B2轰炸机能空战吗？
我的回答可能偏了，楼主原谅下，b2从来没有被提用来做制空战机，但b21和b1b有这种概念。
其中，B21曾经被提出来用作穿透型制空战机，毕竟这种全向多波段宽频隐身的机型，而且探测能力和电子战能力强大，还是可能具备空战能力的。
B2没有此类踢法
我引用一下关于PCA穿透性制空战机的一些资料：
美国空军称正在考虑基于B-21隐身轰炸机的大型突防型制空飞机
[据美国《空军杂志》网站2016年7月12日报道]2016年7月11日，在英国范堡罗航展上，美国空军空中作战司令部司令官霍克卡莱尔上将（Gen. Hawk Carlisle）在对《空军杂志》谈及有关美国空军的「空中优势2030」计划时表示，空军「正在寻求」运用B-21隐身轰炸机作为导弹射手，对由F-22和F-35隐身战斗机指示的目标齐射空空导弹。
卡莱尔说，按照「空中优势2030」计划，「我们必须建造另外一种平台」来增强F-22和F-35，但这不一定是第六代战斗机，这种新的「穿透型制空」（Penetrating Counter-Air，PCA）平台将必须有「大的航程和有效载重」。卡莱尔指出，PCA将是「各种类型的」，具有隐身、融合和「一体化航电」的飞机，而「B-21可能是其中非常好的一部分，这是我们的各种发展规划之一」。为了将现在这种概念与一种单纯的新型战斗机之间撇清关系，美国空军已放弃了将其称之为「F-X」或不太合适的「下一代空中主宰系统」（NGADS）。卡莱尔表示，（新的）PCA（平台）「能够飞入战区，能够从战区前沿的家伙获得指引。我相信……它将是一种新平台，具有大的航程和有效载重，具有快速和增量式增加新技术的能力」，并配装来自「自适应发动机转化项目」（AETP）专项计划的高效发动机。此外，美国空军还将寻求为老式轰炸机增加防区外导弹射手功能。（中航工业经济技术研究院 张洋）
关于穿透性制空战机的相关信息：
2016年美国空军提出下一代空中优势战斗机的概念以后，美方释放的相关消息非常有限。最近美国媒体透露了「穿透性制空」（Penetrating Counter Air）的一个重要指标，那就是价格！据称，未来战斗机的采购成本可能是F-35的3倍，单价达到3亿美元。
美国PCA战机概念图，空军研究实验室发布。
《防务新闻》网站的报道称，国会预算办公室一项新的研究认为，以2018年币值计算，被美国空军称为「穿透性制空」（PCA）的空军的下一代空中优势战斗机单机成本约为3亿美元。报道称，PCA的这个价格将是普通F-35A战斗机的平均3倍以上。综合初期生产批次和随生产效率增加成本降低后的因素，F-35A的平均价格为9400万美元。报道称，这笔款项虽然不是五角大楼的官方成本估算，但却是政府部门第一次评估PCA的潜在价格。
国会预算办公室估计，空军将需要414架PCA飞机来取代现有的F-15C/D和F-22，这些是空军目前面向空对空作战的战斗机。报告还认为，第一架飞机最早将在2030年服役，如果空军的愿望迫切的话。
PCA局部图，该机采用无尾升力体布局。
报道称，价格高昂的部分原因为新技术的使用。「与今天的F-22相比，PCA可能具有更大的航程和更多的有效载荷，以及更好的隐身和感测器能力；这些特征将有助于它在中国、俄罗斯和其他潜在对手未来可能拥有的高端防空系统威胁下行动。」另一个原因归结为历史。报道称，在以领导层最初设想的低成本生产隐形飞机方面，空军没有良好的记录。B-2和F-22的后续生产计划都被取消，部分原因是每架飞机的价格很高——这反过来又导致生产成本高昂。F-35计划的早期阶段也因一系列成本超支而受到影响，最终促使五角大楼对其进行调整组。报告指出，PCA飞机的成本控制可能同样困难。
尽管美国空军研究实验室之前公布了PCA的概念图，但是对于PCA战机到底是什么样，美军并没有给出一个明确的答案。《防务新闻》称，自2016年「空中优势2030」飞行计划发布以来，空军几乎没有再谈到PCA，该计划表明需要一种新型战斗机，该战斗机将与其他空中、太空、网路和电子战技术的「系统家族」一起联网使用。今年早些时候空军参谋长甚至表示，替代品可能不是一个单一的平台，「它可能是两种或三种不同的功能和系统。」
有报道指出，PCA将拥有轰炸机的部分设计元素，比如说远航程。
报道称，虽然美国空军领导层不愿确切地说出它正在开发PAC，或者新型飞机何时出现，但它显然正在进行投资。在2019财政年度预算中，空军要求5.04亿美元用于「下一代空中主宰」，即其未来战斗机技术和武器组合。空军预计在2020财年将资金增加到14亿美元， 2022财年的高峰时预计支出为31亿美元。
《防务新闻》早先的报道称，参与此项任务的一位官员表示，PCA是一种「可生存的飞机」，可能具有类似于轰炸机的设计元素，以使其具有更远的航程，需要在动力和自主化等领域的突破性技术，强调大航程以及宽频隐身。
其核心特点在于：
一。隐形能力和超音速巡航的能力会大幅度超过五代战斗机，强调全向全波段隐身能力；
二。配备主动式防御系统。随著军事科技的快速发展，打击与防御也成了战斗机设计时必须要考虑的重要参数。未来在研究PCA的战斗机的时候，美军一定会把主动式防御系统考虑进去，比如将小型激光或投射拦截弹装在在PCA上，以应对来自其它国家战斗机的攻击。
三。雷达将采用有源相控阵列雷达或更先进技术。有源相控阵列雷达的每一根天线上面都配备有发射以及接收组件，这些组件都可以独自产生、接收电磁波，无论是在频宽、信号处理以及冗度上都是无源相控阵雷达所不及的。作为一种趋势，有源相控阵列雷达必将取代无源相控阵雷达。
四。人工智慧技术的大量使用。在未来生产PCA战斗机的时候，一定会出现大量高新技术，以整合电脑、卫星和僚机，提高空地协同结合作战的能力和效率。
五。 PCA战斗机将具有控制、指挥多架无人机的空中协同作战的能力。包括有人+无人的技术。
从美国空军研究实验室公布的概念图来看，其气动布局与欧洲今年提出的两个第六代战机概念非常相似.PCA采用无尾升力体布局，以大幅降低超音速飞行阻力，提高超音速巡航性能和超音速机动性，同时兼顾亚音速的机动性能。但如果不强调超音速巡航能力的话，最合适的机型反而就是B21。大航程+全向全波段隐身能力+强大的电子战能力+强大的态势感知能力+有人/无人作战模式，这个都是目前B21所展示出来的特征，在这方面，B21对任何设想中的构型都具备压倒性的优势。
美国海军也提出了六代机概念，但是美国海空军不太可能装备通用型六代机。
有意思的是，美国海军近年来也提出了F/A-XX的第六代战斗机概念。这两种系统可能将共享一些技术，包括定向能量或人工智慧等。但美国海空军不会像发展F-35那样共用一种通用型战斗机。一名空军高级将领表示，与F-35不同，五角大楼的第六代战斗机很可能不会在美国空军和美国海军之间通用。另外，如果目标是拥有真正、独特的先进技术的飞机，那么美国可能不太愿意与盟国合作。因为参与的国家越多，潜在的泄密风险就越大。美国担心中俄等对手从美国的盟国那里窃取技术资料
补充资料：从4S到4H，六代机的标准已经呼之欲出
世界范围内五代战斗机之间的竞争正在如果如荼的进行，而六代机的研制也已经拉开了帷幕。近年来，美国多家军工巨头相继提出了六代机的方案，中国、俄罗斯，欧洲也在积极跟进。那么，未来六代机的标准是什么？
其实，从目前美俄等国提出的六代机方案来看，六代机的标准已经呼之欲出了。如果是五代机的公认标准是4S，（即超机动（Super Maneuver）、超音速巡航（ Super Cruise）、 隐身（Stealth）、综合航电/信息感知能力（Superior Avionics）），未来为六代机的标准将会是4H，H代表HYPER意思是更高，也就是在五代机4S基础上全面的加强版。
第一是HYPERCruise,即更高的超音速巡航。目前五代机的超音速巡航，以F-22目前可以以1.5马赫速度进行巡航飞行，但这也只是入门级的超音速巡航能力，而下一代的飞机至少能够以2.5马赫以上的速度进行超音速巡航。六代机要想实现更高速的超音速巡航，必须要在两个方面下功夫：
首先，更强劲的发动机，下一代战斗机的发动机必须要做到重量轻、推力大、工作范围宽广、进气道适配性好、耗油低、可靠性高。单就美国目前发动机的发展现状来看，推重比12~15的发动机已经研制多年，接近成熟，发动机推力也可以超过200千牛，达到比F-22更高的巡航速度是完全可以的。美国目前还正在研制自适应变循环发动机，这种发动机会根据当前状态动态的改变涵道比来获得最佳性能和油耗比。除了更大的推重比之外，还可以大大降低油耗比。使得飞机不需要经过任何改动，航程就可以增加15-25%。
图注：波音公布的采用无尾布局的海军第六代战机方案
其次，在飞机的气动外形上进一步优化减阻，无尾飞翼式布局将会成为六代机的标志之一，这种气动效率和隐身效率无疑都是最高的。首先，这种布局去掉了尾翼，没有任何「废」的，会带来阻力的操纵面，整个飞机就只是一个翼面，所以它的阻力最小。同时无尾飞翼布局去掉了尾翼和一系列作动机构，死重也能大大减轻，这种在采用同等推力发动机的情况下，它推重比更大，更加容易达到高速。
图注：大离轴角空空导弹将使未来空战中，高速优势更加明显
第二是HYPERstealth,更强的隐身能力，可以称之为就是超级隐身。目前F-22的雷达发射截面积大约是0.01平方米，那么第六代战斗机采用无尾飞翼式布局，外形隐身将会更进一步增强，再加上现在的雷达吸波涂料技术、超材料的技术的发展，未来有可能达到0.001平方米级别，到这样的程度，雷达信号已经完全湮没在杂波里，理论上现有的雷达就根本发现不了。
第三是HYPERManeuver，即更强的超级机动。机动性包括两方面的内容，一类是速度的机动性，令一个就是改变指向、航迹的能力；在速度机动性能上，主要依靠减小飞行阻力，提高发动机推力来实现，而在改变指向能力方面，则通过增强飞控系统能力，比如使用飞火推一体技术、引进高精度智能感测器等来实现。采用无尾飞翼式布局再加上大推力发动机和推力矢量技术之后，第六代战斗机无论是大迎角机动性还是超音速机动性，都会将会有全面性的提升，完全凌驾于现有五代机之上。
图注：诺格公司在2015年11年公布的最新版美海军NGAD概念方案
最后就是HYPER Avionics，即更高级的综合航电和战场感知能力，或者就是现在非常强调的信息化，信息化具体来讲就是数据链，就是地面的和空中的，空中的和天上的卫星之间，然后包括不同的平台之间的，无论是有人还是无人、各种信息，美国的F-22已经做到相当程度的多感测器融合了，就是不是完全依靠本机的雷达和感测器，还可以依赖外围的各种渠道的信息，纳入本机中，这个就是信息的融合。第六代战斗机将在信息化程度上超越F-22一代。
图注：F-35是一个非常典型的自身多感测器信息融合的典范，未来六代机将具备更强的战场态势感知能力
从4S到4H，六代机的标准已经呼之欲出，总之，未来六代机将会是五代机的全面升级版，在各种能力上都能够实现全面超越。
补充材料：
瑞典将加入英国第六代战斗机计划
中国国防科技信息中心
07-09 15:44
据美国防务新闻网站2019年7月7日报道，瑞典将成为首个加入英国「暴风雨」第六代战斗机计划的国际合作伙伴。英瑞双方预计将于7月19日在英国皇家国际航空表演（RIAT）活动上宣布该合作消息。
去年，英国在范堡罗航展上启动了「暴风雨」第六代战斗机计划。该项目是新的作战空中战略的主要吸引力，这种战略紧密结合在一起，主要是为了使英国国防航空航天工业在发展喷气式战斗机方面保持其技术优势。
英国政府承诺投入20亿英镑（约25亿美元），用于资助「暴风雨」第六代战斗机计划的早期阶段。该计划由BAE系统公司、罗尔斯·罗伊斯公司、欧洲导弹集团以及莱昂纳多英国分公司主导。
根据该计划，「暴风雨」战斗机必须能够在最具挑战性的作战环境中生存，这意味著有效载荷范围、速度和机动性将是关键要素。战斗机将配备包括射频、有源和无源光电感测器以及用于探测和拦截威胁的先进电子支援在内的一系列感测器。此外，该战斗机很可能使用包括激光定向能在内的非动能武器，并通过部署灵活有效的载荷舱、管理空中发射的「蜂群」无人机等，使其能够应对反介入与区域拒止环境的威胁。
（中国电科发展战略研究中心 刘凌旗）
补充材料：
通过第六代战机的变循环发动机也可以对六代机的超音速巡航能力略窥一二，所谓的超音速巡航能力仍然只是目前f22的速度水平，会比f22超音速巡航速度略高，但应该不会超过1.8马赫，提升最大的部分在于超音速巡航时间，可能大大超过目前f22的30分钟超音速巡航时间。这个提升一部分来自变循环发动机的助力，另一部分则来自于无尾布局以及更适合超音速飞行的气动构型。
题外话，六代机似乎是诺格的未来了，毕竟在飞翼以及类似于飞翼的构型方面，诺格的功力更深厚一些。但诺格在战斗机方面的实力，能保留多少还是个疑问。不排除诺格和波音联合来对抗洛马。
补充资料：
原标题：自适应循环技术与下一代战斗机发动机
作者：晨枫
现代战斗机通常采用涡扇发动机作为动力。涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了风扇，风扇压缩空气后，一部分通过核心发动机，和燃料混合燃烧后，形成高温高压燃气，向后喷射而形成推力;另一部分绕过核心发动机，直接和核心发动机喷出的高温高压喷气混合，形成合成的推力。旁通空气的流道称为外涵道，通过核心发动机的流道就称为内涵道，外涵道和内涵道的空气流量之比称为涵道比，也称流量比或者旁通比。涡桨相当于涵道比无穷大的涡扇。
典型的涡扇结构
发动机大战
与涡喷相比，涡扇的推力大，省油，但迎风阻力大，喷气速度低，不利于高速飞行。所以战斗机涡扇发动机通常都采用低涵道比，在省油、大推力和迎风阻力、喷气速度之间折中。1968年开始研制的普拉特·惠特尼F100是第一代成功的低涵道比涡扇发动机，采用了单元体、单晶叶片等先进技术，1969年7月验证机首次运转，1970年4月获得美国空军的选用，1972年7月24日，装用F100发动机的F-15首飞，1976年1月开始作战使用。由于冷战军备竞赛的压力，F-15战斗机需要抢先投入使用，扭转苏联米格-23等新一代战斗机投入使用后对中欧美国空军造成的压力，F100没有经过适当的成熟化就投入使用，早期F100的可靠性十分糟糕，为此导致F-15大面积停飞，严重影响了战斗力。与此同时，单发的F-16也选用F100发动机，使美国空军对发动机可靠性问题更加忧心，而普拉特·惠特尼处于事实垄断的地位，成为美国空军高低两端第三代战斗机发动机的唯一供应来源。美国空军要求改善F100的可靠性和增加推力，但在军方拨款不到位的情况下，普拉特·惠特尼百般推托。1979年，美国国会在密集听证之后，决定拨款启动第二发动机供应来源，指令通用电气研制同一等级的发动机，这就是在B-1轰炸机的F101涡扇的核心发动机基础上研制的F110涡扇发动机。
通用电气在和普拉特·惠特尼竞争F-15的发动机时落选，但研制的F101涡扇发动机成为一代经典，其核心发动机不仅成为F110的基础，也成为民航世界中高度成功的CFM56的基础。在美国的两大发动机公司之间，普拉特·惠特尼比较善于短平快，用较低风险抢先推出适用的高性能发动机;而通用电气走豪华路线，追求技术完美和超前，技术风险较大，也经常后发一步，但这后发的一步引发了所谓「发动机大战」。
在1985到1990财年之间，美国空军在通用电气F110和普拉特·惠特尼F100之间竞争招标。F-15从F-15E开始，可以和F100或者F110相容，但美国空军所有的F-15统统使用F100，只有韩国和新加坡的F-15E改型使用F110。F-16从Block 30开始，可以和F100或者F110相容，发动机大战主要围绕F-16的发动机进行。1985财年，美国空军订购了160台发动机，其中F110为120台，F100为40台，通用电气占75%;1986财年，F110为184台，F100为159台，通用电气占54%;1987财年，F110为205台，F100为160台，通用电气占56%。普拉特·惠特尼从事实垄断一变为屡居下风，直到1988财年之后才扭转，F110为147台，F100为181台，普拉特·惠特尼占55%;1989财年，F110为100台，F100为159台，普拉特·惠特尼占61%;1990财年是发动机大战的最后一年，F110为39台，F100为70台，普拉特·惠特尼再占上风，为64%。6年中，通用电气夺取51%的订单，普拉特·惠特尼49%。美国总审计署估计，竞争节约了30%的累计采购费用，并节约了16%的累计运行和支援费用。全寿命成本则降低21%。
GE F110发动机剖视图
变循环先驱YF120
在ATF时代，洛克希德YF-22和诺斯罗普YF-23竞争，普拉特·惠特尼YF119也和通用电气YF120竞争，竞争结果是洛克希德YF-22和普拉特·惠特尼YF119获胜，成为F-22战斗机和F119发动机。说起来，一贯追求技术先进的美国空军在ATF竞标中选择了技术风险较低的YF-22和YF119，而不是技术上更加超前的YF-23和YF120，这反映了美国空军对冷战后期军备竞赛的急切感和过去技术冒进的心有余悸。
普拉特·惠特尼F119尽管采用了大量最先进技术，但还是常规的低涵道比涡扇发动机，以降低迎风阻力和提高高速推力，实际上使得高亚音速巡航不具有多少油耗上的优越性。F-22的加莱特进气口也是为超音速巡航而优化的。通用电气YF120是更加先进的变循环发动机，可以在涡喷状态和涡扇状态之间平滑过渡，兼顾亚音速时涡扇的省油特性和超音速时涡喷的高速特性，这就是所谓变循环，YF120正是第一台实现了这样理想的战斗机发动机。
YF120采用活门控制，可以打开外涵道，实现涡扇功能;或者关闭外涵道，实现涡喷功能。有意思的是，YF120有两组活门，一组把风扇的排气分流一部分到外涵道，另一组把高压压气机的排气分流一部分到外涵道。这是一个很巧妙的设计。涵道比等于外涵道与内涵道的推力之比，常规涡扇要增大外涵道出力的话，只有采用尽可能大的外涵道。这不光使得迎风面积增大，还使得驱动风扇的低压涡轮承受极大的载荷。如果像民用高涵道比涡扇那样对低压涡轮妥善设计，这本没有问题，问题出在变循环发动机的低压涡轮需要在涡扇状态把喷流的动能大量转换成驱动风扇的机械能，而在涡喷状态尽量少吃掉喷流动能，只转换足够驱动风扇和低压压气机的机械能。这样截然不同的工作状态使得低压涡轮的设计十分纠结，需要采用复杂的变距低压涡轮叶片来适应高度变化的负荷情况。但高压涡轮分担一部分转化为机械能的任务的话，可以为低压涡轮卸载，有利于简化设计。另外，高压压气机引出气流增加外涵道压力，可以等效为增加外涵道面积，提高涵道比。当然，代价不仅是结构复杂，而且高压压气机的效率受到损失。好在YF120即使在涡扇状态也依然只是低涵道比涡扇，综合权衡下来，得大于失。
不过YF120在涡喷状态时，高压压气机后的引气活门关闭，但风扇后引出的可调外涵道并不完全关闭，而是维持一股很小的气流。这是十足通用电气特色的「漏气涡喷」。这时外涵道气流不产生实质性的推力，只是用于冷却核心发动机的机匣。通用电气YJ101就是这样一种「漏气涡喷」，由YJ101发展而来的F404也保持了这个特色。
通用电气YF120的具体技术指标一直没有公布过，但一般认为推力、油耗等关键性能优于普拉特·惠特尼YF119，但技术上过于超前，风险较大。据试飞员说，在空中加油试验中，YF120的最低推力还是偏大，只能关掉一台发动机，使用单台发动机维持飞行，这说明YF120的成熟性和好用性还有一定的距离。为了控制ATF的风险，美国空军没有选用YF120是正确的，但变循环对未来战斗机发动机的作用是显而易见的。新一代发动机研究已经超过了变循环，而是进入自适应的层次。也就是说，除了涡喷、涡扇工作循环可变外，还能进一步自动对工作环境进行适应。美国空军研究实验室(简称AFRL)与工业界合作，通过自适应循环发动机(简称ACE)、自适应灵活发动机技术(简称ADVENT)、自适应发动机技术研发(AETD)等研究计划逐步推动自适应发动机的研发，使之成熟化。现在正在进入自适应发动机技术转移计划(简称AETP)，将累积成果固化成F135一级的发动机。
F119发动机的剖视图
F119在结构上要简单很多
YF120设计先进但结构复杂，图中可看到发动机在亚音速模式和超音速模式中的不同工作状态
YF120是第一台变循环的战斗机发动机
YF120有两组旁路活门
第三涵道的意义
YF120采用变循环，ACE、ADVENT、AETD以来的自适应发动机也采用了类似的变循环结构，但这只是下一代战斗机发动机核心技术的一部分，另外两部分是三涵道结构和先进的陶瓷基复合材料。
三涵道是自适应的关键。在三涵道结构中，内涵道和外涵道对应于传统的涡扇发动机或者YF120那样的变循环涡扇-涡喷发动机。对于常规涡扇的情况，内外涵道的涵道比是固定的，对于变循环情况，外涵道的旁通流量由活门控制，涵道比可变。但外涵道之外的第三涵道则是独特的，常规涡扇发动机没有相应的结构。
与涡扇或者变循环的外涵道不同，第三涵道并不直接提供推力，但整个推进系统的推力不光来自发动机，还来自进气道。在低速飞行时，发动机进气加压基本上完全由风扇和压气机提供;但在高速飞行时，空气动压本身就提供了相当大的压缩，风扇与压气机所需出力大大减小。在超音速飞行时，进气道还要提供足够的减速，使得超音速气流减速到亚音速(典型为M0.5-0.6)气流，因为风扇和压气机只能在亚音速条件下工作，燃烧室也只能在亚音速条件下工作，高温高压燃气是靠收敛-扩散喷管加速到超音速的。另外，进气道喉道处如果气流速度正好在音速的话，形成的激波像石墙一样，要造成进气梗塞，必须通过背压控制进气道内的激波位置，避免出现这个问题。由于这些高度不同的工作条件，进气道设计成为超音速飞行的一个难题，通常使用可调进气道来解决超音速进气时激波波系控制问题，还要有辅助进气、放气活门来解决低速时的额外进气和高速时泄放过度进气的问题。
辅助进气、放气活门的设计不是太大的难点，除了本身的阻力、重量外，还在结构上要留出辅助流道的空间，这是额外的重量和无效空间。更大的问题在于可调进气道。可调进气道有很多种类，常见的采用矩形或者带圆锥的环形(两侧进气时则为带半锥的半环形)进气口，前者的典型代表有F-15和苏-27，后者的典型代表有米格-21和F-104。但可调进气道重量大，结构复杂，而且不利于隐身。F-22采用斜切菱形但是固定的加莱特进气口，F-35采用复杂曲面但同样固定的蚌壳形进气口，两者都只能针对设计巡航速度优化，在其他速度下进气损失难以避免。固定式皮托管进气口更是把F-16的最大速度限制在M2.0。米格-21和F-104用低得多的推重比实现了和F-15、F-22相当的最大速度，而高于F-16，部分原因就在于为最大速度而优化的进气道。换句话说，进气道减阻可以等效为推进系统增推。
可大幅度调节流量的第三涵道可以用固定进气口实现可调进气道的功能，同时解决了辅助进气、放气活门的问题，避免了结构重量和隐身方面的问题。第三涵道的气流不进入核心发动机，不影响发动机的正常工作。但通过增加和降低背压，可以控制进气道内激波位置，实现可调进气道的功能。增加和减少第三涵道的旁通流量更是直接取代了辅助进气、放气活门的作用。第三涵道还可以解决进气口边界层分离的问题。边界层是空气粘性吸附在进气口前方机体壁面造成的进气速度分布不均匀的现象，传统上用分离板将进气迎面「剖开」，呆滞的边界层从特定的泄流道流散回到环境大气，「干净」的进气进入进气道。这不仅造成额外阻力，也对前向隐身不利。F-35进气口的蚌壳状鼓包把边界层劈开，利用空气动压将其顶到进气口唇口之外，取消了传统的分离板，不仅改善了隐身，减轻了重量，降低了阻力，还与进气道设计有机整合，在给定工况下提高了总压恢复。但第三涵道通过抽吸拉动边界层，或者说向呆滞的边界层注入能量，在相当程度上可以解决边界层分离问题，与蚌壳装鼓包一体化设计的话，可以大大拓展总压恢复的高效范围，提高等效增推效果。
第三涵道还有热量管理上的作用。第三涵道气流加压较小，温度较低(在通用电气ADVENT的试验中，第三涵道气温比外涵道下降65摄氏度)，而流量充足。第三涵道气流可以直接用于冷却，或者通过换热器使压气机气流降温后用于冷却。较低温度的冷却气流对发动机热端部件气冷降温有利，可以容许热端部件工作温度提高，提高热工效率，或者用较小的冷却气流流量达到同样的降温效果，减轻热端部件。另外，隐身飞机不容许机体上任意开口，造成系统散热的极大困扰，现有的用燃油作为冷源的做法限制了最低燃油容量(对于F-35来说这是20%的机内燃油容量)，否则可能造成系统过热当机。第三涵道气流是理想的冷源，而且不干扰核心发动机的工作，适合于提供充足的冷却容量。
ACE 方案。图中左上方第一方块中的文字是：Fan-on-blade fan in outer bypass duct(外涵道叶片上风扇);上方中间方块中的文字是：Variable stators modulare outer bypass flow(外涵道可变距叶片模块);上方右侧方块中的文字是：Outer bypass flow passes through struts to central nozzle(外涵道气流通过支撑柱进入中心喷口);下方左侧文字：Bypass duct with shut-off valve(中涵道活门处于关闭状态);下方中间文字：Core-driven fan stage in inner bypass duct(处于内涵道的高压转子风扇);下方右侧文字：Variable area bypass injector (VABI)(可变截面旁路引射器 VABI)
AFRL展出的ADVENT模型，可以看到三涵道设计以及值得回味的尾喷管
自适应发动机核心技术
作为自适应发动机核心技术之一的第三涵道当然不是在常规涡扇外面再包络一层涵道那么简单。第三涵道的第一个关键技术在于可调流量，而可调流量的工程实现又有两个次级问题：1、流量调节，2、空气压缩。第三涵道是在常规涡扇外涵道之外的又一层环形截面的流道，通过可调导流片，流量调节不是太难做到，但空气压缩就不那么简单了。在环道里单独设置环形叶轮的话，动力传输是一个很大的难题，毕竟涡轮发动机的主要动力来自于中央的转轴。电力驱动只是理论上的可能性，实际上由于重量、效率等问题都不现实。在不根本改变涡轮发动机基本结构的情况下，只有用所谓FLADE的结构实现，这是fan-on-blade或者fan-blade-on-fan-blade的缩写，意为叶尖风扇叶片。实际上，这是在常规风扇叶片尖端再增加一截风扇叶片。
涡扇发动机的风扇叶片实际上很复杂。对应于内涵道的部分，叶片形状(弦长、弯度、截面形状等)的设计考虑主要是为压气机提供预压缩;对应于外涵道的部分，主要设计考虑则为最有效地提供外涵道流量。因此，风扇叶片的内段和外段的形状可以不同，这就是所谓的扇叶(fan blade)。有了第三涵道，已经复杂的扇叶需要有对应于第三涵道的第三段，三段的设计考虑各不相同，但在同一根叶片结构上，这就是FLADE。
有意思的是，自适应发动机采用两级风扇，FLADE在第二级。这是有道理的。从正面看，第一级风扇盘面是一个完整的圆盘，覆盖外涵道和内涵道;FLADE级盘面则被第三涵道的内壁分割成与第一级风扇相同的圆盘和在第三涵道里的外圈环面。从侧面看，第一级风扇在发动机最前端入口处，FLADE级(第二级)在后，但「刺穿」第三涵道的内壁，探入第三涵道，好像在阁楼上探出来的梯子一样。在第三涵道内FLADE叶片的前后，各有一圈可调导流片，这当然是用于调节第三涵道旁通空气流量的。从道理上说，只要有一圈可调导流片就可以调节流量，问题出在FLADE叶片转速不是独立可调的，叶片弦长和弯度也是固定的。在可调导流片偏转节流时，要么过高背压造成FLADE叶片应力过大，要么过低进气压力造成喘振。只有在前后协调调节，才能保证FLADE叶片正常载入和卸载。
第三涵道的第二个关键技术在于空气泄放。第三涵道的主要作用不是直接产生推力，所以压力较低，排气不宜直接与内外涵道的高压喷气混合排出。另外，传统收敛-扩散喷管采用可以收缩或张开的外壁，形成尾喷管喉道。这依然是空心的管子，从后方可以看到涡轮结构，不利于雷达隐身。自适应发动机的尾喷口内有一个桃核形状的中心锥，锥体的前后移动与固定的圆锥管壁配合，可以改变尾喷管喉道的截面积，达到收敛-扩散喷口的作用。另一方面，中心锥遮挡了涡轮结构，改善隐身。中心锥也是第三涵道空气的出口。第三涵道的空气通过发动机后端空心片状支撑结构流入中心锥，在喷流引射的作用下从中心锥体表面众多细小喷口排出。中心锥使得发动机的主喷气流呈环状，强化与环境冷空气的混合，较冷的第三涵道空气从环形喷气束的内部也参与混合，进一步迅速降低喷气温度，改善红外隐身。
除了第三涵道，先进的陶瓷基复合材料也是自适应发动机的亮点。发动机热端部件的工作条件极其严苛，传统上使用高温合金。但现代发动机的工作温度越来越高，早已超过现有高温合金的熔点，靠冷却技术也难以进一步提高发动机的工作温度。陶瓷的耐高温能力超过高温合金，但陶瓷的脆性和容易在剧烈温度变化条件下碎裂的问题长期成为陶瓷的工程应用的拦路虎。陶瓷基复合材料把陶瓷纤维(也可以用碳纤维)和陶瓷基体整合成一体，保留了陶瓷耐高温的特性，同时具有很高的机械强度和抗热裂性，在尖端应用中逐渐崭露头角。ADVENT采用陶瓷基复合材料低压涡轮和高压涡轮前缘，AETD上陶瓷基复合材料的应用进一步扩大。据通用电气声称，陶瓷基复合材料涡轮叶片甚至可以不需要冷却，为大幅度提高发动机热工性能提供了空间。陶瓷基复合材料叶片也比镍基合金轻2/3。在ADVENT上，陶瓷基复合材料的高压涡轮前缘达到1648摄氏度。
这张图清楚显示了自适应循环发动机的技术特点
GE专利中描述的第三外涵道与FLADE风扇
在整体叶盘外圈增加的FLADE风扇
GE制造的陶瓷基复合材料叶片
项目进展
2014年7月，通用电气成功地进行了ADVENT发动机的台架试验，在以后的试验中达到AFRL的所有设计要求。ADVENT的核心机在2013年就投运了，在试样中达到压缩机和涡轮温度之和的历史最高记录。普拉特·惠特尼对三涵道不大起劲，认为在M2.6以下三涵道的意义不大，但在AFRL的坚持下，也开始三涵道设计，并用F135的核心机驱动全尺寸FLADE风扇进行试验，但尚未完成ADVENT试验。接下来的AETD是纸面设计，只要求入选方提供F135一级推力的自适应发动机的设计，但并不要求制造物理样机。AETD的目标是节油25%，增加航程30%。还在负责国防研发和采购的国防部副部长期间，埃希顿?卡特就要求自适应发动机在2020年完成技术准备，成为达到生产标准的F-35备选发动机。F-35的生产计划要持续到2035年，即使自适应发动机推迟几年，还是有足够的时间对现有的F135形成压力。美国空军每年使用超过24亿加仑燃油，折合为740万吨JP5燃油。JP5的典型价格比汽车汽油高2-3倍，即使算入规模采购的折扣，这也是每年近200亿美元的巨额开支，节油25%是很有吸引力的目标。
但自适应发动机的未来在于第五代战斗机(在美国称为第六代)。美国已经展开第五代战斗机的预研，目前美国空军的F-X和美国海军的FA-XX分头进行，以后有可能会在美国国会压力下合并。第五代战斗机的战术理念、性能指标、技术要求都没有确定，但发动机研制必须先行。不管下一代战斗机是什么样的，发动机必须重量轻、推力大、工作范围宽广、进气道适配性好、耗油低、可靠性高。在没有更具体的技术要求的情况下，AETD和AETP以F135的尺寸和推力级为基准，但自适应发动机技术具有足够的设计弹性，可以按需要缩小放大。
自适应发动机技术也可以使现有战斗机受益。变循环能力有利于弥补F-22的航程不足的短板，第三涵道也可以改善固定的加莱特进气口的工作条件，但F-22的批量太小，大动干戈的发动机升级也可能与第五代战斗机的研发冲突。自适应发动机天生适合超巡，但超巡不是不开加力就能以略微超过音速的速度巡航，那与高亚音速巡航相比没有实质性优势，要能以军推实现M1.5以上的超巡才有意义。F-35的最大速度才M1.6，气动外形决定了超巡潜力有限，所以自适应发动机的超巡能力对F-35意义不大。但F-35的系统散热是一个大问题，自适应发动机的第三涵道是至关重要的。更高的热工参数也有利于省油，进一步增加F-35的航程。
自适应发动机对超音速民航的东山再起也有关键作用。「协和」式退役之后，超音速民航淡出了。除了油耗问题，音爆是阻碍超音速民航的最大障碍，「协和」式在使用期间，被禁止在陆地上空超音速飞行。NASA的研究发现，200座以下、M1.4-1.8、采用一定的延迟和削弱音爆产生的技术，可以使音爆弱化到可以接受的程度，使得大陆上空的超音速民航飞行成为可能。加上自适应发动机的油耗优势，超音速民航是可以东山再起的。
GE的ADVENT发动机试车台
NASA一直在进行低音爆超音速客机的研究
补充资料：
所谓的雷达隐身是什么？
雷达隐形的含义严格来说是雷达的低可探测性。在人类目前的科技水平下，雷达波是最常用也最可靠的远距离探测手段，因此目前为止的隐形科技指的都是降低对雷达的可探测性。只要对雷达波的反射水平降低到了和周围环境一个等级，就可以认为该装备实现了对雷达的隐形。
不过对于飞机来说，这天空实在是空旷的有些过分，除非把自身反射水平降低到云彩一个等级否则根本没戏。因此隐形飞机的研制难度极高，目前世界上真正能称为隐形飞机的屈指可数。隐形飞机的隐形手段主要靠以下两个方式：
1.采用能吸收雷达波的材料。其实符合这个特点的材料早就大量被用于制造飞机了，有很多经典机型都采用这种材料制作，这种材料就是：木头……要不是木头的强度不足以制造高速战机，隐形根本就不是个问题。现代战机都使用金属蒙皮，这东西在雷达波面前简直就是明晃晃的镜子，唯一的解决办法就是像潜艇铺消声瓦一样，在机身上刷一层特制的能吸收雷达波的材料。但涂料一是增加飞机重量降低飞行性能，二是会被磨损，时不时的就得重新涂上一道，因此隐形飞机的维护比普通飞机难上许多。
2.通过机身形状的设计，使其在大部分的方向上降低反射率。流线型的机身虽然空气阻力小，但是就像凸面镜一样，无论哪个方面照过来的雷达波都能很好地反射回去。将机体尽量做成平面的拼接，可以将大部分雷达波反射到其他方向，间接降低自身的反射率。典型例子就是F117，全身上下找不出一个曲面。同时，采用倾斜垂尾也符合隐形设计，B2更是直接取消了垂尾。
需要注意的是能反射雷达波的不光是金属蒙皮，座舱和飞机排出的热气都是很好的反射源，因此隐形飞机的座舱玻璃也得是能阻断雷达波的特殊玻璃才行，而且隐形飞机也不再追求极限速度。SR71黑鸟虽然设计上符合隐形飞机的特征，但高速飞行时的热效应反而使它比一般飞机更加显眼。
就目前的气动布局来说，最好的就是飞翼布局，我的回复是越大隐身性能越好。战机的瓜，难免有很多小的凸起凹陷，f22甚至隐身性能更好的yf23在机体处理方面还是比较理想的，但仍然只能做到在X/K/ku波段的隐身，而F35的气动修行太多了，隐身的频宽就更窄了，比如它的那个带锯齿边缘的环形喷管和EOTS窗口即便处理过了，对RCS也还是会有一点影响，至少不如F-22干净的正面好。另外最明显的就是喷口，虽然锯齿状的修形对X波段以下的火控雷达来说还是很理想的，但是波长比较长的预警雷达就要差一些。相比之下F-22喷口的完整平面就比较大
美国吹嘘的e2d可以对付歼20，也就是e2d所用的AN/APY-9雷达工作在具有16个工作频段的UHF波段，可以在使用长波段如米波时有效的对抗隐身飞机。UHF波段的雷达的工作频率为300MHZ～1GHZ之间，其波长为10厘米到1米之间。这种波段的雷达在高频工作，歼-20、FC31、T-50和F-22以及F-35都可以被探测到，也因此被宣传为对抗隐身飞机的利器。
比如B-2 的平面图轮廓由 12 根互相平行的直线组成，机翼前缘与机翼后缘和另一侧的翼尖平行。它是利用连续曲面来实现雷达漫反射，将大部分雷达波反射到其他方向，降低自身的反射率，避免反射回方向。B2飞机的中间部位隆起以容纳座舱、弹舱和电子设备。中央机身两侧的隆起是发动机舱，锯齿状进气口布置在飞翼背部，每个发动机舱内安装两台无加力涡扇发动机。翼尖并不是平行于气流方向，而是进行了切尖以平行于另侧机翼前缘，除了翼尖外，整个外翼段没有锥度，都为等弦长机翼。机身尾部后缘为 W 形锯齿状，边缘也与两侧机翼前缘平行。B-2 的机翼前缘后掠角 33 度，为高亚音速进行了优化，由于飞翼的机翼前缘在机身之前，为了使气动中心靠近重心，也需要将机翼后掠。B-2 中央机身的深度需要足以容纳座舱和弹舱，但长度却要尽量缩短以避免在高亚音速时产生过多的阻力。中央机身外侧机翼的弦长由发动机舱以及隐身进气口和尾喷口来决定。
如此说，也就是b2的机头和下机身的隐身效果最高，即使是米波雷达，探测距离也要被缩短到几百公里，这个距离已经是进入B2的无源探测器（比如雷达告警器）的探测范围了，B2正是利用这类设备和自己的隐身特性，掌握较大范围的战场态势，进行实时航迹规划和飞机姿态调整（确保最小rcs一面朝向最有威胁的雷达），或者同时实施电子干扰与对抗，让战场保持对自己的单向透明。上述突防模式的前提就是中高空，否则雷达告警器再牛逼也是屁都探测不到。
补充资料：
雷达探测距离与RCS的关系
所谓的关系即为：雷达有效探测距离和RCS的四次方根呈正比关系。
例如，探测距离缩短一半，RCS就需要减少为原来的1/16
比如某型雷达对3平米RCS战斗机目标的探测距离是200公里
那么对0.065平米RCS探测距离为76.7公里
四次方率是个理想公式，是仅有很低白杂讯干扰情况下使用功率门限过滤时的探测距离。实际上在战场ECM环境下四次方率用于描述对RCS&<0.1M^2的目标不是很合适，探测距离随目标RCS减小而缩短的速度比理论上要快。
四次方关系是由基本雷达距离公式得出的，是雷达制定距离性能的重要参照之一。局限性是仅考虑了雷达机内平均杂讯电平，实际使用中要加入具体的修正，以及虚警率等必须注意的问题。
专用的连续波发射器可以用到占空比100%，因为发射器不考虑接收，不需要作1/2时间收，1/2时间发。机载雷达用的准连续波实际是高脉冲重复频率波型，占空比只能接近50%，如狂风ADV用的AI24，其远距探测即使用高占空比的准连续波。
E=[P*G*RCS*L*T]/(4*pi^3*R^4)]
E:接收能量
P:发射机功率
G:雷达天线增益
RCS:目标雷达截面积
L:信号波长
T:目标被照射时间
R:到目标的距离
相控阵指的是雷达的天线形式，以相位或频率扫描的电扫描天线代替传统的机械扫描天线。连续波、单脉冲等则代表雷达的工作体制，代表雷达以何种方式工作，和天线形式无直接联系。
占空比一般由雷达类型决定，收发共用同一天线的脉冲雷达占空比在50%以下，收、发天线分置的连续波雷达占空比就是100%。战斗机雷达和大部分搜索雷达为收发共用的脉冲工作方式，不论采用机械扫描天线还是无、有源天线，占空比均小于50%，大的接近50%，小的只有千分之几。
美国F-22隐身战斗机进驻日本冲绳，隐身轰炸机B-2也可驻扎关岛。对隐身飞机作战问题的热烈讨论，带热了一个词——飞机雷达截面积。
雷达截面积是一个人为的参数，牵涉因素很多，而且因为它关系到飞机作战效能，因此所有国家都不会公开自己飞机的精确数值，或发表一些模糊的误导宣传值，所以人们从报刊或正式文献上看到的数据差别很大。本文将粗略地谈一谈有关这个参数的问题。
雷达截面积（RCS）是什么参数？
隐身飞机要尽量减少其向外辐射并能为外界感知的特征信息，所以隐身技术应包括雷达隐身、光学隐身（可见光、激光和红外线等）和声学隐身等方面。最被重视的是雷达隐身，因为雷达是目前远距离发现飞机的主要设备。雷达对不同飞机的发现距离不同，除雷达本身及环境因素外，与飞机关系很大。而飞机外形十分复杂，大小不一。为便于对比，所以建立了一个人为的参数，称为「雷达截面积」（Radar Cross Section简称RCS），也可称为雷达切面。本来测量或计算出的飞机对雷达波的反射强弱是用电磁学单位，即分贝平方米（dbsm）表示，有时只用分贝（db）表示。为了让人更好理解，很多资料改用平方米表示。有人通俗解释为，它表示飞机对雷达波的反射能力相当于多少平方米面积的垂直金属平板。这个解释是否精确存在争议。至于分贝平方米与平方米的关系，有一个通用的数学公式：分贝平方米＝10×log平方米。
外界雷达可以从飞机四面八方照射，方位有360°，俯仰照射也是360°。不同角度照射时，飞机的RCS都不同。如果每1°测量一次，飞机的RCS就应该有360×360即129600个数值。但到目前为止，似乎还没有人进行过这样精密的测试或计算，一般只有平面的（俯仰照射角可限制在0～30°之内）数值。不同俯仰角照射数据更少，往往只限于飞机正上方或正下方。
平面的RCS值一般又分前方（或称迎头）、侧方和后方（或称后向）三大类。而前方的RCS可以是真正0°的数值或前方±30°、±45°的平均值。同一架飞机这三种演算法所得结果差别很大。一般资料往往不给出是什么计算条件下的数值，但多指后两种。侧方和后方RCS值也是同样情况。有些资料出于宣传目的，只用某一方向1°的RCS值。从本文后面给出的实测数据就可以看出其中奥妙。
飞机RCS与雷达波长有一定关系。同一架飞机，对于波长较长的雷达，其RCS值就会稍大一些，但两者并不一定是线性关系。例如某型飞机对X波段雷达（波长3.2厘米）水平极化，前方±45°平均RCS是0.4平方米，而对L波段雷达（波长23厘米）,RCS增大到0.8平方米。
更为复杂的是，在试验室内或室外，一部雷达对同一种飞机测量RCS值时重复性差，这表明RCS是一个随机变数，需要测量很多次再用统计方式表达。当然，实际上测量次数也不可能太多，否则科研费承受不了。所以飞机的RCS值并非一个十分精确的参数，变化幅度有可能达到0.5甚至1平方米。而对于计算机模拟作战来说，有双方飞机的较全面的RCS数值是很必要的。
与RCS有关的主要因素
飞机的RCS值是由飞机上许多散射中心或称局部散射源决定的。这些散射源分布在飞机机体的各部分，是一个三维的分布。如要减少RCS，必须将各散射源弄清楚，先著手改进最强的反射源。飞机主要散射源有五种。
镜面反射——如机身侧面、外挂架、垂直尾翼等产生的反射；
边缘散射——飞机表面不连续处引起的散射，如机身机翼及尾翼的连接处以及翼面前后缘等；
尖顶散射——如机头前端、空速管、副油箱前端等处引起的散射；
凹腔体散射——主要为座舱、进气道、尾喷管等处产生的很强的散射；
蠕动波散射——入射波经过物体后部又传播到前面来形成的散射，各种外挂物可能对一定波长的雷达产生这种散射。
此外还有飞机表面各种不连续处，例如飞机上各检查口盖边缘。即使其表面对气流来说是光滑过渡，但由于介质不同，导电性能不同或有缝隙，都会产生散射。
当然飞机的几何尺寸大小是一个基本的决定因素，尺寸越大RCS也越大。如果飞机外露的物体尺寸与雷达波波长相近或者是雷达波长的倍数，都可能会形成一个强散射源。所以隐身飞机外面一般都没有什么外露物体，更没有现役飞机那些猫耳朵式的小进气口。
根据测试，现代新式战斗机各散射源对前方RCS的「贡献」比例约为：各种平面10％～20%；进气道15％～25%；翼面前缘35％～45%；座舱10％～25％。当然，这种影响大小与各部分的位置、尺寸、设计考虑以及是否采用隐身技术有关。一般来说，翼面前缘、进气口（含进气道）和座舱是需要特别关注的部位。
RCS的测试及表达方法
飞机RCS的测定可以用直接测量方法，也可以用理论计算方法。前者还可分为两种：直接用飞机进行室外测量和电磁波暗室测量。关键在于是否有合适的测试设备和手段。
当然，也可用几何外形相似的模型来进行测试，但最好是和飞机一样大小的1:1比例模型，否则要考虑「比例效应」。例如拟测试10厘米波长雷达的飞机RCS，模型只有原飞机一半大小，则测试要用5厘米波长雷达。所以当模型太小时，例如1：10，如模拟3厘米波长雷达，试验时要用0.3厘米波长雷达。这种雷达不好找，就不好进行测试。当然，实在没有合适的雷达，将测试结果作理论修正也是可以的。
与此同时，模型表面反射雷达波的特性要与飞机相同或很相近。所以木制模型外表要贴金属片。另外测试所用模型可分用和不用雷达吸波涂料两种，这就可以知道用或不用涂料的效果。如果要模拟的飞机除使用吸波材料外还用雷达吸波结构（RAS），则模型的制造就更复杂了。例如B-2飞机的机翼前缘除表面有吸波材料外，内部为吸波锯齿形结构。一般遇到这情况只好不模拟雷达吸波结构的作用，所得数值还要进行这方面的人工修正。
没有条件测试RCS时，也可用计算方法求得。根据目标尺寸与雷达波长的关系，通常分为三个区：低频区、谐振区和高频区。目标在各区的雷达波反射特性不同。现代飞机受到的主要威胁是厘米波雷达，因此应关注飞机在高频区的RCS数值。目标在高频区的雷达散射特点是散射的独立性和局部性，即可以忽略各部分散射的相互作用。这一特点为飞行器等复杂目标RCS的计算提供了方便，即可以先进行各部分单独计算，再求其总值。目前，几何光学法（GO）、物理光学法（PO）、几何绕射理论（GTD）、物理绕射理论（PTD）和等效电磁流法（MEC）等高频分析方法已发展得比较成熟。其中几何光学法和物理光学法是最常用的方法，计算结果与实测结果相当一致。
美国在研制F-117前即已发展出一套计算方法，到设计B-2时更为完善。苏联也有自己的计演算法。近年俄罗斯研发出一种计算复杂形状物体电磁波散射的数学工具。例如对具有全部外挂导弹武器的苏-35，将其分解为局部的小型反射体，同时考虑电磁波的边缘绕射和表面电流，即可求出苏-35全机的RCS值。
测出飞机的RCS后表示方法有三种，即极坐标法、直角坐标法和表格法。如果把飞机作为一个点来考虑，它的RCS值只用前方、侧方和后方各一个数字表达即可。但实际上该方式不够全面。较科学的表示方法是用飞机作中心的极坐标图。在俯仰角变化不大的条件下，不同照射方位角的RCS值可以清晰地表示出来。如果俯仰角改变不大，这种极坐标图随俯仰角改变而引起的变化很小。但很多时候，为简便起见用普通直角坐标表示，横坐标表示照射方位角，纵坐标表示RCS。此外也可以用表格的方法来表示。
实际上常见的资料只给一个数字，也不附加其它说明。一般理解，这是飞机前方RCS值。但到底是前方一定角度的平均值或某一点的特定值，就只好靠猜想了。
RCS值对作战效能的影响
隐身机遂行对地攻击任务效果很好，因为对方雷达发现距离大大缩短，往往可达到突袭的功效。但雷达发现飞机的距离与RCS的1/4次方成比例。即将飞机的RCS降低90％后，雷达对它的发现距离只降低44％。即使将RCS降低99%，例如RCS原为10平方米的飞机，通过隐身技术减少到0.1平方米，雷达发现距离也只减少68%，即原来发现距离是100千米，现在则是32千米。所以隐身技术只能减少飞机一半或3/4的被雷达发现距离，其作用也不宜估计过高。
不过在设计飞机时贯彻隐身概念，尽可能结合隐身要求来考虑则是可行和值得的。目前各国对现役飞机进行「准隐身」的改进很普遍，一般不需要改动飞机结构，主要是在座舱盖、翼面前缘、进气口、进气道等处下功夫。
另一方面，现代防空系统中用光学、声学探测目标的设备正在发展，雷达的组网和双基雷达的使用已脱离理论阶段，被动式雷达已在不少国家服役。所以为对抗隐身飞机，各国技术部门都在暗暗使劲。
在空战方面，隐身性能只对超视距作战起作用，双方接近到目视距离就不灵了。所以隐身飞机RCS的降低必须达到一定值，使得对方飞机雷达的发现距离减少到飞行员对空中战斗机平均有效视距以内（10～15千米），这样才能充分发挥隐身的威力。
在实际作战中，隐身飞机也要考虑很多具体战术问题。例如美国已决定将F-117全部退役，说明该机对波长较长的地面警戒雷达效果还不太好。飞机的RCS在垂直机翼前缘方向有一个强峰值，即约前方±60°处峰值RCS高达20dbsm(100平方米)。即使在峰值附近约±10°处，平均值也达到约0dbsm（1平方米）。因此它必须在出／返航过程中通过航线安排来避免将此峰值对准敌防空雷达。在对南斯拉夫作战时，F-117是通过一种地面任务规划系统来实现这一要求的，因此它的飞行路线比较呆板，并且要确保飞行环境周围的雷达位置已知（在没有电子干扰机伴随支援的情况下），而且还寄希望于对方雷达没有新的变化。B-2则通过机载电子侦察系统和威胁规避系统实现这点。F-22和F-35都具有机载实时任务规划能力。因此避开地面雷达的关键技术是机上具有能计算对方起威胁作用的雷达探测包络的机载软体，并能用其确定飞机的规避航线。这种软体高度敏感，因为从中可分析出怎样才能探测到隐身飞机。这是美国坚持不向外国提供飞机作战软体源代码的重要原因之一。
体型越小雷达反射截面也越小" 的说法在网路上流传甚广，也是中五阵营支持其心仪型号的重要 "论据"。与许多迷思类似，该说法包含著部分事实，且与大众的日常生活经验契合，因此得到极为广泛的接受，可谓流毒无穷。
现实世界远没有如此简单。
以拥有完美导电表面的球体为例，若其半径 x 2 π 达到雷达波长的 10 倍以上，则回波遵循光学模式，信号强度/雷达反射截面与球体面积成正比 (上图右)。如果只需考虑光学散射区，则确实表面积越小，雷达反射截面也越小，然而与波长远小于肉眼最大分辨能力 (当然也就比日常被观察物体的最小尺寸短得多) 的可见光不同，许多雷达的工作波长接近，甚至超过了被照射目标的典型线性尺度，回波模式相应移出了光学散射区而进入共振散射 (继续以完美导电表面球体为例，半径 x 2 π 为雷达波长的 1-10 倍，见上图中) 和瑞利散射 (半径 x 2 π 为雷达波长的 0.1-1 倍，见上图左) 区。进入共振散射区后，爬行/绕射波强度迅速增大，与直接反射回波相互叠加而导致信号强度 "波涛翻滚" (绕射波与直接回波的相位关系取决于波长与目标尺寸之比，相位相同时形成有利干扰，信号强度增加，相位相反时出现有源对消，回波强度减低)。在共振散射与瑞利散射区交界处，反射信号强度达到顶峰，RCS 值可比球体实际截面积高出半个数量级。此后随著波长相对目标尺寸继续增加，回波强度迅速下降，最终绝大多数雷达波辐射能量将直接绕过目标，对其 "视而不见"。
雷达隐形主要依赖外形设计，而能够通过外形设计精确控制回波方向，将主要威胁锥内的信号强度成数量级降低的，只有光学散射区。共振散射区内外形设计基本失效，瑞利散射区内外形设计完全失效。了解上述事实之后，便不难明白:
1. 为什么现役/在研隐形战斗机均无法有效对抗 VHF (米波) 反隐形雷达
2. 为什么隐形飞机中体型最大的 B-2A 整体雷达隐形性能最好
3. 为什么短波 OTH-B 超视距雷达能击败 B-2A 的外形设计，有效探测远至数千海里外的水面战舰和轰炸机，却难以发现未采取任何隐形措施的典型制导武器
4. 为什么研制具备宽频段雷达隐形性能的制导武器完全是白费力气
5. 为什么 F-35 和粽子体型小于 F-22 和 J-20，高波段 (光学散射区) 雷达反射截面反而更大
补充资料：
隐身机如何在飞行中保证隐身
在实际作战中，隐身飞机也要考虑很多具体战术问题。例如美国已决定将F-117全部退役，说明该机对波长较长的地面警戒雷达效果还不太好。飞机的RCS在垂直机翼前缘方向有一个强峰值，即约前方±60°处峰值RCS高达20dbsm(100平方米)。即使在峰值附近约±10°处，平均值也达到约0dbsm（1平方米）。因此它必须在出／返航过程中通过航线安排来避免将此峰值对准敌防空雷达。在对南斯拉夫作战时，F-117是通过一种地面任务规划系统来实现这一要求的，因此它的飞行路线比较呆板，并且要确保飞行环境周围的雷达位置已知（在没有电子干扰机伴随支援的情况下），而且还寄希望于对方雷达没有新的变化。B-2则通过机载电子侦察系统和威胁规避系统实现这点。F-22和F-35都具有机载实时任务规划能力。其中F22上的ALR94和F35上的ASQ238都具备在四百五十公里外探测到辐射源的能力，从而提前判断具备威胁的辐射源并进行航迹调整和飞行姿态调整。因此避开地面雷达的关键技术是机上具有能计算对方起威胁作用的雷达探测包络的机载软体，并能用其确定飞机的规避航线。这种软体高度敏感，因为从中可分析出怎样才能探测到隐身飞机。这是美国坚持不向外国提供飞机作战软体源代码的重要原因之一。
隐身机利用雷达告警设备探测并监控敌方的雷达活动情况，识别对己方有威胁的雷达，在此基础上进行实时航迹规划和飞机姿态调整将最小rcs的一面朝向最有威胁的雷达。在这个过程兄，可能还会加入电子欺骗和干扰。
对于出口，由于涉及这方面的机密，美国不会向其他国家提供源代码，甚至包括它最亲密的盟友英国。至于以色列，应该只是提供武器集成层面的源代码，而不是涉及航迹规划这个层面的源代码。
补充资料：
所谓的E2D雷达反隐身解读
6月9日，美国海军学会网站发布的一篇文章称，美国诺斯罗普格鲁曼公司的E-2D「先进鹰眼」预警机可能成为美海军对抗敌方第五代隐身战斗机和巡航导弹等新兴威胁的秘密武器。
美海军E-2D「先进鹰眼」预警机之所以具备强大的反隐身能力，其关键在于飞机强大的特高频混合机制/电子扫描AN/APY-9雷达。①反隐身原理。特高频雷达的运行频率在300~1000兆赫兹之间，波长在1米~1分米之间。通常情况下，由于与战斗机尺寸相当的隐身飞机的物理特征，特高频波段雷达必须进一步优化，以应对更高频率，如Ka波段、Ku波段、X波段、C波段以及部分S波段。然而，当飞机上某部件（如尾翼尖端）的尺寸小于某一特定频率波长的8倍时，便会产生共振效应；而全方位的共振效应，便会使飞机的雷达反射截面产生「阶跃变化」。这样，特高频雷达便可成为隐身技术的有效对抗手段。②适用目标。只有不具备突出尾翼面的超大型隐身飞机，像诺斯罗普格鲁曼公司的B-2轰炸机或者美国即将研发的远程打击轰炸机，才能够满足几何光学散射原理需求，不会受到E-2D预警机的反隐身威胁。而对于具备上述可产生共振效应这种特征的飞机，包括中国的歼-20、歼-31，俄罗斯的PAK-FA，以及美国洛克希德马丁公司的F-22「猛禽」战斗机和美国三军种通用的F-35联合攻击战斗机，均可利用E-2D预警机的APY-9雷达对其隐身技术实施对抗。
消息人士指出，特高频和甚高频波段雷达拥有一些历史性的重大缺陷，该类雷达的角解析度和距离解析度差，无法提供精确的目标定位和火力控制。然而，美国似乎已经通过整合先进的电子扫描能力与强大的数字计算能力，解决了APY-9特高频波段雷达传统的局限性。APY-9雷达拥有现代化技术，在许多方面具有独特设计，相比于E-2C预警机的APS-145雷达，APY-9雷达实现了两次飞跃，具有实质性改善。E-2D预警机的APY-9雷达为对抗空中目标（包括飞机和巡航导弹威胁）提供了显著增强的机载预警与态势感知能力。美海军空战少将迈克尔马纳泽尔公开表示，E-2D将作为美海军一体化防空火控（NIFC-CA）构想的中心节点，以挫败敌方空中和导弹威胁。
据美海军航空系统司令部指出，APY-9雷达可在E-2D预警机的碟形雷达天线罩内旋转，以实现360度全方位的探测覆盖；飞机机组人员可控制天线旋转速度，以重点对某些区域进行探测；雷达还配备有电扫描敌我识别系统；另外，雷达的发射机和接收机硬体位于飞机机身内，可通过高功率射频传输线、高功率射频旋转耦合器与天线相连。
具体来说，APY-9雷达拥有3种不同的工作模式，分别为：①先进的机载预警监视模式。该模式是雷达的正常工作模式，雷达提供统一的360度空地覆盖，对远距离隐身目标进行探测；该模式下，天线每10秒旋转360度，主要进行的是机械扫描方式。②增强的扇形扫描模式。该模式合并了传统的机械扫描方式和可控制的电子扫描方式，在克服两种模式不足的同时，利用了两种技术的优势；该模式下，天线机械旋转，但操作人员可选取天线旋转的某一特定扇区，放慢旋转速度，重点对该区域进行探测。③强化的扇区跟踪模式。该模式是纯粹的电子扫描方式，天线探测的地理位置较为稳定或正跟踪某一特定目标；该模式下，天线停止旋转并单纯地进行电子扫描，为选定扇区提供强化的探测和跟踪能力；该模式由于能够快速跟踪目标动态，通常可有效对抗隐身目标。
APY-9雷达拥有至少300海里的探测范围，该雷达目前似乎仅适于E-2D机身性能，而E-2D通常可在约7620米的高空飞行。美海军希望最终共计采购75架E-2D预警机，预计最晚一批将于21世纪20年代服役。
。。。尝试把炸弹丢到下方飞机的头上算不算？
不好说。
技术的演变太快太复杂，空战武器的性能发展的也太快，对载具的要求也不一样，只能说B2的隐身性能给了它参与空战的潜力，但截止现在为止，美国并没有将B2的这种潜力变现。
B2的研制目的是战略投送，战略投送，战略投送。
F22的4S能力是用来踹门的!
可能可以，b2从美国本土或夏威夷起飞远程实施轰炸任务，很可能没有战斗机护航，如果遭遇敌方歼击机将面临被击落的风险。
所以携带自卫的空空导弹完全不是没有可能
理论上，预警机，运输机等保障机型也可以携带自卫型空空导弹
题主是不是对空战有什么误解？
空战通俗意义上空战是利用飞行器在空中进行战斗，以击落对方，夺取制空权为目的一种战争形式。
这东西连个自卫武器都没有，拿什么夺取制空权？核弹头吗？
真家伙没有机会见识，只能键盘了。
很久以前爱玩空战模拟游戏，有款F22玩的比较多。在自由空战模式中，遭遇B2是很轻松的场景。一群B2象笨拙的肥鹅在低空中慢慢划过，你可以绕到后方，用AIM9逐一锁定，发射；在第一架B2燃起大火坠向地面时，其他的开始四散逃窜，但转向速度如同慢镜头，你可以从容地追赶，稳稳地把他套入瞄准光环，用机炮扫射，击毁，然后追击下一架。只要还有弹药，没有一架B2能跑得掉。
B2可以参与空战，但不能取胜。
推荐阅读：
