动力系统
从前面的分析可以看出，六代机执行空中优势和纵深打击任务时的典型巡航速度将是马赫1.6，最大飞行速度不超过马赫2.2，进行防空巡逻时则需要以高亚音速巡航以延长滞空时间。六代机的动力系统因此应在马赫1.6和马赫0.8时均具有较好的燃油经济性，并能在高空超音速飞行时提供强大的推力。近些年来人气甚旺的脉冲爆轰发动机 (pulse detonation engine, PDE) 发展潜力巨大，但技术上仍处于婴儿期，在可预见的时间尺度上没有实用化的可能，变循环涡扇才是比较靠得住的六代机动力。

电影”绝密飞行”中人工智能水平高得离谱的无人战斗机，使用的就是脉冲爆轰发动机

耗油率和推重比是战斗机发动机最重要的技术指标，前者是决定作战半径的重要因素，而后者则直接关系着战斗机的加速性，爬升率，持续转向力，最大平飞速度等核心性能指标。上世纪 70 年代初伴随F-111F服役的TF30-P-100推重比为6.2，80年代中叶的主流战斗机发动机如F100，F110，F404等的推重比在7.5上下，90年代后期列装的F414和F119的推重比达到9.0左右，而将于近年服役，用于驱动F-35系列战斗机的F135，推重比增长到了接近11.0的水平。从过去40年的历史可以看出，加力涡扇的推重比大约每13年提高20%，按照这一规律推断，2025年服役的六代机，发动机的推重比应为13.0左右。前面分析六代机重量分配时，将发动机比重设定为飞机正常起飞重量的10%，以此计算，使用加力推重比13，军用推力为加力推力2/3的发动机时，正常起飞重量下六代机的加力推重比将是1.3, 军推推重比为0.87，半油空战重量时的加力推重比更高达1.56, 军推推重比也有1.04。若无如此澎湃的动力，单纯依靠气动性能的改善，将很难实现六代机设想中强大的超音速机动性。

美军于1987-2005年间，在”综合高性能涡轮发动机”计划 (Integrated High Performance Turbine Engine Technology, IHPTET) 上投入数十亿美元，随后又启动了”通用可负担先进涡轮发动机”计划 (Versatile Affordable Advanced Turbine Engines, VAATE)，拟将战斗机涡扇发动机的推重比提高到20一级，油耗最终降低到现役型号的1/2左右。作为技术验证项目，”综合高性能涡轮发动机”计划是成功的，许多成果已应用于F135型发动机，使其推力较F119增大约20%，试验型发动机的推重比更已达16一级。但V-22和F-35B的惨痛教训 显示，在技术验证型号与可以批量生产的实用型号之间相隔着一条巨大的鸿沟，需要漫长的时间和难以估量的人力物力方能填平，因此设计六代机时不宜对发动机性 能的提升空间抱有不切实际的幻想，美军技术验证项目中提出的，雄心勃勃的性能指标，固然是值得努力的奋斗方向，却没有在六代机研制周期中实用化的可能。

推重比接近11的F135代表了当代加力涡扇发动机技术的巅峰

进气道和尾喷管是动力系统的关键组成部分。计算流体动力学 (computational fluid dynamics, CFD) 技术的进展使在六代机上使用曲率大，长度短，重量轻，结构高度紧凑的蛇形进气道成为可能。进气道长度缩短， 发动机的位置便可相对向前移动，更深地埋入机身之中，从而提高后向雷达低可观测性能。发动机前移使尾喷管长度增加，有利于安装排气冷却系统，降低红外波段 信号特征。使用全无尾布局的六代机，其矢量喷管须同时提供俯仰控制力和偏航控制力，可能会采用已攻关多年的保形流体喷管 (conformal fluidic nozzle)。保形流体喷管通过从压气机引气，在喷管内的关键位置射入气流或气帘来提供节流和推力矢量控制，没有运动部件，并可与飞机结构融为一体，具有重量轻，可靠性高，维护保养成本低的优点，而推力矢量装置取得不逊色 于常规气动控制面的可靠性，正是消除美国海军对全无尾战斗机疑虑的关键。据洛克希德马丁公司估计，与F-22的基本型矢量喷管相比，保形流体喷管的重量和全寿命期成本将各减少50%，部件数可下降70%。保形流体喷管与变循环发动机是天作之合，配套使用时预计可节省全寿命期成本2.5%，减轻正常起飞重量3.8%。

传说中的X-39无人技术验证机是保形流体喷管等尖端技术的测试平台