主题：【原创】比声音还快（一）（完） -- 晨枫

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M5一下工作，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

• 哈，以前贴过冲压到PDE的问题

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，细节请见《回归地球母亲之路》。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

这个当然就比较搞笑了

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

• 谢谢喜欢“米格的天空”
• 这个乘波体和压缩升力是一回事