超燃冲压发动机技术

推进技术 超燃冲压发动机技术 刘小勇 摘 要 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于 6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用 背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来，它的研究受到了美、俄、法等国的重视。 目前 ，超 燃冲压发动机技 术 已经 开始进行飞行 演示验证 。21世纪 ，超燃 冲压发动 机技术 必将得 到较快发展 和 实际 应用，．必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。 主曩词 冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器 概述 冲压发动机(ramjet)属于吸 气式喷气 发动机 类 ，由进气 道 、 燃烧室和尾喷管构成 ，没有压气 机和涡轮等旋转部件 ，高速迎面 气流经进气道减速增压 ，直接进 入燃烧室与燃料混合燃烧，产生 高温燃气经尾喷管膨胀加速后排 出，从 而产生推力。它结构简 单 ，造价低 、易维护 ，超声 速飞 行时性能好 ，特别适宜在大气层 或跨大气层中长时问超声速或高 超声速动力续航飞行。 当冲压发动机燃烧室入口气 流速度为亚声速时 ，燃烧 主要在 亚声速气流 中进行 ，这类 发动机 称为亚燃冲压发动机，目前得到 广泛应用；当冲压发动机燃烧室 入 口气流速度为超声速时 ，燃烧 在超声速气流中开始进行，这类 发动机称为超燃冲压发动机，目 前得到了广泛研究 。亚燃冲压发 动机一般应用于飞行 马赫数低于 6的飞行 器 ，如超声速导 弹和高 空侦察机。超燃冲压发动机一般 应用于飞行马赫数高于 6的飞行 器，如高超声速巡航导弹、高超 声速飞机和空天飞机。 超燃冲压发动机通常又可分 为双模态冲压发动机(dual mo— dle ram}et)和双燃烧室冲压发动 机 (dual combustor ramjet)。双 模态冲压发动机是指发动机根据 不同的来流速度，其燃烧室分别 工作于亚声速燃烧状态、超声速 燃烧状态或 超声速燃烧／亚声速 燃烧／超声 速燃烧状态 。对 于这 种发动机如果其几何固定，通常 能够跨 4个飞行马赫数工作，目 前研究较多 的是 一 3(4)～ 7(8)的双模态冲压发动机；双模 态冲压发动机如果几何可调，则 能够在更宽 的马赫数范围内工 作，如 一2～12。双燃烧室 冲压发动机是指同一发动机同时 具有亚燃冲压和超燃冲压双循环 的超燃冲压发动机，采用双循环 的主要目的是用亚燃冲压发动机 点燃超燃冲压发动机来解决煤油 燃料的点火和稳定燃烧等问题。 超燃冲压发动机技术是发展 高超声速技术的关键。它涉及到 空气动力学、气动热力学、计算 流体力学、燃烧学、材料学等多 学科的前沿问题及其交叉 ，是超 声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热 防护、发动机／飞行器机体一体 化、地面模拟试验和飞行试验等 众多高新技术的集成，以其为动 力装置的高超声速巡航导弹、高 超声速飞机、空问作战飞行器／ 未来低成本可重复使用大地往返 运输系统(空天飞机)对于国防安 全、未来空问作战和航天运输都 有重要意义。 目前，美、俄、法、日、德、 英、印度等都正大力发展这方面 技术。预计美国将在 2010年前 后完成高超声速巡航导弹研制， 在 2020年前后研制成实用的高 超声速飞机，在 2025年前后研 制成功未来低成本可重复使用大 地往返运输系统 (空天飞机)。 1 超燃冲压发动机的应用背景 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 本文 2002—06—16收到，作者系中国航天科工集N--院 31所高级工程师 ‘38‘ 飞航导弹 2003年第 2期 维普资讯 http://www.cqvip.com ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 到应用的将是高超声速巡航导 弹。 1．1 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 lOmin) 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。 1．2 高超 声速飞机 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 飞航导弹 2003年第 2期 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 一 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 。 1．3 空天 飞机 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 30kin～ lOOkm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；能安全返回并再人 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。 2 超燃冲压发动机的关键技术 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。 2．1 发动机／飞行器一体化 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 · 39 · 维普资讯 http://www.cqvip.com ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 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)。 2．2 超燃冲压发动机总体技 术 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 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 · 4O · 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 1 700K)，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 3 000K 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。 2．3 进气道技 术 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。 2．4 燃烧室技 术 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 飞航导弹 2003年第 2期 维普资讯 http://www.cqvip.com ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 线条 ThinkPad User 铅笔 ThinkPad User 铅笔 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 2 000K～ 3 000K，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。 2．5 喷管技术 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。 2．6 燃料供给与控制技术 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。 2．7 燃料技术 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 飞航导弹 2003年第 2期 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。 2．8 热结构 、材料和制造工艺 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。 3 超燃冲压发动机的研究方法 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。 数值计算模拟的目的是预估 超燃冲压发动机的性能；研究内 外流参数对发动机效率、经济 性、推重比等的影响；在给定 目 标下 (如推 匀、几何尺寸、 重量等)下研究气流通道参数的 优化。 数值计算模拟的优点是可以 在很宽的范围内计算发动机的各 种参数，提供总体和部件设计所 需的各种气流数据，还可以把原 理性试 验研究 、：【作 过程研 究 、 飞行 试验 中获得 的数 据进 行综 合、找出规律，还能够模拟发动 机与飞行器之间的相互影 响。数 值计算模拟的缺点是需要使用湍 流和物理化学变化的半经验数学 模型(目前还不成熟)，在真实飞 行马赫数、雷诺数以及气体组分 条件下无法对运动方程进行 精确 求解 。 缩比模型的实验研究的目的 是揭示和探索超燃冲压发动机及 部件的工作原理及规律。优点是 可以研究发动机所涉及的气体动 力、热力学、燃烧学等现象 ，如 研究发动 机 内流的 粘性、湍 流 、 气体分离等，研究发动机中的燃 烧稳定、能量释放、火焰传播等 规律。由于无法遵循所有的相似 准则、无法使用全同的通道构型 和无法保证流动的初始与边界条 件，缩比模型的实验研究不能够 全面模拟超燃冲压发动机整个通 道和部件的工作过程，只能模拟 流动 和物 理化 学现 象 的一些 特 征，获得不完善的结果。 发动机 工作过程 研究 (地面 试验模拟)目的是研究在飞行轨 道上部分可能的状态点条件下发 · 4] · 维普资讯 http://www.cqvip.com 动机和部件气流通道在接近真实 条件的工作情况。其优点是可以 广泛进行各种工作过程的模拟试 验。由于仅在有限的飞行马赫数 和雷诺数范围(热焓与流速)内， 能够在地面试验设备上进行工作 过程模拟，而且对模型尺寸也有 限制 ，这导致只能对发动机 内气 体的物理化学成分、流动的初试 与边界条件进行部分模拟，从而 使试验结果具有局限性。 进行缩比模型的飞行试验的 目的是在沿着近似真实的飞行轨 道，研究发动机及其部件气流通 道在更接近真实条件下的工作过 程。优点是可以在有限的雷诺数 和试验时间内使用真实的气体组 分沿飞行轨道全面模拟发动机的 真实过程。其缺点是发动机通道 尺寸小 以及测试困难 。 全尺寸发动机飞行试验可以 研究沿某种飞行轨道上超燃冲压 发动机的各种参数，研究发动机 与飞行器之间的相互影响 。缺点 是只能获得有限的工作过程参数 数据，而且成本很 高、风 险很 大 。 以上 的研究 方 法 是相 辅 相 成、相互促进的。在用数值计算 模拟研究时，要用到各种基本数 据，可以是实验研究、工作过程 研究 、缩 比飞行试验 和全尺寸飞 行试验中获得的数据。其它的研 究方法可以对实验研究得到的结 果进行验证和外推。工作过程研 究要用到实验研究和数值模拟的 结果 ，也需要用缩 比飞行试验来 验证和扩展其研究结果 。缩 比飞 行试验研究要首先利用数值模 拟、实验研究、工作过程研究的 结果，并对它们进行验证和外 推。用全尺寸发动机飞行试验对 所获得的结果和形成的方法进行 进一步验证、修正和外推是必要 的。 4 结束语 超燃冲压发动机技术涉及到 大量基础和应用科学问题，是高 难度的高新技术。从高超声速技 术发展来看，美、法、英等国的 高超声速技术还在应用研究的起 步阶段，美国超燃冲压发动机飞 行试验的工作时间仅为毫秒级， 英国的高超声速技术飞行试验计 划也才刚刚启动，距离实际应用 确有很大距离。但是，由于高超 声速巡航导弹和空天飞机等需求 的牵引，越来越多的国家和地区 仍在持续进行超燃冲压发动机技 术研究。21世纪，超燃 冲压发 动机技术必将得到较快发展和实 际应用，必将对军事、航天、国 民经济等产生深远影响。 参考文献 1 张家骅等译．空天飞机用超燃冲压 发动机的若干问题．第二部分 ：超 燃冲压发动机研 制和试 验 问题， 1996年 1月 2 刘晓恩．高超声速推进技术的最新 发展．国际航天动态与研究，2002 (15) 3 Edward T．Curran．Scramjet En— gines： The First Forty Years． Journal of Propulsion And Power 2001．11 4 C．R．Mc Clinton，J．L．Hunt，R． H．Rlcketts．Airbreathing Hyper— sonic Technology Vision Vehicles and Development Dreams．AIAA， 99—4978 5 E．T．Cuuran． s．N．B M urthy． Scram}et Propulsion． AIAA． 200】．07 (上接第 33页) 度、Okm～40km 的高 度飞行。 2002年 7月 在 ONERA对 全 尺 寸燃烧 室进行 =2～7．5的 试验。试飞器长为 5m～6m，不 能 重 复 使 用。预 计 在 2o09— 2012年 以 一4、6和 8进行 6 次空射飞行试验 。 在 2002年初举行的柏林航 展上 ，ONERA展示了一种 冲压 发动机推进的隐身导弹 MARS · 42 · 模型。它将采用整体式火箭冲压 发动机，最大速度为 =4。 MARS的研制工作在 6年 前就 已开始 ，ONERA 已对这种 导弹的发动机技术、进气道和通 用航空动力结构进行了多次试 验。此项需要资金进行进一 步的深入研究 。 MARS的弹长为 5m～6m， 可从阵风一类战斗机上发射，但 ONERA也正在研究其作为高速 无人侦察机的可能性。作为无人 侦察机应用时，MARS将是陆射 的，所 以需要一种推力更大 的整 体式火箭助推器。柏林航展上展 示的模型的头锥下部装有合成孔 径雷达天线 ，这有可能意味着用 于 UAV的可行性 。 周 军 徐 文 飞航导弹 2003年第 2期 维普资讯 http://www.cqvip.com