在美国正式宣布F-47项目之后，全球媒体和社交平台上出现了不少关于六代机发展的推测。例如，六代机是否可能同时装备涡扇发动机和冲压发动机，通过“2+1”或“2+2”的模式旭阳配资，获得远超五代机甚至类似SR-71“黑鸟”的高速巡航能力？
F-47概念图
本文将通过分析航空发动机基本原理，综合多型航发应用历史，来分析该思路的可能性。
在能量转化层面，不论是涡扇发动机还是冲压发动机，都需要压缩大量的空气，并将其与雾化的燃油充分混合后进行燃烧，进而产生强大的喷流形成推力；但在机械原理上，两种发动机的空气压缩过程却截然不同——冲压发动机直接依靠迎面气流冲入管状的进气道内就能完成空气压缩，进气道和喷口之间几乎不存在任何结构阻碍；而涡扇发动机，除了进气道外，气流还要依靠多级风扇/压机叶片的旋转压缩，流经狭窄曲折的通道才能进入燃烧室。越是偏重低速推力和燃油效率设计的涡扇发动机，它在高速下产生的阻力就越大。
冲压发动机工作原理
涡扇发动机工作原理
如果让这两种发动机同时工作于同一飞行器平台上，二者不仅不能互为补充，反而可能会拖累对方，造成整体动力效率的低下。
举例来说，在马赫数2.3以下的速度范围内旭阳配资，冲压发动机事实上难以启动工作，对飞行器来说意味着不必要的重量和阻力。冲压发动机数量越多，机体进行高速飞行的能力就越弱；就算只装一台额外的冲压发动机，飞行器就很可能无法以马赫数1.5至1.7的速度进行超声速巡航。
而当飞行器巡航速度在马赫数M2.3至3.0时，原有的阻力问题则会进一步恶化：一方面，涡扇发动机由于长期超温超转，已经接近工作边界；另一方面，纯粹的冲压发动机仍然难以可靠启动并维持稳定工作。特别是在速度达到马赫数2.5之后，该问题尤其严重，在高速飞机和导弹的动力设计领域，甚至有一个专用名词：“马赫数2.5至3.0速度陷阱”来形容这一现象。
在飞机的速度为马赫数3.0至3.2区间时，冲压发动机可以稳定工作；但涡扇发动机已成为飞机上最主要的阻力来源。而且，涡扇发动机的一系列部件，尤其是风扇和高低压/压气机，一方面会阻碍大流量高速气流通过，另一方面，这些部件的温度与转速会迅速攀升，超过发动机结构极限，很短时间内就会导致发动机起火烧毁和解体。
在SR-71项目的论证阶段，项目研制方曾提出过混用涡喷发动机和冲压发动机的方案。但该方案很快就被否决并淘汰，原因就是上述技术限制。
如果一款发动机能够支持飞行器在马赫数0到3甚至更高的速度范围内自在、灵活的飞行，最为切近实际的发动机技术方案是在同一台发动机中，同时引入涡轮和冲压两种空气增压模式。根据性能侧重和具体设计需求，这种发动机又可以被分为以下两种类型——
01以米格-25为代表的综合方案
一种发动机方案是以涡轮增压为主要工作模式，但通过削弱增压比等方面的指标，减少风扇和压气机级数，牺牲低速飞行时的动力和油耗性能，从而降低在高速飞行时空气压缩流动所造成的阻力。在飞行器进入高速巡航模式后，随着冲压效应开始出现并明显强化，发动机的高空高速推力得到大幅补充强化。
比如最大速度可达马赫数2.83的米格-25旭阳配资，其采用的R-15BD-300发动机，从结构原理上看，确实是涡喷发动机；但从设计思路来看，也可以认为它接近于一台带有单转子增压器的冲压发动机。涡喷结构的作用，一方面是支持起降，并推动飞行器达到能够实现明显冲压效应的高速区间；另一方面，涡轮增压能够辅助并获得冲压效应支持下的持续性加力燃烧，并支持飞行器更久地保持高速巡航状态。
米格-25及其使用的图曼斯基R-15BD-300涡喷发动机
这种技术方案，其设计和制造难度并不高，但缺点也很明显：低速飞行状态下，发动机的推力表现不佳，油耗效率低。米格-25的机内载油量为15.245吨，但其亚声速航程只有1865千米，与超声速航程下的1835千米几乎没有区别。一个可以作为对比的型号是米格-29，其机内载油量仅为4365升（约3.52吨），航程则可达1500千米。
02以SR-71为代表的变循环方案
另一种融合两种技术方向的方案，则以法国“狮鹫”Ⅱ（Nord 1500-02） 和美国SR-71等型号所使用的变循环发动机为代表：在低中速阶段，发动机以涡扇/涡喷模式工作，在中高速阶段，通过发动机调节机构等方式改变主要气流通路，以冲压发动机模式工作。
20世纪50年代，法国发明的Nord-1500“狮鹫”Ⅱ验证机，常被公认为是常规起降高超声速吸气式飞行器的历史起点。
“狮鹫”Ⅱ采用下颌进气道鸭式布局，从进气口到喷管形成一个尺寸巨大的冲压发动机通道，经过改装的阿塔101E3涡喷发动机被悬置在通道的中间位置。涡喷发动机外周设置有一圈燃料喷嘴环，这使涡喷发动机与冲压发动机之间的后半部分空间形成了冲压燃烧室。凭借设计上的先进，20世纪50年代，“狮鹫”Ⅱ频繁刷新了飞行器的性能纪录，证明涡轮/冲压变循环动力路线的可行性和潜力。
举例来说，在18800米的高度，“狮鹫”Ⅱ在以超过马赫数2.1的速度飞行时，仍然能进行爬升和加速。1959年，它创造了100千米闭合航程内速度达到1640千米/时的世界纪录。
“狮鹫”Ⅱ动力系统构型
“狮鹫”I和Ⅱ的动力系统对比
而美国的SR-71系列，则进一步完成了在该动力技术方向的实用化，且性能指标更高，能够以马赫数3.2的速度持续巡航。SR-71采用了J58-P4发动机，该发动机是一台高空高速性能优化后的涡喷发动机，其最重要的外形特征是在压气机和加力燃烧室之间添加了6根外涵道引气管。
当SR-71以马赫数2.3及更高的速度飞行时，J58-P4发动机会把气流从第四级压气机向外引出，越过中间阻力最大的高压压气机和燃烧室/涡轮部分，在加力燃烧室内与燃油混合，并以冲压方式工作。
SR-71与J58-P4发动机
综上，从目前的航空技术研究和应用情况来看，在连续爆震等全新结构原理的大尺寸大推力发动机成熟之前，能针对两种甚至更多应用场景进行性能优化的变循环设计，是吸气式宽速域航空发动机的主要发展方向。这些变循环设计，不仅涵括了涡轮与冲压不同原理的组合切换，也包括了涡轮原理范围以内，增压比、涵道比等关键参数的调节变化。
而针对目前研发中的六代机，高速巡航会带来的合并问题中，除了动力方面的挑战，还涉及隐身性能等多方面的指标和需求，因此涡轮和冲压发动机组合模式的动力结构，目前并不是各国发展的主要优先方向。
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