SR-71黑鸟战略侦察机 发动机 动力系统

SR-71黑鸟战略侦察机 发动机 动力系统

58-P-4变循环发动机

SR-71黑鸟战略侦察机的发动机是普•惠公司研制的J58-P-4变循环发动机，公司内部编号为JT11D-20B，研发工作主要在佛罗里达州西部棕榈海滩的R&D研究中心进行。J58发动机最初并非专门为A-12/SR-71而研制，始于1956年下半年的JT11发动机原计划用于可以进行3马赫冲刺的海军攻击机，设计最大起飞推力为11800千克力。这种攻击机当时基本上确定为北美公司后来更名为A-5的A3J-1飞机的改进型，但是这种海军攻击机被取消了，另一个可能用户沃特XF8U-3在竞标中败给麦克唐纳F4H-1，J58失去了装机对象。当洛克希德为A-12飞机寻找合适的发动机的时候，根据海军那份1120万美元合同制造的J58-P-2发动机已经进行了700小时的全面试验，约翰逊看中了这种推力巨大，适合高速飞行而且推重比较高的发动机，普•惠公司自然求之不得。直到仔细研究了A-12飞机的任务要求之后，普•惠公司的研究人员意识到普通涡喷循环方式难以适应长时间3马赫巡航飞行，不得不对原设计方案进行了彻底的修改。修改后的J58-P-4发动机成为到目前为止唯一一种投入生产的变循环发动机，不但增加了变循环旁路，原设计的压气机、涡轮气动参数甚至基本尺寸都发生了变化。

J58的基本结构与一般单转子加力涡喷发动机区别并不太大，也并非十分复杂，主要区别在于变循环用的旁路管道。发动机采用钢质对开机匣，包含主齿轮箱、主燃油控制系统、主燃油泵和减速齿轮箱的发动机附件安装在机匣下方。发动机进口处安装有可调进口导流叶片（Inlet Guide Vane，IGV），9级压气机压比为8.8，压气机静子、转子叶片和叶盘均为钢质。在第4级压气机后开有24个内部旁路放气活门，在高马赫数时打开，使气流通过连接的6根粗管绕过后几级压气机，燃烧室和涡轮。旁路气流从涡轮后重新进入，流入加力燃烧室用于增加推力和冷却。旁路管道上开有12个外部放气活门，当流量超过需要时把空气放入发动机短舱。发动机燃烧室为8个火焰筒的环管燃烧室，有48个可调面积双孔喷油嘴。发动机涡轮为2级轴流式，带有空心导向叶片，第1级涡轮叶片为空心气冷，第2级涡轮叶片实心。短扩式加力燃烧室带有气冷外罩和防振隔热衬套，加力燃烧室内有4个带火焰稳定器的同心喷油环。发动机的可调面积虹膜式加力室喷管由凸轮滚子机构和4个液压作动器操作的段组成。

J58的操作包线要求使用特殊的燃油。燃油不仅用作能源，也用于发动机的液压系统。在高马赫数飞行时，燃油也用于其它可能在高温下出现过热的飞机和发动机部件的冷却。所以燃油要有高度的热稳定性，不会分解或者结焦沉积在燃油系统的管路内，要求低挥发性来减小燃烧部分的热量散失。当然其他的指标比如可允许的硫含量，也是重要的。为上述要求开发了先进燃油JP-7（PWA535，公司内部称为LF-2A即洛克希德轻油2A，与U-2飞机使用的LF-1A一致，由壳牌石油与阿什兰、孟山都和普•惠合作研制）和PWA535E。使用时JP-7和PWA535E燃油中每5200加仑中加入1加仑PWA536润滑剂，以保证燃油液压泵有足够润滑。这种燃油主要成分是烷烃和环烷烃，芳香烃含量较低，燃点很高，不能用普通的点火器点燃，发动机主燃烧室和加力室燃油的启动点火要使用三乙基硼烷（Triethyl boron，TEB） [注5]化学点火系统。加力室火焰稳定器的催化点火系统还要在点火后保持加力室的燃烧。每台发动机在主燃烧室前上方装一个600cc（1又1/4品脱）三乙基硼烷储存箱。储箱在飞行前充氮气增压以提供惰性环境和可控压强。三乙基硼烷暴露在-5℃以上的空气中就会自燃，所以三乙基硼烷箱由主燃烧室燃油流提供冷却，储箱上还装一个安全盘，当储箱压强超过安全线时可使三乙基硼烷蒸气和氮气排入加力室。一满箱的三乙基硼烷至少可供16次喷射。

每台发动机都有一套燃油液压系统用于驱动加力室喷管、进口导流叶片、启动器和旁路放气阀。燃油液压系统压强也用于冲洗化学点火系统。发动机驱动的燃油液压泵保持系统压强在1800磅/平方英寸，暂时最大流量可达50加仑/分（约合19700磅/小时）。燃油由发动机主燃油泵推动级提供给这个泵。一些液压系统的高压燃油被分配到冷却不加力再循环管路和空转旁路阀流出的管路，这些燃油会重新回到飞机燃油系统。而液压泵出来的低压燃油重新回到主燃油泵推动级。液压系统由主燃油泵提供的补充燃油进行循环冷却。

尽管发动机本身的结构不太复杂，但是由于J58-P-4发动机独有的变循环工作方式和复杂的工作条件，该发动机的控制规律和控制系统却比较复杂，并且有一些特有的附件。发动机燃油系统包括发动机驱动燃油泵，主燃油控制系统，空转旁路阀和主燃烧室可调面积喷油嘴。发动机驱动的钱德勒•伊万斯公司主燃油泵由2级部件组成。第一级是一个独立的离心泵，作为推动级。第二级由2个并联的带输出单向阀的齿轮泵。并联的泵和单向阀设计可保证在任一泵失效时持续工作。汉密尔顿标准公司JFC主燃油控制系统计量主燃烧室燃油流量，控制旁路放气、启动放气阀、进口导流叶片和喷管的调节。它根据油门位置、压气机进口温度、主燃烧室压强和发动机转速调节发动机推力。变循环旁路、启动放气阀位置和进口导流叶片根据发动机转速控制，压气机进口温度作为修正参数。发动机加力时则保持军用推力的转速和涡轮出口燃气温度。控制系统有一个微调器调节涡轮出口燃气温度。每台发动机有一个安装在飞行员左控制台上的四档涡轮出口燃气温度调节开关。档位标识为“自动（左）”，“升高（上）”，“降低（下）”和“保持（中间）”。当开关拨到“升高”，一个装在发动机燃油控制系统上的小电动机会提高主燃烧室燃油流量与主燃烧室燃气压之比，这样就提高了涡轮出口燃气温度。把开关拨到“降低”，电动机反向旋转以降低涡轮出口燃气温度。这个开关不会影响转速，转速与喷管位置有关。但是当喷管位置固定在最小（或最大）时，发动机转速会随涡轮出口燃气温度的增减而增减。一个涡轮出口燃气温度“允许”电路（Permission Circuit）阻止油门位置在军用推力以下或者发动机防过热操作时涡轮出口燃气温度的自动调节和人工上调。人工下调涡轮出口燃气温度在允许电路接通时（油门位置低于军用推力或者发动机防过热操作）仍然可以进行。当涡轮出口燃气温度开关位于“自动”，相应油门位置在军用推力或以上，而且发动机没有进行防过热操作时，允许电路打开（断路）允许自动调节涡轮出口燃气温度。对应发动机的主燃油控制系统调节它的调节电机，并且自动保持一个10℃范围的涡轮出口燃气温度允许区域。当涡轮出口温度得不到正确及时的调节时由防过热系统保护涡轮。这个系统工作时，当涡轮出口燃气温度超过860℃时，涡轮出口燃气温度计的信号触发一个电磁阀使发动机燃油从燃油/滑油冷却器旁路到加力燃油泵进口，发动机燃烧室火焰筒内的油气比被调低。这个系统一旦被触发，电磁阀将持续开启直到系统被关闭或重启。仪表板上一个闪烁的红色防过热警告灯在对应发动机的电磁阀打开时就会发光告警。防过热操作在海平面大约使全加力推力降低5%，军用推力降低7%。在超音速巡航时进行防过热操作可使全加力推力降低约45%并可能导致加力室熄火。如果防过热操作能把涡轮出口燃气温度降低到正常限制以下，在启动防过热操作后继续操纵发动机不会损伤发动机。燃油系统的空转旁路和排油阀在发动机正常工作时使燃油输入发动机燃烧室，在空转时使燃油通过旁路进入再循环系统，冷却附件，发动机部件和发动机滑油。排油阀由主燃油控制系统的信号控制，当发动机关闭时阀门放出发动机燃油管路的燃油。

主燃烧室每个火焰筒排列6个喷油嘴。每个喷嘴有一个固定面积的主孔和一个可调面积的辅助孔，共同喷油。辅助孔根据主孔压降调节面积。主发动机点火系统安装了一个油滤，可以通过主燃油泵级间的燃油冲刷点火探针中残余的点火液（三乙基硼烷）。它防止点火探针“结焦”堵塞，保护发动机点火系统。只要燃油泵进口有油压，冲刷用的少量燃油就能从燃烧室外排管排出，如果化学点火系统探针堵塞或者燃烧室外排管故障，可能会使燃油不能正常排出。在开车前必须确认正常的发动机主燃烧室排油，如果外排管堵塞，就会增加燃烧室的“湿”燃油面积，在发动机开车时会发生严重的燃烧。加力燃油系统包括加力燃油泵和加力燃油控制系统。加力燃油泵是一个高速的单级离心泵。这个泵由压气机引气驱动的空气涡轮带动。压气机引气量由一个蝶形阀根据加力燃油控制系统的需要调节。JFC-51机械液压加力燃油控制系统根据油门位置，主燃烧室压强和压气机进口温度调节燃油流量。燃油流被控制分流到4个同心加力喷油环。

发动机的变循环通过压气机第4级后的内部旁路放气实现，内部旁路放气控制和作动系统包括四个驱动放气阀的双位作动器和一个包含在主燃油控制系统中确定作动器压强的控制阀。控制阀根据主燃油控制系统的机械信号控制放气阀位置。放气阀位置控制信号由主燃油控制系统根据发动机转速和压气机进口温度给出。旁路管道的外部放气控制和作动系统除了使用三个作动器外，与内部放气系统类似。内部旁路放气在加速中压气机进口温度达到85℃到115℃时（约1.9马赫）开启，但是会随发动机转速而变化，在发动机转速较低时旁路放气在速度较低时就开启。当转速较低而飞行马赫数较高的时候，外部放气就会打开，把多余的空气排入发动机短舱。在内部旁路放气被打开后，进入压气机的空气大部分从放气活门引出，通过管道绕过后面几级压气机和主燃烧室、涡轮直接进入加力燃烧室。这个时候发动机的循环方式实际上是涡轮-冲压组合循环（或者称为准冲压模式，Quasi-ramjet mode），加力燃烧室以冲压发动机的方式工作，但是主燃烧室也没有停止工作，仍然有部分空气通过压气机压缩进入主燃烧室维持涡喷工作方式。在马赫数较高不能以正常的燃油流量调节维持发动机转速和涡轮出口燃气温度的时候，发动机会进入飞行空转区域，将部分流向主燃烧室的燃油通过空转旁路重新引入燃油回路。发动机的变循环工作极大的提高了发动机控制的复杂性，在电子技术还比较原始的60年代初，要获得满意的系统响应速度、控制精度和控制系统的可靠性是十分困难的，但是3马赫以上巡航速度的要求迫使普•惠选择了变循环的技术方案。在3马赫这样高的速度下，进气道捕获的来流总压[注6]非常高，在进气道设计合理总压恢复良好的前提下，由于固定的进气到扩压段向发动机提供速度基本稳定的空气，导致压气机进口来流的静压非常高，也就是进气道可以提供非常高的冲压压缩。在这样的条件下，压气机的工作效率会下降，压气机压比下降（但是总的压比仍然是提高的），压气机出口总温升高，这种情况下如果通过对主燃烧室燃油流量调节来控制涡轮进口燃气温度，那么显然在这个过程中的加热会明显的减少，发动机排气速度增量远不如飞行马赫数的增量，发动机的单位推力损失很严重，甚至核心机部分成为累赘不产生正推力。在一定的技术条件下通过提高涡轮进口温度来改善涡喷发动机速度特性的余地非常小，如果不降低加热，那么总压比增加提高了循环效率，涡轮转速就会上升，涡轮转速上升会使压气机压比上升（在一定的范围内，超出压气机可以正常工作的范围可发生喘振），总压比进一步上升而促使涡轮转速进一步上升。在这种情况下，发动机转速和涡轮进口温度不断增加，涡轮叶片所承受的应力与转速平方成正比，而涡轮叶片材料强度却随温度升高而降低，这个自激励发散过程的结果当然是涡轮烧毁。事实上对于高速飞行中的普通涡喷发动机而言，排气速度增量小于飞行速度增量造成单位推力下降和调节规律无法适应飞行条件造成超转失控的危险都是存在的，米格-25飞机的高速飞行就存在发动机超转事故的危险，所以对正常使用的飞行马赫数作了严格的限制。但是在高马赫数下加力式涡喷发动机的加力燃烧室却由于进口压强的急剧上升，热效率得到明显的改善，加力单位耗油率下降，与之相反的是核心机部分如果减少加热量，由于沿流程压力损失的相对增加，随速度增加单位耗油率不断上升。J58-P-4发动机的涡轮-冲压组合循环方式则通过放出大部分空气绕过压气机后级、主燃烧室和涡轮，大大降低了核心机的流量，以很少的主燃烧室喷油即可维持正常的转速和涡轮出口燃气温度，而旁路空气则由于绕过工作条件不匹配的核心机部分，得以减少压力损失，使加力燃烧室获得很高的进口压强和流量，不但单位耗油率低，而且可以喷入更多燃油提高推力。虽然比正常的加力状态喷入更多的燃油，但是增加的流量保证了正常的燃烧和足够的冷却流量，加力燃烧室加入很多的热量而不会出现超温损坏，在这种状态下，加力燃烧室的工作就相当于冲压发动机燃烧室。这个手段不但消除了普通涡喷发动机的高马赫数超转现象，而且获得了高的推力和经济性，是J58-P-4发动机适用于3马赫巡航飞机的关键。在变循环的基础上发动机仍然采取了多种手段防止发生涡轮过热，前述的涡轮出口燃气温度自动和人工调节系统和防过热系统都是这样的作用，同时发动机还在压气机进口装有调节规律与变循环旁路放气规律一致的进口导流叶片。在低马赫数飞行中，进口导流叶片保持顺气流的轴向位置使发动机提供较大的推力，但是压气机进口温度升高后进口导流叶片就偏转，若压气机进口温度持续超过125℃（约2.0马赫）将强制偏转进口导流叶片。进口导流叶片还有一个手动锁，可以防止偏转后错误地回到轴向位置，闭锁后就不随变循环旁路放气活门运动。

发动机和减速齿轮箱由一个发动机自带的“热油箱”封闭系统提供润滑。滑油箱装在发动机压气机段的右下侧。滑油箱体积为6.7美国加仑，可用容积为5.15 美国加仑。滑油在重力作用下进入主滑油泵，由主滑油泵输入一个过滤器和燃油-滑油冷却器。过滤器有一个旁路以防堵塞。滑油经燃油-滑油冷却器分布到发动机的各处轴承和齿轮。润滑喷嘴上加滑油筛以保护机件免受杂质损伤。使用过的滑油通过回油泵回到滑油箱中除去空气。由一个压力调节阀保持所有飞行条件下流量和压力相关的稳定。允许使用的滑油是MIL-L-87100（PWA524）。如果在低的环境温度下使用，滑油可以用三氯乙烯稀释。发动机滑油温度由流经主燃油-滑油换热器的燃油控制。当发动机的需要超过冷却器最大流量能力（12000磅/小时）时，一个冷却器旁路阀可以让更多的燃油流过冷却器。

附件由装在发动机前部的附件驱动系统驱动。附件驱动系统主要包括一个恒速驱动器，一个附件齿轮箱和一个全高度滑油系统。发动机通过发动机上的减速齿轮箱和一根弹性驱动轴向附件驱动系统传输动力。在附件驱动系统中，恒速驱动器单元把变化的传动轴转速转化为恒定的转速来驱动一个交流发电机。两个液压泵和一个燃油循环泵也装在附件齿轮箱上。两个液压泵分别为A、L和B、R液压系统提供动力。燃油循环泵为飞机吸热系统提供燃油。这些泵的转速随发动机转速改变。附件驱动系统由一个独立带泵的干式集油系统提供润滑。这个系统由飞机的液氮系统提供的氮气增压，为附件齿轮箱，恒速驱动器和交流发电机提供滑油而不受高度影响。（失去液氮供应不影响附件驱动系统操作。）滑油循环通过作为飞机吸热系统一部分的燃油-滑油换热器冷却。滑油容量约为8夸脱。

发动机的地面启动由地勤人员通过一个如固定压缩空气源、带压缩空气的拖车，或者是空气压缩机拖车之类的外部启动器把外部动力传递给发动机底部的主齿轮箱启动齿轮。飞行员通过安装在飞行员左前控制面板的扇形支架上的两根油门杆对发动机进行操纵。其中右杆与右发主燃油控制系统机械连接，左杆与左发主燃油控制系统连接。加力室与主燃油控制系统闭环连接。油门扇形支架上有三个标示位置：关车，慢车和加力，还有一个没有标示的军用推力卡位锁。不加力的发动机操纵范围为慢车到军用推力。在关车位置，空转旁路阀切断火焰筒供油，把燃油回输到飞机系统中。这在发动机空转状态时为发动机滑油，燃油泵，燃油液压泵提供冷却。发动机没有明确标示的开车位置。当发动机由启动器加速的时候，把油门从关车推向慢车。当达到适当的发动机转速时，就从空转旁路阀向燃烧室内喷入燃油，由化学点火系统在油压下点燃。当油门从关车推到慢车，一个滚子会落入慢车位置的暗槽中。这个暗槽可以防止油门收到慢车时无意间关车，油门必须要提起才能从慢车拉回到关车。慢车推力是最小的不加力推力水平。当油门位于慢车，发动机转速在60℃（140°F）以下时约为3975转/分。在更高的环境温度，发动机转速随温度每℃增加50转/分。台架慢车推力约为600千克力左右。在油门推到军用推力卡位锁时获得的军用推力是最大不加力推力。在海平面静止条件，军用推力约为70%全加力推力。在高空，军用推力约为28%可用加力推力。台架军用推力为10430千克力。接通加力要先稍提起油门，稍推过军用推力卡位锁，当加力室顺利点火后才能继续向前推。从军用推力卡位锁到扇台最前面位置的加力油门范围内仍然可以调节。在油门位置恰超过军用推力时获得最小加力推力，在海平面约为85%全加力推力，在高空约为55%全加力推力。油门推过卡位锁后的加力点火时间取决于加力室油管的充满的时间。充满的时间在海平面为3秒，在高空为7秒。当油门拉回到卡位锁以下时，加力室燃油被切断。在加力状态核心机的工作与军用推力状态相同。在每个油门杆后安装机械数字计量表，指示每台发动机的三乙基硼烷喷射余量。计量表由簧力转动，分为16格。每次油门从关车推到慢车或者从军用推到加力，计量表的指数相应减少1格。在右油门杆端部装一个有弹簧的麦克风按钮开关。油门扇形支架内侧的一根油门阻力杆控制油门杆力大小。在右油门杆的内侧安装一个进气道重启动开关，这个开关被用于同时重启动两侧的进气道。

发动机短舱

A-12/SR-71通过安装在半翼展位置的巨大发动机短舱，将推进系统组合成为一个统一的整体，短舱在结构上包括可调激波锥、前后旁路放气、喉道吸气、短舱中段辅助吸气门和气动引射喷管以及舱体本身。这个发动机短舱无论是结构上还是控制上都是当时最为复杂的，它所采用的混合压缩技术在当时是一个巨大的挑战，直到今天在工程实际中也罕有应用。所谓混合压缩是指对来流的减速增压过程在进气道内外共同完成，进气道外经过一系列斜激波后，进入进气道内的空气仍为超音速流动，在收缩管道内产生一系列反射斜激波，直到管道面积最小的喉道处发生一道正激波，波后流动减速为亚音速然后在进气道扩压段继续减速增压。混合压缩方式在高马赫数飞行条件下相对常用的外压缩进气道有比较明显的优势，外压式进气道在高马赫数下要获得良好的总压恢复必须要采用级数较多的可调压缩斜板，系统的重量增加很大，也很复杂，而且后级斜板的偏角很大造成气流发生很大的转折影响了内流性能，而且大的斜板偏角也造成了大的迎风面积增加了阻力。据计算，在3马赫飞行条件下，理想可调外压式进气道的末级斜板偏角高达40°，显然不再适用，混合压缩进气道成为合理的选择。但是混压式进气道之所以很少被使用，其自身也存在固有的缺陷。混压式进气道的内部流动方式与内压式进气道是一样的，所以它们在正常工作之前都需要一个称为“启动”的过程。在“启动”之前，混压式进气道的正激波发生在进气道唇口外，实际上以外压式进气道的方式工作，要通过进气道内部放气将正激波吸入进气道内并使其稳定在喉道附近位置，这样就完成了“启动”。但是混压式进气道对进气道内的压力和流量很敏感，一旦偏离了设计条件，喉道处的正激波很容易脱出进气道外造成“不启动”现象，发生“不启动”后，混压式进气道的总压恢复会有严重的下降，直接造成发动机推力的急剧下降。

混压式进气道对内流的敏感性造成它需要很快的控制响应速度和很高的控制精度，在A-12/SR-71飞机上创造性地把用于飞机飞行控制的增稳系统（Stability Augmentation System，SAS）与进气道控制系统结合成了一体，形成一套三余度模拟式自动飞行和进气道控制系统（Analog Automatic Flight And Inlet Control System），这套系统的功能包括增稳、进气道控制、自动驾驶、俯仰告警和大气数据计算。在实际使用中正常工作的指令通道有2个，分别为A和B，另一个通道（M）作为监控器使用，如果A、B通道中的一个发生传感器、模拟式计算机或者伺服机构的失效，M通道（监控器）就会切断该通道，由剩下的有效通道继续工作，只是响应量有所降低，但是M通道本身没有独立的伺服机构，一旦A、B通道都发生故障，系统就无法工作。事实上这套系统只有在进行大气数据计算时才是真正的三余度系统，大气数据在A、B和M三台计算机中同时计算，通过表决来判断压力传感器组件输入故障，如果发生2次失效系统使用建立在过去值和自检基础上的推测合理值继续完成大气数据计算。如果当进气道自动控制发生故障时，飞行员也可以根据座舱仪表的指示进行人工调节，但是此时飞行包线范围受到限制。这套系统在实际工作中表现得相当好，但是在SR-71的后续改进中又通过改装数字式自动飞行和进气道控制系统（Digital Automatic Flight And Inlet Control System，DAFICS）提高了可靠性。

每个发动机舱的进气道系统包括整流罩结构，一个移动的激波锥以提供最适宜的内流品质，可调的前后旁路活门，多孔式激波锥中心体引气和一套为内部激波位置和附面层流动控制而设计的喉道壁吸气。每侧进气道都向内上方弯曲以减小当地攻角。前后旁路活门控制进气道内的气流品质和流向发动机的流量，应当要注意这里所讲的前后旁路是进气道内的放气，并不直接穿透到舱外，而要通过旁路通道放出。通常激波锥和前旁路由模拟式自动飞行和进气道控制系统自动调节，而后旁路手动调节。可以进行手动的激波锥和前旁路超越控制。前旁路可以在激波锥是自动调节的时候进行人工调节，但是当激波锥是人工调节的时候前旁路也应人工调节。如果单独人工调节激波锥而把前旁路控制置于“自动”位置将导致前旁路活门100%打开。激波锥在地面操作和飞行高度低于30000英尺时自动锁在最前位置。在这个高度以上会解锁，但是保持靠前位置直到1.6马赫。超过1.6马赫后自动操纵激波锥每增加0.1马赫就缩进1又5/8英寸。总的激波锥行程约为26英寸。这个过程增加捕获面积112%，从8.7平方英尺到18.5平方英尺。喉道缩小到4.16平方英尺，为1.6马赫时面积的54%。激波锥中心体开有小缝隙以吸除附面层和防止分离。吸除的空气在通过激波锥中心体和它的支柱后从相连的发动机舱活门放出。前旁路活门是进气道内壁喉道后一小段距离绕发动机舱一圈的活门，吸入的气流通过激波锥中心体放气活门前的另一组活门放出舱外。旁路位置由模拟式自动飞行和进气道控制系统自动调节以控制正激波后的进气道压强，使得正激波在靠近喉道的适当位置。自动调节情况，前旁路在1.4马赫以下保持关闭，随后开启并由模拟式自动飞行和进气道控制系统调节，当速度低于1.3马赫时重新关闭。进气道通常在1.6马赫到1.8马赫之间“启动”，正激波从进气道前移动到靠近在喉道吸气的位置。模拟式自动飞行和进气道控制系统设置激波锥和前旁路的位置为马赫数的函数，根据法向加速度，攻角和侧滑角修正来保持管道压强比（Duct Pressure Ratio，DPR）。（DPR=PsD8/PpLM，正激波后的管道静压除以自由流总压或者整流罩外皮托管驻点压强。）四个沿圆周装在进气道壁上喉道吸气位置之后的进气道静压孔测量PsD8，自由流总压PpLM由装在每台发动机短舱外的两根皮托管测量。模拟式自动飞行和进气道控制系统的过载修正函数在过载超过1.5g或小于0.7g时使激波锥前移和增加前旁路活门开度。这个修正会降低压气机进口压强但同时显著减少不启动的可能性。速度如果达到1.6马赫以上，激波锥在攻角偏离5度时也向前修正。攻角修正和过载修正相加得到盘旋或拉起时的总的修正。自动进气道调节时，激波锥位置也随侧滑角向前修正，同时，管道压比（DPR）规律也随侧滑角向下修正，1度侧滑可导致两侧进气道3%的差别，而DPR规律的误差可能导致额外的3%的差别。发动机转速也影响旁路位置，因为转速直接影响发动机对空气流量的要求。在典型巡航速度条件和旁路位置接近关闭时发动机转速每下降100转/分，旁路活门多打开约4%。

当模拟式自动飞行和进气道控制系统计算机（一台或多台）故障，失去用于侧滑计算的空速管大气数据或不启动（单侧或双侧）发生时前旁路活门管道压强比（DPR）规律稍调低。但是不论发生多少故障总的压强比规律下调不会超过40mpr（千分之一压强比）。进气道控制系统包括一个激波脱出传感器（Shock Expulsion Sensor，SES）和一个在1.6马赫以上自动操作的自动重启部分（但是通常情况SES在2.0马赫以上才会有用）。如果进气道正激波脱出，SES超越自动激波锥和前旁路控制规律启动自动重启循环。自动重启系统通过“交叉关系”函数对比两侧进气道压强确保只有发生不启动的进气道才会进入自动重启循环。在自动重启期间，前旁路活门完全打开且激波锥前移15英寸。激波锥在检测到脱出后3.75秒开始后退。激波锥退到它们的自动规律位置后，前旁路恢复自动调节。在自动调节下，不启动进气道的前旁路活门管道压强比调节规律在每次不启动后会稍向下修正，直到发生4次不启动。压气机进口压强（Compressor Inlet Pressure，CIP）是激波脱出传感器的参数。激波脱出传感器系统在瞬间的压气机进口压强下降超过23%时被激活。压气机进口压强快速下降是不启动的特征，但是如果压气机失速导致压气机进口压强瞬间下降超过23%，激波脱出传感器也会被激活。连续的不启动或者压气机失速会导致激波脱出传感器参考压强（CIP）衰减。如果不启动造成的瞬间压降少于现有参考压强的23%，激波脱出传感器将不会激活。在这种情况下，必须进行人工重启。如果一侧进气道在自动重启后持续不启动，正激波不能复位，压气机进口压强就无法恢复，激波脱出传感器就不能被再次激活。在这种情况下，也必须进行人工重启。自动重启和“交叉关系”不能超越任何人工进气道控制。如果不启动发生在进行人工激波锥调节的进气道上，该进气道或者对侧进气道均不会对激波脱出有自动响应。如果仅有前旁路活门为人工调节，不启动的进气道或者两侧进气道都会自动的激活激波锥和前旁路活门的自动调节。如果人工调节活门而没有及时打开，这个进气道就可能会发生不启动或者发动机失速，特别是当对侧进气道发生不启动时。油门杆上的人工进气道重启开关权限高于激波脱出传感器自动重启循环和人工进气道位置设定。当起落架放下时，前旁路由一个主起落架舱门开关超控信号100%打开。

进气道后旁路由发动机进口前的绕发动机舱一圈的活门组成，需要额外的旁路面积或者希望减少前旁路气流，就可以打开后旁路，进气道气流被允许引离发动机混入喉道吸气的气流中。混合气流穿过发动机和发动机舱结构之间的空间，为发动机提供冷却，然后增加引射器排气流量。每侧进气道后旁路的位置由飞行员座舱的旋转开关控制。当起落架放下时，后旁路活门由一个前起落架放下锁死开关的超控信号保持关闭。

A-12/SR-71的推进系统采用与发动机短舱组合成整体的收敛扩张式引射喷管，由J58发动机的收敛喷管作为收敛段，而短舱尾端的鱼鳞片作为扩张段。J58发动机本身的喷管如一般简单收敛喷管一样，随油门推大逐渐收敛，而在接通加力后又完全张开。但是推进系统的引射部分同时使用二次流引射和三次流引射，结构十分复杂。二次流空气是进气来流再经过吸除和放气后不进入发动机的剩余流量和发动机旁路外部放气所提供的，而引射器前围绕发动机舱周围的进气门通常在亚音速时为引射喷管提供三次流空气。三次流活门和鱼鳞片随喷管内部压强（马赫数和发动机推力的函数）的变化而自由调节。二次流引射系统有效的改善了高马赫数飞行高喷管落压比条件下排气的膨胀情况，而且增加了排气流量，使推力得到较大的增加。而在低马赫数飞行中，通过鱼鳞片收缩和三次流引射有效改善了主喷管收缩时主喷管与引射喷管间隙的气流分离，减小了底部阻力。值得注意的是现代超音速飞机的底部阻力往往占总阻力的相当大比例，在有些飞机上可能会达到40-50%之多，减少底部阻力是非常有价值的。

发动机短舱本身的设计非常成功，效率很高，设计师凯利·约翰逊在他的自传《我怎样设计飞机》中得意地说“发动机尽管效率很高，我向普·惠公司的朋友开玩笑说，发动机只提供了飞行所需推力的17%，而我们自己的进气道和喷管提供了余下的部分”。约翰逊的话当然是对的，但是这是从系统受力的角度讲的，超音速飞行的推进系统中进气道扩压段内空气扩张减速增压作用在进气道壁上产生向前的合力，扩张喷管也同样由于压差产生向前的合力，并且这两个合力都相当大，可以超过发动机本身部件所受到的推力。确切地说，A-12/SR-71的进气道在减去了外壁来流压力和激波损失后的正向压差推力占推进系统总推力的56%，而引射式收敛-扩张喷管受力为27%，发动机本身受力的确是17%。但是，必须注意到，整个推进系统为克服阻力所消耗的能量全部是由发动机燃烧室提供的，如果没有发动机工作维持了系统内流和系统能量的平衡，推进系统是完全无法工作的。所以约翰逊也承认“这17%是基本的，没有它也就不会有其他的部分”。

[注1]热障：飞机在较高马赫数飞行时受到严重气动加热，受飞机结构和材料的限制，飞行速度难以进一步提高，通常以2.5马赫作为热障速度，但是在速度大于2.2马赫时，飞机的某些部位就不能再使用普通航空铝合金材料。

[注2]三元进气道：描述进气道流动需要三个两两正交方向的坐标，这类进气道进口多为圆形，椭圆形或半圆形。

[注3]混合压缩式进气道：为了保证涡轮发动机压气机叶片的叶尖速度不超过音速，压气机进口平面来流速度必须是亚音速。超音速进气道必须要通过一系列激波使超音速来流减速增压，如果激波全在进口外进行，称为外压式进气道，反之称为内压式进气道，压缩既在进口外又在进口内进行的称为混压式进气道。

[注4]这里所说的循环，指的是热力学循环，对于一台热机要连续不断地把热能转化为机械能，需要通过压缩、加热、膨胀、放热这样的循环过程，不同类型的热机实质上以热力学循环过程的差别区分。

[注5]三乙基硼烷：分子式为B（C2H5）3 ，是一种密度小于水的无色液体，在空气中能自燃。与氧形成爆炸性混合物。遇水或氧化剂剧烈反应，受高温也能燃烧，遇水分解防除有毒易燃气体。其对上呼吸道及眼产生刺激作用，应存放在阴凉通风良好的库房内，要远离火种。

[注6]总压：计算式 1/2*ρv^2具有与压强相同的量纲，定义为动压，在飞行器表面流速与自由流相等处测得压强定义为静压，动压与静压之和称为总压。飞行器表面流速为零的驻点位置所受压强等于总压。总压表征流体做功的能力，亦即有用能量的大小。