超音速飞机的涡轮发动机与亚音速飞机用的在设计上有什么显著的不同？

超音速飞机的发动机和亚音速飞机发动机相比最大区别在于三点：超音速进气道、超音速尾喷、涵道比。

（既然题目说的是涡轮发动机，超音速和超高音速飞行用的冲压发动机、超燃冲压发动机和脉冲爆震发动机就不多说了。）

超音速进气道

先说一下亚音速进气道。

亚音速客机的进气道都是长这样的，进气道的功能就是让发动机得到较为均匀的空气，减少和避免乱流、分流气团。其实进气道长一些，可以提高整流能力，但是重量大阻力也大。

飞机在不同的飞行姿态和速度以及天气情况时，进气气流特征不太一样。

a:地面静止

b:慢速飞行

c:快速飞行

d:爬升与转向飞行（请原谅我贫瘠的中文专业词）

e:侧风

f:反推

上图表示了发动机周向360度不均匀的气流。

像空客A400M的发动机TP400，这个问题就很凸出。螺旋桨和发动机不同轴，发动机进气要给螺旋桨驱动轴和齿轮箱让出地方，天生就不对称。这台发动机的“天鹅颈”进气道设计难度非常大。

这就是亚音速进气道，总结一下就是让发动机在不同飞行状态得到平顺的进气。

超音速进气道则完全不同了，能超音速飞行的飞机，从飞机外几乎都看不到发动机本体，因为进气道要把进气从超音速降到亚音速。超音速气流打到压气机叶片上可是要命的事。

不过飞机发动机的叶片叶尖周向是可以超音速的，详见：

螺旋桨飞机无法接近音速，部分原因是桨尖速度难以超过音速，超音速喷气机的压气机扇叶尖端就不会超音速吗？

主流超音速进气道，主要分为椎体进气和矩形进气口。（F-16那种皮托式和DSI进气先不讨论了，以后再更吧）

椎体进气

我在以前关于黑鸟的文章写过:

卢西：最优雅又最野蛮的动力——SR71黑鸟的心脏普惠J58

我摘过来一段吧。

激波可以被粗分为两种：

正激波（Normal shock wave），气流被剧烈压缩和减速至亚音速，压力骤增。

斜激波（oblique shock），经过斜激波压缩的气流会被减速但依旧是超音速状态。

以上是几种超音速进气锥构型，其中a是单正激波进气，直接一个正激波暴力的把超音速气流直接压缩成亚音速。总压损失会非常大。b为一个由进气锥拉出的斜激波先把超音速气流一定程度减速压缩成慢一些的超音速气流，再由一个正激波压缩成亚音速气流。

但是b-e构型进气锥都有一个问题，就是当飞行速度低于设计速度时，第一道斜激波不会正好贴到进气唇部而是高于进气道唇部，这样都会降低进气量。

于是工程师们设计了这个中心体移动超音速进气锥，当飞行速度小于设计速度时，第一道斜激波角增大，但是中心体向后收缩，将这个大角度斜激波还是贴在进气道唇部，进气面积被恢复到最大，跟设计飞行速度时一样。

矩形进气口

功能也一样，把超音速气流降到压音速。这种进气道内部有各种液压驱动的挡板来拉出激波对气流进行压缩/减速。

根据不同的飞行速度（当然是在超音速下，此时或者更确切的说是飞行马赫数），挡板调整角度来拉出不同强度的激波。

最终目的都是使发动机吸入的气流是亚音速的。

超音速喷管

亚音速飞机的喷管都是收敛型，无法将喷出气体加速到超音速，当然这也没必要。而超音速飞机的喷管通常来说是收敛-扩张型，可以将喷出气体加速到超音速。

理论上来说，即使喷出气体为亚音速，也可以实现超音速飞行，原因是尾气温度远远高于环境温度，尾气中的音速大于环境音速。也就是虽然尾气亚音速但是还是比环境的音速快，可以输出正推力，但是实际上就我所知没有这样的飞机，毕竟即使超音速，也非常有限。

我在这个回答里介绍过超音速喷管，我在这摘一段吧。

飞机发动机喷火的原理是什么？是怎么实现的？

超音速喷管（收敛-扩张喷管，或称拉瓦尔喷管）工作最完美的状态，效率最高时，喷管内压力等于环境压力。但是随着飞机飞行高度的变化，环境压力变化，发动机不同的工况也给喷管带来了不同的来流。配合内外压力是喷管的主要工作，其中喷管最小截面（脖子）决定了通气量。最大截面（喷嘴）与最小截面之比决定了喷出流体的速度与压力。

下图F-15战斗机的左右两个发动机喷管形状调节不同，体现了“可调超音速喷管”的核心功能。

涵道比

关于涵道比和飞行速度的关系，我在以前很多回答中都写过，其中下面这个回答写的最详细，而且讲了一部分关于变循环发动机的优势，摘一段。

飞机涡轮风扇发动机最大的优点是什么？

热机效率三部分组成，燃烧室效率内效率外效率。

燃烧室效率就是这些油能烧出这么多热，实际烧了多少出来，而民发的核心机（高压压气燃烧室高压涡轮）甚至直接来自军发所以跟军发一样。

内效率是油烧出来的热量能带来多少做功（驱动涡轮和喷气推进）。这个值在没有加力燃烧室的发动机（也就是战斗机发动机）和总压比正相关，这也就是为什么商用航发的压比越来越高。此外还与涡轮前温度与环境温度之比呈正相关，这是为什么商用和军用发动机都在追求提高涡轮前温度，这对涡轮冷却系统和涡轮材料，涂层提出了诸多挑战。详见：卢西：航空发动机高压涡轮转子叶片是如何制造的？

外效率是排气排出去这些动能带来了多少前进的能量。而这个东西跟排气速度成逆相关，也就是排气速度越接近进气速度外效率就越接近100% 当进气和排气速度一样的时候外效率100% 当然这时也不会产生任何推力。

那么提高效率最好的解决方案就是降低排气中的废热用这部分能量来推动越多越好空气而这部分空气被“推”了以后的速度越慢越好。换句话说，提高涵道比，更温柔的推更多的空气。

横轴是涵道比，纵轴的Bs（红）是每秒单位推力的油耗。

当然涵道比也不能无限增加，大涵道比也带来了很多劣势比如机翼离地间隙，重量，迎风面积，发动机外壳风阻。而且双轴架构航发的风扇与低压涡轮转数矛盾，Leap应该是传统双轴架构商发的极限涵道比了。

上文写的一样，军发也得稍微追求一点燃油效率，要不然作战半径太受限。也就用了涡扇，可是大涡扇迎风面积太大，重量太大，等等。无法超音速飞行，无法激烈的大过载机动。

所以工程师选择了小涵道比，但是更大压比的多级（一般为3级）低压压气，被低压压气机压过的核心气流，一部分进入内涵道，压缩点燃做功。一部分进入外涵道，在低压涡轮后部，内外涵道气流混合。（其实这么说不特别正确，也不是工程师选择了小涵道比涡扇，本来涡扇开始就是多级风扇，小涵道比，包括商用涡扇，比如普惠从JT3C做的JT3D，3级低压压气换成2级叶片更长的低压压气，开了个外涵道）

战斗机的发动机总压比远低于商发，不光是有结构重量考虑，还有在战斗机超音速飞行时，不管是进气锥还是进气道都可以提供一定（甚至很高的）压缩。