高超音速的心脏
自从莱特兄弟跌跌撞撞地飞入天空，更快、更高、更远就一直是人们的梦想。航空在二战末年进入喷气时代后，人们就开始冲击音障。进入超音速时代后，热障成为一度难以逾越的关。火箭技术使得人类飞出地球，音障、热障都不在话下，但火箭缺乏可重复使用性，为了更快、更高、更远，人们需要新的动力。涡轮类喷气发动机包括涡桨、涡扇、涡喷、涡轴，只有涡扇和涡喷能用于超音速飞行，其中涡喷更加适合超音速飞行。涡喷用压气机对空气压缩，与燃料混合燃烧后升温膨胀，部分能量用于驱动涡轮和压气机，大部分能量以高压燃气方式从尾后喷出，产生推力。但不为人们所熟知的是，压气机和燃烧室都只能在亚音速工作。激波的锋面密度在理论上为无穷大。压气机叶片的叶尖速度超过音速的话，所形成激波相当于锋利坚硬而且永不钝化的尖刀，每分钟在扫过之处刻划几千上万次，这当然是不可接受的。为了保证压气机正常工作，进气速度要降低到音速一下。超音速进气道在进气口形成形状和位置可控的激波，把进气速度降低到M0.5-0.6左右。典型进气口有正激波和斜激波类型，前者也称皮托管型，后者则有单波系、双波系、三波系甚至更高的波系，通过渐次产生的激波逐级降低进气速度，减阻增压。圆滑的DSI进气口也可看成无穷多波系，平滑地降低进气速度，达到最高效率。进气道还有外激波、内激波之分，但这是题外话了。
常规的燃烧是亚音速的，火焰只能以亚音速扩散，产生的炽热燃气也以亚音速膨胀，必须通过收敛-扩张喷管形成超音速喷气流，形成超音速推进力。收敛-扩张喷管也称拉瓦尔喷管，这是瑞典人古斯塔夫•拉瓦尔发明的。在亚音速下，气流体通过渐次收缩的流道时得到加速；在超音速时，气流必须通过渐次加宽的流道才能得到加速。喉道速度正好为音速。亚音速气流与常见的河流流过峡谷一样，容易理解。超音速气流可以与羊群类比，只有通过了狭窄的谷口，进入开阔的谷地，羊群才跑得起来，才会越跑越快。超音速战斗机发动机的喷口都是收敛-扩张类型的，可以看到层叠的羽片，或者像F-22的F119发动机那样的调节斜板。内部还有喉道调节装置，确保气流通过喉道时正好达到音速，避免不必要的推力损失。
激波型进气道和收敛-扩张喷管可以达到超音速推进，但这样的减速-加速过程带来本质阻力，使得飞行速度大于M3后，阻力增加显著快于推力增加，这是涡轮类喷气发动机的极限，再增加燃油也无法产生净推力了，必须另辟蹊径。冲压发动机闪亮登场。
冲压发动机没有压气机，因此也不需要涡轮。冲压发动机利用飞行中产生的动压对进气压缩，但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装置，用于对超音速进气减速、增压，燃烧和膨胀实际上还是在亚音速下进行的，还是要通过收敛-扩张喷口产生超音速推力。与涡轮类喷气发动机相比，没有了压气机和涡轮的损失，减速-加速的阻力有所降低，但在速度高于M5之后，阻力增加开始超过推力增加，最终不再能产生净推力，再次达到速度极限。高超音速飞行必须靠超音速燃烧冲压发动机来实现。
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，与此相对的上述在亚音速条件下燃烧的就成为亚燃冲压发动机，一般就直接简称为冲压发动机。压力波在空气中以音速传播。亚音速燃烧时，空气受热膨胀，由于压力波传播速度更快，热膨胀与火焰以同样速度传播，也就是说，一边燃烧，一边就开始受热膨胀了，压力积聚不起来。但燃烧速度超过音速以后，火焰传播速度超过热空气膨胀速度，膨胀迟缓的锋面相当于事实上的密室壁面，压力迅速积聚，对空气（“密室壁”）产生强力压缩，形成强大激波，这就是爆炸。由于激波锋面的密度在理论上可以达到无穷大，爆炸产生的激波扫过来，像无形的钢板煽过来一样，还伴有巨大的响声，而燃烧的热气扫过来只是一阵热风。这就是爆炸有别于一般燃烧的差别和威力所在。超燃冲压好比通过工作气流速度人为地帮热空气膨胀的锋面推一把，使之与超音速燃烧速度相匹配，甚至略微超过，使得超音速燃烧产生的压力不至于积聚而造成破坏性的爆炸，而产生有序的推力。这也可以看作受控的连续爆炸，燃烧控制的难度可想而知。
超燃冲压发动机也有进气调节锥，但主要是对进气理顺，节流压缩大大减少，所以进入燃烧室的空气仍然是超音速的，燃烧后膨胀的炽热燃气也是超音速的，因此直接进入扩张喷管，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，进气动能占排气总动能的90%，燃烧膨胀产生的动能只占排气总动能的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。事实上，超燃冲压依赖超音速流动以维持可控爆炸，一旦速度降低到亚音速，超音速的燃烧和亚音速的喷气真的要导致爆炸了。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，也可能突然从超音速降到了亚音速，引起“冲压阻塞”（choking）。超燃冲压发动机较难在M5以下正常工作，可靠工作一般要到M6-8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M6以上，完成过渡。
超燃冲压发动机必须在M5以上的气流速度中才能工作的特点，使得地面的风洞研究非常困难。超燃冲压发动机的研究仍然高度保密，公开的细节很少。更重要的是，超燃冲压只能在M5以上工作，亚燃冲压也只有在高速飞行条件下才可能产生足够的动压，因此超燃冲压、亚燃冲压与常规的涡轮类喷气发动机相结合成为航空动力的终极追求，而中国不仅在展开有关的理论和实验研究，而且根据北京动力机械研究所的论文，计划在2017年内进行技术验证试验，在2025年前进行全循环飞行试验。如果成功，这将是世界上第一种达到实用的组合循环高超音速推进系统，最终可望成为空天飞行系统的动力。正因为如此，厦门会议上中国的开放姿态特别引人注意。
助推-滑翔或者助推-超燃冲压可以实现高超音速飞行，但这样的一次性系统适合用于导弹，不适合用于可重复使用的飞机。高超音速飞机不仅有巨大的商业意义，更有直接的军事意义。下一代战略轰炸机的大方向一直在隐身和高超音速之间徘徊，最大的困难正是来自于高超音速的动力。隐身当然是重要的，但极高空、高超音速与隐身并不矛盾，距离本身就是隐身的好帮手，只有近距离才有烧穿问题。组合循环发动机正是实现高超音速飞机的关键。
组合循环发动机也是可重复使用的空天飞行系统的关键。在21世纪，空间利用的商业化和军事化已经成为大趋势，这将是常来常往的新边疆。
火箭发射已经是比较成熟的技术了，但火箭发射完全依靠蛮力把载荷托入空中、送入轨道，效率实际上很低。飞机依靠机翼在滑跑中产生气动升力，可用低得多的能量升空。航天飞机是不彻底的可重复使用空天飞行系统，实际上可重复使用的部分并不大，只是轨道舱，起飞和入轨依靠大而无当的火箭发动机。航天飞机轨道舱（包括载荷舱、驾驶舱和燃料、发动机）的重量为110吨，有效载荷25吨，但全系统最大起飞重量竟达2000吨，其他的都是助推器、外部燃料箱，两台助推火箭的推力各12500kN，轨道舱自带三台火箭发动机，总推力5525kN。最大起飞重量达254吨的波音787-9的只需要两台320kN级的涡扇发动机就可以起飞，这还是考虑到一台发动机在起飞中故障情况下的单发强行起飞所需的推力。波音787只有载客量数据，没有载重量数据，但最大起飞重量相当的波音C-17的载重量达到78吨。垂直起飞的航天飞机与水平起飞的民航客机的气动效率和经济性差别不言而喻。
组合循环发动机可望像飞机一样，从普通机场滑跑起飞，用涡轮类喷气发动机加速到M2-3，转入亚燃冲压继续加速到M5，再转入超燃冲压继续加速到M5以上。在喷气发动机不再能工作高度上，转入火箭推进，推入近地空间和更高的轨道，整体效率大大提高。喷气发动机（包括涡轮类、亚燃/超燃冲压）只需自带燃料、不需自带氧化剂是另一大优点，可以降低起飞重量。
在返回中，组合循环发动机的工作顺序反过来，最后回到涡轮类喷气发动机时，可以有足够的机动力和航程，在普通机场的跑道上滑跑降落，而不像航天飞机需要专用的着陆场。这对着陆机场和备降机场的要求大大降低，有利于躲开不利气候，也可以在偏远的备降机场着陆后，依靠自身的涡轮类喷气动力像普通飞机一样返回发射场，极大地简化后勤支援作业。航天飞机不仅需要专用的发射场，还需要专用的着陆场。航天飞机的返回和着陆依靠滑翔，由于无动力滑翔必须一次成功，进近速度和接地速度很高，需要很长而且高度耐冲击的跑道，只有佛罗里达的肯尼迪空间中心可以胜任，加利福尼亚的范登堡空军基地是唯一的备降场。航天飞机在范登堡着陆的话，还要用特别改型的波音747运回佛罗里达，麻烦可就大了。
更进一步的细分，还可以把组合循环发动机划分为涡轮-冲压（简称TBCC）、火箭-冲压（简称RBCC）和涡轮-火箭-冲压（简称TRRE），其中冲压部分包括亚燃和超燃。TBCC适用于大气层内使用的高超音速飞机和两级入轨空天飞机，也就是说TBCC用于起飞和大气层内的加速，另有独立的火箭发动机用于大气层外飞行。RBCC的火箭和冲压共用燃烧室和喷口，比TBCC 简单，可以实现一级入轨，但不适合中低速、中低空使用。TRRE结合TBCC和RBCC的优点，不仅可以实现一级入轨，还适合飞机模式的运作。退一步说，TRRE的火箭部分可以在涡轮的上端和冲压的下端之间衔接，帮助冲压部分直接进入超燃冲压的工作范围，避开亚燃和超燃的双模冲压的技术难题。在3月6日由美国航空航天学会（简称AIAA）、中国工程院主办，厦门大学承办的第21届国际航天飞机和高超声速系统与技术大会上，北京动力机械研究所的论文提及的正是TRRE。
应该注意的是，组合循环发动机不同于变循环发动机，前者是涡轮类喷气发动机、亚燃与超燃冲压发动机和火箭发动机的组合，后者为涡喷与涡扇之间的无缝切换。前者用于高超音速与空天飞行，后者用于常规的大气层内飞行，比如M2一级的超巡战斗机或者超音速客机。
动力机械所的TRRE采用上下并列的基本布置，共用可调进气口，然后分叉，上半通向涡轮发动机，下半通向火箭-冲压发动机，两者的喷口在扩散段再度汇合。较长而且弯曲的上进气道用于涡轮，按照通常的减速增压原则设计，可调进气口控制激波系。短直的下进气道用于超燃冲压和火箭冲压，超燃冲压燃烧室在前，火箭冲压燃烧室在后。火箭冲压也称吸气火箭、涵道火箭、引射冲压，这是火箭与冲压的一体化，用贫氧富油的高温火箭燃气对冲压进气引射增压，然后与进气混合燃烧，大大提高冲压的效率、推力和工作速度。液体火箭使用液氧-煤油，冲压也使用煤油作为燃料，可以从静止到M6之间无缝工作，最高速度可望达到M10。
上涵道里的涡轮发动机在静止到M2之间工作，下涵道里的火箭冲压在需要加速时启动，最终帮助达到超音速。事实上，下涵道里有2台不同的液体火箭发动机，靠后的用于用于跨音速加速和机动飞行，在涡轮状态下可等效为加力燃烧室，以降低对涡轮发动机的推力要求，降低重量和成本；在火箭冲压状态下用于超音速加速。另有一台前置的火箭发动机，产生推力是次要的，主要用于帮助实现超燃冲压模式的火焰稳定。
在M2时，上涵道关闭，转入亚燃冲压模式，然后在M3-6之间转入火箭冲压模式，在M6时转入超燃冲压和火箭冲压组合模式。TREE解决了TBCC在涡轮向冲压过渡时推力不足的问题，也避免了RBCC不适合低速飞行和起飞、着陆的问题。液体火箭不光填补推力空隙和帮助加速，还帮助工作模式转换和火焰稳定，增加发动机的操作弹性。
根据论文，动力机械所在过去两年里进行了大量试验，验证了加速、巡航、机动等各方面性能，验证了上下涵道的协调工作和可靠平顺的模式转换，有效地解决了低速时的大推力要求和M6时的高比冲要求之间的矛盾。试验证明了下涵道里的液体火箭和双模冲压在M1.5-7之间协调工作的可行性。2016年，进气道和喷管试验完成，M1.8条件下的台架试验也完成。M2-6的稳态台架试验已经开始。试验验证了TRRE的进气道、喷管和燃烧室设计和工作模式转换。试验数据表明，可在1平方米捕获面积下达到8吨推力，达到设计要求。计划在2017年底之前开始飞行试验，验证M2-6之间的飞行，这一阶段将持续到2020年。在2025年之前，将进行滑跑起飞-滑跑着陆的自由飞行试验，而不是更简单的空中投放。2025-2030年间将进行第三阶段试验，重点在于先进涡轮和可调超燃冲压燃烧室技术，可能需要下面将提到的预冷技术，以适应更大范围的速度要求。
地面台架试验的涡轮发动机将用现成的非加力低涵道比发动机，推力足够达到M 0.8，但最终能达到相当于M1.8的性能。进一步的试验将用WS15大推力涡扇，这是为歼-20设计的发动机。据报道，WS15的研发进度良好，但单晶叶片和粉末冶金超级合金涡轮盘的质量控制尚未过关，影响了批量生产，现在还不清楚是否会对TRRE的试验有影响。
北航研究团队提出了新型高效紧凑的预冷换热器设计。预冷是更高速度的关键技术，通过对进气预冷，提高进气密度，增强进气压缩效果（好比在进气道中抽真空），并降低热端部件温度，降低因为耐热要求而增加的重量和成本，或者容许进一步强化燃烧而不至于造成过热损坏，极大地提高性能。预冷可以用于冲压发动机，也可以用于涡轮发动机。预冷概念在60年代就提出了，在80年代空天飞机热潮中复苏。1989年英国反应发动机公司公成立，主打采用预冷技术的共生吸气火箭发动机（SABRE），要求将1000度的高温进气在进气道里降温到零下150度。试验设施在2017年5月终于破土动工，计划在2020年开始地面试验，2030年开始飞行试验。北航则在不声不响中抢了先，早期试验展示了出色的成果，考虑到中国TRRE的研发进度，中国预冷TRRE抢在SABRE前试飞并非没有可能。
厦大航空航天学院则展示了“厦门涡轮火箭冲压” （简称XTER）组合循环发动机，这是一个教学和科研训练项目，是“三元喷气”的另一个变形，其中向内扭转的TBCC进气道、超燃冲压燃烧室、火箭冲压和扩散喷口已经展开了研究。
美国Aerojet Rocketdyne公司在2008年就提出过类似TRRE的“三元喷气”（TriJet）概念，在2011年又提出了另一个版本，但进气道、喷管的流道设计大为复杂，由于非对称设计而发动机必须成对使用（也就是说，不可能有单发或者三发布局，限制了使用的灵活性和模块化），而且从未达到工程实施的阶段。Aerojet的Adam Siebenhaar就在厦门会议上代表AIAA致欢迎词，一定在台下暗悔为什么让中国抢了先。说起来，这有点像中国人发明了火药，但让西方人拿去做成了洋枪洋炮，只是在TRRE问题上中国与西方换了个位。
厦门会议上还有很多中国论文集中在亚燃冲压和超然冲压的油气混合、燃料喷注、点火等关键技术方面。例如国防科大与解放军装备学院和航天科工31所合作组建的激光推进及其应用国家重点实验室合作，研究超燃冲压燃烧室里M2.5时斜激波作用下的自点火现象。通过纳米粒子为基础的平面激光散射，研究人员发现自点火条件可以在提高燃料喷注压力和空气温度时放宽。他们还发现，更长的火焰空腔长度有助于改善燃烧。这些都可以增加超燃冲压的可靠工作范围。
国防科大的研究人员还研究了在M2.52条件下用快速频密的激光照射为乙烯燃料超燃冲压点火的问题。研究表明，增强激光能量可以缩短点火时间，增加火焰的初始尺寸，但激光间隙长于50微妙的话，点火就会彻底失败。西工大的研究人员则研究了将两个火焰稳定器串列的超燃冲压发动机燃烧室，在M2和特定进气温度条件下的试验表明，火焰稳定的效果随进气压力提高而改善，而火焰的稳定区随进气压力提高从下游向上游方向移动。
南航属下的江苏省航空动力系统重点实验室与中航工业沈飞设计研究所合作，研究TBCC的喷管，用可调斜板控制喉道面积比，实现平顺地控制涡轮模式到冲压模式的转换，并在南航的风洞里进行了试验。试验结果表明，涡轮和冲压的喷流之间存在交互作用，但冲压喷流对涡轮喷流的内流动（相对于离开喷口的外流动而言）有更大影响。
除了超燃冲压和组合循环，中国还在其他推进形式上下功夫，比如国防科大在连续回旋爆轰冲压发动机（简称CRDRE）方面的研究。CRDRE是脉冲爆轰发动机（简称PDE）的一个特殊变形。PDE的工作原理是二战中德国V-1导弹使用的脉动喷气发动机的延伸。脉动喷气发动机有进气阀，但排气端是直通环境大气的。进气在冲压和排气的抽吸作用下进入燃烧室，在与燃料混合的同时进气阀关闭，油气混合体点燃后燃烧膨胀，从尾部喷出，同时打开进气阀，开始下一个循环。脉动喷气发动机的结构比涡轮喷气发动机简单得多，但在燃烧膨胀的同时已经开始喷气，漏气损失可观，限制了进一步发展。
脉动喷气发动机的本质缺陷来自于亚音速燃烧，但把亚音速燃烧改成超音速的爆轰，这就是PDE。超音速燃烧速度太高，加热的气体来不及膨胀，实现定容燃烧，可以简单化地看作燃烧完成后再膨胀，因此避免了脉动喷气发动机的漏气问题，这是爆轰发动机的关键。在概念上，PDE可以看作不断进气-燃烧-排气循环的气缸，进气时排气阀关闭，排气时进气阀关闭，燃烧时进排气阀都关闭，这样大大提高工作压力和效率，阻力和工作状态也较少受飞行速度的影响，在理论上可以从静止一直工作到M4，而且热效率高于涡轮类的喷气发动机，有可能构成新一代喷气发动机的核心技术。只是实际PDE没有排气阀，而是靠超音速燃烧的定容性质“自然闭锁”。在时序上计算精确的话，在进气端都不需要机械闭锁，而可以通过后继爆轰的激波把先前爆轰的激波“赶向”喷管方向，形成推力。
CRDRE把PDE的轴向爆轰改成连续旋转的径向爆轰，连续的爆轰形成后波推前波，使得爆轰波在环形燃烧室里像螺旋线一样斜向向后扩散，产生轴向的推力，而且避免了PDE间隙推力的缺点。脉动喷气发动机也是间隙工作的，所以二战中的V-1导弹有独特的“砰砰”声。
国防科大从2009年就开始研究CRDRE。作为燃烧室概念，还可以应用于涡轮类喷气发动机或者冲压发动机（包括亚燃和超燃）。国防科大研究人员制作了一个660毫米直径的爆轰波冲压发动机，采用液氢或者乙烯燃料，进行了台架和飞行试验。液氢燃料版在相当于M4.5和18500米高度的试验条件下产生净推力。研究中发现，喷口收缩比是推进性能和燃烧压力的关键参数。
中国的高超音速科研最惊人的方面在于深入、广泛和卓有成效的实物试验。高超音速是学术前沿，很多现象超过了经典理论能够解释和分析的水平，只有大量的实物试验才能确认理论研究成果，数值仿真研究也必须由具有代表性的实物试验数据来校验。但实物试验不仅需要大量的财力，更需要高水平的专家解读。国家自然科学基金会在启动高超音速研究计划的时候，制定了建立系统的理论与设计方法、实现关键技术突破、打造人才队伍的三大目标，看来这是达到了。 这么多研究成果为啥一起暴露出来？ 赫然发现文章从后往前读挺好的 猫元帅 发表于 2017-6-20 14:38
赫然发现文章从后往前读挺好的
小胖爹无处不在呀。 工程技术和装备突破必须要有项目支持，这是一条基本上被中国技术官僚所公认的经验。 井木犴 发表于 2017-6-20 13:14
这么多研究成果为啥一起暴露出来？
亮出来被国际同行评价，也是一种赛马。胜出者有持续经费支持。 井木犴 发表于 2017-6-20 13:14
这么多研究成果为啥一起暴露出来？
就好像有人想找茬和我打架，我笑着请他回去练一两年再来。{:191:} "The GE-90 has a fan diameter of 3124 mm and a rotational speed of 3475 RPM. Their circumferential velocity is d·π·57.917 = 568 m/s or Mach 1.67 at sea level and ISO atmosphere."
所以我想，亚音速进气，是指的空气流动，火焰传播是亚音速的，叶片和空气的相对速度，是可以超音速的。 我觉得组合循环发动机在不同的工况下总有一部分死重，这种设计只能解决有无能否的问题，实在谈不上优美。
厦大居然有个航空航天学院，刮目相看啊。 岔开问一下，纯电飞机的话，涡扇什么的就不管用了，只能改回螺旋桨？ 库布其 发表于 2017-6-20 05:59
"The GE-90 has a fan diameter of 3124 mm and a rotational speed of 3475 RPM. Their circumferential v ...
这个问题我也看到过其他地方有解释：音速是随温度、压力而变化的，在风扇叶片压缩下，局部温度、压力大大提高，所以局部音速不再能用海平面、ISO来衡量？ 冰蚁 发表于 2017-6-20 06:14
岔开问一下，纯电飞机的话，涡扇什么的就不管用了，只能改回螺旋桨？
涡扇的出力绝大部分来自风扇，先进涡扇的外涵道与内涵道的涵道比达到11：1，出力比也是11：1，所以电动的话，就是把中间内涵道那“1”去掉了，依然可以当作没有“涡”的“扇”。 看起来SpaceX搞火箭回收可能是一条弯路？ 这算是咱们弯道超车的办法。材料，装配工艺上无法快速积累，那么 就做远景计划，只要这些计划成功一个，我们就成功了。
不敢说马上让对手消失，至少有了很强的议价/洗牌能力。 冰蚁 发表于 2017-6-20 20:14
岔开问一下，纯电飞机的话，涡扇什么的就不管用了，只能改回螺旋桨？
纯电推进可以用电弧加热空气，另类'燃烧室'{:226:} 晨枫 发表于 2017-6-20 08:25
涡扇的出力绝大部分来自风扇，先进涡扇的外涵道与内涵道的涵道比达到11：1，出力比也是11：1，所以电动的 ...
那不还是螺旋桨么。
{:193:}
库布其 发表于 2017-6-20 19:59
"The GE-90 has a fan diameter of 3124 mm and a rotational speed of 3475 RPM. Their circumferential v ...
一方面，这个速度是风扇叶尖的线速度，而实际上风扇段进气只有从叶根起的一小段才会进入内涵参与燃烧
另一方面，在风扇段和压气机段，气体受到压缩，温度和压力升高，当地音速跟海平面标准大气压下的音速时不一样的，所以那段英文里说马赫数1.67是不对的，马赫数是与当地音速之比，不是与海平面标准大气压下的音速之比。 冰蚁 发表于 2017-6-20 20:14
岔开问一下，纯电飞机的话，涡扇什么的就不管用了，只能改回螺旋桨？
电推进的话，目前还没有实用的东西见到，不过虽然涡轮和燃烧室没了，涵道的包围还是可以有的嘛，也不一定就象螺旋桨那样。 冰蚁 发表于 2017-6-20 08:46
那不还是螺旋桨么。
风扇就是涵道螺旋桨，本来就没有本质差别。 code_abc 发表于 2017-6-20 07:57
看起来SpaceX搞火箭回收可能是一条弯路？
各有各路吧。在短期内，火箭还是最现实的空间运载工具，中国也在搞可回收火箭。
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