《钱学森文集》_卷一_013

编者按：为满足广大钱老现代科学技术体系研究者需要，即日起，转发《钱学森文集(1-6卷)》中的文章，按照原书编排顺序，每次转发一篇文集文章，供大家学习参考。

注：相关资料仅供研究学习用，不得用于商业目的。

航空技术的展望*

*刊载于《科学通报》1956 年6 月号。

一、引言

虽然人们对航空的兴趣是很古老的，它在神话和传说中已经出现了，但是真正的航空时代还只有50多年，比起许多其他工程技术部门，航空是很年轻的。然而航空技术的发展是非常迅速的，在短短的50多年内，我们已经看到多大的变化：早年的木架蒙布结构的双翼式飞机很快地就被钢架包千层板的结构所代替，速度也从60km/h加高到250km/h。但在1930年后，全金属铝合金的单翼飞机出现了，航空技术又有了很大的进步，民用航空随着发展，航线上的速度达到300km/h以上。军用飞机的速度是更快了，到第二次世界大战的前夜，歼击机的速度已经可以到600km/h。同时由于空气动力学的进展，我们可以看到更高的速度是可能的，要超过声速也是可能的;问题是如何取得强大的动力而又不加重量，也就是轻质动力机械的问题。这个问题由于喷气推进机的创造而得到解决;现在的喷气推进机在高速飞行中，每1马力重0.1kg，这差不多只是螺旋桨和活塞发动机的1/10。因此，喷气飞机的速度有了很快的增加，到现在各先进国家的歼击机已能超过声速，而正在设计和试造中的歼击机的速度是两倍声速，轰炸机和民航机的速度也正在接近声速。

其实整个的航空技术发展还不止于此：由于在第二次世界大战中军事上的需要，火箭技术得到很大的进步，这配合了自动控制和无线电电子学在近十几年来的成就，就创造了飞弹，也就是不用人驾驶的、能自动运转的飞行器。这不但在军用航空中正在引起革命性的变化，也为人类整个的文化开辟着一个新时代。本文的目的是介绍一些由于上述的发展所产生的新航空技术问题，作为我国科学技术12年规划的一点参考资料。

二、流体力学的问题

航空科学中的一个很重要的部门就是流体力学，和它的专门化到工程上去的空气动力学及气体动力学。在美国有许多从事航空研究的人，以为流体力学的目的是把所有设计飞机的资料用理论上的计算来求出。这是不对的!所有的工程理论为了使数据的计算能够真正做出来，必然地把事实简单化。也就是说，没有一个工程理论能完全代表事实，一丝不差，一点不缺。一般来讲，

完善的工程理论也许能代表事实中的百分之八十，差一点的工程理论更不能完备地代表事实。因此就是推论是完全不错的，计算是完全不错的，最好的工程理论也不过能做到百分之八十对，要做到百分之百的理论和实验的数据符合，流体力学中是不能够的。这也就是说，飞机的设计归根结蒂还是要靠实验，这包括风洞实验、各式各样的模型实验、局部元件实验以及飞机试飞。这一点是搞流体力学的人必须要明白的，若不明白这一点，那必然容易盲目做些不必要的、没有价值的理论计算。也许有人就要问，既然理论不能百分之百的准确，归根还要靠实验，我们为什么要去搞理论呢?回答是：这是因为理论可以使我们更明确地掌握事实，使我们了解实验的结果，使我们能进一步地利用实验结果。也就是说，有了理论我们就可以分析实验结果，因而发现问题的重点。知道了问题的重点，我们就可以集中力量，而快快地解决这个问题。为什么理论能使我们进一步地利用实验结果呢?这就是因为从理论我们可以寻找各式各样的相似律。这些相似律在空气动力学和气动力学中是十分重要的。最好用一个例来讲：大家都知道流体流过管子中的相似律，如果管子的直径是D，流体的密度是ρ ，每秒的流容量是G ，每一管直径长的管子的压力下降为Δp ，那么Δp 被ρG 2/D 4除，即

ΔpD4 /ρG2

是一个无量纲的数值。而这个数值是另一个无量纲数——雷诺数的函数。

也就是

(1)式中μ为流体的黏性系数。我们注意到，这一个方程式，并不指明流体是哪一种流体，流体是水也好，流体是油也好，流体是酒也好，都一样可用。这也就是说，一次用水在一根管子里做了一系列的实验，那么我们就能依照方程式(1)描出一条曲线。这条曲线就可以用到其他不同粗细的管子，用到其他的流体、油或酒，而精确地预计其在各样情况下的压力下降。这真是所谓举一反三，大大地进一步地利用了实验的结果。

在设计高速飞机过程中，我们必要用到可压缩性流体的动力学，亦即气体动力学。在气体动力学中一个很重要的无量纲数是马赫数。在这里有一系列的相似律，它们是一种联结在不同马赫数之下的不同机体几何形状的相似律。例如图1所示，机身甲和机身乙几何形状很近似，只不过机身甲的机头角度是τ1，机身乙的机头角度是τ2，机身甲的翼面厚度和机身乙的翼面厚度也可以分别用τ1和τ2来度量;同样地机翼的纵横比和仰角也成同一样的比例。我们也可以说机身甲和机身乙的“厚度”是τ1和τ2。假如机身甲和机身乙分别在马赫数M1和M2气流中的升力系数是CL1和CL2，那么在亚声速中依照布朗得定律(Prandtlrule)，如果

(2)

图1两个相似律中的机型

(上面一个飞机模型比下面的飞机模型“肥”，翼面的厚度、机身的直径与长度比、翼面和机身的仰角对于两个模型都成一定的比率，这个比率就是t 1/t 2)

如方程式(2)所示，假如我们在速度比较低的风洞中用比较“厚”的模型测定了升力系数与仰角的关系，我们依照这个公式来推算另一比较“薄”的机身在比较高的速度中的升力系数，也就是说，我们可以把低速度风洞的利用范围大大地扩大。

同一类的相似律在超声速气流中的是阿克来定律(Ackeret rule)，在近声速气流中的是近声速相似律，在高超声速气体中的是高超声速相似律。在1954年斯布来特尔[1]把近声速相似律改进了一点，依照他的定律，如果

(3)

在方程式(3)中k1是流过机身甲气体的比热比率，k2是流过机身乙气体的比热比率。对照方程式(2)我们看出在那里没有比热比率出现，但是方程式(3)中就有它，这就是说在近声速气体中气体的物理性质对流形有更大的影响。

超声速相似律和高超声速相似律可以归纳为一个定律，这是1951年凡戴克[2]所发现的，依照他的定律，在一种气体中，如果

(4)

以上举出的各式各样相似律都是利用在一个马赫数下做的模型实验来计算另一不同马赫数下的气动特性。这显然对模型实验上有不少的帮助，大大地减少了实验工作，节省了财力，所以相似律的发现是理论流体力学对航空工程的一个非常重要的贡献。

前面也说过，流体力学的另一个贡献，是了解实验的结果。这一点也是十分重要的。因为没有对现象的了解，就不会知道改进的途径。也就是说，惟有了解了现象才能看到什么地方有缝子可钻，可以克服困难。举一个例来说：惟有了解了附面层在什么情况下发生振荡，因而造成湍流，增加了阻力;然后才能设法稳定附面层，避免湍流，减少阻力。如果我们只是在实验上量了阻力的加大，而不知道是因为什么发生了湍流，那就不会发明减少阻力的方法。我们可以在这里附带说的就是：最有效的稳定附面层的方法是把变厚了的附面层由机身表面的孔隙吸入机身，然后经过压缩机再向机后排出。在亚声速飞行中，用这样的方法可以把飞行阻力减少到1/4以下，这是在民用航空经济上有很大的影响的。但是在资本主义国家中，因为它们的航空研究和发展是完全为了军用的高速(即超声速)飞行的，这个在亚声速飞行中重要的问题，虽然完全的理论及实验已经有了十多年的历史，他们还没有造出一架利用这原则的民用飞机。所以在我们将来发展民用航空的规划中，必须注意到这一点，必须研究如何设计有孔隙的机身表面，如何把吸入的空气用适当的管路通到压缩机。被压缩了的空气可以通到燃烧室，再经涡轮而喷射到机身后的尾流中。这样我们就把附面层的控制和喷气推进原理配合起来，如果这个理想能够实现，那么飞机的尾流就不存在了(图2);飞机飞过了的空气中就不会再有任何横向的气流，只有一点因产生升力所发生的地面的感生气流。这样我们就差不多做到“行动不生风”，把损耗减到尽低限度，因而可以说开辟一个民用航空的新时代[3]。

近年来航空事业进展得非常快，新的现象、新的问题天天都在出现，所以理论流体力学及实验流体力学工作者是非常忙碌的。我们在上一小节中已经提出附面层中的片流变湍流的问题。这一个问题在亚声速流中，现已基本上得到答案，可是在超声速流中和高超声速流中，因为有了在亚声速情况下所无的新现象，现在尚未能完全了解，特别是关于非平面的扰动及高频扰动。虽然在超声速飞行中附面层阻力是比造波阻力要小得多，所以从阻力的观点来看，这个

图2利用附面层控制的飞机的示意图

(附面层由翼面吸入，空气经过推进机件，最后由尾管喷出。喷气的速度分布和尾流的速度分布相叠加就得出均匀的速度分布)

问题是不很重要的。但是在高速飞行中，一个很难解决的问题就是机身表面发热的问题：当气流的高动能在附面层中变为热能，这热就要传到机身中去，如果附面层是片流，热传得还慢些，如果是湍流，热传得更快，冷却问题就更困难了。在高超声速飞行中，这片流或湍流的问题就成了一个关键问题。所以在超声速及高超高速中的附面层转变点是流体力学必须要研究的。此外高速飞行附面层现象中还有一个很重要的问题，那就是在机身及翼面等前缘激波和附面层相互影响的问题(图3)。这是因为在高超声速流中，激波倾斜得多，它离表面很近，因而限制了附面层的自然加厚，将附面层压薄。但同时附面层也把激波顶开，使激波的角度加大些，因而增加了激波后面的压力。这一个现象在瘦薄的机身和翼面尤为显著，结果是增加了全机的阻力。这个现象因为同时有黏性作用及可压缩性作用，所以非常复杂，理论上来计算是很困难的，而从实验上来解决又必需高超声速风洞，现在还没有完满的答案。

当飞行的高度因用火箭推进机而大大地增加，周围的空气变得非常稀薄，我们必须要注意到稀薄气流的问题，也就是说我们要顾虑到分子间的空隙。

图3高超声速气流过平板的情况

(原气流中的静压力是p °，一般静压力是p。激波因为有附面层的影响是弯曲的;因此平板表面的压力也不是均匀的，板的前部压力大，然后逐渐减少，最后近于p °)

在100km高的高空，空气分子的平均自由路程就有几厘米长;再高些，分子平均自由路程就会更长，到了200km的高度，分子平均自由路程就会比机身还长些。当然，在这种情况下，流体也不成流体，而是个个分子所成的分子群。所有流体力学的概念都不能用，我们必须要重新开始，由分子动力学的观点来另创一门分子流的新学问。这里需要指出，在分子流学中，分子和物体表面的作用是一个基本的环节，我们必须知道当一群分子以一定速度和一定角度冲击到表面上去后，这群分子是以什么方式再离开表面的，是以什么速度?什么角度?在速度及角度有什么样的分布?如果冲击的速度很大，功能近于分子的分解能，是不是分子会分裂，而因此反射出来的分子已经不是整个分子而是原子呢?也许冲击到表面上的分子会和表面上的物质起化学作用;我们知道，当陨石落到空气的上层时，必然有这种现象发生。从这里，我们可以看到：稀薄气体的动力学自然而然把我们引到物理和化学的问题上面去，这一门学问现在正在生长，上面所说的分子和表面的作用就还没有能令人满意地解决。

当远射程弹道式火箭进入下层空气时，它的速度是很大的，马赫数可以达到10以上。在这种情况，附面层中的温度必然很高，分子因为高温而分裂为原子，也会有一部分原子失去了一两个电子而成为带电的离子。那也就是说在流体现象中又有了化学变化的问题，我们不但要顾虑到气体动力学中一些因素，而又要注意到化学动力学和因化学变化而产生或吸收的能，又要考虑到因电子及离子而起的导电作用。所以要能分析这一个新现象，我们必须向物理学家和化学家学习，了解电子、离子、原子、分子的结合定律，结合及分裂速度，以及这些粒子的扩散等。自然这一个十分繁难的题目也不是只有负的一面而没有正的一面，正的一面是什么呢?那就是：因为流体是导电了，所以我们可以用由机体内部特别发生的电场和磁场来控制附面层的流型，这个新添的因素很可能给我们在设计上带来了很大的帮助，要紧的是我们要学会如何利用这个新因素。这就是说我们必须研究一门新学问：电磁流体力学。

上面说了一些流体力学发展的新方向。自然，我们也不能说在流体力学比较旧的领域里，就没有新的问题。一个好例子就是涡轮机中的流体力学问题。这一个问题可以分为两部分：一部分是把流体作为无黏性的，即理想的流体;另一部分的研究是把流体的黏性考虑在内的。在第一部分中主要的问题是如何设计叶片和内外壳形状，以达到功率和压力比的要求。这一个问题现在只在亚声速的轴流机有了比较完美的解答，如果气流的速度增加到近声速或超声速，或者轴流改为混流或径流，或者不是轴流而又高速，那么我们现有的答案都是片断的，实验结果也不够。所以第一部分的理想流问题离完全解决还很远。至于第二部分黏性流的问题，因为必然产生很复杂的二次流(secondary flow)，所以研究工作只作了一个开始，我们现有的知识是不足的。不用说，只有在解答了这一组问题之后，我们才能把涡轮机设计得又精小而又有高效率。而只有在能做到如此，才能把喷气推进机设计得轻小，减少它的耗油率。显然，涡轮机里的流体力学问题是对航空事业有很大的重要性的。

三、材料和结构的问题

无论空气动力学的研究做得如何好，要把飞机的模型变成真能飞的飞机还是要靠良好的材料，还是要靠和良好材料配合起来的结构。所以我要讲的第二个问题就是材料和结构的问题。

因为飞机的飞行中必须用翼面生出与重量相等的升力，而发生了升力，就有阻力，就需要推动力，就需要燃料;而燃料又要加重量。所以如何减轻飞机的重量是一个很基本的问题。这也就是说，飞机的材料必须要轻而又坚强。强是为了能吃得住大的应力，坚是为了在同一应力下，变形小，可以减少许多关于空气弹性力学上的问题。但是成为良好的飞机材料，其条件还不只是这三个，还有其他性质要注意到。例如铝合金和镁合金来比较，在轻、强、坚三方面综合看来，自然是镁合金好，但是因为镁合金在一般实用大气环境里，很容易就被腐蚀，因而大大地减小了它的强度。也可以说，镁合金在实验室里的强度是不可靠的。所以镁合金一直就未能完全代替了铝合金，而只能用在二等的、次要的、不吃大力的结构上。

近来因为飞机的速度大大地加高，因而机身表面的温度也随着加高，例如在马赫数等于2的时候，机身表面的平衡温度就约为300℃。在这种比较高的温度，铝合金的强度就大为减小，镁合金的强度也就更小了。所以我们必须来找新的材料。自然我们会想到合金钢，因为合金钢很坚强而熔点也高;镁的熔点是651℃，铝的熔点是659.7℃，而铁的熔点是1535℃。但是钢有一个缺点：就是钢太重!镁的比重是1.74，铝的比重是2.699，而铁的比重是7.86。我们在元素的周期表中找，我们会找到钛(Ti)。钛的比重是4.5，而熔点是1800℃。当然我们要问钛的强度有多大，钛的强度在加入少量适当的其他元素成为合金后，就可以接近于合金钢。它的弹性模量是和镁相近，比铁小一半。但它有很好的抗锈能力，一般是不用外加油漆的。所以钛合金是比较轻而又很强的金属材料，特别适用于高速飞行。但是事无十全十美，想用钛合金也有一个困难。钛虽然不是稀有金属，但想从氧化钛(TiO2)提出金属钛不是一件容易的事，问题是提出来的金属钛必须很纯，不能含碳。含了碳就会使它变脆，失去延展性，不能用为金属材料。现在一般在用的方法是用纯化的液体氯化钛(TiCl4)滴入镁中，令它们起下列的化学变化：

TiCl4+2Mg→2MgCl2+Ti

当氯化镁用真空挥发出去后，留下的钛粉是很纯的。但是这时的钛还是成绵状的，必须加热压延后，才能成钛材来用。我们从上面所述的制造过程中看到，这样得来的钛成本是高的。它首先从钛矿中用氯气提出很纯的氯化钛，然后再把还原作用所生的氯化镁电解，回收镁。这是一个间接的方法。直接的方法是用钛的熔盐电解。可是世界各国现在还没有能完全解决钛的熔盐电解中的问题，所以廉价钛的生产，还是电冶金家所要继续努力的问题之一。在更高的温度，即由300℃、400℃升到600℃、700℃，如在喷气推进机的涡轮叶片，钛和一般合金钢也都不行了，我们必须用高合金钢。其实在这种材料中，铁的成分已不算重要，其主要成分是镍、铬、钴、钼、钨等金属，也就是所谓高温合金。它们都能在高温含氧气流中抗锈，也有很大的强度，只是它们的比重大些，而且在常温下不能切削，必须用精密铸造方法制叶片。对我国说这些高温材料也带来一些问题，这就是因为据目前资料来看，我们缺少镍和铬的矿源。所以一旦需要大量生产喷气推进机，这些原料的来源就会成问题，因而如何把高温合金中的镍和铬用别种我国丰产的金属来代替，便成为冶金家所必须注意和努力的问题。

喷气推进机的效率，即用油量，可以用高温及高压来改进。但是用高温，燃烧室和涡轮的材料就必须更加要能耐火。到了900℃的高温，就是高温合金也不行了。当然，冶金用的耐火材料是可以抵抗这样的高温的，但是这种材料都是金属的氧化物，再加上玻璃体把一个个氧化物的晶体粘合起来。它们不但脆而没有延展性，而且更坏的是氧化物的导热系数都比较低，远小于金属;这种氧化物的耐火材料在骤然加热或冷却的时候，就很容易因发生大应力而破裂。也就是说，用了这种材料所作的涡轮叶片，很容易在开车或停车时损坏。要想解决这个问题，我们必须要高熔点化合物中有较大的导热能力的。这些化合物是金属元素的碳化物、氮化物或硼化物，如碳化钛(TiC)、氮化钛(TiN)、碳化硼(B4C)。自然我们还同时要注意到抗氧化的能力和在高温中的强度。这一类的材料的研究本来是为了金属切削工具的刀口，例如现用的碳化钨工具材料就是碳化钨和碳化钛的混合物加上钴粉压制和烧结而成的，所以这类材料又称硬质合金。硬质合金的制造要用粉末冶金方法;因此为了发展这种抗高温的硬质合金，我们除了研究粉末材料本身之外，还要大大展开粉末冶金的工艺研究。

最近硬质合金的高温材料研究又注意到另一种化合物，即金属元素间的化合物。例如镁的熔点是651℃，锑的熔点是630.5℃，这都是比较低的熔点。但是这两种金属元素间的化合物二锑化三镁Mg3Sb2，是一种硬质合金，它的熔点远远高过金属镁和锑，是1228℃。也就是说，我们从两种金属元素中得到比个别元素的熔点要高得多的化合物。自然，要制造它，我们不能只混合熔化了的镁和锑，因为化合作用产物的熔点，要比熔液的温度高得多;所以要制造这种硬质合金也必须用粉末冶金的方法。这种新的高温硬质合金是目前很有希望的一个研究对象。

在前面我们讨论了几个等级的高温材料，都能在它们个别温度领域内保有很大的强度和抗锈性质。但很显然地在这一方面的发展不是无止境的，我们现在知道的最高熔点是碳化铪(HfC)的熔点——3887℃，再要高是难了。这也是说固体材料无论如何是难用在3000℃以上的。但是在火箭推进机中如果用氢气和氟气作燃料，燃烧室的温度会到4600℃。那么用什么材料来作燃烧室呢?解决这个问题自然是用冷却的办法，也就是使燃烧室壁的温度远小于火焰的温度。这样即使火焰的温度高，室壁的强度还可以保持。这个办法当然并不新奇，汽车发动机的汽缸早就用了这办法。但是火焰的温度如果很高，要保持表面一定的低温，那就引起很大的导热量，也就是说非要把大量的热从表面吸去，然后才能维持表面的低温，这给冷却系统的设计带来了困难。在这些情况下，一般冷却系统是不能胜任的。新的建议是把冷却剂(液体或气体)从壁面孔隙压入燃气中(图4)，液体得到燃气的热就挥发，气体也加热，从高温燃气传来的热就这样地被吸收了;我们也可以说从燃气来的热被“推回”到燃烧室中去。这个冷却方法很像人在热天出汗的道理，因此这种冷却方法也可以名为发散冷却。我们要注意到，这发散冷却是无限制的，燃气温度再高，我们只要再多压入些冷却剂就可以了;如能把这个冷却办法研究好，不要说是几千度的温度，几百万度的温度也是可以不怕的!所以发散冷却把我们从高温问题中完全解放出来!

有了良好的材料，下面的问题就是结构设计的问题。在这一方面，我们可以说是航空技术中比较落后的一面。在过去的15年，空气动力学、推进机两方面都有了非常大的进展，而独飞机结构仍然停留在15年前的概念，我们还是用金属薄壳结构，只不过把表面壳的厚度加了些，把圆头铆钉改为齐面铆钉。在设计上是做得更仔细了，把壳的厚度也做成因负载不同渐渐改变的，不是同一厚的板了，有些地方也不用铆上去的肋杆了，而整个肋杆和壳板一齐用重型油压机从铝锭压挤出来。但这都是些小改进，而不是原则上的改进，不是像从钢架蒙布的结构改到金属薄壳的结构那样具有质的改变。我们不能否认：结构工程师落后于空气动力工程师和推进机工程师。

(温度是T，T°是热气温度，T1是表面温度。发散冷却的冷却剂可以是液体也可以是气体。液膜冷却自然只能用液体)

但也有两种新的结构设计现在正在研究中，它们有可能发展成航空结构。一种结构是从预应力混凝土发展出来的，另一种是从塑胶结构发展出来的。我们都知道混凝土的特性：它在压力下的强度是很大的，但是它在张力下的强度很小。要补救这些缺点，我们在受张力的部分中加入钢筋，使钢筋承受张力，混凝土本身只受压力，这就是钢筋混凝土的原理。更进一步，我们可以在空的模子中，先把钢筋拉紧，使钢筋中有很大的张力，然后拌入混凝土。那么如果当混凝土凝结后，我们把钢筋放松，钢筋必然回缩，因而把那有钢筋部分的混凝土加上压力，也就是预加上了压应力。这样即使结构在承受负载时在那一部分有发生张应力的倾向，也不过把预加的压应力减小些，可以不出现张应力，这样我们调和了混凝土受压强度与受张强度的差别，使它的性能接近于金属材料。这就是预应力混凝土(图5)。从这里我们得到一个启发：如果我们把任何脆性的料材加上适当的预应力，我们就可以把它“金属性化”，免去因脆而带来的结构上的缺点，这也就是说我们能因此把可用材料的范围大大地扩大。譬如一般烧结材料，像瓷，是很脆的，它本身不能用为结构材料。但是如果我们在瓷结构中加入钢丝，再把钢丝适当地拉紧，那么瓷体中就有了预应力，把它金属性化，也可以用来作飞体的翼面了。当然，上面所说的瓷，也许太重，不宜用于飞机。可是有许多瓷性材料是很轻的，如碳化硼(B4C)这一个材料，它的比重只有2.50，这一类材料是可以考虑来用在航空结构中的。

(上图是没有预应力的梁在负载下的应力分布。中图是预应力的分布。下图是预应力和因负载产生的应力的叠加，也就是预应力梁在负载下的实际应力分布)

第二种新型结构是用塑胶来制成的。但是塑胶的强度不很大，在航空结构上纯用它是不够的，我们必须要加入更坚强的材料，作为抵抗张力的物质。现在在试用的是玻璃丝，因为玻璃拉成细丝以后，它的强度更大，而且很柔软，我们把玻璃丝先放入模型中，然后浇入塑胶液。当塑胶凝聚后，玻璃丝就镶入了塑胶体中，大大地增加了它的强度和坚度。又因为塑胶和玻璃都是比较轻的物质，最后的结构也很轻。现在有些汽车的车身就是这样制造的。这一个材料很适合于大批制造，成本也比较低，所以像飞弹(或导弹)这一类要有大量生产的东西，利用这种玻璃丝塑胶材料来做它们的机身和机翼面是要研究的一个重要问题。

说到飞弹，我们自然要想到，这一个结构只运用一次，而在这一次总运用的时间也是很短的。防空飞弹的飞行时间不过几分钟，就是远距离弹道式飞弹也在一小时以内。这就是说，飞弹结构的运用寿命是很短促的，不像一般结构寿命要长到几年或几十年。我们很可以利用这一个特点，来改造飞弹结构的设计，减轻它的重量。举个例：金属在高温下受了负载就会渐渐变形，即所谓蠕变;也就是说在一定时间后，它有相应的变形。我们也知道为了结构能完成它的任务，变形是要受一定限度的，而蠕变的速度是因应力大而增加的，所以要寿命长，那么蠕变速度必须低，应力也必须设计得小些。反过来说，如果寿命很短，应力就可以大大加强，结构减轻，在运用时间内也不会有限度以外的变形。这就说明了，如飞弹这种寿命短小的结构，我们在设计时还有许多可以取巧的地方。最有名的例子就是德国在第二次世界大战中的V-2飞弹，这飞弹尾端有装置在火焰中的4片木质叶片，是为了起飞时控制火箭的，木叶片自然会在火箭的火焰中燃烧起来，但是因为使用它的时间只在起飞时的一分钟，燃烧及消损是不成问题的。其实这个短寿命结构概念的应用也不限于飞弹，就是一般飞机，我们也可以把一次飞行作为一个段落，把有些零件的寿命作为一次飞行的时间(即几小时)，这些零件就可以在一次飞行降落后拆下作废，另换新的。由上面的讨论看来，显然地，短寿命结构这一概念，是可以在一定情况下，解决设计上的困难，使结构减轻，并可能采用劣等材料，因而大大地减小成本。

四、推进机的问题

我们在前面已经讲过转动机械中的流体力学问题。我们在那里指出：我们在这方面的知识还是不够的;我们还没有能够把今后改进转动机械效率的方向肯定下来，我们还在探索。但是有一点我们必须在这里讲：现在因为有了十几年在压气机方面的研究工作，轴流式的压气机的效率已经相当的高，已经接近于90%。相比之下，高负载的喷气推动机内的涡轮机的效率是低的，它只有70%~80%。自然这是因为我们提高了每级涡轮的负载，以减少轮数和减轻重量。如果能不顾重量，把轮数增加，因而减轻每一涡轮的负载，效率是可以像陆用固定燃气涡轮机那样高的。可是航空用的机器必须轻，高负载是不能免的，因而如何提高涡轮机的效率就是目前一个重要的研究问题。自然我们也不要忘了另一个改进热效率的办法是提高涡轮的工作温度，并相应地提高压缩比。要提高工作温度，从现在的850℃到1100℃，我们必须研究新的耐高温材料。要把温度更提高，我们必须用冷却叶片的办法。这两个问题我们在前面也已经讲过了。现在放在我们目前的一个重要问题是：如何利用现在已经研究出来的材料和冷却方法来设计高温涡轮及叶片。冷却设计的问题是尽可能得到均匀的温度，不使任何一点超过材料的高温限度。各国现在正在这方面努力，谁也没有能完满地解决这问题。

现在我们来讲一讲一种新型的动力机械：气波机。我们都知道燃气轮机比活塞机轻，举个例来讲，飞机的活塞推进机带螺旋桨在内，每一马力的机重量是约1kg。而现在的喷气式涡轮推进机每一马力的机重量只有0.1kg，因此在现代的飞机中我们已完全看不到活塞发动机了。燃气涡轮机为什么这样轻而活塞机为什么这样重?这原因有好几个，但其中主要的是燃气涡轮的转速比活塞机要大得多，它也没有往复运动，因而免去了一切惯性力。没有惯性力可以减轻机重，转速高可以多出功能。所以同一重量的燃气涡轮要比活塞机的功率大得多;也就是说同一功率的燃气涡轮要比活塞机轻得多。但是燃气涡轮也有它的缺点：它的最高工作温度现在只有850℃，而活塞机的燃气温度则高达1600℃。高温可以提高热工效率，但要提高燃气涡轮的工作温度不是容易的(前面也已经说过了)。我们能不能创造出一个新方法呢?解答这问题的关键在于明了为什么活塞机的燃气温度可以高，燃气涡轮不能高;而实际上燃气涡轮用的材料要比活塞机更耐高温。这里的道理是活塞机的汽缸并不只与高温燃气相接触，高温燃气在汽缸中是要膨胀的，而膨胀了的气体温度会下降的。所以汽缸壁的温度决不是燃气的最高温度，它在大部分时间是与较冷的气体相接触的。这个原因再加上汽缸形状简单，容易用水来冷却，使活塞机能够用高温燃气而不需要特殊材料。我们能不能够一面保持这个活塞机的优点，一面免除活塞机的惯性力，因而增加它的转速呢?我们必须知道惯性力的来源是在往复运动的活塞，要解决这问题，我们要创造出没有活塞的活塞发动机!这是可能的，我们可以用气柱本身作为活塞，这样金属的活塞就不需要了。这就是气波机。气柱作为活塞就是利用气波传播的一定速度，约800m/s，这比一般活塞的平均往复速度就大60倍。因此如果我们能在气波机中也产生像活塞机汽缸中的高温高压，我们就可以把气波机的功率提高到同重量的活塞机功率的几十倍。所以气波机的研究可以产生一种和燃气轮机一样轻，但有更高热工效率的动力机械。这也使我们又回到往复式原理的动力机械。当然这是一个很重要的研究题目。

现在我们要谈一谈推进机与飞机配合的问题。

差不多一直到现在，飞机的设计和推进机的设计是分开两起做的。设计推进机的人估计航空方面的今后需要，做出新型推进机的技术条件，像若干千克的拉力，每千克每小时燃料的消耗量等。工程师就在这个技术条件下设计新机器。新机器的设计、试造、改进、直到成批生产，大概要有三四年。新型推进机在试造时期，工程师就可以做出它的最后定型后的性能的估计。这个性能的估计就是飞机设计师的原始资料之一，他用这个资料进行飞机的设计。当然，在推进机逐步改进的时候，原有估计必有更改，飞机设计也必须随着有些更改。但在基本上的情况仍然是推进机先设计，飞机后设计;设计推进机的时候

并没有一定的新型飞机作为目标，它可以是歼击机，它也可以是民用飞机。可是现在推进机的动力加大了很多，燃料的消耗量很大，推进机对飞机性能起了决定性的作用。推进机不是单作为飞机的一部分，而必作为一个主要部分。也因为喷气推进机的每秒空气流量是很大的，远远超过了活塞机的流量，因而进气口、排气口的装置和安排对飞机的空气动力性能也有了重大的影响。

也就是说，推进系统的设计是与飞机的总体设计分不开的。此外，现代的推进系统的组成部分多：有进气扩散器、有空气压缩机、有燃烧室、有涡轮、有尾管燃烧、有喷气管口。每一部分的设计原则又可以有很多的选择。譬如空气压缩机可以是轴流式，也可以是径流式，也可以是混流式;可以是亚声速的，也可以是近声速的，也可以是超声速的;可以是一个转子的，也可以是两个转子的;可以是单流的，也可以是分流的。而每一种配合有它的独特性能：要最大的推力呢，还是要最大的经济性;要只作高速飞行呢，还是要作短时间的高速飞行并较长时间的低速飞行。换句话说就是：推进系统的设计决不能局限于几个现有的已定型了的推进机，而必然要依照一定新型飞机的技术条件、技术任务，考虑了全体的成百的组合可能性，然后选出最好的设计。这最好的设计可能是很特殊的、“四不像”的动力系统，它可以是冲压式和涡轮式的联合系统，它也可以是冲压式喷气机和火箭的联合系统。总而言之，飞机和推进机分头两起设计的时代已经过去了，现在的要求是：飞机设计师和动力设计师必须密切地合作，一个新飞机要有为它单独设计的推进系统。飞机工程师必须懂得动力的问题，而推进系统的工程师也必须懂得飞机设计的问题。在一个新型设计开始时，两方面的工程师要一起工作，共同拟出一个最好的方案。

五、新型的飞行器

最后我们要讲一讲飞行的整体问题。

飞机的升力是由在空气中运动得来的，所以飞机必须在得到一定速度后方才能起飞，也必须以一定速度降落地面。因为要求飞机最高速度的增加，在飞机的几十年历史中都是在不断地想办法减小阻力，也随着减少了翼面。因此，飞机的起飞速度就从早年的每小时五六十千米到了现代的每小时近200km。这样飞行场的跑道就越来越长，更要做得坚固，能负降落时的冲击力。如此，飞行场就无法建筑在城市里，必须要在城郊。但是这不但不方便，也不经济，因为从市里到城郊要花相当时间，部分地抵消了因飞行而省下来的时间。更重要的是大飞行场是战时敌人的好目标，容易被轰炸，轰炸了跑道就不好用。因此在国防飞行和民用飞行上，我们要求能不用跑道，至少也必须把跑道缩短。自然在这一点上，我们会想到直升机，用螺旋翼的直升机。但是现在的直升机传动机件复杂，机身重量大，而且也不能在平飞时达到高速度，所以螺旋翼式的直升机现在只能作为短程飞行工具和特殊军用飞行工具，还不能满足我们在上面所提出的要求。我们也不能说直升机在将来可以改进到令我们完全满意，它有它的基本的限制。

在喷气推进机没有创造出来的时候，这个飞机的主要矛盾，看来是没有方法来解决的。但是现在不同了，喷气涡轮推进机已经做到能发出4倍于它机重的静止拉力，而这个拉力即在相当飞行速度下也不减少。那我们可以把喷气管的方向转到向地面，取得升力;如果全机重量不大于4倍喷气机的重量，我们就可以令飞机垂直起飞，“平地临空”，完全不需要跑道。升到相当高度，我们可以再把喷气管的方向改向后方，飞机就可以照常飞行了。要降落的时候，可以把喷气管再转向下，飞机就能慢慢地着陆，就如人坐下来一样。如果因为喷气管的方向不容易转变，我们也可以固定了喷气管，可是在起飞的时候把飞机机身立起来，使喷气管向下。升起后再慢慢运用空气动力把机身转入平向，向前飞行。这样我们就有可能创造出不用跑道的超声速飞机。

这个基本概念在实现的时候，还可以加以种种的改良。譬如为民用载客，我们就不一定需要达到超声速，那么我们就可以用螺旋桨和燃气涡轮来代替喷气机，这样同重量的动力机械就可以发出更高的拉力，因而即使全飞机的重量大于动力机重量的4倍，也可以直升。我们也可以把螺旋桨包在一个环形翼中，成为一架分流喷气推进机，在起飞的时候和超声速飞行的时候可以利用尾管燃烧来加大拉力。这就是蔡伯罗斯基(H. Zborowski)所谓的桶形机了(图6)。桶形机没有广的阔翼幅，在这一点上它像三角翼的飞机，但它能垂直起飞、垂直降落，不要跑道，它也能达到超声速。

(这机型是可以达到超声速的。进气分为两部分，一部分经过涡轮喷气机，一部分经过螺旋桨略受压缩后，直接喷出，或与油燃烧后再喷出)

这里必须说明的是，上面所说的一些新的飞行器，因为用了革命性的运转方法，带来了一系列飞行稳定和平衡的问题;特别是在从直升飞行转到平向飞行的时候，或相反地从平向飞行转到垂直下降的时候。这些稳定问题是不容易解决的，但是因为在过去十几年自动控制和调节的理论与技术有了飞跃的发展，使我们有把握能解决这个困难的稳定问题。我们可以说，没有任何机械系统不能用自动控制方法来人工稳定，所以一定能用自动控制和调节的办法，来把这些新飞行器的操纵性能做到尽善尽美。

自然依照上面所说的方法来垂直起飞和降落是需要相当大的动力的。这在有些飞机，像旅客机是要有困难的。我们还是要找一找别样的办法。一个可能的办法就是所谓“喷气襟翼”。这是把喷气推进机的喷管改装，让喷气从翼面后缘的缝出来，如果喷气的方向是向下的，那么我们可以体会到因反作用而产生的升力。假如m是每秒喷出的质量，v是喷气的速度，θ是喷气方向与飞行方向所成的角度，那么因喷气而得到的升力应是

mvsinθ(5)

如果喷角直接向下，θ是90°，升力也最大，是mv。但是实验结果告诉我们：升力因喷气而增加的部分远远超过mv，即使θ 不是90°，也是如此;增加的升力是mv的3倍以上。这里的缘故是翼面压力的分布受喷气影响，有了更变，使翼面产生了更大的升力。因此，我们也可以把喷气襟翼看作是喷气升力的扩大器，把升力扩大到3倍以上。这自然对飞机设计上有很大的帮助[4](图7)。

(喷气角是θ，气由翼的后缘射出，速度是v，质流量是m，喷气反作用力就是J=mv)

我们也可以从另一方面来看这个现象：我们知道一般翼面的最大升力系数CL是1.5左右。原因是在高仰角下，附面层会从翼面分离，造成涡流，反而失去升力。但是如果在翼面的后缘有了喷气，喷气对它两旁的气流有牵引作用，使分离了的附面层重新回到翼面上来，因而能使升力加大。据实验结果，升力系数在喷气情况下可以达到13。这就是说用了喷气襟翼的办法，我们可以把最大升力系数提高9倍。这就是说起飞速度或降落速度可以减小到一般的1/3。如果一般飞机的起飞速度是200km/h，那么用了喷气襟翼，起飞速度就可以落降到70km/h。据估计：即使高速达800km/h的旅客机，也可以在短短的500m的跑道上飞起来，也越过一般高度的建筑物。500m大小的广场在城市中心也能开辟出来，所以用了喷气襟翼的原理，民用机场就可以从城郊搬到城市中心来。这真是很理想的了。在国防航空上，这种用喷气襟翼的飞机也有它的好处，它的飞行场小，也因为起飞速度低，不用坚固的水泥跑道，可以在草场上起飞。所以无论从哪一方面来看，喷气襟翼这个原理是值得我们研究的。喷气襟翼是把飞机和推进系统密切结合起来，所以也是前面说过的综合设计原则的一个实例。

要讲新型的飞行器，我们就必须说一说火箭。当然我们知道火箭是中国人创造的。远在700年前的宋代，火箭的原理就发现了。但是一直到第二次世界大战的前夕，这一个原理没有什么发展。在第二次世界大战中，火箭大为各国所重视，苏联首先造出威力大的火箭炮。短射程火箭的优点也很快地被德、英、美等国所发现，在作战上被大量采用。然而使我们最感兴趣的是远射程火箭，即出名的德国V-2火箭。它是用液体推进剂的：燃料是1/4水和3/4酒精的混合物，氧化剂是液化氧。它的起飞重量有13t，但其中68%是推进剂。它也是垂直起飞。它的射程有300km，最大速度约4倍于声速。从V-2开始，世界各先进国家都一直在研究和发展远射程火箭。最近我们常常听说所谓弹道式洲际火箭。

这就是说火箭是没有翼面的，它的飞行是像炮弹一般，它的射程大到可以从一个洲射到另一个洲。这也就是说这种火箭的射程在6000km以上。要能达到这射程，火箭的最高速度必须是15倍声速以上，也就是15000km/h以上。弹道的顶点高度有1000km。这种火箭也是垂直起飞，所以达到高速的时候，也就是火箭燃烧终止的时候，火箭已经很高，可以说是在大气层之外了，所以虽然有高速也没有什么空气阻力。但是当火箭再回向地面的时候，它必然再进入大气层，这时空气阻力很大，火箭表面可以达到很高的温度，产生一系列新的气体动力学上的问题和结构上的问题。这在前面已经讨论过了。

我们自然要问，我们能不能想办法来利用这回向地面的大速度呢?答复是肯定的，只要我们把火箭装上翼面;翼面所产生的升力就使火箭能滑翔(图8)。这样火箭的速度就可以慢慢地减小，慢慢地落到地面。根据计算，如此就能把火箭的飞行距离增加2倍，可以达到18000km。其实因为地球的半径是6500km，地球表面上最远的距离也只不过20000km，这种有翼的远程火箭差不多能“一口气”从地面上一点飞到任何另一点。问题是这样的火箭上能不能坐人，作为旅客机。要回答这个问题，我们必须知道这种火箭起飞的时候是很重的，但重量的绝大部分，约85%是推进剂，那么当燃烧终止后，推进剂用完，火箭体是很轻的，它并不较一般飞机重。因此，它的降落速度也不会比飞机大。所以有翼的远程火箭是可以载人的。这样我们就可以创造出一种超高速的运输工具。它从北京到莫斯科只用半小时。由于飞弹的发展，我们相信在10年内，完全有条件实现这种革命性的运输工具。

(横坐标是岸着地面的距离，纵坐标是高度。这个火箭被另一个无翼的更大的火箭从地面推到25km的高度，在那里火箭的速度是4800km/h。所以这个火箭组有两部分。一个起飞火箭，也叫第一级;一个远程火箭，也叫第二级。第一级在25km 高度终止作用，两个火箭也就分离开;第二级继续前进。第二级上升到130km 高度，速度12000km/h，然后燃烧停止，火箭以后完全靠惯性飞行。全射程是4800km。这是一个设计计算的结果)

因为远程火箭有一部分飞行是在空气层以外的，所以这种飞行器已经不完全是“航空(气)”的飞机，而是局部的“航空(间)”的飞机。也就是说我们已经是处在真正航空、航空间时代的前夜。明天是人类文化的另一时代，是人造卫星、星际飞行的时代。这才是我们航空技术的真实远景。

参考文献

[1] Spreiter J R.On Alternative Forms for the Basic Equations of Transonic Flow Theory[J].Journal of the Aeronautical Sciences,1954，(21)：70.

[2] Van Dyke M D. The Combined Supersonic-Hypersonic Similarty Rule[J].Journal of the Aeronautical Sciences，1951，18(7)：499.

[3] Lachmann G V. Boundary Layer Control[J]. Aeronautical Society,1955,3.

[4] Davidson I M.The Jet Flap[J].Journal of the Royal.Aeronautical Society,1956, (60)541:25-80.