[科普中国]-超音速燃烧冲压发动机

一类爆震波型；一类在续燃烧型。

或称模糊材料。使用两种具有不同功能的材料,通过连续改变两种材料的组织,使其结合部位的...航天飞机超音速燃烧冲压式发动机燃烧室壁接触数千度高温气体的一面使用耐热性优良的陶瓷，赋于材料耐热性能，而用液态金属或液态氢冷却的另一面则采用金属材料 。2

是超音速燃烧室的理论基础。超燃冲压的结构比任何吸气式发动机都简单，由三部分组成：前体和进气道，燃烧室，尾喷管和后体。1

它的原理由法国人雷恩.洛兰于1913年提出，1939年首次被德国用于V-1飞弹上。冲压发动机由进气道、燃烧室、推进喷管三部分组成，它比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。该过程不需要高速旋转的、复杂的压气机。高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧室与燃油混合燃烧，温度为2000-2200℃，甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。

与飞行器高度一体化的超燃 冲压发动机系统主要由进气道、燃烧室、喷管等关键部件组成。其主要关键技术包括:在飞行马赫数范围内时,长度短、性能高、工作稳定的进气系统;能为推进系统提供最佳性能的燃烧室;能在飞行器整个工作范围内提供有效推力的排气系统;发动机总体性能优化;能提供最大有效能量又能提供充分的冷却能力的燃料和燃料供给系统;适合高超声速飞行的热结构和材料;以及演示验证技术等。

在高超声速飞行条件下,由于激波损失、摩擦损失、附面层分离、附面层与激波相互影响等因素,将显著地增加飞行器的阻力。超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力,使飞行器获得较高的升阻比;同时,飞行器外形、发动机在飞行器中的布局,对进入发动机气流的流量大小、流场品质有重要影响,也影响到发动机出口气流的膨胀,从而影响到发动机部件性能和总体性能,影响到发动机的部件结构和总体结构。从发动机研究角度出发,发动机/机体一体化主要研究:发动机在飞行器中的布局,发动机的进气道性能受到飞行器前体的影响(前体预压缩对增大进气道的流量是有利的,但是其产生的附面层、摩擦损失、流场不均匀性等对发动机的性能是不利的),飞行器后体对发动机出口气流膨胀的影响(发动机尾喷管与飞行器后体相互匹配,控制气流膨胀不足和过度,增大发动机推力和减小尾部底阻)。

超燃冲压发动机总体技术主要是协调与飞行器总体的关系,约束发动机各部件的性能指标,涉及到推进系统总体性能优化选择、总体结构、热管理、部件形式选择与性能要求、发动机控制方案等。 冲压发动机的特点是在设计点具有较高性能,偏离设计点,性能迅速下降,因而工作范围不宽,通常只能够跨2个马赫数工作。以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器,巡航速度一般大于马赫数6,在从0起动速度到巡航速度的范围内,冲压发动机工作的速度范围越宽,飞行器的总体性能越优,因此理想的工作状态时希望冲压发动机能够在马赫数低于2时就开始工作,一直使飞行器加速到巡航速度(如马赫数6),但是这给发动机的设计带来了很多困难。因此优化选择发动机的工作过程,在较宽的速度工作范围使发动机具有较高性能成为发动机总体技术首先要解决的问题。 通常在飞行器马赫数小于6时,冲压发动机采用亚声速燃烧(亚燃)比采用超声速燃烧(超燃)具有更高的性能。亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机简单串联或并联组合,都不能够使冲压发动机获得良好性能。这必然要求具有较宽工作范围的超燃冲压发动机既能够实现超声速燃烧,也能够实现亚声速燃烧,即所谓双模态燃烧。在不同的马赫数条件下,合理配置发动机气流通道,实现发动机不同的工作模态和模态之间平稳地过度,也是超燃冲压发动机总体技术研究的关键。 超燃冲压发动机外部是高超声速气流,气动加热形成了很强的热负荷(对于巡航马赫数6,驻点温度达到了1700K),发动机内部是高超声速气流减速后继续燃烧的高速、高温(对于巡航马赫数6左右工作的发动机,内部气流总温可达3000K以上)气流。工作环境热负荷大,必须采用主动冷却。在超燃冲压发动机冷却过程中,冷却剂和燃料合二为一,冷却剂的流量等于燃料流量,一方面要在给定的燃油流量下通过设计合理的冷却结构达到冷却效果。对于煤油燃料来说,另一方面还要求燃油吸热达到合适的温度,以便于产生相变,形成气态燃料,或裂解成甲烷、乙烯、氢等小分子有助于燃料高效燃烧。相对于火箭发动机,超燃冲压发动机的燃料只含还原剂,可用来作冷却剂的量大大减少,而相对的冷却面积反而比火箭大。这些都给超燃冲压发动机的热管理研究带来了更大的困难。

超燃冲压发动机要求高超声速进气道能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力(抗反压能力)等性能,这些性能与进气道的几何构型紧密相关,对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响等也相当敏 感,而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾,在实际研究中还将涉及到进气道的冷却问题、实验时的测试方法等,这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。为此,需要优化选择高超声速进气道几何构型,研究三维压缩效应、附面层的发展规律及其吸除技术、附面层与激波的相互作用规律、试验模拟方法等。

超燃冲压发动机燃烧室技术要解决的主要问题是在有限的空间(米级)、时间(毫秒级)内和在高速气流(通常是超声速气流)中,实现燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃烧,将化学能最大限度地转化为热能,有高的热效率和较小的压力损失,而且要能够适应较宽的燃料/空气当量比变化、燃烧室的压力变化、速度变化,以满足飞行器不同空域和不同速度飞行、加速以及巡航等要求。 双模态燃烧是燃烧室技术研究的关键。超燃冲压发动机为了适应飞行器不同马赫数的工作要求,需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃模态。一种办法是在燃烧室几何固定而沿气流方向的面积是变化的条件下,通过控制燃烧位置、燃烧强度(燃烧控制)来实现双模态燃烧。另一种办法是通过调节燃烧室的几何面积,适应燃烧的要求,来实现双模态燃烧。前者问题的关键是要在超声速气流中控制燃烧,由于燃烧与气流物理条件、燃料物理化学条件、燃料喷射、燃料与空气的掺混,燃烧室中涡流、激波、膨胀波、附面层等众多因素相关,要实现燃烧的主动控制无疑是高难度的。后者的关键是调节燃烧室的几何面积,由于燃烧室的温度能够达到2000K～3000K,燃烧室几何调节在结构实现上相当困难。 燃烧室技术另一重要问题是燃烧室的冷却及其与燃烧的耦合。由于燃料就是冷却剂,流量有限,而受热面积大、温度较高,这必然导致燃烧室冷却结构的复杂。燃料作为冷却剂在冷却燃烧室壁面后受热,发生物理和化学变化,这将影响燃料喷射的穿透深度、燃料与空气的掺混效果、燃烧火焰传播速度等。

超燃冲压发动机尾喷管技术主要解决的问题是在不同的燃烧室出口条件下使气流能够膨胀到接近外界大气条件。需要研究喷管气动轮廓、具有轴向和法向压力梯度的粘性流场、非平衡化学反应等。由于不同飞行状态,喷管需要的膨胀比变化大(可达6倍以上),在给定几何尺寸下使出/进口气流冲量差最大,为此需要研究喷管轮廓与机体后体的一体化设计、气体主动分离技术、尾喷管调节技术等。

为了使推进系统在宽广的范围内可靠工作,获得满意的性能,必须采用机体/推进一体化的控制技术。高速度、大空域和机动飞行对燃料供给系统提出了更高的要求。

煤油点火滞后时间比氢点火滞后时间长一个数量级以上,火焰传播速度比氢的火焰传播速度 要低一个数量级,煤油点火和稳定燃烧困难。因此点火可靠、燃烧稳定是煤油型超燃冲压发动机技术研究的起点。早期使用燃点低的硼烷、烷基金属加助燃催化剂方法,但带来不安全及毒性问题,后来用氢作为附加燃料的方法解决了点火问题,但是这种方法也难以实际应用。受到这一思想的启发,吸热型碳氢燃料技术的研究受到了特别重视。 吸热碳氢燃料作为冷却剂,吸收了发动机部件的热量,同时通过催化、裂解、发生相变形成气态煤油、小分子碳氢燃料(如甲烷、乙烯等)和氢的混合物进入燃烧室。一方面燃料通过相变和裂解能够吸收大量的热量,满足了燃烧室等壁面的冷却要求,另一方面大大改善了液体燃料雾化、掺混性能以及燃烧性能。吸热型碳氢燃料技术主要包括燃料催化裂解、拟制结焦及其在超燃冲压发动机应用等。

超燃冲压发动机各部件、各分系统要能够经受高速飞行时的高温、高过载、高强度的考验。各部件、各分系统热环境分析和热负荷计算,利用燃料主动冷却的热结构设计,复杂结构的制造工艺,高温、高过载的轻质、耐热、高强度材料的应用研究等也是非常重要的。

超燃冲压发动机的主要研究方法有:数值计算模拟、缩比模型(发动机或部件)的实验研究、发动机工作过程研究(试验模拟)、缩比发动机的飞行试验、 全尺寸发动机的飞行试验等。1

50年代，涡轮喷气发动机成为航空飞行器的主要动力装置，同时以亚音速燃烧冲压发动机(简称:亚燃冲压)为动力的M-3导弹也研制成功，然而在继续提高飞行高度和飞行速度的过程中，喷气式发动机遇到了障碍。

涡轮喷气发动机燃烧室出口温度，受到轮叶片热强度的影响，随着飞行M数的增加，燃烧室进口温度上升，不得不通过减少发动机的供油量来减少加热量，导致发动机的热力循环效率迅速下降，飞行速度越高，发动机进口速度冲压越大，当飞行速度接近M=3时，速度冲压达到相当高的一个气流压强，致使轮压气枫系统成了多余的部件.

飞行M数在3~5之间，亚燃冲压具有良好的性能，但是飞行M数继续提高，亚燃冲压性能迅速下降，飞行M数近六时，进入燃烧室的空气静温超过钢的熔化温度，当飞行M数达到7时，温度则超过了氧化铝的温度，飞行M为十时，实际温度达到4000K，此时的焓值相当于理想气体55000K时的焓值，而传给发动机壁的热量由熔值大小决定，继续提高M的数值，进口的空气温度进一步提高，当燃料喷入燃烧室的高温气流中，会发生强烈的热分解，热分解将吸收大量热能。以致已燃气的温度实际上低于燃烧室进口的空气温度，虽然燃气流热分解消耗掉能量。由于温度，压力下降发生复合反应回收了一部分，但当飞行M数超过10时，以煤油作为燃料的亚燃冲压已不能产生推力。

于是出现了，超燃冲压，省略了复杂的进气道面积调节系统。每个模块由四部分组成：顶壁，外壳、侧壁和三个氢喷射支板。两个侧面支板互相对称，它们的弦长是之间支板弦长的3/2。利用后掠支板还可以沿轴向和横向设置许多燃料喷嘴，从而缩小燃烧室的长度。

燃烧室的作用是把化学能转化为热能，与亚燃冲压不同，超燃冲压燃烧室内没有喷嘴环，预燃室或其他的点火装置，以及火焰稳定器，超燃冲压燃烧室是一个自由通道，在燃烧室内支板壁面，沿发动机轴向和横向设置很多氢气喷嘴，氢气以平行或垂直于超音速气流的方向喷射。当飞行M>6时，燃烧室进口静温已超过氢=空气混气的自燃温度，因此氢气从喷射嘴中喷射出来以后，就会自动着火、稳定燃烧。

供氢规律应该按照飞行状态进行设计，尤其在燃烧室进口M数较低时，如果在一个位置上燃料供应过大，将引起流场强烈的扰动甚至热阻塞，理论分析表明，在等截面管中向超音速气流加强，则气流M数降低，若继续增大加热量在出口会出现临界状态，为了提高热效率，向气流加入尽可能多的热量，燃烧室面积沿轴向必须扩张，亦即在等截面燃烧室后面连接一个扩张段，以避免继续加热时发生热阻塞。

如果气流在进气管中滞止减速后，要求仍以超音速进入燃烧室，就需要解决在截面管与扩张管合理分配加热量的问题，回答这一问题必须考虑以下三个方面因素：

第一，燃烧室出口面积不能过大，因为燃烧室的扩张段要很长，出口面积则很大；为了使尾喷管有足够大的膨胀比，尾喷管出口面积会更大，但从总体设计来讲，尾喷管出口截面面积受到一定的限制；

第二，应该尽量减少加热引起的总压损失，由于气流加热产生的总压损失随M数增大而增加，而在超音速流动区域内通道面颊的增加，将引起M数增加，使得加热引起的总压损失增加。为了使燃气室总压损失最小，在等截面段加热，使气流速度接近于出现临界状态（M略大于1），然后在扩张段保持这一M数不变继续加热。这种加热规律称之为“等截面+等M数”（简称A=M）加热规律。

第三，要求既增加加热量，又减少热分解损失，当飞行M数很高时，（M>7左右），按照上述加热规律，总压损失小而又不会发生热阻塞，然而燃烧室扩张段静温沿轴向不断上升，会引起严重的热分解和过高的结构热负荷。为降低静温可使用较贫的混气比，减少加热量，但这又导致发动机推力下降，解决这一矛盾的方法可使用“等截面+等静温”（简称A=T）加热规律，即在等截面管内加热使M数降低到接近临界状态（M略大于1），然后在扩张段内保持静温不变继续加热。在等静温加热过程中，气流M数增加，按此规律加热虽然使其总压损失较“等截面+等M数”规律要高，但是可以最大限度地加入热量，使得发动机获得较大的推力和比冲。

后体与尾喷管的功用是使燃气静压下降，流速增加，排出的燃气具有很大的动能。如前所述，由于静压下降，热分解的物质重新复合，可以“回收”一部分热量。

美国宇航局公布了一种适用于高超音速研究机，使用的超燃冲压发动机设计方案，飞机机身长20.3m，发动机有6个超燃冲压模板组成，模块距机身前缘12.3m，每个模块高45.7cm，宽26.6cm，长3.14m。

冲压发动机的特点是气流的热力循环，由速度冲压完成压缩增压过程，因此它不适用于小M数飞行，也不能自行起飞。火箭发动机具有推重比高的优点，然而比冲低。与此相反，吸气式动力装置推重比低，而比冲高，在大气层中飞行时，吸气式动力装置利用空气中的氧，而火箭自携氧化剂，经济型差，各种吸气式发动机都有一定的工作范围，它们都不能单独地完成从起飞到高速音速飞行的全过程，因此出现了动力装置的设想，即各种发动机进行组合，各自独立的按自己的热力循环工作，这种结构称之为组合式动力装置。组合式动力装置常把吸气式发动机和火箭发动机组合成一个简单的、整体的、具有高度适应性的推进系统，并且发挥这些发动机最好的热能。这种组合式动力装置的特点是，各发动机部件通过热力循环扬长抑短，而具有多模态工作的能力。

早在50年代对超燃冲压概念进行论证时，就已提出以超燃冲压为主的组合式动力装置的方案，70年代有了进一步的发展，当时认识到，随着向空间发射次数增多，迫切希求降低发射费用，为此最根本的解决措施是，推进器使用组合式动力装置的有人驾驶的空天飞机。这种飞机可以水平起飞，水平降落，截止目前已经提出了数十种组合动力装置的方案。

超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等,预计最先得到应用的将是高超声速巡航导弹。

高超声速巡航导弹具有快速 反应能力、相当高的突防概率、具有很强的穿透力。凭借其高速度,在很短时间(不超过10min)内就能够打击近千千米以外的目标。美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能力,尤其是打击机动目标,如导弹发射架、航空母舰等高价值机动目标。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。在满足命中精度要求的条件下,高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标(包括深埋地下目标)等目标的毁伤概率。

高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。目前,各国主要依靠卫星和常规侦察机执行侦察任务,这两种侦察手段均有局限性,特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。高超声速飞机具有突防能力强,被拦截概率小,能深入敌纵深进行侦察的特点。 高超声速战斗机配挂防区外攻击武器,以高空、高速进入或退出目标区,或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器,利用武器的高超声速实施突防、攻击,都必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存力和作战效能。当然,高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添 翼。 超燃冲压发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上,这种洲际飞机飞行速度约为Ma=5～6,航程达数万公里,各大洲之间约2h即可到达,有很大的潜在市场。美、日、俄、法等国曾研究过各种以涡轮为基础的吸气式组合循环(TBCC)推进系统作为其动力装置,美、日等国至今仍在以国际合作的形式继续进行研制。

空天飞机的特点是:能够象普通飞机一样起飞,以高超声速在大气层中飞行,在30km～100km高空的飞行速度可达12～25倍声速;能够直接加速进入地球轨道;能安全返回并再入大气层,象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落;能够重复使用。 空天飞机(包括跨大气层飞机)将作为反卫星武器平台、监视和侦察平台、天基系统的支援平台,在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用:迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器(如卫星等);检查来历不明和可疑的轨道飞行目标;捕捉或摧毁不友好的航天器;当航天器观察到地面或空间出现严重事件时,可用空天飞机迅速查明情况,救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆脱困境。 空天飞机将为未来的航天发射服务。在快速发射和降低航天发射费用方面具有明显的潜力,特别适应未来信息化战争的需要,可以低成本地快速部署小卫星星座和回收卫星。

喷气式发动机的燃料燃烧需要氧气，但大气层外没有足够的氧气来维持燃烧。因此，飞往太空需要火箭推进，还要携带燃料和氧化剂。即使像航天飞机这样当今最先进的发射系统，液氧和固体氧化剂也占去了发射重量的一半，这才保证了在进入地球轨道的整个航程中，燃料能持续燃烧。超声速燃烧冲压式发动机可能是解决方法之一。它简称超燃冲压发动机，可以在攀升过程中从大气里攫取氧气。放弃携带氧化剂，从飞行中获取氧气，节省重量，就意味着在消耗相同质量推进剂的条件下，超燃冲压发动机能够产生4倍于火箭的推力。经过几十年间歇式的发展，超燃冲压发动机终于插上翅膀，成为现实。研究人员计划在2007年、2008年进行关键的全尺寸发动机地面试验，并在2009年展开一系列突破技术屏障的飞行试验。34中国在其原有的冲压喷气发动机的经验基础上，正开始更为艰难的工作――研制5倍音速的飞行器，这其中的推进系统同空气动力学紧密相关。作为这项努力的一部分，一个组装好的超音速冲压喷气发动机模型，将在北京的一个新的风洞中开始以5.6倍音速进行测试。除了取得技术和工程方面的经验，当研制工作进入中期时，中国在军事领域也将直接受益——可能将拥有更先进的高速中程战术导弹。4

与美国的X-51飞行器所使用的超燃冲压发动机使用特殊的JP-7燃料相比，我国研制的航空煤油再生冷却超燃冲压发动机使用航空煤油作为燃料，成本更低，应用范围更广。5

美国国防部长卡特在2016年3月初透露，五角大楼正在研发新的高科技武器来应对中国和俄罗斯的威胁，而这些武器中包括超高速导弹武器。美国“华盛顿自由灯塔”网站3月8日报道称，卡特在加州发表演讲时透露，美国今年拨款718亿美元研发新型武器，而一种“可以超越5倍音速的新的高超音速导弹”将是研发的重点之一。

而卡特关于高超音速飞行器的言论也是该武器首次被国防部长提起。高超音速武器代表着前沿的技术，该导弹在高空可以达到5-10马赫的速度，突破力惊人。但武器也存在一些问题，比如超高速度下机动性的控制，以及超高速度下外壳和空气摩擦产生高温如何解决。

美国战略司令部司令表示，在2016年1月，中国成功进行了第6次高超音速滑翔飞行器的测试，而这一武器让美国十分担忧。中国的DF-ZF超高音速滑翔飞行器在中国武器研发中具有很高的优先级，而且一旦成功中国将可以打破美国部署在世界各地的导弹防御系统。6

俄罗斯也正在开发高超音速武器，俄罗斯官员表示，高超音速武器可以击碎美国导弹防御系统，而在2016年2月俄罗斯官方媒体表示，俄罗斯计划在自己的新军舰上部署超音速反舰巡航导弹。6

2001年10月 30日 ,澳大利亚昆士兰大学开发的超音速燃烧冲压喷气发动机 Hy Shot验证机在伍默拉发射场进行第 1次飞行试验时 ,由于飞行过程中火箭发生故障导致试验失败 ,但发动机未受损伤。该项计划负责人艾伦·波尔表示 ,尽管如此 ,他们仍旧获得了很有价值的试验数据 ,并计划在一周后重新进行试验。传统的运载火箭发动机工作时必须提前加注燃烧剂和氧化剂 ,而超音速燃烧冲压喷气发动机是一种吸气式发动机 ,工作前它只需加注燃烧剂 (液氢 ) ,而工作时则从大气中吸收空气作为氧化剂。此外 ,与传统的火箭发动机相比 ,超音速燃烧冲压喷气发动机还具有结构简单的特点。昆士兰大学在研制超音速燃烧冲压喷气发动机方面已具有 10多年的经验 ,他们的研制经费来自于澳大利亚、美国、日本和德国的航天机构或公司。试验时 ,美国的Astrotech公司为昆士兰大学提供了携带 Hy Shot验证机的Terrier- Orion亚轨道飞行运载火箭 ;澳大利亚国防部提供了发射设备和 30名技术工作人员。除昆士兰大学的Hy Shot验证机以外 ,目前世界上已进入飞行试验阶段的超音速燃烧冲压喷气发动机的研究项目还包括美国国家航空公司。7

研究概况日本航空宇宙技术研究所从1977年开始研究航天飞机用的吸气式发动机。最初对火箭/冲压组合发动机,包括超音速燃烧进行了各种实验,并对使用火箭/冲压发动机的垂直起落式航天飞机的发射性能进行了计算,证明了其优越性。从1984年起转为超音速燃烧冲压发动机的研究。1986年,以航空宇宙技术研究所为中心开始研究使用超音速燃烧冲压发动机、飞行M数为6～12的单级往返航天飞机。为了发展这些研究成果,对超音速燃烧室进行了实验研究,下面简要介绍其结果。 图l为实验装置,在左边的空气加热器里,加氧空气与氢燃烧产生由氧气的比例与空气中氧的比例相等的高温模拟气流。试验用燃烧室(以下简称燃烧室)形状比较简单,由直径为79mm和10Om。的两种圆管联接而成,主要以掌握超音速燃烧技术为目的.实验时将燃烧室直接联结在空气加热器上。作为通过进气口后的状态,燃烧室入口M数选为2.5。推进剂氢是在两根圆管联接面后向阶面的上游和下游从壁面垂直喷射,或者从阶面与主气流之间。8

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