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，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，贞观防务特约撰稿人Flak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”。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？
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，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，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，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，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。
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，但即便后移到50%翼弦，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，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。 “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。
“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。
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，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，还发现小涵道比发动机在超音速有以下优点：
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。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。
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。
