比声音还快（下）-漫谈超音速客机[90P]
协和式客机载公众反对的惊涛骇浪中，终于战战兢兢地投入航班服务。但是协和式的首选目的地纽约在公众舆论的反对下，决定禁止协和式在纽约起陆。还好上帝关闭一扇门，总是打开一扇窗。华盛顿机场决定容许协和式起落，尽管协和式在进入美国大陆上空后必须减速至亚音速以避免音爆的问题。协和式的主要航线在大西洋上空，音爆不是问题。高空超音速飞行对臭氧层的影响被证明是夸大其词，飞机起落时的发动机黑烟问题也逐渐得到缓解。势利的纽约人不堪忍受华盛顿有协和式的航班而纽约没有，也容许协和式在纽约起降了。廉价航空的先驱 Braniff 和英航达成协议，将华盛顿的航线延伸到休斯敦，当然整个大陆航段都是亚音速的。新加坡航空公司也和英航协商，开辟伦敦到新加坡的超音速航线的事宜。美国又坐不住了，开始在 80 年代研制第二代超音速客机，英法也跟进，研制协和式的后继。苏联正好陷在阿富汗的泥潭里，但是没有放弃，也提出了纸面上的方案。
曾经订购协和式的几个航空公司的想象涂装
新加坡航空公司曾租用一架英航的协和式试航新加坡航线，左面是新航图装，右面是英航涂装
第二代超音速客机以“高速民航运输机”（High Speed Civil Transport，HSCT）为旗号，重点在于经济性，要求借鉴已经在高亚音速宽体客机上大见成效的先进涡扇发动机技术，在低速时也有不亚于亚音速客机的经济性，同时大大增加载客量，改善航空公司的人-公里成本。
美国的几个 HSCT 方案都大同小异，但尺寸比第一代要大得多，动辄载客 300 人以上。波音把波音 2707-300 从架子上拿下来。掸掉灰尘，“老太婆抹粉”，以旧充新。麦道的方案和波音的差不多，NASA 和以制造海军战斗机著称但从未涉足民航客机领域的沃特（Vought）合作，也拿出一个大同小异的方案。只有洛克希德的方案有点新意。洛克希德方案也是有尾三角翼布局，但是三角翼延伸出去，成为箭形翼。最特别的地方是发动机，四台发动机两两成对，一个在翼下的常规位置，另一个却在翼上。机翼上表面的气流速度较快，流场分布也较复杂，所以很少有把发动机布置在机翼上面的。仅有的特例是利用上表面吹气增升效应（也称 Coanda 效应）的安-72 和波音 YC-14，利用发动机喷气流在机翼上表面吹过，引射更多的气流，达到增升的效果。此外还有道尼尔 VFW614 和本田喷气机采用翼上发动机，但那是为了降低机翼离地高度，缩短起落架长度，在气动设计上并没有太大的优越性。洛克希德的这个方案明显不是利用 Coanda 效应，也没有缩短起落架的意思，其用意不是太清楚，但是外形特征明显，看起来很酷。协和式和图-144 的机头锥可以下垂，这是为了解决起飞、着陆时飞行员的视野问题，但带来了不小的重量代价和机械上的可靠性问题。HSCT 方案基本都采用闭路电视来帮助解决飞行员视野的问题，而采用固定的机头锥以节约重量。
波音 HSCT 正在朝阳中起飞
波音 HSCT 想象图，采用 4 台变循环发动机
麦道的 HSCT 方案三视图，机翼略宽一点，具有前缘襟翼，以改善低速时的操控性能
波音与麦道 HSCT 外形对比，麦道在 MD-11 销售呆滞、A-12 下马和 ATF 和 JSF 落选，再也没有喘过气来，最后降下了帷幕
本田的喷气公务机 Hondajet，发动机安装在机翼上方。可以看到，本田喷气机的起落架很短
战前曾制造当时世界最大的水上客机 Do 228 的道尼尔，战后只有小打小闹的本钱了，VFW-614 是道尼尔制造的最大的飞机了，这是仅有的几种喷气发动机安装在机翼上方的一种，同样具有很短的起落架
英法也合作研制协和式的后继，在气动外形上继承协和式的基本布局，但是增加了鸭式前翼，以改善低速时的操控性能。“协和之子”有两种大小，一个载客 250 人，采用类似协和式的 S 形前缘大三角翼；另一个则载客 400 人，大三角翼更呈箭形，也就是说，后缘带一点后掠。苏联只提出了图-244 的方案，但没有花太大的力气。
“下一代协和式”的三视图
图-244 的想像图，设想载客 300 人，航程达 10,000 公里
图-244 三视图
第二代超音速客机的气动设计没有革命性的突破，只是在第一代基础上作一些精细的修改。然而，最主要的发动机技术依然没有取得突出性进展。民用的大流量比涡扇发动机在亚音速客机上取得巨大的成效，极大地降低了油耗和噪声。但大流量比涡扇发动机的迎风面积太大，其高效率和低噪声是靠降低排气速度、增大排气流量来实现的，这和超音速巡航的要求相冲突，超音速客机难以利用。军用的高推重比低流量比涡扇发动机取得了重大进展，在战斗机的很大一段性能包线内，大大提高了推力，降低了油耗。但是那是针对中空中速格斗机动而优化的设计，超音速能力是偶尔为之，并不是打算用来作持续的超音速巡航的，对于超音速客机来说，收效依然有限。对超音速客机的经济性的大问号继续存在，出于音爆的原因，大陆航线禁止超音速飞行，这进一步加深了经济性问题，第二代超音速客机的研制无疾而终了。
然而，人类的超音速之梦并没有就此挥之而去。超音速客机在人们意想不到的方向异军突起，以前不为人们注意的领域差点接过了超音速客机的接力棒。如前所述，音爆的强度不光和飞机的速度有关，也和飞机的大小有关。尺度较小的超音速飞机的音爆比大型超音速飞机小很多。90 年代初，世界上公务飞行掀起了一个小高潮，以制造高机动性超音速战斗机著称的苏霍伊和格鲁曼合作，首先提出超音速公务机（supersonic business jet，SSBJ）的概念，以后达索和其他公司也跟进，其中 Aerion 的超音速公务机的速度达 M1.6，航程 7,200 公里。但是公务机的事情像时装一样，此一时彼一时，超音速公务机最后还是没有成大事。一波未平，一波又起，波音在图谋对抗空客的巨无霸 A380 客机时，想剑走偏锋，推出“音速巡航者”（Sonic Cruiser），航程 16,000 公里，以 0.95 马赫的速度飞行，在不引起音爆的前提下，最大限度地提高巡航速度，而油耗只比同级高亚音速客机高 15-20%。波音的如意算盘是长途高速的点到点航线，但波音的侧手剑在现实面前一折两段，航空公司和旅客对“音速巡航者”的概念不感兴趣，为不到 10% 的速度提高而巨资更新机队和增加油耗不值。波音只好悄悄地中止了这个计划，代之以循规蹈矩的波音 787。日本从 90 年代开始研制称为 NEXST 的超音速客机，并在 2002 年 7 月在澳大利亚的沙漠中，成功地进行了小比例模型试验。计划载客量 300 人，航程 12,000 公里，要求在 2015 年将新型超音速客机投入运行，但要是按照现在这个进度，恐怕不大可能。
波音“音速巡航者”（Sonic Cruiser）的想象图
波音想得很美，但是脱离实际，所以只有想象图可看了
苏霍伊和湾流（Gulfstream）合作的 S-21 超音速公务机方案
S-21 后来由双发改为三发，气动布局也有所改变
达索的超音速公务机模型，仍然采用达索独特的三发布局
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。
冲压式发动机没有压缩机和涡轮，消除了机械能量损耗，高速阻力也小，是超音速飞行的好选择
“波马克”防空导弹是美国和加拿大 50 年代的主要防空导弹，专用于截击高空高速穿越北极上空的苏联核轰炸机，是“导弹代替有人驾驶截击机”思想的终极体现，对加拿大取消 CF-105“箭”式战斗机计划有重要作用
波马克防空导弹的分体式冲压发动机清晰可见
英国“海标枪”舰空导弹，其冲压发动机的进气口清晰可见
马岛海战时，“闪光的谢菲”也装备了“海标枪”，但是没有能够截击阿根廷的“飞鱼”反舰导弹，这是和“谢菲尔德”号同级的 Newcastle 号
欧洲合作的“流星”式中程空空导弹
“流星”导弹采用整体式火箭-冲压发动机，火箭和冲压发动机共用燃烧室
苏联的 SA-6 防空导弹也是整体式火箭-冲压发动机，不过 SA-6 的冲压发动机用固体粉末燃料，在预燃装置内贫氧燃烧，产生温度、压力并流化没有燃烧尽的燃料粉末，然后喷射进主燃烧室进行冲压燃烧。这是非常先进的技术。固体燃料的能量大大高于液体燃料，但是固体燃料用于冲压发动机在此之前一直是一个技术难关。法国向俄罗斯购买了这个技术，并加入自己的改进，用于多种新型导弹
与 SR-71 同时代的 D-21 无人侦察机也是冲压发动机
别忘了中国的 C301 岸舰导弹，也是采用分体式火箭冲压发动机推动
最变态的冲压发动机还要算美国“冥王计划”（Project Pluto）的“超音速低空导弹”（Supersonic Low Altittude Missile，SLAM）的 Tory 发动机，用核动力冲压发动机！核冲压发动机的结构并不复杂，用核反应堆加热冲压进来的空气，别的和常规的冲压发动机没有本质的不同。SLAM 用火箭助推器起飞，达到工作高度和速度后，在远离人烟的地区转为核冲压动力巡航。核动力可以持续几个月，所以可以升空后在待命空域徘徊，直到最高统帅部下达核攻击的命令，才转为在 300 米高度的超低空以三倍音速飞行，采用 20 多年以后才在巡航导弹上常见的地形匹配制导系统，射程达 11,000 公里。SLAM 可以携带多个热核弹头，沿途投放。因为核动力段主要在海上和敌国上空，SLAM 的核反应堆没有屏蔽，在核反应堆里加热的空气是不是有放射性，到现在也没有定论。实际上，在这样的低空超音速飞行，沿途的核辐射和音爆造成的破坏就够大了。连带没有耗尽的核反应堆一头扎下去，不要战斗部就够敌人一呛。还有人建议，核弹头投放完后，不要直接一头扎下去同归于尽，在敌国上空绕圈子转，核辐射和音爆就有足够的杀伤力。冷战时期的思维就是这样的毫无人性。SLAM 的核心在小巧的核反应堆，其工作温度达 1,600 度，对材料的高温强度和冷却技术是一个极大的挑战。反应堆采用大量铅笔粗细的陶瓷质核燃料棒，委托 Coors 陶瓷公司制作。Coors 作为陶瓷专业户，也为酿造业的容器大量制造陶瓷衬里。常在河边走，也被河里的精彩世界所吸引，投身酿造啤酒，以至于今天人们只知道 Coors 啤酒，不知道 Coors 陶瓷，不过这是题外话了。SLAM 的核冲压发动机的代号为 Tory，设计中实在有太多的问题无法解答，必须作全尺寸试验。为了避免试验造成核污染，特意在内华达核试验场附近的 Jackass Flat（jackass 是骂人话，这个地名真是绝！）建造试验设施，用长达 40 公里的石油钻探时用的套管，内容 450 吨的空气！试验后，有一条全自动的铁路将 Tory 发动机运到附近的设施，由全遥控的机器人将 Tory 拆卸开来，科学家们用闭路电视遥控检查发动机的部件，这都是在 61 年的时候！为了预防万一，科学家们躲在远处的核掩蔽部里，里面有足够两个星期的食物和饮水。如果静态的发动机试验都要如此兴师动众，飞行试验和实战部署不知道应该怎样？Tory 发动机成功地在地面试验过，但是地面发动机试验是一个问题，实弹全程飞行试验是另一个问题。即使在海上试验，涉及的面也实在太大，对航船是极大的威胁，最终抛弃在海里，对环境也是极大的威胁，即使在 60 年代也是不可接受的。更有甚者，万一导弹失控，这么个在超低空飞行的不断散布核污染的反应堆可能在世界上空游荡几个月之久，谁也不知道拿它如何是好。击落的问题更大，要是不是地方，坠毁的无屏蔽核反应堆要造成严重的地面核污染。SLAM 最终也要飞经美国和盟国的上空，对敌人和对自己是同样的威胁，如何处置这类问题，谁也没有答案。与此同时，洲际弹道导弹的发展意味着 SLAM 的概念已经过时，最后在 64 年下马。
SLAM 的 1/10 模型
这就是“冥王计划”的负责人 Ted Merkle 博士
SLAM 需要火箭助推器起飞，一旦达到核冲压发动机的工作速度，就转入核动力，其续航能力可以在空中徘徊达数月之久，其间可以多次投放子弹头，以便最高统帅部灵活决策
SLAM 的 Tory 发动机的核反应堆，功率达到 50 万千瓦！
SLAM 的核燃料棒直接就暴露在空气流里，直接加热空气，产生冲压推力
装在铁轨上的发动机样机
长达 40 公里钻井套管里装了 450 吨空气，用来测试 Tory 发动机
但是火箭-冲压发动机的火箭助推器是一次性使用的，不适宜于反复使用的飞机发动机，最好采用涡喷-冲压发动机，三倍音速的 SR-71 侦察机的 J58 发动机就是这样一种发动机。J58 在加力燃烧室身兼两职，一是用作涡喷状态的加力燃烧室，二是用做冲压发动机的燃烧室。进气道有活门，在涡喷状态时将气流导向核心发动机，在冲压状态时将气流绕过涡喷的核心发动机，导入加力/冲压燃烧室直接燃烧做功，达到冲压式发动机的效果。一般说法是 SR-71 的整个 3 马赫飞行部分都是在用加力推力，其实不如说是冲压式推力。冲压状态时，涡喷部分怠速运转，不提供推力。
三倍音速的 SR-71 战略侦察机
SR-71 的 J58 涡喷-冲压发动机示意图，上为涡喷状态，下为冲压状态
日本的 ATREX 发动机计划用于单级入轨的高超音速飞行器，采用液氢作燃料，低速时相当于涡喷，高速时相当于冲压发动机，是一种比较奇特的发动机构型。液氢在进气道通过换热器和受到压缩升温的进气作热交换，空气降温，进一步增强进气压缩的效率，液氢升温气化，准备用作燃料。但是在液氢进入燃烧室之前，与燃烧室后炽热的燃气再一次作热交换，氢气进一步升温增压，形成所谓 Brayton 循环的热机。高温高压氢气回到发动机前半部，在低速飞行时，高压氢气射流吹动风扇的叶尖，向水车那样从叶尖驱动风扇，压缩进气，风扇的中轴则是自由转动的，这时相当于没有常规的燃烧室后涡轮的涡喷发动机。在高速飞行时，氢气停止吹动风扇叶尖，风扇像风车一样自由转动，但桨叶的角度对准进气气流，最大限度地减小进气的压力损失，这时相当于冲压发动机。高温高压氢气在吹动或者绕过风扇叶尖后，通过环形混合装置和进气混合，氢气本身的温度使燃气更容易达到高温，达到节约燃料的效果，环形混合装置本身也作为火焰墙（flame holder）。尾锥控制燃烧室的背压，同时控制喷流的速度。ATREX 的设计理念是很精巧的，已经经过多次实验室规模的试验，但还没有进入实用阶段。
ATREX 发动机结果示意图，蓝色为空气的走向，红色为液氢/氢气的走向
进气道后燃烧室前的空气预冷器
风扇的“风车”叶片
燃烧室后的换热器
ATREX 不是采用进气预冷的唯一设计，80 年代时，英国研制水平起降、单级入轨的空天飞机（HOTOL），计划采用的罗尔斯·罗伊斯 RB545 发动机，就是采用预冷的。但是 HOTOL 计划下马，有关人员拉出来单干，自组 Reaction Engines 公司，开发 SABRE，同样采用液氢作燃料，但是用氦气作为 Brayton 循环的工作介质，计划用于 Skylon 空天飞机。预冷发动机的一个变形是所谓 air breathing rocket，意为吸气火箭。火箭发动机和吸气发动机（包括内燃机、喷气发动机等所有利用空气中的氧燃烧的发动机）的最大差别，就在于火箭燃料中含有氧化剂，所以不需要空气，不管周围到底有没有空气可用。在外层空间，除了离子推进等科幻级的超先进技术，火箭是唯一的选择。但是在大气层内，火箭发动机自带的氧化剂不光是一个浪费，还要用额外的推力来补偿氧化剂的重量。吸气火箭不自带氧化剂。在大气层内，吸气火箭用液氢燃料将流经的空气深度冷冻，分离出液氧，作为火箭发动机的氧化剂。液氢深度冷冻空气后，自身气化，正好作为燃料。由于制备的液氧有富余，火箭可以跃上大气层之外，避免空气摩擦阻力，飞得更快更远，或者直接往太空飞行。液氧耗尽后，再飞回大气层，制备更多的液氧，如此往复。
英国《飞行国际》杂志封面的 HOTOL 想象图
Skylon 空天飞机想象图
尽管部分利用了冲压发动机的较高的推进效率，SR-71 的耗油率仍然惊人，从英国起飞去利比亚执行侦察任务，一离地就需要空中加油，来回总共需要 8 次空中加油。如此耗油率用于民航，显然需要巨大的回报才能获得经济效益。然而，和高亚音速相比，两倍音速的效益不够显著。即使超音速客机的巡航速度为 2 马赫，起飞、加速、减速、着陆都要时间，这还不算在机场滑行道待命起飞和着陆前在机场上空盘旋等待着陆许可的时间。对于典型的 10 小时越洋飞行来说，这些时间加起来达到 1-2 小时并不罕见。如此一来，从伦敦到纽约，办事紧凑一点，两倍音速勉强可以当天来回，但是欧洲内陆到美国中西部，两倍音速就不够当天来回。如果朝发夕不能归，超音速飞行的早上走下午到，和高亚音速旅行的过夜旅行，对旅客来说相差并没有那么大，反正一天耗在路上。对航空公司来说，理论上可以再发一班晚上走上午到的航班，但是超音速客机的噪声问题使协和式不得在夜间起飞着陆，除非新一代的超音速客机发动机的噪声有显著降低，这实际上限制了超音速客机的出勤率。除了越洋飞行，北美和欧洲大陆上空仍然受音爆法律限制，仍然不得超音速巡航。这些实际因素冷却了人们对投资发展新一代的超音速客机的热情，但这不妨碍人们对更快的高超音速客机的探索。
一般认为，高超音速的范围在 M5 到 M25 之间，更高的速度已经是第一轨道速度，就不再用音速作为衡量尺度了。不算机场时间，M5 的高超音速客机可以一个半小时就从温哥华飞到上海，M25 的高超音速客机在 20 分钟就可以从夏威夷飞到佛罗里达。高超音速在军事上的吸引力自然更大，几乎可以用洲际导弹同等的飞行时间，在 30 分钟内攻击世界上任一目标，这当然没有把地面准备、起飞、加速的时间算进去。
高超音速客机想象图
据说传说中的“曙光”（Aurora）高超音速侦察机就是这个样子的
虽然从字面上说，超过音速就可以叫超音速（supersonic），但 M0.8-1.2 之间的空气动力性质十分特殊，以至于有一个专门名称：跨音速（transonic）。一般认为，M1.2 以上才称为超音速。但是，速度达到 M5 左右时，空气动力性质再次发生重大变化，M5 以上的速度一般称为高超音速（hypersonic）。
高超音速的空气热动力学和材料方面的挑战不说，飞行动力是一个极大的挑战。冲压发动机并不是一个的里面什么也没有的空心筒子，冲压发动机的进气口有进气调节锥，用于对超音速进气减速、增压，燃烧膨胀实际上是在亚音速下进行的。亚音速的排气通过收缩的第一段喷口加速到音速，然后通过扩张的第二段喷口进一步加速到超音速，最后喷出去。这收缩-扩张喷口（也叫 Laval 喷管，以发现这一现象的瑞典工程师 Gustaf De Laval 命名）是流体速度通过音速时的一个有趣现象。亚音速时，气体流过缩小的开孔，流速会增加，就像河流流经峡谷时，流速会加快，这个现象人们早就熟悉。但是超音速时，气体流过缩小的开孔，流速反而放慢，好比奔腾的马群涌到山口，一下子会挤成一团，反而跑不快，要过了山口到豁然开朗之地，马群才能重新奔腾起来，在开阔地上速度反而加快。所以超音速飞机的喷管都是先收缩再扩张的。但是冲压发动机的燃烧毕竟是在亚音速进行的，超音速飞行时，超音速的进气气流显著减速至亚音速，然后再在燃烧室内升温膨胀，产生超音速的推力，这么一减速一加速，使超音速飞行阻力增加，推进效率大大受损，最终成为限制其速度的一道跨不过去的关卡，也使它在速度高于 5 马赫左右时，阻力开始超过推力，换句话说，不管如何增加燃料，阻力的增加将快于推力的增加，最终不能产生净推力。于是，超音速燃烧的冲压发动机应运而生。
典型收敛-扩张喷管，也叫拉瓦尔喷管，绿色代表亚音速，黄色正好为音速，红色为超音速
顾名思义，超音速燃烧冲压发动机（supersonic combustion ramjet，简称 scramjet）就是燃烧在超音速下进行的冲压发动机。超燃冲压发动机也有进气调节锥，但对进气的节流压缩减少，所以进入燃烧室的空气仍然是超音速的。燃烧膨胀做功的高速喷气不再像亚音速燃烧的普通冲压发动机一样，需要收缩喷管节流加速，而是直接进入扩张喷管，加速喷出。由于超音速进气含有巨大的动能，超燃冲压发动机的推力实际上有很大部分来自进气的动能。在 M8 左右的时候，进气的动能和燃烧加速产生的动能大体相当；而 M25 左右的时候，燃烧膨胀产生的动能占排气总动能的 1/10。所以，用于高超音速飞行的超燃冲压发动机最主要的问题是减小阻力，而不是增大推力。为了保持超音速燃烧，进气只能作很少的调节，以避免气流速度损失太多，这样一来，超燃冲压发动机的工作范围非常狭窄，进气必须保持在一个特定的熵，否则燃烧无法保持，所以超燃冲压发动机在任一特定高度时，只有一个特定的速度可以保持其正常工作。
超音速燃烧和亚音速燃烧，虽然只有一字之差，其性质却有本质的不同。超音速燃烧只给燃烧室极短的时间完成燃料和空气的混合、火焰的形成和扩散。这还不算，空气中的压力波以音速传递，但燃烧室内的空气仍然以超音速流动，就像跑步前进的传令兵要给骑马奔驰的骑兵传令一样，给燃烧室的燃料/空气混合和燃烧控制带来极大的挑战。由于超音速燃烧的特殊性质，超燃冲压一旦速度降下来，超音速燃烧就不能维持，就会进入亚音速燃烧，燃烧机制的激变会引起燃烧速度急剧加快，引起爆炸。另外，随着温度的升高，音速随之升高，这样，即使气流速度没有变，也突然从超音速降到了亚音速，同样引起“冲压阻塞”（choking）。超燃冲压发动机一般不能在 M5 以下工作，可靠工作一般要到 M7-8 以上，而普通冲压发动机不能超过 M5，这样一来，只有特殊设计的双模式冲压发动机（dual mode ramjet）才能将飞行器从 M5 以下加速到 M7 以上，完成过渡。
超燃冲压式发动机在温度升高导致音速升高时，会发生“热冲压阻塞”（thermal choking）
可以在 M3 到 M5.5 之间过渡的双模冲压发动机，在冲压状态用活门担任 flame holder，防止回火；在超燃状态不用活门，进气的激波就可以充当 flame holder
超燃冲压发动机必须在 M5 以上的气流速度中才能工作，使得地面研究非常困难。超燃冲压发动机的研究仍然高度保密，公开的细节很少。只知道俄罗斯在 92 年就和法国合作试验过超燃冲压发动机，但没有产生净推力。美国化费 2.5 亿美元的巨资研制超燃冲压发动机推进的 X-43 试验型飞机，但是澳大利亚昆士兰大学的一个研究小组用 8 千 5 百万美元的拮据的经费，在 2002 年先于 NASA 成功地试验了超燃冲压发动机，首次在飞行中产生净推力，发动机工作了 10 秒钟。
HyShot 发射
HyShot 被发射到 330 公里的高空，然后俯冲，在 35-25 公里高空达到 M7.6，在此期间超燃冲压发动机点火，工作 10 秒钟
HyShot 是第一个成功地实现净推力的超燃冲压发动机
但是目前最重要的超燃冲压发动机计划还是美国的 X-43。X-43 的速度达到 M7 以上，高度 3 万米以上，用 B-52 携带到空中投放，然后用“飞马”火箭助推器加速，直到超燃冲压点火。第一次试验时，飞机失控，被迫自毁。2004 年 3 月 27 日的第二次试验成功，超燃冲压发动机工作了 10 秒钟，速度达到七倍音速，成为世界上最快的采用喷气发动机（而不是火箭发动机）的自由飞飞行体，然后飞机无动力滑翔，直到在指定地点坠毁在海里。2004 年 11 月 16 日，又一架 X-43 再次打破纪录，速度达到 9.6 倍音速。
X-43 在 B-52 的机翼下，X-43 只是“飞马”（Pegasus）火箭助推器尖端的小东西
换个角度看
“飞马”火箭推动下的 X-43 正在加速上升
这是真家伙
X-43 的飞行途径
NASA 至今没有公布 X-43 在飞行中的真实图片，大概有太多的机密可以从图里看到，所以公众只能看这个想象图
计算流体力学计算出来的 X-43 的激波
动力只是超音速飞行的难题之一，高超音速飞机的空气热动力学也是极大的挑战。高超音速时，空气从理想气体向实际气体变化，很多人们所熟知的物理规律不再适用，随马赫数的增高，飞行器表面的气动加热使边界层“受热膨胀”，阻力随速度的增加及巨增高，而雷诺数不再能够确切地描述流体边界层。空气的热力学性质和流体力学性质高度交联，空气动力学（aerodynamics）变为空气热动力学（aerothermodynamics）。在稀薄的空气中，空气分子的间距大大增大，空气不再能够用连续介质描述，而像互不相关的粒子，描述亚音速和超音速空气性质的 Navier-Stokes 方程也不再适用。
在研制洲际导弹时，弹头再入大气层的气动加热成为一个 大问题。NACA（NASA 的前身）物理学家亨利·艾伦（Henry Allen）提出用钝头产生推离弹体的激波锥来吸收气动加热的能量，保护弹头。钱学森的老师冯·卡门第一个提出理论计算，正确地推导了激波锥的形状和位置。以后钝头设计成为洲际导弹和宇宙飞船再入体的标准设计。问题在于，钝头设计很好地解决了热防护的问题，但对再入过程中的机动飞行控制很不利，除了使用姿态控制火箭外，几乎没有办法控制再入飞行的轨迹。于是，美国空军和 NASA 开始研究升力体（lifting body），也就是用飞行器本身的形状而不是机翼产生升力和一定的气动控制力。升力体的研究很快就发展为 waverider。Waverider 直译为冲浪体，不知道正确的中文译名是什么。Waverider 用和飞机机翼完全不同的机理产生升力。众所周知，机翼靠上下翼面之间气体的流速差导致压力差，进而产生升力。但是升力也可以由飞行体前进对空气的动压产生。一个上平下斜的锲形体前行时，下斜面对空气的动压的压缩作用在产生阻力的同时，也产生升力，就像快艇拖着的滑水板一样。这个升力成为“压缩升力”（compression lift）。锲形体上表面应该是水平的，这一点很重要，否则不但产生不必要的阻力，还减小升力，因为向后上方倾斜的上表面可以产生“压缩降力”。机翼或者升力体的翼尖应该下反，将下面的压力包拢起来，达到最大的收效，B-70 轰炸机的机翼就是这样的，上表面是水平的，翼尖下垂。但 B-70 只利用了压缩升力，还不是 waverider。除了研究机外，B-70 是已知的最早也是唯一的利用压缩升力的飞机，压缩升力为 B-70 增加 35% 的升力，所以 B-70 只能以 M3 飞行，否则航程要大大缩短。更有甚者，如果有一台发动机在空中故障，B-70 应该打开加力以保持 M3，这样的航程比减速巡航还要大。从飞机设计原理来看，一般认为，B-70 是第一个从超音速向高超音速过渡的飞机。
滑水板产生的浮力是微不足道的，支持上面的人的重量主要靠对水的压缩升力
N 为空气动压，其垂直于水平面的分量就是升力
升阻比随迎角的增加而降低，如果不考虑机体表面磨擦阻力，零迎角时升阻比无穷大。意外的是，最大升力不是在 45 度角产生，而是接近 55 度角
机身向下的压力不光向下，也向两侧作用，下垂的翼尖可以把这“流散”的压力包拢起来，增加有效升力
最后机翼就形成了很有特征性的下垂，下垂的翼尖在高速时也有助于方向稳定性，但这不是主要功能
翼尖已经下垂的 B-70。下垂的翼尖不是为了增加方向稳定性，而是为了帮助产生压缩升力
就是在拍这组照片的时候，伴飞的 F-104 和 B-70 空中相撞
机尾被撞掉的 B-70 正在坠落
Waverider 比压缩升力更进一步，利用坚硬如铁的激波托底，尽量减小机体下部和下激波的间距，进一步强化压缩升力。超音速飞行产生大体为锥形的激波，具体形状由飞行器的头部决定。如果弄好了的话，将压缩升力“坐”在下激波上，就好像把下激波当作地面的地面效应飞行器一样。由于激波大体是锥形的，waverider 的“翼展”应该正好在激波锥的直径以内，这样可以省却普通压缩升力所需要的下垂的翼尖。Waverider 的“翼展”太小了，压缩升力要从两边“漏气”，降低升力效率；太大了，机体要进入激波区，带来不必要的阻力和结构应力。从另一方面讲，要在激波锥内达到“气密”，决定了 waverider 的基本形状在水平面上是锐角等边三角形的，和激波的锥形相符，三角形的角度就要看工作速度下激波锥的形状了。英国北爱尔兰贝尔法斯特的女皇大学（Queen’s University）的 Terence Nonweiler 在 51 年首先发现这个道理。早期时，Nonweiler 只能用二维的计算来研究 waverider。随着计算机的发展，越来越多的研究者开始用三维的方法研究，复杂形状的 waverider 也开始出现。由于激波的形状很尖锐，waverider 经常是瘦长尖锐的形状，不利于机内容积，所以 waverider 的顶部也常常在不影响压缩升力的情况下，沿中线靠后的上部形成一个拱起的脊背，以增加机内容积，便于装载人员和燃料。X-43 采用升力体设计，也就是靠机体的形状本身产生升力，而不用机翼。X-43 的纵剖面也同时采用了 waverider 的原理设计机体，利用激波产生升力，但水平面的形状却不是三角形，只能说是不彻底的 waverider，或者是超过常人理解的 waverider 也不一定。
高超音速时的流体特性，注意除了人们熟知的边界层外，还有一层“熵层”
显然，waverider 的动力系统需要和气动外形高度整合，下激波的压力帮助提高发动机进气压力，下激波在发动机后的扩散，形成等效的扩散喷口，为超音速喷气加速
采用 waverider 原理设计的高超音速飞机，注意激波的下缘把飞机的底部包住，“托”起飞机
用计算流体力学设计的几种 waverider
一个典型的用“锥形流”设计的 waverider
高超音速毕竟比较科幻了一点，“普通”超音速比较现实一点。冲压发动机受到低速性能的限制，使用总是有点问题，脉动爆轰发动机（pulse detonation engine，PDE）在 0-M4 之间的性能良好，可能是超音速飞机最有潜力的动力。脉动爆轰发动机起源于在纳粹 V-1 导弹上出名的脉动喷气发动机。冲压发动机和脉动喷气发动机要算是最简单的喷气发动机了。冲压发动机必须要有一定的速度才能工作，脉动喷气发动机可以从零空速开始工作，所以脉动喷气发动机受到模型喷气飞机爱好者的喜爱。和涡轮和冲压发动机的连续工作方式不同，脉动喷气发动机是断续工作，用阀门控制吸气，然后阀门关闭，点火，燃气混合体燃烧膨胀做功，从喷口喷出去，形成推力，然后阀门打开，利用喷气喷出去在燃烧室内形成的负压，把新鲜空气吸进来，开始下一个循环。典型的脉动喷气发动机每秒可以进行 250 个左右这样的循环，V-1 导弹那样的大型脉动喷气发动机只有 40 次/秒。脉动喷气发动机的进气阀门的机械负荷相当大，工作条件恶劣，所以只能工作很短的时间，用在导弹上问题不大，用于飞机发动机，寿命是一个问题。法国的 SNECMA 提出一个无阀门的设计，用进气的动压和复杂形状进气道内的气体流动特性达到阀门的效果，但是工作条件受到一定的限制。脉动喷气发动机燃烧的时候，在升温膨胀过程中，压力还没有达到最高，燃气已经开始从喷口“漏气”，造成推力损失，大大增加油耗。V-1 导弹飞行的时候，尾巴后面拖着长长的火舌，就是这个原因。当然，像内燃机那样在喷口再加一个阀门，可以解决这个问题，但机械复杂性不说，这个阀门的工作条件更恶劣，可靠性更糟。脉动喷气发动机的噪声也很大，飞行中有特征性的响亮的“啪啪”声，所以老一辈的伦敦人称 V-1 导弹为 buzz bomb，意为“嗡嗡叫的炸弹”。说 V-1 只是“嗡嗡”叫，当然是伦敦人的幽默啦。
脉动喷气发动机工作原理图，上图：阀门打开，吸进空气，和燃料混合；下图：阀门关闭，点燃燃气混合体，燃烧膨胀做功
脉动喷气发动机和原理和结构都简单，由于在半封闭环境里间隙燃烧，效率受速度的影响很小，对于用作在很大的速度范围工作的超音速和高超音速飞机的动力很有利。但是脉动喷气发动机的效率太低，这是因为燃烧速度低于压力波传递的速度，换句话说，燃烧是在亚音速下进行的，而压力波以音速传递，燃烧的火焰前锋还没有传达到整个燃烧室，正在受热膨胀的燃气已经开始从喷口流出去了。如果燃烧速度高于音速，那受热膨胀的燃气就没有机会在火焰前锋传遍整个燃烧室之前逃逸，高油耗的问题就可以得到解决。高于音速的燃烧就是爆炸，这也是脉动爆轰发动机得名的原因，detonation 就是爆炸的意思。爆炸产生的压力大大高于燃烧，所以脉动爆轰发动机的单位油耗比常规的涡轮或冲压发动机低。脉动喷气发动机一般为每秒 250 个循环左右，还能感觉出明显的脉动，但脉动爆轰发动机要达到每秒几万个甚至几十万个循环，所以实际上是连续动力。
脉动爆轰发动机的基本结构和脉动喷气发动机很相似，也有进气阀门和相应的无阀门设计。理论上，用足够强大的火花塞是可能点燃爆轰过程，但实际上一般不用常规的点火方式，而是用高能量的激波点火。在燃烧室外的预燃装置里，先用氢氧混合燃烧，用收敛-扩张喷管加速，产生高温高压超音速的激波，压缩点燃主燃烧室，和用原子弹点燃氢弹有点神似。管式的预燃装置由燃烧向爆炸过渡，所以称为 deflageration -detonation tube，DDT（不要和杀蚊子的 DDT 搞混了！），这是脉动爆轰发动机的技术关键。脉动爆轰发动机的挑战是显而易见的，平日对爆炸避尤不及，现在要人为地连续制造爆炸，对材料和控制系统的要求极高。但是脉动爆轰发动机在很大的速度范围内都保持很高的效率，是未来超音速、高超音速飞机的理想动力，前景可能比超燃冲压发动机还要好。好莱坞的超级烂片 Stealth 里面的超级战斗机用的就是脉动爆轰发动机，其火花塞一样的连续的“啪啪”声倒是颇为准确。
脉动爆轰发动机的工作原理图
脉动爆轰发动机的典型结构，注意中间的 detonation tube，这就是 DDT
脉动爆轰发动机的比冲是所有发动机中最高的，从零到 M4 性能都相对均匀
实验室规模的脉动爆轰发动机发动机
超音速的基本气动设计没有问题，但音爆问题不解决，民用超音速飞行就难以发展。70 年代初在研究激波特性的时候，NASA 和 Cornell 大学的科学家们发现，只要对机身进行精细的修形，可以利用机身各部位产生的激波在相位上的差异，诱使它们互相对消，使传递到地面的 N 形波的强度减小，至少不再尖锐，减低音爆的影响。当时的计算能力有限，这个设想无法实现。2003 年，NASA 和 DARPA（国防先进研究局）合作，启动音爆修形演示计划（Shaped Sonic Boom Demonstrator），实际验证了这个想法的正确性。试验表明，音爆强度可以减低 1/3 左右。超音速航空国际公司（Supersonic Aerospace International，SAI）和洛克希德的“臭鼬工厂”合作，研制“安静超音速公务机”（Quiet Supersonic Busuness Jet，QSBJ），号称可以比协和式的噪声低 300-400 倍，地面的人们都不会注意到。
F-5 超音速飞行时的激波，显然，如果把几道不同的激波的相位弄好了，让它们互相干涉对消，是有可能大大削弱音爆的
NASA 对一架 F-5 进行特别修形，使超音速飞行所产生的激波互相干涉抵消，这是在试验中
Supersonic Aerospace International 的超音速公务机想象图，倒 V 形尾翼很有特色
凹进去、凸出来的机身不是为了好看，而是基于 NASA 的 Shaped Supersonic Boom Demonstrator 的结果，产生干涉激波，达到对消
然而，安静和经济的超音速客机的实现，最终有待种种先进技术走出纸面，这一天还没有到来。尽管军用飞机超音速飞行已经 50 多年了，协和式和图-144 也曾经展翅蓝天，但对于大多数 人来说，比声音还快，至今仍然只是一个梦想。
后记：
写《一个传奇的诞生》的时候，就有把没有用上的资料，专门写一个超音速客机的故事的念头。后来随心所欲，信马由缰，从伯伊德扯到大伯莎，直到现在才回到这个题目上来。写着写着，突然产生了感慨：我们常常在为了鸭式布局、高推重比涡扇发动机、线控等 70-80 年代的技术而争论，航空的前沿实际上已经远远超过了这些。PDE、scramjet、waverider 这些看似科幻的东西，可能不久就会变成现实。我们习惯于追踪当前的先进水平，常常忘了这实际上是 10 年、20 年前的前沿。是把眼光放远一点的时候了。
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本帖最后由 zxzhu 于 2016-5-26 16:15 编辑 ]
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