比声音还快（下）——漫谈超音速客机

Aerion 的超音速公务机（SBJ）想象图，像一架放大的 F-104

Aerion SBJ 的机内

日本 NEXST 先进超音速客机自由飞模型

NEXST 模型在澳大利亚的试验过程

NASA 的先进超音速客机模型

　　超音速客机的难点仍然在于发动机。涡喷发动机是喷气发动机中最早、最基本的，简单、轻巧，迎风面积小，高速性能好，适宜于高空高速飞行。但是低空低速飞行时，涡喷发动机的喷气速度太高，推进效率低，油耗和噪音大。涡桨发动机的低空、低速推进效率高，但是迎风阻力大，用于超音速飞行是没戏了。涡扇发动机是涡桨和涡喷之间的折中，部分空气通过核心发动机和燃油混合燃烧，膨胀做功，另一部分空气从核心发动机外流过，一方面冷却核心发动机，更重要的是，和核心发动机的炽热喷气混合，降低喷气温度和速度，通过引射增加总的喷气量，以提高推力。空气沿核心发动机外的流路称为外涵道，核心发动机内的流路当然就是内涵道。内外涵道的空气流量之比称流量比或旁通比（bypass raio），也称涵道比。涡扇发动机最适宜于高亚音速飞行，低流量比的涡扇可以用作超音速飞行，流量比从 0 增加到 0.7，可以减低单位油耗（specific fuel consumption，sfc）1%，但是同样推力的空气流量需要增加 50%，这就需要增加进气道的截面积和系统重量。涡扇本身就比涡喷要复杂，重量要大。STAC 早年就计算过，算入典型的起飞、着陆和空中待命的时间，在航程 5,000 公里、M2 巡航时，涡喷和涡扇的最终油耗相当。最理想的情况是研制变循环发动机，在低速时，特性接近涡扇；在超音速时特性接近涡喷。但是变循环发动机说起来容易，做起来很难。涡扇发动机的奥妙之处就在于核心发动机前的那个大大的风扇，在涡喷模式时，如何把这个风扇藏起来是很大的一个难题。在发动机这样严酷的工作环境下，机械折叠叶片什么的太不现实，怎么使气流绕过风扇直接进入核心发动机呢？中置串联风扇（mid tandem fan）是欧洲比较看好的思路。

NASA 兰利研究中心的风洞在测试先进超音速客机所需要的 Pratt Whitney 发动机

　　中置串联风扇一反涡扇发动机将风扇设置在低压压气机之前的惯例，而是将风扇安装在高低压压气机之间，风扇叶片的纤细的“柄”对低压压气机的气流影响很小，低压压气机的气流大部分流过风扇叶片的“柄”流入高压压气机，少部分进入高压压气机机匣和发动机外壳之间的外涵道。真正的风扇叶片在外涵道。低速飞行时，外涵道的前后活门打开，风扇压缩的空气和低压压气机泄流出来的空气作为外涵道气流，和内涵道的炽热喷气混合，就像一般涡扇一样。高速飞行时，外涵道前活门关闭，后活门大体关闭，只有低压压气机泄流到外涵道的少量空气在外涵道流动，没有多少涡扇的效果，主要起到冷却核心发动机的作用，即所谓“漏气”的涡喷（leaky turbojet），像 F-18 战斗机的 F404 发动机一样。内外涵道的空气流量比例可以无级调解，以在各种工作条件达到最优状态。

图示的概念发动机用低压压气机兼作风扇，但基本思路和中置串联风扇是相似的

　　通用电气的 F120 发动机采用类似的设计，用双旁通回路，但风扇还是前置。在涡喷状态关闭第一旁通，风扇作为额外的低压压气机。这个方案更接近常规的涡扇，但风扇的效率受到损失。美国空军在 ATF 竟标（最后导致 F-22 战斗机）时，同时竟标发动机，最后普拉特.惠特尼的 F119 发动机入选。其实 F119 在技术上没有 F120 先进，除了和 F120 一样采用同轴反转涡轮和高低压压气机之间无导流片外，基本概念上还是没有跳出流量比涡扇的思路。但是 F119 风险小，可靠性好，重量轻，美国空军最后还是用它作为 F-22 战斗机的动力。如此看来，变循环发动机用在民用超音速客机上恐怕也要有些日子了。

通用电气的 F120 发动机和图示的双旁通变循环方案接近，第一旁通作涡扇用，第二旁通作“漏气涡喷”用

　　先进超音速客机发动机的另一个方案要简单很多：在普通的涡喷发动机后，加一截空心筒子，起飞、着陆时，涡喷发动机的排气通过空心筒子再排出去，而空心筒子有很多开口，用于引射周围的冷空气，降低排气温度和速度，减小噪声。高空高速飞行时，空心筒子打开，涡喷发动机的排气“自由”地排入空中，正常工作。这个方案基本上就是老式喷气发动机加装降噪套件的路子，只降低噪声，对减小油耗没有作用。除了波音的 HSCT 用变循环发动机，麦克唐纳和洛克希德等 HSCT 方案用的就是这个所谓混合气流涡扇发动机方案。

混合气流涡扇发动机概念图

　　然而，所有涡轮发动机在速度上升到一定程度时，核心发动机的机械部分都开始“碍事”，使速度继续升高时，阻力的上升明显超过推力的上升，最终不能产生净推力。这就好像早年蒸汽船用两侧的明轮推进，速度上升到一定程度，就要用螺旋桨推进；速度再高，就必须用喷水推进的道理一样。最适合 2-4 马赫超音速巡航的其实是冲压发动机。冲压式发动机的发明其实比涡喷还要早，法国人 Rene Lorin 在 1908 年就提出了冲压发动机的第一个专利申请。另一个法国人 Rene Leduc 很早就开始研究将冲压发动机送上天，但是第二次世界大战爆发，逼得 Leduc 东躲西藏，直到 49 年才试飞成功。冲压发动机（ramjet）的结构十分简单，除了进气调节锥和尾喷管外，没有运动部件，发动机的主体就是一截空心筒子。冲压发动机利用空气的动压压缩空气，在燃烧室内燃烧膨胀后，喷出尾喷管做功。冲压发动机在高空高速时油耗比涡喷还低，但是冲压发动机在 0.5 马赫以下根本不能工作，到音速以上才能稳定工作。即使在音速以上，也对进气条件很敏感，最优工况在很狭小的范围，甚至机动飞行都可能严重影响工作条件。作为飞机发动机，冲压发动机必须和别的发动机一起使用，由别的发动机将飞机起飞、加速到冲压发动机的工作速度和高度再使用。这种组合式发动机最简单的形式就是火箭-冲压发动机，广泛用于多种导弹。简单一点的，在冲压发动机周围捆绑一圈火箭助推器，或者反过来，在火箭弹体周围捆绑冲压式发动机，如美国的“波马克”防空导弹；也有将火箭助推器和冲压发动机串联的，助推器燃烧完毕后抛弃，如英国的“海标枪”舰空导弹。高级一点的，火箭助推器和冲压发动机共用燃烧室，火箭燃料耗尽后，燃烧室正好空出来，给冲压发动机使用，如欧洲合作的“流星”中程空空导弹。