袁春飛，仇小杰

（中航工業(yè)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

超燃沖壓發(fā)動機研究現(xiàn)狀及控制系統(tǒng)關鍵技術

袁春飛，仇小杰

（中航工業(yè)航空動力控制系統(tǒng)研究所，江蘇無錫214063）

介紹了超燃沖壓發(fā)動機的基本概念以及推進系統(tǒng)技術等關鍵技術，全面綜述了近年來美國、俄羅斯、法國和國際合作等在超燃沖壓發(fā)動機技術領域的新進展以及發(fā)展動態(tài)，分析了各國相關重點項目的技術發(fā)展以及工程進展，重點探討了超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)關鍵技術，在此基礎上對超燃沖壓發(fā)動機的特點進行了總結，并對超燃沖壓發(fā)動機的發(fā)展進行了展望。

超燃沖壓發(fā)動機；控制系統(tǒng)；關鍵技術；發(fā)展動態(tài)；臨近空間

0　引言

隨著科技的迅猛發(fā)展，臨近空間已逐漸成為各國軍事裝備競爭的新領域。一般將距離地面20～100 km的空域稱為臨近空間。這段空域介于空間軌道飛行器最低飛行高度和飛機最高飛行高度之間，相對于下層空域具有高度優(yōu)勢，同時也能對外層空間的空間站和衛(wèi)星等航天器形成近距離的威脅。高超聲速飛行器技術的發(fā)展是人類繼發(fā)明飛機、突破聲障、進入太空之后又一個劃時代的里程碑。其飛行空域主要在臨近空間，巡航Ma=6～15，為占據臨近空間，各國將高超聲速技術的發(fā)展作為1條重要途徑，而高性能推進技術的發(fā)展是高超聲速武器發(fā)展的核心關鍵技術［1-4］。

超聲速燃燒沖壓發(fā)動機（簡稱超燃沖壓發(fā)動機）是大氣層內以高超聲速飛行的最佳動力裝置，無轉動部件，經濟性好，已經成為21世紀國防研究的重點項目之一。一般的沖壓發(fā)動機主要組成部分有：進氣道、主動冷卻燃燒室、尾噴管、燃油與控制系統(tǒng)、點火系統(tǒng)、測量系統(tǒng)和直屬件等。根據燃燒室氣流狀況，沖壓發(fā)動機又可分為亞燃沖壓發(fā)動機、超燃沖壓發(fā)動機。亞燃沖壓發(fā)動機燃燒室入口氣流為亞聲速，采用超聲速進氣道，推進速度可達Ma=3～5。超燃沖壓發(fā)動機進入燃燒室的氣流為超聲速，在超聲速氣流中進行燃燒，從而使發(fā)動機熱力循環(huán)可以在較低的靜溫和靜壓下進行。超燃沖壓發(fā)動機在Ma=4～4.5開始投入運行，飛行速度高達Ma=16，理論上最大飛行速度可達Ma=25左右，推重比可達20以上。

初期的高超聲速技術研究主要是概念和原理的探索，而現(xiàn)階段對高超聲速技術的研究已經以某種高超聲速飛行器為應用背景進行先期技術開發(fā)。從20世紀50年代末開始到90年代初，經過幾十年不懈探索，美國、俄羅斯、法國、德國、日本、印度、澳大利亞等國先后取得了超燃沖壓發(fā)動機技術上的重大突破，并陸續(xù)進行了地面試驗和飛行試驗。各國對高超聲速技術開發(fā)的主要應用目標為：近期目標為高超聲速巡航導彈，中期目標為高超聲速飛機，遠期目標為吸氣式推進的跨大氣層飛行器、空天飛機。

1　國內外發(fā)展概況

1.1美國全球領先

早在20世紀50年代，美國就開展了高超聲速飛行器及其相關技術的研究，并提出了系列化的研究發(fā)展計劃和項目。美國國防部的高超聲速飛行器及其技術的相關研究工作計劃如圖1所示。

圖1　美國國防部的高超聲速飛行器及其技術的相關研究工作計劃

美國空軍和宇航局在20世紀80年代開展了NASP計劃，其最終目標是通過設計高超聲速飛行器X-30來實現(xiàn)在地球低軌道的飛行試驗。這個計劃耗時10 a且耗資30億美元，使得美國空軍和宇航局通過試驗條件的建設以及改造掌握了大量數據，為后續(xù)的高超聲速飛行技術的研發(fā)奠定了基礎，并大大推進了高超聲速飛行技術的發(fā)展。

繼NASP計劃之后，美國于20世紀90年代開展了HyTech計劃。美國空軍研究試驗室通過使用液體碳氫為燃料的超燃沖壓發(fā)動機，驗證了Ma=4～8的高超聲速飛行技術。該計劃于2006年結題，并通過3個階段開展了相關試驗驗證：超燃沖壓發(fā)動機的部件驗證技術在第1、2階段進行了驗證，在第3階段開展了系統(tǒng)集成和高超聲速技術驗證，最終制造了GDE-1和GDE-2雙模超燃沖壓發(fā)動機，并于2005年完成了相關試驗驗證。HyTech計劃是1個較為成功的計劃，通過部件關鍵技術研究、整機性能試驗和地面試驗逐級推進的方法來開展高超聲速飛行技術的試驗驗證［4］。

與HyTech計劃同步開展的還有NASA-LRC和DFRC聯(lián)合開發(fā)的Hyper-X計劃，其主要通過高超聲速飛行器的設計和試驗，來驗證高超聲速飛行器以及空地往返的超燃沖壓發(fā)動機技術，其具有代表性的空天飛行器包括X-43A、X-43B、X-43C和X-43D。X-43A（如圖2所示）采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機作為推進系統(tǒng)，計劃工作時間為5～10 s，推進速度為Ma=7～10，通過2次飛行試驗對其進行了驗證，并與風洞試驗結果進行了對比；X-43B采用沖壓組合發(fā)動機作為推進系統(tǒng)，燃料為液氫，預計飛行馬赫數為7，由于經費原因，X-43B計劃在制訂方案時就被軍方終止；X-43C采用3臺超燃沖壓發(fā)動機并聯(lián)方式作為推進系統(tǒng)，計劃飛行馬赫數為6，但是由于經費原因，本項目被暫停；X-43D采用液氫燃料雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機作為推進系統(tǒng)，原型是X-43A空天飛行器，計劃飛行馬赫數為15，目標是驗證飛發(fā)一體化設計技術［5-7］。

圖2X-43A發(fā)射

FASTT計劃的高超聲速飛行器把超燃沖壓發(fā)動機集成到導彈結構中，采用碳氫燃料的超燃沖壓發(fā)動機，飛行高度為18.24 km，速度為Ma=5.5，其推進系統(tǒng)采用普通液體碳氫燃料。FASTT于2005年開展了首次自由飛行試驗，共飛行15 s。

HyFly是美國海軍和美國國防部聯(lián)合開展的1項高超聲速飛行驗證計劃，主要開展以雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機為推進系統(tǒng)的高超聲速導彈技術的研究。HyFly計劃開展飛行速度Ma=6以及700 km航程的巡航飛行試驗，并驗證導彈布撒彈藥技術。在4年時間中，HyFly共開展了3次飛行試驗，驗證了導彈的制導與控制性能、雙燃燒室轉接以及燃油控制和爬升性能，但是由于燃油控制系統(tǒng)出現(xiàn)問題，試驗馬赫數僅達到了3.5且只飛行了50余s，試驗未取得成功。

HySET計劃是由美國空軍研究實驗室組織實施的，并于2005年制造出1臺名為GTD-2高超聲速地面驗證發(fā)動機。GTD-2發(fā)動機采用了可變幾何進氣裝置，并設計了往返入軌的推進系統(tǒng)的結構。GTD-2發(fā)動機分別于2005和2006年開展了Ma=5，7的地面試驗，均采用了碳氫燃料。

在HySET計劃試驗結果的研究基礎上，美國空軍研究實驗室（AFRL）與國防高級研究計劃局（DARPA）聯(lián)合主持研制了X-51A飛行器，如圖3所示。X-51A是超燃沖壓發(fā)動機高超聲速驗證機，代號“乘波者（SED-WR）”。該飛行器由PW公司以及BOEING公司聯(lián)合開發(fā)，由1臺JP-7碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機推動，設計飛行馬赫數為6～6.5之間，其主要目的是開展高超聲速驗證機的飛行演示驗證，驗證超燃沖壓發(fā)動機推進的飛行器的可行性以及為后續(xù)的遠程和全球打擊武器的的研究做準備。該計劃的終極目標是發(fā)展1種比美國現(xiàn)有武器庫中任何1種導彈的速度都要快5倍以上，可在1 h內攻擊地球任意位置任意目標的新武器。X-51A的推進系統(tǒng)主體采用鉻鎳鐵合金，燃油控制系統(tǒng)完全一體化，控制系統(tǒng)的硬件和軟件能使發(fā)動機作為1個完整的閉環(huán)系統(tǒng)工作，通過FADEC實現(xiàn)復雜的燃料控制和轉換。2010年5月，X-51A進行了第1次試飛。X-51A從15 km高空處投放并由火箭加速到Ma=4.8，其超燃沖壓發(fā)動機點火，自主飛行200 s后加速至Ma=5，飛行高度約為20 km。X-51A的首飛成功刷新了X-43A創(chuàng)造的超燃沖壓發(fā)動機推進的高超聲速飛行時間記錄，標志著超聲速技術獲得重要進展的里程碑［9］，意味著超燃沖壓發(fā)動機將提供1種全新的快速全球打擊能力。2011年6月，X-51A進行了第2次試飛，但以失敗告終。

圖3　X-51A飛行器概念

1.2俄羅斯大力發(fā)展高超聲速技術

長期以來，俄羅斯國防部一直在為高超聲速推進系統(tǒng)研究項目提供經費支持。在超燃沖壓發(fā)動機研制方面，俄羅斯一直走在世界前列。在20世紀末，以研究氫燃料超燃沖壓發(fā)動機性能為目的的“冷”計劃得以實施，該計劃由茹科夫斯基和巴拉諾夫2個中央發(fā)動機研究院聯(lián)合開展，各大關鍵技術均取得了重大突破，比如完成了亞聲速燃燒模態(tài)到超聲速燃燒模態(tài)的轉換，奠定了俄羅斯高超聲速技術的領先地位。

為更好研究發(fā)動機性能，制造相配套的高超聲速飛行器，俄羅斯制定了“依格納”飛行器研究計劃，如圖4所示。在該計劃中，研發(fā)出名為“鷹”的有翼高超聲速試驗飛行器，該飛行器于2001年進行了首飛試驗并取得了成功。

圖4　“依格納”研究計劃戰(zhàn)略

隨后，俄羅斯又開展了鷹31計劃，鷹31高超聲速飛行器采用2臺雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機作為推進系統(tǒng)。該項目開展了大量的地面試驗，突破了很多關鍵技術，如在給定的馬赫數、雷諾數和總溫范圍內，燃燒室超聲速燃燒的穩(wěn)定性、空氣-燃料混合物穩(wěn)定點火和燃燒技術以及在超燃沖壓發(fā)動機導管幾何尺寸的條件下的高效率燃燒技術等。

近期俄羅斯正在進行1項有關超燃沖壓發(fā)動機推進系統(tǒng)的保密計劃，計劃中的推進系統(tǒng)可用在洲際彈道導彈上進行導彈防御。

1.3法國是高超聲速技術起源地

沖壓發(fā)動機起源于法國，其原理于1913年由法國工程師René LORIN提出并申請專利。近100年來，法國的沖壓發(fā)動機技術得到了長足發(fā)展并保持著世界先進水平。自20世紀70年代以來，法國開始研究整體式沖壓發(fā)動機技術，包括整體式液體和整體式固體燃料的沖壓發(fā)動機技術［11］。

20世紀90年代，法國在國防部等單位的領導下開始實施PREPHA計劃。該計劃重點研究氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的設計與地面試驗，包括：超燃沖壓發(fā)動機試驗模型的設計與地面試驗、試驗設備的建設、計算程序和物理模型的發(fā)展、材料技術和總體設計技術的研究，主要研究用于大型飛行器的超燃沖壓發(fā)動機技術。Aerospatiale公司根據PREPHA計劃在皮爾及斯地區(qū)建立了超燃沖壓發(fā)動機試驗臺，并于1995年調試完成，該試驗臺可模擬馬赫數為6的超燃沖壓發(fā)動機試驗。此外，法國還與俄羅斯的CIAM合作，用助推器發(fā)射以軸對稱氫燃料超燃沖壓發(fā)動機為推進系統(tǒng)的高超聲速飛行器，以便初步了解超燃沖壓發(fā)動機在飛行狀態(tài)下的工作性能，于1991年11月進行了第1次飛行試驗，1992年12月進行了第2次試驗，飛行試驗馬赫數達5以上。

在法國政府的支持下，MBDA公司在20世紀90年代與莫斯科航空學院合作，進行了幾何結構可調的寬馬赫數雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機研究。該超燃沖壓發(fā)動機主要具有以下特點：尺寸較大（進口面積0.05 m2）、Ma范圍寬（3～12）、可根據彈道調節(jié)幾何結構、實時優(yōu)化性能、氫燃料、高超聲速飛行結構。

由MBDA法國公司和ONERA負責的PEOMETHEE項目于20世紀90年代末由法國國防部正式啟動。為初步研究高超聲速巡航導彈推進系統(tǒng)設計和使用技術，并能直接考慮某些作戰(zhàn)限制因素，該項目研究有關碳氫燃料雙模沖壓發(fā)動機的技術難題，以空對地高超聲速巡航導彈為應用背景，導彈長6 m，發(fā)射質量為1700 kg，采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機，發(fā)動機工作Ma=2～8，采用吸熱型碳氫燃料。

1.4國際合作尋求突破

20世紀90年代，美國、德國、英國、澳大利亞、韓國、日本等國聯(lián)合開展了HyShot計劃，這是國際高超聲速技術合作的典型項目，積極致力于高超聲速基礎技術研究，在發(fā)射架上的HyShot2超燃沖壓發(fā)動機飛行器如圖5所示，其飛行器采用超燃沖壓發(fā)動機作為推進系統(tǒng)，并以進行飛行試驗作為最終目標。至2006年，該計劃共計進行了4次飛行試驗，第1次試驗失敗，后3次試驗均取得成功，飛行Ma=7.6，其中第3、4次試驗分別使用了英國提供的HyShot3和日本提供的HyShot4超燃沖壓發(fā)動機。

圖5　在發(fā)射架上的HyShot2超燃沖壓發(fā)動機飛行器

美國和澳大利亞于2004年啟動了Hy-CAUSE計劃。2國多個研究單位參與該計劃研究，其中研究的主體為美國DARPA和澳大利亞DSTO。Hy-CAUSE項目的主要目標是研究氫燃料超燃沖壓發(fā)動機在高超聲速條件下的性能和可操作性，并通過地面和飛行條件下試驗數據的對比，研究低成本飛行的試驗方法。Hy-CAUSE項目于2007年開展了飛行試驗并取得了成功。

2006年，美國與澳大利亞又合作開展了HIFiRE研究計劃，旨在研究1種以超燃沖壓發(fā)動機為推進系統(tǒng)的高超聲速飛行器，并研究在大氣層中以Ma=8的速度進行飛行的高超聲速氣動布局方案，通過試驗獲得高超聲速飛行試驗數據。HIFiRE計劃的研究結果可用于支持美國的X-51項目，同時為美國后續(xù)開展遠程和全球打擊武器的研究提供強大的飛行試驗數據庫。HIFiRE項目計劃進行10次試飛試驗，目前已經完成了2次，均取得了成功，獲得了很多寶貴的數據并在各關鍵技術領域取得了豐富的技術成果，其對美國和澳大利亞未來高超聲速技術的研究和驗證無疑有非常重要的作用。

2　超燃沖壓發(fā)動機關鍵技術

由于超燃沖壓發(fā)動機既要在范圍很寬的飛行狀態(tài)下工作，又要在超聲速氣流中組織有效的燃燒，其技術實施涉及到很多重大關鍵技術問題，難度非常大。從目前國內外的發(fā)展經驗看，必須達到成熟化的關鍵性技術包括：推進系統(tǒng)技術、熱防護以及材料技術、空氣動力學技術、先進控制技術以及飛/發(fā)一體化技術。

2.1推進系統(tǒng)技術

在超燃沖壓發(fā)動機的研制中，首要的具有挑戰(zhàn)性的技術難題是推進技術。對于常規(guī)沖壓發(fā)動機，氣流在燃燒室內為亞聲速，而對于超燃沖壓發(fā)動機，氣流在燃燒室內為超聲速，氣流來流速度快，在整個寬廣的運行速度范圍內流動，燃料在燃燒室內駐留時間短，燃燒與流動耦合強，燃料的噴霧、混合和有效燃燒必須在極短的時間內完成，難度很大。此外，燃燒室內存在著激波和附面層的相互干擾，使得燃燒過程相當復雜，需要對燃燒穩(wěn)定性與過程進行優(yōu)化。同時超聲速燃燒過程的總壓損失也比亞聲速燃燒過程大得多，需要研究新的沖壓發(fā)動機技術，驗證發(fā)動機在大馬赫數下的性能。

2.2熱防護和材料技術

面對復雜的大氣環(huán)境，發(fā)動機要具有很強的適應能力，特別是受到氣動熱載荷效應的影響時，高超聲速飛行器的機頭、控制面及機翼前緣在高速飛行中都具有較高溫度，同時推進系統(tǒng)的燃燒室、噴管溫度也很高，如果不做熱防護處理，勢必會影響到發(fā)動的性能及穩(wěn)定性，因此熱防護技術的研究勢在必行。熱防護重點從系統(tǒng)結構和材料方面進行改進，并不斷優(yōu)化主動式放熱系統(tǒng)和超低溫推進劑貯箱的材料，從而擁有輕并且耐用的結構和有效的防熱系統(tǒng)。

針對大氣中臭氧、紫外線、高能粒子的腐蝕和輻射，需要不斷研究抗氧化和電磁防護技術。目前國內外正在研究使用快速固化粉末冶金工藝制造高純度、輕質量的耐高溫合金，以及耐高溫的陶瓷基復合材料以及碳/碳復合材料方案，以滿足超燃沖壓發(fā)動機防熱和抗氧化要求。

2.3空氣動力學技術

由于臨近空間縱跨非電離層和電離層，故其內部大氣現(xiàn)象極其復雜，當高超聲速飛行器在此環(huán)境飛行時，超燃沖壓發(fā)動機內部會產生很強的激波，并且激波和邊界層之間的干擾會隨著馬赫數的增大而增加，同時產生高溫，使得發(fā)動機內部氣體電離、分解并且發(fā)生化學反應，所以在超燃沖壓發(fā)動機研制過程中必須考慮真實的高溫氣體以及其非平衡流動問題。對此，目前雖進行了很多研究，但是在各種復雜因素耦合情況下的氣流運動情況，還是存在很多認識上的不足。

美國在總結X-43A經驗時曾提出要重點研究超燃沖壓發(fā)動機如下空氣動力學問題的影響：邊界層從層流轉變?yōu)橥牧鞯霓D換，湍流邊界層的流動和剪切層的流動，激波與邊界層之間的相互作用，燃料噴注入氣流、燃料與空氣的混合、燃料與空氣之間的化學反應，機身與推進系統(tǒng)一體化設計的飛行器性能和可運行范圍等。以中國目前的計算水平以及設備能力而言，還不能較好的模擬臨近空間的復雜飛行環(huán)境。為此，應當充分利用和發(fā)揮高超聲速空氣動力學相關的基礎理論、建模計算、高速數值計算技術及試驗驗證手段的優(yōu)勢。

2.4先進控制技術

臨近空間跨越大氣平流層、中間層以及小部分增溫層，大氣稀薄，而且隨高度變化的大氣參數變化復雜，導致高超聲速飛行器尤其是對大氣參數非常敏感的超燃沖壓發(fā)動機的控制技術面臨很多技術難點，超燃沖壓發(fā)動機先進控制技術的研究迫在眉睫。超燃沖壓發(fā)動機與高超聲速飛行器姿態(tài)緊密關聯(lián)，在很寬馬赫數范圍內，超燃沖壓發(fā)動機呈現(xiàn)出復雜的控制機理，控制問題的研究直接與發(fā)動機內部物理和化學過程相關，需要掌握對氣體流動以及燃燒過程起主導作用的物理化學效應，及相互耦合關系對發(fā)動機控制特性的影響，從而提煉出準確的控制需求和控制問題。當前，超燃沖壓發(fā)動機的技術難點之一就是實現(xiàn)超聲速燃燒，燃料的控制是其關鍵，超燃沖壓發(fā)動機為了在寬的Ma范圍內運行，實際上要經過亞燃區(qū)過渡到超燃區(qū)，由于超燃和亞燃在燃燒特性上的巨大差異，以及超聲速燃燒需要的變面積比燃燒過程，使得超燃沖壓發(fā)動機呈現(xiàn)出了很強的非線性，難以控制，同時燃料量的小范圍內變化就可能導致發(fā)動機工作不穩(wěn)定，控制系統(tǒng)要承擔起改變發(fā)動機內部燃燒狀態(tài)、控制發(fā)動機推力和施加保護控制的任務，從而提高發(fā)動機的效率、增大推力。在超燃沖壓發(fā)動機運行過程中，由于發(fā)動機飛行條件變化大，穩(wěn)定邊界狹窄，對于各種擾動非常敏感，存在多種安全邊界，包括進氣道不起動、進氣道喘振、燃燒室貧富油熄火邊界等，這就要求必須進行進氣道以及噴口的變幾何主動控制研究，在很大范圍內進行調節(jié)進氣道以及噴管，從而保證超燃沖壓發(fā)動機在各種飛行條件下工作，使發(fā)動機時刻處于最佳的工作狀態(tài)。

2.5飛/發(fā)一體化技術

美國在20世紀60年代即開展了早期的超燃沖壓發(fā)動機研究。NASA制訂了高超聲速發(fā)動機研究計劃，在該計劃中，發(fā)動機性能、結構和系統(tǒng)等方面的重要研究工作已經完成，但同時也發(fā)現(xiàn)了結構方面亟待解決的問題。由于超燃沖壓采用的是發(fā)動機的軸對稱、吊艙式的結構形式，使得發(fā)動機外形呈現(xiàn)中間細、兩頭粗，使發(fā)動機面臨很大的迎風面積和外阻力，同時由于發(fā)動機內外表面都與高溫熱氣流接觸，冷卻壁面需要大量的冷卻劑。這就導致超燃沖壓發(fā)動機工作壽命過短，在高Ma時液氫冷卻劑需求量急劇上升，發(fā)動機外阻力過大。為此，美國提出飛/發(fā)一體化超燃沖壓方案來解決以上問題：通過將飛行器機體的下表面作為發(fā)動機進氣道與尾噴管的一部分，使得發(fā)動機與機身連成一體，從而極大地減少了發(fā)動機的迎風面積、外阻力和質量，也大幅度地減少了冷卻劑的需求量；同時將發(fā)動機做成模塊形式，可以只取若干個模塊進行發(fā)動機試驗，降低了對試驗設備的要求。目前超燃沖壓發(fā)動機研制的基本形式就是這種飛/發(fā)一體化超燃沖壓方案。

3　超燃沖壓發(fā)動機控制技術

3.1控制要求

根據第2.5節(jié)所述，超燃沖壓發(fā)動機燃燒邊界狹窄，為保證高效率運行，發(fā)動機工作點一般在臨界點附近，很容易進入亞臨界區(qū)，并引起進氣道“喘振”。這就要求控制系統(tǒng)在各種環(huán)境條件下穩(wěn)定性高，避免動態(tài)過程中的振蕩現(xiàn)象，對于燃料和幾何控制的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)性能需求很高。高超聲速飛行器的制導系統(tǒng)一般把飛行速度作為常數考慮，而飛行器速度高、Ma的動態(tài)變化過大可能會導致飛行器在跟蹤目標時處于不利位置。考慮到高超聲速飛行器的惡劣的環(huán)境條件，超燃沖壓發(fā)動機控制系統(tǒng)必須保證在任何惡劣情況下都具有足夠的穩(wěn)定余量。

3.2控制方式

3.2.1等Ma、等α控制方式

當前超燃沖壓發(fā)動機的控制方式一般為等Ma控制和等α控制［13］（等馬赫控制和等攻角控制），Ma和α代表了飛行器飛行時的狀態(tài)。由于沖壓發(fā)動機起動點火范圍狹窄，而且在貧油狀態(tài)下才便于點火，發(fā)動機在起動后應控制余氣系數口靠近臨界工作點的超臨界狀態(tài)工作，以使發(fā)動機產生最大的推力來加速飛行器而又不致使發(fā)動機喘振。當飛行器進入巡航階段時，控制α在允許的范圍內變化，使飛行器按一定的Ma巡航?？梢?，等α控制對沖壓發(fā)動機的過渡態(tài)控制具有重要意義。當飛行器等速巡航時馬赫數是不變的，可以用等Ma控制。等Ma、等α控制方式可以滿足超燃沖壓發(fā)動機工作范圍大的特點，并且其有效性也已經過多次飛行試驗驗證。

3.2.2最優(yōu)控制

在超燃沖壓發(fā)動機中，由于馬赫數、高度變化范圍大，強烈影響著發(fā)動機的動態(tài)特性，高超聲速飛行器的攻角變化對發(fā)動機的燃燒穩(wěn)定性和推力影響很大，同時也希望超燃沖壓發(fā)動機一直工作在效率最高的狀態(tài)，這樣沖壓發(fā)動機的超聲速擴壓器便會一直處于工作臨界狀態(tài)。這通過上述的等Ma、等α控制方式是非常難以實現(xiàn)的，普通的控制系統(tǒng)無法滿足。而超燃沖壓發(fā)動機的最優(yōu)控制可以實現(xiàn)這一目標，在不同飛行狀態(tài)下，根據不同時刻的發(fā)動機狀態(tài)，通過對發(fā)動機性能實時優(yōu)化，使得發(fā)動機一直處于工作臨界狀態(tài)，這樣會大大降低發(fā)動機的體積與質量，提高工作效率。

3.3控制算法

在控制算法上，目前廣泛采用常規(guī)PI控制、模糊控制以及增益調度控制等，通過前面分析，超燃沖壓發(fā)動機具有很強的非線性特性。由于超燃沖壓發(fā)動機在寬Ma范圍內運行，要在超燃和亞燃區(qū)轉換，且呈現(xiàn)出很強的非線性，即模態(tài)轉換是1個極不穩(wěn)定的過程，很小的流量改變對激波系穩(wěn)定就會產生明顯影響，同時隨著超燃沖壓發(fā)動機所處的高度和馬赫數的變化，發(fā)動機動態(tài)特性變化很劇烈，導致響應速度和增益變化10多倍，發(fā)動機參數變化錯綜復雜，各種參數耦合嚴重，現(xiàn)有的控制算法難以達到控制系統(tǒng)的快速響應和高穩(wěn)定性的要求。隨著科技以及控制技術的發(fā)展，自適應控制算法、魯棒控制算法、最優(yōu)設計算法以及各種智能控制算法均有了工程應用的可能。例如：基于辨識的自適應控制算法是當前解決變參數控制問題的首選方法；魯棒控制算法用最小性能代價換取魯棒穩(wěn)定性，根據模型參數變化范圍設計最“不保守”的控制器；智能控制算法的優(yōu)點在于控制系統(tǒng)具有學習功能，是非線性系統(tǒng)控制經常采用的控制方法，理論上能夠實現(xiàn)不穩(wěn)定系統(tǒng)的控制，適合高超聲速飛行控制，智能控制算法還將能補償受損的控制面，從而使飛行器的安全性和生存能力得到很大提高。

3.4控制系統(tǒng)關鍵技術

3.4.1總體設計技術

根據國內外航空發(fā)動機控制系統(tǒng)技術發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢，同時結合超燃沖壓發(fā)動機對控制系統(tǒng)的需求，控制系統(tǒng)從集中式向分布式轉變［14-15］。并且分布式控制系統(tǒng)的采用可以大幅度減輕發(fā)動機的質量，從而增大超燃沖壓發(fā)動機的推重比；智能傳感器和智能執(zhí)行機構的采用大大減輕了控制器的計算負擔，這樣就保證了能采用更復雜的控制規(guī)律；數控系統(tǒng)的故障隔離可增加發(fā)動機的可用性；發(fā)動機標準組件和通用測試平臺可通過功能模塊化和標準化來創(chuàng)建，這樣設計、生產、裝配和試驗成本將會減少，定期維修成本相對減少，同時也可減少備件數量和發(fā)動機訓練次數，以及發(fā)動機壽命周期費用。同時分布式控制系統(tǒng)采用一系列通用的接口和功能組件，采取功能與實現(xiàn)相分離的方法，可大大縮短控制系統(tǒng)的研制周期。

3.4.2基于智能控制器的大流量電動燃油泵和大推力電力作動器設計技術

由于沖壓發(fā)動機無轉動部件，無法對燃油進行增壓以及供給，也無法對發(fā)動機的幾何裝置進行控制。當前的沖壓發(fā)動機可以通過空氣渦輪泵的方式進行燃油增壓，從而控制燃油和幾何裝置，這還是屬于傳統(tǒng)的機械驅動燃油泵以及液壓作動器。首先空氣渦輪泵對于高超聲速飛行器的氣動外形有著致命影響，另外傳統(tǒng)的機械驅動燃油泵供油量都大于需油量，多余的燃油必須通過旁路通道放回進油口，功率損失很大，影響了發(fā)動機的性能，而且燃油溫升很高，智能電動燃油泵可根據超燃沖壓發(fā)動機的需要調整電機轉速，提供發(fā)動機所需的燃油量而無需燃油流回，不僅簡化了熱管理問題，并減輕了系統(tǒng)的質量，降低了系統(tǒng)的復雜性，使供油量和需油量基本平衡，提高了燃油泵的效率。傳統(tǒng)的液壓作動器始終存在泄漏問題，因此當作動器的性能降低時，總是難以判斷是不是由泄漏造成的，同時其維修性很差，需要有經驗的維修人員執(zhí)行操作、非常耗時，并需要地面保障設備的支持。而采用電力作動器則很容易進行故障識別，因為發(fā)電機和功率電子設備都可以相互傳遞信號，同時電力作動器的維護非常簡單，只需斷開電路，擰下與作動器連接的螺栓即可。故研究智能控制、精度高、輕質量、大流量的電動燃油泵以及智能控制、精度高、輕質量、大推力的電力作動器是首要任務。

3.4.3耐高溫的燃油截止閥的設計技術

當超燃沖壓發(fā)動機工作在高Ma狀態(tài)時，經過計量的燃油首先要對整個發(fā)動機進行冷卻，然后再噴入燃燒室，經過熱管理系統(tǒng)后的燃油溫度高達1000 K，這樣控制燃油輸出的截止閥必須能夠具備耐高溫的能力，目前市場上已有的類似高溫閥以民用產品居多，其結構大多為先導式結構，采用球面或錐面密封；采用電磁鐵或液壓力作為控制力，并在高溫端與低溫端之間采取散熱措施。但其工作溫度大多為400～600℃，耐溫較低，難以承受對超燃沖壓發(fā)動機冷卻后的高溫燃油，同時結構尺寸較大，空氣流通散熱難以達到超燃沖壓發(fā)動機的使用要求。故研究輕質量、耐高溫的燃油截止閥是很有必要的。

4　結束語

臨近空間飛行器是應對未來戰(zhàn)爭、突破導彈防御系統(tǒng)、對敵方構成現(xiàn)實威懾力量的重要武器系統(tǒng)。目前，國際范圍空天動力技術迅猛發(fā)展，各國均開展了高超聲速飛行器的研制與試驗，特別是Ma=6的X-51A飛行器的試飛成功有重大意義，也給了我們警示。中國對空天動力技術的研究也愈發(fā)重視，高超聲速飛行器的研制論證已經開展，這既是機遇也是挑戰(zhàn)，應當從美國和其它國家的發(fā)展道路和不斷遭遇的種種困難中，認真總結經驗、吸取教訓，統(tǒng)籌國家空天技術發(fā)展，探索符合中國國情的發(fā)展超燃沖壓發(fā)動機的正確道路，從而突破各項關鍵技術，打破國際封鎖，形成自身技術儲備。

［1］Michael A.Dornheim.A breath of fast air［J］.Aviation Week&Space Technology，2004（13）：28-29.

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

［3］Leslie1 J D，Dan E.Hypersonic test capabilities overview［R］. AIAA-2009-1702.

［4］沈娟，李艦.美國高超聲速推進技術研究［J］.飛航導彈，2010（2）：5-8. SHEN Juan，LI Jian.Research on propulsion technology of hypersonic in America［J］.Aerodynamic Missile Journal，2010（2）：5-8.（in Chinese）

［5］Curtis Peebles.Learning from experience：case studies of the Hyper2X project［R］.AIAA-2009-1523.

［6］Mark C D.X-43A flight-test-determined aerodynamic force and moment characteristics at Mach 7［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2008，45（3）：472-484.

［7］Mark C D.Wind-tunnel results of the B-52B with the X-43A stack［R］.AIAA-2008-6570.

［8］Lawrence O B，Darin P H.Flutter and divergence assessment of the HyFly missile［R］.AIAA-2009-2462.

［9］沈劍偉.國外高超聲速飛行器研制計劃［J］.飛航導彈，2006（8）：1-9. SHEN Jiangwei.The development plan of hypersonic aircraft in foreign［J］.Aerodynamic Missile Journal，2006（8）：1-9.（in Chinese）

［10］叢敏，魏國福.俄羅斯繼續(xù)研制高超聲速推進系統(tǒng)［J］.飛航導彈，2010（2）：9-10. CONG Min，WEI Guofu.The continuing development of hypersonic propulsion system in Russia［J］.Aerodynamic Missile Journal，2010（2）：9-10.（in Chinese）

［11］Marguet R.Ramjet research and application in France［R］.ISABE 89-7005.

［12］李文杰，古雨田，何葉.從國際合作項目看澳大利亞高超聲速技術的發(fā)展［J］.飛航導彈，2010（9）：42-45. LI Wenjie，GU Yutian，HE Ye.Development of hypersonic technology in Australia from international cooperation project［J］.Aerodynamic Missile Journal，2010（9）：42-45.（in Chinese）

［13］韓捷初.某型號燃油調節(jié)系統(tǒng)［J］.推進技術，1998，19（2）：23-26. HAN Jiechu.Fuel regulation system of a ramjet engine［J］.Journal of Propulsion，1998，19（2）：23-26.（in Chinese）

［14］Culley D E，Thomas R，Saus J.Concepts for distributed engine control［R］.AIAA-2007-5709.

［15］姚華.未來航空發(fā)動機控制技術的發(fā)展趨勢［J］.航空科學技術，2012（6）：1-6. YAO Hua.Development trend of aircraft engine control technology［J］. Aeronautical Science&Technology，2012（6）：1-6.（in Chinese）

（編輯：張寶玲）

Research Status and Key Technologies of Control System for Scramjet

YUAN Chun-fei，QIU Xiao-jie
（AVIC Aviation Motor Control System Institute，Wuxi Jiangsu 214063，China）

Key technologies including the basic concept of scramjet and the prolusion system technology were introduced.The latest advance and dynamic development of scramjet technology in America，Russia，F(xiàn)rance and international cooperation were summarized synthetically.The technology and engineering development of relevant key projects in every country were analyzed and the key technologies of control system for scramjet were discussed emphatically.The characteristics of scramjet was summarized and the development of scramjet were prospected.

scramjet；control system；key technology；development trend；near space

V 233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.04.001

2016-03-15基金項目：國家重大基礎研究項目資助

袁春飛（1977），男，博士，自然科學研究員，從事航空發(fā)動機控制系統(tǒng)研究工作；E-mail：avic_ycf@163.com。

引用格式：袁春飛，仇小杰.超燃沖壓發(fā)動機研究現(xiàn)狀及控制系統(tǒng)關鍵技術［J］.航空發(fā)動機，2016，42（4）：1-7.YUANChunfei，QIUXiaojie.Researchstatusand keytechnologiesofcontrolsystemforscramjet［J］.Aeroengine，2016，42，（4）：1-7.