摘要：屈指算来，全球首款五代机F-22已服役近20载，此后又有多款五代机相继问世并得到广泛应用。按武器研发规律，新一代战机研发早应提上日程。事实上，以美国“下一代空中优势”（NGAD）、英（国）日（本）意（大利）“全球空中作战计划”（GCAP）、德（国）法（国）西（
屈指算来，全球首款五代机F-22已服役近20载，此后又有多款五代机相继问世并得到广泛应用。按武器研发规律，新一代战机研发早应提上日程。事实上，以美国“下一代空中优势”（NGAD）、英（国）日（本）意（大利）“全球空中作战计划”（GCAP）、德（国）法（国）西（班牙）“下一代战斗机”（NGF）为代表的新一代战机研发项目虽不少，但均进展缓慢，甚至长期停留在“PPT阶段”。新一代战机研发为何举步维艰？
所谓“第几代”，最初是研发人员用于综合评价一款对抗性装备技术水平的概念，只适用于诸如战斗机、坦克、核潜艇等在战场上会与同类装备进行直接对抗的武器。所谓新一代战机，需要在设计理念和综合性能上全面超越前代战斗机，甚至要有碾压优势。在具体操作中，各国因理念不同，以及政治和宣传因素，故战斗机划代标准不尽相同。本世纪前，美国战斗机的划代比苏联少了一代，普通民众不明就里，认为战斗机代数越高越先进。自觉在宣传上吃了亏的美国，遂将战后至当下已服役的战斗机划分为五代。
美国F-22战斗机开五代机之先河
美国在研发F-22时制定的“4S”（超隐身能力、超声速巡航能力、超机动性能和超战场态势感知能力）目标，已成为公认的五代机划代标准。F-22服役之初，在“北方利刃2006”演习中，6周内对抗F-15和F/A-18的累计总战绩为惊人的144：0。在2007年初的“红旗”军演中，F-22面对各类四代机轮番挑战，打出1：144的模拟交换比。五代机对四代机呈现出碾压之势。
随着科技进步及战场环境的变化，莫说并不具备超声速巡航能力却仍被视作五代机的F-35，就连全面达到“4S”标准的F-22，其缺陷也不断暴露出来。
首先，目前已服役的五代机在其规划阶段，均未对无人机和人工智能技术的飞速发展有充分评估，未将“忠诚僚机”作为空战系统的一部分通盘考虑，故难以充分发挥这些新质战斗力的威力。
其次，五代机的隐身优化主要针对火控系统常用频段，且重点强化机头正前方水平正负45度、垂直正负30度范围内的雷达隐身效果。然而，此举不仅做不到全频段隐身，而且战机侧面、背面、机头正面的雷达反射截面积有数量级的差距。在反隐身技术蓬勃发展的当下，五代机曾引以为傲的隐身性能有“优势不再”的隐忧。
美国六代机F-47战斗机依然只存在于PPT上
再次，五代机机内弹舱容量有限，携弹量不尽如人意，尤其是难以携带重型弹药。通过照片估测，F-22主弹舱长3.96米、宽1.22米，高度仅有0.4米，可在主弹舱内交错挂载6枚AIM-120系列中距空空导弹；2个侧弹舱各长3.35米、宽0.51米，可各容纳1枚AIM-9X近距空空导弹。空战时，6中2近的挂载量还算够用，但对地攻击时最多只能挂载2枚454千克级别的GBU-32联合直接攻击弹药，载弹量明显不足。类似问题在F-35上同样存在。F-35B因巨大的升力风扇挤占了机内弹舱空间，弹舱容量更小。3.77米长的GUB-31（V）3/B联合攻击弹药，已基本达到F-35A/C机腹弹舱的容纳极限。正因如此，前些年美军要求洛克希德-马丁公司修改F-35A/C机内FS425隔框结构，扩大弹舱容积。然而，先天不足的缺陷，只能留待新一代战机彻底解决了。
第四，以F-22为代表的早期型五代机作战半径严重不足。有资料称，F-22A的转场航程3000千米，作战半径约851千米。F-35家族中的A、B、C三个亚型的作战半径分别为1081千米、833千米和1111千米，战时须在前沿设置空中加油区，并分出部分战机对其加以保护。因此，加大航程，减少对加油机的依赖，是新一代战机必然的选择。
第五，F-22超声速巡航时的油耗，比亚声速巡航时增加30％。为提高航程和滞空时间，F-22只能尽可能实施高亚声速巡航。F-35高速性能更差。因此，新一代战机必须提高极速、超声速巡航速度和实用升限，以保证作战出动时至少70％以上的时间为超声速巡航，且速度越高越好，以便战时快速反应、压缩航渡时间，并进一步扩大机载导弹的飞行包线和不可逃逸区范围。
尽管目前尚无被广泛接受的新一代战机技术标准，但新一代战机必须弥补五代机的短板是确定无疑的。
以目前人工智能技术水平，新一代战机势必还是有人驾驶，而且大概率是双座。因为新一代战机要与“忠诚僚机”协同作战，故可由两名飞行员协同，一人负责驾驶，一人专注于态势感知、电磁对抗、火控系统，并指挥“忠诚僚机”，这样能有效提高作战效率。
网传的中国歼-36及歼-50战斗机属于六代机
新一代战机的机内弹舱势必要扩大、加深，以容纳更多、更重的武器载荷，并同时提高高速性能。因此，新一代战机不仅外廓尺寸会增大并趋于扁平，而且最大起飞重量将明显高于五代机。
航电方面，机载有源相控阵雷达、分布式孔径系统和光电瞄准系统将成为新一代战机的基本配置，其性能应有明显提高。不仅能为本机提供全方位的主动和被动目标定位与识别，还可通过多功能先进数据链将信息分享给其他作战平台。机载航电系统应是网络化、信息化、多域化的开放式架构，能确保各设备互联互通，并方便升级及增加新的硬件，从而构成“作战云”的物质基础。
制空作战时，新一代战机应尽可能选择在其“性能优势区”内作战，能“一击必杀”，没必要陷入近距空中格斗，故只需携带尽可能多的中远程主动雷达制导空空导弹，舍弃红外制导格斗导弹和机炮。至于激光武器，或作为自卫干扰装置使用。
在至关重要的翼型选择上，带有宽大的前缘边条、前缘大角度后掠、后缘大角度前掠的三角翼是上乘之选。其在保证低阻力同时确保了足够大的机翼面积，利于雷达隐身和放宽静稳定度。宽大的前缘边条，不仅能在大迎角时拉出涡流增大机翼升力，而且在高速飞行时能起到气动配平作用，气流在机翼上表面加速，形成上下表面的流速差，造成气动升力。随着飞行速度的增加，上表面气流加速时间延长，速度分布从前高后低转向中高后低，令气动升力中心后移。与此同时，飞机的重心基本保持不变，这就形成随速度增加而增加的低头力矩。
当然，这种高速性能颇佳的翼型并非新一代战机的唯一选择。近年来逐渐兴起的“兰姆达翼”，备受青睐。“兰姆达翼”后缘呈内凹锯齿状，这令机翼前后缘极易与机身其他边缘平行，从而减少雷达反射面积，在改善隐身性能的同时，增大了机翼的展弦比和升阻比，提高了机翼气动效率。它是传统菱形翼和后掠翼的融合体，既可设计成前缘小后掠角＋大翼展，极大提高亚声速升阻比，也可设计成前缘大后掠角＋小翼展，最大限度降低超声速阻力，还可灵活调整后掠翼与菱形翼之间的接合部，在巡航经济性和高
近年来，“兰姆达翼”还衍生出曲折翼。该翼型的内段可看作翼身融合体的延伸，具有很高的升阻比，升力中心和重心的相对位置容易控制，很适合追求高升阻比的长航时战机。
沈飞的歼-50战斗机似采用了“兰姆达翼”设计
为进一步降低新一代战机气动阻力、提高其全向隐身性能，除主翼外，鸭翼、水平尾翼和垂直尾翼应尽可能取消，但实施难度不小。尤其是垂直尾翼，要由发动机的矢量推力喷口及各控制面的联动来实现偏航动态稳定。这会令战机控制律变得更复杂，对飞控软件及控制精度、敏锐度等提出更高要求。因此，能全向偏转的三元流体矢量喷口可能更适合新一代战机。
基于研发风险考量，在新一代战机规划中使用了折中的“浅V形”垂直尾翼，即将五代机的外倾双垂尾的外倾角进一步加大，使之兼具垂直尾翼和水平尾翼功能。然而，实践中发现，“浅V形”垂直尾翼不仅要两个V形舵面间的相互配合，还要副翼、襟翼的配合，因此对飞控软件的挑战极大，且其减阻效果和全向隐身效果也明显不及彻底取消垂直尾翼和水平尾翼。该如何取舍，各国要根据自身技术条件和实际需求作出选择。
新一代战机动力系统势必更强悍。
传统大推力涡扇发动机均采用双涵道结构，包括作为内涵道的发动机核心机和作为外涵道的发动机低压段，其涵道比是固定的，相应其在特定速度区间、特定高度、特定工况下的性能也是固定的。若选择小涵道比，则发动机迎风面积小、加速性好，但低速状态下油耗高，不利于提高战机航程。若选择大涵道比，能有效降低油耗，利于提高航程，但其迎风面积大、阻力大、加速性不好。可谓“鱼和熊掌不可兼得”。
XA-100型先进航发验证机示意图
正因如此，美国在启动NGAD项目时明确提出，要配套研发自适应推进（NGAP）技术，即具备“自适应、变循环”特点的新型航空发动机。以XA-100型先进航发验证机为例，其在传统发动机内涵道、外涵道基础上又在外侧增加了第三个涵道，三个涵道之间可用旁通活门相连。当战机处于不同飞行状态时，发动机电调模块对各涵道间的活门、斜板、导流片等进行调节，对三个涵道的空气流量进行精准控制，从而改变发动机增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比等参数，令发动机具备三种工作模式——适用于亚声速飞行的大涵道比涡轮风扇发动机模式，适用于超声速飞行的小涵道比涡喷发动机模式，以及适用于更高速度飞行与超声速巡航的小涵道比亚燃冲压发动机模式。这种发动机由新增的第三涵道提供辅助空气流量，能在战机亚声速飞行时保持低油耗，在战机超声速巡航时提供高推力。不仅如此，新增的第三涵道还可为机载电子设备提供冷空气作为散热介质，从而根治F-35用机内燃油作为散热介质而导致的制冷功率有限、发动机无法使用全部燃油等顽疾。当然，这种复杂设计不仅控制难度极大，且要确保各种恶劣工况下的高可靠性，对设计与生产工艺控制提出极高要求。
除自适应变循环发动机外，旋转爆震发动机也具备成为新一代战机动力选择的潜质。该发动机通常采用一端封闭、另一端开口的环腔形燃烧室，燃料和氧化剂由均匀分布在封闭端的许多微型喷嘴沿轴线方向注入。点火后形成一个或多个爆震波，在燃烧室底部沿与燃料注入相垂直的方向连续周向旋转传播（而不是燃烧室旋转），等效频率（1秒钟旋转的圈数）约为1至50千赫兹。当爆震波传至某喷嘴时，因爆震形成的高压大于燃料注入压力，该喷嘴停止工作。待爆震波传过后，压力降低，允许该喷嘴继续注入燃料和氧化剂，进一步支持爆震波的旋转传播，这样燃料和氧化剂的注入便可由爆震波自动控制。高温高压燃烧产物形成后，迅速向后膨胀，从开口端高速排出，由此产生推力。
中国航天集团航天六院北京11所研发的氢氧旋转爆震火箭发动机长时热实验取得成功
旋转爆震发动机既可由飞行平台自带氧化剂，也可吸取大气中的氧气作为氧化剂。因爆震波能实现自增压（增压比13至55），故旋转爆震发动机可省去复杂的压气机和涡轮等旋转部件，从而极大简化了发动机结构，提高了发动机可靠性。美国空军研究实验室的研究人员认为，旋转爆震发动机使用接近于等容燃烧的爆震循环，燃烧时压力大幅提升，能量释放极快。理论计算表明，其热效率较传统喷气发动机能提高15％左右。旋转爆震发动机还可分别与火箭发动机、涡扇发动机和冲压发动机等构成组合循环发动机，全面扩展发动机的工作范围，实现宽速域的高超声速飞行，未来可期。
来源：军师军茶利