超音速客机的新纪元

晨枫

20年前，“协和式”客机飞完了最后一班航班，从此，世界再无超音速民航飞机。2024年，NASA计划开始X-59研究机的飞行，验证低噪音超音速飞行的概念，有可能重启民航的超音速时代。
7 j9 X6 h  [0 d, o, E- b! E. V( G

“协和式”与维多利亚时代的工程奇迹布里斯托尔悬索桥在一起，惺惺相惜
( W6 ?. c2 V) W  b) h2 }
“协和式“代表了一个时代。这是科技似乎没有极限的时代，也是老欧洲还有梦想的时代。英法的梦想不仅在于重建欧洲的科技高地，也在于通过欧洲联合而重获战后世界的话语权。
* M  O5 a( b# j2 W- D
但老欧洲大势已去，“协和式”的抢跑实际上帮美国踩了一遍坑。超音速飞行的技术门槛不说，音爆成为跨不过去的坎。
& k! t1 K! x, O. c9 L6 T3 A% }* Y( U
6 s2 m$ w) `. G/ e  G/ e! a飞行体飞行时，对前方空气压缩，产生压力波，压力波以音速传播。飞行体以低于音速（M<1）的速度飞行时，压力波能正常扩散，飞行阻力较低，好比马跑过来，羊群纷纷散开一样。飞行体以高于音速（M>1）的速度飞行时，压力波扩散不及，叠压在一起，形成激波，阻力大增。这好比马跑得太快，羊群躲闪不及，挤到一起，马只能踩过羊群往前跑，阻力自然增加。

激波在理论上密度可以达到无穷高，实际上也好比空气中无形的石墙，扫过地面的时候，会形成爆炸一样的巨响。实际上，爆炸声本来就是气浪形成激波的产物。
8 e  K/ |/ E3 }. X# k, q4 z6 `
8 W' i' D7 I) }3 o2 p, A平头飞行体超音速飞行时，前方产生正激波，锋面与前进方向垂直。正激波的强度最高，锋面后的气流减速到亚音速，阻力也最大。尖锐或者斜面飞行体超音速飞行时，产生斜激波，角度由马赫公式M sin⁡θ=1确定，为激波角度，M为马赫数。斜激波对气流的减速作用降低，但阻力也小得多。

飞行体不一定只产生一道激波，只要局部气流速度超过音速，每一个突出物都产生自己的激波。躲在前激波后的突出物承受降低速度的气流和较低的阻力，所以马赫公式常用于确定超音速飞机机翼的后掠角，确保机翼“藏在”机头引起的激波锥背后。早期M2战斗机（如“幻影III”、米格-21）的机翼后掠角选为60度左右，就是因为M2时马赫角为60度。

; e- E9 X) F+ S$ L实际飞机的激波情况要复杂得多，但基本上都可以分解为一系列机体表面形状产生的激波及其互相干扰的结果。但这也提供了一个思路：如果利用波的干扰和对消，可以降低音爆的强度。这正是X-59的理论基础。
3 Z  R( Z% ^* B) S* P0 i
. r6 H9 F$ y) R1 H6 M, K- o4 P5 q! O
X-59的形状比较特别。特别细长的机头超过全长的1/3，也有一对民航客机少见的鸭翼。鸭翼后掠63度，平尾后掠也是63度，机翼内段后掠76度，外段后掠68.6度。垂尾后掠59度。

设计巡航速度M1.4。按照马赫公式，激波锥角度约为45.6度。显然，所有翼面的后掠角都超过马赫角，不仅减阻，而且是按照产生额外激波以形成激波对消来设计的。特别细长的机头也与激波波长有关，要对消，需要移位半波长。
/ i7 E0 z. \  {0 D9 g. ]6 U

% F/ F# s2 O- k; X4 \
1 `5 [; E, @7 X9 X( ~9 j/ d! ^理论计算的结果表明，在55000英尺（约16760米）高度以M1.4飞行的时候，地面感觉的噪声只有75分贝，比坐在车里听车门“砰”地拉上还要轻。也就是说，音爆的声强从爆炸声降低到远方的闷雷声的水平，这就很可以接受了。
$ `  a. }% m' V( K9 n9 ^/ ?
$ R$ R9 c0 {/ R& L1 _; q4 d: w. k3 A. \作为比照，“协和式”的噪声高达105分贝。
. a, O! G7 r) {
0 M( {! M; P2 M2 _, x
协和式的激波
. Z/ ^$ \& k; C& p8 X# ~: J
“协和式“在设计时，主要考虑是减阻。由于时代限制，设计水平相对较低，激波设计比较简单，最主要的激波来自机头和机翼。上图是风洞试验时拍摄的。机头激波遇到风洞壁的时候，形成反射，所以还有两道对称的反射激波。这是风洞里特有的，实际飞行时没有那两道反射激波。机翼也有两道反射激波，图中没有显示出来。



2 g' }. S% {4 I4 W  d7 r$ v
-59的激波

; I: G, C3 A1 h0 V4 F. M! tX-59的激波就复杂得多了。机头激波并不特别强烈，这是因为激波强度与飞行体的截面积和长度之比有关，特别细长的物体产生相对较弱的激波。鸭翼产生较强激波，有效地“屏蔽”了机翼，对减阻和降低激波阻力都有利。这是“牺牲小我、保护大我”。
6 U& e( X) o  }7 o3 R2 J! P# X
机背的发动机也产生很强的激波，这没办法，进气口的突出无法避免。机背发动机有机体的屏蔽，降低地面感受到的噪声，所以在水平方向上，激波并不对称，上激波较强，下激波较弱。实际上，由于下机体很平顺，下激波在总体上较弱，因此对地面音爆的影响较低。机体凹凸集中在上机体，天堂里的噪声就没人在乎了。

机尾再次产生较强激波。在超音速飞行体飞过后，周围空气涌入尾后的低压区填空，也产生激波，所以只要有可能，需要有细长尖锐的尾锥填补空间，苏-27的尾锥就是干这个用的。但再填补，也只能减弱而不可能彻底消除激波。F-22扁平的二维转向喷口用不同的方法实现了类似的作用。X-59是单发，又是成本需要严格控制的研究机，两个办法都不好用，就只能留憾了。

但从X-59的目的而言，主要是降噪，不是减阻。如果尾激波产生的音爆不超过主要激波，进一步降低意义不大，所以也不是多大的遗憾。
: n5 M! d8 l. j7 t7 T+ Y
  r" O3 V1 @7 d9 x& e* NX-59计划在2024年开始试飞，NASA的几个主要飞行基地都做好准备，便于X-59飞行各种路线，在各种条件下测试地面感受到的实际音爆。如果能验证激波对消降噪的理论，有可能说服FAA改写不准民航机在大陆和海岸上空超音速飞行的禁令，重启民航的超音速时代。

, M2 O+ G. }) P! o4 s但X-59代表的新技术没有解决超音速民航的经济性问题，实际上有可能还有恶化。
/ b. w* z, @* J4 E  ?3 z. ]: b
, k  M# {1 V% y! I5 ?2 T  B+ I“协和式“在60000英尺（约18300米）的巡航速度为M2.02（约2150公里/小时），这是精细计算后确定的。速度进一步提高的话，铝合金就需要换成钛合金，成本上不可接受。很多战斗机的最高速度更高，但只能维持短时间冲刺，蒙皮热量聚集问题还不大。长时间维持这个速度，就需要像SR-71那样用钛合金，或者像米格-25那样用不锈钢。

速度降低过多的话，与高亚音速客机拉不开差距，就失去意义了。比如说，波音747的速度约990公里/小时，现代高亚音速客机都相差不多。对于关键的大西洋航线来说，“协和式”单程3.5小时，可以朝去夕返，对于不差钱的商务旅客很有用。波音747需要7.5小时，再豪华的头等舱，当天往返也不可能。

1 t! M9 h0 n' M% K/ J7 j但X-59的速度“只有”M1.4，介于“协和式”和波音747之间，除非在目的地机场的星巴克买杯咖啡拿上、掉头就上回程飞机，大西洋航线当天往返不现实。太平洋航线更加没有优势。按照高亚音速的速度，太平洋航线由于时差和时长关系，起飞和落地在两端是差不多同样的当地时间，朝发朝至，夕发夕至，M1.4并不能缩短多少，做不到朝发夕至或者夕发朝至，更不可能当天往返。这使得M1.4客机的定位比较尴尬，既没有快到使得不差钱的旅客愿意掏钱，又不可能便宜到因为速度更快而把旅客吸引过来。

但X-59选择M1.4是有道理的。速度进一步提高到M2而机头还要起半波对消作用的话，需要进一步加长，使得飞机的有用容积占比进一步受到限制。鸭翼、机翼、平尾、垂尾的后掠角需要进一步加大，在气动布局上带来进一步的压力。
4 u$ ~: @! C. ~. o4 N5 t7 k- j+ l% s/ \
作为民航客机，X-59的机身有用容积是绕不过去的问题。X-59是单座的，不能载客。作为研究机，这毫无问题。但特别细长的机身和超长、尖细的机头使得机舱内座位布置很受限制，发动机下的舱段还不能载人。
0 L) Y6 y/ o, X
“协和式”是2+2的，但按照现在的标准，座椅的宽度和间距都太小。机舱也很矮，正常高度的人勉强站直。头顶行李箱则是没有的。这问题不大，因为“协和式”是全头等舱，连商务舱都没有，更没有经济舱，没有随身行李这一说。
$ z0 l, _! o, }2 X( W
0 h9 r$ d5 D. F& l2 \在80年代“协和式”高峰的时候，纽约到伦敦的单程票是8000美元，而波音747头等舱来回票是1400美元。经济性一直是“协和式”的大问题，纽约-伦敦航线还是赚钱的，纽约-巴黎航线始终是赔钱的。其他航线因为经济性问题，想过很多，实现的一条也没有。

) K4 T, x; q4 p2 H: BX-59要放大到客机尺寸，经济性比“协和式”还要捉急。X-59全长30.3米，最大起飞重量11.3吨。作为比照，同样为超音速减阻高度优化的F-104战斗机全长16.7米，最大起飞重量13.5吨。也就是说，X-59的“空心度”更高，更不利于载人载货。
& X) o, K7 @- s5 c* E* `
1 B* X' o; Y, g9 W“协和式“全长66.7米，其中客舱长度占全长过半。X-59放大到客机尺寸的话，客舱长度占全长不超过1/4。也就是说，要达到同样的载客量和客舱段，“X-59客机”全长需要达到130-140米。A380的长度才72.7米。近两倍的长度将给机场运作带来巨大的困扰，首先就是没有登机桥可能靠得上去。用大巴驳接和停机坪上下的话，仪式感满满，但便捷和舒适就不达标了。

2 n& K1 X7 q  s( @: X" \0 y  ^超音速客机动力作为传统瓶颈，反而可能是接近解决的问题。

“协和式”是唯一采用加力涡喷发动机的民航客机。在起飞和加速时，需要使用油耗和噪音都很大的加力推力。在M1.7以上，反而不再需要加力推力，而转入非加力巡航推力。这是因为在更高的速度下，进气的冲压压力对压气机压缩比是加成，提高了发动机出力。
- |. x. K+ e' X4 L* x; u3 ?6 I
X-59采用一台通用电气F414-100加力涡扇。涡扇比涡喷省油，但在超音速巡航状态下，涡喷其实效率更高，涡扇的优势区在低速到高亚音速。

作为研究机，要紧的是装一台现成、推力级适用的发动机，降低项目成本。但作为民航客机，最终还是需要解决发动机问题。随着自适应发动机的发展，新一代涡扇-涡喷发动机或许能够不用油耗和噪声特别高的加力就提供足够的起飞和加速推力，最终达到超音速巡航。

1 x% K: C3 L* W4 m& m6 l/ ~6 B美国空军的自适应发动机已经进入深度研发阶段，计划用于下一阶段F-35的升级。这基于三涵道结构，可以看作低涵道比涡扇再增加一个可按需启动的外涵道。在需要高涵道比的起飞和低速加速状态下启用，在高速飞行时则不作为动力涵道，只作为冷却空气的流道。

这或许已经足够用于超音速客机无加力起飞、加速到低超巡（不超过M1.4-1.6）了。“协和式“的发动机加力推力达到170kN，非加力推力达到136kN。F-35使用的普拉特-惠特尼F135加力推力高达195kN，非加力推力130kN，已经很相近了。F-35在设计上就没有超巡要求，适配的三涵道发动机也不会对超巡要求多做考虑，用于超巡为主的超音速客机就需要额外关注长期超巡的问题了。
. o& `7 c/ F1 w- H0 v( L% Z
5 F+ i$ P9 X8 H# RNASA的X飞机计划从一开始就是开拓前沿的。X-1首破音障，X-15创造的有人速度记录（M6.7）至今没有打破，现在X-59在试图重启民航的超音速时代。即使X-59的试飞获得完全的成功，到实用的超音速客机还有很长的路，好在已经不是茫茫黑夜了。

3 u" G# r' @! k% Z+ t
" a5 k6 i, L* @- h不久，这就不再是艺术想象，而是现实

togo

超音速飞机突破音障的时候，是只有一声巨大的爆炸声，还是一路上都是巨大的声音

晨枫

togo 发表于 2023-11-2 19:57
6 `/ S2 H7 m8 z& y超音速飞机突破音障的时候，是只有一声巨大的爆炸声，还是一路上都是巨大的声音 ...

你站在固定的地方，只听到两声，是首激波和尾激波的声音，也称N形激波。

' o& B( Q/ J) k7 R& V+ x* @( v" O9 ^; F但这个音爆声是一路扫过去的。从飞行器来说，是连续的。