鄧英，朱大明

(1.中國航空研究院，北京100012；2.中航空天發(fā)動機研究院有限公司，北京100028)

空天飛行器及動力技術(shù)發(fā)展研究

鄧英1，朱大明2

(1.中國航空研究院，北京100012；2.中航空天發(fā)動機研究院有限公司，北京100028)

空天飛行器是航空航天領(lǐng)域重要的研究發(fā)展方向，主要有飛行器與發(fā)動機氣動外形一體化設(shè)計、氣動熱防護、推進和制導(dǎo)控制四個系統(tǒng)性關(guān)鍵技術(shù)，本文僅對飛發(fā)一體化和推進技術(shù)進行研究與分析。首先從高超聲速的定義入手，分析了空天飛行氣動熱和氣動力的特點；然后比較了四種不同飛行器氣動外形在性能、結(jié)構(gòu)、制造、經(jīng)濟性和使用操縱方面的優(yōu)劣，研究了不同類型空天組合動力技術(shù)的特點；最后從步驟、方法與措施等方面給出了空天飛行器及動力的發(fā)展建議。

空天飛行器；空天動力；高超聲速；乘波體；組合循環(huán)發(fā)動機；超燃沖壓發(fā)動機

1 引言

空天飛行器，本文指從地面零速度起飛、直至進入地球軌道(高度H約200 km，馬赫數(shù)Ma約25)的飛行器。Ma=2.83是目前配裝常規(guī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的飛行器所能達(dá)到的最大設(shè)計速度，米格-25和米格-31的設(shè)計最大馬赫數(shù)都是2.83[1]，美國的SR-71偵察機雖能達(dá)到Ma=3.0，但其配裝的是串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機。本文將Ma=1.0～2.8這個飛行速度區(qū)間定義為超聲速。錢學(xué)森在1946年將Ma＞5.0定義為高超聲速，已在全世界得到認(rèn)可和通用[2]。Ma=2.8～5.0的飛行速度區(qū)間里，飛行器和發(fā)動機的設(shè)計難度介于目前成熟的常規(guī)超聲速飛行器和高超聲速飛行器之間，且涉及的氣動力學(xué)、氣動熱學(xué)和燃料燃燒特性更偏向于常規(guī)超聲速，因此本文將這一飛行速度區(qū)間定義為中超聲速。也有人將Ma＞10的飛行階段稱為超高速[3]，這個定義在空間碎片撞擊領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，但并未得到空天飛行器研究領(lǐng)域的大范圍認(rèn)可。高超聲速與中超聲速和超聲速的區(qū)別不像超聲速與亞聲速那么明顯，主要是因為某些在超聲速時并不顯著的物理化學(xué)現(xiàn)象，由于馬赫數(shù)增大而變得非常重要。如流場非線性、薄激波層、熵層、粘性干擾作用、真實氣體效應(yīng)等，這些也是高超聲速氣動熱與氣動力研究的難點[4]。

本文所述的空天飛行器及動力主要使用范圍包括中超聲速和高超聲速，并認(rèn)為空天飛行器主要有四個系統(tǒng)性關(guān)鍵技術(shù)(飛行器與發(fā)動機氣動外形一體化設(shè)計、氣動熱防護、推進和制導(dǎo)控制)和三個通用性關(guān)鍵技術(shù)(材料工藝、數(shù)值仿真和地空試驗)。本文僅對飛行器與發(fā)動機氣動外形一體化設(shè)計和推進技術(shù)進行了研究，給出了對空天飛行器及其動力技術(shù)發(fā)展的思考和建議。

2 空天飛行器氣動外形設(shè)計研究

空天飛行器氣動外形主要有旋成體、翼身融合體、升力體和乘波體四種形式。

旋成體外形主要用于超聲速和中、高超聲速導(dǎo)彈，特點是尖圓錐形頭部、細(xì)長旋成體彈身并帶有大后掠角彈翼，由頭部尖錐形成的激波減小阻力[5]。其優(yōu)點是結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計制造使用等各項技術(shù)成熟。美國和俄羅斯均有Ma＞5的高超聲速導(dǎo)彈完成飛行試驗[6，7]。但這種氣動外形在中、高超聲速飛行中性能較差：升阻比低、機動性差、整體有效載荷比小[8]，圓柱狹長的彈身難于進行飛發(fā)一體化設(shè)計。

翼身融合體外形由常規(guī)飛行器構(gòu)型演化而來，機翼和機身兩個部件采用一體化設(shè)計布局，沒有明顯界限。機身橫截面為圓形或橢圓形，機翼安裝在機身中部，依靠機翼上下壓差提供升力。國外大部分再入式空天飛行器采用這種外形，典型應(yīng)用是美國和前蘇聯(lián)的航天飛機。這種外形的優(yōu)點是結(jié)構(gòu)重量小、有效載荷比大、飛行穩(wěn)定性好、熱防護和控制技術(shù)成熟，可使用傳統(tǒng)的氣動設(shè)計經(jīng)驗[9]。其升阻比在亞聲速時明顯高于其它氣動布局，特別是大攻角飛行時[8]。但進入超聲速范圍后優(yōu)勢減弱，升阻比隨攻角幾乎無變化。尤其是進入中、高超聲速后，由于其外形和激波系復(fù)雜，使發(fā)動機進口流場紊亂，無法起到協(xié)助噴管增推的作用。所以翼身融合體外形的空天飛行器一般使用火箭發(fā)動機作為動力。

升力體外形是一種與傳統(tǒng)飛行器完全不同的概念，沒有機翼等結(jié)構(gòu)，只靠三維設(shè)計的機身形成的升力就可穩(wěn)定進行Ma＞1的飛行。這種設(shè)計可消除機身本身產(chǎn)生的附加阻力和機翼與機身間的干擾阻力，從而能在較低的速度下獲得較高的升阻比，以提高飛行器系統(tǒng)整體性能[10]。其主要應(yīng)用于亞軌道飛行器、空天往返飛機等驗證機設(shè)計，如美國的X-33空天飛機(圖1)[11，12]。這種氣動布局的優(yōu)點是，Ma＞1時升阻比大、內(nèi)部體積利用率高、可承受熱載荷高，作為空天飛行器外形再入階段物理性能好[13]。主要缺點是外形三維設(shè)計比較復(fù)雜，無法與吸氣式發(fā)動機進行一體化設(shè)計。所以與翼身融合體外形一樣，這種氣動布局的飛行器只能使用火箭發(fā)動機，經(jīng)濟性較差。

圖1 美國X-33空天驗證機示意圖Fig.1 America X-33 aerospace vehicle demonstrator

上述氣動外形，尤其是適用于可重復(fù)使用空天飛行器的翼身融合體外形和升力體外形，由于在Ma＞1的流動中，其飛行器前緣大都是脫體激波，不僅產(chǎn)生了較大的波阻，而且通過前緣繞流在上下表面間產(chǎn)生流動泄漏，從而導(dǎo)致較大的升力損失。針對上述問題，Nonweiler于1959年提出了乘波體的概念[14]，即從圓錐、楔形等簡單幾何體產(chǎn)生的已知流場出發(fā)，生成高超聲速飛行器外形的設(shè)計方法。這與常規(guī)的已知外形求解流場的思路相反，乘波體設(shè)計是幾十年來唯一可實現(xiàn)反設(shè)計的一種飛行器設(shè)計方法。乘波體外形的氣動力學(xué)特點是激波在整個前緣附體，由此產(chǎn)生兩個明顯優(yōu)勢：一是阻斷激波后高壓氣流通過飛行器前緣向上表面溢流，由此可達(dá)到相對很大的升阻比；二是乘波體前緣將流場分為上下兩個獨立部分，上表面可根據(jù)載荷、容積、組件、功能翼等進行變化設(shè)計，下表面可根據(jù)發(fā)動機進氣和排氣流場要求設(shè)計，大大提高設(shè)計效率和飛發(fā)一體化程度，極大地提高了空天飛行器的綜合性能。國外一項針對Ma=6.3巡航的乘波體飛行器方案的研究認(rèn)為，采用乘波體方案大約可減少30%的起飛重量，推力需求也大大降低[15]。乘波體外形空天飛行器目前主要應(yīng)用在高超聲速范圍，包括單級或兩級入軌飛行器、高超聲速巡航飛行器、跨大氣層飛行器等。美國已試飛的兩種高超聲速飛行器X-43A和X-51A采用的都是乘波體外形。大量的部件、系統(tǒng)和飛行試驗證明，采用吸氣式發(fā)動機時，乘波體外形具有極大的性能優(yōu)勢。

空天飛行器的飛行范圍寬廣，具體采用哪種氣動外形沒有固定的模式可循，應(yīng)綜合考慮飛行器的任務(wù)用途、使用要求、飛行軌跡、有效載荷、推進方式、技術(shù)能力等多種因素予以確定。上述四種氣動外形各有優(yōu)劣，對于飛行范圍寬廣的空天飛行器，需綜合不同形式的氣動外形，以保證飛行器在整個飛行過程中都能保持良好的氣動性能。如首先使用火箭助推、達(dá)到Ma=4～5后，再啟動吸氣式發(fā)動機的飛行器，則可直接設(shè)計為乘波體外形；但若是需要從地面水平起飛的空天飛行器，則需采用有機翼方式的設(shè)計，以保證低速飛行效率。美國的X-43A采用的是乘波體外形，但同時NASA為試驗低速飛行性能，也通過增大機翼面積設(shè)計了X-43-LS驗證機[16，17]。另外，美國空軍和海軍資助的LoFLYTE驗證機，也同時具有乘波體外形和翼身融合體外形的特征[18，19]，用以驗證空天飛行器的低速飛行性能。

本文建議，針對主要飛行范圍在中超聲速范圍且有巡航任務(wù)的空天飛行器，外形應(yīng)兼顧Ma=3～4的飛行性能，應(yīng)采用帶機翼的乘波體外形，在滿足與吸氣式發(fā)動機一體化設(shè)計的同時，使地面起飛與空中爬升性能良好。

3 空天動力發(fā)展研究

推進技術(shù)是空天飛行器最關(guān)鍵的技術(shù)。推進技術(shù)成熟度不高，則整個空天飛機計劃都無法實現(xiàn)。美國NASA基礎(chǔ)航空研究計劃高超聲速項目2008年度會議報告，給出了投資經(jīng)費按學(xué)科的分類[20]，其中推進技術(shù)分量最重，如圖2所示。

圖2 美國高超聲速項目經(jīng)費構(gòu)成Fig.2 NASA hypersonic project investment distribution

空天動力覆蓋了Ma=0～25的廣闊飛行速度區(qū)間，圖3示出了空天動力在各個不同速度階段的技術(shù)特點與問題。

圖3 空天動力方案隨飛行馬赫數(shù)的變化Fig.3 The changes of power plants with flight Mach number

火箭發(fā)動機是目前最成熟的空天動力，可覆蓋Ma=0～25、H=0～200 km的全部飛行范圍。但火箭發(fā)動機比沖低、有效載荷比低，安全性和可靠性也比吸氣式發(fā)動機差很多。吸氣式發(fā)動機主要是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機，前者從中超聲速開始推阻比下降很快，后者在中、高超聲速飛行性能好但無法在零馬赫數(shù)起動。所以發(fā)展組合循環(huán)發(fā)動機是目前空天動力的主要發(fā)展趨勢。組合動力主要包括火箭沖壓組合發(fā)動機和渦輪沖壓組合發(fā)動機。

3.1 火箭沖壓組合發(fā)動機

火箭沖壓組合發(fā)動機有三個工作模態(tài)：引射模態(tài)、沖壓模態(tài)和純火箭模態(tài)[21]，純火箭模態(tài)用于進入地球低軌道。其主要優(yōu)點是：

(1)結(jié)構(gòu)簡單緊湊，體積小，重量輕。整個推進系統(tǒng)在多個模態(tài)中只使用一個流道，減輕了結(jié)構(gòu)質(zhì)量，縮短了結(jié)構(gòu)尺寸。

(2)可靠性高，維護簡單，但只有部分可重復(fù)使用。整個推進系統(tǒng)沒有或只有少數(shù)可調(diào)部件，可靠性高。但配裝這類發(fā)動機的飛行器只能采用無動力回收，如滑翔著陸或降落傘回收?；杷街憣︼w行器氣動外形設(shè)計與高速飛行氣動外形設(shè)計相差較大，折中設(shè)計會使飛行和著陸的性能都大打折扣。降落傘回收則易產(chǎn)生沖擊破壞并難于控制回收地點。

(3)兼具高比沖、高推重比。系統(tǒng)預(yù)研評估認(rèn)為，火箭沖壓發(fā)動機在典型飛行軌跡下的平均比沖可達(dá)580 s左右，推重比可達(dá)20左右；火箭發(fā)動機的平均比沖可達(dá)430 s左右、推重比是60左右；完全吸氣式發(fā)動機的平均比沖可達(dá)750 s左右，推重比是6左右。火箭沖壓發(fā)動機介于火箭發(fā)動機和吸氣式發(fā)動機之間[22]。

火箭沖壓組合發(fā)動機的主要問題是引射增推模態(tài)的推力增益一直未達(dá)到預(yù)期性能，主要原因是目前對引射的物理過程還沒有一個十分全面的認(rèn)識，所以建立在引射機理上的引射流動技術(shù)，仍只停留于觀察和測量層面。

當(dāng)前，火箭沖壓組合發(fā)動機仍是實現(xiàn)入軌的跨大氣層空天飛行器唯一可用的組合循環(huán)動力?；鸺齺喨紱_壓發(fā)動機已在美、俄、法等國以導(dǎo)彈的方式進入實際應(yīng)用[23]；火箭超燃沖壓發(fā)動機最新的飛行試驗于2012年5月進行，結(jié)果失敗，研究還在進行中。

3.2 渦輪沖壓組合發(fā)動機

與火箭沖壓組合發(fā)動機相比，渦輪沖壓組合發(fā)動機最主要的優(yōu)點是高效、安全和可靠性高。由于完全不用自行攜帶氧化劑，所以可減輕結(jié)構(gòu)重量，以提供較大的安全裕度，包括壽命設(shè)計和少維護、高耐久性設(shè)計，安全性好；可重復(fù)使用(大于1 000次任務(wù))；可水平起飛和著陸，增強發(fā)射、飛行和地面的可操作性(包括爬升終止和發(fā)動機失效的緊急處理)；無發(fā)射臺，可靈活操作和快速返場等。

基于大量的基礎(chǔ)研究和部分試驗研究，本文認(rèn)為渦輪沖壓組合發(fā)動機目前有如下幾個技術(shù)難點：①發(fā)展綜合推進技術(shù)，包括進氣道、高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機、雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機和噴管技術(shù)；②建立一個維持推進系統(tǒng)性能和操作都穩(wěn)定的模式轉(zhuǎn)換過程；③形成一個穩(wěn)定的模式轉(zhuǎn)換控制方式；④避免進氣道和發(fā)動機或其中一個不啟動；⑤減輕低速和高速飛行條件下進氣道與發(fā)動機的相互影響；⑥評估和計算發(fā)動機艙位置與背壓的關(guān)系；⑦發(fā)展、驗證和利用設(shè)計工具優(yōu)化發(fā)動機結(jié)構(gòu)。

目前最新的渦輪沖壓組合發(fā)動機研究來自于美國NASA格林研究中心。該中心已于2010年搭建了世界第一個并聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機試驗臺架(圖4)，并從2011年開始對進氣道模式轉(zhuǎn)換、渦輪發(fā)動機的風(fēng)扇和整機進行了多次成功試驗[24，25]。

圖4 美國格林研究中心并聯(lián)式渦輪沖壓發(fā)動機進氣道試驗臺Fig.4 Over-under TBCC engine inlet test bed in NASA Glenn Research Center

渦輪沖壓組合發(fā)動機布局可分為并聯(lián)和串聯(lián)兩種方式，主要區(qū)別在于是否共用一個進氣道。并聯(lián)布局更適用于往返重復(fù)使用的空天飛行器，而串聯(lián)布局更適合于彈用。相對于前后串聯(lián)布局，渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機上下并聯(lián)布局的特點為：①組合發(fā)動機寬度和長度相對較小，但高度相對較大?？仗祜w行器為乘波體外形時，其前體要為發(fā)動機進氣道起到預(yù)先壓縮作用，為達(dá)到良好的預(yù)壓縮效果，飛行器前緣到發(fā)動機進氣道下唇口之間的垂直高度要有一適當(dāng)范圍，這正好利用了上下并聯(lián)布局組合發(fā)動機的高度。具體尺寸和氣動外形需與機體進行高度一體化設(shè)計。②進氣道和噴管易于設(shè)計。③可調(diào)部件少，可靠性高，技術(shù)難度低。

雖然J58發(fā)動機是串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機，但其飛行馬赫數(shù)較低(設(shè)計最大馬赫數(shù)為3)，所以其部件需要調(diào)節(jié)的程度不大。這時可把一些原本設(shè)計為可調(diào)的部件設(shè)計定型為不可調(diào)，由此帶來的性能下降在可接受范圍內(nèi)。但當(dāng)設(shè)計巡航馬赫數(shù)在4～5或更大時，發(fā)動機為適應(yīng)從馬赫數(shù)0到巡航馬赫數(shù)而帶來的幾何結(jié)構(gòu)調(diào)整幅度較大，這時若將原本設(shè)計為可調(diào)的部件設(shè)計定型為不可調(diào)，發(fā)動機的性能下降會很大，不可接受。所以對于設(shè)計巡航馬赫數(shù)在4～5或更高范圍內(nèi)的渦輪沖壓組合發(fā)動機，應(yīng)采用并聯(lián)布局。

4 空天飛行器和動力發(fā)展建議

4.1 逐步推進，謹(jǐn)慎跨越

從2007年起到2012年5月中旬，美國累計進行了八次高超聲速飛行試驗，包括馭波者X-51A三次、獵鷹HTV-2兩次、海軍高超聲速飛行器HyFly三次。除X-51A的第一次試驗可算作成功外，其余試驗均以失敗告終，或未達(dá)到試驗?zāi)康?。美?003年提出即時全球打擊計劃，全方位開展高超聲速關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，其近期目標(biāo)是研制一次性使用的高超聲速巡航導(dǎo)彈，中期目標(biāo)是研制高超聲速飛機，遠(yuǎn)期目標(biāo)是研制地面始發(fā)站可重復(fù)使用的天地往返運輸系統(tǒng)。美國在研究基礎(chǔ)雄厚、投資大、實力強的情況下，研制仍然很不順利。筆者認(rèn)為其原因主要有兩點：首先是跨越式發(fā)展，導(dǎo)致技術(shù)不確定性和風(fēng)險巨大，尤其是飛行試驗，為了搶進度，飛行試驗計劃在技術(shù)上跨越了Ma=4以下的中超聲速階段，直接從亞聲速跳到了6～8倍高超聲速的方案，導(dǎo)致未知因素明顯增多；其次是由于高超聲速技術(shù)會帶來巨大的經(jīng)濟利益，NASA、DARPA、空軍、海軍、陸軍、波音、GE、P&W等都參與競爭，啟動了多個計劃，眾多計劃同時開展，分散了研究力量，增大了技術(shù)風(fēng)險。

開展空天飛行技術(shù)研究應(yīng)遵循科學(xué)發(fā)展觀、按照科學(xué)規(guī)律進行。從動力技術(shù)發(fā)展看，采用火箭沖壓組合動力仍是當(dāng)前較為可行的空天飛行器發(fā)展途徑。在渦輪沖壓組合動力技術(shù)發(fā)展滯后的情況下，必須利用成熟的火箭及火箭基組合動力技術(shù)開展飛行器和控制技術(shù)研究。

4.2 注重數(shù)值仿真，進行大量試驗驗證

從國外研究經(jīng)驗看，數(shù)值仿真可節(jié)約大量經(jīng)費，并加快研制進度。我國由于基礎(chǔ)薄弱，更要注重數(shù)值仿真，在建模計算過程中帶動基礎(chǔ)研究發(fā)展，逐步完善模型，并為以后進行更高飛行速度的飛行器及動力研制奠定基礎(chǔ)。

空天飛行過程中的眾多未知情況和現(xiàn)象，必須進行大量試驗以逐步提高技術(shù)成熟度。從機理、原理試驗，到部件、系統(tǒng)、整機試驗，逐漸深入開展才能降低技術(shù)風(fēng)險。尤其是飛行演示驗證試驗非常關(guān)鍵，空天飛行器和動力的飛行環(huán)境很難在地面試驗臺架上完全模擬，最終技術(shù)驗證仍需進行飛行試驗。

4.3 空天技術(shù)發(fā)展，動力必須先行

空天技術(shù)的發(fā)展關(guān)鍵在動力，動力類型的選擇應(yīng)從實際水平出發(fā)。如空天動力中的超燃沖壓發(fā)動機，其研究起源于20世紀(jì)50年代中期，原美國國家航空咨詢委員會的研究工作者在劉易斯飛行推進實驗室(現(xiàn)為格林研究中心)進行了鋁硼氫化物超聲速燃燒試驗。1958年9月，第一批超燃沖壓發(fā)動機初步研究報告出爐[22]。直到2004年3月，NASA的X-43A飛行器才實現(xiàn)了第一次超燃沖壓發(fā)動機飛行驗證，在Ma=6.83下飛行了8 s左右[26]。目前美國的超燃沖壓發(fā)動機計劃是馭波者X-51，發(fā)動機為SJY61，在三次飛行試驗中分別因密封失效、進氣道未啟動、平衡尾翼問題導(dǎo)致試驗失敗。X-51A由波音公司研制，SJY61由P&W公司研制。整機共有四架驗證機，現(xiàn)僅剩一架。美國研究超燃已有半個世紀(jì)，SJY61超燃沖壓發(fā)動機從1997年9月的進氣道調(diào)整試驗算起也已有15年時間，但迄今也沒有達(dá)到預(yù)計的飛行試驗效果。由此可看出，超燃沖壓發(fā)動機研制難度很大，需要投入大量的人力、物力和財力(單是四架驗證機研制費用就高達(dá)8.8億美元)，并需要長時間的技術(shù)積累。所以應(yīng)加強超燃沖壓發(fā)動機的基礎(chǔ)研究和關(guān)鍵技術(shù)研究，在針對其關(guān)鍵技術(shù)逐一進行數(shù)值研究和試驗研究的同時，開展試驗設(shè)備的建設(shè)和技術(shù)改造，奠定好技術(shù)基礎(chǔ)。

亞燃沖壓發(fā)動機是當(dāng)前開展空天飛行器和動力研究的一個較好選擇。亞燃沖壓發(fā)動機技術(shù)難度較超燃沖壓發(fā)動機的低很多，從目前的研究情況看，巡航馬赫數(shù)4的亞燃沖壓發(fā)動機已經(jīng)可以進入使用狀態(tài)，巡航馬赫數(shù)4～5的在進行飛行試驗，巡航馬赫數(shù)5～6的在進行部件試驗[27]，使用亞燃沖壓發(fā)動機作為空天動力的可行性較好。

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Aerospace Vehicle and Propulsion Development

DENG Ying1，ZHU Da-ming2
(1.Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China；2.China Aviation Engine Establishment，Beijing 100028，China)

The study of aerospace vehicle is an important future research direction of aeronautics and astro?nautics.There are four systematic key technique of aerospace vehicle:the integrated design of vehicle and engine aerodynamic shape,aero thermal protection,propulsion and guidance control.The research and anal?ysis in this paper were focused on the engine/airframe integration.With the hypersonic definition at the be?ginning,the aerodynamic and aero thermal characteristics were analyzed.Then performance,configuration, manufacture,affordability and operability of different aerodynamic shape were compared.The characteris?tics of different aerospace propulsion combination were researched.And the suggestion of aerospace vehicle and propulsion development was presented in the end.

aerospace vehicle；aerospace propulsion；hypersonic；wave rider；combined cycle engine；scramjet

V271.9；V236

A

1672-2620(2013)01-0047-06

2012-09-03；

2013-01-06

鄧英(1964-)，女，重慶人，高級工程師，主要從事航空科研管理工作。