协和式客机可以以两倍音速巡航，为什么对现代战机来说超巡如此困难?
协和式飞机能够以两倍音速巡航，而现代战斗机实现超音速巡航（Supercruise，指不使用加力燃烧器，依靠发动机本身的能力长时间维持超音速飞行）却面临诸多挑战，这背后的原因可以从几个核心方面来深入剖析。
首先，我们需要理解协和式飞机和现代战斗机在设计目标和运行环境上的根本差异。
协和式飞机的设计哲学：速度至上
协和式飞机的诞生，是为了实现跨大西洋的超音速商业飞行，其核心目标就是极致的速度，以缩短旅行时间。为此，它在设计上做出了许多“牺牲”和“妥协”，将所有精力集中在实现高速巡航上。
1. 空气动力学优化：
细长、尖锐的机身和机翼： 协和式飞机拥有极其修长的机身和狭窄的三角翼。这种设计在超音速飞行时能显著减小激波的阻力（阻力系数大幅下降），这是实现高速飞行的关键。它的机翼前缘后掠角非常大，几乎是“剃刀般”的锐利，这使得在跨音速和超音速区域，翼尖和翼根的迎角能产生不同的气流状态，优化了气动效率。
可变几何进气道（Variable Geometry Intakes）： 这是协和式飞机能够高效进行超音速飞行的核心技术之一。当飞机速度从亚音速进入跨音速，再到超音速时，空气进入发动机的条件会发生剧烈变化。进气道需要实时调整形状（通过活动斜板、扩张锥等）来控制进入发动机的气流速度和压力，确保发动机始终工作在最高效率的状态。在超音速状态下，进气道会将空气的速度从超音速减速到亚音速，并将其压缩，以适应发动机的核心需求。这个过程需要极其精确的控制，以避免产生失速或效率低下。
尾翼设计： 协和式飞机的整个尾翼（包括垂尾和水平尾翼）都比较大，这是为了在高速飞行时提供足够的稳定性和操纵性。在高速下，空气动力效应更强，飞机的气动中心会发生变化，较大的尾翼有助于抵消这些变化带来的不稳定性。
2. 发动机技术：奥林匹斯593涡轮喷气发动机
专为超音速设计： 罗尔斯·罗伊斯斯奈克玛“奥林匹斯593”涡轮喷气发动机是协和式飞机的动力核心。这款发动机最初是为军用飞机设计的，后来进行了大幅度的改进，使其能够在2马赫的速度下稳定高效地工作。
“后燃器”的巧妙使用： 严格来说，协和式飞机使用的并不是我们今天理解的现代战斗机那种消耗巨大的“加力燃烧器”（Afterburner）。它的发动机是涡轮喷气发动机，在超音速巡航时，它会利用一种叫做“旁通比”的概念。在低速时，它更像一台喷气发动机；而在高速时，它则可以调整进气道和燃烧室的工作模式，优化喷射速度。虽然它不是传统意义上的加力，但在加速到超音速和维持高速时，确实需要非常高的推力。其“后燃器”的特殊设计，可能更多地是指一种提升推力的方式，但其效率在设计上已经最大化，以支持长时间的超音速巡航。
高推重比： 为了克服巨大的超音速阻力，协和式飞机的发动机必须拥有极高的推重比。
3. 结构和材料：
隔热： 以两倍音速飞行时，空气摩擦会产生巨大的热量，机身表面温度会急剧升高。协和式飞机采用了特殊的铝合金（如Duralumin）以及隔热措施，以承受高温。
结构强度： 高速飞行伴随着巨大的空气动力载荷，结构设计需要足够坚固。
现代战斗机追求超巡的挑战：多重使命与效率困境
现代战斗机，尤其是第四代和第五代战斗机，其设计目标是多任务能力，而不仅仅是速度。它们需要在亚音速、跨音速和超音速区域都能高效作战，同时还要兼顾隐身、载弹量、航程、生存能力、成本等一系列复杂因素。
1. 空气动力学上的“折衷”：
多功能气动布局： 现代战斗机的机翼形状（如边条翼、前缘机动襟翼、可调斜的机翼后缘等）是为了在宽广的速度范围内提供最佳的机动性、升力特性以及隐身性能。例如，为了在亚音速和低速时提供良好的机动性和起降性能，战斗机通常会采用相对较小的后掠角或可变后掠翼。然而，这种设计在两倍音速时会产生巨大的阻力，需要非常高的推力才能克服。
复杂的跨音速和超音速行为： 战斗机的机身和机翼需要适应从亚音速到超音速的巨大变化。在超音速巡航时，为了减小阻力，理想的形状会变得非常“瘦长”且“尖锐”，但这会影响其在亚音速的机动性。例如，F22“猛禽”的机翼虽然也进行了超音速优化，但其为了兼顾低速性能和隐身，并没有像协和式那样极致。
进气道： 战斗机的进气道设计同样需要在宽广的速度范围内工作。例如，F22使用了DSI（Diverterless Supersonic Inlet，无附面层隔板超音速进气道）技术，这是一种在一定超音速范围内效率很高且隐身性能好的设计，但其在高马赫数下的效率和稳定性可能不如协和式的复杂可变进气道。
2. 发动机的“两难”：
宽范围工作要求： 现代战斗机的发动机（如F22的F119发动机，F35的F135发动机）都是涡扇发动机，并且设计有加力燃烧器。这种发动机在亚音速区域工作时效率很高，但在超音速区域，为了达到足够推力，需要开启加力燃烧器。加力燃烧器虽然能提供巨大的推力，但其燃料消耗是惊人的，完全违背了“超巡”的初衷。
“无加力”状态下的推力不足： 即使不使用加力，现代战斗机的涡扇发动机（特别是为超巡设计的）也需要在发动机内部进行气流的压缩和加速，以在无加力状态下提供更高的推力。然而，要以两倍音速（M2）进行长时间巡航，即使是高性能战斗机，其发动机在无加力状态下的推力通常也不足以高效地克服巨大的超音速阻力，或者说，即使能维持，燃油消耗也过高，导致航程和作战半径严重受限。
发动机效率曲线： 涡扇发动机的效率曲线在不同的马赫数和高度下变化很大。要让一台发动机在如此宽广的速度范围内（从起降时的低速到M2以上的巡航）都能保持高效率，是一项巨大的技术挑战。要实现“超巡”，意味着发动机的“核心”部分（压缩机、燃烧室、涡轮）和“风扇”部分（在涡扇发动机中）都需要在高速时提供强大的、可控的推力，同时避免喘振。
3. 燃油消耗与航程：
空气阻力呈指数增长： 飞机的空气阻力在接近音速时会急剧增加，而在超音速区域，阻力系数虽然会下降，但由于速度的平方增长，总阻力仍然非常巨大。以M2巡航，空气阻力是亚音速巡航的数倍甚至数十倍。
燃油是生命线： 战斗机需要携带足够的燃油以完成任务（作战、返航）。如果为了实现超巡而消耗大量燃油，将严重牺牲其作战半径、滞空时间、载弹量等关键性能。协和式飞机虽然耗油量大，但它只需要将乘客从A点送到B点，不需要进行复杂的机动或战斗。
4. 隐身性与超巡的冲突：
隐身设计限制： 现代隐身战斗机（如F22, F35, J20）为了降低雷达反射截面积，通常采用内埋弹舱、特殊的机身形状、倾斜的垂尾和翼面等设计。这些设计在空气动力学上并非最优，尤其是对于超音速飞行。例如，内埋弹舱会影响气动外形，倾斜的垂尾和翼面在超音速时会产生更复杂的激波。
锯齿形结构： 战斗机上的许多锯齿状边缘是为了隐身，但在超音速下，这些锯齿会产生额外的激波和阻力。
总结一下，协和式飞机可以以两倍音速巡航，但对现代战机来说超巡如此困难，主要原因在于：
目标不同： 协和式是速度至上，战斗机是多任务。
空气动力学妥协： 战斗机的多功能气动布局在M2下效率不高，其机身和进气道设计为兼顾多种飞行状态，无法像协和式那样极致优化以抵抗M2下的巨大阻力。
发动机能力限制： 现代战斗机的涡扇发动机即使在无加力状态下，推力也难以高效且经济地维持M2巡航。协和式飞机的涡轮喷气发动机虽有其特殊性，但其设计目标就是以此为基础。
燃油效率与航程： 战斗机需要平衡超巡的燃油消耗与作战所需的航程、滞空能力，这是协和式飞机无需考虑的问题。
隐身性与气动效率的矛盾： 隐身设计往往会牺牲一定的气动效率，尤其是在高速飞行时。
因此，虽然现代战斗机的发动机推力已经非常强大，可以轻易地“冲刺”到M2，但要实现“超巡”——即不使用加力，长时间、高效率地以M2飞行——对于它们而言，是在空气动力学、发动机性能、燃油经济性和多任务需求之间进行一项极其艰难的平衡，这项平衡的难度远超当年的协和式飞机。
首先，我们需要理解协和式飞机和现代战斗机在设计目标和运行环境上的根本差异。
协和式飞机的设计哲学：速度至上
协和式飞机的诞生，是为了实现跨大西洋的超音速商业飞行，其核心目标就是极致的速度，以缩短旅行时间。为此，它在设计上做出了许多“牺牲”和“妥协”，将所有精力集中在实现高速巡航上。
1. 空气动力学优化：
细长、尖锐的机身和机翼： 协和式飞机拥有极其修长的机身和狭窄的三角翼。这种设计在超音速飞行时能显著减小激波的阻力（阻力系数大幅下降），这是实现高速飞行的关键。它的机翼前缘后掠角非常大，几乎是“剃刀般”的锐利，这使得在跨音速和超音速区域，翼尖和翼根的迎角能产生不同的气流状态，优化了气动效率。
可变几何进气道（Variable Geometry Intakes）： 这是协和式飞机能够高效进行超音速飞行的核心技术之一。当飞机速度从亚音速进入跨音速，再到超音速时，空气进入发动机的条件会发生剧烈变化。进气道需要实时调整形状（通过活动斜板、扩张锥等）来控制进入发动机的气流速度和压力，确保发动机始终工作在最高效率的状态。在超音速状态下，进气道会将空气的速度从超音速减速到亚音速，并将其压缩，以适应发动机的核心需求。这个过程需要极其精确的控制，以避免产生失速或效率低下。
尾翼设计： 协和式飞机的整个尾翼（包括垂尾和水平尾翼）都比较大，这是为了在高速飞行时提供足够的稳定性和操纵性。在高速下，空气动力效应更强，飞机的气动中心会发生变化，较大的尾翼有助于抵消这些变化带来的不稳定性。
2. 发动机技术：奥林匹斯593涡轮喷气发动机
专为超音速设计： 罗尔斯·罗伊斯斯奈克玛“奥林匹斯593”涡轮喷气发动机是协和式飞机的动力核心。这款发动机最初是为军用飞机设计的，后来进行了大幅度的改进，使其能够在2马赫的速度下稳定高效地工作。
“后燃器”的巧妙使用： 严格来说，协和式飞机使用的并不是我们今天理解的现代战斗机那种消耗巨大的“加力燃烧器”（Afterburner）。它的发动机是涡轮喷气发动机，在超音速巡航时，它会利用一种叫做“旁通比”的概念。在低速时，它更像一台喷气发动机；而在高速时，它则可以调整进气道和燃烧室的工作模式，优化喷射速度。虽然它不是传统意义上的加力，但在加速到超音速和维持高速时，确实需要非常高的推力。其“后燃器”的特殊设计，可能更多地是指一种提升推力的方式，但其效率在设计上已经最大化，以支持长时间的超音速巡航。
高推重比： 为了克服巨大的超音速阻力，协和式飞机的发动机必须拥有极高的推重比。
3. 结构和材料：
隔热： 以两倍音速飞行时，空气摩擦会产生巨大的热量，机身表面温度会急剧升高。协和式飞机采用了特殊的铝合金（如Duralumin）以及隔热措施，以承受高温。
结构强度： 高速飞行伴随着巨大的空气动力载荷，结构设计需要足够坚固。
现代战斗机追求超巡的挑战：多重使命与效率困境
现代战斗机，尤其是第四代和第五代战斗机，其设计目标是多任务能力，而不仅仅是速度。它们需要在亚音速、跨音速和超音速区域都能高效作战，同时还要兼顾隐身、载弹量、航程、生存能力、成本等一系列复杂因素。
1. 空气动力学上的“折衷”：
多功能气动布局： 现代战斗机的机翼形状（如边条翼、前缘机动襟翼、可调斜的机翼后缘等）是为了在宽广的速度范围内提供最佳的机动性、升力特性以及隐身性能。例如，为了在亚音速和低速时提供良好的机动性和起降性能，战斗机通常会采用相对较小的后掠角或可变后掠翼。然而，这种设计在两倍音速时会产生巨大的阻力，需要非常高的推力才能克服。
复杂的跨音速和超音速行为： 战斗机的机身和机翼需要适应从亚音速到超音速的巨大变化。在超音速巡航时，为了减小阻力，理想的形状会变得非常“瘦长”且“尖锐”，但这会影响其在亚音速的机动性。例如，F22“猛禽”的机翼虽然也进行了超音速优化，但其为了兼顾低速性能和隐身，并没有像协和式那样极致。
进气道： 战斗机的进气道设计同样需要在宽广的速度范围内工作。例如，F22使用了DSI（Diverterless Supersonic Inlet，无附面层隔板超音速进气道）技术，这是一种在一定超音速范围内效率很高且隐身性能好的设计，但其在高马赫数下的效率和稳定性可能不如协和式的复杂可变进气道。
2. 发动机的“两难”：
宽范围工作要求： 现代战斗机的发动机（如F22的F119发动机，F35的F135发动机）都是涡扇发动机，并且设计有加力燃烧器。这种发动机在亚音速区域工作时效率很高，但在超音速区域，为了达到足够推力，需要开启加力燃烧器。加力燃烧器虽然能提供巨大的推力，但其燃料消耗是惊人的，完全违背了“超巡”的初衷。
“无加力”状态下的推力不足： 即使不使用加力，现代战斗机的涡扇发动机（特别是为超巡设计的）也需要在发动机内部进行气流的压缩和加速，以在无加力状态下提供更高的推力。然而，要以两倍音速（M2）进行长时间巡航，即使是高性能战斗机，其发动机在无加力状态下的推力通常也不足以高效地克服巨大的超音速阻力，或者说，即使能维持，燃油消耗也过高，导致航程和作战半径严重受限。
发动机效率曲线： 涡扇发动机的效率曲线在不同的马赫数和高度下变化很大。要让一台发动机在如此宽广的速度范围内（从起降时的低速到M2以上的巡航）都能保持高效率，是一项巨大的技术挑战。要实现“超巡”，意味着发动机的“核心”部分（压缩机、燃烧室、涡轮）和“风扇”部分（在涡扇发动机中）都需要在高速时提供强大的、可控的推力，同时避免喘振。
3. 燃油消耗与航程：
空气阻力呈指数增长： 飞机的空气阻力在接近音速时会急剧增加，而在超音速区域，阻力系数虽然会下降，但由于速度的平方增长，总阻力仍然非常巨大。以M2巡航，空气阻力是亚音速巡航的数倍甚至数十倍。
燃油是生命线： 战斗机需要携带足够的燃油以完成任务（作战、返航）。如果为了实现超巡而消耗大量燃油，将严重牺牲其作战半径、滞空时间、载弹量等关键性能。协和式飞机虽然耗油量大，但它只需要将乘客从A点送到B点，不需要进行复杂的机动或战斗。
4. 隐身性与超巡的冲突：
隐身设计限制： 现代隐身战斗机（如F22, F35, J20）为了降低雷达反射截面积，通常采用内埋弹舱、特殊的机身形状、倾斜的垂尾和翼面等设计。这些设计在空气动力学上并非最优，尤其是对于超音速飞行。例如，内埋弹舱会影响气动外形，倾斜的垂尾和翼面在超音速时会产生更复杂的激波。
锯齿形结构： 战斗机上的许多锯齿状边缘是为了隐身，但在超音速下，这些锯齿会产生额外的激波和阻力。
总结一下，协和式飞机可以以两倍音速巡航，但对现代战机来说超巡如此困难，主要原因在于：
目标不同： 协和式是速度至上，战斗机是多任务。
空气动力学妥协： 战斗机的多功能气动布局在M2下效率不高，其机身和进气道设计为兼顾多种飞行状态，无法像协和式那样极致优化以抵抗M2下的巨大阻力。
发动机能力限制： 现代战斗机的涡扇发动机即使在无加力状态下，推力也难以高效且经济地维持M2巡航。协和式飞机的涡轮喷气发动机虽有其特殊性，但其设计目标就是以此为基础。
燃油效率与航程： 战斗机需要平衡超巡的燃油消耗与作战所需的航程、滞空能力，这是协和式飞机无需考虑的问题。
隐身性与气动效率的矛盾： 隐身设计往往会牺牲一定的气动效率，尤其是在高速飞行时。
因此，虽然现代战斗机的发动机推力已经非常强大，可以轻易地“冲刺”到M2，但要实现“超巡”——即不使用加力，长时间、高效率地以M2飞行——对于它们而言，是在空气动力学、发动机性能、燃油经济性和多任务需求之间进行一项极其艰难的平衡，这项平衡的难度远超当年的协和式飞机。
网友意见
开门见山，此超巡非彼超巡。
通常情况下协和的飞行任务会在起飞开启一分十秒的加力以及从8530米/0.95马赫加速到1.7马赫开启长达十二分钟的加力。四台奥林巴斯可以让协和不开加力就加速爬升到15240米-18300米/2马赫的巡航状态。
这里需要指出来的就是协和的同龄人也就是60后的战机们都是双二，双三的暴走族。整机性能清一色的服务于高速。
比如SR71，25吨的飞机，36吨内油。4千千米的航程基本后燃器就不用关。毕竟三马赫巡航的时候进气口和发动机舱提供了90%的推力而里面的J58只提供了10%推力。没错SR71的引擎意义只是让飞机起飞和高速的时候当个燃烧室用。（SR71整个发动机舱所有的组件构成了涡喷/冲压两套热力循环是一种变循环引擎）
三代之后撑死不到10吨内油的战斗机你让他这样rush显然是强人锁男。到2马赫也就能拍个照。最重要的是是个战斗机都9G过载了。二代那些7G，甚至MIG25那5G的过载不合适吧。
于是1975年中USAF由《先进战术战机技术评估与整合》研究案修改而来的《空对面技术评估与整合》（ATS）研究案正式提出了隐身（stealth）和超级巡航（supercruiser）这两个概念。这是ATF计划第一次引入这两个概念（此阶段ATF的需求还是接替F-111的超音速战轰）。ATS当时提出的目标是从50000英尺-65000英尺高度以1.6-2.2马赫速度穿透目标区250海里-400海里也就是超音速冲刺500-650海里。但是同时期在1976年从莱特帕特森基地举行，由航空系统部设计分析委员会（ASD/XRH）主办的“超音速巡航公共论坛”（conference of the utility of supersonic cruise）中正式总结定义了下一代战斗机的超音速巡航能力需求为不开后燃器的超音速巡航能力。该定义成为美国空军内部的主流意见。
总结一下的话。60年代的超巡是真正意义上为了挑战喷气机的速度巅峰，这同当时飞机的设计制造使用都不无关系。而经历了三代机对于机动的重视之后四代机早期需求中把超音速巡航这个概念现代化了。飞机的性能需求从单一性能追求变为系统工程的总体出发讲求“功能覆盖，系统取胜”了。
大人，时代变了！
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