平流层散步者，站在平流层看世界

协和号在 2 马赫的速度巡航时，发动机部分对净推力的贡献大约是 8%。

不是 80%，就只是 8%。

剩下的那 92%，主要来自发动机前面那根 3 米多长的进气道，以及尾端的排气喷管。这个进气道既不烧油，内部也没有任何的旋转部件，只是在两倍音速下，它才是整架飞机真正的主角。

63%、29%、8%，分别对应进气道、二次喷管和发动机的部分。我找了专门的资料，这个数据是出自赛峰博物馆之友协会出版的 Olympus 593 历史技术专刊，算的是 2 马赫巡航时各部分承担的净推力份额。能量的源头仍然是燃油燃烧，进气道不会凭空的制造能量。

2 马赫巡航时的净推力分配：进气道前后两部分合计 63%，发动机部分 8%，二次喷管 29%，图中机头朝左。

涵道比为零的底气

先来看协和号用的这台发动机，Olympus 593 是由罗尔斯·罗伊斯和斯奈克玛一起联合研制的。

布里斯托尔航空航天博物馆的 Olympus 593 剖开展品，多级压气机叶片清晰可见。
布鲁克兰兹博物馆的 Olympus 593 裸机，后方是协和号机翼下的发动机短舱。

如果我们看惯了今天民航客机机翼下挂着的大圆桶，再来看奥林帕斯 593 的数据，可能会有点意外，因为它的涵道比是 0。

现代民航发动机绝大多数是涡扇发动机，前面都是顶着一个巨大的风扇。风扇吸进来的空气，大部分从外围的涵道绕过去，不进入核心燃烧室。这股没有参与燃烧的冷风，反而提供了绝大部分推力，而且非常的省油。

波音 777 用的 GE90 涵道比高达9:1，也就是每有 1 份空气进入核心机，就有约 9 份从外涵道绕过去。

但是奥林帕斯 593 是一台涡喷发动机，没有外涵道。所有空气都进核心机，依次完成压缩、燃烧、膨胀。

2008 年范堡罗航展上的 GE90 展品：前端的大风扇，与后方较细的核心机形成鲜明对比。

在 60 年代末，涡扇比涡喷省油已经是航空工程界的常识，协和号的工程师却还是选了涡喷。

当然其中一个重要原因是迎风面积。涡扇的大风扇让发动机正面的横截面积大了一圈，在 2 马赫的速度下，这要付出很大的阻力代价。涡喷没有外涵道，正面更小，阻力更低。当然，选型不只看迎风面积，整个航程的油耗、发动机重量、开发风险都要算进去，但在两倍音速这个前提下，截面积小就是硬道理。

不过，迎面而来的超音速气流，还不能直接送进发动机。

用激波当刹车

发动机最前端是压气机，由多级高速旋转的叶片组成，负责把吸进来的空气一级一级的压缩，然后送进燃烧室。每一片压气机叶片本质上都是一片微型机翼，如果迎面吹来的气流速度远超设计值，叶片前缘就会出现强激波和严重的气流畸变，压气机可能会直接失速。

简单来说，飞机在 2 马赫的速度下飞，但是发动机只能接受大概 0.5 马赫的进气。把气流从超音速减到发动机能消化的亚音速，这个任务全部落在了进气道头上。

一般来说，超音速飞机都要解决这个问题，SR-71 黑鸟飞到 3.2 马赫时，据 NASA 的研究，光进气道就承担了超过一半的总推力。机型不同、速度不同，具体数字没法直接比，但是趋势很明确，飞得越快，进气道的分量就越重。

SR-71 滑行时的正面照。
SR-71 进气锥的侧前方近照，这个可动尖锥用来控制激波位置及进气道内的马赫数。

协和号的解法就是用激波当刹车。

它的进气道是一根长约 3.5 米的方形管道，管道顶部有两块可以调节角度的斜板，底部有一扇可以开合的溢流门。在 1.3 马赫以下，斜板收平，这就是一根普通管子。

当速度超过 1.3 马赫，斜板开始向下倾斜，在气流中形成一系列斜激波。

协和号进气道内的可调斜板实拍。
进气道的可调斜板、下方溢流门和相邻发动机布局。

空气每穿过一道斜激波，速度就降一些，压力升一些。这时候自然会问既然最终都要减到亚音速，为什么不干脆一道正激波直接踩到底？原因是正激波减速太猛，气流在这个过程中的总压损失非常大，就像下楼时直接跳下去，虽然快，但落地时膝盖吸收的能量远比一阶一阶走下来多得多。用多道斜激波分步减速，就是在一阶一阶走，每一步的损失都小，最后能保住的总压就要多很多。

进气道的电子控制系统不断调整斜板角度，让这些斜激波在进气口下沿交汇，气流速度由 2 马赫降到 1.2 马赫左右。

接着，斜板末端的管道内形成一道正激波，使气流降到亚音速。随后空气进入截面积逐渐扩大的扩散段，继续减速，到达发动机入口时约为 0.5 马赫。

前斜板、后斜板、喉道与亚音速扩散段，在这张原技术图上可以逐一对应。
协和号超音速巡航时的进气道。原图标出了斜激波（Inclined Shock Waves）与末端正激波（Normal ShockWave）。

从大概 2 马赫降到约 0.5 马赫，整个过程大致在0.01 秒这个量级。气流靠激波和扩散段减速，不需要旋转叶片。

推力分账与 82:1 的总压比

现在回到最开始的那个问题：进气道的 63%推力是怎么来的？

气流在减速过程中被大幅压缩。

管道后半段的截面积逐渐扩大，被压缩的高压空气推在管壁内表面上，因为壁面是向前倾斜的，这股压力就产生了一个向前的作用力，减去管道前半段气流向后推的力，剩下的就是进气道的向前净推力。

照这么算下来，进气道承担了 63%的净推力。不过这股力不是凭空来的，飞机本身要先飞到高速，进气道才能利用撞进来的气流产生推力。

这时候再把协和号理解为四台涡喷推着飞机跑就不够精确了。

巡航阶段，整套系统的工作方式已经接近冲压发动机，进气道先利用激波压缩气流，发动机接着用压气机进一步压缩、加热并维持气流循环，喷管负责膨胀做功。这三段接力缺一不可。

协和号在 2 马赫时，气流经过激波减速和扩散段后，发动机入口总压与外界大气静压的比值约为7.3:1，发动机本身的压气机压比约为11.3:1，两段的压力比相乘后约为82:1。

不过这个82:1已经把高速来流的冲压作用算了进去，不能直接拿去和其他发动机的压气机压比排座次。靠着进气道和压气机这套接力，1969 年首飞的协和号在巡航阶段的综合效率，一版我们叫 Overall Efficiency，这个放到当年是相当亮眼的。

这也解释了协和号的超音速巡航能力，起飞和跨音速加速阶段，阻力极大，必须开启加力燃烧室硬顶过去。

但到了 1.7 马赫，进气道的冲压作用已经够强。此时关掉加力，单靠发动机的干推力，也就是不开加力时的推力，就足以维持 2 马赫的巡航。

油耗随之骤降，这是协和号能装 100 吨燃油从伦敦一口气飞到纽约的核心前提。

会传染的喘振

如果斜板角度、激波位置与气流速度的动态平衡被打破，进气道内部的激波系统会在毫秒级崩溃，这叫进气道失稳（Unstart）。失稳可能诱发压气机喘振（Surge），发出一声类似铁锤砸桶的巨响，推力瞬间丧失。两者经常一起出现，但不是同一回事。

协和号在早期测试中还遇到过更棘手的状况，就是连锁喘振，英文叫Sympathetic surge。Sympathetic 这个词日常的意思是”同情的、有共鸣的”，听起来挺温和。但在航空工程里它描述的事情一点都不温和，同一侧的两台发动机紧紧挨在一个双联短舱里，超音速飞行时一台出了问题，喷出的气流冲击有可能扰乱旁边那台的进气，让它也跟着喘振。这种”同情”，其实是强制传染。

读英文技术报告时经常会遇到这类词，字面意思人畜无害，但实际在工程应用上完全不是一回事，光靠机翻真可能看了个寂寞。

退役协和号机翼下的双联短舱，同一侧两个进气口紧紧并排。黄色部分为展示时的封盖。
从后下方看协和号短舱，两具可调排气喷口并排布置。

后来进气道控制系统和放气阀的改进，专门针对这种风险做了防护。

喘振还会导致溢流门迅速大开，向下排气，打乱机翼的升力平衡，引发剧烈的偏航和姿态异常。如何在 2 马赫、18000 米高空应对这种突发状况，是每个协和号飞行员都必须在模拟机里反复练的科目。

127°C 的墙与百事可乐的蓝

超音速气流在减速过程中，一部分动能会转化为热能，空气到达发动机前，已经是滚烫的。

127°C 是协和号给自己划的温度红线：气流总温的运行上限。飞多快、外面多热，这个总温就有多高。

温度仪表把 TOTAL 与 STATIC 分开显示，中间直接标着 TMO＝127°C。这里限制的是气流总温。
历史技术回忆中的运行限制说明，TMO 条目列出 127°C。

机身蒙皮也是一样，飞得越快，烤得越狠。黑鸟 SR-71 飞 3.2 马赫时机身超过 300°C，洛克希德直接用了钛合金。英法团队没那个预算和加工条件上钛合金，给协和号选了一种抗高温能力更强的铝合金——RR58。

航空英文里有个词叫Creep，日常意思是”悄悄移动、蹑手蹑脚”，听上去人畜无害。但在材料工程里，它指的是金属在高温下长期受力时，会悄无声息地发生永久变形，就像烈日下的蜡烛慢慢弯折。中文意思叫蠕变，温度越高、受力越大、时间越久，蠕变越严重。RR58 在这方面做过专门强化，但也不是无限扛，受热的程度和时长都必须严格控制。这又是一个光靠机翻容易看走眼的词，报告里写着 creep，你以为是什么东西在慢慢爬，其实是金属结构在高温下悄悄变形走样。当然这种类似的词非常多，像 bleed air、stall......太多了，也不多 bibi 了。

接着正题，每次进入高速巡航，协和号的机身都会因受热膨胀而伸长 15 到 25 厘米。飞行工程师仪表板和舱壁之间会张开一道缝，刚好可以塞进一顶制服帽子。整架飞机的结构和涂层，都得能扛住这种反复的热胀冷缩。

飞行工程师面板旁留着一顶制服帽子。这张照片拍摄于退役后，并非巡航中张缝的瞬间。

协和号通常采用白色涂层，尽可能多地反射阳光让蒙皮温度低上几度。对长期受热的铝合金蒙皮来说，这几度就是很关键的余量。

1996 年，法航破了一次例，把一架协和号涂成了百事可乐的深蓝色。为了控制受热，机翼油箱所在区域仍保留白色。据协和号历史资料记载，这架蓝色协和号在较低马赫数下没有额外限制，但接近极限速度时，连续巡航时间就受到了限制，不然蒙皮温度兜不住。

1996 年的 F-BTSD：机身涂成百事蓝，机翼仍保留白色。

只换了个颜色，连高速巡航能持续多久，都得跟着改。

三位一体的燃油

机身蒙皮在受热，客舱里的乘客还需要冷气。普通客机的空调引气通常在 200°C 左右，外头还有零下几十度的冷风可以拿来做热交换降温。

但是协和号的发动机引气（Bleed Air）温度高达数百度，外面的冲压空气也被烤到了 100°C 以上。它仍能给引气降温，却已经不够冷，还得让燃油接着带走热量。

协和号的解法分两步走。第一步，先通过热交换器降温，冲压空气和燃油都要参与。第二步，预冷后的空气再进入空气循环机（ACM），通过涡轮膨胀做功，温度进一步降下来，最后才变成客舱所需的冷空气。

协和号冷气机实物：预冷后的空气还要经过涡轮膨胀，才能继续降温。
空气／燃油换热器：空气把热量传给燃油，两种流体并不混合。

燃油接走的还不止空调的热量。液压、电气等系统产生的废热，也全部通过热交换器传给燃油。

换句话说燃油在进入燃烧室之前，先给全机打了一圈工，充当了冷却介质。

此外，燃油还是配重。飞机突破音速时，升力中心会后移大约 1.8 米，机头会被压下去，产生强烈的低头趋势。如果靠舵面去硬扳，阻力会大到航程严重缩水。飞行工程师的办法是通过阀门和管路，把燃油从前方油箱调往后方，包括机尾配平油箱和机翼后部油箱，让飞机的重心跟着往后挪，去匹配升力中心的后移。

协和号油箱布局。图中可见机翼各油箱，以及机尾的 11 号油箱。

燃油要供给发动机、带走热量，还要用来调整重心，三件事都落在同一套燃油系统上。这套设计真的很牛，真是一群天才设计师，但是这也意味着如果某种故障组合同时影响到这三项功能，后果会非常严重。

再回到开头那 8%。这个数字说的是推力怎么在各部件之间分配，不能拿它来衡量发动机对整架飞机有多重要。

进气道压缩气流、发动机加热驱动、喷管膨胀做功，机身扛住高温，燃油兼顾散热和配重。每一环都在极限附近运转，才换来这台机器的两倍音速巡航。

可同样从伦敦飞到纽约，摊到每位旅客身上，协和号的燃油负担还是比同期的亚音速宽体客机重得多。飞得快，这笔燃油账却省不下来。

有兴趣的朋友还可以看看我之前写过的超音速回答，也能回答很多你们遇到的但是好像和直觉不太对的上的问题。

超音速客机未来北京飞上海可能只需半小时，普通人还要等多久才能坐上？该技术商业化应用面临哪些挑战？

参考资料：

[1] AAMS，《Prendre l’air》Olympus 593 aams.museum/wp-content/

[2] ConcordeSST.com, Powerplant concordesst.com/powerpl

[3] NASA： NASA Glenn Research Center, Compressor Thermodynamics. grc.nasa.gov/www/k-12/a

[4] NASA TM-4144： Morris, Geiselhart & Coen, “Performance Potential of an Advanced Technology Mach 3 Turbojet Engine Installed on a Conceptual High-Speed Civil Transport,” 1989. ntrs.nasa.gov/api/citat

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[13]Roger Gau，Simulateur Concorde。 simulateurconcorde.net/

[14] ConcordeSST.com, Pepsi Concorde concordesst.com/history

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