为何说现阶段的歼20很难实现超音速巡航？-北国防务
目前，歼-20已经加入解放军的战斗序列。关于歼-20的性能，长期以来也都是人们关注的焦点。
超音速巡航作为五代机的标志性技术之一，而当前歼-20所使用的发动机又不怎么给力，因此歼-20能否超音速巡航一直是一个争议点。在去年的建军90周年阅兵上，受阅的歼-20梯队长机飞行员张昊在受访时说到，“我们这个歼-20战机机动能力特别好，这个飞机我们当时就形容，就叫”静如处子，动如脱兔”。就是在亚音速下也不错，一进了超音速就是它的天下了李一舟，就机动能力特别强。整个操纵性较以往的三代机有非常大的一个明显提升。”
张昊的这句话被很多人理解为歼-20具备超音速巡航能力的官方证词。但事实真是如此吗？我们还是得回到战机设计的基本逻辑来分析。今天我们就来说说这事。
其实，飞行员的话中已经很明确是 “超音速机动”，而不是网友脑补的 “超音速巡航”看碧成朱。原话一开始就破题说： “歼-20战机机动能力特别好”，接下来两句： “亚音速下也不错”与 “超音速就是它的天下”都是说明机动能力到底好在哪里。后面还补充 “就机动能力特别强。整个操纵性较以往的三代机有非常大的一个明显提升。”更明确指出亚音速与超音速下的机动性与操纵性，而不是航程、滞空时间之类的 “巡航性”指标。网友会误解的原因是不了解 “超音速机动”与 “超音速巡航”其实是两码子事。那究竟有什么不一样呢？△通用动力在F-16衍生的超音速巡航战机研究计划中，藉由机身拉长、省略尾翼、主翼改为76.6度的低展弦比双三角翼(A)，加上截面积变化更符合面积律(B)，其超音速的波阻可降低15%(C)，其2马赫的最大升阻比可从4.1提高到5.5，将近35%(D)，可看出后掠角与展弦比对超音速气动性能的影响
首先，不论 “超音速机动”还是 “超音速巡航”都需要克服激波阻力，由于激波阻力是如此之大，人类在二次大战后才得以驾机穿过，而有了 “音障”一词。对机翼而言，克服激波阻力最主要的方法是后掠角要大且展弦比要小，程丽莎不过这两点却会降低亚音速的升阻比，使其与亚音速的机动性与巡航性能相冲突。英国有论文中将机翼后掠角分成4大类：
后掠角<35度：亚音速飞机
35度<后掠角<50度：跨音速需求为主，兼具有限的超音速性能
50度<后掠角<60度：超音速需求为主，兼具优秀的跨音速性能
后掠角>60度：超音速飞机
成飞原总师、歼-10总师宋文骢在2001年发表的论文中提到， “一种小展弦比高升力飞机的气动布局研究”就提到小展弦比但是中后掠角的主翼，搭配前翼与边条翼能对超音速阻力、低速最大升力与亚/跨音速升阻特性的矛盾取得统一。因此，歼-20选择了49度后掠宁都州人 ，展弦比2.3的主翼，也就是属于跨音速为主的第2类，但逼近第3类；欧洲的“台风”则有53度后掠胡笳汉月，展弦比2.205的主翼，也就是超音速为主的第3类，但离第2类没有太远。虽然隔了 “50度”这个门坎，但相差没有很大横行霸盗，都是兼顾超音速与跨音速性能，但倾向前者的选择。这其实与飞行员所说的 “亚音速下也不错”与 “超音速就是它的天下”是相呼应的石枣子。△歼-20(上)与 “台风”(下)相比节约每一滴水，由于前翼相对位置较后，必须有较大的相对面积才能提供相同比例的抬头力矩
前翼与激波阻力无关，但对于降低超音速的配平阻力还是有帮助的。这是因为机翼在超音速的流场分布与亚音速不同，使升力中心会由25%翼弦后移到50%。对于静稳定的飞机（升力中心在重心后方）这会增加低头力矩，则飞机需要襟翼产生抬头力矩才能维持平飞，襟翼上打产生的阻力就是 “配平阻力”。前翼在超音速一样有升力后移现象越城记，但即便后移到50%翼弦盛世芳华，其升力中心还是在主翼与重心的前方而产生抬头力矩，因此抵销掉部分低头力矩，也就减轻了配平所产生的阻力。
然而，前翼位于迎风位置，其单位面积产生的阻力会比尾翼来得大，因此 “台风”将前翼往前移到座舱前方，使其以最小的面积产生相同的抬头力矩；但歼-20的前翼仍在座舱后方三亚落日，就需要较大的面积并产生较大的阻力。另外，降低配平阻力其实对高G机动状态有较大影响，因为机翼产生的升力越大，配平面角度也加大，配平阻力就会增加塞外奇侠。 “台风”藉由前翼的抬头力矩将升力中心前移，可使超音速的持续转弯率提高6%，也就提高了超音速机动性。△美国NASA最近委托洛·马公司建造的低噪音超音速实验机，仅采用一具F414发动机就能达到超音速巡航二流警探，原因是不需考虑亚/跨音速机动，其机身可尽量细长，翼展可尽量缩短来降低阻力。注意其采用前翼+尾翼的三翼面架构
“超音速机动”与 “超音速巡航”的差别在于前者是在超音速进行高G转弯，后者则是在超音速长时间飞行。对于战机而言，不论是亚音速或超音速要进行高G持续机动，都需要开启加力来克服大幅增加的机动阻力。因此，小展弦比、中后掠角与前翼只要让歼-20可以在超音速持续转弯，就算达到了 “超音速机动”要求。
但由于加力的单位耗油率会增加1倍以上，因此战机必须在超音速以军用推力，也就是不开加力的最大推力维持平飞，才可称为 “超音速巡航”。而由于超音速的阻力系数可比亚音速多出100%以上，战机在维持亚/跨音速性能的前提下，对机翼与机身小幅修改所降低的阻力不过15~30%，剩下的阻力就必须靠军用推力的提高来克服。△普·惠对比较大涵道比(0.85)与小涵道比(0.15)两种发动机：(A)大涵道比在亚音速巡航的最经济耗油率比小涵道比低了9%，但军用推力的耗油率则多出10%，(B)大涵道比在超音速的加力推力较大，但军用推力则少了45%吉米怀特，(C)大涵道比在超音速巡航的耗油率多出13%，(D)大涵道比会使发动机直径增加20%而导致战机增加阻力。很少见的图，大家好好感受一下
战机发动机的超音速推力与涵道比(BPR)有关，在开启加力状态下，大涵道比由于气流量较大，再次燃烧可榨出较多推力隋永清，这就是为什么西方所谓的第四代战机喜欢用中/大涵道比的涡扇发动机，以在亚音速降低耗油，在超音速用加力达到冲刺与机动需求；但在不开加力的条件下，大涵道比发动机由于旁通气流的压力差较小，其军用推力会比小涵道比发动机少掉45%以上，也就使前者难以支撑战机的超音速巡航。另外，普惠公司在进行F-22发动机的前期研究时原梓霏，还发现小涵道比发动机在超音速有以下优点：
大涵道比在低推力状态有较高的能源效率，这就是为什么亚音速较为省油。但当推力提高时驱蚊草有用吗，其耗油率会比小涵道比略高10%
在产生相同推力的情况下，大涵道比需要较大的直径，使战机下围 “变胖”而增加阻力△英国的EJ200发动机选择0.4的小涵道比以提高军用推力与降低超音速战斗(加力)状态的耗油率，但由于无加力的耗油率增加(左边箭头)，因此用提高压缩比来降低耗油率(右边箭头)
因此，普惠后来为F-22开发的F119发动机采用了0.25的小涵道比。后来虽然战机在设计过程增重的关系，将涵道比略微提高到0.3，但仍属于小涵道比，使F-22在原型机阶段就达到1.4马赫超巡风月药师。欧洲 “台风”采用0.4涵道比的EJ200发动机，可以1.2马赫进行15-20分钟的巡航。
而歼-20不论采用涵道比0.78的太行发动机，或是涵道比0.59的AL-31发动机都会有涵道比偏高的问题，即便透过部分改良来提高加力状态的最大推力，仍解决不了超音速军用推力不足的问题。△洛·马将YF-22修改为F-22量产版时，潜行吧将后掠角由48度缩减为42度，成为地道的第2类跨音速为主的构型。但由于其静止的军用推重比就高达0.81（半油状态计算），小涵道比使其超音速军用推力还会再增加，仍能突破超音速阻力而达到超音速巡航状态
据报道，歼-20计划启动时，中国同步发展了小涵道比的涡扇-15作为其发动机，其性能指针就跟西方的 “超巡发动机”不会差太多。再搭配小展弦比、中后掠角与前翼所提升的超音速机动性，就能成为超音速长时间巡航并战斗的先进战机。但涡扇-15进度延迟，目前就只能在超音速进行机动，而不是进行巡航了。