在歼-20试飞过程中一共出现八个编号的试飞机，前两架（
2001、2002）是验证机，后六架（2011--2017）是原型机，2101之后则是试产机。从验证机到原型机有很多变化，诸如翼尖、尾撑、进气道口、边条等形状变化、还增加受油装置。。。这些已有不少文章论述，这里就不重复。本文通过原型机几个不引人关注的小变化，来探讨歼-20的先进性。首先，原型机的机头两侧各有一处长条形的透波蒙皮，它是高速数据链天线，类似美国F-22的战机间IFDL数据链。如果采用三代机的全向天线收发数据，由于信号发射是发散的，容易被敌方探测到其电子信号特征，从而暴露自身目标。IFDL采用的是定向天线和较高的工作频率，具备波束指向性好，通信速度快、截获概率低等优点。可见，IFDL数据链是四代机的标配，下图箭头所指的天线只能收发战机两侧偏下方空域的数据，相信机身其他方向还有相同功能的天线。
第二，原型机进气道口上沿从水平改为向下倾斜的同
时，鸭翼根部的进气道侧壁隆起（下图）。它的作用类似于翼刀，将菱形机头以及机头两侧折线所产生的涡流（图中长箭头），引向机背两侧从而增加机身的升力。
第三，下图（上）是验证机2002，发动机尾部与机身之间的缝隙很小，而原型机在该处的缝隙却非常明显（拼图下）。这就有点奇怪了，四代机为了隐身都将机身设计都尽可能少开口，为何该处反而增大缝隙？唯一的解释是发动机喷管在该处需要一定的转动空间。
那么问题就来了，细看该处并非是发动机喷管的扩散调节片，何况三代机在该处的机身蒙皮在该处几乎无缝隙，并不影响喷口的扩张与收敛。那歼-20的原型机为什么反而要留出大的缝隙呢？
我们来看下面拼图中的上面两图，它们是中国研制的矢量喷口（央视视频和论文示意图的截图）。原来在扩散调节片之后有个矢量动作环A9，矢量动作筒带动A9动作环，使得喷口可以做360°的矢量变化。大家可以用五个手指拿着杯盖当作这个‘动作环’，手指相当于其后的动作筒。当手指伸缩时杯盖的周边会前后运动，所以歼-20的机身蒙皮在该处就不能紧贴着发动机尾部。从定型的2101机的缝隙增大可以反证，歼-20的发动机是带矢量喷口。上图该处的蒙皮采用更大的锯齿设计，是为了减低‘缝隙’对隐身性能的影响。
第四，燃油热管理系统FIMS
四代机配备大功率的主动相控阵雷达(AESA)，其产生的热量大幅增加，四代机的航电设备也比三代机更多更复杂，而为了隐身又要求机身要尽量少开口。为了解决航电设备的散热问题，四代机需要采用效率更高的液体冷却系统。它与三代机的空气冷却不同，分前后两个回路并采用专用冷却液。
冷却液先将雷达等航电设备的热量带出，当冷却液的管道穿过燃油箱时，冷却液将热量传递给燃油，加热后的燃油则通过燃油/空气冷却器将热量排出机外。这种液体冷却的方式已被F22和F35所采用，是四代机的标配之一。从下面的仿真论文截图可知，先用燃油冷却要比直接空气冷却，换热效率高、燃料消耗小(尤其是在超音速条件下，见下面的柱形图)、而且对不同飞行条件的适应性更好。
下图是F-22冷却系统的示意图，蓝色箭头是空气从附面层隔道到燃油/空气冷却器(ACFC)，再到座舱后面的通风口。注意拼图右上的排气管主体结构，它所占的空间(厚度)足有30厘米。
下面拼图的左边两图可看到，歼-20验证机（2001）的座舱后面有四个长方形的开口。为什么F-22是两个，歼-20是四个？因为F-22是从进气道的附面层隔道引入空气，而歼-20是DSI进气道，没有附面层隔道，所以四个开口的前两个是进气、后两个是排气。看拼图的右边两图，当拍摄的角度不同时，前后开口的颜色深浅不同，这是因为前后开口的格栅朝向是不同的，光线与格栅朝向相同时，反光少所以显得颜色深，反之则颜色浅。
然而歼-20的原型机在该处却未见到这四个开口，难道歼-20不采用燃油冷却的方式？当然不可能，它是四代机的标配，连F-18E/F都有，歼-20的原型机怎么可能反而取消。在2011号机的鸭翼下方进气道外壁有前后两个六角形的开口，同样是有不同朝向的格栅，于是自然就会将它当作是冷气系统的进排气口。如果是这样那就会遇到三个问题。
让我们回看本文的拼图二， 2016号机左侧的黑色箭头所指的是前一个六角形开口的位置。问题（1），从图中看该处进气道外壁夹层空间很窄，容不下空气散热器的厚度，对照下面拼图右下的F-35空气散热器，以及前面图中F-22排气管主体结构。F-35虽然在右侧进气道的上沿有个开口，但燃油/空气的热交换装置是在靠后位置，由于是S形进气道，该处有足够的空间。
问题（2），为了红外隐身，F-22、F-35、歼-20验证机的排气口都是设计在机背，而歼-20原型机的进气道外壁如果安装燃油/空气的热交换装置，由于进气道外壁在该处是略微朝前和侧面偏下，这样的改动并没有比原设计更优化，反而不利于红外隐身，改动的目的是什么呢？
问题（3），这两个六角形离鸭翼太近，当鸭翼偏转时周边的气流很不稳定，仅靠格栅的朝向是无法保证前面进气后面排气。
F-35号称航电比F-22更先进，需要冷却的设备自然就更多。为什么只有右侧有引气的开口呢？原因是这里的热交换器只是辅助，它的热交换主力是安装在发动机的外涵道（上图红圈所示）。我们前面说了歼-20原型机鸭翼根部的进气道外壁隆起，是为了不让机头产生的涡流破碎。涡流就是快速旋转的气流，这两股流经机身背部两侧的涡流，会造成2001号机座舱后面两侧四个开口周边的空气流场不稳定，这就有可能影响到冷却系统的正常工作，所以开口要换个地方。
歼-20试飞机的背部清晰照片不多，但是从下面拼图还是可以看到，2001号验证机的机背后部没有开口，而2015号原型机在减速伞舱的前面有几个暗颜色的开口。
2011和2013号原型机看得更清楚，是前排两个、后排三个六角形的开口。在左侧边条翼旁边是机炮舱。如果这几个六角形开口是冷却空气的进排气口的话，有几个好处：
（1）因为是在机身的后半部，而且是机身的中轴线，既不受机身两侧涡流的影响，也不受高高隆起的座舱影响。因为歼-20是高敏捷性战机，快速俯仰时座舱后面区域的空气流场极不稳定。
（2）因为原型机取消座舱后部的减速板，如果燃油/空气的热交换装置改在机身后部，座舱后面就可以布置较大的油箱。
（3）如果对比F-22机背的两个排气口，会发现2001号验证机（本文图-7）的排气口面积，明显比F-22的小。很可能歼-20也像F-35那样在外进气道装有空气散热器。那么起辅助冷却的排气口设计在后机身，就可以缩短和简化两套冷却系统所需的燃油管线。
我们设想一下，给航电设备冷却的管线将热能传给主油箱的燃油，主油箱的燃油管向外输送燃油，一部分直接给发动机供油，另一部分燃油则分两路，一路经机背的热交换器冷却，另一路经外涵道的热交换器冷却，两路燃油再汇合回到主油箱。由于两路的热交换器比之前的设计更靠近，又都在主油箱附近，这样涉及的燃油管线就短得多，机身就可以腾出更多空间安装其他设备。
最后，我们再来探讨进气道外壁的那四个六角形开口，它们确实是前面进气后面排气。那里不是安装热交换器，那又有什么设备需要进排气呢？在2005年发表的一篇论文里提到，为了加强隐身性能建议在机身九个地方，进行高压电弧空气离子化应用测试，其中两处就是鸭翼的周围。
2009年的八股提到，2005年大连海事大学环境工程研究所下属的高气压强电离放电辽宁省重点实验室，在高气压强电场电离放电理论及方法的研究取得了突破性进展，强电离放电间隙中大多数电子具有的能量足以把氨、氧等作为空气成分的气体分子电离成高浓度等离子体。其
等离子体浓度可达到1015/cm3左右，用于隐身技术的临界电子浓度在1012/cm3这个量级。该实验室研制的等离子体产生器件是一种薄片式器件，外型尺寸为：厚0.15cm．宽 4cm，长5cm、10cm、20cm三种规格，根据要求选取，它可贴附在电磁波强散射部位或进气壁上。上述等离子发射器件的尺寸符合歼-20进气道外壁前段夹层的厚度，因此笔者更倾向于那四个六角形开口是等离子体发射器的进排气口。
综上所述，歼-20不仅有良好的升力气动设计（省油、航程远、可超巡）；而且有高速定向数据链天线，加上等离子发射器，使其隐身性能丝毫不逊色；配备高效节能的燃油冷却系统，为安装更先进的航电打下坚实基础；大面积的鸭翼和全电尾翼，配以360°的矢量喷口，使其具有超一流的机动性，因此，歼-20可以称得上是优秀的四代机。
作者 92JM
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