對岸的人寫的, 真實性有待驗證, 不過可以參考看看
前面有人提到這是技術驗證機
就我看過的一些資料, 心神也可能將某些技術轉移到無人機
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在气动布局的其他方面，“心神”做 得较好：整体流线相当简洁、流畅自然，不仅在机身各平面的过渡上找不到处理 不良的地方，而且在后机身的面积分布和收缩过渡上处理的也不错。与其相比，“鹘鹰”的尾撑在机翼下方形成带有强反射特征的直角棱边凸起，不仅后机身面积过大，还需要设置尾锥来减弱尾喷管之间的干扰阻力。
从整体设计上来评价，“心神”现阶段的气动布局设计是比较合理的：虽�袀a才绝艳的亮点，却胜在没有什么错误。如果“心神”在放大以后还能保持这种水平的话，它将具备较大的性能潜力：只要设计方优化到位，在RCS、阻力、升力性能上都能做出不错的表现。
飞控系统
从日本公布的采访视频来看，“心神” 项目的论证过程中始终将超机动能力放在一个很重要的位置，这�蚨�会对其飞行控制系统提出很高的要求。
对于飞行控制系统的动力部分来说，飞机的大部分活动部件，比如水平尾翼、襟副翼、方向舵这些都需要液压系统来进行驱动；液压系统的功率越大，舵面偏转的速度也就越快，飞机反应便越敏 捷，越适合超机动飞行。比如F-22的液压系统总功率达到560千瓦，是F-15的 两倍。而根据某国《2008—2009年航空 科学技术学科发展报告》中公开的研究进展和性能指标进行推测，“威龙”的液压系统总功率应该在600千瓦左右。
在功率指标越来越高的情况下―为了减小液压系统的体积和重量，对于第五代战斗机来说，液压系统的工作压力从210千克/平方厘米提升到280千克/平方厘米已经是通行的设计标准，F-22、“威龙”、T-50的液压系统都是采用这个标准作为恒定工作压力。日本作为传统的液压强国，泵、阀、密封件等关键环节上一向技术先进，要做到这点不存在任何难度。
实际上，因为设计时间的差异，五代机的技术并不一定就全面比所有的三代机先进。比如F/A-18E/F液压系统采用的就是210-350千克/平方厘米的可变压力工作体制，一般飞行情况下使用低压，而进行高机动飞行时自动转换到最大压力。“心神”的液压系统是和目前五代机―样采用28兆帕恒压工作体制，还是采用35兆帕的智能变压工作体制，还要等将来日方披露信息后才能知晓。
而对于负责信号传输处理的电传部 分来说，“心神”很有可能采用3?4余度数字电传系统，�蚍窌Q电传备份。这基于两个原因：首先，现代数字电传系统的可靠性已经非常高，保留额外的备份系统没有必要。其次，采用先进气动设计的现代战斗机本身控制律就较为复杂，而且研制过程中反复修吹调参更是�茠k避免的现象；要在软、硬件修改�茠k分离的模拟电路中完成这些工作，技术难度非常高，��谓花费的人力、时间、财力代价都太大。
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“心神”样机从一开始就具备矢量推力系统，日本官方宣传视频中也刻意强调了超机动飞行能力。通过这两点分析，“心神”的电传功能肯定会包括建立在飞行控制系统、发动机控制系统交联基础上的过失速区域控制能力。考虑到某国目前受限于发动机问题，“威龙”尚未使用矢量推力发动机，日本甚至有可能在一些关键技术上比该国更早开始试飞探 。
在F-22和JAS-39的时代，由于设计手段和设计人员的思维习惯、技能传 统所限，飞机控制律编写都是在传统的单回路设计方法上展开的。其设计难度大，而且效果越来越不能满足先进气动设计飞机进行复杂机动飞，行的需要。日本在数学和自动控制理论领域一向有非常高的水平，“心神”在控制律设计中应用新的多变量控制理论，对飞控进行系统化的多变量、多回路综合处理将会是必然选择。
但是，电传飞控的特殊之处在于，控制律软件其实本质上就是设计单位将飞机气动设计以数学形式展现出来，即所谓的飞控气动一体。但是，现阶段气动水平研究仍然非常有限，对于过于复杂的流场(比如过失速下机翼气流分离后的状态
�茠k进行模拟计算，这一方 面只能依靠风洞试验和实际试飞的反复 经验积累来指导气动、飞控的设计修改。因此，就算在先进设计方法、工具上日本并不欠缺，甚至在具体性能比“猛龙”等新型先进战斗机所应用的还要好一些，最终控制律的设计水平高低，依然极大地取决于研制单位的经验积累程度。在 这一方面，日本三菱公司要远远落后于某国的相关研究所。
总的来说，“心神”飞行控制系统的 硬件系统和指导理论、设计工具都将会是相当先进完善的，但具体的性能仍然要以实际飞为准。而且对于日本来说，要将“心神”的飞行控制发展到他们预 期的完善程度，将是一个非常漫长而艰巨的任务。
结构设计
日本在现代战斗机结构制造上一直拥有着非常高的水平。比如在重型三代机的生产能力突破上，日本生产F-15J/DJ就要远远早于某国的“侧卫”系列。在这个过程中，日本掌握了非常强的钛合金加工能力。
作为冷战时期美军在越战遭受巨大损失后不惜血本搞出来的主力制空机 型，F-15在结构设计上很少考虑成本问题。在F-15机体材料中，钛合金比例达到26.5%，而且这些关键的承力部件往往制造难度非常大。比如F-15机身承力隔框就是用6AL-4V钛合金在3.5万吨锻压机上锻造的，宽度达到3.05米。在其中心腹板的厚度只有1.5毫米的情况下，腹板两侧筋条厚度1.3?2毫米，高度却达到64毫米。腹板两面的凹槽共计42个。然而，形状如此复杂的承力构件，精加工余量却只有2.3毫米，加工难度之大远非苏-27可比。
然而，F-15J/DJ毕竟只是美国授权 日本生产的产品，对于提升日本的自主设计能力帮助不大，这种局面在F-2战斗机研制时得到了改观。二战以后，日本航空并未像德国一样一厥不振，而是迅速复苏并自行研制了多款军用飞机。有了这些设计经验作为基础，日本在F-2研制过程中很快就吃透了F-16的相关设 计规范，不仅掌握了传统金属材料结构的损伤容限设计等三代机结构技术，而且还利用自身全球领先的化纤水平优势，为F-2更换了复合材料机翼。
虽然此后日本一直没有开发过新的战术飞机，但是在航空复合材料结构设 计制造上，其积累经验、探索先进设计理论的脚步却从未停止过。日本拥有世界上最顶级的高性能纤维和基体材料提供商，他们在与各大航空企业合作的过程中既是原料提供者，又是复合材料结构的代工制造者，也是相关设计研发的参与者，同时更是复合材料结构出现失效后的反馈信息接受者。在飞机的复合材料结构设计制造领域，日本有着极强的技术能力。
这些能力现阶段并未直观地体现在“心神”验证机上。根据日本公布的视频来看，这架验证机为了降低成本，几乎没有使用复合材料结构，绝大部分结构都是铝合金材料。但可以肯定的是，如果“心神”能继续发展去下，它在结构设计制造方面不会遇见大的难题。
发动机选择
“心神”在发动机上最为引人瞩目的外形特征，就是采用折流板结构的矢量推力控制系统。这种系统由于结构简单可靠，易于实现，以往也常用在验证机上，比如著名的X-31验证机。但对于装备型号来说，折流板对于发动机的推力损失大大，自身形成的超音速干扰阻力又太高，极不适合于超音速飞行，因此从未实用过。
基于正常的技术规律来说，笔者可以肯定在未来的更为成熟的“心神”上，其矢量推力结构必然要更换为类似苏-30MKI的轴对称偏转喷管，或者类似F-22的二元喷管设计。然而问题的关键也在这里，“心神”在发动机上究竟有多大的选择余地？
“心神”现阶段使用的是全重644千克的小型涡扇发动机。根据日本公布的结构示意图，以及日本发动机引进历史来看，其基本设计应该是源于英法联合研制的阿杜尔发动机。通过改善结构，比如增加风扇和压气机的级数；使用先进的材料减重，并达到极高的1900K涡轮前温度，“心神”发动机的最大推力从不到3.5吨増加到了5吨。可以肯定的是，这台小发动机受基本结构和尺寸所限，不可能再有大幅度的推力增加。
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然而，10吨的最大推力绝不可能承担起一款真正五代机的动力要求。对于“心神”的未来发展来说，目前看起来有一定可行性的唯一途径，就是在F-2战斗机所采用的通用电气F110-GE-19发动机基础上进行仿制改进，增加矢量推力结构。这款发动机日本不仅使用维护经验丰富，而且本身就具有一定的生产组装能力。如果这一假设成真，在具体的矢量推力结构选择上，虽不能确定日本人的观点如何，但至少他们制造具备实用水平的两元喷管应该不成问题。根据俄罗斯中央空气动力流体研究院撰写的《超音速飞机空气动力学和飞行力学》所述，苏联早年在矢量推力的选择上更倾向于两元喷管，因为喷管和后机身一体化设计带来的高速减阻效果十分优越。但是，在关键的耐热陶瓷材料上苏联始终�茠k突破，体积太大、重量超重数百千克以至于毫�茖洏恌痍龰C
不过，当“心神”达到这种高度时，必然会对美国F-35形成非常严重的冲击。即使日本不对外销售“心神”，仅仅是F-35对日销量的萎缩，也会对美国造成严重的经济损失和干预能力下降。已有事实证明，美国在这方面是非常敏感的。比如挪威在F-35与JAS-39改进型号推力损失犹豫的过程中，美国就通过停止向瑞典提供相关雷达部件的措施来破坏瑞典和挪威的交易。也难怪很多人认为，“心神”在很大程度上是一款政治型号，只是向外宣示日本军事发展决心和实力，而且“心神”又能在美日军贸中为自己添加重量的一个砝钨。
当“心神”从现在的验证样机发展成完全体的中型甚至重型五代机时，它的性能将会达到怎样的程度？美国会支持日本发展到哪一步，最后能否容忍定型的“心神”战斗机出现，冲击F-35的对日销售？目前披露出来的信息仍然太少，我们只能在保持警惕的同时，静观后续发展。(作者署名：现代兵器)(完)