传说中的对转冲压发动机

晨枫 · 发表于 13 小时前

本帖最后由晨枫于 2026-5-6 14:11 编辑

传说中的对转冲压发动机

前有《传说中的陈芊芊》，现有传说中的对转冲压发动机。不过陈芊芊真是传说，对转冲压发动机是真的。3月19日，《科学报》刊登采访徐建忠院士的报道，提到对转冲压发动机，然后坊间很多人一拥而上，纷纷解读。必须说，一开始看到消息，是有点懵的。

冲压发动机是没有任何运动部件的，当然谈不上对转。但《科学报》和徐建忠不会信口开河。问题出在哪里？

广泛求教甚至有朋友帮助找到北航博士论文（赵庆军，导师徐建忠）后，总算弄明白了。成就是毫无疑问的，但也可能有误解误传。

先说结论：

- 对转：真的
- 激波增压：真的
- 冲压：部分真的，但此冲压非彼冲压
- 可以从零速开始工作：真的
- 可以从零速一直工作到M6：可能存在误解
- 打破西方对主流涡轮发动机技术领先的垄断：部分真的，但应用有局限

涡扇、涡喷的原理和结构不用多说了，简单说，涡喷加一级风扇和外涵道就是涡扇，更省油，但适用速度范围低一点。涡喷的理论速度极限在M3以上，实用中M2.5以上就不给力了。美国在研制双三的SR-71时，使用涡喷-冲压的J58发动机。这在M2.5以下相当于加力涡喷，通过复杂的旁通门、泄气门管理气流，进气太多就放掉点，发动机太热就通过绕流降温。

速度更高时，涡喷部分怠速转动，主要气流绕过燃烧室，进入加力燃烧室燃烧做功。

这可以看做变相的加力涡喷，区别是加力涡喷在加力燃烧室里并不注入新鲜空气，只是对依然富氧的高温燃气喷注额外燃油，点火燃烧做功。但J58的旁通空气是加力燃烧室里的新鲜空气，因为压力高，旁通通路可以看作冲压发动机的进气道，而加力燃烧室可以看做冲压发动机的燃烧室。所以说J58是涡喷-冲压组合循环并非夸大其词。

J58用很多活门和复杂的控制逻辑在涡喷和冲压模式之间转换，但依然只能达到M3.2。继续提高速度的话，阻力太大。或者说阻力增加的速度将超过推力增加的速度，得不偿失了。

没有涡轮机械拖累的话，冲压发动机可以达到M4-5，理论极限在M6左右。这依然是亚燃冲压。也就是说，进气道将来流减速升压，但燃烧室里还是亚音速的。超过音速的燃烧就是爆炸了，因为压力波的传递速度为音速，更快的膨胀造成激波，速度越快，激波越强。

实际上，压气机需要气流亚音速才能正常工作，燃烧室只能在亚音速工作，但飞机是超音速的。这样进气减速、燃烧膨胀、喷气加速造成很大的能量损失（学术上的称呼为熵增），最终限制了涡轮发动机的速度上限。冲压发动机的熵增小很多，所以速度上限也高。

亚音速、跨音速和超音速时的压力波

飞行器在空气中飞行时，好比牧羊人在羊群里策马飞奔，羊儿对应于空气分子。羊群的速度极限是音速。牧羊人亚音速飞奔时，羊群还能及时散开，让出一条路。牧羊人的速度达到音速时，侧面的羊群还能散开，但前方的羊群已经躲不开了，拥挤在一起，好像压实的千层饼一样。牧羊人的速度超过音速时，只有从羊群里硬挤过去，羊群中留下锥形的“尾流”。超过音速越多，锥形越尖锐。

激波是复杂现象。激波锋面上压力急剧上升，在理论上在无穷短的时间内上升到无穷大，实际上当然有一定的上升时间，大概一微秒左右，压力峰值可以达到100MPa左右，或者说1000大气压左右，相当于把水柱从地面打上1万米的压力。锋面之后，压力急速下降，甚至会有一段降低到负压，然后再恢复到常压。

在激波锋面后，气流速度从超音速降低到亚音速。当然，这是指正激波，锋面与气流方向垂直。斜激波也对气流有减速作用，但锋面后的气流速度只是降低，不一定直接降低到亚音速。

激波的这些性质对机翼设计很重要，对发动机叶片设计同样重要。

涡喷发动机由压气机、燃烧室、涡轮、喷口四部分组成。压气机将来流增压，增压比越高，发动机越高效；燃烧室将来流和燃油混合燃烧，高温燃气急剧膨胀，向后方喷出；高温燃气流经涡轮时，像大风驱动风车一样，驱动涡轮旋转；涡轮通过中轴带动压气机，然后高温燃气继续向后喷；喷口截面收缩，使得高温燃气从亚音速加速，以音速为极限，然后截面扩张，使得高温燃气进一步加速到超音速，喷出产生超音速推力。这样收敛然后扩张的喷管称为拉瓦尔喷管。从前到后是风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、喷口。

压气机有两大类：

轴流式像电风扇一样“鼓风”，通常需要很多级才能达到足够的增压比，好处是空气流量非常大。

离心式像水车叶轮一样把来流沿盘面的径向“甩”到蜗壳的壁上，增压比非常高，但不大适合大流量的情况，而且比较难用于多级增压，换句话说增压的天花板较低。

斜流介于两者之间，把空气“甩向”侧后方，特点介于轴流式和离心式之间。

离心式压缩机

轴流式压缩机

斜流式压缩机

早期涡喷用离心式很多，米格-15的“尼恩”就是这样的。但推力最终来自空气流量，所以主流喷气发动机都用轴流式压气机。

为了提高效率，压气机分高低压，两者使用不同的转速和叶片设计，由高低压涡轮分别驱动，所以中轴变成轴套轴，这就是双转子发动机。罗尔斯-罗伊斯是唯一使用三转子设计的，另外还有一个单独的涡轮驱动风扇。普拉特-惠特尼则是用齿轮减速，达到风扇速度低于低压压气机的效果，提高压缩效率。

涡扇发动机示意图

但高低压压气机为了提高增压比，本身都是多级的。级间需要导流片，将前级的气流校直，否则后级面临的是已经旋转的气流，叶片“咬”不住气流，效率大大降低。导流片的设计还挺讲究，堪比进气道的减速增压，但也造成能量损失（熵增）。导流片是不动的，所以也称静叶。旋转的叶片则称动叶。

压气机叶片旋转起来，形成一个圆盘。叶尖的线速度很高，转速一快，很容易就超音速了，然后形成“激波墙”，好像石墙一样，那也别压缩空气了，直接把进气挡在外面了。但圆心的线速度为零，转速多快还是零。这意味着“激波墙”实际上是个环面，不是盘面。

一切条件相同的话，越靠圆心增压越低，越靠圆周增压越高，所以叶片越靠圆心扭转越大，增加压缩出力，越靠圆周扭转越小，降低出力，这样使得压缩在整个盘面上均匀一点，不仅提高效率，也减少压力差别造成的回流。真圆心处正好由轴系、整流罩占用，没有空气流动。

早期叶片就是直叶片，但带扭转

现代叶片的形状就复杂了，前掠后掠都用上了

转速越大，压缩越强，但叶尖容易超音速的问题就大了，需要后掠叶片、后掠叶尖、薄叶型等办法，就像超音速飞机的机翼推迟激波产生的设计差不多。但这里只能用到后掠翼的对应物，三角翼没法用，否则两三片就把整个叶盘占满了。就是这样，叶尖速度到M1.1-1.4没问题，战斗机发动机还有达到M1.6的，但更高还是不行。

叶尖速度以低超音速为极限的话，向后压缩的速度只是叶片斜面的分量，只可能更低。如果排气速度比进气速度还要低，那发动机产生的不是推力，而是阻力了。这也是理解进气道为什么需要减速作用的另一个视角。

这还是避免激波形成的思路，限制了转速的进一步提高。这个天花板看着不高，其实优化空间还是挺大的，现代涡扇的推力、油耗都在迅速改善，就是这样的不断优化的结果。但突破静叶损失和激波限制势在必行。

F110（上）vs F119（下）

传统涡扇（如F110）在高低压之间也有静叶，用于气流导向，还有一点减速增压的作用。涡轮发动机就是这样，在减速增压和加速增压之间来回折腾，最后都是为了增压，代价是熵增。

F119发动机采用对转高低压涡轮，带动对转高低压压气机，取消了高气压压气机之间的静叶，这是一个创举。对转的好处早就知道，那么久才实现是因为工作条件太苛刻、技术难度太高。但高压压气机内部和低压压气机内部级间依然有静叶，这个没法取消。否则就需要两级对转高压涡轮和两级对转低压涡轮，通过四层的轴套轴带动高低压压气机。其实四层轴套轴可能都不行，动力没法传递。

在徐建忠团队的对转冲压里，也是高低压之间取消静叶，但高压和低压压气机都是一级的，所以也不需要静叶。然而高压压气机之后还是需要静叶导向。所以坊间所传完全取消静叶的说法不准确。

对转其实不是徐建忠团队的主要创新，F119已经对转30年了。冲压（激波增压）也是在前人基础上进一步发展的。

冲压发动机是与涡轮发动机截然不同的另一类喷气发动机，发明其实很早，好处也很清楚：简单、无运动部件、适合高速飞行。空气在速度的动压下，在进气道内减速增压，进入燃烧室直接燃烧做功。说起来，这可以看成涡轮发动机把压气机、涡轮统统扒掉后剩下的。问题是在速度太低或者零速的时候，没有足够的速度动压，冲压发动机就没法工作。

还记得直升机吗？飞机在零速的时候，机翼是不产生升力的。但直升机在静止中，把旋翼转起来，就产生升力了。升力靠机翼/旋翼与空气的相对速度而产生，飞机本身有没有速度其实无所谓。

这个思路用到压气机上，就是冲压压气机（rampressor）。

在说到发动机的时候，人人直奔发动机本身，较少有人想进气道的问题，这其实非常重要，重要性不只是给发动机喂空气。进气道不仅把来流整理成平顺的流场，帮助发动机有效工作，最主要的作用是减速增压。这对超音速飞机尤其重要，需要进气道减速，在减速的同时顺便增压。

进气道有外压缩、内压缩、混合压缩三大类。外压缩的激波系在进气口外，来流通过每一道斜激波时都在减速，通过最后一道正激波（垂直于气流方向）进入进气口的时候，已经亚音速了。内压缩的激波系在进气道内，超音速气流在进气口形成斜激波，然后斜激波在进气道壁面不断反射，最后汇合成为正激波。来流经过每一道斜激波时减速，在正激波后降低为亚音速。

外压式进气道容易实现、容易控制，可调斜板和DSI鼓包都是用于控制激波形状和位置的。但激波控制不好的话，最后的正激波与进气口唇口的间隙会“漏气”，造成损失；激波进入进气口内则可能“划伤”进气道壁。

内压式进气道效率最高、损失最小，但很难控制。正激波应该正好在喉道位置，太提前了容易把激波系“憋”出进气口，造成损失；太靠后了则进气经过喉道后重新加速，也是损失。而且没法靠自己从零速过渡到正常启动条件。

混压式在两者之间，进气口外有一些激波系，进入进气口后再通过一系列内激波系减速，之后是喉道的正激波。可控性比内压式好，但不及外压式；效率比外压式高，但不及内压式。

冲压发动机也可用这三种进气道，但和涡轮发动机一样，还是用外压式多，所以常见大大、尖锐的圆锥。

法国的Leduc 0.10是少见的纯冲压推进的战斗机，需要由轰炸机带上天空，释放下滑赢得初始速度后才能转入正常飞行。这只是技术验证机，缺乏实用价值，没有投产。

在50年代，美国Hiller飞机公司研发了一系列使用叶尖冲压发动机的直升机，只要提供初始转动，叶尖的冲压喷气发动机就可持续工作，推动旋翼旋转，并天然没有反扭力的问题，不需要尾桨。Hiller直升机的思路非常诱人，但冲压发动机的噪声太大，对大气条件比较敏感，最后没有发展下去。但这正是冲压式压气机的思路，更加正式的名称是旋转冲压压气机（rotary ram compressor）。

旋转冲压压气机的思路与传统的轴流式、离心式压气机完全不同，这是在“轮边”位置形成冲压式进气道，用斜板（ramp）、扩散段（diffuser）等，在旋转中把超音速来流“压入”进气道，通过激波系减速增压，实现压气机的增压功能。

这就是报道里说到的主动利用激波增压和冲压的地方，因为“进气道”在原理上和冲压发动机是一样的。

为了给“冲压进气道”提供较好的进气条件，一般要在进气端有一圈导流片（静叶）。

徐建忠团队更近一步，把单级的旋转冲压压气机增加到对转的两级。低压风扇是低压压气机的另一个说法，有时分开说，有时混为一谈，在双转子结构里，两者还真是同一个轴驱动的，同样转速。

在这里，低压风扇还是常规设计，也不用导流片（前置静叶），以降低熵增。高压压气机是冲压式的，高低压之间没有静叶，低压风扇带动的旋流反而有利于反向旋转的高压冲压压气机的进气动压，真加上静叶了反而坏事。但高压压气机后还是有静叶的。燃烧室和涡轮没有太特别的，这应该用上了轴套轴的双转子结构。

当然，这只是基本原理，恶魔就在细节中，斜激波和冲压进气道的优化大有文章可做。在理论上，不用轴套轴，用齿轮反转，单个涡轮就可以驱动高低压压气机。用行星齿轮的减速和反转，还可以把各为单级的高低压增加到两级对转、四级对转，极大提高增压比和发动机效率。当然，对齿轮的要求就很逆天了。

常规的低压风扇也决定了这只是特别高效的涡轮发动机，需要常规的进气道减速增压，速度还是不大可能超过M2.5-3。

但是思路更近一步，低压风扇也改用冲压式压气机，增加一圈前置静叶不是大问题，但进气速度可能可以大幅度提高，在理论上可以达到冲压发动机的进气速度，进气道设计就大大简化，不需要那么多减速增压了。换句话说，熵增大大降低，速度有可能进一步提高。

不过直流式冲压发动机的理论极限是M6，这样拐几道弯后，熵增比直流冲压还是要大不少，是否能高到高超音速（M>5-6）不好说，可能实际上到不了。

即使如此，能轻松达到M3以上，也是很大的进步。SR-71那是不顾油耗硬烧出来的速度，从英国到利比亚来回一趟需要8次空中加油。有一次任务中飞行员闹肚子，坚持飞完全程，包括8次高难度的空中加油，还成为传奇了。

即使用“原教旨”的低压风扇-高压冲压压气机的对转冲压，也可能因为大大提高的压气效率而减轻重量、降低油耗（还记得低熵增吗？那最终可以翻译为低油耗），缩短的发动机对紧凑安装特别有利，所以论文里特别提到：

弹用发动机顾名思义，就是导弹上用的。这也点出了对转冲压的一个问题：空气流量还做不到多大。喷气发动机归根到底需要把大量空气加速喷出，空气流量“不达标”的话，用于导弹、小型喷气机问题不大，大推力就不行了。

冲压式压气机有点像离心式压气机，增压比超高，但迎风面积大。冲压式进气道需要一定的长度，在这里就是压气机轮盘的周长，没法小直径。空气流量一大，需要多条冲压式进气道，迎风面积就更离谱了。所以早期喷气战斗机和中型以下的直升机用离心式压气机，推力要求一大就不行了，还是得轴流式压气机。

但对转冲压的好处是设计复杂、制造简单，所以理顺到白菜化后，成本很低，用在TBCC高超音速飞行时，作为低空低速前级很适合，用完抛弃都不心疼，何况还可能跑道回收。

在理论上，在冲压式进气道后面增加燃烧室，像叶尖冲压发动机那样直接产生推力，连后面的主燃烧室和涡轮都可以取消，但只能单级使用，或者大圈套小圈那样同心布置多级，优缺点需要仔细衡量，但空气流量和推力极限可能较低。

徐建忠团队的成就是无可置疑的。科技发展能0到1当然很好，在前人肩膀上更上一层同样很好。要紧的是达到更高的高度，不是从零点开始。

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