馬 杰，梁俊龍

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

液體沖壓發(fā)動機包括液體亞燃沖壓發(fā)動機和液體超燃沖壓發(fā)動機。一般而言，亞燃沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍是1.5～6，而超燃沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)在5以上[1]。液體沖壓發(fā)動機的比沖性能高于火箭發(fā)動機。在馬赫數(shù)大約高于3時，沖壓發(fā)動機的比沖高于渦噴、渦扇發(fā)動機。液體沖壓發(fā)動機經(jīng)濟性比較好，結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕、推重比高、生產(chǎn)成本較低，適合于大量裝備使用[1]。世界各軍事大國都正大力發(fā)展沖壓發(fā)動機技術(shù)。多種整體式?jīng)_壓發(fā)動機已經(jīng)成功用于戰(zhàn)術(shù)導彈，并將繼續(xù)得到廣泛發(fā)展。以超聲速/高超聲速巡航導彈、超聲速/高超聲速飛機和未來低成本可重復使用天地往返運輸系統(tǒng)為應用背景的亞燃/超燃沖壓發(fā)動機正受到技術(shù)先進國家的高度重視。

本文主要根據(jù)國外沖壓發(fā)動機的發(fā)展歷史、研制進展情況，討論了沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展趨勢和方向。

1 國內(nèi)外沖壓發(fā)動機發(fā)展歷程

1.1 亞燃沖壓發(fā)動機發(fā)展歷程

沖壓發(fā)動機的概念由法國人Rene Lorin在1913年首次提出[2]，上世紀該項技術(shù)得到了迅猛發(fā)展。從技術(shù)層面上講主要經(jīng)歷了三個主要階段。

第一階段為上世紀20到60年代初期，該時期是沖壓發(fā)動機由誕生到初步探索應用的階段。在此期間，各軍事大國，如美國、俄羅斯和法國都進行了大量的理論和試驗研究并對其在軍事上的應用進行了初步嘗試。該階段具有代表性的發(fā)動機或飛行器有：美國的Cobra，Gorgon IV和BOMARC系列；俄羅斯的Burya和SA-4；法國的Griffon和VEGA等。由于這類導彈沖壓發(fā)動機與助推系統(tǒng)相互獨立，導致這些導彈既龐大又笨重，使它們僅限于陸基發(fā)射。

第二階段為上世紀60到90年代，是沖壓發(fā)動機技術(shù)長足發(fā)展的階段，提出了沖壓發(fā)動機與助推器一體化的設計理念，稱為整體式?jīng)_壓發(fā)動機（IRR）。由于這項技術(shù)的采用，大大縮短了導彈長度，減小了導彈體積，同時也使得導彈操縱性得以提高。因此，拓寬了以沖壓發(fā)動機為動力的導彈應用范圍。另外，導彈也向系列化、通用化發(fā)展。在這一階段，各軍事大國進行大量試驗驗證一體化設計技術(shù)。其中，美國試驗驗證的型號較多，典型代表有：空射型導彈ASALM和AMRAAM；艦射型SLAT和ACIMD等[3-4]。在整體式亞燃沖壓發(fā)動機設計技術(shù)的發(fā)展過程中，前蘇聯(lián)/俄羅斯走在前列，具有代表性的有：地空導彈SA-6，該發(fā)動機采用的是管道火箭一體化設計技術(shù)；艦射型導彈SS-N-19， SS-N-22和SS-N-26[5～7]；空射型AA-X-12等。并且，在已有導彈基礎上進行系列化改進，發(fā)展了潛射型SS-N-19和空射型AS-17等[5～8]。法國也有多種型號裝備部隊，其中在“中程戰(zhàn)略空對地導彈”(ASMP)的基礎上，為了進一步降低成本，增強導彈的作戰(zhàn)能力，開發(fā)了ASMP-A，ASMP-C和ASMP-P等系列化導彈[9-10]。英國具有代表性的導彈有：Sea Dart，Sea Slug及BVRAAM等，其中BVRAAM[11]采用的一體化設計技術(shù)是變流量管道火箭技術(shù)（VFDR）。本階段的特點就是沖壓發(fā)動機技術(shù)飛速發(fā)展，拓寬了沖壓發(fā)動機的應用范圍和技術(shù)領域及亞燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的進一步完善。

近年來各國提出了飛行速度更快、作戰(zhàn)距離更遠、打擊精度更高的新的巡航彈研制計劃。沖壓發(fā)動機技術(shù)也步入第三個發(fā)展階段。該階段除原有軍事強國外，印度、韓國、日本等新生力量也投入到?jīng)_壓發(fā)動機的研制行列來。具有代表性的計劃有：美國海軍于1996年資助波音公司開始馬赫數(shù)4.0，射程1260 km的“FastHawk”巡航彈研制計劃[12]。2001年，美國海軍又提出了馬赫數(shù)3.5～4.0?！奥?lián)合超聲速巡航導彈”（JSSCM）計劃[13,14]。其空射射程約830 km，面射射程約為1660 km，進一步發(fā)展后可以達到2770 km。2002年，美、英聯(lián)合提出了“防區(qū)外反擴散遠程高速打擊方案”（SHOC）， 計劃研制馬赫數(shù)3.5～4.5，射程為740 km～1110 km的超聲速巡航導彈。

1.2 超燃沖壓發(fā)動機發(fā)展歷程

自20世紀50年代，美國就開始對超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)進行探索，主要是相關(guān)的概念性、基礎性和機理性問題研究。進入20世紀60年代，美國進入了實用原型發(fā)動機的初期研究階段。至70年代中期，美國海軍、空軍和NASA均啟動了各自的超燃發(fā)動機原型機項目。這些項目積累了大量進氣道設計、超聲速燃燒和整機試驗方面的數(shù)據(jù)和經(jīng)驗。

1986 年，美國啟動了NASP計劃，其核心就是研究飛行馬赫數(shù)4～15的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機。該計劃進行了大量的大尺度模型發(fā)動機試驗，積累了大量試驗數(shù)據(jù)，發(fā)展了發(fā)動機設計方法、理論分析方法、CFD技術(shù)和測試技術(shù)，建設了大量試驗設備，研究了新材料和熱結(jié)構(gòu)。20世紀90年代后，美國陸續(xù)開展了針對高超聲速巡航導彈、高超聲速飛機和空天飛機的Hyper-X、HyTech/HySet和HyFly計劃。

2004年3 月，美國的X-43A[15]獲得了試飛成功。這是國際超燃研究的里程碑事件，標志著國際超燃研究進入工程研制階段。X-51A[16-17]是美國研制的超燃沖壓發(fā)動機驗證機——乘波飛行器，由一臺碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機推動，設計馬赫數(shù)在6～6.5之間。 2010年5月在加州成功試飛X-51A，飛行時間達到200 s，成功實現(xiàn)了助推加速分離、翻滾機動和超燃發(fā)動機點火。

俄羅斯也是上世紀50年代開始超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)研究，并最早進行了飛行試驗（1991年）。半個世紀以來，俄羅斯對超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)進行了持續(xù)深入的研究，取得了大量技術(shù)成果，在眾多技術(shù)領域占據(jù)國際領先地位。俄羅斯重要的飛行試驗計劃有4個：“冷計劃”(Kholod)、“鷹計劃” (OREL，又稱IGLA計劃)、“彩虹-D2計劃”（RADUGA-D2）和“鷹-31計劃” (OREL-31)。1991年～1998年，俄羅斯“冷計劃”飛行器共進行了5次飛行試驗，成功實現(xiàn)了超燃沖壓發(fā)動機的模態(tài)轉(zhuǎn)換[18]。

法國自1966年起，先后制定和起動了ESOPE計劃、PREPHA計劃、Promethee計劃、LEA計劃[19]。其中，LEA計劃主要開展一體化的超燃沖壓發(fā)動機進行實際飛行條件下的研究工作，并計劃在2009-2012年進行6次飛行試驗。

2 沖壓發(fā)動機技術(shù)發(fā)展方向

2.1 一體化程度越來越高

19世紀五十、六十年代，美國的“波馬克”（Bomarc）、英國的“警犬” （Bloodhound）等導彈采用可分離的固體火箭助推器將導彈加速到?jīng)_壓發(fā)動機起始工作點。隨著沖壓發(fā)動機導彈發(fā)射平臺的改變，對導彈的機動性和操縱性能要求越來越高，發(fā)展為沖壓發(fā)動機與導彈成一體化構(gòu)型（如美國“黃銅騎士”（Talos）），助推器與沖壓發(fā)動機為非整體式，即助推器既不與沖壓發(fā)動機共用燃燒室，也不塞入沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)，而是以串聯(lián)或并聯(lián)方式與導彈彈體相連。這種構(gòu)型的結(jié)構(gòu)特點是沖壓發(fā)動機與固體火箭助推器串聯(lián)在同一軸線上。隨著沖壓發(fā)動機研制的進一步發(fā)展，沖壓發(fā)動機與導彈形成一體化構(gòu)型，助推器與沖壓發(fā)動機為整體式，亦即助推器或者與沖壓發(fā)動機共用燃燒室，或者將助推器塞入沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)。如美國的小體積沖壓發(fā)動機（ALVRJ），先進的戰(zhàn)略空中發(fā)射導彈（ASALM）等。圖1給出了前蘇聯(lián)/俄羅斯和美國沖壓發(fā)動機研制示意圖[3]。圖2給出了沖壓發(fā)動機一體化發(fā)展示例[12]。

對超燃沖壓發(fā)動機或組合循環(huán)發(fā)動機來說，發(fā)動機與飛行器機體的一體化程度更高，一方面需要兼顧機體的氣動性能和發(fā)動機的推進性能，考慮二者的相互影響；另一方面在結(jié)構(gòu)上將機體和發(fā)動機設計為一體。通常將超燃沖壓發(fā)動機置于高升阻比下腹部，前體下壁面作為進氣道外壓縮段，后體下壁面作為噴管的外膨脹段[3]。圖3給出了典型超燃沖壓發(fā)動機的一體化構(gòu)型示意圖。圖4給出了美國FALCON計劃[15]中的飛行器及TBCC發(fā)動機示意圖。

從液體亞燃沖壓發(fā)動機的發(fā)展歷史來看，沖壓發(fā)動機與導彈總體以及沖壓發(fā)動機與固體助推器的一體化程度越來越高；從超燃沖壓發(fā)動機或組合循環(huán)發(fā)動機來看，發(fā)動機與飛行器機體的一體化程度更高、耦合程度更深。總之，以超聲速/高超聲速巡航導彈、超聲速/高超聲速飛機和未來低成本可重復使用天地往返運輸系統(tǒng)為應用背景的亞燃/超燃沖壓發(fā)動機朝著沖壓發(fā)動機一體化程度更高的方向發(fā)展。

2.2 工作空域、速度范圍越來越大

早期研制的沖壓發(fā)動機工作空域小，速度范圍窄。如英國的“警犬”（Bloodhound）巡航飛行馬赫數(shù)為2.0，飛行高度為7 km，射程為20 km；中國的C101和C301導彈沖壓發(fā)動機，飛行速度范圍為1.8～2.0 Ma，飛行高度為低空0.3～0.5 km[19-20]。隨著沖壓發(fā)動機應用背景的擴展，發(fā)射平臺的多樣化，沖壓發(fā)動機的工作空域進一步擴大，飛行速度進一步增大。目前，飛行馬赫數(shù)2.0～3.5、射程 250 km～800 km沖壓發(fā)動機，仍然在繼續(xù)發(fā)展之中。如俄羅斯的“寶石”（SS-N-26）沖壓發(fā)動機，巡航飛行馬赫數(shù)為2.5～3.0 Ma，飛行高度約為15 km，射程約為110～480 km；印、俄聯(lián)合研制的“布拉莫斯”[15]，飛行馬赫數(shù)2.5～2.8 Ma，用于反艦和對陸（海岸）攻擊，射程大約290 km。

隨著液體亞燃沖壓發(fā)動機的逐步發(fā)展，飛行馬赫數(shù)4.0左右、射程1000 km以上導彈用沖壓發(fā)動機，正日益受到重視。如美國海軍提出的“FastHawk”導彈。沖壓發(fā)動機作為導彈武器的動力裝置，工作空域逐步擴大，速度范圍逐步增大。

隨著臨近空間領域研究的深入，沖壓發(fā)動機可以作為臨近空間高動態(tài)飛行器的動力裝置，也是各軍事強國的研制重點之一。如美國D-21發(fā)動機，飛行馬赫數(shù)為4.0，飛行高度為30 km。美國著力研發(fā)性能更好的超聲速/高超聲速飛行器，“Falcon”計劃應運而生，將研制水平起飛可重復使用高超聲速巡航的飛行器，將采用TBCC組合發(fā)動機。以未來低成本可重復使用天地往返運輸系統(tǒng)為應用背景的亞燃/超燃沖壓發(fā)動機以及組合循環(huán)發(fā)動機的工作空域和速度范圍進一步擴大?？傊?，工作空域的擴大、速度范圍的增大是沖壓發(fā)動機發(fā)展必然趨勢。

2.3 幾何結(jié)構(gòu)可調(diào)且控制技術(shù)越來越復雜

從液體亞燃沖壓發(fā)動機的研制歷程來看，早期沖壓發(fā)動機大多工作狀態(tài)較為單一、幾何結(jié)構(gòu)固定、一體化程度不高的發(fā)動機。隨著沖壓發(fā)動機工作空域的擴大、速度范圍的增大，對沖壓發(fā)動機性能要求的提高，需要采用沖壓發(fā)動機幾何結(jié)構(gòu)可調(diào)技術(shù)。如"寶石"沖壓發(fā)動機，采用了連續(xù)可調(diào)噴管。如果僅從進氣道和發(fā)動機性能角度考慮，進氣道是否可調(diào)主要取決于導彈總體規(guī)定的沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍、馬赫數(shù)的高低以及沖壓發(fā)動機對進氣道性能要求的高低。如果采用進氣道可調(diào)的沖壓發(fā)動機，則需要采用噴管可調(diào)技術(shù)。當然，沖壓發(fā)動機噴管是否可調(diào)主要取決了噴管可調(diào)帶來沖壓發(fā)動機性能增加的程度以及尾噴管調(diào)節(jié)機構(gòu)的復雜程度。

為了使幾何結(jié)構(gòu)可調(diào)沖壓發(fā)動機性能得到充分發(fā)揮，需要對復雜幾何結(jié)構(gòu)的沖壓發(fā)動機進行有效的控制，使其在一定工作狀態(tài)下具有最佳的幾何流道結(jié)構(gòu)，同時，需要監(jiān)測和控制幾何結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)（如噴管連續(xù)調(diào)節(jié)）與沖壓發(fā)動機工作狀態(tài)（如進氣道的激波位置監(jiān)測等）的關(guān)系等。

對于超燃沖壓發(fā)動機或組合循環(huán)發(fā)動機，一般都需要工作在多個不同的模態(tài)，為了使每個工作模態(tài)都工作于最佳狀態(tài)，需要對超燃沖壓發(fā)動機或組合循環(huán)發(fā)動機的幾何結(jié)構(gòu)進行調(diào)節(jié)，并根據(jù)發(fā)動機的工作狀態(tài)進行實時控制。幾何結(jié)構(gòu)的調(diào)節(jié)會帶來沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)復雜程度、控制技術(shù)復雜程度的增大，更會帶來沖壓發(fā)動機性能的增加，也將是沖壓發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的方向之一。

2.4 熱防護技術(shù)難度越來越大

對液體亞燃沖壓發(fā)動機來說，早期發(fā)動機的飛行速度較低，導彈或飛行器的外部氣動加熱帶來的熱載荷較低，熱防護問題更多的是沖壓發(fā)動機燃燒帶來的熱載荷，采用傳統(tǒng)意義上的燒蝕冷卻或氣膜冷卻便可以解決沖壓發(fā)動機的熱防護技術(shù)問題。但是，當馬赫數(shù)大于4或4.5時，即對高馬赫數(shù)的亞燃沖壓發(fā)動機或超燃沖壓發(fā)動機來說，傳統(tǒng)意義上的這種熱防護策略已變得不現(xiàn)實，而且也很難再用氣膜冷卻或隔熱材料[21]，通常的做法是采用再生冷卻和內(nèi)、外部的熱防護方案來轉(zhuǎn)移熱載荷[22]。再生冷卻方式是由自帶燃料承擔或者需要額外的冷卻劑。出于減少飛行器的體積與重量考慮，采用燃料最好。然而，往往滿足飛行任務所需的燃料往往沒有能力吸收所有飛行過程中產(chǎn)生的多余熱量，致使需要攜帶更多的燃料，或者要帶冷卻劑。

熱防護的目標就是合理地滿足發(fā)動機熱量的收支平衡。對于超燃沖壓發(fā)動機來說，當前人們對吸熱型碳氫燃料的關(guān)注更多，從某種程度而言，吸熱型碳氫燃料的誕生也反映了熱防護過程的發(fā)展變化。熱防護經(jīng)歷了金屬熱沉式被動防護、早期循環(huán)換熱式、涂層、合金材料、復合材料、吸熱型碳氫燃料再生冷卻及更為先進的能量旁路式主動熱防護等。目前國內(nèi)吸熱型碳氫燃料已有試樣，綜合性能約能滿足馬赫數(shù)6的飛行，但是，熱防護的重擔不可能全都落在燃料肩上，需要綜合考慮，比如吸熱型碳氫燃料再生冷卻+高溫合金、或復合材料+隔熱抗氧化涂層的熱防護技術(shù)。隨著亞燃沖壓發(fā)動機飛行馬赫數(shù)的提高，飛行射程的增大，熱防護難度逐漸增大，馬赫數(shù)增大到超燃沖壓發(fā)動機工作范圍時，發(fā)動機熱防護技術(shù)就需要通過多種渠道綜合考慮?？傊?，隨著沖壓發(fā)動機的發(fā)展，熱防護技術(shù)的難度越來越大。

2.5 仿真、試驗研制手段越來越完善

隨著計算機和計算技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值仿真計算在沖壓發(fā)動機研制中的地位和作用越來越明顯，各種通用仿真計算軟件，如流場計算軟件Fluent，F(xiàn)astran和CFD++等；結(jié)構(gòu)強度計算軟件Nastran和Ansys等；控制系統(tǒng)仿真軟件Matlab/DSpace等；液路系統(tǒng)仿真軟件AMEsim和EASY5等；優(yōu)化設計軟件Optimus和iSight等。其發(fā)展越來越完善和成熟，在方案論證和方案篩選中的地位越來越重要。此外，針對沖壓發(fā)動機的研制，還研制出了很多的專用設計軟件，如法國的ONERA已經(jīng)擁有兩個工業(yè)型流場計算軟件--ELSA 和CEDRE[1]。

在地面試驗保障條件方面，如美國較為著名的試驗研究中心有NASA的蘭利試驗研究中心、格林研究中心、美國空軍試驗室、GASL等大型國家試驗中心，這些試驗中心的試驗設施通過多年的建設和改造，已經(jīng)形成了系列化的特點，從規(guī)模龐大的8英尺風洞到小型的原理性試驗臺，幾乎是應有盡有?？偟膩碚f，通過近些年的發(fā)展，國外沖壓發(fā)動機試驗設施能力更強、測試手段更為領先，試驗分析手段更為先進。

從沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展看，國外非常重視演示驗證試驗。在進入工程研制之前，采用多種手段如系統(tǒng)仿真、地面系統(tǒng)集成以及飛行試驗來驗證系統(tǒng)的匹配性。美國上個世紀70年代研制的ASALM，其動力系統(tǒng)就進行了大量的地面試驗，還進行了7次飛行試驗；“FastHawk”等也都進行了大量系統(tǒng)驗證試驗[12]；作為高超聲速飛行器動力裝置的超燃沖壓發(fā)動機也進行了多輪地面演示驗證試驗。法國為驗證沖壓發(fā)動機技術(shù)，還制定了VESTA和RASCAL等計劃。總之，隨著沖壓發(fā)動機的研究和設計的深入，必將需求更多的仿真和地面研制保障手段；越來越完善的研制手段必將更快地促進沖壓發(fā)動機的研制的發(fā)展。

3 結(jié)束語

液體沖壓發(fā)動機是超聲速巡航導彈和臨近空間無人駕駛飛行器的理想動力裝置，各軍事大國都在研究液體亞燃/超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)。本文詳細論述了國內(nèi)外亞燃/超燃沖壓發(fā)動機在不同歷史時期的各個發(fā)展階段、研制歷程，并對各國具有代表性的導彈、飛行器或發(fā)動機進行具體闡述并歸納、總結(jié)，從而理出了沖壓發(fā)動機技術(shù)發(fā)展的主要方向和趨勢：1）液體沖壓發(fā)動機本身以及沖壓發(fā)動機與導彈/飛行器的一體化程度越來越高；2）隨著液體亞燃/超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動機的工作空域、速度范圍越來越大；3）導彈/飛行器的大空域、寬速度范圍對沖壓發(fā)動機的性能要求越來越高，必將引起幾何結(jié)構(gòu)的調(diào)節(jié)、控制技術(shù)越來越復雜，4）隨著飛行馬赫數(shù)的增大，導彈/飛行器和沖壓發(fā)動機的熱防護技術(shù)難度也將越來越大；5）沖壓發(fā)動機研制需要的仿真、試驗研制手段也越來越完善。

[1]鄭日恒.法國沖壓發(fā)動機研究進展 [J].航天制造技術(shù),2006(2):6-10,22.

[2]CALZONE R F.Developments in missile ramjet propulsion,AD-A322627[R].USA:AD,1996.

[3]MINARD J P,HALLAIS M,FALEMPIN F.Low cost ramjet technology for tactical missile application,AIAA 2002-3765[R].USA:AIAA,2002.

[4]FRY Ronald S.A century of ramjet propulsion technology evolution[J].Journal of Propulsion and Power,2004,20(1):27-58.

[5]過武宏,袁彩錦,朱漢雨.巡航導彈潛艇發(fā)展歷程與趨勢[J].飛航導彈,2009(7):29-32+36.

[6]汪玉,姚耀中.世界海軍潛艇 [M].北京:國防工業(yè)出版社,2006.

[7]靳濤.俄海軍巡航導彈潛艇發(fā)展歷程[J].海事大觀,2005(4):40-45.

[8]高建軍.未來空面制導武器發(fā)展趨勢[J].飛航導彈,2009(6):16-19.

[9]張佐成,鐘建業(yè).印度的導彈武器裝備 [J].飛航導彈,2006(7):7-16.

[10]曹臨.空地巡航導彈:防區(qū)外攻擊的主力[J].兵器知識,2005(2):49-53.

[11]王蒙,張純學.空對空武器發(fā)展概況[J].飛航導彈,2006(5):3-5.

[12]孟宇鵬,鄭日恒.超聲速進氣道與飛航導彈一體化發(fā)展概述[J].飛航導彈,2008(1):47-51.

[13]畢士冠.國外超聲速巡航導彈發(fā)展戰(zhàn)略與技術(shù)途徑討論（上）[J].飛航導彈,2007(1):1-9.

[14]畢士冠.國外超聲速巡航導彈發(fā)展戰(zhàn)略與技術(shù)途徑討論（下）[J].飛航導彈,2007(2):1-8,21.

[15]魏毅寅,劉鵬,張冬青,等.國外高超聲速技術(shù)發(fā)展及飛行試驗情況分析[J].飛航導彈，2010(5):2-5.

[16]HANK Joseph M,MURPHY James S,MUTZMAN Richard C.The X-51A scramjet engine flight demonstration program,AIAA 2008-2540[R].USA:AIAA,2008.

[17]曾慧,白菡塵,朱濤.X-51A超燃沖壓發(fā)動機及飛行驗證計劃[J].導彈與航天運載技術(shù),2010(1):57-61.

[18]朱愛平,葉蕾.法俄聯(lián)合進行Kholod雙模態(tài)沖壓發(fā)動機飛行試驗分析[J].飛航導彈,2010(2):64-69.

[19]FALEMPIN F，SERRE L.LEA flight test program:status in 2004,AIAA 2004-3344[R].USA:AIAA,2004.

[20]張煒,朱慧,方丁酉,等.沖壓發(fā)動機發(fā)展現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)[J].固體火箭技術(shù),1998,21(3):24-30.

[21]BURNERS R,LEE M J,MCMANIGAL J.Thermal management in hypersonic vehicles:characterization of phase change materials,AIAA 2001-3974[R].USA:AIAA,2001.