比声音还快——漫谈超音速客机

万磁王

NASA 兰利研究中心的风洞在测试先进超音速客机所需要的 Pratt Whitney 发动机

　　中置串联风扇一反涡扇发动机将风扇设置在低压压气机之前的惯例，而是将风扇安装在高低压压气机之间，风扇叶片的纤细的“柄”对低压压气机的气流影响很小，低压压气机的气流大部分流过风扇叶片的“柄”流入高压压气机，少部分进入高压压气机机匣和发动机外壳之间的外涵道。真正的风扇叶片在外涵道。低速飞行时，外涵道的前后活门打开，风扇压缩的空气和低压压气机泄流出来的空气作为外涵道气流，和内涵道的炽热喷气混合，就像一般涡扇一样。高速飞行时，外涵道前活门关闭，后活门大体关闭，只有低压压气机泄流到外涵道的少量空气在外涵道流动，没有多少涡扇的效果，主要起到冷却核心发动机的作用，即所谓“漏气”的涡喷（leaky turbojet），像 F-18 战斗机的 F404 发动机一样。内外涵道的空气流量比例可以无级调解，以在各种工作条件达到最优状态。

图示的概念发动机用低压压气机兼作风扇，但基本思路和中置串联风扇是相似的

　　通用电气的 F120 发动机采用类似的设计，用双旁通回路，但风扇还是前置。在涡喷状态关闭第一旁通，风扇作为额外的低压压气机。这个方案更接近常规的涡扇，但风扇的效率受到损失。美国空军在 ATF 竟标（最后导致 F-22 战斗机）时，同时竟标发动机，最后普拉特.惠特尼的 F119 发动机入选。其实 F119 在技术上没有 F120 先进，除了和 F120 一样采用同轴反转涡轮和高低压压气机之间无导流片外，基本概念上还是没有跳出流量比涡扇的思路。但是 F119 风险小，可靠性好，重量轻，美国空军最后还是用它作为 F-22 战斗机的动力。如此看来，变循环发动机用在民用超音速客机上恐怕也要有些日子了。

通用电气的 F120 发动机和图示的双旁通变循环方案接近，第一旁通作涡扇用，第二旁通作“漏气涡喷”用

　　先进超音速客机发动机的另一个方案要简单很多：在普通的涡喷发动机后，加一截空心筒子，起飞、着陆时，涡喷发动机的排气通过空心筒子再排出去，而空心筒子有很多开口，用于引射周围的冷空气，降低排气温度和速度，减小噪声。高空高速飞行时，空心筒子打开，涡喷发动机的排气“自由”地排入空中，正常工作。这个方案基本上就是老式喷气发动机加装降噪套件的路子，只降低噪声，对减小油耗没有作用。除了波音的 HSCT 用变循环发动机，麦克唐纳和洛克希德等 HSCT 方案用的就是这个所谓混合气流涡扇发动机方案。

混合气流涡扇发动机概念图

　　然而，所有涡轮发动机在速度上升到一定程度时，核心发动机的机械部分都开始“碍事”，使速度继续升高时，阻力的上升明显超过推力的上升，最终不能产生净推力。这就好像早年蒸汽船用两侧的明轮推进，速度上升到一定程度，就要用螺旋桨推进；速度再高，就必须用喷水推进的道理一样。最适合 2-4 马赫超音速巡航的其实是冲压发动机。冲压式发动机的发明其实比涡喷还要早，法国人 Rene Lorin 在 1908 年就提出了冲压发动机的第一个专利申请。另一个法国人 Rene Leduc 很早就开始研究将冲压发动机送上天，但是第二次世界大战爆发，逼得 Leduc 东躲西藏，直到 49 年才试飞成功。冲压发动机（ramjet）的结构十分简单，除了进气调节锥和尾喷管外，没有运动部件，发动机的主体就是一截空心筒子。冲压发动机利用空气的动压压缩空气，在燃烧室内燃烧膨胀后，喷出尾喷管做功。冲压发动机在高空高速时油耗比涡喷还低，但是冲压发动机在 0.5 马赫以下根本不能工作，到音速以上才能稳定工作。即使在音速以上，也对进气条件很敏感，最优工况在很狭小的范围，甚至机动飞行都可能严重影响工作条件。作为飞机发动机，冲压发动机必须和别的发动机一起使用，由别的发动机将飞机起飞、加速到冲压发动机的工作速度和高度再使用。这种组合式发动机最简单的形式就是火箭-冲压发动机，广泛用于多种导弹。简单一点的，在冲压发动机周围捆绑一圈火箭助推器，或者反过来，在火箭弹体周围捆绑冲压式发动机，如美国的“波马克”防空导弹；也有将火箭助推器和冲压发动机串联的，助推器燃烧完毕后抛弃，如英国的“海标枪”舰空导弹。高级一点的，火箭助推器和冲压发动机共用燃烧室，火箭燃料耗尽后，燃烧室正好空出来，给冲压发动机使用，如欧洲合作的“流星”中程空空导弹。

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冲压式发动机没有压缩机和涡轮，消除了机械能量损耗，高速阻力也小，是超音速飞行的好选择

“波马克”防空导弹是美国和加拿大 50 年代的主要防空导弹，专用于截击高空高速穿越北极上空的苏联核轰炸机，是“导弹代替有人驾驶截击机”思想的终极体现，对加拿大取消 CF-105“箭”式战斗机计划有重要作用

波马克防空导弹的分体式冲压发动机清晰可见

英国“海标枪”舰空导弹，其冲压发动机的进气口清晰可见

马岛海战时，“闪光的谢菲”也装备了“海标枪”，但是没有能够截击阿根廷的“飞鱼”反舰导弹，这是和“谢菲尔德”号同级的 Newcastle 号

欧洲合作的“流星”式中程空空导弹

“流星”导弹采用整体式火箭-冲压发动机，火箭和冲压发动机共用燃烧室

苏联的 SA-6 防空导弹也是整体式火箭-冲压发动机，不过 SA-6 的冲压发动机用固体粉末燃料，在预燃装置内贫氧燃烧，产生温度、压力并流化没有燃烧尽的燃料粉末，然后喷射进主燃烧室进行冲压燃烧。这是非常先进的技术。固体燃料的能量大大高于液体燃料，但是固体燃料用于冲压发动机在此之前一直是一个技术难关。法国向俄罗斯购买了这个技术，并加入自己的改进，用于多种新型导弹

与 SR-71 同时代的 D-21 无人侦察机也是冲压发动机

别忘了中国的 C301 岸舰导弹，也是采用分体式火箭冲压发动机推动

　　最变态的冲压发动机还要算美国“冥王计划”（Project Pluto）的“超音速低空导弹”（Supersonic Low Altittude Missile，SLAM）的 Tory 发动机，用核动力冲压发动机！核冲压发动机的结构并不复杂，用核反应堆加热冲压进来的空气，别的和常规的冲压发动机没有本质的不同。SLAM 用火箭助推器起飞，达到工作高度和速度后，在远离人烟的地区转为核冲压动力巡航。核动力可以持续几个月，所以可以升空后在待命空域徘徊，直到最高统帅部下达核攻击的命令，才转为在 300 米高度的超低空以三倍音速飞行，采用 20 多年以后才在巡航导弹上常见的地形匹配制导系统，射程达 11,000 公里。SLAM 可以携带多个热核弹头，沿途投放。因为核动力段主要在海上和敌国上空，SLAM 的核反应堆没有屏蔽，在核反应堆里加热的空气是不是有放射性，到现在也没有定论。实际上，在这样的低空超音速飞行，沿途的核辐射和音爆造成的破坏就够大了。连带没有耗尽的核反应堆一头扎下去，不要战斗部就够敌人一呛。还有人建议，核弹头投放完后，不要直接一头扎下去同归于尽，在敌国上空绕圈子转，核辐射和音爆就有足够的杀伤力。冷战时期的思维就是这样的毫无人性。SLAM 的核心在小巧的核反应堆，其工作温度达 1,600 度，对材料的高温强度和冷却技术是一个极大的挑战。反应堆采用大量铅笔粗细的陶瓷质核燃料棒，委托 Coors 陶瓷公司制作。Coors 作为陶瓷专业户，也为酿造业的容器大量制造陶瓷衬里。常在河边走，也被河里的精彩世界所吸引，投身酿造啤酒，以至于今天人们只知道 Coors 啤酒，不知道 Coors 陶瓷，不过这是题外话了。SLAM 的核冲压发动机的代号为 Tory，设计中实在有太多的问题无法解答，必须作全尺寸试验。为了避免试验造成核污染，特意在内华达核试验场附近的 Jackass Flat（jackass 是骂人话，这个地名真是绝！）建造试验设施，用长达 40 公里的石油钻探时用的套管，内容 450 吨的空气！试验后，有一条全自动的铁路将 Tory 发动机运到附近的设施，由全遥控的机器人将 Tory 拆卸开来，科学家们用闭路电视遥控检查发动机的部件，这都是在 61 年的时候！为了预防万一，科学家们躲在远处的核掩蔽部里，里面有足够两个星期的食物和饮水。如果静态的发动机试验都要如此兴师动众，飞行试验和实战部署不知道应该怎样？Tory 发动机成功地在地面试验过，但是地面发动机试验是一个问题，实弹全程飞行试验是另一个问题。即使在海上试验，涉及的面也实在太大，对航船是极大的威胁，最终抛弃在海里，对环境也是极大的威胁，即使在 60 年代也是不可接受的。更有甚者，万一导弹失控，这么个在超低空飞行的不断散布核污染的反应堆可能在世界上空游荡几个月之久，谁也不知道拿它如何是好。击落的问题更大，要是不是地方，坠毁的无屏蔽核反应堆要造成严重的地面核污染。SLAM 最终也要飞经美国和盟国的上空，对敌人和对自己是同样的威胁，如何处置这类问题，谁也没有答案。与此同时，洲际弹道导弹的发展意味着 SLAM 的概念已经过时，最后在 64 年下马。

万磁王

SLAM 的 1/10 模型

这就是“冥王计划”的负责人 Ted Merkle 博士

SLAM 需要火箭助推器起飞，一旦达到核冲压发动机的工作速度，就转入核动力，其续航能力可以在空中徘徊达数月之久，其间可以多次投放子弹头，以便最高统帅部灵活决策

SLAM 的 Tory 发动机的核反应堆，功率达到 50 万千瓦！

SLAM 的核燃料棒直接就暴露在空气流里，直接加热空气，产生冲压推力

装在铁轨上的发动机样机

长达 40 公里钻井套管里装了 450 吨空气，用来测试 Tory 发动机

　　但是火箭-冲压发动机的火箭助推器是一次性使用的，不适宜于反复使用的飞机发动机，最好采用涡喷-冲压发动机，三倍音速的 SR-71 侦察机的 J58 发动机就是这样一种发动机。J58 在加力燃烧室身兼两职，一是用作涡喷状态的加力燃烧室，二是用做冲压发动机的燃烧室。进气道有活门，在涡喷状态时将气流导向核心发动机，在冲压状态时将气流绕过涡喷的核心发动机，导入加力/冲压燃烧室直接燃烧做功，达到冲压式发动机的效果。一般说法是 SR-71 的整个 3 马赫飞行部分都是在用加力推力，其实不如说是冲压式推力。冲压状态时，涡喷部分怠速运转，不提供推力。

三倍音速的 SR-71 战略侦察机

SR-71 的 J58 涡喷-冲压发动机示意图，上为涡喷状态，下为冲压状态

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　　日本的 ATREX 发动机计划用于单级入轨的高超音速飞行器，采用液氢作燃料，低速时相当于涡喷，高速时相当于冲压发动机，是一种比较奇特的发动机构型。液氢在进气道通过换热器和受到压缩升温的进气作热交换，空气降温，进一步增强进气压缩的效率，液氢升温气化，准备用作燃料。但是在液氢进入燃烧室之前，与燃烧室后炽热的燃气再一次作热交换，氢气进一步升温增压，形成所谓 Brayton 循环的热机。高温高压氢气回到发动机前半部，在低速飞行时，高压氢气射流吹动风扇的叶尖，向水车那样从叶尖驱动风扇，压缩进气，风扇的中轴则是自由转动的，这时相当于没有常规的燃烧室后涡轮的涡喷发动机。在高速飞行时，氢气停止吹动风扇叶尖，风扇像风车一样自由转动，但桨叶的角度对准进气气流，最大限度地减小进气的压力损失，这时相当于冲压发动机。高温高压氢气在吹动或者绕过风扇叶尖后，通过环形混合装置和进气混合，氢气本身的温度使燃气更容易达到高温，达到节约燃料的效果，环形混合装置本身也作为火焰墙（flame holder）。尾锥控制燃烧室的背压，同时控制喷流的速度。ATREX 的设计理念是很精巧的，已经经过多次实验室规模的试验，但还没有进入实用阶段。

ATREX 发动机结果示意图，蓝色为空气的走向，红色为液氢/氢气的走向

进气道后燃烧室前的空气预冷器

风扇的“风车”叶片

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燃烧室后的换热器

　　ATREX 不是采用进气预冷的唯一设计，80 年代时，英国研制水平起降、单级入轨的空天飞机（HOTOL），计划采用的罗尔斯·罗伊斯 RB545 发动机，就是采用预冷的。但是 HOTOL 计划下马，有关人员拉出来单干，自组 Reaction Engines 公司，开发 SABRE，同样采用液氢作燃料，但是用氦气作为 Brayton 循环的工作介质，计划用于 Skylon 空天飞机。预冷发动机的一个变形是所谓 air breathing rocket，意为吸气火箭。火箭发动机和吸气发动机（包括内燃机、喷气发动机等所有利用空气中的氧燃烧的发动机）的最大差别，就在于火箭燃料中含有氧化剂，所以不需要空气，不管周围到底有没有空气可用。在外层空间，除了离子推进等科幻级的超先进技术，火箭是唯一的选择。但是在大气层内，火箭发动机自带的氧化剂不光是一个浪费，还要用额外的推力来补偿氧化剂的重量。吸气火箭不自带氧化剂。在大气层内，吸气火箭用液氢燃料将流经的空气深度冷冻，分离出液氧，作为火箭发动机的氧化剂。液氢深度冷冻空气后，自身气化，正好作为燃料。由于制备的液氧有富余，火箭可以跃上大气层之外，避免空气摩擦阻力，飞得更快更远，或者直接往太空飞行。液氧耗尽后，再飞回大气层，制备更多的液氧，如此往复。

英国《飞行国际》杂志封面的 HOTOL 想象图

Skylon 空天飞机想象图

万磁王

　　尽管部分利用了冲压发动机的较高的推进效率，SR-71 的耗油率仍然惊人，从英国起飞去利比亚执行侦察任务，一离地就需要空中加油，来回总共需要 8 次空中加油。如此耗油率用于民航，显然需要巨大的回报才能获得经济效益。然而，和高亚音速相比，两倍音速的效益不够显著。即使超音速客机的巡航速度为 2 马赫，起飞、加速、减速、着陆都要时间，这还不算在机场滑行道待命起飞和着陆前在机场上空盘旋等待着陆许可的时间。对于典型的 10 小时越洋飞行来说，这些时间加起来达到 1-2 小时并不罕见。如此一来，从伦敦到纽约，办事紧凑一点，两倍音速勉强可以当天来回，但是欧洲内陆到美国中西部，两倍音速就不够当天来回。如果朝发夕不能归，超音速飞行的早上走下午到，和高亚音速旅行的过夜旅行，对旅客来说相差并没有那么大，反正一天耗在路上。对航空公司来说，理论上可以再发一班晚上走上午到的航班，但是超音速客机的噪声问题使协和式不得在夜间起飞着陆，除非新一代的超音速客机发动机的噪声有显著降低，这实际上限制了超音速客机的出勤率。除了越洋飞行，北美和欧洲大陆上空仍然受音爆法律限制，仍然不得超音速巡航。这些实际因素冷却了人们对投资发展新一代的超音速客机的热情，但这不妨碍人们对更快的高超音速客机的探索。
　　一般认为，高超音速的范围在 M5 到 M25 之间，更高的速度已经是第一轨道速度，就不再用音速作为衡量尺度了。不算机场时间，M5 的高超音速客机可以一个半小时就从温哥华飞到上海，M25 的高超音速客机在 20 分钟就可以从夏威夷飞到佛罗里达。高超音速在军事上的吸引力自然更大，几乎可以用洲际导弹同等的飞行时间，在 30 分钟内攻击世界上任一目标，这当然没有把地面准备、起飞、加速的时间算进去。

高超音速客机想象图

据说传说中的“曙光”（Aurora）高超音速侦察机就是这个样子的

　　虽然从字面上说，超过音速就可以叫超音速（supersonic），但 M0.8-1.2 之间的空气动力性质十分特殊，以至于有一个专门名称：跨音速（transonic）。一般认为，M1.2 以上才称为超音速。但是，速度达到 M5 左右时，空气动力性质再次发生重大变化，M5 以上的速度一般称为高超音速（hypersonic）。
　　高超音速的空气热动力学和材料方面的挑战不说，飞行动力是一个极大的挑战。冲压发动机并不是一个的里面什么也没有的空心筒子，冲压发动机的进气口有进气调节锥，用于对超音速进气减速、增压，燃烧膨胀实际上是在亚音速下进行的。亚音速的排气通过收缩的第一段喷口加速到音速，然后通过扩张的第二段喷口进一步加速到超音速，最后喷出去。这收缩-扩张喷口（也叫 Laval 喷管，以发现这一现象的瑞典工程师 Gustaf De Laval 命名）是流体速度通过音速时的一个有趣现象。亚音速时，气体流过缩小的开孔，流速会增加，就像河流流经峡谷时，流速会加快，这个现象人们早就熟悉。但是超音速时，气体流过缩小的开孔，流速反而放慢，好比奔腾的马群涌到山口，一下子会挤成一团，反而跑不快，要过了山口到豁然开朗之地，马群才能重新奔腾起来，在开阔地上速度反而加快。所以超音速飞机的喷管都是先收缩再扩张的。但是冲压发动机的燃烧毕竟是在亚音速进行的，超音速飞行时，超音速的进气气流显著减速至亚音速，然后再在燃烧室内升温膨胀，产生超音速的推力，这么一减速一加速，使超音速飞行阻力增加，推进效率大大受损，最终成为限制其速度的一道跨不过去的关卡，也使它在速度高于 5 马赫左右时，阻力开始超过推力，换句话说，不管如何增加燃料，阻力的增加将快于推力的增加，最终不能产生净推力。于是，超音速燃烧的冲压发动机应运而生。

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典型收敛-扩张喷管，也叫拉瓦尔喷管，绿色代表亚音速，黄色正好为音速，红色为超音速

　　顾名思义，超音速燃烧冲压发动机（supersonic combustion ramjet，简称 scramjet）就是燃烧在超音速下进行的冲压发动机。超燃冲压发动机也有进气调节锥，但对进气的节流压缩减少，所以进入燃烧室的空气仍然是超音速的。燃烧膨胀做功的高速喷气不再像亚音速燃烧的普通冲压发动机一样，需要收缩喷管节流加速，而是直接进入扩张喷管，加速喷出。由于超音速进气含有巨大的动能，超燃冲压发动机的推力实际上有很大部分来自进气的动能。在 M8 左右的时候，进气的动能和燃烧加速产生的动能大体相当；而 M25 左右的时候，燃烧膨胀产生的动能占排气总动能的 1/10。所以，用于高超音速飞行的超燃冲压发动机最主要的问题是减小阻力，而不是增大推力。为了保持超音速燃烧，进气只能作很少的调节，以避免气流速度损失太多，这样一来，超燃冲压发动机的工作范围非常狭窄，进气必须保持在一个特定的熵，否则燃烧无法保持，所以超燃冲压发动机在任一特定高度时，只有一个特定的速度可以保持其正常工作。
　　超音速燃烧和亚音速燃烧，虽然只有一字之差，其性质却有本质的不同。超音速燃烧只给燃烧室极短的时间完成燃料和空气的混合、火焰的形成和扩散。这还不算，空气中的压力波以音速传递，但燃烧室内的空气仍然以超音速流动，就像跑步前进的传令兵要给骑马奔驰的骑兵传令一样，给燃烧室的燃料/空气混合和燃烧控制带来极大的挑战。由于超音速燃烧的特殊性质，超燃冲压一旦速度降下来，超音速燃烧就不能维持，就会进入亚音速燃烧，燃烧机制的激变会引起燃烧速度急剧加快，引起爆炸。另外，随着温度的升高，音速随之升高，这样，即使气流速度没有变，也突然从超音速降到了亚音速，同样引起“冲压阻塞”（choking）。超燃冲压发动机一般不能在 M5 以下工作，可靠工作一般要到 M7-8 以上，而普通冲压发动机不能超过 M5，这样一来，只有特殊设计的双模式冲压发动机（dual mode ramjet）才能将飞行器从 M5 以下加速到 M7 以上，完成过渡。

超燃冲压式发动机在温度升高导致音速升高时，会发生“热冲压阻塞”（thermal choking）

可以在 M3 到 M5.5 之间过渡的双模冲压发动机，在冲压状态用活门担任 flame holder，防止回火；在超燃状态不用活门，进气的激波就可以充当 flame holder

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　　超燃冲压发动机必须在 M5 以上的气流速度中才能工作，使得地面研究非常困难。超燃冲压发动机的研究仍然高度保密，公开的细节很少。只知道俄罗斯在 92 年就和法国合作试验过超燃冲压发动机，但没有产生净推力。美国化费 2.5 亿美元的巨资研制超燃冲压发动机推进的 X-43 试验型飞机，但是澳大利亚昆士兰大学的一个研究小组用 8 千 5 百万美元的拮据的经费，在 2002 年先于 NASA 成功地试验了超燃冲压发动机，首次在飞行中产生净推力，发动机工作了 10 秒钟。

HyShot 发射

HyShot 被发射到 330 公里的高空，然后俯冲，在 35-25 公里高空达到 M7.6，在此期间超燃冲压发动机点火，工作 10 秒钟

HyShot 是第一个成功地实现净推力的超燃冲压发动机

　　但是目前最重要的超燃冲压发动机计划还是美国的 X-43。X-43 的速度达到 M7 以上，高度 3 万米以上，用 B-52 携带到空中投放，然后用“飞马”火箭助推器加速，直到超燃冲压点火。第一次试验时，飞机失控，被迫自毁。2004 年 3 月 27 日的第二次试验成功，超燃冲压发动机工作了 10 秒钟，速度达到七倍音速，成为世界上最快的采用喷气发动机（而不是火箭发动机）的自由飞飞行体，然后飞机无动力滑翔，直到在指定地点坠毁在海里。2004 年 11 月 16 日，又一架 X-43 再次打破纪录，速度达到 9.6 倍音速。

X-43 在 B-52 的机翼下，X-43 只是“飞马”（Pegasus）火箭助推器尖端的小东西

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换个角度看

“飞马”火箭推动下的 X-43 正在加速上升

这是真家伙

X-43 的飞行途径

NASA 至今没有公布 X-43 在飞行中的真实图片，大概有太多的机密可以从图里看到，所以公众只能看这个想象图

计算流体力学计算出来的 X-43 的激波

　　动力只是超音速飞行的难题之一，高超音速飞机的空气热动力学也是极大的挑战。高超音速时，空气从理想气体向实际气体变化，很多人们所熟知的物理规律不再适用，随马赫数的增高，飞行器表面的气动加热使边界层“受热膨胀”，阻力随速度的增加及巨增高，而雷诺数不再能够确切地描述流体边界层。空气的热力学性质和流体力学性质高度交联，空气动力学（aerodynamics）变为空气热动力学（aerothermodynamics）。在稀薄的空气中，空气分子的间距大大增大，空气不再能够用连续介质描述，而像互不相关的粒子，描述亚音速和超音速空气性质的 Navier-Stokes 方程也不再适用。
　　在研制洲际导弹时，弹头再入大气层的气动加热成为一个 大问题。NACA（NASA 的前身）物理学家亨利·艾伦（Henry Allen）提出用钝头产生推离弹体的激波锥来吸收气动加热的能量，保护弹头。钱学森的老师冯·卡门第一个提出理论计算，正确地推导了激波锥的形状和位置。以后钝头设计成为洲际导弹和宇宙飞船再入体的标准设计。问题在于，钝头设计很好地解决了热防护的问题，但对再入过程中的机动飞行控制很不利，除了使用姿态控制火箭外，几乎没有办法控制再入飞行的轨迹。于是，美国空军和 NASA 开始研究升力体（lifting body），也就是用飞行器本身的形状而不是机翼产生升力和一定的气动控制力。升力体的研究很快就发展为 waverider。Waverider 直译为冲浪体，不知道正确的中文译名是什么。Waverider 用和飞机机翼完全不同的机理产生升力。众所周知，机翼靠上下翼面之间气体的流速差导致压力差，进而产生升力。但是升力也可以由飞行体前进对空气的动压产生。一个上平下斜的锲形体前行时，下斜面对空气的动压的压缩作用在产生阻力的同时，也产生升力，就像快艇拖着的滑水板一样。这个升力成为“压缩升力”（compression lift）。锲形体上表面应该是水平的，这一点很重要，否则不但产生不必要的阻力，还减小升力，因为向后上方倾斜的上表面可以产生“压缩降力”。机翼或者升力体的翼尖应该下反，将下面的压力包拢起来，达到最大的收效，B-70 轰炸机的机翼就是这样的，上表面是水平的，翼尖下垂。但 B-70 只利用了压缩升力，还不是 waverider。除了研究机外，B-70 是已知的最早也是唯一的利用压缩升力的飞机，压缩升力为 B-70 增加 35% 的升力，所以 B-70 只能以 M3 飞行，否则航程要大大缩短。更有甚者，如果有一台发动机在空中故障，B-70 应该打开加力以保持 M3，这样的航程比减速巡航还要大。从飞机设计原理来看，一般认为，B-70 是第一个从超音速向高超音速过渡的飞机。

滑水板产生的浮力是微不足道的，支持上面的人的重量主要靠对水的压缩升力

N 为空气动压，其垂直于水平面的分量就是升力

升阻比随迎角的增加而降低，如果不考虑机体表面磨擦阻力，零迎角时升阻比无穷大。意外的是，最大升力不是在 45 度角产生，而是接近 55 度角

万磁王

机身向下的压力不光向下，也向两侧作用，下垂的翼尖可以把这“流散”的压力包拢起来，增加有效升力

最后机翼就形成了很有特征性的下垂，下垂的翼尖在高速时也有助于方向稳定性，但这不是主要功能

翼尖已经下垂的 B-70。下垂的翼尖不是为了增加方向稳定性，而是为了帮助产生压缩升力

就是在拍这组照片的时候，伴飞的 F-104 和 B-70 空中相撞

机尾被撞掉的 B-70 正在坠落

　　Waverider 比压缩升力更进一步，利用坚硬如铁的激波托底，尽量减小机体下部和下激波的间距，进一步强化压缩升力。超音速飞行产生大体为锥形的激波，具体形状由飞行器的头部决定。如果弄好了的话，将压缩升力“坐”在下激波上，就好像把下激波当作地面的地面效应飞行器一样。由于激波大体是锥形的，waverider 的“翼展”应该正好在激波锥的直径以内，这样可以省却普通压缩升力所需要的下垂的翼尖。Waverider 的“翼展”太小了，压缩升力要从两边“漏气”，降低升力效率；太大了，机体要进入激波区，带来不必要的阻力和结构应力。从另一方面讲，要在激波锥内达到“气密”，决定了 waverider 的基本形状在水平面上是锐角等边三角形的，和激波的锥形相符，三角形的角度就要看工作速度下激波锥的形状了。英国北爱尔兰贝尔法斯特的女皇大学（Queen’s University）的 Terence Nonweiler 在 51 年首先发现这个道理。早期时，Nonweiler 只能用二维的计算来研究 waverider。随着计算机的发展，越来越多的研究者开始用三维的方法研究，复杂形状的 waverider 也开始出现。由于激波的形状很尖锐，waverider 经常是瘦长尖锐的形状，不利于机内容积，所以 waverider 的顶部也常常在不影响压缩升力的情况下，沿中线靠后的上部形成一个拱起的脊背，以增加机内容积，便于装载人员和燃料。X-43 采用升力体设计，也就是靠机体的形状本身产生升力，而不用机翼。X-43 的纵剖面也同时采用了 waverider 的原理设计机体，利用激波产生升力，但水平面的形状却不是三角形，只能说是不彻底的 waverider，或者是超过常人理解的 waverider 也不一定。