蔡 強(qiáng)，趙曉寧，楊玉新，蒲曉航，李新田

吸氣式巡航飛行器對固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)應(yīng)用需求分析

蔡 強(qiáng)1，趙曉寧1，楊玉新2，蒲曉航1，李新田1

（1. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076；2. 航天動力技術(shù)研究院，西安，710025）

為了研究吸氣式巡航飛行器對固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)的總體應(yīng)用需求，首先系統(tǒng)總結(jié)20世紀(jì)60年代以來國外吸氣式巡航飛行器的發(fā)展歷程以及超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的變革，梳理飛行器總體設(shè)計、液體超燃和固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)的技術(shù)脈絡(luò)，從而研判出未來吸氣式巡航飛行器將向著“多平臺強(qiáng)約束、長時間高性能、大速域?qū)捒沼颉钡内厔莅l(fā)展。然后對比分析液體超燃和固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)劣勢，提出固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)以其獨特的優(yōu)勢將逐漸成為支撐吸氣式巡航飛行器應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)。最后詳細(xì)分析吸氣式巡航飛行器對固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)在長時間巡航、高比沖性能、長時間防隔熱技術(shù)、高性能貧氧推進(jìn)劑配方、高效燃燒組織技術(shù)和寬范圍流量調(diào)節(jié)技術(shù)等方面的需求和解決措施。研究成果可以為吸氣式巡航飛行器和固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)發(fā)展規(guī)劃提供重要參考。

巡航飛行器；固體燃料；超燃沖壓；總體應(yīng)用

0 引 言

臨近空間飛行器利用臨近空間的獨有資源和特點執(zhí)行特定任務(wù)，按照技術(shù)體制可以分為兩類：助推滑翔飛行器，如HTV-2等；吸氣式巡航飛行器，如X-51A等。兩類飛行器在性能技術(shù)上存在差異，在體系功能上互為補(bǔ)充[1]。

吸氣式巡航飛行器能夠全程有動力巡航，具有響應(yīng)速度快、突防能力強(qiáng)、彈道機(jī)動不引起過大的速度損失、末端速度較高等獨特優(yōu)勢，是未來飛行器的顛覆性發(fā)展方向之一。超燃沖壓發(fā)動機(jī)是制約吸氣式巡航飛行器的瓶頸技術(shù)之一，世界各航天強(qiáng)國均把其作為重要的戰(zhàn)略發(fā)展方向。目前，超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究以液態(tài)或氣態(tài)燃料為主，使用固體燃料的超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的研究相對較少，但與液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)相比，固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)[2]不僅具有高比沖、高超聲速條件下高推進(jìn)效率等優(yōu)點，還具有傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動機(jī)所固有的結(jié)構(gòu)簡單、體積小、成本低、安全性和可靠性高、儲存性和維護(hù)性能好等優(yōu)點，可滿足飛行器低成本、高可靠、強(qiáng)環(huán)境適應(yīng)性、長期全天候值班等工程化應(yīng)用的需求。

通過系統(tǒng)總結(jié)吸氣式巡航飛行器和超燃沖壓發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程，梳理出未來發(fā)展趨勢，重點分析了固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)總體應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)。

1 吸氣式巡航飛行器與超燃沖壓發(fā)動機(jī)發(fā)展歷程

自20世紀(jì)50年代末超燃理論提出以來，各國學(xué)者圍繞以超燃沖壓發(fā)動機(jī)為動力的吸氣式巡航飛行器開展了廣泛的研究，美國和蘇聯(lián)的研究最系統(tǒng)，項目案例最豐富，理論、技術(shù)與基礎(chǔ)最深厚。以下分4個階段重點梳理美國和前蘇聯(lián)高超聲速技術(shù)的發(fā)展歷程[3]。

1.1 基礎(chǔ)理論研究階段（20世紀(jì)60~80年代）

1958年，Weber等[4]向NASA提交報告，研究在超聲速流場中組織燃燒的可能性。Ferri[5]首次用試驗證明在=3的超聲速流動中能夠?qū)崿F(xiàn)無強(qiáng)激波的穩(wěn)定燃燒，如圖1所示，標(biāo)志著吸氣式高超聲速技術(shù)研究的開始。該階段以美國的SCRAM項目、HRE項目和蘇聯(lián)的“冷”計劃為代表，主要探索超燃沖壓發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)問題，研究對象主要是以液氫為燃料的單模態(tài)/雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)。

圖1 超燃沖壓原理試驗裝置[6]

1962年，美國海軍資助約翰·霍普金斯大學(xué)應(yīng)用物理實驗室開展SCRAM計劃[6]，旨在研制艦載防空防御導(dǎo)彈。SCRAM計劃提出了模塊化進(jìn)氣道-燃燒室-噴管構(gòu)型的概念，采用多種噴射霧化方式、燃燒室結(jié)構(gòu)和燃料進(jìn)行了上百次試驗，試驗速域覆蓋=3~8。由于SCRAM計劃所用的硼烷燃料易燃劇毒，最終未被用戶采納，于1978年結(jié)束。

1964年，美國開始了HRE的研究，采用氫燃料冷卻和水冷卻等不同冷卻方式，對=4~7的軸對稱超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行了地面試驗，驗證了超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的可行性。1967年10月3日，使用X-15驗證機(jī)攜帶HRE模型進(jìn)行飛行試驗，飛行速度達(dá)到=6以上，不過由于HRE懸掛于X-15外，激波交叉干擾下掛架出現(xiàn)結(jié)構(gòu)性損壞，帶飛試驗沒有成功。1968年，X-15計劃終止，HRE飛行試驗也隨之取消。

20世70年代末，蘇聯(lián)巴拉諾夫中央發(fā)動機(jī)研究院與俄羅斯茹科夫斯基中央空氣流體動力研究院等單位合作開展了“冷”計劃[7]。該計劃的主要目的是通過飛行試驗驗證液體亞燃/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)，并獲得飛行試驗數(shù)據(jù)。20世紀(jì)70年代末至80年代，蘇聯(lián)主要開展了雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)和驗證飛行器的論證工作。

1.2 關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段（20世紀(jì)80~90年代）

該階段的典型代表為美國的NASP（國家空天飛機(jī)）計劃[1]，主要開展超燃沖壓發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作。1986年，NASA和美國工業(yè)界聯(lián)合進(jìn)行NASP項目，目標(biāo)是發(fā)展出完全可重復(fù)使用、單級入軌、水平起降的空天飛機(jī)，以實現(xiàn)全球快速到達(dá)和廉價航天運輸。

NASP的研制過程中，提出了X-30技術(shù)驗證原型機(jī)，在此期間針對=4~15的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)開展了數(shù)量可觀的超燃沖壓技術(shù)試驗，得到了大量寶貴數(shù)據(jù)。不過由于高超聲速技術(shù)基礎(chǔ)薄弱，關(guān)鍵技術(shù)成熟度較低且目標(biāo)太高，研制進(jìn)度嚴(yán)重滯后，X-30原型機(jī)僅僅停留在縮比模型研究階段，沒有建造出任何全尺寸實體樣機(jī)。NASP計劃被迫于1995年終止，沒有完成既定目標(biāo)，但是在此期間多項關(guān)鍵技術(shù)得到了較為深入的研究，帶動并建立了一大批地面試驗設(shè)備，為吸氣式高超聲速技術(shù)的后續(xù)發(fā)展奠定了良好基礎(chǔ)。

這一時期，為了解決液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃料密度低、系統(tǒng)復(fù)雜、燃燒穩(wěn)定性差的缺陷，1989年，美國加利福尼亞海軍研究生院的Witt提出了固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)方案[8]，并通過試驗首次從原理上驗證了固體燃料在超聲速氣流中燃燒的可行性，如圖2所示。

圖2 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)構(gòu)型

1.3 飛行演示驗證階段（20世紀(jì)90年代至2014年）

在液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)逐步得到地面試驗驗證之后，各國均大力開展飛行演示驗證，該階段的典型代表有美國的X-43A、X-51A項目，俄羅斯的“冷”計劃、“鷹”計劃、GLL-AP-02計劃等。

目前，X-43A[9]是進(jìn)行最成功的超燃沖壓發(fā)動機(jī)計劃之一，以氣態(tài)氫為燃料。2004年3月和11月，美國NASA的X-43A兩次成功飛行試驗速度分別達(dá)到了=6.7和=9.8，創(chuàng)造了吸氣式發(fā)動機(jī)新的飛行紀(jì)錄。

X-51A[10]是美國ARRMD計劃的一部分，采用碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)，自2010年起共進(jìn)行了4次飛行試驗。第1次飛行試驗超燃沖壓發(fā)動機(jī)正常工作143 s，取得了較大成功；第2、3次飛行試驗分別由于進(jìn)氣道及控制舵面出現(xiàn)故障，試驗失敗；2013年5月1日，X-51A進(jìn)行了第4次飛行試驗，超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作了240 s，飛行速度達(dá)到=5.1，飛行距離約426 km，飛行試驗取得圓滿成功，創(chuàng)造了高超聲速飛行器飛行距離的紀(jì)錄。

這一時期，在前期理論研究的基礎(chǔ)上，前蘇聯(lián)的“冷”計劃[11]重點開始飛行演示驗證。試驗飛行器是在蘇聯(lián)SA-5防空導(dǎo)彈的基礎(chǔ)上改裝完成的。1991年11月27日，“冷”計劃完成了第1次飛行試驗，超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒了27.5 s，飛行器最大速度達(dá)到=5.6。之后，俄羅斯分別與法國國家科學(xué)中心、美國NASA合作，完成了4次“冷”計劃飛行試驗，其中，超燃沖壓發(fā)動機(jī)的最長工作時間為77 s，最大速度馬赫數(shù)為6.49。

“鷹”計劃試飛器為一種升力體布局飛行器[12]，長7.9 m，質(zhì)量為2200 kg，試驗速度范圍可達(dá)=6~14，機(jī)體下方采用3臺氫燃料兩維三模態(tài)再生致冷式超燃沖壓發(fā)動機(jī)。原計劃采用改制后的已退役SS-19導(dǎo)彈作為高超聲速試飛器的運載器，已經(jīng)開展了大量地面試驗和風(fēng)洞吹風(fēng)試驗，但未進(jìn)行飛行試驗。據(jù)報道，2001年6月和2004年2月以白楊導(dǎo)彈為助推器成功進(jìn)行了飛行試驗。

GLL-AP-02由俄羅斯格羅莫夫試飛院進(jìn)行研制[3]，稱為“俄羅斯版X-51A”。該飛行器長為3 m，質(zhì)量僅為550~600 kg，采用碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)，由伊爾-76運輸機(jī)投擲發(fā)射，最大速度為=6，具備軍民兩用前景。

這一時期，固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)也取得了較大進(jìn)展。在Witt研究工作啟發(fā)下，各國研究學(xué)者認(rèn)為固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)具有燃料密度高、結(jié)構(gòu)簡單、成本低、安全性好等潛在優(yōu)勢，美國、以色列、意大利以及中國的多家研究機(jī)構(gòu)均開始關(guān)注此類動力形式，開展了大量原理探索和基礎(chǔ)性研究工作，研究內(nèi)容涉及燃燒室構(gòu)型、燃料配方、燃料的退移規(guī)律、火焰穩(wěn)定及燃燒增強(qiáng)等方面。為了解決固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒效率不高的問題，美國Vaught和Witt[13]提出了如圖3所示的雙燃燒室固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的技術(shù)方案，將沖壓燃燒室分為亞聲速預(yù)燃室和超聲速燃燒室，固體燃料首先在亞聲速預(yù)燃室中進(jìn)行熱解和預(yù)燃，產(chǎn)生的高溫富燃燃?xì)庠诔曀偃紵抑羞M(jìn)行二次燃燒。原理性驗證試驗表明，雙燃燒室固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)相對于其基本型具有更好的燃燒效率和更寬的工作速度范圍。

圖3 雙燃燒室固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)

然而，由于各國重大科研計劃聚焦液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)，固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)成熟度和工程化進(jìn)度較低，僅在地面完成了直連試驗，未進(jìn)行廣泛和深入的飛行演示驗證。

1.4 研究成果工程轉(zhuǎn)化階段（2014年至今）

液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)取得重大進(jìn)展以后，美、俄兩國正在加速研究成果的工程轉(zhuǎn)化，以盡快部署能夠?qū)嵱玫奈鼩馐窖埠斤w行器。典型項目有美國的HAWC項目、俄羅斯的鋯石和布拉莫斯-2項目。

2014年，在X-51A的基礎(chǔ)上，美國空軍和DARPA聯(lián)合提出了HAWC項目，該項目是美國重點實施的高超聲速巡航導(dǎo)彈演示驗證項目和下代戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈背景型號。巡航馬赫數(shù)為5~6，射程約為1000 km，發(fā)射平臺考慮與戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)和?；ù拱l(fā)射系統(tǒng)的兼容性，計劃2020年完成武器化實彈試驗技術(shù)驗證測試。

俄羅斯鋯石高超聲速巡航導(dǎo)彈飛行速度馬赫數(shù)為6，射程為400 km，已完成兩次飛行試驗，正在進(jìn)行量產(chǎn)型研制。布拉莫斯-2[14]是俄印聯(lián)合研制的高超聲速巡航導(dǎo)彈，以煤油為燃料，射程為290 km，飛行速度為=5~7。

近期，固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)在燃燒組織和流量調(diào)節(jié)方面進(jìn)入了瓶頸期。主要原因是該類發(fā)動機(jī)主要依靠燃料頭部的凹腔結(jié)構(gòu)實現(xiàn)火焰穩(wěn)定和燃燒增強(qiáng)，工作過程中隨著固體燃料燃面的退移，內(nèi)流道型面會逐漸偏離設(shè)計狀態(tài)，燃燒效率降低、流動損失增大、火焰穩(wěn)定性變差甚至熄火，因此長時間工作的適應(yīng)能力相對較差。另外，固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)在不同的飛行速度、高度條件下自適應(yīng)的調(diào)節(jié)特性難以實現(xiàn)主動控制，對寬工作包線的適應(yīng)性調(diào)節(jié)存在較大難度。以上缺陷導(dǎo)致其應(yīng)用前景存在較大的局限性。

為了解決固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的固有缺陷，國內(nèi)外學(xué)者提出了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的方案，如圖4所示。該方案是固體火箭亞燃沖壓發(fā)動機(jī)由超聲速向高超聲速工作的拓展，兩者結(jié)構(gòu)及工作原理與固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)相似，主要區(qū)別是補(bǔ)燃室中的流動狀態(tài)由亞聲速變?yōu)槌曀伲赃m應(yīng)高超聲速飛行的需求。

圖4 固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)[2]

在固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)中，貧氧推進(jìn)劑經(jīng)過一次燃燒后產(chǎn)生的高溫富燃燃?xì)饧葹槌曀贄l件下的二次燃燒提供燃料，又可起到火焰穩(wěn)定和燃燒增強(qiáng)的作用，具有火焰穩(wěn)定性好、易于實現(xiàn)高效燃燒等優(yōu)點。在固體火箭亞燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展中形成的流量調(diào)節(jié)技術(shù)可直接應(yīng)用于超燃發(fā)動機(jī)中，優(yōu)異的火焰穩(wěn)定和大范圍燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)能力使固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)具備較寬的工作包線。

目前，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究較少，國防科技大學(xué)[2]與航天動力技術(shù)研究院[15]先后就燃燒室構(gòu)型、進(jìn)氣方案和補(bǔ)燃室摻混燃燒等方面開展了理論仿真與地面原理試驗研究。

2 吸氣式巡航飛行器發(fā)展趨勢及固體超燃 動力總體應(yīng)用研究

縱觀吸氣式巡航飛行器60多年的發(fā)展歷程，經(jīng)過大量項目的歷練，高超聲速理論與技術(shù)研究取得了長足的進(jìn)步，重點關(guān)鍵技術(shù)得以聚焦和明確。未來5~ 10年是吸氣式巡航飛行器工程化應(yīng)用的關(guān)鍵時期，通過對美俄當(dāng)前HAWC和鋯石項目的分析可以看出，吸氣式巡航飛行器將向著“多平臺強(qiáng)約束、長時間高性能、大速域?qū)捒沼颉钡内厔莅l(fā)展。動力方面，液體超燃發(fā)動機(jī)已經(jīng)成熟應(yīng)用，固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)以其獨特的優(yōu)勢將逐漸成為支撐吸氣式巡航飛行器軍事領(lǐng)域應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)。

2.1 吸氣式巡航飛行器用液體/固體超燃沖壓動力對比

以液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)為代表的涵蓋總體技術(shù)、動力技術(shù)、一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計及防熱技術(shù)、控制技術(shù)等一批關(guān)鍵技術(shù)成為影響吸氣式巡航飛行器成敗的核心技術(shù)。目前，國外液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)已經(jīng)突破了燃燒組織、防隔熱、進(jìn)排氣流動優(yōu)化等瓶頸技術(shù)，正在形成裝備。

同時，固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)以其結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、儲存性和維護(hù)性能好的天然優(yōu)勢逐漸引起國內(nèi)外研究學(xué)者的重視，在相當(dāng)長的一段時間內(nèi)，研究人員的精力集中在固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)上，然而其燃燒穩(wěn)定性差、寬包線自適應(yīng)能力弱的缺陷阻礙了其在吸氣式巡航飛行器上的應(yīng)用，甚至一度使得固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究陷入低谷。近年來，逐漸在固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)路線上另辟蹊徑，該類發(fā)動機(jī)重新受到研究人員的重視。

與液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)相比，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)中燃?xì)獍l(fā)生器既能提供二次燃燒的工質(zhì)源，又能作為穩(wěn)定火焰持續(xù)燃燒的熱源，具有火焰穩(wěn)定性好、易于實現(xiàn)高效燃燒的優(yōu)勢[11]。此外，由于貧氧推進(jìn)劑中自帶部分氧化劑，推進(jìn)劑燃燒所需的理論空氣量較固體燃料和液體燃料大幅降低，在相同的空氣捕獲量條件下，發(fā)動機(jī)產(chǎn)生推力的能力是液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)的1.7倍以上，使得導(dǎo)彈/飛行器具備更加優(yōu)異的加速能力。

固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)也存在固有的缺陷，由于貧氧推進(jìn)劑為維持一次燃燒的穩(wěn)定，配方中需要加入30%左右的氧化劑，而氧化劑對于沖壓發(fā)動機(jī)而言是“消極質(zhì)量”，因此發(fā)動機(jī)的比沖大約是液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)的0.8倍，但推進(jìn)劑密度高的特點可以彌補(bǔ)比沖低帶來的消極影響，密度比沖大約是液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)的1.6倍。另外，在熱防護(hù)設(shè)計方面，超聲速燃燒室中既沒有固體燃料起到隔熱作用，又沒有液體燃料作為冷卻媒介，因此固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的熱防護(hù)設(shè)計面臨著更大挑戰(zhàn)，需要研究新型防隔熱材料以及吸熱型貧氧推進(jìn)劑配方技術(shù)以解決此類問題。

兩類超燃沖壓發(fā)動機(jī)性能對比如表1所示。

表1 液體超燃與固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)性能對比

Tab.1 Performance Comparison between Liquid-fuel and Solid-fuel Scramjet

燃料捕獲面積m2空氣流量(kg·s-1)熱值(MJ·kg-1)密度(kg·m-3)燃?xì)饬髁?kg·s-1)推力N比推力(m·s-1)比沖(m·s-1)密度比沖kg/(m2·s) RP-30.042.8343.18080.1942352831121239.80×106 JP-743.58060.1972406850122109.84×106 固體3616000.424112145397901.57×107

注：假定進(jìn)氣道和噴管性能相同，當(dāng)量比均為1，釋熱效率均為0.95

2.2 飛行器多平臺強(qiáng)約束對固體超燃沖壓動力的需求

美國和俄羅斯吸氣式巡航飛行器的規(guī)劃特別強(qiáng)調(diào)對空?；脚_的多平臺適裝。例如，美國HAWC項目要求飛行器滿足戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)和?；ù拱l(fā)射平臺的兼容性；俄羅斯在發(fā)展鋯石和布拉莫斯-2等艦基吸氣式巡航飛行器的同時，還在同步研制適裝圖-95MS和圖-22M轟炸機(jī)的空射吸氣式巡航飛行器。

固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊、密度比沖高，面對空基和?；脚_強(qiáng)約束要求有天然的優(yōu)勢，但為了提高燃?xì)庠诔曀贇饬髦械拇┩改芰?，燃?xì)獍l(fā)生器無法像固體亞燃沖壓發(fā)動機(jī)一樣采取頭部串聯(lián)安裝的方式，一般采用并聯(lián)方式，如圖5[16]所示。

圖5 典型固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)布局示意

1—燃?xì)獍l(fā)生器；2—推進(jìn)劑；3—固體燃料；4—燃?xì)馔ǖ溃?—冷卻通道；6—進(jìn)氣道；7—燃燒室；8—噴管

燃?xì)獍l(fā)生器并聯(lián)能夠解決貧氧燃?xì)庠诔曀贇饬髦写┩笓交斓膯栴}，但是無法充分利用內(nèi)流道周圍的空間，噴管尺寸受限也只能設(shè)計成單側(cè)膨脹噴管，造成一定的性能損失。

針對上述問題，為了充分滿足空?；脚_空間強(qiáng)約束的要求，需開展固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)布局優(yōu)化研究，例如可采用多個燃?xì)獍l(fā)生器組合的方式，充分利用空間。

2.3 飛行器長時間高性能對固體超燃沖壓動力的需求

長時巡航、遠(yuǎn)射程是吸氣式巡航飛行器一貫的目標(biāo)，對固體火箭超燃沖壓提出長時間工作、高比沖的需求，開展高效輕質(zhì)長時間防隔熱技術(shù)、高性能貧氧推進(jìn)劑配方及高效燃燒組織技術(shù)攻關(guān)。

受結(jié)構(gòu)和工作原理的限制，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)不具備開展再生主動冷卻的便利條件。在當(dāng)前階段，建議開展新型耐燒蝕復(fù)合材料的被動式熱防護(hù)技術(shù)攻關(guān)，同時積極探索發(fā)展固體吸熱型貧氧推進(jìn)劑配方及主動熱防護(hù)技術(shù)，為未來更長時間固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展奠定基礎(chǔ)。

目前采用的貧氧推進(jìn)劑配方主要有碳?xì)洹X鎂和硼基3種類型。其中硼基燃料貧氧推進(jìn)劑配方具有較高的熱值和適中的推進(jìn)劑密度，目前在固體亞燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的牽引下，已經(jīng)成功解決了沉積和噴射效率不高的問題，可滿足發(fā)動機(jī)長時間工作和大范圍燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)的需求。后續(xù)需要重點針對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)中的工作環(huán)境和點火燃燒特性，通過添加高效催化劑、硼粉預(yù)處理等方式降低硼顆粒的點火延遲、提高燃燒速率，進(jìn)而提高推進(jìn)劑在固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)中的能量釋放效率；通過添加碳硼烷等高熱值含能物質(zhì)等途徑，進(jìn)一步提高推進(jìn)劑的能量水平，為固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)比沖性能的提升奠定基礎(chǔ)。

在固體火箭超燃沖壓中，貧氧推進(jìn)劑摻混燃燒過程呈現(xiàn)出顯著的三維、多相特征，其中固體顆粒燃燒釋放的能量占據(jù)70%以上，其燃燒組織的重點是實現(xiàn)固相顆粒的高效燃燒，與傳統(tǒng)液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)中液滴霧化蒸發(fā)之后氣相燃燒的化學(xué)動力學(xué)過程、摻混及釋熱規(guī)律存在著本質(zhì)區(qū)別。因此，迫切需要系統(tǒng)研究發(fā)動機(jī)中高焓多相燃?xì)馍淞髋c超聲速空氣流的摻混燃燒機(jī)理，建立高逼真度的摻混燃燒數(shù)值仿真模型，研究固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)中的釋熱分布對發(fā)動機(jī)內(nèi)流道及噴注結(jié)構(gòu)的響應(yīng)規(guī)律，充分利用高焓一次燃?xì)馍淞髟诔曀贄l件下的穩(wěn)焰和促燃作用，最大限度提高燃燒效率。

2.4 飛行器大速域?qū)捒沼驅(qū)腆w超燃沖壓動力的需求

面對未來吸氣式巡航飛行器突防的需求，要求在大速域?qū)捒沼虻膶挵€范圍內(nèi)高效工作。對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)提出了可調(diào)節(jié)流道和寬范圍流量調(diào)節(jié)技術(shù)的攻關(guān)需求。

由于固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)與液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)及固體火箭亞燃沖壓發(fā)動機(jī)在結(jié)構(gòu)及工作原理上仍存在一定的相似性，因此，在高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計、固體燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)與控制等方面均可直接繼承相關(guān)領(lǐng)域的攻關(guān)成果。例如，可借鑒美國Hyper-X計劃中RBCC組合動力的可調(diào)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)適應(yīng)不同包線下來流條件，借鑒固體亞燃沖壓發(fā)動機(jī)流量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)實現(xiàn)10∶1以上大范圍的流量調(diào)節(jié)，適應(yīng)不同高度和速度巡航時的推力特性需求。

3 結(jié)束語

經(jīng)過60多年的持續(xù)努力，目前世界范圍內(nèi)高超聲速技術(shù)已全面進(jìn)入演示驗證階段并日趨成熟，技術(shù)成果正加快向工程研制轉(zhuǎn)化，吸氣式巡航飛行器正在深刻改變著未來的航天發(fā)展進(jìn)程。

在液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)成熟應(yīng)用的同時，建議加快對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的技術(shù)攻關(guān)，重點突破貧氧推進(jìn)劑配方、燃燒組織及長時間熱防護(hù)等關(guān)鍵技術(shù)，同時集成固體亞燃沖壓發(fā)動機(jī)和液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)牽引發(fā)展的機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計、高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計與制造、固體燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)與精確控制等關(guān)鍵技術(shù)，為吸氣式巡航飛行器的未來應(yīng)用提供技術(shù)支撐。

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Analysis of the Application Requirements of Solid-fuel Scramjet forAir-breathing Cruise Vehicle

Cai Qiang1, Zhao Xiao-ning1, Yang Yu-xin2, Pu Xiao-hang1, Li Xin-tian1

(1. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076;2. Academy of Aerospace Solid Propulsion Technology, Xi’an, 710025)

The application requirements of solid-fuel scramjet for the air-breathing cruise vehicle are mainly studied. First of all, the development history of foreign air-breathing cruise vehicles and the changes of scramjet technology from 1960s are systematically summarized. The technical context of the overall aircraft, liquid-fuel scramjet and solid-fuel scramjet are combed, so as to study and judge the future trend of air-breathing cruise vehicles. Then, the advantages and disadvantages of liquid-fuel and solid-fuel scramjet are compared and analyzed. It is proposed that solid-fuel scramjet will gradually become the key technology to support the application of air-breathing cruise vehicles with its unique advantages. Finally, the requirements and solutions of solid-fuel scramjet for long-term cruise, high specific impulse performance, long-term insulation technology, high-performance propellant formulation, efficient combustion organization technology and wide range flow regulation technology are analyzed in detail. The research results can provide an important reference for the development planning of air-breathing cruise vehicle and solid scramjet.

cruise vehicle; solid fuel; scramjet; general application

1004-7182(2020)03-0043-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20200309

V439

A

蔡 強(qiáng)（1984-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為動力系統(tǒng)總體設(shè)計。

趙曉寧（1983-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為飛行器總體設(shè)計。

楊玉新（1983-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為沖壓發(fā)動機(jī)設(shè)計。

蒲曉航（1991-），男，工程師，主要研究方向為動力系統(tǒng)總體設(shè)計。

李新田（1987-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為動力系統(tǒng)總體設(shè)計。

2020-04-13；

2020-04-27