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2009年2月28日星期六
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F/A-22猛禽战斗机揭秘
最早的几款喷气式战斗机出现在二战末期。这些战斗机中有一些配备了机枪，它们参加过战争并迅速证明喷气式战斗机理应在战争中享有一席之地。在朝鲜战争期间，速度更快、装备更精良的战斗机开始服役，其中包括第一架超音速空对空空中战斗机，它是首款只以所携带的导弹作为武器的飞机。
 美国空军供图 F/A-22是一款具有空中优势的战斗机，其改良后的能力超出了目前的空军飞机。 |
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| F/A-22猛禽战斗机揭秘 | | ||
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如今，强大的战斗机基本上相当于具有飞行能力的计算机，它们是科技和隐形设计的结合体。这些飞机使敌方雷达无法发现它们，这样可以在没有预兆的情况下向对手发动攻击。我们将了解美国空军军械库中的最新战斗机F/A-22猛禽隐形战斗机。“F/A”将“猛禽”定义为“战斗机”和“攻击机”。正如我们将看到的，F/A-22集成了可避免自身被探测到的最新技术，还有一系列令人生畏的武器和技术，从而保证顺利地完成上述两种角色所赋予的任务。<!-- Page Break -->
什么是F/A-22猛禽战斗机？
F/A-22是世界上首款隐形空对空战斗机，它被设计成具有在远距离时不会被发觉、而在近距离空战中又可给敌方以致命打击特点的战斗机。此外，它还可以对地面目标实施精确打击。它的设计使得飞行员在空中拥有无与伦比的机动性。
 美国国防部/美国空军飞行试验中心供图 YF-22原型 |
F/A-22最初是为取代F-15鹰式战斗机而设计的。由于鹰式战斗机的多功能性、研制F/A-22的成本不断攀升、世界局势不断变化等原因，猛禽战斗机现在只是F-15的补充，而不是取代品。当F/A-22计划于20世纪80年代开始时，美国空军希望有一种机型可以对抗来自前苏联的威胁。冷战结束之后，对具有空中优势的战斗机的需求已经开始下降：五角大楼的战争计划者预测，在未来的战争冲突中，只需要少量空军或者根本不需要空军就可以打败敌人。
 美国空军/John Rossino供图 洛克希德·马丁公司装配厂的员工在给将要交付空军的第一架军用F/A-22猛禽战斗机上漆。 |
F/A-22规格
- 主要功能：战斗机、制空
- 翼展：13.5米
- 长度：18.9米
- 高度：5米
- 动力装置：两台普拉特·惠特尼公司（Pratt and Whitney）生产的F119-PW-100发动机，具有超音速巡航能力，并采用了推力矢量技术。
- 速度：1.8马赫（超音速巡航：1.5马赫）
美国三家最大的国防承包商——洛克希德·马丁公司、波音公司以及普拉特·惠特尼公司——联合开发并制造了F/A-22。
在接下来的部分中，我们将了解是哪些技术让F/A-22成为最出色的战斗机。
隐形能力：基本原理
随着F-117夜鹰和B-2隐形轰炸机的问世，一度只是科幻小说和传闻中的素材的隐形能力成为世人关注的焦点。
 美国国防部供图 美国空军F-117A夜鹰隐形战机 |
雷达的工作原理是，从天线发射无线电波，并收集从物体上反射回来的无线电波（请参见雷达的奥秘）。在飞机或陆基雷达站的雷达屏幕上，飞机显示为一个光点。飞机越大，屏幕上显示的光点就越大。其他目标，如鸟群，也会在屏幕上显示出来。为了最大限度地减弱飞机在雷达上的信号，飞机设计师们已经为之奋斗了多年。如果能让无线电波发生散射或者被吸收，以便它们不再返回到雷达天线，那么飞机就变成不可见的物体或者被误认为是鸟群或其他不存在威胁的目标。
飞机设计师们使用不规则的锯齿边缘、凌乱无序的弯曲表面和其他设计手段，以无法预测的模式来散射雷达的无线电波。飞机上刷有可吸收（而不是反射）雷达无线电波的厚油漆。这么做的核心理念是让飞机好像在稀薄的空气中消失了。
隐形能力：猛禽
F/A-22汲取了从以前机型中得到的所有经验教训。它的隐形能力如此出色，以致于在被雷达探测到时，它在屏幕上只有野蜂那么大——尽管它的长度超过18.9米，翼展达13.5米。
 猛禽与夜鹰 |
F/A-22的角度形状类似于F-117隐形战斗机。表面形状的许多部分都是由半径不同的曲面构成。这些曲面使雷达波束向各个方向散射，而不是返回到雷达源。外观设计上没有一个角是直角。座舱罩边缘的锯齿状边、起落架门以及其他开口也可以破坏雷达波。主翼和尾翼的边缘正好在一条直线上，这使它们在雷达屏幕上看起来要小得多。
 美国空军供图 一架在试验任务中爬升的F/A-22猛禽战斗机 |
F/A-22有两个大的垂直尾翼，看起来很像F-15。在这样的飞机上，垂直尾翼会使飞机极易被雷达发现。而在F/A-22上，垂直尾翼的角度像机身一样，可以散射雷达波束。尾翼还可以隐藏有助于保持飞机不可见性的内部天线。
 美国空军供图 |
F/A-22的顶部涂层也可以吸收雷达波，而座舱罩的设计可以最大限度地减小飞行员头盔在雷达上的轮廓。
跟踪喷气式发动机所发出的热量是另一种确定飞机的常见方法。热寻导弹通过跟踪飞机发动机发出的红外辐射来寻找目标。阻止红外辐射可以骗过热寻导弹的跟踪。在F/A-22中，飞机尾部的水平翼不仅使飞机更易于操作，而且还可以充当发动机排放热量的屏蔽物。屏蔽发动机所发出的热量可以使F/A-22的热信号或红外信号处于最弱状态。
与当前战斗机不同，F/A-22可以在机身内部携带导弹。例如，F-15和F-16只能在机翼下携带导弹，而这个位置的导弹会反射雷达波，使飞机极易被发现。
 美国国防部/美国空军飞行试验中心供图 上图：装载AIM-9响尾蛇导弹的侧部武器舱，延伸出来以便开火 下图：装载AIM-120的主武器舱 |
所有这些技术背后的理念都是削弱敌人发现、跟踪和定位F/A-22的能力，从而使飞行员可以飞到采用其他方式无法抵达的敌方防卫区。
继续阅读这篇文章，您将了解到有关猛禽战斗机发动机的信息，正是这种发动机为猛禽战斗机提供了喷气式战斗机前所未有的威力。
发动机：超音速巡航
喷气式发动机使用加力燃烧室来达到超音速。加力燃烧室是装在喷气式发动机末端的一个附件，用于将燃料注入到排气装置中，以燃烧排气流中剩下的氧气。加力燃烧室是一种非常简便的方法，可以给短时爆发状态（例如起飞或纠斗）提供动力。但是加力燃烧室会消耗大量的燃料。通过使用加力燃烧室，喷气式战斗机可以长时间超音速飞行，而在没有燃料补给的情况下它也会缩短其航程。
 美国空军供图 一架加力燃烧室满载燃料的F/A-22猛禽战斗机在美国加州的爱德华兹空军基地执行飞行测试 |
F/A-22是首款具有超音速巡航能力并且可以在不使用加力燃烧室的情况下以超音速飞行的美军战斗机。在早期的多次飞行试验中，它都达到了1.5马赫（497 米/秒）的速度——这个速度是音速的1.5倍——而且是在不使用加力燃烧室的情况下获得的。在使用加力燃烧室时，它的速度可达到1.8马赫（596米/秒）。
 普拉特·惠特尼公司（一家联合技术公司）供图 普拉特·惠特尼F119发动机剖面图 |
猛禽战斗机上配有两台由普拉特·惠特尼公司研制的F119-PW-100发动机，每台发动机均可提供15,000多公斤的推进力（相比之下，F-15上的每台发动机可提供11,000到13,000多公斤的推进力）。与平滑流畅的空气动力学设计相结合，发动机可以让猛禽战斗机在以超音速巡航时消耗的燃料比其他任何飞机都要少。这意味着猛禽战斗机能够以更快的速度飞行更长的时间，从而比其他喷气式飞机更快地到达远处目标。与其他飞机相比，它可以在某个区域停留较长时间来寻找敌方目标或携带更大的炸弹，因为它不必携带同样多的燃料。
发动机：推力矢量
在喷气式发动机的后部，有一个喷管将炽热废气引出发动机和加力燃烧室。喷管通常直接通往发动机。而F/A-22的喷管也是首款矢量喷管。这意味着飞行员可以在20度的范围内上下移动或用无线电上下导引喷管。
 普拉特·惠特尼公司（一家联合技术公司）供图 F-22发动机试验：两股蓝色气流显示了发动机可以达到的上/下垂直角度。 |
从矢量喷管喷出的气体有助于将飞机前端向上推或者向下推。此定向方式可使飞机的滚速增加50%，使其可操纵性大大优于其他战斗机。
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推力矢量装置内置于飞行控制系统中，因此可自动响应飞行员发出的命令。在飞行员使飞机转弯时，喷管与升降舵、方向舵和副翼控制平面一同向所需方向移动。后三个表面在所有飞机都很常见：
- 升降舵控制飞机的斜度（上下运动）。
- 方向舵控制偏航角——沿垂直轴的左右运动。
- 副翼控制沿水平轴的翻转动作。
由于配有矢量喷管，F/A-22拥有第四种类型的控制平面。
F119发动机还使F/A-22拥有高推重比。这意味着发动机实际上可以应对超过飞机重量许多倍的重量，使飞机可以很快地加速和操纵。
接下来，我们将讨论一些令人惊奇的电子设备，它们使得F/A-22看起来就像飞行视频游戏中的飞机一样。<!-- Page Break -->
飞行视频游戏：屏幕背后的秘密
现代战斗机的飞行员依靠电子设备和仪器来飞行、寻找和消灭敌方目标。在传统战机中，这两种系统在驾驶员座舱里是分开的，飞行员必须单独管理所有信息。
F/A-22系统的设计使得一名机组人员可以从容应对双座椅飞机（如F-14雄猫战机和F-15攻击鹰战斗机）的工作负荷。它的航空电子系统是第一个将雷达、武器管理和电子作战系统集成到整个飞行系统中的系统。
 美国国防部/美国空军作战司令部供图 F-22驾驶员座舱显示屏 |
这些显示屏后面是两个公共综合处理器（CIP）装置，它们是系统的大脑。这些装置的尺寸类似于一个大面包箱，可处理传感器和武器的所有信息。目前，CIP的能力中只有75%得到了运用，因此即便驾驶员座舱里的计算需求有所增加，CIP也可以轻松应对。这里还有供安装第三个CIP的空间，可以使整体性能提升200%。
 美国国防部供图 为F-22开发的公共综合处理器的特写镜头：CIP相当于两台克雷超级计算机，但它的体积却只比一台20英寸的电视机大一点。 |
驾驶员座舱的设计可帮助飞行员利用手边的信息，以便在激烈的战斗中迅速地做出决定。
飞行视频游戏：驾驶员座舱的内部结构
在F/A-22中，各个计算机屏幕上会显示所有信息——它是战斗机中首款拥有“全玻璃化座舱”的战斗机。这些数字显示屏在商用飞机中已使用了多年。
 美国空军/Tech. Sgt. Kevin J. Gruenwald供图 F-22驾驶员座舱 |
驾驶员座舱配有手控节流阀与操纵杆（HOTAS）。借助该系统，飞行员可以在双手不离开飞行控制装置的情况下驾驶飞机。F/A-22还配备了与夜视镜（NVG）兼容的首款驾驶员座舱系统。平视显示器（HUD）将信息传到飞行员前方视野中，显示目标状态、武器状态和指示有关武器是否已锁定目标的线索。飞行员在仪表板中央顶部的集成控制面板（ICP）上输入有关通信、自动驾驶仪和导航的信息。
驾驶员座舱设有六块液晶显示屏（LCD）。主显示屏是一块8英寸x8英寸（20.3厘米x20.3厘米）的液晶显示屏，可提供空中和地面作战形势的飞机平面图。这包括威胁特征、威胁等级和跟踪信息。两个较小的显示屏用来显示通信、导航、识别和飞行信息。三个辅助显示屏用来显示空中威胁、地面威胁和武器管理数据。
其目的是为了让飞行员处理全部显示信息的工作变得简单。飞行员只需瞄一下显示屏就可以了解当前情况：敌方飞机显示为红色三角形、友方飞机显示为绿色圆圈、不明飞机显示为黄色方块、地对空导弹显示为五角形。在显示飞行员已经锁定目标时，红色三角形会变为实心。系统在确定射程内飞行的类型时，精确度可达98%。如果系统无法辨识某架飞机，则将该飞机显示为“不明飞机”。
 美国空军/Kevin Robertson供图 四架F/A-22猛禽战斗机在一次陆标测试任务中飞越莫哈维沙漠。 |
凭借机上的这些技术，F/A-22可以建立无线数据链路来共享战斗信息，而无需通过无线电设备交流。飞行员可以在没有无线电的情况下了解僚机所携带的燃料数量和武器数量。多架飞机可协同实施飞行攻击，因为每架飞机均可看到其他飞机已经确定的目标。F/A-22也可以与空中预警和控制系统（AWACS）飞机进行通信，并接收来自侦察机的数据下载。
猛禽战斗机上的雷达
F/A-22的雷达系统使其具备第一时间发现目标、第一时间攻击目标以及第一时间击落目标的能力。这意味着它可以首先发现敌机、发出导弹并摧毁目标，而敌机的飞行员甚至还不知道到底发生了什么。
 美国国防部/美国空军飞行试验中心/Judson Brohmer供图 这架F/A-22在其两侧的武器舱中携带AIM-9M响尾蛇导弹。 |
AN/APG-77雷达是专门为F/A-22而研制的。它使用的有源电子扫描天线阵列包含2,000个收发模块。甚至在敌方雷达探测到F/A-22之前，此雷达就可以为飞行员提供有关敌方多种威胁的详细信息。
此外，此雷达还可通过一个安全链路干扰敌方的电子系统、通话和数据信息。
对抗措施
为了探测敌方行动，F/A-22上配有一个雷达报警接收机和一个导弹发射探测器。如果敌方利用一枚热寻导弹或者雷达制导导弹来启动雷达跟踪，那么F/A-22则可以启动这些对抗措施。它会释放火光来迷惑热寻导弹，并散发金属碎箔（一种体积很小的片状反射材料）来散射雷达波和迷惑雷达制导导弹的跟踪系统。
猛禽战斗机上的武器
所有这些技术的目的只有一个：向目标发射F/A-22上所携带的各种武器。
 美国空军/Judson Brohmer供图 F/A-22从其内部武器舱发射一枚AIM-9响尾蛇导弹。 |
与其他隐形战机一样，F/A-22也可以在机身内携带武器。主武器舱可携带六枚雷达制导的AIM-120C中程空对空导弹。如果任务包括地面攻击，则用两枚454公斤的GBU-32联合直接攻击弹药来代替4枚AIM-120C。飞机两侧的两个小弹药舱装载了两枚热寻AIM-9响尾蛇短程空对空导弹。M61A2 20毫米多管加农炮隐藏在隐形门后且位于右侧空气入口上方。它可装填480转、口径为20毫米的弹药，并以每分钟100转的速度向炮筒中装填弹药。
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在不需要隐形时，F/A-22可在机翼下携带武器和燃料箱。
 美国国防部/美国空军飞行试验中心/Kevin Robertson供图 配有可选外部燃料箱的猛禽战斗机 |
猛禽战斗机于2004年后期首先在弗吉尼亚州汉普敦的兰利空军基地投入使用。其计划服役期将持续至2040年。
隐形轰炸机工作原理
http://science.bowenwang.com.cn/stealth-bomber.htm
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将鼠标置于文字说明之上即可显示飞机主要组成部分的位置。
美国国防部供图
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隐形轰炸机工作原理
 美国国防部供图 <!--CAPTION --> |
研制B-2轰炸机（即常说的隐形轰炸机），不用说，是个雄心勃勃的项目。在上世纪70年代，美国军方需要一种新式机型替代老旧的B-52轰炸机。军方希望这种飞机能够携带核弹，在短短几小时内绕过地球到达苏联——如果能在敌方的探测器下无影无踪，那就再好不过了。
如你所料，让这样一架巨大的飞机隐藏起来绝非易事。赢得这种轰炸机生产合同的诺斯洛普格鲁曼军火公司为了研发这项绝密工程投入了数十亿美元，花了近10年时间。最后的成品是一架革命性的机器——这架52米宽的飞翼式飞机在雷达的扫描下只相当于一只昆虫！从航空学的观点来看，这架飞机同样具有革命性：在它身上你找不到任何常规飞机上配备的标准稳定系统，但飞行员都说它驾驶起来像喷气式战斗机一样平稳。
在这篇文章中，我们将了解B-2轰炸机是如何飞行及“消失”的。我们还会看一看飞机的主要武器系统并简要了解一下它的历史。
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| 隐形轰炸机原理 | | ||
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飞翼式设计
普通飞机由一个机身（飞机的主体）、两扇机翼和三支接在机尾的安定面组成。机翼制造升力将机身托举到空中。飞行员通过调节机翼和安定面上的活动部件来驾驶飞机。调节这些部件可以改变飞机周围空气的流动方式，从而使飞机爬升、下降和转弯。安定面还可以保持飞机的平稳。（要了解这些部件是如何在一起工作的，请参考飞机如何飞上蓝天。）
而B-2轰炸机则具有完全不同的设计：它是一个整体的巨大飞翼，好像一个回飞镖一样。
 美国国防部供图 |
这种飞翼式设计比常规飞机更具效率。它不是用分开的两扇机翼来承担机身的所有重量，而是用飞机的整体来产生升力。去除了机尾和机身后还减小了空气阻力，即空气作用在飞机上的所有阻力的总合。
更高的效率使得B-2轰炸机可以在短时间里完成长途飞行。虽然它不是目前最快的飞机——军方称之为高亚音速，意即它的最高速度稍低于音速（约305米/秒）——但是它可以不加油连续飞行11,000公里，或者进行一次空中加油连续飞行18,500公里。它可以在短时间内到达地球的任何地方。
 美国国防部供图 一架美国空军KC-10A“补充者”（Extender）加油机 在为一架B-2轰炸机进行空中加油。 |
驾驶飞翼
B-2轰炸机配有四个通用电气的F-118-GE-100喷气发动机，每个可产生7854公斤的推力。和普通飞机一样，B-2的飞行员通过控制机翼上各部件的运动来驾驶飞机。如下图所示，B-2轰炸机尾部的边沿上装有升降副翼和方向舵。与普通飞机的升降舵和副翼的作用类似，升降副翼可以改变飞机的俯仰角（上下运动）和翻转角（绕水平轴旋转）。升降副翼和方向舵还控制飞机的偏航角（绕垂直轴旋转）。
 美国国防部供图 <!--CAPTION --> |
飞翼式飞机已经存在很久了，但过去它们一直遭受稳定性问题的严重困扰。因为没有了机尾的安定面，飞机时常会出人意料地绕其偏航轴旋转。正是因为主要有这些顾虑，美国军方才没有采用诺斯洛普格鲁曼公司在上世纪40年代的飞翼式设计。
到了80年代，计算机技术的发展使飞翼式设计成为了一种更具可行性的选择。诺斯洛普格鲁曼公司建造的B-2轰炸机配有复杂的电传操纵系统。飞行员不再用机械的方式调节飞机襟翼，而是向计算机下达指令，然后由计算机来调节襟翼。换句话说，飞行员控制计算机，而计算机控制驾驶系统。
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将鼠标置于文字说明之上即可显示飞机主要组成部分的位置。
美国国防部供图
计算机还负责完成许多独立于飞行员输入之外的工作。它不断监测陀螺仪传感器以跟踪飞机的姿态——即飞机相对于气流的位置。如果飞机开始发生意外的翻转，计算机会自动操纵方向舵从而抵消翻转力的作用。这种校正非常准确，以至飞行员通常感觉不出有任何变化。B-2轰炸机尾边的中间还有一小块楔形翼片。计算机通过对它进行调节来抵消空气湍流的作用力，这称为阵风载荷减缓系统（GLAS）。
B-2轰炸机的机组成员只有两人——一名飞行员和一名任务指挥官，他们都坐在位于飞机前方的驾驶舱里。相比之下，B-52轰炸机的机组成员有五人，B-1B的有四人。 原本设想B-2轰炸机不需要任何僚机。借助其隐形能力，它应能穿透敌人领空而无须火力掩护，以一当十。实际中，B-2轰炸机通常是在一些战斗机的保户下飞行的。损失如此昂贵的一架飞机所冒风险实在太大了，所以还不能派它去单刀赴会。 |
防探测能力
B-2轰炸机防雷达探测有两大屏障。首先是飞机的雷达吸收表面。雷达使用的无线电波是一种电磁波能量，类似于光波。某些材料的吸光性很好（如黑色油漆），同样道理，有些材料特别容易吸收无线电波。
B-2轰炸机的机身主要由复合材料构成——即多种轻型材质的混合材料。B-2轰炸机使用的复合材料专为达到吸收无线电波的最优效率而设计。机身的某些部分，比如前部边缘，还覆以先进的无线电吸收涂料和胶带。这些材料非常昂贵，而且美国空军还要定期更换它们。每次飞行任务之后，维护人员都要花好几个小时检查B-2轰炸机以确保它适合完成隐形任务。
高反射性的金属部件，比如飞机的发动机，全都位于由复合材料制成的机身内部。空气流入进气口后穿过S型管道进入发动机。炸弹也安装在飞机内部。起落架在飞机起飞后被完全收起。
 美国国防部供图 B-2轰炸机的起落架 |
第二道雷达掩护的屏障是飞机的形状。飞机反射无线电波就好像镜子反光一样。一个竖直的平面镜会将你的影像直接反射回到你的身上——你会看见自己。但如果你将镜面倾斜45度角，则镜子会将你的影像竖直向上反射。你看到的就不是自己，而是天花板的影像了。弧面镜也能将光线以一定角度反射出去。如果你将一个激光指示器对准一面弧面镜，则无论你如何改变入射位置，激光束永远也不会被直接反射回指示器的。
隐形轰炸机奇特的外形使它能以两者得兼的方式反射无线电波。飞机上下表面的大片扁平区域正如倾斜的镜面。这些平面能将地面站发来的大部分无线电波反射到别处去，只要地面站不是位于飞机的正下方。
飞机本身也像是一个弧面镜，尤其是飞机靠前的区域。整个飞机没有尖锐的棱角——所有表面都是弧形的，为的是把入射无线电波散射开。这些弧形的表面被设计成能够把几乎所有的无线电波都以一定角度反射到别处去。
B-2遏制自己的无线电信号外泄。这些无线电信号是飞机上的电子设备产生的电磁波能量。当B-2使用自己的雷达扫描器或者与地面部队及其他飞机联络时，确实也发射无线电波，但是它的雷达信号很小而且高度集中，使之不易被发现。
B-2项目刚开始时，美国空军计划购买132架，总费用为220亿美元。到1988年B-2首次亮相时，同一价单已跃升至700亿美元以上。令许多国会议员感到不满意的，不仅是这项购买费用，而且还包括五角大楼已经花出去用于飞机研发的200多亿美元。 到1991年苏联解体时，价格上涨得更高了，而组建庞大B-2机群的需求却有所下降。1993年，美国国会批准五角大楼以每架20亿美元左右的价格购买20架B-2轰炸机。几年以后，克林顿总统批准军方将原先的B-2原型机升级为实用的轰炸机，使总数达到21架。许多人认为这种飞机与其高昂的代价和维修费用不相称，尤其是便宜的旧B-52和B-1轰炸机可以携带更多的炸弹，而且速度更快。目前尚没有向机群增添更多B-2轰炸机的计划。 |
武器
本来，B-2轰炸机的主要目的是在与苏联发生战事时携带核弹用的。随着1991年苏联的解体，美国军方对B-2功用的定位做了一些改变。它现在被列为一种多用途轰炸机——除核武器以外也被用来装载常规炸弹。
 美国空军供图<!--CAPTION --> |
B-2轰炸机内设两台旋转发射器，它们位于飞机的中心。当任务指挥官准备好投弹时，就向飞机上的计算机发出指令。计算机打开炸弹舱的舱门，将发射器旋转到炸弹的正确位置，然后释放炸弹。
发射器既可以装载常规的重力炸弹——简单落向目标的“无智能”炸弹——也可以装载自动寻找目标的精确制导炸弹。飞机可以携带弹药的总重量约为18吨。
 美国国防部供图 军火专家指导安装工人在B-2轰炸机中安装载有核弹的旋转发射器。 |
B-2的精确制导炸弹实际上是“无智能”的弹药外加一个单独的制导系统组成的。这套制导装置称为联合制导攻击武器（JDAM），包括可调整的尾翼、一台控制计算机、一套惯性制导系统以及一个GPS（全球定位系统）接收机。B-2先使用飞机上的GPS接收机找到目标。一旦机组人员确定了目标位置，就将GPS坐标输入联合制导攻击武器并释放炸弹。
诺斯洛普格鲁曼公司对B-2轰炸机的设计工作几乎全部是在计算机上完成的——彻底脱离了传统绘图方法。在上世纪80年代，这是一项重大的技术飞跃。工程师们可以为飞机建立精确到最小的螺丝钉的模型，并在仿真模拟器上测试这些模型的隐形能力和效率。 制造过程也是计算机化的。通过使用计算机控制极其精准的装配机器人，确保了所有零件都正好处于准确的位置上。杜绝任何错误是至关重要的，因为它们可能破坏飞机外观的隐形效果。 |
在空中，联合制导攻击武器的GPS接收机处理来自GPS卫星的信号跟踪自己的位置，同时惯性制导系统监控着炸弹位置的变化。控制计算机负责调整联合制导攻击武器的飞翼从而引导炸弹飞向预定目标。这种精确的瞄准系统使B-2轰炸机投弹后即可迅速逃离现场。这种炸弹即使在恶劣天气下也可以正常工作，因为联合制导攻击武器只需接收卫星信号来定位目标，而不用对地面作任何观察。（有关更多信息，请参见《智能炸弹工作原理》。）
由于B-2轰炸机高昂的价格及其在该领域中的使用经验还不太成熟，它是一种颇受争议的武器。虽然一些分析家把它奉为军用飞机中的巅峰之作，但也有人说它有严重的局限性，比如它的隐形能力高度依赖于天气的好坏。尽管如此，每个人都同意B-2轰炸机是航空技术发展史上的一项重大成果。它当然是一架了不起的飞机。
有关B-2轰炸机的更多信息以及关于它的发明的精彩故事，请查看下一页的链接。
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速度的秘密－SR-71黑鸟推进系统详解
http://www.tech-domain.com/ShowPost.asp?ThreadID=14502
发表于《海陆空天惯性世界》56，根据杂志与飞扬的协议，网络首发于飞扬
美国洛克希德公司研制的A-12“牛车”/SR-71“黑鸟”系列高空高速战略侦察机是广大军迷朋友耳熟能详的传奇飞机设计师凯利·约翰逊的杰作，这种60年代初首飞的飞机直到今天仍然保持着一系列速度和平飞高度的纪录，它的成功绝对是一个工程的奇迹。在超音速飞行理论刚刚成熟的50年代末，60年代初，要研制一种能够在超过热障[注1]的速度下作长时间巡航的实用飞机需要克服的技术难题多的难以想象，在整个项目中包含了大量的高风险创新，飞机的复杂程度也令人瞠目，但是它不但在相当短的时间内研制成功，而且作为美国重要的战略侦察力量一直服役到冷战结束。在这种令人着迷的飞机毒蛇一般的身躯里跃动着一颗硕大而强劲的心脏，这种飞机的推进系统，包括进排气系统和发动机被综合成为了一个整体，整个系统在当时可谓复杂地匪夷所思，应用了当时最尖端的技术，取得了非凡的成就。在这个推进系统中所采用的技术直到现在仍然被认为有很高的风险，这样的设计方案为何会被采用，又是如何取得成功相信对于今天的人们依然有一定的借鉴价值。
技术背景
在冷战气氛越来越浓重的50年代，为了突破对方的防空拦截进行侦察和轰炸同时也为了反过来拦截这样的入侵者，铁幕两边的飞机设计师们都在努力提高飞机的速度和升限。为了更快更高的目标，设计试飞了大量的研究机对高马赫数气动特性，气动加热，耐热结构，高性能发动机等关键技术进行了广泛的研究验证，取得了大量的数据，正是这些研究为日后名扬四海的这一代高空高速飞机奠定了基础。对于飞机高马赫数的气动特性和超音速进排气系统的设计实际上在50年代空气动力学家揭示了可压缩流动的本质和规律之后，理论上已经是可知的领域，但是这种流动方式的复杂性导致处理实际问题时仍然需要小心翼翼地进行大量的试验。同时，适应于高马赫数推进系统的进排气系统需要随飞行条件的变化进行大量的调节，否则只能在很狭小的范围内获得满意的效率，但是当时的控制技术相当不成熟，要制造响应迅速，精度良好的可调进排气系统很不容易。当时美国依托耗费巨资建设的完善风洞设施和大量的飞行研究结合其掌握的先进控制技术，率先在F-104飞机上实现了无级调节的三元进气道[注2]，在J79发动机上实现了可调收敛-扩散喷管，在XB-70飞机上实现了可调的混合压缩式进气道[注3]。在发动机方面，美国两大发动机生产商普拉特·惠特尼公司和通用电气公司先后研制了一系列适用于2马赫以上速度飞行的加力式涡喷发动机（其中通用电气公司的YJ-93在XB-70飞机上验证了长时间加力高马赫数飞行的能力，普·惠公司同时期致力于核发动机YJ91），马夸特公司研制了一系列冲压发动机应用于X-7系列研究机和CIM-99“波马克”导弹，RIM-8“黄铜骑士”导弹则采用约翰霍普金斯大学的应用物理实验室研制的冲压发动机。在这样的背景下，把能够在地面静止状态启动的涡喷发动机与适应高空高马赫数飞行的冲压发动机相结合的思路逐渐出现在各种设计中。50年代的XF-103截击机的设计中率先采用了莱特XJ67-W-1涡喷发动机与事实上是XJ67加力燃烧室的XRJ55-W-1冲压发动机组合的动力配置，虽然试图达到4马赫的XF-103明显过于超前并很快被取消，但是两种循环方式[注4]切换工作的设计思想却成为变循环发动机的先声。在这样的技术基础之上研制A-12/SR-71系列飞机的推进系统虽然仍然是一个巨大的技术冒险，但是这场赌博的底牌也是很雄厚的，决不是没有客观条件的盲目冒进。
变循环发动机
A-12/SR-71飞机的发动机是普·惠公司研制的J58-P-4变循环发动机，公司内部编号为JT11D-20B，研发工作主要在佛罗里达州西部棕榈海滩的R&D研究中心进行。J58发动机最初并非专门为A-12/SR-71而研制，始于1956年下半年的JT11发动机原计划用于可以进行3马赫冲刺的海军攻击机，设计最大起飞推力为11800千克力。这种攻击机当时基本上确定为北美公司后来更名为A-5的A3J-1飞机的改进型，但是这种海军攻击机被取消了，另一个可能用户沃特XF8U-3在竞标中败给麦克唐纳F4H-1，J58失去了装机对象。当洛克希德为A-12飞机寻找合适的发动机的时候，根据海军那份1120万美元合同制造的J58-P-2发动机已经进行了700小时的全面试验，约翰逊看中了这种推力巨大，适合高速飞行而且推重比较高的发动机，普·惠公司自然求之不得。直到仔细研究了A-12飞机的任务要求之后，普·惠公司的研究人员意识到普通涡喷循环方式难以适应长时间3马赫巡航飞行，不得不对原设计方案进行了彻底的修改。修改后的J58-P-4发动机成为到目前为止唯一一种投入生产的变循环发动机，不但增加了变循环旁路，原设计的压气机、涡轮气动参数甚至基本尺寸都发生了变化。
巨大的白鸟XB-70
可以长时间开加力的YJ93发动机
黄铜骑士导弹
外形诡异的XF-103全尺寸模型
有些超前的RA-5C正在着舰<!--对主帖发表意见放在主帖内容后面 -->
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J58的基本结构与一般单转子加力涡喷发动机区别并不太大，也并非十分复杂，主要区别在于变循环用的旁路管道。发动机采用钢质对开机匣，包含主齿轮箱、主燃油控制系统、主燃油泵和减速齿轮箱的发动机附件安装在机匣下方。发动机进口处安装有可调进口导流叶片（Inlet Guide Vane，IGV），9级压气机压比为8.8，压气机静子、转子叶片和叶盘均为钢质。在第4级压气机后开有24个内部旁路放气活门，在高马赫数时打开，使气流通过连接的6根粗管绕过后几级压气机，燃烧室和涡轮。旁路气流从涡轮后重新进入，流入加力燃烧室用于增加推力和冷却。旁路管道上开有12个外部放气活门，当流量超过需要时把空气放入发动机短舱。发动机燃烧室为8个火焰筒的环管燃烧室，有48个可调面积双孔喷油嘴。发动机涡轮为2级轴流式，带有空心导向叶片，第1级涡轮叶片为空心气冷，第2级涡轮叶片实心。短扩式加力燃烧室带有气冷外罩和防振隔热衬套，加力燃烧室内有4个带火焰稳定器的同心喷油环。发动机的可调面积虹膜式加力室喷管由凸轮滚子机构和4个液压作动器操作的段组成。
J58的操作包线要求使用特殊的燃油。燃油不仅用作能源，也用于发动机的液压系统。在高马赫数飞行时，燃油也用于其它可能在高温下出现过热的飞机和发动机部件的冷却。所以燃油要有高度的热稳定性，不会分解或者结焦沉积在燃油系统的管路内，要求低挥发性来减小燃烧部分的热量散失。当然其他的指标比如可允许的硫含量，也是重要的。为上述要求开发了先进燃油JP-7（PWA535，公司内部称为LF-2A即洛克希德轻油2A，与U-2飞机使用的LF-1A一致，由壳牌石油与阿什兰、孟山都和普·惠合作研制）和PWA535E。使用时JP-7和PWA535E燃油中每5200加仑中加入1加仑PWA536润滑剂，以保证燃油液压泵有足够润滑。这种燃油主要成分是烷烃和环烷烃，芳香烃含量较低，燃点很高，不能用普通的点火器点燃，发动机主燃烧室和加力室燃油的启动点火要使用三乙基硼烷（Triethyl boron，TEB） [注5]化学点火系统。加力室火焰稳定器的催化点火系统还要在点火后保持加力室的燃烧。每台发动机在主燃烧室前上方装一个600cc（1又1/4品脱）三乙基硼烷储存箱。储箱在飞行前充氮气增压以提供惰性环境和可控压强。三乙基硼烷暴露在-5℃以上的空气中就会自燃，所以三乙基硼烷箱由主燃烧室燃油流提供冷却，储箱上还装一个安全盘，当储箱压强超过安全线时可使三乙基硼烷蒸气和氮气排入加力室。一满箱的三乙基硼烷至少可供16次喷射。
每台发动机都有一套燃油液压系统用于驱动加力室喷管、进口导流叶片、启动器和旁路放气阀。燃油液压系统压强也用于冲洗化学点火系统。发动机驱动的燃油液压泵保持系统压强在1800磅/平方英寸，暂时最大流量可达50加仑/分（约合19700磅/小时）。燃油由发动机主燃油泵推动级提供给这个泵。一些液压系统的高压燃油被分配到冷却不加力再循环管路和空转旁路阀流出的管路，这些燃油会重新回到飞机燃油系统。而液压泵出来的低压燃油重新回到主燃油泵推动级。液压系统由主燃油泵提供的补充燃油进行循环冷却。
尽管发动机本身的结构不太复杂，但是由于J58-P-4发动机独有的变循环工作方式和复杂的工作条件，该发动机的控制规律和控制系统却比较复杂，并且有一些特有的附件。发动机燃油系统包括发动机驱动燃油泵，主燃油控制系统，空转旁路阀和主燃烧室可调面积喷油嘴。发动机驱动的钱德勒·伊万斯公司主燃油泵由2级部件组成。第一级是一个独立的离心泵，作为推动级。第二级由2个并联的带输出单向阀的齿轮泵。并联的泵和单向阀设计可保证在任一泵失效时持续工作。汉密尔顿标准公司JFC主燃油控制系统计量主燃烧室燃油流量，控制旁路放气、启动放气阀、进口导流叶片和喷管的调节。它根据油门位置、压气机进口温度、主燃烧室压强和发动机转速调节发动机推力。变循环旁路、启动放气阀位置和进口导流叶片根据发动机转速控制，压气机进口温度作为修正参数。发动机加力时则保持军用推力的转速和涡轮出口燃气温度。控制系统有一个微调器调节涡轮出口燃气温度。每台发动机有一个安装在飞行员左控制台上的四档涡轮出口燃气温度调节开关。档位标识为“自动（左）”，“升高（上）”，“降低（下）”和“保持（中间）”。当开关拨到“升高”，一个装在发动机燃油控制系统上的小电动机会提高主燃烧室燃油流量与主燃烧室燃气压之比，这样就提高了涡轮出口燃气温度。把开关拨到“降低”，电动机反向旋转以降低涡轮出口燃气温度。这个开关不会影响转速，转速与喷管位置有关。但是当喷管位置固定在最小（或最大）时，发动机转速会随涡轮出口燃气温度的增减而增减。一个涡轮出口燃气温度“允许”电路（Permission Circuit）阻止油门位置在军用推力以下或者发动机防过热操作时涡轮出口燃气温度的自动调节和人工上调。人工下调涡轮出口燃气温度在允许电路接通时（油门位置低于军用推力或者发动机防过热操作）仍然可以进行。当涡轮出口燃气温度开关位于“自动”，相应油门位置在军用推力或以上，而且发动机没有进行防过热操作时，允许电路打开（断路）允许自动调节涡轮出口燃气温度。对应发动机的主燃油控制系统调节它的调节电机，并且自动保持一个10℃范围的涡轮出口燃气温度允许区域。当涡轮出口温度得不到正确及时的调节时由防过热系统保护涡轮。这个系统工作时，当涡轮出口燃气温度超过860℃时，涡轮出口燃气温度计的信号触发一个电磁阀使发动机燃油从燃油/滑油冷却器旁路到加力燃油泵进口，发动机燃烧室火焰筒内的油气比被调低。这个系统一旦被触发，电磁阀将持续开启直到系统被关闭或重启。仪表板上一个闪烁的红色防过热警告灯在对应发动机的电磁阀打开时就会发光告警。防过热操作在海平面大约使全加力推力降低5%，军用推力降低7%。在超音速巡航时进行防过热操作可使全加力推力降低约45%并可能导致加力室熄火。如果防过热操作能把涡轮出口燃气温度降低到正常限制以下，在启动防过热操作后继续操纵发动机不会损伤发动机。燃油系统的空转旁路和排油阀在发动机正常工作时使燃油输入发动机燃烧室，在空转时使燃油通过旁路进入再循环系统，冷却附件，发动机部件和发动机滑油。排油阀由主燃油控制系统的信号控制，当发动机关闭时阀门放出发动机燃油管路的燃油。
主燃烧室每个火焰筒排列6个喷油嘴。每个喷嘴有一个固定面积的主孔和一个可调面积的辅助孔，共同喷油。辅助孔根据主孔压降调节面积。主发动机点火系统安装了一个油滤，可以通过主燃油泵级间的燃油冲刷点火探针中残余的点火液（三乙基硼烷）。它防止点火探针“结焦”堵塞，保护发动机点火系统。只要燃油泵进口有油压，冲刷用的少量燃油就能从燃烧室外排管排出，如果化学点火系统探针堵塞或者燃烧室外排管故障，可能会使燃油不能正常排出。在开车前必须确认正常的发动机主燃烧室排油，如果外排管堵塞，就会增加燃烧室的“湿”燃油面积，在发动机开车时会发生严重的燃烧。加力燃油系统包括加力燃油泵和加力燃油控制系统。加力燃油泵是一个高速的单级离心泵。这个泵由压气机引气驱动的空气涡轮带动。压气机引气量由一个蝶形阀根据加力燃油控制系统的需要调节。JFC-51机械液压加力燃油控制系统根据油门位置，主燃烧室压强和压气机进口温度调节燃油流量。燃油流被控制分流到4个同心加力喷油环。
发动机的变循环通过压气机第4级后的内部旁路放气实现，内部旁路放气控制和作动系统包括四个驱动放气阀的双位作动器和一个包含在主燃油控制系统中确定作动器压强的控制阀。控制阀根据主燃油控制系统的机械信号控制放气阀位置。放气阀位置控制信号由主燃油控制系统根据发动机转速和压气机进口温度给出。旁路管道的外部放气控制和作动系统除了使用三个作动器外，与内部放气系统类似。内部旁路放气在加速中压气机进口温度达到85℃到115℃时（约1.9马赫）开启，但是会随发动机转速而变化，在发动机转速较低时旁路放气在速度较低时就开启。当转速较低而飞行马赫数较高的时候，外部放气就会打开，把多余的空气排入发动机短舱。在内部旁路放气被打开后，进入压气机的空气大部分从放气活门引出，通过管道绕过后面几级压气机和主燃烧室、涡轮直接进入加力燃烧室。这个时候发动机的循环方式实际上是涡轮-冲压组合循环（或者称为准冲压模式，Quasi-ramjet mode），加力燃烧室以冲压发动机的方式工作，但是主燃烧室也没有停止工作，仍然有部分空气通过压气机压缩进入主燃烧室维持涡喷工作方式。在马赫数较高不能以正常的燃油流量调节维持发动机转速和涡轮出口燃气温度的时候，发动机会进入飞行空转区域，将部分流向主燃烧室的燃油通过空转旁路重新引入燃油回路。发动机的变循环工作极大的提高了发动机控制的复杂性，在电子技术还比较原始的60年代初，要获得满意的系统响应速度、控制精度和控制系统的可靠性是十分困难的，但是3马赫以上巡航速度的要求迫使普·惠选择了变循环的技术方案。在3马赫这样高的速度下，进气道捕获的来流总压[注6]非常高，在进气道设计合理总压恢复良好的前提下，由于固定的进气到扩压段向发动机提供速度基本稳定的空气，导致压气机进口来流的静压非常高，也就是进气道可以提供非常高的冲压压缩。在这样的条件下，压气机的工作效率会下降，压气机压比下降（但是总的压比仍然是提高的），压气机出口总温升高，这种情况下如果通过对主燃烧室燃油流量调节来控制涡轮进口燃气温度，那么显然在这个过程中的加热会明显的减少，发动机排气速度增量远不如飞行马赫数的增量，发动机的单位推力损失很严重，甚至核心机部分成为累赘不产生正推力。在一定的技术条件下通过提高涡轮进口温度来改善涡喷发动机速度特性的余地非常小，如果不降低加热，那么总压比增加提高了循环效率，涡轮转速就会上升，涡轮转速上升会使压气机压比上升（在一定的范围内，超出压气机可以正常工作的范围可发生喘振），总压比进一步上升而促使涡轮转速进一步上升。在这种情况下，发动机转速和涡轮进口温度不断增加，涡轮叶片所承受的应力与转速平方成正比，而涡轮叶片材料强度却随温度升高而降低，这个自激励发散过程的结果当然是涡轮烧毁。事实上对于高速飞行中的普通涡喷发动机而言，排气速度增量小于飞行速度增量造成单位推力下降和调节规律无法适应飞行条件造成超转失控的危险都是存在的，米格-25飞机的高速飞行就存在发动机超转事故的危险，所以对正常使用的飞行马赫数作了严格的限制。但是在高马赫数下加力式涡喷发动机的加力燃烧室却由于进口压强的急剧上升，热效率得到明显的改善，加力单位耗油率下降，与之相反的是核心机部分如果减少加热量，由于沿流程压力损失的相对增加，随速度增加单位耗油率不断上升。J58-P-4发动机的涡轮-冲压组合循环方式则通过放出大部分空气绕过压气机后级、主燃烧室和涡轮，大大降低了核心机的流量，以很少的主燃烧室喷油即可维持正常的转速和涡轮出口燃气温度，而旁路空气则由于绕过工作条件不匹配的核心机部分，得以减少压力损失，使加力燃烧室获得很高的进口压强和流量，不但单位耗油率低，而且可以喷入更多燃油提高推力。虽然比正常的加力状态喷入更多的燃油，但是增加的流量保证了正常的燃烧和足够的冷却流量，加力燃烧室加入很多的热量而不会出现超温损坏，在这种状态下，加力燃烧室的工作就相当于冲压发动机燃烧室。这个手段不但消除了普通涡喷发动机的高马赫数超转现象，而且获得了高的推力和经济性，是J58-P-4发动机适用于3马赫巡航飞机的关键。在变循环的基础上发动机仍然采取了多种手段防止发生涡轮过热，前述的涡轮出口燃气温度自动和人工调节系统和防过热系统都是这样的作用，同时发动机还在压气机进口装有调节规律与变循环旁路放气规律一致的进口导流叶片。在低马赫数飞行中，进口导流叶片保持顺气流的轴向位置使发动机提供较大的推力，但是压气机进口温度升高后进口导流叶片就偏转，若压气机进口温度持续超过125℃（约2.0马赫）将强制偏转进口导流叶片。进口导流叶片还有一个手动锁，可以防止偏转后错误地回到轴向位置，闭锁后就不随变循环旁路放气活门运动。
发动机和减速齿轮箱由一个发动机自带的“热油箱”封闭系统提供润滑。滑油箱装在发动机压气机段的右下侧。滑油箱体积为6.7美国加仑，可用容积为5.15 美国加仑。滑油在重力作用下进入主滑油泵，由主滑油泵输入一个过滤器和燃油-滑油冷却器。过滤器有一个旁路以防堵塞。滑油经燃油-滑油冷却器分布到发动机的各处轴承和齿轮。润滑喷嘴上加滑油筛以保护机件免受杂质损伤。使用过的滑油通过回油泵回到滑油箱中除去空气。由一个压力调节阀保持所有飞行条件下流量和压力相关的稳定。允许使用的滑油是MIL-L-87100（PWA524）。如果在低的环境温度下使用，滑油可以用三氯乙烯稀释。发动机滑油温度由流经主燃油-滑油换热器的燃油控制。当发动机的需要超过冷却器最大流量能力（12000磅/小时）时，一个冷却器旁路阀可以让更多的燃油流过冷却器。
附件由装在发动机前部的附件驱动系统驱动。附件驱动系统主要包括一个恒速驱动器，一个附件齿轮箱和一个全高度滑油系统。发动机通过发动机上的减速齿轮箱和一根弹性驱动轴向附件驱动系统传输动力。在附件驱动系统中，恒速驱动器单元把变化的传动轴转速转化为恒定的转速来驱动一个交流发电机。两个液压泵和一个燃油循环泵也装在附件齿轮箱上。两个液压泵分别为A、L和B、R液压系统提供动力。燃油循环泵为飞机吸热系统提供燃油。这些泵的转速随发动机转速改变。附件驱动系统由一个独立带泵的干式集油系统提供润滑。这个系统由飞机的液氮系统提供的氮气增压，为附件齿轮箱，恒速驱动器和交流发电机提供滑油而不受高度影响。（失去液氮供应不影响附件驱动系统操作。）滑油循环通过作为飞机吸热系统一部分的燃油-滑油换热器冷却。滑油容量约为8夸脱。
发动机的地面启动由地勤人员通过一个如固定压缩空气源、带压缩空气的拖车，或者是空气压缩机拖车之类的外部启动器把外部动力传递给发动机底部的主齿轮箱启动齿轮。飞行员通过安装在飞行员左前控制面板的扇形支架上的两根油门杆对发动机进行操纵。其中右杆与右发主燃油控制系统机械连接，左杆与左发主燃油控制系统连接。加力室与主燃油控制系统闭环连接。油门扇形支架上有三个标示位置：关车，慢车和加力，还有一个没有标示的军用推力卡位锁。不加力的发动机操纵范围为慢车到军用推力。在关车位置，空转旁路阀切断火焰筒供油，把燃油回输到飞机系统中。这在发动机空转状态时为发动机滑油，燃油泵，燃油液压泵提供冷却。发动机没有明确标示的开车位置。当发动机由启动器加速的时候，把油门从关车推向慢车。当达到适当的发动机转速时，就从空转旁路阀向燃烧室内喷入燃油，由化学点火系统在油压下点燃。当油门从关车推到慢车，一个滚子会落入慢车位置的暗槽中。这个暗槽可以防止油门收到慢车时无意间关车，油门必须要提起才能从慢车拉回到关车。慢车推力是最小的不加力推力水平。当油门位于慢车，发动机转速在60℃（140°F）以下时约为3975转/分。在更高的环境温度，发动机转速随温度每℃增加50转/分。台架慢车推力约为600千克力左右。在油门推到军用推力卡位锁时获得的军用推力是最大不加力推力。在海平面静止条件，军用推力约为70%全加力推力。在高空，军用推力约为28%可用加力推力。台架军用推力为10430千克力。接通加力要先稍提起油门，稍推过军用推力卡位锁，当加力室顺利点火后才能继续向前推。从军用推力卡位锁到扇台最前面位置的加力油门范围内仍然可以调节。在油门位置恰超过军用推力时获得最小加力推力，在海平面约为85%全加力推力，在高空约为55%全加力推力。油门推过卡位锁后的加力点火时间取决于加力室油管的充满的时间。充满的时间在海平面为3秒，在高空为7秒。当油门拉回到卡位锁以下时，加力室燃油被切断。在加力状态核心机的工作与军用推力状态相同。在每个油门杆后安装机械数字计量表，指示每台发动机的三乙基硼烷喷射余量。计量表由簧力转动，分为16格。每次油门从关车推到慢车或者从军用推到加力，计量表的指数相应减少1格。在右油门杆端部装一个有弹簧的麦克风按钮开关。油门扇形支架内侧的一根油门阻力杆控制油门杆力大小。在右油门杆的内侧安装一个进气道重启动开关，这个开关被用于同时重启动两侧的进气道。
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进气道调节系统
发动机短舱的调节规律
发动机短舱前段结构
喉道放气和后旁路示意图
激波锥吸气示意图
进气道激波系示意图
前旁路示意图
发动机短舱
A-12/SR-71通过安装在半翼展位置的巨大发动机短舱，将推进系统组合成为一个统一的整体，短舱在结构上包括可调激波锥、前后旁路放气、喉道吸气、短舱中段辅助吸气门和气动引射喷管以及舱体本身。这个发动机短舱无论是结构上还是控制上都是当时最为复杂的，它所采用的混合压缩技术在当时是一个巨大的挑战，直到今天在工程实际中也罕有应用。所谓混合压缩是指对来流的减速增压过程在进气道内外共同完成，进气道外经过一系列斜激波后，进入进气道内的空气仍为超音速流动，在收缩管道内产生一系列反射斜激波，直到管道面积最小的喉道处发生一道正激波，波后流动减速为亚音速然后在进气道扩压段继续减速增压。混合压缩方式在高马赫数飞行条件下相对常用的外压缩进气道有比较明显的优势，外压式进气道在高马赫数下要获得良好的总压恢复必须要采用级数较多的可调压缩斜板，系统的重量增加很大，也很复杂，而且后级斜板的偏角很大造成气流发生很大的转折影响了内流性能，而且大的斜板偏角也造成了大的迎风面积增加了阻力。据计算，在3马赫飞行条件下，理想可调外压式进气道的末级斜板偏角高达40°，显然不再适用，混合压缩进气道成为合理的选择。但是混压式进气道之所以很少被使用，其自身也存在固有的缺陷。混压式进气道的内部流动方式与内压式进气道是一样的，所以它们在正常工作之前都需要一个称为“启动”的过程。在“启动”之前，混压式进气道的正激波发生在进气道唇口外，实际上以外压式进气道的方式工作，要通过进气道内部放气将正激波吸入进气道内并使其稳定在喉道附近位置，这样就完成了“启动”。但是混压式进气道对进气道内的压力和流量很敏感，一旦偏离了设计条件，喉道处的正激波很容易脱出进气道外造成“不启动”现象，发生“不启动”后，混压式进气道的总压恢复会有严重的下降，直接造成发动机推力的急剧下降。
混压式进气道对内流的敏感性造成它需要很快的控制响应速度和很高的控制精度，在A-12/SR-71飞机上创造性地把用于飞机飞行控制的增稳系统（Stability Augmentation System，SAS）与进气道控制系统结合成了一体，形成一套三余度模拟式自动飞行和进气道控制系统（Analog Automatic Flight And Inlet Control System），这套系统的功能包括增稳、进气道控制、自动驾驶、俯仰告警和大气数据计算。在实际使用中正常工作的指令通道有2个，分别为A和B，另一个通道（M）作为监控器使用，如果A、B通道中的一个发生传感器、模拟式计算机或者伺服机构的失效，M通道（监控器）就会切断该通道，由剩下的有效通道继续工作，只是响应量有所降低，但是M通道本身没有独立的伺服机构，一旦A、B通道都发生故障，系统就无法工作。事实上这套系统只有在进行大气数据计算时才是真正的三余度系统，大气数据在A、B和M三台计算机中同时计算，通过表决来判断压力传感器组件输入故障，如果发生2次失效系统使用建立在过去值和自检基础上的推测合理值继续完成大气数据计算。如果当进气道自动控制发生故障时，飞行员也可以根据座舱仪表的指示进行人工调节，但是此时飞行包线范围受到限制。这套系统在实际工作中表现得相当好，但是在SR-71的后续改进中又通过改装数字式自动飞行和进气道控制系统（Digital Automatic Flight And Inlet Control System，DAFICS）提高了可靠性。
每个发动机舱的进气道系统包括整流罩结构，一个移动的激波锥以提供最适宜的内流品质，可调的前后旁路活门，多孔式激波锥中心体引气和一套为内部激波位置和附面层流动控制而设计的喉道壁吸气。每侧进气道都向内上方弯曲以减小当地攻角。前后旁路活门控制进气道内的气流品质和流向发动机的流量，应当要注意这里所讲的前后旁路是进气道内的放气，并不直接穿透到舱外，而要通过旁路通道放出。通常激波锥和前旁路由模拟式自动飞行和进气道控制系统自动调节，而后旁路手动调节。可以进行手动的激波锥和前旁路超越控制。前旁路可以在激波锥是自动调节的时候进行人工调节，但是当激波锥是人工调节的时候前旁路也应人工调节。如果单独人工调节激波锥而把前旁路控制置于“自动”位置将导致前旁路活门100%打开。激波锥在地面操作和飞行高度低于30000英尺时自动锁在最前位置。在这个高度以上会解锁，但是保持靠前位置直到1.6马赫。超过1.6马赫后自动操纵激波锥每增加0.1马赫就缩进1又5/8英寸。总的激波锥行程约为26英寸。这个过程增加捕获面积112%，从8.7平方英尺到18.5平方英尺。喉道缩小到4.16平方英尺，为1.6马赫时面积的54%。激波锥中心体开有小缝隙以吸除附面层和防止分离。吸除的空气在通过激波锥中心体和它的支柱后从相连的发动机舱活门放出。前旁路活门是进气道内壁喉道后一小段距离绕发动机舱一圈的活门，吸入的气流通过激波锥中心体放气活门前的另一组活门放出舱外。旁路位置由模拟式自动飞行和进气道控制系统自动调节以控制正激波后的进气道压强，使得正激波在靠近喉道的适当位置。自动调节情况，前旁路在1.4马赫以下保持关闭，随后开启并由模拟式自动飞行和进气道控制系统调节，当速度低于1.3马赫时重新关闭。进气道通常在1.6马赫到1.8马赫之间“启动”，正激波从进气道前移动到靠近在喉道吸气的位置。模拟式自动飞行和进气道控制系统设置激波锥和前旁路的位置为马赫数的函数，根据法向加速度，攻角和侧滑角修正来保持管道压强比（Duct Pressure Ratio，DPR）。（DPR=PsD8/PpLM，正激波后的管道静压除以自由流总压或者整流罩外皮托管驻点压强。）四个沿圆周装在进气道壁上喉道吸气位置之后的进气道静压孔测量PsD8，自由流总压PpLM由装在每台发动机短舱外的两根皮托管测量。模拟式自动飞行和进气道控制系统的过载修正函数在过载超过1.5g或小于0.7g时使激波锥前移和增加前旁路活门开度。这个修正会降低压气机进口压强但同时显著减少不启动的可能性。速度如果达到1.6马赫以上，激波锥在攻角偏离5度时也向前修正。攻角修正和过载修正相加得到盘旋或拉起时的总的修正。自动进气道调节时，激波锥位置也随侧滑角向前修正，同时，管道压比（DPR）规律也随侧滑角向下修正，1度侧滑可导致两侧进气道3%的差别，而DPR规律的误差可能导致额外的3%的差别。发动机转速也影响旁路位置，因为转速直接影响发动机对空气流量的要求。在典型巡航速度条件和旁路位置接近关闭时发动机转速每下降100转/分，旁路活门多打开约4%。
当模拟式自动飞行和进气道控制系统计算机（一台或多台）故障，失去用于侧滑计算的空速管大气数据或不启动（单侧或双侧）发生时前旁路活门管道压强比（DPR）规律稍调低。但是不论发生多少故障总的压强比规律下调不会超过40mpr（千分之一压强比）。进气道控制系统包括一个激波脱出传感器（Shock Expulsion Sensor，SES）和一个在1.6马赫以上自动操作的自动重启部分（但是通常情况SES在2.0马赫以上才会有用）。如果进气道正激波脱出，SES超越自动激波锥和前旁路控制规律启动自动重启循环。自动重启系统通过“交叉关系”函数对比两侧进气道压强确保只有发生不启动的进气道才会进入自动重启循环。在自动重启期间，前旁路活门完全打开且激波锥前移15英寸。激波锥在检测到脱出后3.75秒开始后退。激波锥退到它们的自动规律位置后，前旁路恢复自动调节。在自动调节下，不启动进气道的前旁路活门管道压强比调节规律在每次不启动后会稍向下修正，直到发生4次不启动。压气机进口压强（Compressor Inlet Pressure，CIP）是激波脱出传感器的参数。激波脱出传感器系统在瞬间的压气机进口压强下降超过23%时被激活。压气机进口压强快速下降是不启动的特征，但是如果压气机失速导致压气机进口压强瞬间下降超过23%，激波脱出传感器也会被激活。连续的不启动或者压气机失速会导致激波脱出传感器参考压强（CIP）衰减。如果不启动造成的瞬间压降少于现有参考压强的23%，激波脱出传感器将不会激活。在这种情况下，必须进行人工重启。如果一侧进气道在自动重启后持续不启动，正激波不能复位，压气机进口压强就无法恢复，激波脱出传感器就不能被再次激活。在这种情况下，也必须进行人工重启。自动重启和“交叉关系”不能超越任何人工进气道控制。如果不启动发生在进行人工激波锥调节的进气道上，该进气道或者对侧进气道均不会对激波脱出有自动响应。如果仅有前旁路活门为人工调节，不启动的进气道或者两侧进气道都会自动的激活激波锥和前旁路活门的自动调节。如果人工调节活门而没有及时打开，这个进气道就可能会发生不启动或者发动机失速，特别是当对侧进气道发生不启动时。油门杆上的人工进气道重启开关权限高于激波脱出传感器自动重启循环和人工进气道位置设定。当起落架放下时，前旁路由一个主起落架舱门开关超控信号100%打开。
发表于《海陆空天惯性世界》56，根据杂志与飞扬的协议，网络首发于飞扬
美国洛克希德公司研制的A-12“牛车”/SR-71“黑鸟”系列高空高速战略侦察机是广大军迷朋友耳熟能详的传奇飞机设计师凯利·约翰逊的杰作，这种60年代初首飞的飞机直到今天仍然保持着一系列速度和平飞高度的纪录，它的成功绝对是一个工程的奇迹。在超音速飞行理论刚刚成熟的50年代末，60年代初，要研制一种能够在超过热障[注1]的速度下作长时间巡航的实用飞机需要克服的技术难题多的难以想象，在整个项目中包含了大量的高风险创新，飞机的复杂程度也令人瞠目，但是它不但在相当短的时间内研制成功，而且作为美国重要的战略侦察力量一直服役到冷战结束。在这种令人着迷的飞机毒蛇一般的身躯里跃动着一颗硕大而强劲的心脏，这种飞机的推进系统，包括进排气系统和发动机被综合成为了一个整体，整个系统在当时可谓复杂地匪夷所思，应用了当时最尖端的技术，取得了非凡的成就。在这个推进系统中所采用的技术直到现在仍然被认为有很高的风险，这样的设计方案为何会被采用，又是如何取得成功相信对于今天的人们依然有一定的借鉴价值。
技术背景
在冷战气氛越来越浓重的50年代，为了突破对方的防空拦截进行侦察和轰炸同时也为了反过来拦截这样的入侵者，铁幕两边的飞机设计师们都在努力提高飞机的速度和升限。为了更快更高的目标，设计试飞了大量的研究机对高马赫数气动特性，气动加热，耐热结构，高性能发动机等关键技术进行了广泛的研究验证，取得了大量的数据，正是这些研究为日后名扬四海的这一代高空高速飞机奠定了基础。对于飞机高马赫数的气动特性和超音速进排气系统的设计实际上在50年代空气动力学家揭示了可压缩流动的本质和规律之后，理论上已经是可知的领域，但是这种流动方式的复杂性导致处理实际问题时仍然需要小心翼翼地进行大量的试验。同时，适应于高马赫数推进系统的进排气系统需要随飞行条件的变化进行大量的调节，否则只能在很狭小的范围内获得满意的效率，但是当时的控制技术相当不成熟，要制造响应迅速，精度良好的可调进排气系统很不容易。当时美国依托耗费巨资建设的完善风洞设施和大量的飞行研究结合其掌握的先进控制技术，率先在F-104飞机上实现了无级调节的三元进气道[注2]，在J79发动机上实现了可调收敛-扩散喷管，在XB-70飞机上实现了可调的混合压缩式进气道[注3]。在发动机方面，美国两大发动机生产商普拉特·惠特尼公司和通用电气公司先后研制了一系列适用于2马赫以上速度飞行的加力式涡喷发动机（其中通用电气公司的YJ-93在XB-70飞机上验证了长时间加力高马赫数飞行的能力，普·惠公司同时期致力于核发动机YJ91），马夸特公司研制了一系列冲压发动机应用于X-7系列研究机和CIM-99“波马克”导弹，RIM-8“黄铜骑士”导弹则采用约翰霍普金斯大学的应用物理实验室研制的冲压发动机。在这样的背景下，把能够在地面静止状态启动的涡喷发动机与适应高空高马赫数飞行的冲压发动机相结合的思路逐渐出现在各种设计中。50年代的XF-103截击机的设计中率先采用了莱特XJ67-W-1涡喷发动机与事实上是XJ67加力燃烧室的XRJ55-W-1冲压发动机组合的动力配置，虽然试图达到4马赫的XF-103明显过于超前并很快被取消，但是两种循环方式[注4]切换工作的设计思想却成为变循环发动机的先声。在这样的技术基础之上研制A-12/SR-71系列飞机的推进系统虽然仍然是一个巨大的技术冒险，但是这场赌博的底牌也是很雄厚的，决不是没有客观条件的盲目冒进。
变循环发动机
A-12/SR-71飞机的发动机是普·惠公司研制的J58-P-4变循环发动机，公司内部编号为JT11D-20B，研发工作主要在佛罗里达州西部棕榈海滩的R&D研究中心进行。J58发动机最初并非专门为A-12/SR-71而研制，始于1956年下半年的JT11发动机原计划用于可以进行3马赫冲刺的海军攻击机，设计最大起飞推力为11800千克力。这种攻击机当时基本上确定为北美公司后来更名为A-5的A3J-1飞机的改进型，但是这种海军攻击机被取消了，另一个可能用户沃特XF8U-3在竞标中败给麦克唐纳F4H-1，J58失去了装机对象。当洛克希德为A-12飞机寻找合适的发动机的时候，根据海军那份1120万美元合同制造的J58-P-2发动机已经进行了700小时的全面试验，约翰逊看中了这种推力巨大，适合高速飞行而且推重比较高的发动机，普·惠公司自然求之不得。直到仔细研究了A-12飞机的任务要求之后，普·惠公司的研究人员意识到普通涡喷循环方式难以适应长时间3马赫巡航飞行，不得不对原设计方案进行了彻底的修改。修改后的J58-P-4发动机成为到目前为止唯一一种投入生产的变循环发动机，不但增加了变循环旁路，原设计的压气机、涡轮气动参数甚至基本尺寸都发生了变化。
巨大的白鸟XB-70
可以长时间开加力的YJ93发动机
黄铜骑士导弹
外形诡异的XF-103全尺寸模型
有些超前的RA-5C正在着舰<!--对主帖发表意见放在主帖内容后面 -->
文章提交者：联合帝国1 加帖在 猫眼看人 【凯迪网络】 http://www.kdnet.net  J58的演进过程  YJ58  J58-P-2的全尺寸模型  巴黎航展上的J58-P-2，这是一个带尖进气锥的版本，法国人曾打算引进用于超音速运输机，据说法国版型号拟定为M35  带钝锥的版本，比较接近J58-P-4  J58-P-4的结构图 |
J58的基本结构与一般单转子加力涡喷发动机区别并不太大，也并非十分复杂，主要区别在于变循环用的旁路管道。发动机采用钢质对开机匣，包含主齿轮箱、主燃油控制系统、主燃油泵和减速齿轮箱的发动机附件安装在机匣下方。发动机进口处安装有可调进口导流叶片（Inlet Guide Vane，IGV），9级压气机压比为8.8，压气机静子、转子叶片和叶盘均为钢质。在第4级压气机后开有24个内部旁路放气活门，在高马赫数时打开，使气流通过连接的6根粗管绕过后几级压气机，燃烧室和涡轮。旁路气流从涡轮后重新进入，流入加力燃烧室用于增加推力和冷却。旁路管道上开有12个外部放气活门，当流量超过需要时把空气放入发动机短舱。发动机燃烧室为8个火焰筒的环管燃烧室，有48个可调面积双孔喷油嘴。发动机涡轮为2级轴流式，带有空心导向叶片，第1级涡轮叶片为空心气冷，第2级涡轮叶片实心。短扩式加力燃烧室带有气冷外罩和防振隔热衬套，加力燃烧室内有4个带火焰稳定器的同心喷油环。发动机的可调面积虹膜式加力室喷管由凸轮滚子机构和4个液压作动器操作的段组成。
J58的操作包线要求使用特殊的燃油。燃油不仅用作能源，也用于发动机的液压系统。在高马赫数飞行时，燃油也用于其它可能在高温下出现过热的飞机和发动机部件的冷却。所以燃油要有高度的热稳定性，不会分解或者结焦沉积在燃油系统的管路内，要求低挥发性来减小燃烧部分的热量散失。当然其他的指标比如可允许的硫含量，也是重要的。为上述要求开发了先进燃油JP-7（PWA535，公司内部称为LF-2A即洛克希德轻油2A，与U-2飞机使用的LF-1A一致，由壳牌石油与阿什兰、孟山都和普·惠合作研制）和PWA535E。使用时JP-7和PWA535E燃油中每5200加仑中加入1加仑PWA536润滑剂，以保证燃油液压泵有足够润滑。这种燃油主要成分是烷烃和环烷烃，芳香烃含量较低，燃点很高，不能用普通的点火器点燃，发动机主燃烧室和加力室燃油的启动点火要使用三乙基硼烷（Triethyl boron，TEB） [注5]化学点火系统。加力室火焰稳定器的催化点火系统还要在点火后保持加力室的燃烧。每台发动机在主燃烧室前上方装一个600cc（1又1/4品脱）三乙基硼烷储存箱。储箱在飞行前充氮气增压以提供惰性环境和可控压强。三乙基硼烷暴露在-5℃以上的空气中就会自燃，所以三乙基硼烷箱由主燃烧室燃油流提供冷却，储箱上还装一个安全盘，当储箱压强超过安全线时可使三乙基硼烷蒸气和氮气排入加力室。一满箱的三乙基硼烷至少可供16次喷射。
每台发动机都有一套燃油液压系统用于驱动加力室喷管、进口导流叶片、启动器和旁路放气阀。燃油液压系统压强也用于冲洗化学点火系统。发动机驱动的燃油液压泵保持系统压强在1800磅/平方英寸，暂时最大流量可达50加仑/分（约合19700磅/小时）。燃油由发动机主燃油泵推动级提供给这个泵。一些液压系统的高压燃油被分配到冷却不加力再循环管路和空转旁路阀流出的管路，这些燃油会重新回到飞机燃油系统。而液压泵出来的低压燃油重新回到主燃油泵推动级。液压系统由主燃油泵提供的补充燃油进行循环冷却。
尽管发动机本身的结构不太复杂，但是由于J58-P-4发动机独有的变循环工作方式和复杂的工作条件，该发动机的控制规律和控制系统却比较复杂，并且有一些特有的附件。发动机燃油系统包括发动机驱动燃油泵，主燃油控制系统，空转旁路阀和主燃烧室可调面积喷油嘴。发动机驱动的钱德勒·伊万斯公司主燃油泵由2级部件组成。第一级是一个独立的离心泵，作为推动级。第二级由2个并联的带输出单向阀的齿轮泵。并联的泵和单向阀设计可保证在任一泵失效时持续工作。汉密尔顿标准公司JFC主燃油控制系统计量主燃烧室燃油流量，控制旁路放气、启动放气阀、进口导流叶片和喷管的调节。它根据油门位置、压气机进口温度、主燃烧室压强和发动机转速调节发动机推力。变循环旁路、启动放气阀位置和进口导流叶片根据发动机转速控制，压气机进口温度作为修正参数。发动机加力时则保持军用推力的转速和涡轮出口燃气温度。控制系统有一个微调器调节涡轮出口燃气温度。每台发动机有一个安装在飞行员左控制台上的四档涡轮出口燃气温度调节开关。档位标识为“自动（左）”，“升高（上）”，“降低（下）”和“保持（中间）”。当开关拨到“升高”，一个装在发动机燃油控制系统上的小电动机会提高主燃烧室燃油流量与主燃烧室燃气压之比，这样就提高了涡轮出口燃气温度。把开关拨到“降低”，电动机反向旋转以降低涡轮出口燃气温度。这个开关不会影响转速，转速与喷管位置有关。但是当喷管位置固定在最小（或最大）时，发动机转速会随涡轮出口燃气温度的增减而增减。一个涡轮出口燃气温度“允许”电路（Permission Circuit）阻止油门位置在军用推力以下或者发动机防过热操作时涡轮出口燃气温度的自动调节和人工上调。人工下调涡轮出口燃气温度在允许电路接通时（油门位置低于军用推力或者发动机防过热操作）仍然可以进行。当涡轮出口燃气温度开关位于“自动”，相应油门位置在军用推力或以上，而且发动机没有进行防过热操作时，允许电路打开（断路）允许自动调节涡轮出口燃气温度。对应发动机的主燃油控制系统调节它的调节电机，并且自动保持一个10℃范围的涡轮出口燃气温度允许区域。当涡轮出口温度得不到正确及时的调节时由防过热系统保护涡轮。这个系统工作时，当涡轮出口燃气温度超过860℃时，涡轮出口燃气温度计的信号触发一个电磁阀使发动机燃油从燃油/滑油冷却器旁路到加力燃油泵进口，发动机燃烧室火焰筒内的油气比被调低。这个系统一旦被触发，电磁阀将持续开启直到系统被关闭或重启。仪表板上一个闪烁的红色防过热警告灯在对应发动机的电磁阀打开时就会发光告警。防过热操作在海平面大约使全加力推力降低5%，军用推力降低7%。在超音速巡航时进行防过热操作可使全加力推力降低约45%并可能导致加力室熄火。如果防过热操作能把涡轮出口燃气温度降低到正常限制以下，在启动防过热操作后继续操纵发动机不会损伤发动机。燃油系统的空转旁路和排油阀在发动机正常工作时使燃油输入发动机燃烧室，在空转时使燃油通过旁路进入再循环系统，冷却附件，发动机部件和发动机滑油。排油阀由主燃油控制系统的信号控制，当发动机关闭时阀门放出发动机燃油管路的燃油。
主燃烧室每个火焰筒排列6个喷油嘴。每个喷嘴有一个固定面积的主孔和一个可调面积的辅助孔，共同喷油。辅助孔根据主孔压降调节面积。主发动机点火系统安装了一个油滤，可以通过主燃油泵级间的燃油冲刷点火探针中残余的点火液（三乙基硼烷）。它防止点火探针“结焦”堵塞，保护发动机点火系统。只要燃油泵进口有油压，冲刷用的少量燃油就能从燃烧室外排管排出，如果化学点火系统探针堵塞或者燃烧室外排管故障，可能会使燃油不能正常排出。在开车前必须确认正常的发动机主燃烧室排油，如果外排管堵塞，就会增加燃烧室的“湿”燃油面积，在发动机开车时会发生严重的燃烧。加力燃油系统包括加力燃油泵和加力燃油控制系统。加力燃油泵是一个高速的单级离心泵。这个泵由压气机引气驱动的空气涡轮带动。压气机引气量由一个蝶形阀根据加力燃油控制系统的需要调节。JFC-51机械液压加力燃油控制系统根据油门位置，主燃烧室压强和压气机进口温度调节燃油流量。燃油流被控制分流到4个同心加力喷油环。
文章提交者：联合帝国1 加帖在 猫眼看人 【凯迪网络】 http://www.kdnet.net  J58-P-4发动机的外观  从喷管向内可以看到加力燃烧室的部件  正面拍摄的J58-P-4  2005年，封存的J58-P-4最后一次试车，从此结束了J58的服役生涯  烧红的发动机后段 |
发动机和减速齿轮箱由一个发动机自带的“热油箱”封闭系统提供润滑。滑油箱装在发动机压气机段的右下侧。滑油箱体积为6.7美国加仑，可用容积为5.15 美国加仑。滑油在重力作用下进入主滑油泵，由主滑油泵输入一个过滤器和燃油-滑油冷却器。过滤器有一个旁路以防堵塞。滑油经燃油-滑油冷却器分布到发动机的各处轴承和齿轮。润滑喷嘴上加滑油筛以保护机件免受杂质损伤。使用过的滑油通过回油泵回到滑油箱中除去空气。由一个压力调节阀保持所有飞行条件下流量和压力相关的稳定。允许使用的滑油是MIL-L-87100（PWA524）。如果在低的环境温度下使用，滑油可以用三氯乙烯稀释。发动机滑油温度由流经主燃油-滑油换热器的燃油控制。当发动机的需要超过冷却器最大流量能力（12000磅/小时）时，一个冷却器旁路阀可以让更多的燃油流过冷却器。
附件由装在发动机前部的附件驱动系统驱动。附件驱动系统主要包括一个恒速驱动器，一个附件齿轮箱和一个全高度滑油系统。发动机通过发动机上的减速齿轮箱和一根弹性驱动轴向附件驱动系统传输动力。在附件驱动系统中，恒速驱动器单元把变化的传动轴转速转化为恒定的转速来驱动一个交流发电机。两个液压泵和一个燃油循环泵也装在附件齿轮箱上。两个液压泵分别为A、L和B、R液压系统提供动力。燃油循环泵为飞机吸热系统提供燃油。这些泵的转速随发动机转速改变。附件驱动系统由一个独立带泵的干式集油系统提供润滑。这个系统由飞机的液氮系统提供的氮气增压，为附件齿轮箱，恒速驱动器和交流发电机提供滑油而不受高度影响。（失去液氮供应不影响附件驱动系统操作。）滑油循环通过作为飞机吸热系统一部分的燃油-滑油换热器冷却。滑油容量约为8夸脱。
发动机的地面启动由地勤人员通过一个如固定压缩空气源、带压缩空气的拖车，或者是空气压缩机拖车之类的外部启动器把外部动力传递给发动机底部的主齿轮箱启动齿轮。飞行员通过安装在飞行员左前控制面板的扇形支架上的两根油门杆对发动机进行操纵。其中右杆与右发主燃油控制系统机械连接，左杆与左发主燃油控制系统连接。加力室与主燃油控制系统闭环连接。油门扇形支架上有三个标示位置：关车，慢车和加力，还有一个没有标示的军用推力卡位锁。不加力的发动机操纵范围为慢车到军用推力。在关车位置，空转旁路阀切断火焰筒供油，把燃油回输到飞机系统中。这在发动机空转状态时为发动机滑油，燃油泵，燃油液压泵提供冷却。发动机没有明确标示的开车位置。当发动机由启动器加速的时候，把油门从关车推向慢车。当达到适当的发动机转速时，就从空转旁路阀向燃烧室内喷入燃油，由化学点火系统在油压下点燃。当油门从关车推到慢车，一个滚子会落入慢车位置的暗槽中。这个暗槽可以防止油门收到慢车时无意间关车，油门必须要提起才能从慢车拉回到关车。慢车推力是最小的不加力推力水平。当油门位于慢车，发动机转速在60℃（140°F）以下时约为3975转/分。在更高的环境温度，发动机转速随温度每℃增加50转/分。台架慢车推力约为600千克力左右。在油门推到军用推力卡位锁时获得的军用推力是最大不加力推力。在海平面静止条件，军用推力约为70%全加力推力。在高空，军用推力约为28%可用加力推力。台架军用推力为10430千克力。接通加力要先稍提起油门，稍推过军用推力卡位锁，当加力室顺利点火后才能继续向前推。从军用推力卡位锁到扇台最前面位置的加力油门范围内仍然可以调节。在油门位置恰超过军用推力时获得最小加力推力，在海平面约为85%全加力推力，在高空约为55%全加力推力。油门推过卡位锁后的加力点火时间取决于加力室油管的充满的时间。充满的时间在海平面为3秒，在高空为7秒。当油门拉回到卡位锁以下时，加力室燃油被切断。在加力状态核心机的工作与军用推力状态相同。在每个油门杆后安装机械数字计量表，指示每台发动机的三乙基硼烷喷射余量。计量表由簧力转动，分为16格。每次油门从关车推到慢车或者从军用推到加力，计量表的指数相应减少1格。在右油门杆端部装一个有弹簧的麦克风按钮开关。油门扇形支架内侧的一根油门阻力杆控制油门杆力大小。在右油门杆的内侧安装一个进气道重启动开关，这个开关被用于同时重启动两侧的进气道。
文章提交者：联合帝国1 加帖在 猫眼看人 【凯迪网络】 http://www.kdnet.net  变循环规律图  地面启动车  另一种地面启动车  喷射三乙基硼烷后的自燃  试车台外景 |
进气道调节系统
发动机短舱的调节规律
发动机短舱前段结构
喉道放气和后旁路示意图
激波锥吸气示意图
进气道激波系示意图
前旁路示意图
发动机短舱
A-12/SR-71通过安装在半翼展位置的巨大发动机短舱，将推进系统组合成为一个统一的整体，短舱在结构上包括可调激波锥、前后旁路放气、喉道吸气、短舱中段辅助吸气门和气动引射喷管以及舱体本身。这个发动机短舱无论是结构上还是控制上都是当时最为复杂的，它所采用的混合压缩技术在当时是一个巨大的挑战，直到今天在工程实际中也罕有应用。所谓混合压缩是指对来流的减速增压过程在进气道内外共同完成，进气道外经过一系列斜激波后，进入进气道内的空气仍为超音速流动，在收缩管道内产生一系列反射斜激波，直到管道面积最小的喉道处发生一道正激波，波后流动减速为亚音速然后在进气道扩压段继续减速增压。混合压缩方式在高马赫数飞行条件下相对常用的外压缩进气道有比较明显的优势，外压式进气道在高马赫数下要获得良好的总压恢复必须要采用级数较多的可调压缩斜板，系统的重量增加很大，也很复杂，而且后级斜板的偏角很大造成气流发生很大的转折影响了内流性能，而且大的斜板偏角也造成了大的迎风面积增加了阻力。据计算，在3马赫飞行条件下，理想可调外压式进气道的末级斜板偏角高达40°，显然不再适用，混合压缩进气道成为合理的选择。但是混压式进气道之所以很少被使用，其自身也存在固有的缺陷。混压式进气道的内部流动方式与内压式进气道是一样的，所以它们在正常工作之前都需要一个称为“启动”的过程。在“启动”之前，混压式进气道的正激波发生在进气道唇口外，实际上以外压式进气道的方式工作，要通过进气道内部放气将正激波吸入进气道内并使其稳定在喉道附近位置，这样就完成了“启动”。但是混压式进气道对进气道内的压力和流量很敏感，一旦偏离了设计条件，喉道处的正激波很容易脱出进气道外造成“不启动”现象，发生“不启动”后，混压式进气道的总压恢复会有严重的下降，直接造成发动机推力的急剧下降。
混压式进气道对内流的敏感性造成它需要很快的控制响应速度和很高的控制精度，在A-12/SR-71飞机上创造性地把用于飞机飞行控制的增稳系统（Stability Augmentation System，SAS）与进气道控制系统结合成了一体，形成一套三余度模拟式自动飞行和进气道控制系统（Analog Automatic Flight And Inlet Control System），这套系统的功能包括增稳、进气道控制、自动驾驶、俯仰告警和大气数据计算。在实际使用中正常工作的指令通道有2个，分别为A和B，另一个通道（M）作为监控器使用，如果A、B通道中的一个发生传感器、模拟式计算机或者伺服机构的失效，M通道（监控器）就会切断该通道，由剩下的有效通道继续工作，只是响应量有所降低，但是M通道本身没有独立的伺服机构，一旦A、B通道都发生故障，系统就无法工作。事实上这套系统只有在进行大气数据计算时才是真正的三余度系统，大气数据在A、B和M三台计算机中同时计算，通过表决来判断压力传感器组件输入故障，如果发生2次失效系统使用建立在过去值和自检基础上的推测合理值继续完成大气数据计算。如果当进气道自动控制发生故障时，飞行员也可以根据座舱仪表的指示进行人工调节，但是此时飞行包线范围受到限制。这套系统在实际工作中表现得相当好，但是在SR-71的后续改进中又通过改装数字式自动飞行和进气道控制系统（Digital Automatic Flight And Inlet Control System，DAFICS）提高了可靠性。
每个发动机舱的进气道系统包括整流罩结构，一个移动的激波锥以提供最适宜的内流品质，可调的前后旁路活门，多孔式激波锥中心体引气和一套为内部激波位置和附面层流动控制而设计的喉道壁吸气。每侧进气道都向内上方弯曲以减小当地攻角。前后旁路活门控制进气道内的气流品质和流向发动机的流量，应当要注意这里所讲的前后旁路是进气道内的放气，并不直接穿透到舱外，而要通过旁路通道放出。通常激波锥和前旁路由模拟式自动飞行和进气道控制系统自动调节，而后旁路手动调节。可以进行手动的激波锥和前旁路超越控制。前旁路可以在激波锥是自动调节的时候进行人工调节，但是当激波锥是人工调节的时候前旁路也应人工调节。如果单独人工调节激波锥而把前旁路控制置于“自动”位置将导致前旁路活门100%打开。激波锥在地面操作和飞行高度低于30000英尺时自动锁在最前位置。在这个高度以上会解锁，但是保持靠前位置直到1.6马赫。超过1.6马赫后自动操纵激波锥每增加0.1马赫就缩进1又5/8英寸。总的激波锥行程约为26英寸。这个过程增加捕获面积112%，从8.7平方英尺到18.5平方英尺。喉道缩小到4.16平方英尺，为1.6马赫时面积的54%。激波锥中心体开有小缝隙以吸除附面层和防止分离。吸除的空气在通过激波锥中心体和它的支柱后从相连的发动机舱活门放出。前旁路活门是进气道内壁喉道后一小段距离绕发动机舱一圈的活门，吸入的气流通过激波锥中心体放气活门前的另一组活门放出舱外。旁路位置由模拟式自动飞行和进气道控制系统自动调节以控制正激波后的进气道压强，使得正激波在靠近喉道的适当位置。自动调节情况，前旁路在1.4马赫以下保持关闭，随后开启并由模拟式自动飞行和进气道控制系统调节，当速度低于1.3马赫时重新关闭。进气道通常在1.6马赫到1.8马赫之间“启动”，正激波从进气道前移动到靠近在喉道吸气的位置。模拟式自动飞行和进气道控制系统设置激波锥和前旁路的位置为马赫数的函数，根据法向加速度，攻角和侧滑角修正来保持管道压强比（Duct Pressure Ratio，DPR）。（DPR=PsD8/PpLM，正激波后的管道静压除以自由流总压或者整流罩外皮托管驻点压强。）四个沿圆周装在进气道壁上喉道吸气位置之后的进气道静压孔测量PsD8，自由流总压PpLM由装在每台发动机短舱外的两根皮托管测量。模拟式自动飞行和进气道控制系统的过载修正函数在过载超过1.5g或小于0.7g时使激波锥前移和增加前旁路活门开度。这个修正会降低压气机进口压强但同时显著减少不启动的可能性。速度如果达到1.6马赫以上，激波锥在攻角偏离5度时也向前修正。攻角修正和过载修正相加得到盘旋或拉起时的总的修正。自动进气道调节时，激波锥位置也随侧滑角向前修正，同时，管道压比（DPR）规律也随侧滑角向下修正，1度侧滑可导致两侧进气道3%的差别，而DPR规律的误差可能导致额外的3%的差别。发动机转速也影响旁路位置，因为转速直接影响发动机对空气流量的要求。在典型巡航速度条件和旁路位置接近关闭时发动机转速每下降100转/分，旁路活门多打开约4%。
当模拟式自动飞行和进气道控制系统计算机（一台或多台）故障，失去用于侧滑计算的空速管大气数据或不启动（单侧或双侧）发生时前旁路活门管道压强比（DPR）规律稍调低。但是不论发生多少故障总的压强比规律下调不会超过40mpr（千分之一压强比）。进气道控制系统包括一个激波脱出传感器（Shock Expulsion Sensor，SES）和一个在1.6马赫以上自动操作的自动重启部分（但是通常情况SES在2.0马赫以上才会有用）。如果进气道正激波脱出，SES超越自动激波锥和前旁路控制规律启动自动重启循环。自动重启系统通过“交叉关系”函数对比两侧进气道压强确保只有发生不启动的进气道才会进入自动重启循环。在自动重启期间，前旁路活门完全打开且激波锥前移15英寸。激波锥在检测到脱出后3.75秒开始后退。激波锥退到它们的自动规律位置后，前旁路恢复自动调节。在自动调节下，不启动进气道的前旁路活门管道压强比调节规律在每次不启动后会稍向下修正，直到发生4次不启动。压气机进口压强（Compressor Inlet Pressure，CIP）是激波脱出传感器的参数。激波脱出传感器系统在瞬间的压气机进口压强下降超过23%时被激活。压气机进口压强快速下降是不启动的特征，但是如果压气机失速导致压气机进口压强瞬间下降超过23%，激波脱出传感器也会被激活。连续的不启动或者压气机失速会导致激波脱出传感器参考压强（CIP）衰减。如果不启动造成的瞬间压降少于现有参考压强的23%，激波脱出传感器将不会激活。在这种情况下，必须进行人工重启。如果一侧进气道在自动重启后持续不启动，正激波不能复位，压气机进口压强就无法恢复，激波脱出传感器就不能被再次激活。在这种情况下，也必须进行人工重启。自动重启和“交叉关系”不能超越任何人工进气道控制。如果不启动发生在进行人工激波锥调节的进气道上，该进气道或者对侧进气道均不会对激波脱出有自动响应。如果仅有前旁路活门为人工调节，不启动的进气道或者两侧进气道都会自动的激活激波锥和前旁路活门的自动调节。如果人工调节活门而没有及时打开，这个进气道就可能会发生不启动或者发动机失速，特别是当对侧进气道发生不启动时。油门杆上的人工进气道重启开关权限高于激波脱出传感器自动重启循环和人工进气道位置设定。当起落架放下时，前旁路由一个主起落架舱门开关超控信号100%打开。
文章提交者：联合帝国1 加帖在 猫眼看人 【凯迪网络】 http://www.kdnet.net  生产中的黑鸟  进气道上弯，激波锥下倾  两代谍王比翼齐飞  正面也可以看到下倾  发动机短舱上的进气门和放气门清晰可见  腹部照片，同样可见活门 |
进气道后旁路由发动机进口前的绕发动机舱一圈的活门组成，需要额外的旁路面积或者希望减少前旁路气流，就可以打开后旁路，进气道气流被允许引离发动机混入喉道吸气的气流中。混合气流穿过发动机和发动机舱结构之间的空间，为发动机提供冷却，然后增加引射器排气流量。每侧进气道后旁路的位置由飞行员座舱的旋转开关控制。当起落架放下时，后旁路活门由一个前起落架放下锁死开关的超控信号保持关闭。
A-12/SR-71的推进系统采用与发动机短舱组合成整体的收敛扩张式引射喷管，由J58发动机的收敛喷管作为收敛段，而短舱尾端的鱼鳞片作为扩张段。J58发动机本身的喷管如一般简单收敛喷管一样，随油门推大逐渐收敛，而在接通加力后又完全张开。但是推进系统的引射部分同时使用二次流引射和三次流引射，结构十分复杂。二次流空气是进气来流再经过吸除和放气后不进入发动机的剩余流量和发动机旁路外部放气所提供的，而引射器前围绕发动机舱周围的进气门通常在亚音速时为引射喷管提供三次流空气。三次流活门和鱼鳞片随喷管内部压强（马赫数和发动机推力的函数）的变化而自由调节。二次流引射系统有效的改善了高马赫数飞行高喷管落压比条件下排气的膨胀情况，而且增加了排气流量，使推力得到较大的增加。而在低马赫数飞行中，通过鱼鳞片收缩和三次流引射有效改善了主喷管收缩时主喷管与引射喷管间隙的气流分离，减小了底部阻力。值得注意的是现代超音速飞机的底部阻力往往占总阻力的相当大比例，在有些飞机上可能会达到40-50%之多，减少底部阻力是非常有价值的。
发动机短舱本身的设计非常成功，效率很高，设计师凯利·约翰逊在他的自传《我怎样设计飞机》中得意地说“发动机尽管效率很高，我向普·惠公司的朋友开玩笑说，发动机只提供了飞行所需推力的17%，而我们自己的进气道和喷管提供了余下的部分”。约翰逊的话当然是对的，但是这是从系统受力的角度讲的，超音速飞行的推进系统中进气道扩压段内空气扩张减速增压作用在进气道壁上产生向前的合力，扩张喷管也同样由于压差产生向前的合力，并且这两个合力都相当大，可以超过发动机本身部件所受到的推力。确切地说，A-12/SR-71的进气道在减去了外壁来流压力和激波损失后的正向压差推力占推进系统总推力的56%，而引射式收敛-扩张喷管受力为27%，发动机本身受力的确是17%。但是，必须注意到，整个推进系统为克服阻力所消耗的能量全部是由发动机燃烧室提供的，如果没有发动机工作维持了系统内流和系统能量的平衡，推进系统是完全无法工作的。所以约翰逊也承认“这17%是基本的，没有它也就不会有其他的部分”。
组合循环发动机的前景
组合循环发动机的概念很广泛，目前有相当多的高速飞行器方案在动力装置上选择组合循环发动机，不过J-58这样的涡轮基组合循环发动机（Turbine based combined cycle engine，TBCC engine）则是沉寂了多年后，最近又渐渐受到研发单位的青睐。随着技术的进步这种发动机控制复杂的问题已经不算太难解决，如果要研制一种射程较远的超音速巡航导弹，或者其他远程超音速飞行器，要求速度在3-4马赫之间的话，涡轮基组合循环发动机具有整个包线范围经济性好而且具有零速启动的能力，不需要大装药的助推器推进到超音速启动冲压发动机的优势。2005年上半年美国海军选择了海军研究局和洛克希德·马丁公司的设计进行“革命性时间敏感目标远程打击” ( Revolutionary Approach to Time-critical Long Range Strike，RATTLRS)演示项目的进一步研究和开发。洛克希德·马丁的这个RATTLRS方案正是采用了艾里逊公司(Allison Advanced Development Company ，AADC)的YJ102R为基础的涡轮基组合循环发动机(TBCC)作为动力。据说这个方案由于采用了先进的涡轮冷却技术大大提高了涡轮前温度（也就是提高了热力学循环的加热过程中加入的热量），发动机的单位推力达到了J58发动机的6倍之多，以至于不启动组合循环也有望实现3马赫飞行，最终目标巡航速度为超过4马赫。无独有偶，美国空军和国防预研局同期提出“高速涡轮发动机演示” ( high-speed turbine engine demonstration， HiSTED)项目，希望研制一种使用涡轮基组合循环发动机加速到4马赫以上，然后启动超燃冲压发动机实现7马赫巡航的高速飞行器。这些项目在今后几年内主要的研究对象就是涡轮基组合循环发动机，不仅要实现技术指标，而且要使价格低廉到可以作为战术武器推进器使用。由于涡轮基组合循环发动机自身固有的优点，对它的研究和应用将在未来几年中出现一个高潮，它的难度要比超燃冲压推进小，属于近期可以实现的技术，应用范围比较广，是一项很值得我们研究的先进推进技术。当然采用这种发动机的飞行器必然要求配用可调式（或者飞行轨迹简单的话也可以用固定的）混压式进气道，这种先进进气道技术的相关研究我国已经开展，并且取得了相当多的成果，相信如果需要的话可以应用在实际型号上。
[注1]热障：飞机在较高马赫数飞行时受到严重气动加热，受飞机结构和材料的限制，飞行速度难以进一步提高，通常以2.5马赫作为热障速度，但是在速度大于2.2马赫时，飞机的某些部位就不能再使用普通航空铝合金材料。
[注2]三元进气道：描述进气道流动需要三个两两正交方向的坐标，这类进气道进口多为圆形，椭圆形或半圆形。
[注3]混合压缩式进气道：为了保证涡轮发动机压气机叶片的叶尖速度不超过音速，压气机进口平面来流速度必须是亚音速。超音速进气道必须要通过一系列激波使超音速来流减速增压，如果激波全在进口外进行，称为外压式进气道，反之称为内压式进气道，压缩既在进口外又在进口内进行的称为混压式进气道。
[注4]这里所说的循环，指的是热力学循环，对于一台热机要连续不断地把热能转化为机械能，需要通过压缩、加热、膨胀、放热这样的循环过程，不同类型的热机实质上以热力学循环过程的差别区分。
[注5]三乙基硼烷：分子式为B（C2H5）3 ，是一种密度小于水的无色液体，在空气中能自燃。与氧形成爆炸性混合物。遇水或氧化剂剧烈反应，受高温也能燃烧，遇水分解防除有毒易燃气体。其对上呼吸道及眼产生刺激作用，应存放在阴凉通风良好的库房内，要远离火种。
[注6]总压：计算式 1/2*ρv^2具有与压强相同的量纲，定义为动压，在飞行器表面流速与自由流相等处测得压强定义为静压，动压与静压之和称为总压。飞行器表面流速为零的驻点位置所受压强等于总压。总压表征流体做功的能力，亦即有用能量的大小。
参考资料：
《SR-71A Flight Manual》
《The Heart Of The SR-71 : The J-58 Engine》
《飞机气动布局设计》
《世界航空发动机手册》
《飞机总体设计》
《飞机推进系统技术与设计》
《航空燃气涡轮发动机》
《飞机设计》
《An Aerodynamic Redesign Of The SR-71 Inlet With Applications To Turbine Based Combined Cycle Engines》
《我怎样设计飞机》
文章提交者：联合帝国1 加帖在 猫眼看人 【凯迪网络】 http://www.kdnet.net
发动机加力状态，喷流中出现明显的激波圈，注意边条涡流
喷管扩散段鱼鳞片
打开的三次流活门
文章提交者：Smallville 加帖在 猫眼看人 【凯迪网络】 http://www.kdnet.net
太前卫了
传说为了应对热膨胀，飞机在冷却状态下油箱会漏油
这飞机起飞前不带很多油，起飞后要进行空中加油
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