內容積大，有利於較大、空間完整的機內武器艙。
F-22和殲-20都因爲機體內發動機、進氣道、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爲不同的掛載要求而分別佈置在機腹彈艙和側彈艙內。
蘇-57採用寬間距雙發，中線的武器艙空間寬大、形狀規整
蘇-57採用寬間距，中線上有前後兩個空間大而且形狀規則的彈艙，適合掛載中距彈或者炸彈，每側翼根還有一個近距彈繭艙。
寬間距雙發還要解決噴口之間的低壓區阻力問題。蘇-57遵循蘇-27的舊制，在雙噴管之間設置了大型尾錐，“物理填補”低壓區。
F-22的二元噴口是扁矩形的
蘇-57的噴口是軸對稱的
YF-23的噴口是獨特的“排水溝”形
F-22採用扁矩形的二元噴口，只可上下偏轉，隱身好，但推力損失大；蘇-57採用圓截面的軸對稱噴口，理論上可以全向偏轉，實際上還是隻可上下偏轉，而且是帶V形角度的上下偏轉，結構簡單，但隱身不好；殲-20是固定的圓噴口，這是受到發動機推力不足的影響；實際上，ATF競標中落選的YF-23也是固定噴口，不過不是暴露的，而是一道“開頂的排水溝”，噴口從下方看是被屏蔽的。
六代機可能從這些設計選擇中挑挑揀揀，也可能別出心裁。這些設計選擇決定了六代機的氣動設計，氣動設計決定了基本的飛行性能和功能定位。也正是因爲這樣，六代機的氣動外形成爲人們好奇心的焦點。
顯然，無尾三角翼是起點。後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。後緣帶一定的前掠可以把升力中心位置向前移動，降低靜穩定性、提高機動性和改善起飛時的拉起性能，同時保持足夠大面積的後緣氣動控制面足夠靠後，提供足夠的俯仰控制力矩。先進邊條設計則可以彌補取消鴨翼的問題。
大三角翼也容易滿足面積律的要求，降低跨音速阻力，有助於跨過音速、進入超巡。沒有鴨翼、平尾、垂尾也降低阻力，有利於超巡。
光有超巡還不夠，還需要超機動。沒有垂尾，在隱身狀態（如突防、接近敵機）下，需要用某種開裂式副翼作爲阻力式方向舵，保持最大隱身。但在飛隱身狀態（比如起飛着陸、安全空域巡航或者已經進入視距內空戰），變身爲某種“後緣全動垂尾”，降低機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於上副翼，面積稍大的內段相當於下副翼。在飛控的精細控制下，可以相當於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下的內外段不對稱進行補償。
更進一步，兩段式副翼都安裝在相當於小尾撐的末段，小尾撐本身可以像指節一樣往上鉤或者往下鉤，同時“手指”還可以旋轉，旋轉90度時，“指尖”上的副翼就從水平偏轉到垂直了。加上“指節”的鉤動，這時副翼就相當於全動垂尾了。
另一個辦法是在隱身狀態下，還是採用開裂式副翼，但通過兩段式加強控制力度，提高方向控制能力。在非隱身狀態時，兩段式副翼可由外向內“直立”起來，開裂式結構全部打開，同樣形成全動垂尾。
這時，“直立”轉軸錨定在機翼後緣，開裂式轉軸錨定在“直立”轉軸上，結構比較複雜。但在直立狀態下，全動垂尾實際上只能單向偏轉，左側的能向左偏轉，向右最多到“中立”位置；右側的能向右偏轉，向左最多到“中立”位置。實際上，這就足夠航向控制用了。垂尾舵面可以向左右對稱偏轉當然好，但左側管向右轉、右側管向左轉也沒有什麼不可以。這時打破思維定勢的問題，沒有技術上解決不了的問題。
好處是，“全動垂尾”一半在翼面以上，另一半在翼面以下，包攬常規垂尾和腹鰭的氣動特點，只是這時還是全動腹鰭。
米格I.42可能是第一個採用全動腹鰭的戰鬥機。腹鰭是後尾腹下的氣動面，一般是固定的，用於在大迎角飛行的時候提供方向安定性。大迎角飛行時，垂尾受到機身和機翼的遮擋，氣動效率極大下降。要麼用大大加高的垂尾補償，要麼用腹鰭補償。所以，腹鰭不是設計水平低的表現，只是設計選擇之一。
應該指出的是，常規垂尾由很大的固定面加上後緣的可動舵面組成，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。只要飛機重心之前的側面投影面積小於之後，方向上就是安定的，任何方向上的偏移都會由後半側面積更加強大的風壓自動回正。這就是“箭尾羽”原理。固定的腹鰭也是重心後側面積的一部分。
全動垂尾不依賴“箭尾羽”原理，用全動的舵面主動補償，實現方向安定性，所以可以比常規垂尾更小。全動腹鰭當然可以參加，只是太多的控制面導致控制律高度複雜。米格I.44的複雜性部分來自於16個氣動控制面。一般汽車是兩輪轉向，但只有一個方向盤。要是四輪轉向，前後分別轉向，駕車人就手忙腳亂了。16個控制面即使兩兩聯動，也有8個自由度，控制律的複雜可想而知。
無尾三角翼兩段式副翼充當全動垂尾/腹鰭時，可以看作四垂尾，大大增加重心後側面投影面積，提高自然的方向安定性，降低全動垂尾的控制要求。
在發動機方面，雙發是最自然的選擇。渦扇15推力大，但六代機有可能起飛重量比殲-20增加。好在無尾、無鴨翼和先進氣動設計降低阻力，兩臺渦扇15就可能足夠使得更大、更重的六代機實現超巡。
但爲了將發動機出力最大限度地用於推進，需要考慮加大機上輔助動力單元（APU）的出力，在飛行時依然運轉，渦扇15不再用於機上發電，也簡化發動機及其附件設計。
典型民航機的APU進氣口和噴氣口，看着三心二意，其實也是對APU沒有推進要求和只要求在地面滑行和待機期間短時間使用的結果
APU大量用於民航客機上，一般用於地面運作時使用。爲了降低體積和重量，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，停靠在登機橋的時候，還能直接用航站電源，所以油耗的問題不大。起飛後一般不用APU，頂多把APU用作液壓系統備用能源。少數戰鬥機有APU，幫助野戰機場使用，同樣起飛後不使用。
重新考慮後的戰鬥機APU可以加大發電能力，降低油耗，常態化運轉，作爲全時發電機使用。不過一般APU的進氣口很小，氣動方面也不適宜在飛行中使用。常態化APU需要對進氣、排氣全面考慮，將APU當作不產生推力的發動機處理。
雙發依然有DSI進氣口vs加萊特進氣口的問題。考慮到更高的超音速飛行要求，可能以加萊特爲好。
加萊特有附面層隔道的問題，這對隱身有影響，但適當設計通道形狀和塗覆隱身塗層的話，可以有效控制雷達反射特徵，問題是附面層的排放。要簡化設計的話，可以像F-22一樣，在上表面開設用隱身格柵覆蓋的排氣口。不怕複雜的話，可以向APU進氣道內排放，不過這會有不同飛行條件下影響APU進氣狀態的問題。
APU進氣口位置也需要考慮。大功率APU需要較大的進氣口，雙發進氣口安排在兩側的話，APU進氣口要麼在機腹中線，要麼在機背中線。機腹需要留給武器艙，APU進氣口以機背爲宜。APU不用於推進，進氣要求較低，劇烈機動飛行中短暫的進氣畸變也能忍受，某種DSI設計就足夠了。
APU進氣口也提供了足夠的冷卻空氣。這避免了三涵道的複雜性，還解決了額外電力問題。
噴口的話，扁矩形的二元噴口有利於隱身，還可用於超音速機動，但密封難度大，材料和製造要求高，推力損失也大。軸對稱噴口隱身不夠好，在六代機隱身全面提升的時候，會成爲顯眼的短板。
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。“排水溝”促進噴氣與環境冷空氣的混合，降低紅外特徵。本身具有優秀的雷達隱身性能，對下方上視雷達有最大的屏蔽，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，還能充當額外的控制面。上偏時充當擋板，改變噴流方向；下偏時可通過康達效應產生向下的引射，也改變噴流方向；實際上起到二元噴口的作用，只是噴口與發動機互相獨立。
在大面積後緣控制面和某種矢量推力的結合下，超機動是可以期望的。
寬間距雙發的噴口之間，正好用APU的噴口填充，避免低壓區的問題。這樣，看起來就是三發，但實際上還是雙發，或者說2+1發，加出來的一臺是APU，不產生推力。
寬間距雙發之間，當然是機腹武器艙的理想位置。由於空間寬大、規則，可能中距彈、近距彈、炸彈、導彈統統可以裝得下，中距彈和近距彈不同的發射要求則通過先進的可伸縮掛架和彈艙門設計來解決。也可能主起落架和進氣口之間還有足夠的空間，依然可以佈置側彈艙。
這樣，中國六代機就呼之欲出了：無平尾，無鴨翼，帶先進邊條和後緣前掠的大三角翼，兩段式副翼/垂尾，2+1發（雙發加APU），兩側主發動機加萊特進氣口加機背APU的DSI進氣口，機腹大彈艙，機尾並排三個帶可動底板（可能APU噴口還是固定底板）的“排水溝”噴口。
關鍵不是中國六代機是不是這個樣，而是這個樣都是現有技術基礎就能做到的，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“世紀懸念”的話，要是看到六代機問世，也是不錯的。
