退役20年至今無人超越：發(fā)動機只出了8%的力，協(xié)和號憑什么飛到2馬赫？

導語：《飛機的賬本》系列。每一個設計背后，都有人在付賬。從這一期開始，我們拆協(xié)和號。這架飛機值得用好幾期來講——它的進氣道、熱力系統(tǒng)、材料極限、以及最后那場空難，每一個切口都是一本獨立的賬。本期是第一篇：進氣道。

協(xié)和號機腹下方的雙聯(lián)進氣道。真正讓它飛上2馬赫的，不只是發(fā)動機。

協(xié)和號在2馬赫巡航時，發(fā)動機核心機對凈推力的貢獻大約是8%。

不是80%，是8%。剩下那92%的力，來自一根3米多長的管子，和管子尾端的噴管。

這根管子不燒油，也不轉(zhuǎn)葉片，里面沒有任何旋轉(zhuǎn)部件。但在兩倍音速的條件下，它是整架飛機真正的動力主角。它叫進氣道。這一期拆的就是它。

01

一臺不太對勁的發(fā)動機

先看參數(shù)。協(xié)和號用的發(fā)動機叫奧林帕斯593 Mk 610，羅爾斯·羅伊斯和法國斯奈克瑪聯(lián)合研制。

• 類型：純渦輪噴氣（涵道比為零）

• 壓氣機：14級軸流式（低壓7級 + 高壓7級）

• 渦輪：單級高壓 + 單級低壓

• 最大推力（開加力）：169.2 kN（38050磅）

• 最大推力（不開加力）：139.4 kN（31350磅）

• 渦輪前溫度：1450°C

• 自身壓縮比：15.5:1（地面靜態(tài)標稱值）

• 進氣量：186 kg/s

四臺發(fā)動機，總推力大約677 kN。

可以推著一架最大起飛重量187噸的飛機，飛到18000米高空，2馬赫，兩倍音速，大約每小時2180公里。

參數(shù)看著沒什么問題。但有一個數(shù)字很奇怪。

涵道比：零。

Olympus 593。沒有大風扇，沒有外涵道。協(xié)和號走的是另一條空氣動力學路線。

今天我們坐的每一架民航客機，發(fā)動機前面都頂著一個巨大的風扇。風扇吸進來的空氣，大部分其實沒進燃燒室——它們繞過核心，從外面那圈通道（叫涵道）直接往后推出去。

這股沒燒過的冷風反而提供了大部分推力，而且非常省油。

繞過去的空氣和進入核心的空氣之比，就是涵道比。

舉幾個例子：波音777的GE90，涵道比9:1，9份空氣繞行，只有1份被燒掉。

波音787的GEnx-1B，約9:1。

空客A350的遄達XWB，9.6:1。

連波音747-8用的GEnx-2B，也有8:1。

現(xiàn)代民航發(fā)動機，絕大多數(shù)空氣都是“不燒而過”的。

協(xié)和號的奧林帕斯593，涵道比是零。

沒有外涵道，沒有大風扇。進入發(fā)動機的空氣全部走核心流路，壓縮、燃燒、膨脹，一套熱力循環(huán)走完。這種發(fā)動機叫渦噴，渦輪噴氣發(fā)動機的簡稱。

這在今天看起來是瘋了。

渦扇（帶外涵道的）比渦噴省油得多，這是航空工程半個世紀以來的共識。

但是協(xié)和號的工程師做了一個很干脆的取舍：渦扇的大風扇意味著大迎風面積。在亞音速，這不是問題。在2馬赫，迎風面積每大一分，阻力就大一分。渦噴沒有外涵道，截面積小，迎風阻力最低。所以協(xié)和號選了渦噴，但渦噴有一個致命的弱點，它處理不了超音速的進氣。

02

一個吃不了快餐的胃

發(fā)動機最前面是壓氣機，一組高速旋轉(zhuǎn)的葉片盤，職責是把吸進來的空氣一級一級壓縮到很高的密度，然后送進燃燒室點火。

每一片壓氣機葉片，本質(zhì)上就是一片微型機翼，靠氣流的攻角產(chǎn)生壓縮力。

問題是：當進氣速度超過音速，葉片前緣會產(chǎn)生激波——空氣在超音速下被猛烈壓縮時形成的一道極薄的高壓面，類似水面上快艇劈開的那道尖銳波浪，只不過發(fā)生在空氣中。

激波會導致氣流在葉片表面劇烈分離，壓縮力崩塌，壓氣機會失速。

直白一點講：我們往一個高速轉(zhuǎn)動的風扇里硬灌超音速的風，風扇不會轉(zhuǎn)得更快，它會被嗆死。這就是所有超音速飛機面臨的根本矛盾，飛機在2馬赫飛，但發(fā)動機只能吃0.5馬赫的空氣。中間差了4倍的速度，誰來減速？進氣道。

協(xié)和號進氣道工作示意。空氣在這里被激波逐級減速，從2馬赫降到發(fā)動機能接受的范圍。

03

用激波當剎車

這不是協(xié)和號獨有的挑戰(zhàn)。

所有超音速飛機都要解決同一道題：怎么把超音速空氣減到發(fā)動機能接受的速度。

冷戰(zhàn)時期的戰(zhàn)斗機各有各的解法。米格-21的機頭有一個可以前后移動的錐體，叫激波錐，靠錐面在空氣中制造斜激波，把進氣速度壓下來。

F-15的進氣口里裝了一套可調(diào)斜板，原理和協(xié)和號接近。

但是飛得最快的有人駕駛飛機SR-71黑鳥，進氣道里有一根可以縱向滑動的尖錐，在3.2馬赫時向后縮進約66厘米來精確控制激波位置。在那個速度下，SR-71發(fā)動機核心機的推力貢獻只有大約17%到20%，進氣道和尾噴管系統(tǒng)拿走了剩下的全部。

SR-71 的可調(diào)進氣錐。在3馬赫時代，進氣道的重要性甚至超過發(fā)動機本身。

規(guī)律很清楚：飛得越快，進氣道越重要，發(fā)動機越退居幕后。

協(xié)和號飛2馬赫，進氣道貢獻是63%。SR-71飛3.2馬赫，進氣道貢獻更高。到了完全不需要發(fā)動機旋轉(zhuǎn)部件的沖壓發(fā)動機，進氣道就是一切。

協(xié)和號的進氣道是一根長約3.5米的方形管道，安裝在機翼下方，每側(cè)兩臺發(fā)動機共用一個雙聯(lián)進氣道。

管道頂部有兩塊可以上下活動的斜板，分別是前斜板和后斜板。底部有一扇可以開合的門，叫溢流門。

就這三個可動部件。里面沒有任何旋轉(zhuǎn)的東西，不燒一滴油，連一片葉片都沒有。但是這套系統(tǒng)在2馬赫巡航時，貢獻了整架飛機63%的凈推力。它的工作原理，是用激波當剎車。

當飛機低于1.3馬赫時，兩塊斜板完全收平，進氣道就是一根普通的管子。當速度超過1.3馬赫，斜板開始向下傾斜。傾斜的斜板在氣流中制造出一系列斜激波。

前面說過，激波是空氣被猛烈壓縮時形成的高壓面。"斜"激波的意思是這道壓力面和氣流方向之間有一個夾角，不是正面硬擋，空氣穿過它的時候速度會下降一級，壓力會升高一級，但不至于一次性被堵死。

為什么不用和氣流正面垂直的"正激波"一步到位？因為正激波雖然減速猛，但能量損失太大，大量動能會被轉(zhuǎn)化成廢熱白白散掉。

協(xié)和號沒有選擇“一腳急剎”，而是用多道斜激波逐級減速，盡可能保住壓力和能量。

斜激波則溫和得多，每道波都只減一點速，但保留住的壓力更多，散掉的能量更少。用多道斜激波梯級減速，就像下樓梯一樣，一步一步地走，比直接跳下去安全得多。

通過精確控制兩塊斜板的角度，系統(tǒng)讓這些斜激波精準交匯在進氣口的下沿。氣流穿過這一連串斜激波之后，速度可以從2馬赫降到1.2馬赫左右。

然后，在第一級斜板末端的管道內(nèi)部，形成最后一道終結(jié)正激波，這一道是正面垂直攔截的，一錘定音，把空氣速度從超音速直接拽到亞音速。

最后一段路：亞音速的空氣進入一段截面積逐漸擴大的管道。根據(jù)流體力學基本定律，亞音速氣流在擴張管道中減速增壓，空氣在這里進一步平滑減速，從大約0.9馬赫降到0.5馬赫，壓力達到峰值。

現(xiàn)在的0.5馬赫，發(fā)動機能吃下了。

整個過程耗時不到0.1秒。從2馬赫到0.5馬赫，空氣在三米多長的管道里完成了四倍的減速。

沒有任何運動部件參與減速本身，激波是純粹的物理現(xiàn)象，不需要能量輸入，不會磨損，也不會疲勞。

代價是什么？溫度。

每一道激波都在把動能轉(zhuǎn)化成熱能，空氣在被減速的同時溫度急劇攀升。到達發(fā)動機入口時，空氣已經(jīng)被壓縮、加熱到了遠高于外界大氣的溫度和壓力。

這是協(xié)和號熱力噩夢的源頭之一。但這個賬，我們留到下一篇再來算。

04

63%

現(xiàn)在解釋那個數(shù)字。在2馬赫巡航時，協(xié)和號的推力分配是這樣的：

• 進氣道：63%

• 排氣尾噴管：29%

• 發(fā)動機核心機：8%

發(fā)動機只貢獻了8%。

物理原理也并不復雜：進氣道在減速氣流的過程中，空氣被極度的壓縮。在管道的后半段（亞音速擴散區(qū)），超高壓的空氣推在向前傾斜的管壁內(nèi)表面上，產(chǎn)生了巨大的向前作用力。

管道前半段（超音速收縮區(qū)）的空氣則對管壁施加向后的力。兩者相減之后，進氣道結(jié)構(gòu)本身承受了一個巨大的向前凈推力。

這個凈推力，占了總推力的63%。

發(fā)動機也當然在出力。所有能量的源頭仍然是燃油燃燒，進氣道不會憑空變出能量。但在這個速度下，推力作為結(jié)構(gòu)受力，主要是在進氣道和噴管的壓力場里兌現(xiàn)的。

發(fā)動機核心機的角色更像整個推進系統(tǒng)的心臟泵，不是肌肉組織這些。它維持氣流持續(xù)通過進氣道，保證循環(huán)不停轉(zhuǎn)。進氣道才是真正的肌肉。

換一種說法：在2馬赫時，如果還把協(xié)和號的動力理解為"四臺渦噴發(fā)動機推著飛機跑"，就差得太遠了。

它更接近沖壓發(fā)動機的工作邏輯，一種沒有任何旋轉(zhuǎn)部件、純粹靠飛行速度把空氣"撞"進管道、靠管道形狀壓縮空氣、再噴射能量加速排出的推進器。協(xié)和號的奧林帕斯593在這個速度區(qū)間的角色，就是在沖壓循環(huán)的中間加了一把火，讓氣流不停地通過這根管子。

這就是為什么涵道比為零的渦噴在2馬赫時反而高效，在這個速度區(qū)間，單看核心機本身已經(jīng)解釋不了協(xié)和號的效率。關(guān)鍵的是整個推進系統(tǒng)的壓力恢復效率，尤其是進氣道，協(xié)和號的進氣道在2馬赫時實現(xiàn)了7.3:1的沖壓壓力恢復比。

7.3:1的沖壓，乘以發(fā)動機在巡航工況下約11.3:1的實際壓縮比（比地面標稱的15.5:1低，因為高空高速工況下發(fā)動機的工作點不一樣），總壓比達到了82:1。

82:1又是什么概念？今天最先進的民航發(fā)動機之一，GE9X的總壓比大約在60:1量級，主要靠風扇和壓氣機系統(tǒng)的機械壓縮。協(xié)和號先靠進氣道拿到7.3:1的沖壓壓縮，再疊加發(fā)動機自身的壓縮，總壓比直接推到了82:1。

如果我們開過帶渦輪增壓的車，可以這樣理解：汽車的渦輪增壓器靠一個高速旋轉(zhuǎn)的渦輪把空氣預先壓縮，再喂給發(fā)動機，讓發(fā)動機在排量不變的情況下榨出更多的動力。

協(xié)和號的進氣道干的是同一類事，在空氣進入發(fā)動機之前先把它壓縮好，只不過它不用渦輪，用的是激波。這里的能量來源也不一樣，渦輪增壓器靠廢氣驅(qū)動，進氣道靠的是飛機自身的飛行速度。但本質(zhì)都是同一件事：先壓后燒。

這套推進系統(tǒng)的整體熱效率達到了43%。放在1969年首飛的飛機上，這個數(shù)據(jù)至今仍然讓人覺得不真實。

05

當管子出了問題

進氣道越精密，失效越恐怖。正常工作時，斜板角度、激波位置、氣流速度三者之間處于精確的動態(tài)平衡中。

一臺數(shù)字式進氣道控制單元（AICU）——在當年屬于非常前沿的數(shù)字控制系統(tǒng)，實時監(jiān)控進氣道壓力比、飛行馬赫數(shù)、發(fā)動機轉(zhuǎn)速、飛機迎角以及斜板的實際位置，持續(xù)高頻修正斜板角度，把它控制在最優(yōu)區(qū)間。

這套平衡被打破的后果叫喘振，英文叫Surge，我們可以理解為發(fā)動機"被嗆住了"。喘振發(fā)生時，進氣道內(nèi)的激波系統(tǒng)在毫秒之內(nèi)崩潰。壓氣機前方的氣壓瞬間失衡，空氣倒流，發(fā)動機發(fā)出一聲巨響，像用鐵錘砸了一下金屬做的桶，然后瞬間喪失掉推力。

但是協(xié)和號的喘振還有一個更可怕的特性：連鎖喘振，英文叫sympathetic surge。

這個英文名很有意思。sympathetic，字面意思是"同情的"，聽上去溫和、甚至有點擬人化，好像隔壁的發(fā)動機出于"同情"跟著一起出了問題。但是實際發(fā)生的事情跟同情沒有半毛錢關(guān)系。同一側(cè)的兩臺發(fā)動機緊緊挨在一起，共享一個雙聯(lián)短艙。在1.6馬赫以上，一臺發(fā)動機喘振噴出的壓力脈沖會直接擾亂隔壁那臺發(fā)動機的進氣，導致它跟著喘振。一臺出事，兩臺一起癱。這不是字面上的"同情"，是物理規(guī)則上的強制傳染。

激波位置、壓力場、發(fā)動機轉(zhuǎn)速和進氣流量，必須始終維持在脆弱的動態(tài)平衡里。

航空工程里有大量這種術(shù)語，英文乍一眼看上去人畜無害，但如果沒有扎實的工程背景和上下文，光看字面根本不知道它在說什么，甚至會往完全相反的方向理解。這也是為什么這個行業(yè)的門檻，從來不在于記住了多少個單詞，而在于我們是否真正理解每個詞每句話背后那套真正的物理意義。

還有更要命的是氣動后果：喘振或熄火會導致進氣道溢流門迅速大開向下排氣。這股突然改變方向的氣流會改變機翼上方的升力分布，會導致飛機向熄火發(fā)動機的反方向發(fā)生側(cè)傾和偏航。

在18000米的高空，2馬赫的速度下，飛機突然失去一側(cè)兩臺發(fā)動機的推力，同時向另一側(cè)猛烈翻滾，這就是飛行員在模擬器里反復訓練的場景。

1971年的一次試飛中，發(fā)動機喘振導致進氣道斜板脫落，打壞了發(fā)動機。飛機安全著陸了。這次事故直接推動了AICU控制系統(tǒng)的全面升級。

1979年華盛頓杜勒斯機場，一架協(xié)和號起飛時輪胎爆裂，碎片被吸入2號發(fā)動機，壓氣機失速喘振。飛機帶傷飛回來了。

2000年巴黎戈內(nèi)斯。碎片、燃油、大火和發(fā)動機推力損失連在了一起。飛機沒能回來。那場災難的因果鏈比人們以為的更復雜。詳細的賬本，留到后面再算。

06

關(guān)閉加力燃燒室之后，才是真正意義的巡航

奧林帕斯593有加力燃燒室，在發(fā)動機渦輪后面再噴一次燃油點火，用額外的燃燒換取短時間內(nèi)的推力陡增，代價是油耗飆升。

起飛時開，跨音速加速時也開，可以從0.96馬赫推到1.7馬赫，這個過程空氣阻力最大，需要額外20%的推力硬頂過去。但在1.7馬赫之后，加力燃燒室會關(guān)閉。

加力燃燒室關(guān)閉之后，協(xié)和號不但沒有減速，反而穩(wěn)定在了2馬赫的巡航速度。這就是所謂超音速巡航（Supercruise）。

加力燃燒室關(guān)閉之后，協(xié)和號才真正進入最擅長的速度區(qū)間。

原理回到了進氣道：當速度達到1.7馬赫，進氣道的沖壓效應已經(jīng)足夠強大，7.3:1的壓力恢復加上發(fā)動機自身的壓縮，總壓比逼近82:1。

在這個壓比下，渦噴發(fā)動機的干推力（不開加力的推力）已經(jīng)足以克服2馬赫的空氣阻力。

加力燃燒室在起飛和跨音速階段是救命的，但在超音速巡航階段是一種累贅，它額外消耗的燃油換來的推力增量，在這個速度區(qū)間已經(jīng)不劃算了。關(guān)閉加力燃燒室，油耗直降，航程可以拉滿。這是協(xié)和號能用100噸燃油從倫敦飛到紐約的核心前提。

沒有supercruise，它飛不到一半路程就得落地加油。

協(xié)和號每小時燒掉25600升航空燃油，100個座位，同一條航線上，波音747每小時燒14400升，但它裝400個人。

算一筆賬：協(xié)和號每位乘客每英里消耗的燃油，大約是波音747的4到5倍。

一張倫敦到紐約的協(xié)和號機票，最后賣到了12000美元。物理世界贏了每一場戰(zhàn)斗。賬本輸了整場戰(zhàn)爭。

07

尾聲

協(xié)和號在2馬赫時的熱效率是43%。從燃油中提取的化學能，有43%變成了有用的推進在做功。剩下的57%變成了熱能。進氣道用激波省下來的每一點效率，最后都變成了溫度，變成了結(jié)構(gòu)壽命，變成了材料的疲勞極限，變成了維修賬單上一行一行的數(shù)字。

不是發(fā)動機不夠猛。不是進氣道不夠精密。是協(xié)和號所用的RR58鋁合金，在127°C以上長期運行時，疲勞壽命會急劇惡化。是機身在飛行中會伸長15到25厘米。是燃油不僅要燒，還要同時承擔散熱和配重的功能，一旦燃油系統(tǒng)出問題，三個功能會同時崩潰。

「飛機的賬本」系列。寫飛機，不是因為它很酷。是因為它很貴。貴的不只是錢。飛機這個東西，最殘忍的地方就在這里：你可以向物理世界借。但它后面一定會來收賬。

2馬赫不是免費的。速度、溫度、材料壽命和燃油系統(tǒng)，最后都要一起結(jié)賬。

下一篇，繼續(xù)拆協(xié)和號的熱力牢籠。如果你身邊也有人覺得“發(fā)動機就是飛機動力的全部”，把這篇轉(zhuǎn)給他。點贊、關(guān)注、轉(zhuǎn)發(fā)，下一期協(xié)和號的熱力賬本繼續(xù)拆。