据说最新一代的关键军用大推，在1.5万米高空的测试中，最大推力达到了17吨级！有人说了，17吨级有什么值得大惊小怪的？全球最大推力的GE90，最大推力还到56吨呢。当然那是大直径涡扇，和军用大推有所区别；如果单纯说军用大推，那么F的极限推力有18.8吨；而F现在的最大推力也有18吨以上，马上就会出20吨推力的新版本，因此可以认为17吨推力仍然是落后于超级大国的现有成熟的军用大推2大型号！实际上这个看法，忽略了一个基本的事实。这就是新一代大推的17吨级推力，是在1.5万米的高空实际测试中得到的结果。而所有喷气式航空发动机，在低海拔的推力指标和高海拔以及超高海拔的最大推力指标是大相径庭的。比如曾经创造过单机推力世界纪录的GE90，其56吨的最大推力。其实是在接近海平面的试验台架上，

进行极限性能测试期间得出的最大推力值。而在实际装机以后的使用实践中，大部分状态下的发动机出力，是明显小于56吨级的这个最大极限的。几乎所有的涡轮喷气发动机，包括涡扇也包括涡喷，其在接近海平面高度的最大推力指标，明显大于在万米高空飞行期间的最大推力指标。这是因为地球下层大气的密度差异巨大；越接近海平面，空气的密度越大。而在发动机的风扇和涡轮最大转速极限下，不论海拔高度，单位时间通过飞机发动机各个涵道的总空气流量是大致相同的。而根据牛顿定律，飞机喷气发动机向后喷出的空气流速越快，流量越大，也就是往后喷出的空气也包括燃烧后的废气的总重量越大，那么获得的反推力自然也就越大。而在1万米高空，空气的平均密度只有不到海平面的40%，到1.5万米高空，

空气密度甚至不到海平面的30%。因此如果最大喷气速度和空气总流量和体积不变。那么从纯理论上来说，同一台喷气发动机在1万米的最大推力，只有在海平面的40%，到1.5万米甚至不到海平面最大推力的30%。也就是说，台架试验中最大推力56吨的GE90，在万米高空的实际理论推力可能只有22.4吨。当然对当今的航空发动机来说，真实的高空推力情况，不单纯只受到外界空气密度变化的影响，实际情况要比单纯的理论公式复杂得多。比如最大推力指标，还与实际飞行速度和涡轮机的密封情况有关。当一架飞机或者吸气式的导弹，飞行高度超过1万米，飞行速度超过2.5马赫的时候，就会出现冲压燃烧现象。此时不论发动机中的风扇还是涡轮，都不再起到正面增压增推的作用，反倒成为进一步提高发动机推力和飞行速度的累赘。

也就是说，此时发动机会出现持续冲压燃烧，推力会越来越大，速度越来越快，直到涡轮本身被完全烧穿后飞散。或者说此时整个系统内部没有任何风扇或者涡轮最好。只需要发动机前头进气，后端喷气，中间只存在一个直筒，并且不断的往这个高速下的直筒内部喷入航空燃料和高速气流混合后即可猛烈燃烧。这种完全直筒式的冲压燃烧喷气模式，可以让飞行物最低速度高于5马赫，而最高速度可以接近15马赫。反过来也可以说，任何内部有涡轮和压缩风扇的喷气发动机，想超过5马赫都很困难。这是一个非常奇怪的工程悖论。不过所有喷气发动机在高海拔推力会急剧下降，则是普遍现象。比如典型的如F发动机，在低空最大加力推力可以接近11吨。但是到万米高空，其最大加力推力会急剧下降到4.5吨以下，

这也造成几乎所有安装F发动机的机型，比如F18EF战斗机，其高空高速性能普遍很差。还有F35上安装的单台F发动机，因为采用很大的涵道比，其低空最大推力可以超过18吨，非常惊人；进一步升级后甚至超过20吨。但是因为风扇直径过大迎风阻力也大，其高空推力也会严重下降，想到8吨都难；这也是F35系列几乎没有高空超音速性能的一大原因。而F22A采用F发动机，因为涵道比较小，其高空最大推力相对于海平面推力下降的就没有那么明显，其最大万米高空加力推力极有可能仍然在12吨级以上。因此F22A的高空超巡能力相当不错。实际上要彻底解决高空高速下喷气发动机推力大幅下降的问题，实现高空超巡等极限性能追求。即使F的潜力也已经被挖掘殆尽，只有更先进的自然变循环发动机才能彻底解决问题。比如F发动机作为第一代变循环，

其最大海平面推力只有13.5吨，但是到1.5万的高空，其最大加力推力仍然有12吨！对比海平面推力仅仅下降了1.5吨。正是因为F发动机在高空高速下推力仍然强劲，因此可以让YF23战斗机飞出1.8马赫以上的惊人超巡性能。而现在某全新一代的军用大推，可以在1.5万米仍然有17吨级的试验推力，那么已经远远超过了F当年的水平，也暗示这种发动机明显是属于自然变循环的第5代超级大推。应该是为6代机配套的御用发动机，已经完成了阶段性技术突破。按照常规的计算公式。其在1.5万米时的17吨级的最大推力，相当于海平面最大推力超过了22吨级！而6代机的主力发动机就是要求台架推力在22吨到25吨级即可达标。配套发动机的测试成功，也意味着6代机的首飞将在24个月内变成现实。在主力5代机已经公开前出战斗值班的情况下，自然意味着更强的下一代已箭在弦上！

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