主题：【原创】比声音还快（一）（完） -- 晨枫

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5000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第流量比涡扇的思路。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