[科普中國]-超燃沖壓噴氣發(fā)動機

基本概況簡介

超燃沖壓發(fā)動機是指燃料在超聲速氣流中進行燃燒的沖壓發(fā)動機。在采用碳氫燃料時，超燃沖壓發(fā)動機的飛行Ma數(shù)在8以下，當使用液氫燃料時，其飛行Ma數(shù)可達到6~25。超聲速或高超聲速氣流在進氣道擴壓到馬赫4的較低超聲速，然后燃料從壁面和/或氣流中的突出物噴入，在超聲速燃燒室中與空氣混合并燃燒，最后，燃燒后的氣體經(jīng)擴張型的噴管排出。

高超聲速飛行器（飛行M數(shù)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(zhàn)略發(fā)展方向，被稱為繼螺旋槳、渦輪噴氣推進飛行器之后航空史上的第三次革命。超燃沖壓發(fā)動機是實現(xiàn)高超聲速飛行器的首要關(guān)鍵技術(shù)，是21世紀以來世界各國競相發(fā)展的熱點領(lǐng)域之一。

目前，國外發(fā)展較多的超燃沖壓發(fā)動機包括亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機。亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機可以在亞燃和超燃沖壓兩種模式工作。當發(fā)動機飛行M數(shù)大于6時，實現(xiàn)超音速燃燒，當馬赫數(shù)低于6時。實現(xiàn)亞音速燃燒。目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發(fā)動機，NASA正在進行飛行試驗的就是這種類型的發(fā)動機。亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機的進氣道分為兩部分：一部分引導(dǎo)部分來流進入亞音速燃燒室，另一部分引導(dǎo)其余來流發(fā)動機制動原理進入超音速燃燒室。這種發(fā)動機適用于巡航導(dǎo)彈這樣的一次性使用的飛行器。

盡管超燃沖壓發(fā)動機有許多優(yōu)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(shù)范圍是0~15，用于可在地面起降的有人駕駛空天飛機。國外已經(jīng)研究過的組合式超燃沖壓發(fā)動機主要有渦輪/超燃沖壓和火箭/超燃沖壓等。這種組合發(fā)動機可能成為21世紀從地面起降的可重復(fù)使用的空天飛機的動力。1

發(fā)展歷史用超燃沖壓發(fā)動機來做推動力并不是一個新概念。國外超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)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，一些超燃沖壓發(fā)動機已經(jīng)進行過飛行試驗，最高速度達到馬赫數(shù)7.3。通用電氣公司、聯(lián)合技術(shù)公司、馬夸特公司、約翰·霍普金斯大學(xué)APL實驗室以及NASA蘭利研究中心等研制出典型的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機（相同燃料也用于航天飛機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沖壓發(fā)動機為動力的國家空天飛機計劃。但是，隨著冷戰(zhàn)結(jié)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(jīng)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沖壓發(fā)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(xù)了數(shù)秒。

同年末，X－43A超燃沖壓發(fā)動機試驗飛行器創(chuàng)造了馬赫數(shù)9.6的記錄。美國空軍正在試圖利用下一代超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)，在一定速度和高度的范圍內(nèi)加速飛行器，并采用液體碳氫燃料作為發(fā)動機的燃料，另外還要用它來冷卻發(fā)動機。

超燃沖壓發(fā)動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑，從飛行中獲取氧氣，從而節(jié)省重量。

目前已從概念和原理探索階段進入了以飛行器為應(yīng)用背景的先期技術(shù)開發(fā)階段。預(yù)計，到2010年，以此發(fā)動機為動力的高超聲速巡航導(dǎo)彈將問世。到2025年，以此為動力的高超聲速轟炸機和空天飛機將有可能投入使用。1

主要特點一是超燃沖壓發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、成本低、單位推力（單位質(zhì)量流量推進劑產(chǎn)生的推力）高和速度快的優(yōu)點。與火箭發(fā)動機相比，超燃沖壓發(fā)動機無需攜帶氧化劑。

因此，有效載荷更大，適用于高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速航空器、跨大氣層飛行器、可重復(fù)使用的空間發(fā)射器和單級入軌空天飛機的動力。由于有重要的軍事和航空航天應(yīng)用前景，超燃沖壓發(fā)動機備受世界各國重視。昂貴的試驗費用是制約超燃沖壓發(fā)動機研制的主要因素之一。

二是超燃沖壓發(fā)動機的缺點是在靜止狀態(tài)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。

航空中的運用噴氣式發(fā)動機的燃料燃燒需要氧氣，但大氣層外沒有足夠的氧氣來維持燃燒。因此，飛往太空需要火箭推

進，還要攜帶燃料和氧化劑。即使像航天飛機這樣當今最先進的發(fā)射系統(tǒng)，液氧和固體氧化劑也占去了發(fā)射重量的一半，這才保證了在進入地球軌道的整個航程中，燃料能持續(xù)燃燒。超聲速燃燒沖壓式發(fā)動機可能是解決方法之一。它簡稱超燃沖壓發(fā)動機，可以在攀升過程中從大氣里獲取氧氣。放棄攜帶氧化劑從飛行中獲取氧氣。節(jié)省重量，就意味著在消耗相同質(zhì)量推進劑的條件下，超燃沖壓發(fā)動機能夠產(chǎn)生4倍于火箭的推力。經(jīng)過幾十年間歇式的發(fā)展，超燃沖壓發(fā)動機終于插上翅膀，成為現(xiàn)實。研究人員計劃在2007年、2008年進行關(guān)鍵的全尺寸發(fā)動機地面試驗，并在2009年展開一系列突破技術(shù)屏障的飛行試驗。

主要類型經(jīng)過多年的發(fā)展，國外已研究設(shè)計過多種超燃沖壓發(fā)動機的方案。主要包括普通超燃沖壓發(fā)動機、亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機、亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機、吸氣式預(yù)燃室超燃沖壓發(fā)動機、引射超燃沖壓發(fā)動機、整體式火箭液體超燃沖壓發(fā)動機、固體雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和超燃組合發(fā)動機等。其中，雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和雙燃燒室沖壓發(fā)動機是研究最多的兩種類型。

雙模態(tài)沖壓亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機是指發(fā)動機可以亞燃和超燃沖壓兩種模式工作的發(fā)動機。當發(fā)動機的飛行M數(shù)低于6時，在超燃沖壓發(fā)動機的進氣道內(nèi)產(chǎn)生正激波，實現(xiàn)亞聲速燃燒；當M數(shù)大于6時，實現(xiàn)超聲速燃燒，使超燃沖壓發(fā)動機的M數(shù)下限降到3，擴展了超燃沖壓發(fā)動機的工作范圍。

目前，美國、俄羅斯都研究了這種類型的發(fā)動機，俄羅斯多次飛行試驗的超燃沖壓發(fā)動機就是這種類型的發(fā)動機。NASA即將進行飛行試驗的也是這種類型的發(fā)動機。這種超燃沖壓發(fā)動機可用于高超聲速的巡航導(dǎo)彈、無人駕駛飛機和有人駕駛飛機。

雙燃燒室沖壓對于采用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機來說，當發(fā)動機在M3~4.5范圍工作時，會發(fā)生燃料不易著火的問題，為解決這一問題。人們提出了亞燃/超燃雙燃燒室沖壓發(fā)動機概念。這種發(fā)動機的進氣道分為兩部分：一部分引導(dǎo)部分來流進入亞聲速燃燒室，另一部分引導(dǎo)其余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(shù)下，燃料的熱量得以有效釋放。由于亞燃預(yù)燃室以富油方式工作，不存在亞燃沖壓在貧油條件下的燃燒室-進氣道不穩(wěn)定性。這種方案技術(shù)風(fēng)險小，發(fā)展費用較低，較適合巡航導(dǎo)彈這樣的一次性使用的飛行器。目前，掌握該技術(shù)的主要是美國霍布金斯大學(xué)的應(yīng)用物理實驗室。

超燃組合盡管超燃沖壓發(fā)動機有許多優(yōu)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年代對超燃沖壓概念進行論證時，人們就提出了以超燃沖壓為主的組合式動力的方案，這種方案的M數(shù)范圍是0~15甚至25。用于可在地面起降的有人駕駛空天飛機。至今，已經(jīng)研究過的組合式超燃沖壓發(fā)動機類型很多，包括渦輪/亞燃/超燃沖壓、火箭/超燃沖壓等。這種發(fā)動機將成為21世紀從地面起降的空天飛機的動力。2

關(guān)鍵技術(shù)燃料流過超燃沖壓發(fā)動機的氣流速度始終為超聲速，空氣流過飛行器體內(nèi)通常只有幾毫秒的滯留時間，要想在這樣短的時間內(nèi)完成壓縮、增壓，并與燃料在超聲速流動狀態(tài)迅速、均勻穩(wěn)定地完成低損失、高效率的摻混、點火并燃燒是十分困難的，燃料與空氣的摻混好壞直接影響發(fā)動機的長度和熱負荷。因此，應(yīng)對發(fā)動機尺寸、形狀、燃料種類、噴注器設(shè)計、燃燒機理等多方面的因素進行綜合性理論和試驗研究。

燃燒室的設(shè)計由于來流不均勻，超燃沖壓發(fā)動機的燃燒室的工作非常復(fù)雜。因此，燃燒室的設(shè)計和試驗特別是超聲速燃燒過程的研究非常重要。盡管數(shù)值模擬技術(shù)已發(fā)展到了相當高的水平，但這種發(fā)動機燃燒室的研究發(fā)展還主要依靠試驗。高超聲速推進系統(tǒng)研究對試驗設(shè)備的要求很高，要模擬的氣動參數(shù)變化范圍大。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。

一體化設(shè)計超燃沖壓發(fā)動機的機體/發(fā)動機的一體化設(shè)計是非常復(fù)雜的技術(shù)，包括氣動力一體化、結(jié)構(gòu)設(shè)計一體化、燃料供應(yīng)和冷卻系統(tǒng)設(shè)計一體化和調(diào)節(jié)控制設(shè)計一體化。

材料這兩項技術(shù)是超燃沖壓發(fā)動機的基本技術(shù)，由于高超聲速推進系統(tǒng)極高的熱負荷，因此需要耐高溫的陶瓷基復(fù)合材料、碳/碳復(fù)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(wù)。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。對于導(dǎo)彈來說，由于機動性和長時間儲存要求，需要更合適的吸熱燃料。

火焰保持器研究人員在工作中進行了標準和并行的設(shè)計。如果SJX61－1工作的好，將保持現(xiàn)有的設(shè)計不變，但是，如果性能比預(yù)想的差，將用SJX61－2做替代。

熱平衡在采用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機中，燃料還作為冷卻劑。達到一個熱平衡，使發(fā)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"魯棒的超燃沖壓發(fā)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，這意味著用于冷卻的燃料量將比燃燒消耗的燃料多。這樣，熱的多余燃料必然堆積在發(fā)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。2

燃料的噴射在"魯棒的超燃沖壓發(fā)動機"計劃下，出于結(jié)構(gòu)上的考慮，發(fā)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采用在第一級噴射器后有第二級噴射器的串聯(lián)噴射器，或者采用帶冷卻的掛架或支柱。但是，由于這些結(jié)構(gòu)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一起工作研究基于陶瓷的帶燃油冷卻的結(jié)構(gòu)。明年年底將有可能完成這項工作。

火焰特性描述研究人員已經(jīng)在實驗室條件下利用非干涉的基于光學(xué)的診斷技術(shù)在一臺運行的超燃沖壓發(fā)動機種確定了火焰的實際位置以及在核心流中發(fā)生的燃燒反應(yīng)。這些設(shè)備用于飛行系統(tǒng)上是有可能的，甚至有可能用于燃氣渦輪發(fā)動機上。2