主题：从四代的进气道说起 -- 乘波而来

这段时间很多事，一直没有写的帖子，看到它沉下去了也没办法。今天有时间补充一下，大家愿意看就看看。

首先说明我对四代以及苏27的进气道入口面积估计严重失误，现更改如下：

四代目测估计，进气道入口高约1.3米，宽约0.6米，等效截面积约0.78平方米；F22进气道口高约1米，宽约0.7米，等效截面积约0.7平方米；苏27进气道入口高0.8米，宽约0.6米，等效截面积约0.48平方米。其中四代的进气道入口等效截面积约与苏27之比是13:8，四代与F22等效截面积之比约7.8:7；F22与苏27等效截面积之比约35:24。由于影响喷气发动机推力的因素并不止进气量一个因素，还有风扇—压气机的压比和涡轮前温度、尾喷口效率等因素，另外我们已知的F119的压比是35，涡轮前温度是2000K，而AL31的压比约26，涡轮前温度是1679K。那么我们就不好直接比较F22和AL31的推力和进气量的关系，F119的非加力推力约11吨，加力推力约15.7吨。AL31的非加力推力约9吨，加力推力约13.2吨。根据这些数据表明，即使增加了压比和涡轮前温度，增加的的推力也不是和增加的进气量成正比的，推力之比要比进气量之比要小一些。我们根据这些数据做一个假设：假如四代的设计目标发动机与F119相似，也达到较高的压比和涡轮前温度，那么四代的推力应略大于F22的F119发动机推力，比苏27肯定要大一个等级，基本可以做到非加力最大推力等于或略小于AL31的加力推力。

另外前一次写《从四代的进气道说起—次轨飞行器1》的时候太匆忙，没有来得及详细说加莱特进气道，再加上那个图单靠我手画很难，因此我决定把这个图拍照下来然后再说说A型构型是如何构型的（俺没有扫描仪，只要用照片照下来凑合了，看不清楚将就一下吧）。

首先说明，A构型是基于斜激波来构型的，在斜激波的流场中，我们可以近似地认为激波面是一个平面。我们先设定该斜激波与来流的夹角为θ，首先选一个点O作为原点，然后选激波面上任意两点B1和B2。根据给定的θ和超声速来流的马赫数M，确定气流偏转角（气流偏转角：超声速来流经过激波后，会根据激波与来流的夹角以及马赫数产生一个流向的偏转，偏转后的气流方向与来流方向的夹角就是气流偏转角）δ。通过来流流线OA，构筑平面OAB1，OAB2。过A点做垂直于激波平面的垂线，垂足为D，垂线过偏转后的气流流线于C，做OB1C和OB2C。这样就构成了一个A型乘波构形。

一个单激波的A型进气道如上图所示，A构型的内表面就是进气道的压缩面，θ角为来流面与上下唇口连线的夹角，β为来流面与激波面的夹角，当θ等于β时，激波面刚好搭在下唇口上。

然后我们再探讨一下如F22的加莱特进气道进口的波系问题，首先肯定有前面所说的这道斜激波，那么加莱特进气道喉部是否也会像F15苏27等楔形多波系进气道一样也有结尾正激波呢？要讨论这个问题就先回答两个问题：

1、 什么条件下会产生激波？

2、 什么条件下会产生正激波？

我们来逐一回答：

1、 这个问题很好回答，兹要是军迷都知道：只要在物体在超音速气流中就会在物体前面或表面产生激波。

2、 正激波产生的条件比较特殊，至少分两种情况：第一，超音速气流通过管道时，在管道内壁会产生垂直于来流的正激波。此种正激波最强，经过正激波的气流速度会降为亚音速，不会发生气流偏转。第二，当物体在超音速气流中时，如果物体迎风面像个正方形，那么就会在物体前形成一个弓形激波，弓形激波的中间部分可以近似地看做正激波。

那么我们再来讨论一下加莱特进气道喉部是否可以产生正激波，首先可以确定的是斜激波是一种比较弱的激波，如果来流速度超音速较多，经斜激波减速压缩后的气流速度仍旧会超音速。如果来流速度超音速很少，那么经过斜激波减速压缩后速度就降为亚音速了。那么在加莱特进气道喉部，由于进气仍旧是超音速的，那么就会差生一道正激波，经过正激波后进气来流会减为亚音速。

通过这一问题我们可以做一个简单分析，如上面加莱特进气道的构型，当θ<β时，这时的来流经过斜激波和喉部正激波两级压缩，斜激波与喉部正激波没有干扰。当θ=β时，这时斜激波与喉部正激波刚好在下唇口处相交，此时进气压缩效率最高，这也就是最优设计速度的工作状况。当速度超过这一范围时，θ>β，斜激波进入了进气道内部，这时就在下唇口正面产生了一个弓形波，在进气道内部，这个弓形波可以看做是又一道斜激波，这道斜激波会与上唇口的斜激波互相干扰，产生滑流层进入进气道，然后再进经过进气道内的正激波，对进气产生干扰，因此可以根据F22进气道的两个斜切推断它的最大飞行速度，至于是多少，我目测不出来，只能猜测应该小于F15的M2.5。

另谢三爷宝

感谢各位河友的鼓励，这几天好多事，年底了，活动总是多一些，再加上原来的图丢了不少，只好自己画，所以耽搁了不少时间，请大家原谅。今天继续从四代的进气道说起。

本来想详细讨论一下下一代战斗机该是什么样的，但是想到现在的讨论完全是建立在空想基础上的，没有实际意义，干脆我们就不讨论了，直接了解一种现在还不成熟，以后也许会大有作为的新飞行器。这就是我想说的空天飞机+次轨飞行器。

首先来明确一个空间问题，我们知道目前的飞机的飞行高度是0—30千米，而最低的卫星轨道是200千米。那么30—200千米之间就是一个空白，这个空间内除了有发射的火箭往返外，就没有可以机动的飞行器。在这里我们要把机动这个名词给明确一下：

机动，大家都知道是什么意思，尤其是广大关心四代的河友们，都念念不忘着第三个S，超机动性。但是在这里我们需要把机动这个词看的广泛一些。为了理论有所依托，我们借用了坦克的机动定义，即战略机动性，战术机动性，战场机动性。其中战略机动性是武器的可部署可运输性，与飞机的动力特性无关，只与尺寸、可维护性等相关。战术机动性就是指飞机在可通过性，可活动性，即在特定空间具有良好稳定的飞行能力、可通过、可改变状态的能力。战场机动性才是我们大家日常所说的机动性，即剧烈改变飞行状态，快速抢占发射阵位、快速改变机头指向等。

我刚才所说的在30—200千米空间可机动的飞行器，所说的机动是指战术机动性，即具有在这个空间中飞行、巡逻、完成各种任务的能力。现在在这个空间内，只有快速穿过的火箭和航天飞机外，没有在这个空间机动的飞行器。这个空间低于卫星轨道，因此被称为次轨空间。因此为了在更大维度上控制空间，就必须要占据次轨空间。因此给新一代的飞行器的任务就变得很明确：

1、 首先要占据次轨空间，注意，是要占据，那么就必须具备良好的可部署性和可持续性，因此如果不能像现代飞机那样起飞和降落，并且是可重复使用的，将无法有效占据这个空间。

2、 同时占据低空（0—30千米）、次轨（30—200千米）、太空（200千米以上），这样就具有了极大的灵活性。

而要完成这两个任务的飞行器就被称为空天飞机，空者，天空也，有空气的空间，200千米以下；天者，太空也，没有大气的所在。现在随着航天技术的进步，太空航行已经不是太大的问题，虽然不能进行深空飞行，一般的短途太空飞行已经很普遍了。而30千米以下的天空飞行则更普遍了。唯独这中间的次轨空间还没有解决，这是横亘在空天一体道路上的一道坎。要迈过这道坎，就需要解决几个问题：

1、 这个空间有空气，要充分利用空气这个因素就必须使用空气的升力，否则像火箭那样单纯依靠发动机推力效率就很低。

2、 还是充分利用空气，就必须利用空气中的氧气，而不要像火箭发动机那样自带氧化剂。

3、 这个空间空气稀薄，可以飞的很快，也必须飞的很快，否则进气中的氧气不足。但是空气摩擦也会加热飞行器，防热障也是必须面对的问题。

由于要利用空气的升力同时又飞的很快，而且是在稀薄空气中飞行，那么传统的升力体飞行器设计就不能适用了，在这种情况下，就提出了乘波体的概念。乘波体的简单描述我在前面已经讲过了，这里就详细说说乘波体实际的情况。首先说明乘波体并非近几年才出现的概念，早在上世纪50年代就已经提出了，其次乘波体的构型种类非常多，我了解十分有限，只能给大家说或最简单的几种。

首先简单说一下乘波体的升力原理。在上一节中已经说过乘波体的原理，在这里我们用图片来解说一下。由于我以前收集的图片都丢了，下面的一些图片是我自己手绘的，很粗糙，大家凑合着看一下：

上面这个图就是乘波体在激波中的大概样子，首先大家都知道，激波后的空气密度和温度都大大增加，这是激波对空气的压缩作用。按照上面这个图片所示，当飞行器的形状是上型面平坦，下型面向下弯曲时，就造成了下型面与激波面之间的空气被进一步压缩，这部分空气的密度和温度更进一步上升，在我原来找的图片中，这部分空气因为剧烈压缩而出现白炽化。而上型面因为与激波面距离远，所以上型面上的空气密度远小于下型面，这样就产生了下型面所受到的空气压力远大于上型面，如果飞行器的两侧边缘和激波面接触，即飞行器的边缘大于或等于激波的前缘线，这样由飞行器边缘和激波面共同构成的空间限制住了下型面的高压空气向上型面翻卷，这样下型面的高压空气就对飞行器产生了一个升力，让飞行器可以在空中飞行，看起来就好像飞行器将激波压在身下乘着激波在飞行一样。

上世纪50年代，美国就有人提出了乘波体的概念，最早提出的乘波体就是为了用乘波体的边缘拢住激波面，于是就出现了最早的乘波构型：A形构型，其实不应该用A来表示，应该将“A”中间的那一横去掉。其结构如下图：

其截面就是类似A形，其主要作用就是利用这两条“腿”将激波拢住，以保证激波后的压缩空气不会翻到上型面。说到这里大家已经从它的结构上看出，这个原理用在进气道上就是著名的加莱特进气道，大家可以看下面F22的进气道形状：

F22的进气道就是利用其上、侧两条边形成A形构型的两条“腿”，将激波夹住，充分利用激波在两条“腿”之间稳定的特性，将空气压缩。加莱特进气道的好处是结构简单，只有一道激波，但是却可以利用激波后的进气道内结构调节空气压缩密度。

A形乘波构型是最早最简单的构型，这种构型在乘波体飞行器的应用上却存在一个问题：飞行器的容积太小。因此之后又出现了大量的各种构型的乘波体。

之后出现的乘波构型就是上面我们说过的BUMP鼓包构型，原理我们也说过了，这里就不多说了，一些按照这个原理设计出的乘波体外形看起来也比较科幻，比如下面就是一个正面模型：

这个图是乘波体下型面的压力分布，从这里我们也可以看出其压力分布是横向递减的。

以上的两种乘波体都是建立在简单的圆锥激波或楔形波基础上构型的，事实上，由于飞行器形状与激波的相互影响，激波形状不可能是这么简单的轴对称的，并且为了增大乘波体飞行器的容积，又出现了众多类型的乘波体构型，由于本人所知有限，只知道很少几种，在这里我就只能给大家看些图，因为我实在不懂了。

这是吻切锥波构型的压力分布，吻切锥波是针对非轴对称激波流场采用轴对称流场模拟的一种形式。由于是非轴对称流场，因此乘波体容积和适用流场、使用速度范围都相对较大。至于算法，我这几天看了几天还是没懂，大家就不要难为我了。

说完乘波体的构型，在这里本人要再次向成飞的科技工作者致敬。乘波构型的论文在04年以前我国的期刊杂志上发表的非常多，大概也是在04年左右，枭龙04号机出现了，在全世界第二个采用了DSI进气道。而宋文骢总师曾说过，当时也就是三四个年轻人看到F35采用了DSI进气道之后在很短时间内就搞出来了。从这里我知道，成飞的年轻的科技工作者是多么厉害，这需要多么深厚扎实的功底才能一下就搞出来？我现在猜测这几个年轻人就是04年左右发表大量乘波体文章的那几位科技人员。

说完乘波体气动外形，我们来说说次轨飞行器的动力，要想次轨飞行器能够在30—200千米的高空飞行，高效的动力是比不可少的。这就提出了一个问题，用什么动力系统才能满足高空高速的飞行？我们知道，目前飞行器所采用的动力系统主要有涡喷发动机、涡扇发动机、火箭发动机等。其中火箭发动机自带氧化剂，适应于外太空飞行，但是在大气层内则因为氧化剂而付出了额外的重量，相对于从空气中吸收氧气的发动机，比冲要低一些。而涡扇发动机目前是效率最高、应用最广的喷气发动机，但是却有一个迎面阻力大，不适用于高速飞行的问题。涡喷发动机虽然相对于涡扇效率低，费油，但是在高空高速时却具有更好的性能。所以当年两大双三飞机SR71黑鸟和米格25都是采用了涡喷发动机。但是到了速度再高一些的时候，涡喷也不行了。据说当年米格25在三倍音速的时候，就出现了压气机风车现象，压气效率急剧下降。而黑鸟为了解决这个问题，就采用了涡喷与亚燃冲压发动机串联的巧妙布局，即将涡喷的加力燃烧室作为亚燃冲压发动机的燃烧室。当进入3M以后，屏蔽前面的涡喷发动机，压缩空气通过旁路绕过涡喷直接流入加力燃烧室，在加力燃烧室中点燃，形成一个超音速亚燃冲压发动机。

冲压发动机作为一种结构最简单的发动机，具有极高的推重比，尤其是在较高音速的条件下，单纯依靠进气道压缩就足以满足发动机进气要求，在3M时，进气道出口的静压与自由流静压之比就达到了30；当3.5M时，进气道出口静压与自由流静压之比可以达到60。这时完全不需要压气机来额外增压了。

冲压发动机存在着亚燃与超燃两种类型，所谓亚燃就是指进入发动机燃烧室的气流速度是亚音速的，超燃则是指进入燃烧室的气流速度是超音速的。这里先说一下亚燃冲压发动机。在现在的飞机发动机工作过程中，进气道都起着对来流减速压缩的作用，一般都是将进气来流减速为亚音速，提高进气的压力和密度。随着进气被压缩，其温度也在上升。当速度达到6M时，随着进气道最空气的压缩，温度急剧上升，如果燃烧室进口的气流速度被限制在0.2M时，燃烧室进口可达1600K，如果速度提高到10M时，燃烧室进口的气体温度可能达到3600K。这时燃烧所产生的热量将导致燃烧产物可能离解，导致燃烧热量被浪费，使燃烧效率很低。被离解的燃烧产物喷出尾喷口后在空气中再次复合，就浪费了燃烧的热量。大概在10M时，亚燃冲压发动机将不再产生推力。这时就需要一种新的冲压体制来代替亚燃发动机，这就是超燃冲压发动机。下图是亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机的对比：

图是我自己画的，比较粗糙，大家将就着看吧。上面是亚燃冲压发动机，其特点是首先对来流进行减速压缩，使之速度降低到亚音速，然后进入扩张的燃烧室，在燃烧室中燃烧后，经过收敛—扩张喷口喷出。之所以采用收敛—扩张喷口是因为燃烧产生的高温其他也是亚音速的，亚音速气体经过收敛喷口，越收敛速度越快，压力越低，当速度达到音速时，性质又反过来，超音速气流越扩张速度越快，这时就需要扩张喷口，超音速气流在扩张喷口中继续加速，加速过程中压力降低。当燃气被加速到内部压力与外界大气压力相等时，就达到了临界状态，就可以以最大速度喷出了，再加速就会造成燃气压力小于外界压力了。

图的下面是超燃冲压发动机，其结构与亚燃不同，首先也是进气道对来流减速压缩，但是减速只减到超音速，然后是一段等截面过渡段，以保证进气道出口气流的变化不影响燃烧室入口的气流。之后就是完全扩张的燃烧室和尾喷口。因为燃烧室在超音速环境下进行的，所以一直保持着扩张加速状态。

超燃发动机与亚燃发动机相比，由于气流始终在超音速状态，因此进气道压缩比要小，进气气流的温度要低，燃烧室温度也要低，可以保证在较低的燃烧室温度条件下产生强大的推力。

超燃冲压发动机作为高速飞行器的发动机具有结构简单、推重比大、性能优良等优点。同时超燃冲压发动机与乘波体飞行器在一体化设计上具有得天独厚的优势，下图就是乘波体飞行器与超燃冲压发动机一体化设计的简图：

图中粗线下面的就是超燃冲压发动机，利用乘波体下型面将激波后的空气急剧压缩的特点，直接将下型面和激波作为进气道。燃烧室的燃气喷出后，利用乘波体后部下型面和激波形成的一个巨大的扩张喷口继续对燃气进行加速。

说了这么多超燃冲压发动机的好处，咱们来说说目前的实际情况。超燃冲压发动机目前还不成熟，主要表现在燃烧不稳定，目前听说的最好的超燃冲压发动机的工作记录是美国的一个实验，据说达到了在6倍以上音速条件下主动工作了几十秒。三哥宣称自己在超燃冲压发动机上具有领先地位，最好的记录是在一枚火箭外捆绑了一个超燃燃烧室，在3倍以上音速时被动工作了十几秒。超燃冲压发动机最大的问题就是在高速气流中燃烧，用专家的话说就类似于在龙卷风中点燃一根火柴，并让它稳定燃烧，难度确实有点大。

超燃冲压发动机虽然好处很多，但是它并不是唯一一种高速飞行器的动力选择。还有一种发动机，也是前景十分好的发动机，这就是脉冲爆震发动机。这种发动机结构更简单，就是一个一段可封闭，一段开放的管子。除了结构简单，它最大的特点是效率高，与其他喷气发动机不同的是，脉冲爆震发动机的工作循环是等容循环，其他喷气发动机都是等压循环，效率远比其他喷气发动机为高。脉冲爆震发动机的燃烧也与其他发动机不同，其他喷气发动机的燃烧都是爆燃，而脉冲爆震发动机的燃烧是爆炸，其爆震波的传播速度比爆燃波快得多，单位推力也更大。脉冲爆震发动机的另一个好处是，它不同于超燃冲压发动机和亚燃冲压发动机必须在具有一定速度下才能工作的特点，它是可以从静止到高速都可以工作的。下图是脉冲爆震发动机的工作循环：

1是向燃烧室喷入燃油，吸入空气；2是点火；3是产生爆震；4是爆震波向喷口冲出；5是喷出的燃气对燃烧室产生吸出作用，将爆炸后的产物吸出；6是吸入空气，准备进行下一次燃烧。在这里需要说明的是，为什么爆震发动机是这么长的一根管子？这是因为在点火后，最初的燃烧还是爆燃，需要经过加速后成为爆震，爆震波经过燃油—空气混合气体后会进一步加强爆震。

脉冲爆震发动机也有问题：第一，由于工作环境及其恶劣，爆震产生的高温高压都要由燃烧室承担，因此燃烧室寿命及其有限，很快就会烧毁；第二、脉冲爆震发动机的工作循环是间歇性的，不能产生连续推力。

要解决这些问题，第一是提高材料性能，生产出更加耐高温高压的燃烧室材料。第二就是多个脉冲爆震发动机并联，通过控制各个发动机的工作，形成连续推力，或提高工作频率，使间歇性工作表现出连续推力。目前是否有脉冲爆震发动机投入使用还不清楚，有人看到过美国“曙光女神”留下的绳结状尾迹，怀疑美国已经将脉冲爆震发动机投入使用，但是米国死活不承认，咱们也不知道这是否是真的。

土鳖抗铁牛