导语：《飞机的账本》系列。每一个设计背后短线配资资讯，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。
01
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。
02
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。
03
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。
04
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。
05
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。
激波位置、压力场、发动机转速和进气流量，必须始终维持在脆弱的动态平衡里。
航空工程里有大量这种术语，英文乍一眼看上去人畜无害，但如果没有扎实的工程背景和上下文，光看字面根本不知道它在说什么，甚至会往完全相反的方向理解。这也是为什么这个行业的门槛，从来不在于记住了多少个单词，而在于我们是否真正理解每个词每句话背后那套真正的物理意义。
还有更要命的是气动后果：喘振或熄火会导致进气道溢流门迅速大开向下排气。这股突然改变方向的气流会改变机翼上方的升力分布，会导致飞机向熄火发动机的反方向发生侧倾和偏航。
在18000米的高空，2马赫的速度下，飞机突然失去一侧两台发动机的推力，同时向另一侧猛烈翻滚，这就是飞行员在模拟器里反复训练的场景。
1971年的一次试飞中，发动机喘振导致进气道斜板脱落，打坏了发动机。飞机安全着陆了。这次事故直接推动了AICU控制系统的全面升级。
1979年华盛顿杜勒斯机场，一架协和号起飞时轮胎爆裂，碎片被吸入2号发动机，压气机失速喘振。飞机带伤飞回来了。
2000年巴黎戈内斯。碎片、燃油、大火和发动机推力损失连在了一起。飞机没能回来。那场灾难的因果链比人们以为的更复杂。详细的账本，留到后面再算。
06
关闭加力燃烧室之后，才是真正意义的巡航
奥林帕斯593有加力燃烧室，在发动机涡轮后面再喷一次燃油点火，用额外的燃烧换取短时间内的推力陡增，代价是油耗飙升。
起飞时开，跨音速加速时也开，可以从0.96马赫推到1.7马赫，这个过程空气阻力最大，需要额外20%的推力硬顶过去。但在1.7马赫之后，加力燃烧室会关闭。
加力燃烧室关闭之后，协和号不但没有减速，反而稳定在了2马赫的巡航速度。这就是所谓超音速巡航（Supercruise）。
加力燃烧室关闭之后，协和号才真正进入最擅长的速度区间。
原理回到了进气道：当速度达到1.7马赫，进气道的冲压效应已经足够强大，7.3:1的压力恢复加上发动机自身的压缩，总压比逼近82:1。
在这个压比下，涡喷发动机的干推力（不开加力的推力）已经足以克服2马赫的空气阻力。
加力燃烧室在起飞和跨音速阶段是救命的，但在超音速巡航阶段是一种累赘，它额外消耗的燃油换来的推力增量，在这个速度区间已经不划算了。关闭加力燃烧室，油耗直降，航程可以拉满。这是协和号能用100吨燃油从伦敦飞到纽约的核心前提。
没有supercruise，它飞不到一半路程就得落地加油。
协和号每小时烧掉25600升航空燃油，100个座位，同一条航线上，波音747每小时烧14400升，但它装400个人。
算一笔账：协和号每位乘客每英里消耗的燃油，大约是波音747的4到5倍。
一张伦敦到纽约的协和号机票，最后卖到了12000美元。物理世界赢了每一场战斗。账本输了整场战争。
07
尾声
协和号在2马赫时的热效率是43%。从燃油中提取的化学能，有43%变成了有用的推进在做功。剩下的57%变成了热能。进气道用激波省下来的每一点效率，最后都变成了温度，变成了结构寿命，变成了材料的疲劳极限，变成了维修账单上一行一行的数字。
不是发动机不够猛。不是进气道不够精密。是协和号所用的RR58铝合金，在127°C以上长期运行时，疲劳寿命会急剧恶化。是机身在飞行中会伸长15到25厘米。是燃油不仅要烧，还要同时承担散热和配重的功能，一旦燃油系统出问题，三个功能会同时崩溃。
「飞机的账本」系列。写飞机，不是因为它很酷。是因为它很贵。贵的不只是钱。飞机这个东西，最残忍的地方就在这里：你可以向物理世界借。但它后面一定会来收账。
2马赫不是免费的。速度、温度、材料寿命和燃油系统，最后都要一起结账。
下一篇，继续拆协和号的热力牢笼。如果你身边也有人觉得“发动机就是飞机动力的全部”，把这篇转给他。点赞、关注、转发，下一期协和号的热力账本继续拆。
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