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超燃衝壓發動機

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超聲速燃燒衝壓式發動機,它簡稱超燃衝壓發動機,可以在攀升過程中從大氣里攫取氧氣。放棄攜帶氧化劑,從飛行中獲取氧氣,節省重量,就意味著在消耗相同質量推進劑的條件下,超燃衝壓發動機能夠產生4倍於火箭的推力。

1 超燃衝壓發動機 -簡介

超燃衝壓發動機超燃衝壓發動機

超燃衝壓發動機是指燃料在超聲速氣流中進行燃燒的衝壓發動機。在採用碳氫燃料時,超燃衝壓發動機的飛行M數在8以下,當使用液氫燃料時,其飛行M數可達到6~25。超聲速或高超聲速氣流在進氣道擴壓到位置4的較低超聲速,然後燃料從壁面和/或氣流中的突出物噴入,在超聲速燃燒室中與空氣混合併燃燒,最後,燃燒后的氣體經擴張型的噴管排出。

高超聲速飛行器(飛行M數超過聲速5倍的有翼和無翼飛行器)是未來軍民用航空器的戰略發展方向,被稱為繼螺旋槳、渦輪噴氣推進飛行器之後航空史上的第三次革命。超燃衝壓發動機是實現高超聲速飛行器的首要關鍵技術,是目前世界各國競相發展的熱點領域之一。

目前,國外發展較多的超燃衝壓發動機包括亞燃/超燃雙模態衝壓發動機和亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機。亞燃/超燃雙模態衝壓發動機是指發動機可以亞燃和超燃衝壓兩種模式工作的發動機。當發動機飛行M數大於6時,實現超音速燃燒,當馬赫數低於6時。實現亞音速燃燒。目前,美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機,NASA正在進行飛行試驗的就是這種類型的發動機。亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機的進氣道分為兩部分:一部分引導部分來流進入亞音速燃燒室,另一部分引導其餘來流發動機制動原理進入超音速燃燒室。這種發動機適用於巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。

儘管超燃衝壓發動機有許多優勢,是高超音速飛行器的最佳吸氣式動力,但它不能獨立完成從起飛到高超音速飛行的全過程,因此人們提出了組合式動力的概念,這種方案的馬赫數範圍是0—15,用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。國外已經研究過的組合式超燃衝壓發動機主要有渦輪/超燃衝壓和火箭/超燃衝壓等。這種組合發動機可能成為21世紀從地面起降的可重複使用的空天飛機的動力。

2 超燃衝壓發動機 -發展歷史

但是目前最重要的超燃衝壓發動機計劃還是美國的 X-43。X-43 的速度達到 M7 以上,高度 3 萬米以上,用 B-52 攜帶到空中投放,然後用「飛馬」火箭助推器加速,直到超燃衝壓點火。第一次試驗時,飛機失控,被迫自毀。但是目前最重要的超燃衝壓發動機計劃還是美國的 X-43。X-43 的速度達到 M7 以上,高度 3 萬米以上,用 B-52 攜帶到空中投放,然後用「飛馬」火箭助推器加速,直到超燃衝壓點火。第一次試驗時,飛機失控,被迫自毀。

用超燃衝壓發動機來做推動力並不是一個新概念。國外超燃衝壓發動機技術的發展已有50多年的歷史。20世紀90年代,,最早的專利就記錄在案了。60年代中期,一些超燃衝壓發動機已經進行過飛行試驗,最高速度達到馬赫數7.3。通用電氣公司、聯合技術公司、馬夸特公司、約翰·霍普金斯大學APL實驗室以及NASA蘭利研究中心等研製出典型的氫燃料超燃衝壓發動機(相同燃料也用於太空梭和其他液體火箭助推器)。

80年代中期,美國政府啟動了以超燃衝壓發動機為動力的國家空天飛機計劃。但是,隨著冷戰結束、財政緊縮,美國政府不得不在1994年取消這個計劃,當時他們已經投資了近20億美元。2004年,NASA的HyperX計劃完成,成功地進行了兩次氫燃料超燃衝壓發動機的飛行試驗。這兩次飛行都是在單一速度和高度下,持續了數秒。

同年末,X-43A超燃衝壓發動機試驗飛行器創造了馬赫數9.6的記錄。美國空軍正在試圖利用下一代超燃衝壓發動機技術,在一定速度和高度的範圍內加速飛行器,並採用液體碳氫燃料作為發動機的燃料,另外還要用它來冷卻發動機。

超燃衝壓發動機,可以在攀升過程中從大氣里攫取氧氣。放棄攜帶氧化劑,從飛行中獲取氧氣,節省重量,就意味著在消耗相同質量推進劑的條件下,超燃衝壓發動機能夠產生4倍於火箭的推力。經過幾十年間歇式的發展,超燃衝壓發動機終於插上翅膀,成為現實。研究人員計劃在2007年、2008年進行關鍵的全尺寸發動機地面試驗,並在2009年展開一系列突破技術屏障的飛行試驗。

目前已從概念和原理探索階段進入了以飛行器為應用背景的先期技術開發階段。預計,到2010年,以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速巡航導彈將問世。到2025年,以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速轟炸機和空天飛機將有可能投入使用。

3 超燃衝壓發動機 -主要特點

一是超燃衝壓發動機具有結構簡單、重量輕、成本低、比沖(單位質量流量推進劑產生的推力)高和速度快的優點。與火箭發動機相比,超燃衝壓發動機無需攜帶氧化劑。

因此,有效載荷更大,適用於高超聲速巡航導彈、高超聲速航空器、跨大氣層飛行器、可重複使用的空間發射器和單級入軌空天飛機的動力。由於有重要的軍事和航空航天應用前景,超燃衝壓發動機備受世界各國重視。昂貴的試驗費用是制約超燃衝壓發動機研製的主要因素之一。

二是超燃衝壓發動機的缺點是在靜止狀態下不能自行啟動,須用助推方法將其推進到一定速度后才能有效工作,且其低速性能不好。

4 超燃衝壓發動機 -主要類型

HyShot 是第一個成功地實現凈推力的超燃衝壓發動機HyShot 是第一個成功地實現凈推力的超燃衝壓發動機

經過多年的發展,國外已研究設計過多種超燃衝壓發動機的方案。主要包括普通超燃衝壓發動機、亞燃/超燃雙模態衝壓發動機、亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機、吸氣式預燃室超燃衝壓發動機、引射超燃衝壓發動機、整體式火箭液體超燃衝壓發動機、固體雙模態衝壓發動機和超燃組合發動機等。其中,雙模態衝壓發動機和雙燃燒室衝壓發動機是研究最多的兩種類型。

1、亞燃/超燃雙模態衝壓發動機
亞燃/超燃雙模態衝壓發動機是指發動機可以亞燃和超燃衝壓兩種模式工作的發動機。當發動機的飛行M數低於6時,在超燃衝壓發動機的進氣道內產生正激波,實現亞聲速燃燒;當M數大於6時,實現超聲速燃燒,使超燃衝壓發動機的M數下限降到3,擴展了超燃衝壓發動機的工作範圍。

目前,美國、俄羅斯都研究了這種類型的發動機,俄羅斯多次飛行試驗的超燃衝壓發動機就是這種類型的發動機。NASA即將進行飛行試驗的也是這種類型的發動機。這種超燃衝壓發動機可用於高超聲速的巡航導彈、無人駕駛飛機和有人駕駛飛機。

2、亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機
對於採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機來說,當發動機在M3~4.5範圍工作時,會發生燃料不易著火的問題,為解決這一問題。人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室衝壓發動機概念。這種發動機的進氣道分為兩部分:一部分引導部分來流進入亞聲速燃燒室,另一部分引導其餘來流進入超聲速燃燒室。突擴的亞聲速燃燒室起超燃燃燒室點火源的作用,使低M數下,燃料的熱量得以有效釋放。由於亞燃預燃室以富油方式工作,不存在亞燃衝壓在貧油條件下的燃燒室-進氣道不穩定性。這種方案技術風險小,發展費用較低,較適合巡航導彈這樣的一次性使用的飛行器。目前,掌握該技術的主要是美國霍布金斯大學的應用物理實驗室。

3、超燃組合發動機
儘管超燃衝壓發動機有許多優勢,是高超聲速飛行器的最佳吸氣式動力,但它不能獨立完成從起飛到高超聲速飛行的全過程,因此人們提出了組合式動力的概念。早在50年代對超燃衝壓概念進行論證時,人們就提出了以超燃衝壓為主的組合式動力的方案,這種方案的M數範圍是0~15甚至25。用於可在地面起降的有人駕駛空天飛機。至今,已經研究過的組合式超燃衝壓發動機類型很多,包括渦輪/亞燃/超燃衝壓、火箭/超燃衝壓等。這種發動機將成為21世紀從地面起降的空天飛機的動力。

5 超燃衝壓發動機 -工作原理

超燃衝壓發動機超燃衝壓發動機

超燃衝壓發動機是現代實現高超音速飛機的一個關鍵發動機,所為超燃是指燃燒室內的空氣及燃料的流場速度是超過音速的,我們知道,速度越高,流場的複雜性越大,燃燒的穩定性和連續性就越差,這就是超燃衝壓發動機的技術難度之一,為了實現在超音速流場條件下實現穩定的燃燒,就需要有先進的燃燒室技術、工藝和結構,這裡面重點就是先進的燃料噴射技術和先進的混合技術。

所以,超燃衝壓發動機的原理除了衝壓噴氣發動機的基本原理之外,還需要有燃料噴射和混合在超音速流場條件下的穩定技術等綜合的條件。

起動速度Ma=1.5~1.8;高度H=0.1~0.5km;發動機直徑D=440mm;相對進口面積A1=0.40;相對喉道面積Ah=0.80;相對出口面積A4=0.95。該型發動機設計特點如下:使用帶有中心錐的外壓式進氣道使用的進氣道中心錐半形為25°。在結尾正衝波后,燃燒室進口馬赫數約為0.2。亞音段當量擴張角為7°36』。進一步的研究表明,經過優化設計,可將當量擴張角提高到9°36』,總壓恢復係數仍保持不變,這樣可以顯著縮短燃燒室長度。經驗表明,在進氣道設計中,要避免結尾正激波和中心錐支板的相互干擾,否則將誘發燃燒振蕩。

預燃室流量大致為發動機總流量的1%。在起動中預燃室的混合比接近化學恰當比,在起動后,混合比顯著下降,在預燃室設計中要考慮混合比的變化。使用雙噴嘴環和V型槽穩定器發動機使用雙噴嘴用環,噴嘴環上均勻裝有離心式噴嘴。燃油濃度的分佈對發動機的工作有顯著影響,燃油在燃燒室中均勻分佈,有利於提高燃燒效率;適當提高燃燒室中心濃度,有利於發動機起動。燃燒室中裝有兩個環形V型槽火焰穩定器。火焰穩定器在燃燒室中的布置直接影響發動機的工作。火焰穩定器安置不當,點火延遲時間拉長,甚至發動機不能起動。通過工業電視,可以清楚地看到,在起動過程中火焰穩定器之間的火焰傳遞。

燒室火焰筒用氣膜冷卻,採用三段火焰筒,以提高氣膜冷卻效果。在火焰筒上開有小孔,以減少發動機振動。衝壓發動機在地面上進行了充分的試驗。主要設備有衝壓發動機高空直連式試車台、衝壓發動機自由射流試車台、渦輪泵試驗台、離心泵試驗台、進氣道試驗風洞等。主要是模擬衝壓發動機燃燒室進口氣流參數,考查燃燒室和尾噴管工作性能。在高空直連式試車台上進行了衝壓發動機本體性能試驗、起動試驗、結構考核試驗、長時間工作試驗、發動機和渦輪泵、調節器的聯合工作試驗、模擬飛行彈道的衝壓發動機聯合工作試驗等。這一高空直連式試車台模擬高度可達30km,模擬飛行馬赫數可達到4,具有先進的測試設備。向衝壓發動機提供超音速自由射流進氣條件,模擬發動機空中工作的來流速度、環境壓力和溫度,通過自由射流試驗可以確定發動機典型工作狀態的性能。在實際飛行中,飛行器常以某種攻角飛行。自由射流試驗台設有攻角機構,模擬有攻角的飛行狀態,確定攻角對發動機性能的影響。在自由射流試車台上進行了衝壓發動機流量係數標定試驗、臨界推力和喘振邊界試驗和發動機鑒定試驗。衝壓發動機Ⅱ型的飛行試驗獲得成功。結果表明,發動機的飛行性能與地面試驗的結果是一致的。固體火箭衝壓發動機中國發展的固體火箭衝壓發動機示於。

4個進氣道對稱環繞安置在燃氣發生器周圍。在飛行中進氣道以超額定狀態工作。富燃推進劑發動機使用丁羥富燃料推進劑,配方中含有高氯酸氨、鋁、鎂等成分。固體燃料在燃氣發生器中燃燒后產生富燃氣,從12個噴嘴中排出,然後富燃氣與來流空氣在後燃室中進行混合。后燃室

固體火箭衝壓發動機使用雙功能后燃室。在發動機開始工作時,后燃室中裝有固體平台推進劑,作為火箭的加速器使用。加速器工作后使火箭具備進行工況轉換的速度。完成轉換后,后燃室被用作富燃氣與空氣燃燒的燃燒室,亦即以衝壓發動機的方式工作。工況轉換在後燃室中設有壓力繼電器,當后燃室中壓力降到預定值時,壓力繼電器工作,起爆加速器噴管釋放機構的爆炸螺拴,隨之加速器噴管、燃氣發生器噴嘴蓋和進氣道罩均脫落,后燃室轉換為衝壓狀態工作。在地面完成了固體火箭發動機的試驗,並成功地進行了飛行試驗。試驗結果表明,比沖已達到6500m/s。整體式液體燃料衝壓發動機本文簡要介紹突擴燃燒室和燃燒室氣流可視化的研究工作。突擴燃燒室的發展

進行了液體燃料側面突擴燃燒室的研究,試驗中使用直接加熱器加熱,試驗條件為總P=0.75MPa,總溫T=373~473K。在發展突擴燃燒室的初始階段,曾採用方案R,突擴為A/A=1.53。當噴管面積比為A/A=0.55,燃燒室可以順利起動。但當A/A=0.75時,在熱試中燃燒室發生強烈的振動。分析后發現,在進氣道出口形成了局部超音速流,因此引起了燃燒的不穩定,甚至於有時燃燒室不能起動。為了改善燃燒室的起動性能,在方案R的基礎上,提出了方案M,增加了第二股進氣管道,裝於燃燒室兩測,並與原進氣道相連接,結構參數如下:A/A=0.61;A/A=0.24;A/A=0.75;L/d=4.熱試結果表明:

a.在方案M中,燃燒室頭部突擴比保持不變,但降低了燃燒室的氣流速度,因此易於在大噴管面積比條件下起動。b.有了第二股進氣流的注入,消除了燃燒振蕩,並獲得了較高的燃燒效率。c.在第二股進氣流中添加燃料,擴大了火焰穩定極限的範圍(α=0.77~2.20)。

超燃衝壓發動機計算機模擬出了超燃衝壓發動機的狀態

在水洞中進行了旁側突擴燃燒室模型的流場研究。為了顯示方便和避免流動畸變,設計了方形透明突擴燃燒室的模型。考慮到燃燒室的對稱性,模型設計為燃燒室的半部,僅帶有一側進氣道,第二股進氣管道設計為可拆卸部分。a.不帶第二股進氣管道的旁側突擴燃燒室模型的流場圖形燃燒室流動的總圖形包含兩個基本區:停留在燃燒室底部區的受限渦。兩個螺旋渦串以相反方向旋轉,被稱作螺旋渦對,由於側面突擴台階的影響,從進氣道出口沿兩邊向下游移動。隨著射流的移動,兩螺旋渦串逐漸互相碰撞,乃至融合在一起。最後旋渦破碎成無數小渦。看來螺旋渦對於燃燒室的性能起著重要的作用。b.帶有第二股進氣管道的旁側突擴燃燒室模型的流場圖形圖10示出,由於主流的衝擊,第二股射流順流動方向彎曲。同時,主流中的渦對也被第二股被彎曲的射流加強,保持了強旋轉特性。比較帶有和不帶有第二股進氣管道的旋流,可明顯地發現,第二股氣流的注入加強了螺旋渦的旋度,使其穩定性增強。這就是當裝有第二股進氣管道時,能使燃燒室在大噴面積比下保持穩定燃燒的重要原因。超音速燃燒研究目前,超音速燃燒的實驗研究工作主要集中在混合和燃燒方法上。

為了加強混合,Northam等人提出了后掠斜坡噴嘴,在坡基上安放噴嘴噴管,這種方式可產生旋渦脫落,使氣流局部分離,藉以增強混合。進行了與上述后掠斜坡噴嘴相似的實驗,噴嘴置於等面積燃燒室管道中,這時流動為收縮流動。熱試表明,當燃燒熱釋放達某一水平,燃燒室會發生堵塞。為了避免堵塞,設計了擴張的后掠斜坡噴嘴,這樣燃燒室中形成擴張流動。為了增加燃料穿透深度和增強混合,使燃料噴射方向與主流呈適當角度,並採用不完全膨脹噴射燃料。模型氣流參數為:主流馬赫數Ma=2~3;氫燃料馬赫數Mi=1.7;主流當地溫度T=1200~2000K;當量比ψ=0.2~1.2。為了檢查液體射流引起的振蕩衝波對增強混合和燃燒的影響,在後掠斜坡噴嘴前方11mm和下游54mm處安置了液體噴嘴。

a.使用擴張型后掠斜坡噴嘴,隨著氫當量比的增加,燃燒室壓力增加,得到了較高的燃燒效率,有效地解決了燃燒室的堵塞問題。b.使用液體噴嘴噴射煤油時,煤油射流引起的振蕩衝波加強了氫與空氣的混合,燃燒室壓力上升。當用水替代煤油,在同樣的噴射條件下,混合增強的效果不明顯。雙模態超燃衝壓發動機模型試驗當飛行馬赫數Ma>6,超燃衝壓發動機具有良好的性能。人們力圖把亞燃衝壓發動機和超燃衝壓發動機結合起來,因而產生了雙模態衝壓發動機,這樣,預計可以使低馬赫數極限降到Ma=3.5。模型試驗採用擴張型后掠斜坡噴嘴。雙模態燃燒在超燃燒室中進行,該模型由等直段、擴張段和擴大的等直段組成。噴嘴分別放置在x/h=0、x/h=6.2和x/h=21.3等處。從進氣部分到燃燒室底部均設有靜壓測點。實驗結果表明:

a.藉助於合理設計燃燒室段和變換燃料噴射位置,實現了雙模態燃燒。b.合理設計燃料噴射位置可以提高燃燒效率,降低總壓損失。吸氣式組合發動機進行了二級入軌空天飛機使用的吸氣式組合發動機的概念研究。對渦噴和衝壓發動機組合的方案作了論證。渦噴或渦扇發動機將飛行器加速到馬赫數3.5,然後衝壓發動機接力達到馬赫數6.5以上,一、二級實行分離,使用火箭發動機實現軌道器入軌。原則上有兩種渦輪衝壓方案~串聯和並聯。在串聯方案中,空氣流一部分環繞壓氣機流動,進入衝壓燃燒室。在高速飛行時,壓氣機停止工作,同時還要防護來自進氣的高溫,設計防護渦噴發動機的熱防護結構將是一個關鍵技術問題。在並聯方案中,渦噴和衝壓發動機分別定位,這將易於隔離渦噴發動機。並聯方案也易於實現渦噴和衝壓發動機的流量匹配。並聯方案的安排有可能使迎風面積有所增加。研究了下列渦噴衝壓組合的概念。a.帶有燃氣發生器的空氣渦輪衝壓發動機空氣渦輪衝壓發動機包括壓氣機、燃氣發生器、渦輪和衝壓發動機部分。飛行器將攜帶燃料和部分氧化劑。氧化劑的消耗使這種發動機的比沖比其他吸氣式組合略低。

在這種發動機中,使用液氫作燃料,可以得到滿意的比沖。c.回熱式渦輪衝壓發動機在這種發動機中,以經過換熱的氫作為能源,驅動渦輪,為風扇提供動力。經過渦輪的氫在燃燒室和衝壓燃燒室中燃燒。

6 超燃衝壓發動機 -所涉及的關鍵技術

美國化費 2.5 億美元的巨資研製超燃衝壓發動機推進的 X-43 試驗型飛機,但是澳大利亞昆士蘭大學的一個研究小組用 8 千 5 百萬美元的拮据的經費,在 2002 年先於 NASA 成功地試驗了超燃衝壓發動機,首次在飛行中產生凈推力,發動機工作了 10 秒鐘。美國化費 2.5 億美元的巨資研製超燃衝壓發動機推進的 X-43 試驗型飛機,但是澳大利亞昆士蘭大學的一個研究小組用 8 千 5 百萬美元的拮据的經費,在 2002 年先於 NASA 成功地試驗了超燃衝壓發動機,首次在飛行中產生凈推力,發動機工作了 10 秒鐘。

1、燃料的噴射、摻混、點火
流過超燃衝壓發動機的氣流速度始終為超聲速,空氣流過飛行器體內通常只有幾毫秒的滯留時間,要想在這樣短的時間內完成壓縮、增壓,並與燃料在超聲速流動狀態迅速、均勻穩定地完成低損失、高效率的摻混、點火併燃燒是十分困難的,燃料與空氣的摻混好壞直接影響發動機的長度和熱負荷。因此,應對發動機尺寸、形狀、燃料種類、噴注器設計、燃燒機理等多方面的因素進行綜合性理論和試驗研究。

2、燃燒室的設計和試驗技術
由於來流不均勻,超燃衝壓發動機的燃燒室的工作非常複雜。因此,燃燒室的設計和試驗特別是超聲速燃燒過程的研究非常重要。儘管數值模擬技術已發展到了相當高的水平,但這種發動機燃燒室的研究發展還主要依靠試驗。高超聲速推進系統研究對試驗設備的要求很高,要模擬的氣動參數變化範圍大。而且,只有有限的試驗可在地面進行,大部分問題必須通過飛行試驗解決。

3、發動機與機體(彈體)的一體化設計
超燃衝壓發動機的機體/發動機的一體化設計是非常複雜的技術,包括氣動力一體化、結構設計一體化、燃料供應和冷卻系統設計一體化和調節控制設計一體化。

4、耐高溫材料和吸熱燃料
這兩項技術是超燃衝壓發動機的基本技術,由於高超聲速推進系統極高的熱負荷,因此需要耐高溫的陶瓷基複合材料、碳/碳複合材料,同時需要燃料在工作過程中完成許多部件的冷卻任務。低溫液氫是吸引人的燃料和冷卻劑,但它的密度太小,需要較大的容積。對於導彈來說,由於機動性和長時間儲存要求,需要更合適的吸熱燃料。

5、火焰保持器
研究人員在工作中進行了標準和并行的設計。如果SJX61-1工作的好,將保持現有的設計不變,但是,如果性能比預想的差,將用SJX61-2做替代。

6、熱平衡
在採用碳氫燃料的超燃衝壓發動機中,燃料還作為冷卻劑。達到一個熱平衡,使發動機攜帶的燃料與燃燒所需的燃料量相當是非常重要的。但是,在"魯棒的超燃衝壓發動機"計劃下,冷卻的燃油需求量可能超出燃燒所需的燃料量,這意味著用於冷卻的燃料量將比燃燒消耗的燃料多。這樣,熱的多餘燃料必然堆積在發動機的某處,這將有可能使飛行器的航程受影響。替代的方案是在更低的速度下飛行,以減少達到正確熱平衡的熱負荷。

7、燃料的噴射
在"魯棒的超燃衝壓發動機"計劃下,出於結構上的考慮,發動機的流路可能是圓形的或橢圓形的。這將加劇燃料進入燃燒流的問題。解決這個問題的方案是採用在第一級噴射器後有第二級噴射器的串聯噴射器,或者採用帶冷卻的掛架或支柱。但是,由於這些結構有非常高的熱負荷,因此也帶來了其他一些問題。目前,AFRL推進部正在與材料部和DARPA一起工作研究基於陶瓷的帶燃油冷卻的結構。明年年底將有可能完成這項工作。

8、火焰特性描述
研究人員已經在實驗室條件下利用非干涉的基於光學的診斷技術在一台運行的超燃衝壓發動機種確定了火焰的實際位置以及在核心流中發生的燃燒反應。這些設備用于飛行系統上是有可能的,甚至有可能用於燃氣渦輪發動機上。

7 超燃衝壓發動機 -國內外研究現狀

超燃衝壓發動機美國準備最早從2010年5月25日開始,使用B-52H轟炸機空投X-51飛行器,首次對其進行超燃衝壓發動機長時間飛行試驗:B-52攜帶的X-51高速飛行器

從20世紀50年代人們就開始研究超燃衝壓發動機,最初的應用目標是單級入軌的飛行器、遠程高速飛機和遠程高超聲速導彈。從90年代開始,重點轉向巡航導彈用超燃衝壓發動機的發展。目前,美國、法國、俄羅斯、加拿大、德國、印度、義大利等國都在發展M數4~8、射程1000km以上的巡航導彈用超燃衝壓發動機。採用碳氫燃料、M數3~8的雙模態超燃衝壓發動機已結束地面試驗驗證,進行了飛行試驗。預計,到2010年,以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速巡航導彈將問世。到2025年,以超燃衝壓發動機為動力的高超聲速空天飛機將有可能投入使用。

1、俄羅斯
俄羅斯從60年代開始研究超燃衝壓發動機,目標是M數5~7的民用運輸機、單級入軌太空梭和高超聲速巡航導彈。

俄羅斯中央航空發動機研究院是超燃衝壓發動機的權威研究單位,20世紀80年代,該研究院與中央空氣流體動力研究所等單位合作進行了「冷」高超音速技術發展計劃,主要研究試驗用矩形和軸對稱雙模態超燃衝壓發動機。1991~1998年,共進行了5次超燃衝壓發動機的驗證性飛行試驗,飛行M數最高6.5,發動機使用的是氫燃料。其中第2、3次與法國合作,第4、5次與美國合作。據稱第二次是最成功的,獲得的數據最全。目前,該研究院正在進行速度為6~7倍聲速的高超聲速飛行器用超燃衝壓發動機的技術研究,應用目標是軍民用高超聲速飛行器。

目前,該研究院正在研製高超聲速有翼飛行器,採用3台超燃衝壓發動機。該項目目前還處在基礎研究階段,其縮比模型已進行了風洞試驗。

中央航空流體動力研究所是俄羅斯重要的超燃衝壓發動機技術研究機構。目前,該研究所正與俄彩虹設計局及德國一些部門合作進行導彈用M數5~7的超燃衝壓發動機的研究,這種發動機的進氣道呈三級斜面形狀,目前已經進行了連接式和自由射流式試驗,今後將進行飛行試驗。同時,該機構將為俄羅斯空間局(RSA)的一項飛行試驗計劃(「鷹」計劃)研製M數6~14、氫燃料、雙模態的超燃衝壓發動機。該計劃將發展一種與NASA的Hyper-X相似的機體/發動機一體化的高超聲速試驗飛行器,發動機由三個模塊組成,進氣道的噴管位於機體下方。目前還未找到合作夥伴。

「聯盟」航空發動機科研生產聯合體是俄航空發動機的重要研製單位,近年來,除為中央航空發動機研究院試製軸對稱超燃衝壓發動機外,還獨立開發試驗發動機,該單位設計了M數5~6的雙模態衝壓發動機,計劃在導彈改裝的試飛器上進行飛行試驗。

2、美國
美國是開展超燃衝壓發動機技術研究較早的國家,目前NASA、空軍和海軍都有自己的發展計劃。
NASA從1965年開始研究超燃衝壓發動機技術,目標是有人駕駛飛行器和單級入軌飛行器的動力。1996年,美國NASA在歷時8年、耗資30億美元的NASP(國家空天飛機)計劃被終止之後,又開始實施投資1.7億美元的高超聲速飛行器試驗計劃(Hyper-X),研究用於高超聲速飛行器(M數10)和其他可重複使用的天地往返系統的超燃衝壓發動機與一體化設計技術。

該計劃將對3架無人駕駛研究機X-43進行飛行試驗,發動機採用氫燃料的雙模態衝壓發動機,機身和發動機採用一體化設計。X-43A的第1次飛行試驗發生在2001年6月,不過,試飛以失敗告終。2004年3月27日,X-43A在第2次飛行試驗中成功地達到M數7的速度,成為世界上飛行速度最快的以空氣噴氣發動機為動力裝置的飛行器。預計,2004年9月或10月,該計劃將進行最後一次M數10的飛行試驗。

為保持NASA高超聲速技術的持續發展,NASA計劃從2006年開始一個適度的Hyper-X後繼計劃。新計劃將是在X-43A之後非常低水平的高超聲速技術發展計劃,將進行基礎性的技術研究,發展新的可變幾何、能在更大M數範圍工作的超燃衝壓發動機。還將重點發展重量更輕、耐高溫性能更好的發動機新材料。第一個5年的工作重點可能是M數5~6的飛行器,第二個5年的工作重點是M數8~9的飛行器,第3個5年將發展M數13~15的飛行器。計劃的目標是經過5年的發展,技術準備達到能發展真實飛行器的水平。

美國空軍在50年代末開始超燃衝壓發動機的研究,目標是單級入軌的飛行器。1995年,美國空軍開始實施高超聲速技術計劃(HyTech),目標是驗證能夠在M數4~8範圍飛行、射程1400km的高超聲速導彈用液體碳氫燃料雙模超燃衝壓發動機的適用性、性能和結構耐久性。2003年,該計劃完成了世界首台飛行重量的碳氫燃料超燃衝壓發動機的地面試驗。地面驗證發動機(GDE-1)進行了M4.5和M6.5的試驗。下一步將發展採用完全一體化燃油系統的GDE-2驗證機。2004年將開始GDE-2的首次全尺寸試驗。2007年夏天,一種利用GDE-2改型的發動機將開始M數6~7的自由飛行試驗,超燃發動機的工作時間為5~10分鐘。如果成功,接下來將在6~9個月後再進行兩次飛行試驗。該計劃將於2010年結束,2010~2015年,高超聲速空對地巡航導彈初步具備作戰能力。

美國海軍的超燃衝壓發動機研究始於60年代初,目標是艦載導彈用發動機。最初設計的超燃衝壓發動機採用分模塊式進氣道、軸對稱燃燒室,尾噴管設計考慮了實際氣體和粘性的影響。70年代,海軍認為該方案所用燃料態活潑、有毒,不適於艦載導彈,改為使用碳氫燃料的雙燃燒室衝壓發動機方案。1997年5月,海軍提出了高超聲速攻擊導彈計劃。採用M數8的超燃衝壓發動機,射程1000km。海軍的超燃衝壓發動機一直由約翰霍普金斯大學的應用物理實驗室研製,為雙燃燒室衝壓發動機,2000年設計和製造了一個全尺寸直連式燃燒室試驗件。目前正在進行全尺寸燃燒室的試驗。

2001年,美國DARPA和海軍開始了為期4年的「高超聲速飛行驗證計劃(HyFly)」,目標是發展最高巡航M數6、射程1110km、採用普通碳氫燃料的巡航導彈用超燃衝壓發動機。目前正在進行不同飛行狀態(M數6.5、3.5和4)的地面試驗。2003年,作為該計劃的主要子承包商,航空噴氣公司在NASA蘭利研究中心和空軍阿諾德工程發展中心(AEDC)進行了多種速度(M數3.5、4.1和6.5)和重要狀態的自由射流超燃衝壓發動機的試驗。試驗模擬了不同的飛行條件,包括不同的飛行高度和不同的燃油噴射器結構,取得了巨大成功。今後,該公司將對實際飛行重量的發動機製造方法繼續進行研究和評估。在自由射流發動機試驗結束后,將進行飛行重量的發動機的地面試驗。2004年將對最終設計進行驗證並開始飛行試驗,該計劃將於2005年結束。

3、法國
法國自20世紀60年代以來一直未間斷過高超聲速技術的研究。1992年,法國政府開始了為期6年的國家高超聲速研究與技術計劃(PREPHA),目的是通過地面試驗,驗證M數4~8的超燃衝壓發動機的性能,該發動機的發展目標是單級入軌的太空梭。"小羚羊"(chamois)超燃衝壓發動機在相當於M數6的速度下進行了多次試驗。

1999年,法國武器採購局決定延長PREPHA的研究工作,設立了為期5年的普羅米希(Promethee)研究計劃,目的是探討M數1.8~8的烴燃料變幾何亞燃/超燃雙模態衝壓發動機作為一種空射型導彈的動力的可行性,計劃總投資6200萬美元。目前,M數7.5的超燃衝壓發動機試驗獲得成功,發動機運行了10s。在超燃衝壓發動機技術的發展中,法國與俄羅斯、德國開展了合作。

4、其他國家
澳大利亞昆士蘭大學從1999年領導了一項國際合作的氫燃料超燃衝壓發動機飛行試驗計劃--HyShot計劃。2002年7月,HyShot計劃的飛行試驗成功實現了超聲速燃燒,試驗M數達到7.6。美國、澳大利亞、德國、韓國、英國和日本參與了該計劃。

日本從1984年開始研究超燃衝壓發動機技術,已建成可模擬飛行高度35km、飛行速度M數8的高超聲速自由射流試驗台,進行了大量高M數的模擬試驗。目前,日本制定了以超燃衝壓發動機為動力的單級入軌空天飛機(SSO)計劃,這是一種有人駕駛的可像普通飛機一樣起飛和著陸的可載客10人的民用飛機,計劃到2005年結束。

此外,德國和印度也在超燃衝壓發動機技術方面進行了大量的基礎性研究。印度國防部正在實施的先進吸氣式跨大氣層飛行器(AVATAR)計劃,該計劃將採用渦扇/超燃衝壓發動機組合動力。

8 超燃衝壓發動機 -發展趨勢

超燃衝壓發動機超燃衝壓發動機

由於超燃衝壓發動機的巨大的軍事及經濟應用前景,早在六十年代,美國就開展了與此有關的大規模的研究工作,並逐步完成了發動機樣機的建造,驗證超燃設計方法的可行性,並且根據實驗結果提出了發動機與機身一體化的設計概念,得到了廣泛的認可。到八十年代,其中一個重要的研究成果就是所謂的雙模態發動機(Dual-mode scramjet),它是一種適用於中等飛行馬赫數(4~8)的,既可以進行亞音速燃燒又可以進行超音速燃燒的衝壓發動機,拓寬了超燃衝壓發動機的應用下限。它是一種環形進氣道結構,包括亞音速和超音速兩個進氣道,在不同的飛行馬赫數和燃料當量比情況下,發動機自動實現亞燃和超燃的模態轉化。

以莫斯科中央航空發動機研究院為首,俄羅斯也進行了大量的超燃發動機的研究工作,到目前為止,已進行了5次飛行試驗,其中4次獲得成功。其他國家也都積極的開展了有關超燃發動機的研究。國內在這一領域的研究已經起步,進行了一些基礎性的實驗和數值模擬研究,並且準備開展超燃衝壓發動機的初步設計工作。借鑒國外的研究經驗,中國先進行低馬赫數下,採用普通航空煤油的超燃衝壓發動機研究,技術難度相對較小,且具有很好的可行性和很強的實用性,有望在不遠的將來研製成功中國的高超音速巡航彈用超燃衝壓發動機,服務於我軍的國防現代化。

從中國國情看,中國已實現載人航天飛行,建立太空空間站和登月計劃正有條不紊地實施,光學、雷達偵察衛星技術有相當發展,北斗衛星定位導航系統已投入使用,目前正和歐盟聯合開發伽利略全球衛星定位導航系統,而且在上個世紀九十年代中國就研製出C101、C301以衝壓噴氣發動機為動力的超音速反艦巡航導彈;中國的科技實力在世界上也稱得上科技大國了,中國研發超燃衝壓發動機還是具備一定人才、技術條件和技術儲備的。

太空梭的極速夢想,有一天將以低於當今火箭的費用,把人員和貨物送入太空。而這個夢想將建立在超聲速燃燒衝壓發動機的成功之上。

為了讓超燃衝壓發動機達到高超聲速飛行,世界上許多研究小組正在努力克服巨大的技術挑戰。本文的討論將集中在美國空軍和普惠公司(Pratt & Whitney)的高超聲速技術(HyTech)超燃衝壓發動機計劃上,這是我最熟悉的計劃之一。

另外,還有大量研發工作在美國海軍、美國國家航空航天局(NASA)、美國國防部高級研究項目局(DARPA),以及澳大利亞、英國、日本等地展開。國內目前這方面研究重點單位主要有哈爾濱工業大學,北京航空航天大學,西北工業大學等,並且為中國培養了一大批這方面的基礎人才,相信不久的將來隨著技術的成熟,超燃衝壓發動機將會有更廣闊的應用。

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