退役20年至今无人超越：发动机只出了8%的力，协和号凭什么飞到2马赫？|协和号|压气机|发动机|无人超越|涵道|燃油|超音速|马赫

导语：《飞机的账本》系列。每一个设计背后，都有人在付账。从这一期开始，我们拆协和号。这架飞机值得用好几期来讲——它的进气道、热力系统、材料极限、以及最后那场空难，每一个切口都是一本独立的账。本期是第一篇：进气道。

协和号机腹下方的双联进气道。真正让它飞上2马赫的，不只是发动机。

协和号在2马赫巡航时，发动机核心机对净推力的贡献大约是8%。

不是80%，是8%。剩下那92%的力，来自一根3米多长的管子，和管子尾端的喷管。

这根管子不烧油，也不转叶片，里面没有任何旋转部件。但在两倍音速的条件下，它是整架飞机真正的动力主角。它叫进气道。这一期拆的就是它。

一台不太对劲的发动机

先看参数。协和号用的发动机叫奥林帕斯593 Mk 610，罗尔斯·罗伊斯和法国斯奈克玛联合研制。

类型：纯涡轮喷气（涵道比为零）

压气机：14级轴流式（低压7级 + 高压7级）

涡轮：单级高压 + 单级低压

最大推力（开加力）：169.2 kN（38050磅）

最大推力（不开加力）：139.4 kN（31350磅）

涡轮前温度：1450°C

自身压缩比：15.5:1（地面静态标称值）

进气量：186 kg/s

四台发动机，总推力大约677 kN。

可以推着一架最大起飞重量187吨的飞机，飞到18000米高空，2马赫，两倍音速，大约每小时2180公里。

参数看着没什么问题。但有一个数字很奇怪。

涵道比：零。

Olympus 593。没有大风扇，没有外涵道。协和号走的是另一条空气动力学路线。

今天我们坐的每一架民航客机，发动机前面都顶着一个巨大的风扇。风扇吸进来的空气，大部分其实没进燃烧室——它们绕过核心，从外面那圈通道（叫涵道）直接往后推出去。

这股没烧过的冷风反而提供了大部分推力，而且非常省油。

绕过去的空气和进入核心的空气之比，就是涵道比。

举几个例子：波音777的GE90，涵道比9:1，9份空气绕行，只有1份被烧掉。

波音787的GEnx-1B，约9:1。

空客A350的遄达XWB，9.6:1。

连波音747-8用的GEnx-2B，也有8:1。

现代民航发动机，绝大多数空气都是“不烧而过”的。

协和号的奥林帕斯593，涵道比是零。

没有外涵道，没有大风扇。进入发动机的空气全部走核心流路，压缩、燃烧、膨胀，一套热力循环走完。这种发动机叫涡喷，涡轮喷气发动机的简称。

这在今天看起来是疯了。

涡扇（带外涵道的）比涡喷省油得多，这是航空工程半个世纪以来的共识。

但是协和号的工程师做了一个很干脆的取舍：涡扇的大风扇意味着大迎风面积。在亚音速，这不是问题。在2马赫，迎风面积每大一分，阻力就大一分。涡喷没有外涵道，截面积小，迎风阻力最低。所以协和号选了涡喷，但涡喷有一个致命的弱点，它处理不了超音速的进气。

一个吃不了快餐的胃

发动机最前面是压气机，一组高速旋转的叶片盘，职责是把吸进来的空气一级一级压缩到很高的密度，然后送进燃烧室点火。

每一片压气机叶片，本质上就是一片微型机翼，靠气流的攻角产生压缩力。

问题是：当进气速度超过音速，叶片前缘会产生激波——空气在超音速下被猛烈压缩时形成的一道极薄的高压面，类似水面上快艇劈开的那道尖锐波浪，只不过发生在空气中。

激波会导致气流在叶片表面剧烈分离，压缩力崩塌，压气机会失速。

直白一点讲：我们往一个高速转动的风扇里硬灌超音速的风，风扇不会转得更快，它会被呛死。这就是所有超音速飞机面临的根本矛盾，飞机在2马赫飞，但发动机只能吃0.5马赫的空气。中间差了4倍的速度，谁来减速？进气道。

协和号进气道工作示意。空气在这里被激波逐级减速，从2马赫降到发动机能接受的范围。

用激波当刹车

这不是协和号独有的挑战。

所有超音速飞机都要解决同一道题：怎么把超音速空气减到发动机能接受的速度。

冷战时期的战斗机各有各的解法。米格-21的机头有一个可以前后移动的锥体，叫激波锥，靠锥面在空气中制造斜激波，把进气速度压下来。

F-15的进气口里装了一套可调斜板，原理和协和号接近。

但是飞得最快的有人驾驶飞机SR-71黑鸟，进气道里有一根可以纵向滑动的尖锥，在3.2马赫时向后缩进约66厘米来精确控制激波位置。在那个速度下，SR-71发动机核心机的推力贡献只有大约17%到20%，进气道和尾喷管系统拿走了剩下的全部。

SR-71 的可调进气锥。在3马赫时代，进气道的重要性甚至超过发动机本身。

规律很清楚：飞得越快，进气道越重要，发动机越退居幕后。

协和号飞2马赫，进气道贡献是63%。SR-71飞3.2马赫，进气道贡献更高。到了完全不需要发动机旋转部件的冲压发动机，进气道就是一切。

协和号的进气道是一根长约3.5米的方形管道，安装在机翼下方，每侧两台发动机共用一个双联进气道。

管道顶部有两块可以上下活动的斜板，分别是前斜板和后斜板。底部有一扇可以开合的门，叫溢流门。

就这三个可动部件。里面没有任何旋转的东西，不烧一滴油，连一片叶片都没有。但是这套系统在2马赫巡航时，贡献了整架飞机63%的净推力。它的工作原理，是用激波当刹车。

当飞机低于1.3马赫时，两块斜板完全收平，进气道就是一根普通的管子。当速度超过1.3马赫，斜板开始向下倾斜。倾斜的斜板在气流中制造出一系列斜激波。

前面说过，激波是空气被猛烈压缩时形成的高压面。"斜"激波的意思是这道压力面和气流方向之间有一个夹角，不是正面硬挡，空气穿过它的时候速度会下降一级，压力会升高一级，但不至于一次性被堵死。

为什么不用和气流正面垂直的"正激波"一步到位？因为正激波虽然减速猛，但能量损失太大，大量动能会被转化成废热白白散掉。

协和号没有选择“一脚急刹”，而是用多道斜激波逐级减速，尽可能保住压力和能量。

斜激波则温和得多，每道波都只减一点速，但保留住的压力更多，散掉的能量更少。用多道斜激波梯级减速，就像下楼梯一样，一步一步地走，比直接跳下去安全得多。

通过精确控制两块斜板的角度，系统让这些斜激波精准交汇在进气口的下沿。气流穿过这一连串斜激波之后，速度可以从2马赫降到1.2马赫左右。

然后，在第一级斜板末端的管道内部，形成最后一道终结正激波，这一道是正面垂直拦截的，一锤定音，把空气速度从超音速直接拽到亚音速。

最后一段路：亚音速的空气进入一段截面积逐渐扩大的管道。根据流体力学基本定律，亚音速气流在扩张管道中减速增压，空气在这里进一步平滑减速，从大约0.9马赫降到0.5马赫，压力达到峰值。

现在的0.5马赫，发动机能吃下了。

整个过程耗时不到0.1秒。从2马赫到0.5马赫，空气在三米多长的管道里完成了四倍的减速。

没有任何运动部件参与减速本身，激波是纯粹的物理现象，不需要能量输入，不会磨损，也不会疲劳。

代价是什么？温度。

每一道激波都在把动能转化成热能，空气在被减速的同时温度急剧攀升。到达发动机入口时，空气已经被压缩、加热到了远高于外界大气的温度和压力。

这是协和号热力噩梦的源头之一。但这个账，我们留到下一篇再来算。

63%

现在解释那个数字。在2马赫巡航时，协和号的推力分配是这样的：

进气道：63%

排气尾喷管：29%

发动机核心机：8%

发动机只贡献了8%。

物理原理也并不复杂：进气道在减速气流的过程中，空气被极度的压缩。在管道的后半段（亚音速扩散区），超高压的空气推在向前倾斜的管壁内表面上，产生了巨大的向前作用力。

管道前半段（超音速收缩区）的空气则对管壁施加向后的力。两者相减之后，进气道结构本身承受了一个巨大的向前净推力。

这个净推力，占了总推力的63%。

发动机也当然在出力。所有能量的源头仍然是燃油燃烧，进气道不会凭空变出能量。但在这个速度下，推力作为结构受力，主要是在进气道和喷管的压力场里兑现的。

发动机核心机的角色更像整个推进系统的心脏泵，不是肌肉组织这些。它维持气流持续通过进气道，保证循环不停转。进气道才是真正的肌肉。

换一种说法：在2马赫时，如果还把协和号的动力理解为"四台涡喷发动机推着飞机跑"，就差得太远了。

它更接近冲压发动机的工作逻辑，一种没有任何旋转部件、纯粹靠飞行速度把空气"撞"进管道、靠管道形状压缩空气、再喷射能量加速排出的推进器。协和号的奥林帕斯593在这个速度区间的角色，就是在冲压循环的中间加了一把火，让气流不停地通过这根管子。

这就是为什么涵道比为零的涡喷在2马赫时反而高效，在这个速度区间，单看核心机本身已经解释不了协和号的效率。关键的是整个推进系统的压力恢复效率，尤其是进气道，协和号的进气道在2马赫时实现了7.3:1的冲压压力恢复比。

7.3:1的冲压，乘以发动机在巡航工况下约11.3:1的实际压缩比（比地面标称的15.5:1低，因为高空高速工况下发动机的工作点不一样），总压比达到了82:1。

82:1又是什么概念？今天最先进的民航发动机之一，GE9X的总压比大约在60:1量级，主要靠风扇和压气机系统的机械压缩。协和号先靠进气道拿到7.3:1的冲压压缩，再叠加发动机自身的压缩，总压比直接推到了82:1。

如果我们开过带涡轮增压的车，可以这样理解：汽车的涡轮增压器靠一个高速旋转的涡轮把空气预先压缩，再喂给发动机，让发动机在排量不变的情况下榨出更多的动力。

协和号的进气道干的是同一类事，在空气进入发动机之前先把它压缩好，只不过它不用涡轮，用的是激波。这里的能量来源也不一样，涡轮增压器靠废气驱动，进气道靠的是飞机自身的飞行速度。但本质都是同一件事：先压后烧。

这套推进系统的整体热效率达到了43%。放在1969年首飞的飞机上，这个数据至今仍然让人觉得不真实。

当管子出了问题

进气道越精密，失效越恐怖。正常工作时，斜板角度、激波位置、气流速度三者之间处于精确的动态平衡中。

一台数字式进气道控制单元（AICU）——在当年属于非常前沿的数字控制系统，实时监控进气道压力比、飞行马赫数、发动机转速、飞机迎角以及斜板的实际位置，持续高频修正斜板角度，把它控制在最优区间。

这套平衡被打破的后果叫喘振，英文叫Surge，我们可以理解为发动机"被呛住了"。喘振发生时，进气道内的激波系统在毫秒之内崩溃。压气机前方的气压瞬间失衡，空气倒流，发动机发出一声巨响，像用铁锤砸了一下金属做的桶，然后瞬间丧失掉推力。

但是协和号的喘振还有一个更可怕的特性：连锁喘振，英文叫sympathetic surge。

这个英文名很有意思。sympathetic，字面意思是"同情的"，听上去温和、甚至有点拟人化，好像隔壁的发动机出于"同情"跟着一起出了问题。但是实际发生的事情跟同情没有半毛钱关系。同一侧的两台发动机紧紧挨在一起，共享一个双联短舱。在1.6马赫以上，一台发动机喘振喷出的压力脉冲会直接扰乱隔壁那台发动机的进气，导致它跟着喘振。一台出事，两台一起瘫。这不是字面上的"同情"，是物理规则上的强制传染。