烈火雄心耀空天

1、烈火雄心耀空天高超聲速飛行器是指飛行速度大于5 馬赫的飛行器，是航空技術(shù)與航天技術(shù)的有機(jī)融合，被喻為繼螺旋槳、噴氣推進(jìn)飛行器之后“世界航空史上的第三次革命” 。國外高超聲速飛行器技術(shù)研發(fā)已有 50 多年的歷史，但迄今還沒有發(fā)展出實(shí)用型號，而高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)就是實(shí)用化的最大障礙。需求拉動技術(shù)新型吸氣式高超聲速飛行器要能夠?qū)崿F(xiàn)在普通機(jī)場以水平方式起飛，在大氣層外高超聲速飛行，并通過低地球軌道返回大氣層，最后水平降落。期間要具備在高度 100 千米以下的大氣層中持續(xù)高超聲速飛行，執(zhí)行偵察、運(yùn)輸和打擊任務(wù)，而且在不需要航天發(fā)射場的情況下，直接進(jìn)入低地球軌道，完成航空航天任務(wù)，并可返回重復(fù)使用。由此

2、可見，高超聲速、常規(guī)起降和可重復(fù)使用成為三大要點(diǎn)，也就是高超聲速飛行器對動力系統(tǒng)提出的核心要求。目前人類裝備的火箭發(fā)動機(jī)已經(jīng)能夠?qū)崿F(xiàn)高超聲速飛行，常規(guī)運(yùn)載火箭和彈道導(dǎo)彈都可以達(dá)到數(shù)馬赫乃至數(shù)十馬赫的最大速度。但常規(guī)火箭發(fā)動機(jī)體積巨大，必須采用航天發(fā)射場發(fā)射，不能重復(fù)使用。而高超聲速飛行器需要在地面零高度零速度加速， 依靠自身升力而不是推力起飛， 并在 10 千米至 100 千米高度間高超聲速飛行。需要注意的是，飛行在 30 千米高度以下時，即傳統(tǒng)飛機(jī)空域，含氧量較高，大氣密度較大，而 30 千米以上高度目前基本只有航天器才能飛行，大氣稀薄，氧氣含量少。這就要求高超聲速動力系統(tǒng)能夠兼容兩種截然不

3、同的飛行環(huán)境。既然高超聲速飛行器活動空域和速度范圍是傳統(tǒng)航空器和航天器的交疊部分，那么組合采用航空發(fā)動機(jī)和航天發(fā)動機(jī)的動力方案就自然而然成為高超聲速飛行器的首選。航空渦輪發(fā)動機(jī)的燃燒效率好，可以有效利用空氣中的氧氣，零速度起飛且加速性好，但不能在 30 千米以上高度飛行，高速性差，基本不能在超過 2.5 馬赫的條件下工作，因此只可作為高超聲速發(fā)動機(jī)的助推動力，在達(dá)到一定速度和高度時關(guān)閉，從而將工作轉(zhuǎn)交給其他動力系統(tǒng)，這就是渦輪基高超聲速組合動力，目前正在研制的主要有渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)和渦輪基震爆發(fā)動機(jī)?；鸺l(fā)動機(jī)的優(yōu)點(diǎn)是在任何高度和任何速度下都能產(chǎn)生較大推力，適合高超聲速飛行，但重量大，結(jié)構(gòu)復(fù)雜

4、，無法利用空氣中的氧氣，故需要攜帶大量氧化劑。不過可以考慮與其他發(fā)動機(jī)組合，以實(shí)現(xiàn)比傳統(tǒng)運(yùn)載火箭更有效率的飛行，這就是火箭基高超聲速組合動力系統(tǒng)，目前正在研制的主要有火箭基沖壓發(fā)動機(jī)和液化空氣循環(huán)發(fā)動機(jī)。渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)就是將航空渦輪發(fā)動機(jī)和亞燃超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行組合。航空渦輪發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)都需要大氣中的氧氣助燃，而高度一旦超過 30 千米就很難實(shí)現(xiàn)完全燃燒，所以渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)一般用于 30 千米以下高度的高超聲速飛行。其中航空渦輪發(fā)動機(jī)可以零速度啟動而高速性能較差，沖壓發(fā)動機(jī)不能零速啟動而高速性能好，渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)實(shí)現(xiàn)了兩者的優(yōu)點(diǎn)組合，代價是設(shè)計較復(fù)雜。目前，美國、日

5、本、印度等國都在發(fā)展渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)，預(yù)計 2025 年至 2030 年實(shí)際應(yīng)用。渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)的工作原理是：在起飛和低速階段，發(fā)動機(jī)以渦輪渦扇噴氣方式工作；當(dāng)飛行器速度達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動機(jī)工作速度后， 沖壓發(fā)動機(jī)開始工作， 隨著速度的增加，渦輪發(fā)動機(jī)“移交”推力；當(dāng)速度達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動機(jī)的典型工作速度時，渦輪發(fā)動機(jī)關(guān)閉，沖壓發(fā)動機(jī)將飛行器加速實(shí)現(xiàn)高超聲速持續(xù)巡航，減速時工作程序相反。沖壓發(fā)動機(jī)可分為亞燃沖壓發(fā)動機(jī)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)，亞燃沖壓發(fā)動機(jī)必須將進(jìn)氣流速降低到音速以下才能實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定燃燒，而超燃沖壓發(fā)動機(jī)則可以在燃燒室進(jìn)氣流速超過音速情況下穩(wěn)定工作，但啟動速度需達(dá)到 5 馬赫以上。能夠在亞燃和超

6、燃工作狀態(tài)之間轉(zhuǎn)換的沖壓發(fā)動機(jī)就稱作雙模沖壓發(fā)動機(jī)。如果高超聲速飛行器采用渦輪基超燃沖壓發(fā)動機(jī)，在渦輪發(fā)動機(jī)關(guān)閉之后 (一般在 3 馬赫左右 )，雙模沖壓發(fā)動機(jī)本身也需要進(jìn)行一次工作狀態(tài)的轉(zhuǎn)換，在亞燃工作狀態(tài)下將飛行器推進(jìn)至 6 馬赫，然后轉(zhuǎn)入超燃工作狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)更高的飛行速度。渦輪基沖壓發(fā)動機(jī)有并聯(lián)和串聯(lián)兩種組合方式。并聯(lián)方式一般可以使渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)分別擁有進(jìn)氣道，可以針對不同的工作模態(tài)，分別設(shè)計進(jìn)氣道方案，為兩種不同發(fā)動機(jī)提供各自所需的最佳進(jìn)氣流場。然而，由于流道共用較少，飛行器的迎風(fēng)面積必將增大，導(dǎo)致阻力增大，結(jié)構(gòu)重量增加，因而降低發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)重量，提高飛行器容積利用率是其主要困難。

7、如果采用串聯(lián)方案，一般渦輪發(fā)動機(jī)串聯(lián)在沖壓發(fā)動機(jī)之前，在高速狀態(tài)下，氣流繞過渦輪發(fā)動機(jī)，進(jìn)入沖壓發(fā)動機(jī)，這樣結(jié)構(gòu)比較緊湊，甚至可以將渦輪發(fā)動機(jī)的加力燃燒室直接改進(jìn)為沖壓發(fā)動機(jī)。但渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)對于進(jìn)氣速度、壓力和流場的要求不同，如何設(shè)計和調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的參數(shù)，實(shí)現(xiàn)兩類發(fā)動機(jī)的高效工作是其技術(shù)難點(diǎn)。渦輪基爆震發(fā)動機(jī)爆震是一種激波與燃燒波相互耦合并以超聲速傳播的燃燒形式，可以產(chǎn)生極高的溫度和壓力，因而其具有能量釋放速率快、熱力循環(huán)效率高等優(yōu)點(diǎn)。根據(jù)爆震燃燒組織形式的不同，可分為脈沖爆震發(fā)動機(jī)、連續(xù)爆震發(fā)動機(jī)等類型。脈沖爆震發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)比較簡單，其主要構(gòu)件只有一個爆震管和一個推力噴管，其工作循環(huán)

8、分為充氣、爆震和排氣3 個過程： 首先，打開進(jìn)氣閥門給爆震管充入可燃混合氣體；然后，當(dāng)可燃混合氣體充入到一定程度時，關(guān)閉進(jìn)氣閥門并觸發(fā)爆震管封閉端的點(diǎn)火裝置，迅速形成穩(wěn)定爆震向噴管傳播；最后，打開噴管，爆震波向外界大氣噴出，產(chǎn)生推力。每經(jīng)歷一次這樣的工作循環(huán)，發(fā)動機(jī)就產(chǎn)生一次推力脈沖，脈沖爆震發(fā)動機(jī)中的“脈沖”即由此而來。渦輪基脈沖爆震發(fā)動機(jī)同樣是結(jié)合渦輪發(fā)動機(jī)在中低速的效率優(yōu)勢和脈沖爆震發(fā)動機(jī)在高速的效率優(yōu)勢，一般采用串列方式，將脈沖爆震發(fā)動機(jī)設(shè)置于渦扇發(fā)動機(jī)的外涵道。不過這樣的方案由于前面有渦扇發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇阻擋，高速性能會受到影響，所以強(qiáng)調(diào)高速性能的組合方案一般是在渦輪發(fā)動機(jī)外面再設(shè)置一條

9、環(huán)形流道，用于脈沖爆震燃燒。連續(xù)爆震發(fā)動機(jī)采用螺旋爆震燃燒方式，爆震波傳播方向與氣流進(jìn)入方向垂直，通過橫向爆震波燃燒和縱向爆震波傳遞來實(shí)現(xiàn)推力。渦輪基連續(xù)爆震發(fā)動機(jī)可以將連續(xù)爆震發(fā)動機(jī)直接融入渦扇發(fā)動機(jī)的外涵道，讓爆震波沿著外涵道的圓周流道傳播，產(chǎn)生推力，也可以在渦輪發(fā)動機(jī)外設(shè)置獨(dú)立的同心流道。火箭基沖壓發(fā)動機(jī)渦輪發(fā)動機(jī)單位空氣流量或單位燃料重量產(chǎn)生的推力在所有航空航天器動力里是最高的，即比沖最高。但渦輪發(fā)動機(jī)對氧氣的需求較大，故推力對于空氣密度很敏感，一般渦輪發(fā)動機(jī)的高空推力(此時空氣稀薄 )僅僅是海平面推力的百分之十左右。而火箭發(fā)動機(jī)雖然比沖較低，但本身不受空氣密度的影響，故火箭基組合動力

10、多被在30千米高度以上飛行的高超聲速飛行器選用。但火箭發(fā)動機(jī)需要飛行器同時提供氧化劑和燃料，導(dǎo)致飛行器體積大、航程低，這也成為需重點(diǎn)解決之處，目前應(yīng)用前途比較廣泛的有火箭基沖壓發(fā)動機(jī)和液化空氣循環(huán)發(fā)動機(jī)?；鸺鶝_壓發(fā)動機(jī)是將引氣火箭和沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)相結(jié)合的新型熱力學(xué)循環(huán)發(fā)動機(jī)系統(tǒng)，一般由進(jìn)氣道、混合擴(kuò)壓室、燃燒室和噴管組成，其中發(fā)動機(jī)噴管放置在混合擴(kuò)壓室中， 其工作模態(tài)為引射模態(tài)、沖壓模態(tài) (亞燃，超燃沖壓模態(tài) )和純火箭模態(tài)。起飛和低速狀態(tài)時 (3 馬赫以下 )，發(fā)動機(jī)采用引射模態(tài)工作?；鸺l(fā)動機(jī)的燃?xì)鈬娚溥M(jìn)混合擴(kuò)壓室，同時將外界空氣引進(jìn)混合室。由于火箭發(fā)動機(jī)的燃?xì)庵谢旌现罅课慈紵娜剂希?/p>

11、隨著燃?xì)馀c富含氧氣的外界空氣摻混， 再進(jìn)行補(bǔ)燃，從而利用大氣中的氧氣，減少自身攜帶氧化劑的消耗量。但是在飛行器速度較低時，進(jìn)氣量很小，遠(yuǎn)不如渦輪發(fā)動機(jī)數(shù)級壓氣機(jī)帶來的進(jìn)氣流量。火箭基沖壓發(fā)動機(jī)推力隨著速度的增加而增加，這主要源于速度增加帶來的沖壓效應(yīng)，速度越快，沖壓進(jìn)進(jìn)氣道的空氣量越多，當(dāng)速度達(dá)到 3 6 馬赫時，發(fā)動機(jī)進(jìn)入亞音速沖壓燃燒模態(tài)，此時沖壓發(fā)動機(jī)形成工作條件，火箭發(fā)動機(jī)工作在高復(fù)燃狀態(tài)，等于是一個燃料噴射器。當(dāng)速度提高到 6 7 馬赫時，發(fā)動機(jī)進(jìn)入超燃工作狀態(tài)。繼續(xù)加速達(dá)到 12 15 馬赫時，關(guān)閉進(jìn)氣道，飛行器進(jìn)入純火箭推進(jìn)模態(tài)。目前各類火箭基沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)都在探索研究之中，不過

12、國外在火箭基亞燃超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研制上投入最多，因而研制進(jìn)展也最快。美國、俄羅斯、法國等國在系統(tǒng)方案和概念研究的基礎(chǔ)上，經(jīng)歷地面直聯(lián)式和自由射流試驗(yàn)，目前已進(jìn)入應(yīng)用研究，即飛行試驗(yàn)階段。液化空氣循環(huán)發(fā)動機(jī)火箭基沖壓發(fā)動機(jī)的主要問題是在低空氧氣密度較大的時候，由于尚未加速到?jīng)_壓發(fā)動機(jī)的工作速度，而火箭燃?xì)庖龤饬刻?，于是推力主要依靠火箭發(fā)動機(jī)燃燒自身攜帶的氧化劑和燃料，對低空氧氣的利用不夠充分。到了高空之后，飛行器的速度達(dá)到火箭發(fā)動機(jī)的工作速度，此時氧氣密度已經(jīng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)不如低空。解決這個矛盾的關(guān)鍵就在于把低空的氧氣儲存起來，到了高空再用。液化空氣循環(huán)發(fā)動機(jī)在火箭基沖壓發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)上加上空氣液化系統(tǒng)，在發(fā)動機(jī)工作過程中液化大氣中的氧氣，存儲供氫氧火箭發(fā)動機(jī)工作時使用，自身只攜帶少量甚至不帶氧化劑，因而經(jīng)濟(jì)性較好。液化空氣循環(huán)發(fā)動機(jī)在火箭基發(fā)動機(jī)諸多方案中，對空氣中的氧氣利用效果最理想，但關(guān)鍵在于空氣液化系統(tǒng)的研制難度較大。目前在第四代隱形戰(zhàn)斗機(jī)上已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了利用分子篩制造氧氣和掛架彈射用氮?dú)?，而液化空氣可以通過加壓來實(shí)現(xiàn)，因而在理論層面上為高超聲速巡航發(fā)動機(jī)制