成飞很会挑逗人，六代机弄个三发出来，用中发给军迷烧脑。
目标前对这个中发有真中发党和APU党的分歧，真中发党坚持这是推进发动机，APU党坚持这不是推进发动机，是超级APU和冷却空气通道。不大听到的是折衷派，中发是具有大大加大发电能力但保留有限推进能力的“半推进发动机”。本人是APU党的，但中发党是大多数。
中发党也有涡扇派和冲压派，还有较小的爆震派。
涡扇派认为中发是和两侧发动机同型的涡扇发动机，试飞时用的是涡扇10，将来用涡扇15，目标是变循环。这是主流派。
冲压派认为中发是冲压，专用于超巡，在M1.5以上甚至M2才启动，低速时不工作。冲压派里有超燃冲压支流，把亚燃冲压换成超燃冲压了。
爆震派认为中发是爆震发动机，主流认为是旋转爆震，支流有认为是脉冲爆震的。
这么多门派，基本点都是：
1、成六太大太重，两台涡扇的推重比太低，达不到必要的超巡和机动性。
2、成六的超巡必须高于歼-20的M1.6-1.8，达到M2.5一级。
成六很大，看着就重，但到底多重，没人知道，只是根据双轮前起和双轮主起在猜，估计达到50吨。
涡扇15的加力推力估计18吨，军推12吨。涡扇10的加力推力估计14吨，军推8.5吨。比照F-22，军推推重比需要在0.7一级才能达到M1.6一级的超巡。
不过超巡也与减阻高度相关。协和式用加力达到巡航速度后，用非加力推力维持超巡，加力推重比只有0.372，非加力推重比降低到0.306，比波音737Max8（0.311）和空客A320NEO（0.310）还低。SR-71的推重比也只有0.44。不过SR-71的发动机很独特，已经不能用常见的加力、军推来描述了。
成六无尾，机翼和机体减阻技术也远远高于60年前，需要多少推重比才能达到超巡，这是一个问题。
已知成六采用两侧加莱特进气道和背部DSI，同样已知加莱特的超音速性能优于DSI。换句话说，侧发的超巡工况比中发更好，这一点值得注意。DSI不是不能达到M2.5，歼-20就是DSI。但高超音速（high supersonic，不是hypersonic，没办法，中文术语里似乎找不到更加适合的说法）DSI的锥体更加尖锐、向前延伸更多，成六的DSI明显和歼-20不同，DSI鼓包圆钝低矮短小，暗示这并非为高超音速大推力优化的。
不管用什么进气道，发动机的推力和空气流量相关。在缺乏更加精细的图片数据情况下，目测两侧加莱特进气口的截获面积比中间DSI的更大，这意味着同型中发在同样飞行状态下有进气流量不足的问题，这个问题在极限飞行和机动飞行等需要推大推重比的时候最大。也就是说，中发在最需要出力的时候，可能最不给力。
这些对涡扇派是不利证据。
同型三发的话，推力比双发增加50%，油耗也增加50%。航程与载油系数（燃油重量与正常起飞重量之比）相关，相同载油系数差不多决定了相同航程；结构系数（结构重量与正常起飞重量之比）在同时代战机里变化较小，也是水涨船高，可大体看作三发比双发重50%；发动机推重比由给定的发动机决定，三发就是简单地比双发重50%。只有在武器、电子设备重量占比降低的情况下，三发才能提高战斗机推重比。但50吨超重战只能携带30+吨重战的武器和电子设备的话，对立项不友好，降低燃油系数和航程更加不可接受。同比提高的话，推重比并不因为三发而提高。
也就是说，三发并不是提高推重比的稳赚不赔的好办法。
对于战斗机设计来说，重量是个纲，纲举目张。如果成六确实50吨、三发，需要弄清楚的是为什么50吨。如果是更大的超远程空空导弹决定了机内武器舱的尺度和携带的重量，进而决定飞机的尺度和重量，进而决定了三发要求，这是合理的。但这也决定了成六并不能期望更高的推重比。50吨六代与30+吨五代相比，三发只是恢复推重比，但不提高。同时，沈六为什么对于同样的设计要求能用较小的尺度和双发？这也很好奇。
恢复推重比对加速性和稳盘机动性有利。协和式、SR-71的加速很慢，也谈不上机动性，这对侦察机、客机问题不大。对战斗机问题大吗？加速性和机动性对视距内空战非常重要，对超视距空战没有那么重要。目标遥远不说，让导弹加速和拉高g不比逼着战斗机加速和拉高g香吗？加速性和机动性似乎和主流的“六代只需要掠袭”的思路有冲突。成六到底需要多少加速性和机动性？这也是一个问题。
协和式是高度特化的，一切为了M2.2巡航，发动机是加力涡喷。同时代的图-144的巡航速度还略高，但用加力涡扇，实际上油耗比协和式更高。超巡最省油的不是涡扇，而是涡喷。变循环在超音速下处于涡喷状态，在亚音速下处于涡扇状态。涡扇的外涵道和内涵到的推力比等于涵道比，在内涵道推力不变的情况下，提高涵道比就提高总推力。但实际变循环在转入涡扇状态的时候，内涵道能量一部分转化为机械能和外涵道流量，内涵道推力有所下降，所以变循环并不增加最终推力，增加的复杂性还增加重量，降低发动机推重比。
一些人指望变循环能提供更大的推力，不知道依据是什么？
总的说来，三发同型涡扇的话，机背DSI似乎意味着，在最需要中发的M2.5超巡时，中发“帮倒忙”的可能性还略大于“帮忙”。
冲压派的问题更大。亚燃冲压在M0.5以下是废物一个，M1.0勉强活过来，M2-3才得心应手，M4以上则有机体结构气动加热过度的问题，隐身涂层也可能受不了高热。这样看来，M2.5超巡用冲压正好，涡扇侧发可以索性关机，用整流盖板减阻，或者漏点气进去，涡扇保持怠速运转待机。
冲压发动机用进气动压压缩空气，不需要压气机，简单、轻巧，但工作范围很窄小。用于定速定高飞行的反舰导弹、巡航导弹问题不大，用于变速变高的空空导弹已经问题多多，用于变速变高变推力范围更大的战斗机还没有先例。
压气机有诸多弊端，但好处是在大范围进气条件下，都能在进气口与燃烧室之间保持有效缓冲，保证燃烧室工况稳定。冲压就做不到了。
在低超音速（low supersonic，M1.2以下）情况下，冲压发动机用简单的皮托管进气口，进气唇口形成正激波，激波后空气流动减速，然后在进气道内扩张段减速增压，直到进入燃烧室。
在高超音速（high supersonic，M1.5以上）情况下，冲压发动机用进气锥体在唇口前形成斜激波，首先将来流减速，然后在唇口形成正激波，后面的都一样。速度较高时，还会用双锥体，更加尖锐的锥体前部首先产生角度较大的斜激波，相对较钝的锥体后段接着产生角度较小的斜激波，最后才在唇口产生正激波。斜激波和正激波需要在唇口汇合，否则要造成漏气损失，或者激波进入进气道内壁、造成损坏。更加复杂的是斜激波进入进气口，在收敛段内壁形成发射和对消，最后在收敛段到扩张段转折的喉道形成正激波。这样的总压恢复高，但对激波控制的要求更高。
同一个锥体，速度越大，斜激波的角度越大。所以战斗机进气口会用可调装置调节斜激波的位置。DSI是不可调的，只能将激波位置移动在不同速度下最小化。涡扇对进气条件相对“皮实”，冲压就比较“娇气”。这是成六DSI不大可能用冲压中发的最大理由。
另一个问题是油耗。冲压比涡扇效率高，是指在同样的高超音速下，比如说同在M3.5。对于战斗机的实用油耗来说，更加有意义的是M1.5涡扇超巡和M2.5冲压超巡的油耗。
最接近用冲压发动机巡航的是SR-71。这东西油耗惊人，从英国飞到利比亚再返航，需要8架KC-135空中加油。SR-71可不是小飞机，机载燃油高达46吨。在远离基地的地方，这就相当于8架KC-135专门伺候这架SR-71了。换一个视角：SR-71的油耗为16-20吨/小时！这不是外界毛估估的，是Beale空军基地公布的数据。SR-71早就退役了，数据公开没问题。Beale有最后一个SR-71的专用油库。SR-71用专用航空煤油，帮助过热的发动机降温。作为比照，苏-27号称机内燃油多得很，设计时根本不带副油箱，机内燃油只有9.4吨，够SR-71用半小时；F-15没有那么牛掰，从一开始就可带副油箱，机内燃油6.1吨，搁SR-71也就够用20分钟。
即使新技术大大降低冲压发动机的油耗，比如只有SR-71的一半，那依然是逆天的油耗。SR-71是M3.2超巡，但也是极端减阻的，毫无加速和机动性考虑，发动机也是为单一工况极端优化的。战斗机不大可能做到那样的极端减阻，无尾是减阻的，但机翼和进气口必须考虑机动性要求。发动机的工作范围也必须大得多，不能那样优化。
