佘文學(xué)，劉曉鵬，劉 凱

(1.北京空天技術(shù)研究所，北京 100074； 2.大連理工大學(xué)，遼寧 大連 116024)

0 引言

隨著空間活動(dòng)的頻繁開(kāi)展，對(duì)航天運(yùn)載需求的迅速提高，重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)成為現(xiàn)階段的重要研究熱點(diǎn)，包括火箭動(dòng)力和組合動(dòng)力兩條技術(shù)路線?？仗祜w行器是采用組合動(dòng)力、升力式構(gòu)型，可在稠密大氣、臨近空間、軌道空間飛行的重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)，在大幅降低進(jìn)入空間成本的同時(shí)，還具有安全、便捷、機(jī)動(dòng)的優(yōu)勢(shì)，可助力人類實(shí)現(xiàn)自由進(jìn)出和高效利用空間，具有重要的戰(zhàn)略意義，是未來(lái)航空航天技術(shù)新的制高點(diǎn)。

20世紀(jì)80年代，隨著以沖壓動(dòng)力為代表的高超聲速關(guān)鍵技術(shù)取得突破性進(jìn)展，美歐等地掀起了空天飛行器的研究熱潮。其中，德國(guó)繞開(kāi)了單級(jí)入軌的技術(shù)難度，提出了一種水平起降、兩級(jí)入軌的空天飛行器——“Sanger(桑格爾)”方案，并以此為牽引實(shí)施了國(guó)家高超聲速技術(shù)項(xiàng)目，在機(jī)體/推進(jìn)一體化、高超聲速氣動(dòng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)熱防護(hù)方面開(kāi)展了大量的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)研究，對(duì)高超聲速技術(shù)的發(fā)展產(chǎn)生了深刻的影響。

桑格爾方案所選擇的技術(shù)途徑對(duì)現(xiàn)階段以及未來(lái)空天飛行器的技術(shù)發(fā)展具有重要的借鑒意義。本文對(duì)桑格爾方案進(jìn)行了回顧，圍繞方案設(shè)計(jì)過(guò)程中的若干關(guān)鍵問(wèn)題和技術(shù)途徑進(jìn)行分析，在此基礎(chǔ)上提出未來(lái)空天飛行器發(fā)展路線與實(shí)施建議，為后續(xù)空天飛行器的研制工作提供參考。

1 桑格爾空天飛行器方案概況

桑格爾空天飛行器(見(jiàn)圖1)采用一種水平起降兩級(jí)入軌方案，其初衷是為了滿足歐洲在載人和貨運(yùn)方面的空間運(yùn)載需求，實(shí)現(xiàn)自由天地往返。桑格爾空天飛行器具有載人系統(tǒng)和貨運(yùn)系統(tǒng)兩種二子級(jí)方案：一子級(jí)采用渦輪/沖壓組合動(dòng)力(turbine based combined cycle engine，TBCC)，具備一定的巡航能力，從歐洲大陸水平發(fā)射，可滿足大多數(shù)空間任務(wù)的需要；二子級(jí)飛行器采用火箭動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)，為了應(yīng)對(duì)載人和貨運(yùn)兩種任務(wù)需求。

圖1 桑格爾兩級(jí)入軌空天飛行器Fig.1 Sanger two-stage-to-orbit aerospace vehicle

桑格爾方案飛行剖面如圖2所示，組合體飛行器以渦輪模態(tài)從普通機(jī)場(chǎng)水平起飛，加速爬升至10 km后保持這一高度加速跨過(guò)音障至1.6

Ma

，然后開(kāi)始加速爬升，當(dāng)速度達(dá)到3.5

Ma

時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)換為沖壓模態(tài)，之后以沖壓模態(tài)加速爬升至4.5

Ma

/25 km，通過(guò)超聲速巡航轉(zhuǎn)彎，達(dá)到目標(biāo)軌道面所對(duì)應(yīng)的地理緯度，隨后加速爬升至6.8

Ma

/10 km后飛行器兩級(jí)分離，一子級(jí)返回發(fā)射機(jī)場(chǎng)，二子級(jí)以火箭動(dòng)力繼續(xù)加速爬升至25

Ma

/200 km進(jìn)入軌道。飛行器具有兩種巡航模式，分別為0.9

Ma

/13 km狀態(tài)下亞音速巡航模式和4.5

Ma

/25 km狀態(tài)下超音速巡航模式。

圖2 桑格爾空天飛行器飛行剖面Fig.2 Flight profile of Sanger aerospace vehicle

桑格爾方案總體參數(shù)如表1所示，飛行器總起飛質(zhì)量為435 t，其中一子級(jí)總質(zhì)量為320 t，采用5臺(tái)TBCC組合發(fā)動(dòng)機(jī)，二子級(jí)總質(zhì)量為115 t，采用1臺(tái)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。兩級(jí)飛行器均采用液氫燃料，以獲得更高的比沖性能。

表1 桑格爾空天飛行器總體參數(shù)Tab.1 Overall parameters of Sanger aerospace vehicle

1990年2月，串聯(lián)式渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案被選定為桑格爾推進(jìn)系統(tǒng)方案研究基準(zhǔn)，桑格爾一子級(jí)推進(jìn)系統(tǒng)主要包括5臺(tái)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，推進(jìn)劑為液氫。每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)包括1個(gè)可變進(jìn)氣道、1個(gè)渦輪-沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、1個(gè)可變2D噴管與隔離段。推進(jìn)系統(tǒng)在1.2

Ma

的跨聲速階段能夠?yàn)轱w行器提供1 300 kN的推力，飛行器為發(fā)動(dòng)機(jī)提供的總推進(jìn)劑量為134 t液氫。發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的最大壓力限制為600 kPa。噴管的喉部面積變化情況為3.5

Ma

時(shí)為2.25 m，6.8

Ma

時(shí)為0.77 m。3.3～3.8

Ma

時(shí)推進(jìn)系統(tǒng)將在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)模式和沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)模式之間進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃運(yùn)行速度最高為3.5

Ma

。當(dāng)馬赫數(shù)超出0.9時(shí)，加力燃燒室點(diǎn)火，然后切換機(jī)構(gòu)逐漸切斷通過(guò)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流，使其繞過(guò)加力燃燒室內(nèi)關(guān)閉的渦輪部分，此時(shí)加力燃燒室則開(kāi)始以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的模式工作，直至達(dá)到6.8

Ma

的最高飛行馬赫數(shù)。在沖壓模式下，引導(dǎo)氣流以同軸的形式環(huán)繞渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入沖壓燃燒室。

2 桑格爾空天飛行器技術(shù)途徑分析

由于二子級(jí)火箭動(dòng)力飛行器技術(shù)相對(duì)較為成熟，因此本文主要針對(duì)一子級(jí)吸氣動(dòng)力高超聲速飛行器在推進(jìn)系統(tǒng)、氣動(dòng)設(shè)計(jì)以及結(jié)構(gòu)熱防護(hù)方面的技術(shù)途徑開(kāi)展了分析。

2.1 總體方案分析

2.1.1 入軌級(jí)數(shù)分析

自從空天飛行器提出以來(lái)，對(duì)于飛行器應(yīng)該采用單級(jí)入軌方案還是兩級(jí)入軌方案就一直存在爭(zhēng)論。

1)從應(yīng)用優(yōu)勢(shì)上來(lái)看，單級(jí)入軌方案優(yōu)于兩級(jí)入軌。在相同的技術(shù)條件下，單級(jí)入軌方案僅需一種飛行器，可將全部發(fā)射部件直接回收，其開(kāi)發(fā)、制造和運(yùn)營(yíng)成本較低，飛行器轉(zhuǎn)場(chǎng)準(zhǔn)備時(shí)間短，使用更加靈活；對(duì)于兩級(jí)入軌方案，一子級(jí)分離后返回地面，雖然可以減少燃料消耗量并降低發(fā)射成本，但需要兩個(gè)飛行器，具有更高的制造和運(yùn)營(yíng)成本。然而，單級(jí)入軌方案技術(shù)難度要遠(yuǎn)高于兩級(jí)入軌。

2)從能量層面來(lái)看，單級(jí)入軌方案需要攜帶全部干重進(jìn)入軌道，一方面對(duì)氣動(dòng)性能、比沖以及結(jié)構(gòu)輕量化均提出了極高的要求，另一方面也大大削弱了運(yùn)載能力；而對(duì)于兩級(jí)入軌方案，大部分干重在兩級(jí)分離后即可返回，避免了對(duì)能量的消耗，相同運(yùn)載能力下極大緩解了對(duì)飛行器性能的要求。

3)從設(shè)計(jì)層面來(lái)看，單級(jí)入軌需要由一級(jí)飛行器完成水平起飛、加速爬升、在軌運(yùn)行、再入返回以及水平降落，與兩級(jí)入軌相比需要兼顧更寬速域、更大空域的設(shè)計(jì)需求，高低速設(shè)計(jì)矛盾突出；而兩級(jí)入軌速域和空域相對(duì)較窄，設(shè)計(jì)難度大幅降低，工程上更易實(shí)現(xiàn)。

綜合來(lái)看，單級(jí)入軌方案具有更好的應(yīng)用前景，這一優(yōu)勢(shì)是以復(fù)雜度與技術(shù)難度顯著增加為代價(jià)的，需要采用大量的新技術(shù)，但較低的技術(shù)成熟度將帶來(lái)巨大的設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)?？紤]到當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平，桑格爾繞開(kāi)了技術(shù)難度較大的單級(jí)入軌方案，最終選擇了技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)較低、相對(duì)容易實(shí)現(xiàn)的兩級(jí)入軌方案。

2.1.2 分離窗口分析

級(jí)間分離窗口界定了兩級(jí)飛行器的系統(tǒng)特征。級(jí)間分離馬赫數(shù)對(duì)飛行器復(fù)雜度和設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)的影響如圖3所示，受限于發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍，不同分離馬赫數(shù)對(duì)一、二子級(jí)動(dòng)力類型要求不同，此外隨著分離馬赫數(shù)升高，一子級(jí)復(fù)雜度和設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)增加，而對(duì)二子級(jí)要求則降低，最優(yōu)分離馬赫數(shù)需要進(jìn)行折中權(quán)衡。出于對(duì)當(dāng)時(shí)技術(shù)水平和任務(wù)需求的綜合考慮，分離馬赫數(shù)初步定為4～7

Ma

之間。

圖3 分離馬赫數(shù)對(duì)兩級(jí)入軌空天飛行器的影響分析Fig.3 Influence analysis of separated Mach number on two-stage-to-orbit aerospace vehicle

從能量層面，運(yùn)載能力相同的情況下，飛行器總起飛質(zhì)量越小越好，圖4給出了不同級(jí)間分離馬赫數(shù)下桑格爾飛行器的總起飛質(zhì)量，其中灰色區(qū)域表示超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能不確定性范圍對(duì)起飛質(zhì)量的影響，這也體現(xiàn)了在當(dāng)時(shí)技術(shù)水平下對(duì)高馬赫數(shù)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能尚沒(méi)有充分了解清楚。可以看出分離馬赫數(shù)為6.5左右時(shí)總起飛質(zhì)量達(dá)到最小，這意味著在能量層面達(dá)到最優(yōu)。從設(shè)計(jì)層面，馬赫數(shù)為7時(shí)將達(dá)到亞聲速?zèng)_壓燃燒的極限，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)熱力學(xué)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)也將帶來(lái)巨大挑戰(zhàn)，因此當(dāng)分離馬赫數(shù)超過(guò)7時(shí)，則需要用超燃沖壓或者沖壓火箭發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)提供足夠的凈推力，并為發(fā)動(dòng)機(jī)配置熱防護(hù)系統(tǒng)，這將增加額外的質(zhì)量。經(jīng)過(guò)綜合考慮，兼顧二子級(jí)的性能需求，最終將級(jí)間分離馬赫數(shù)設(shè)置為6.8。級(jí)間分離高度主要由分離動(dòng)壓決定。桑格爾級(jí)間分離采用機(jī)械分離的方式，為了保證分離安全性和可靠性，整個(gè)分離過(guò)程需要在較低的動(dòng)壓下完成。分離動(dòng)壓最終被設(shè)置為30 kPa，則分離高度約為31 km。

圖4 不同分離馬赫數(shù)下的起飛質(zhì)量Fig.4 Takeoff mass at different separation Mach numbers

2.2 推進(jìn)系統(tǒng)分析

2.2.1 推進(jìn)類型分析

根據(jù)飛行剖面，一子級(jí)需要實(shí)現(xiàn)從零速到6.8

Ma

的寬速域飛行，單一類型發(fā)動(dòng)機(jī)難以滿足要求，因此將多種發(fā)動(dòng)機(jī)在熱力循環(huán)層面耦合設(shè)計(jì)，形成組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，以確保發(fā)動(dòng)機(jī)在寬速域下的性能均能保持較優(yōu)狀態(tài)。不同推進(jìn)類型比沖性能隨馬赫數(shù)的變化如圖5所示，應(yīng)選取其上包絡(luò)以獲得最優(yōu)性能。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍約為0～4.5

Ma

，3.5

Ma

之前比沖量最高，通過(guò)增加預(yù)冷裝置這一優(yōu)勢(shì)甚至可以擴(kuò)展至5

Ma

左右；沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍約為2～7

Ma

，4～5.5

Ma

之間比沖量最高；超過(guò)5.5

Ma

后超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖最優(yōu)，其工作馬赫數(shù)最高可達(dá)12

Ma

。因此，從理論上來(lái)看預(yù)冷渦輪/沖壓/超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)是最優(yōu)選擇。然而在當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平下，一方面預(yù)冷裝置將造成發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜性和質(zhì)量大大提高，另一方面吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)受限于亞聲速下燃燒，預(yù)冷技術(shù)與超燃沖壓技術(shù)成熟度難以滿足短時(shí)間應(yīng)用的需求，因此最終選擇渦輪/亞燃沖壓組合循環(huán)模式的技術(shù)途徑。

圖5 不同推進(jìn)類型比沖性能隨馬赫數(shù)的變化Fig.5 Variation of specific impulse performance with Mach number for different dynamic schemes

2.2.2 布局方案分析

渦輪/亞燃沖壓組合循環(huán)模式的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)主要有串聯(lián)與并聯(lián)兩種布局形式。串聯(lián)布局中渦輪與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共用一個(gè)燃燒室，迎風(fēng)面積較小、結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單緊湊，但渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共用流道部分較多，相互之間的控制與協(xié)調(diào)較為復(fù)雜；并聯(lián)布局中兩發(fā)動(dòng)機(jī)分別擁有獨(dú)自的燃燒室，控制相對(duì)較為簡(jiǎn)單，但空間尺寸大，與飛行器一體化設(shè)計(jì)較為困難。桑格爾論證初期圍繞兩種布局形式分別開(kāi)展了論證工作，出于對(duì)機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)的考慮，最終選擇了串聯(lián)布局方案，主要包括可變進(jìn)氣道、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、加力/沖壓燃燒室和可變2D噴管。

對(duì)于串聯(lián)布局，隨著馬赫數(shù)的增大，來(lái)流速度和溫度提高，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能迅速惡化，對(duì)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)、滑油系統(tǒng)將造成較大影響。當(dāng)飛行速度超過(guò)5

Ma

之后，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)無(wú)法正常運(yùn)轉(zhuǎn)。如圖6所示，桑格爾一子級(jí)最大飛行速度達(dá)到6.8

Ma

，為了保證發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)使用特性，在沖壓模態(tài)下設(shè)計(jì)了一個(gè)封閉機(jī)構(gòu)，從而保護(hù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)免受進(jìn)氣道的高溫沖擊。該封閉機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)采用一個(gè)同軸前向/后向移動(dòng)的錐體，在渦輪模式下，通過(guò)獨(dú)立的流道清除一子級(jí)前機(jī)身產(chǎn)生的邊界層，以避免氣流無(wú)規(guī)則擾動(dòng)，此時(shí)的沖壓燃燒室和燃料加注裝置也可以充當(dāng)加力燃燒裝置，且由于進(jìn)氣道和2D噴管采用了可移動(dòng)部件設(shè)計(jì)，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)能夠更快達(dá)到實(shí)際的飛行馬赫數(shù)。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)劃運(yùn)行速度最高為3.5

Ma

。當(dāng)馬赫數(shù)超出0.9時(shí)，加力燃燒室點(diǎn)火，然后切換機(jī)構(gòu)逐漸切斷通過(guò)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流，使其繞過(guò)加力燃燒室內(nèi)關(guān)閉的渦輪部分，此時(shí)加力燃燒室則開(kāi)始以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的模式工作，直至達(dá)到6.8

Ma

的最高飛行馬赫數(shù)。在沖壓模式下，引導(dǎo)氣流以同軸的形式環(huán)繞渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入沖壓燃燒室。

圖6 TBCC方案渦輪和沖壓運(yùn)行模式Fig.6 Operation mode of engine turbine and ramjet for TBCC

2.2.3 調(diào)節(jié)方案分析

一子級(jí)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作速域?qū)?，且渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)工作特性具有較大差異，共用進(jìn)氣道和尾噴管在寬速域范圍內(nèi)和渦輪與沖壓模態(tài)工作特性的良好匹配成為整個(gè)組合發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。然而，在亞聲速/超聲速/高超聲速條件下來(lái)流環(huán)境差異巨大，固定進(jìn)排氣結(jié)構(gòu)難以滿足設(shè)計(jì)要求。為了保證渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)在非設(shè)計(jì)工作點(diǎn)也能具備良好性能，并實(shí)現(xiàn)兩種工作模態(tài)之間的平穩(wěn)過(guò)渡，設(shè)計(jì)人員將進(jìn)氣道與尾噴管均設(shè)計(jì)為變幾何可調(diào)機(jī)構(gòu)，根據(jù)飛行狀態(tài)對(duì)來(lái)流進(jìn)行動(dòng)態(tài)調(diào)整。

桑格爾方案進(jìn)氣道采用二維調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，如圖7所示，由4塊鉸鏈連接的斜板組成，并通過(guò)3根拉桿連接在上面的支撐桿上，替代固定進(jìn)氣道中的翻板或閥門(mén)控制，通過(guò)斜板的移動(dòng)和旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)壓縮型面與喉道面積的調(diào)節(jié)。此外，還在斜板上設(shè)置了泄氣孔用于附面層吸除，從而進(jìn)一步提高空氣流量系數(shù)。

圖7 二維可調(diào)進(jìn)氣道Fig.7 Two dimensional adjustable inlet

尾噴管采用二元調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，如圖8所示(其中

A

為喉部面積)，采用兩根可伸縮拉桿實(shí)現(xiàn)對(duì)噴管喉部面積的寬范圍調(diào)節(jié)，喉部面積在3.5

Ma

時(shí)為2.25 m，在6.8

Ma

時(shí)為0.77 m，并在一子級(jí)后機(jī)身處采用膨脹斜板，以增大高馬赫數(shù)下的推力。

圖8 二元可調(diào)尾噴管Fig.8 Two dimensional adjustable nozzle

此外，為了保證模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中組織燃燒狀態(tài)的平穩(wěn)過(guò)渡，除了調(diào)節(jié)進(jìn)氣道與尾噴管之外，還通過(guò)控制渦輪燃油流量與沖壓燃燒室燃油流量進(jìn)行調(diào)節(jié)，并采用徑向主穩(wěn)定器和環(huán)向支板穩(wěn)定器相結(jié)合的方式以實(shí)現(xiàn)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒穩(wěn)定。

2.3 氣動(dòng)布局分析

桑格爾一子級(jí)飛行器跨寬速域、大空域加速飛行，具有區(qū)別于常規(guī)飛行器的幾何特征，如圖9所示，主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是具有大后掠、尖前緣的特征；二是機(jī)體/推進(jìn)一體化程度高。

圖9 桑格爾空天飛行器外形Fig.9 Aerodynamic configuration of Sanger aerospace vehicle

2.3.1 高升阻比設(shè)計(jì)分析

對(duì)于一子級(jí)飛行器的寬速域高升阻比氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，高、低速外形特征存在矛盾。如圖10所示，亞聲速高升阻比氣動(dòng)外形特征為大展弦比平直翼、鈍前緣，而超/高超聲速高升阻比氣動(dòng)外形特征則是小展弦比大后掠角機(jī)翼、尖前緣，并且馬赫數(shù)越高飛行器長(zhǎng)細(xì)比越大。高、低速外形特征的矛盾為一子級(jí)氣動(dòng)外形的高升阻比設(shè)計(jì)帶來(lái)了極大的挑戰(zhàn)，這意味著需要對(duì)低速外形或高速外形進(jìn)行取舍。設(shè)計(jì)人員最終基于高速外形設(shè)計(jì)理念對(duì)一子級(jí)進(jìn)行了基本設(shè)計(jì)，并在此基礎(chǔ)上考慮低速特性對(duì)其進(jìn)行了兼顧。一子級(jí)飛行器采用了翼身融合設(shè)計(jì)，機(jī)翼為前緣呈S形的細(xì)長(zhǎng)翼，能夠較好地兼顧超聲速和亞聲速升阻特性，且前體尖銳以減小飛行器阻力，尤其是超聲速阻力。在S型翼面后緣設(shè)計(jì)升降舵面和副翼，以控制飛行器俯仰和滾轉(zhuǎn)，后體上方設(shè)計(jì)兩個(gè)V型方向舵面，以控制飛行器偏航。

圖10 不同速域下氣動(dòng)外形特征Fig.10 Aerodynamic configuration characteristics of different velocity ranges

2.3.2 機(jī)體推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)分析

為實(shí)現(xiàn)推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)身一體化設(shè)計(jì)，飛行器通常采用3種構(gòu)型：一是軸對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī)短艙安裝在機(jī)翼上方或者下方的掛架上，限于亞聲速飛行器，如民用運(yùn)輸機(jī)；二是軸對(duì)稱發(fā)動(dòng)機(jī)整合到機(jī)翼內(nèi)，如SR-71；三是發(fā)動(dòng)機(jī)完全整合到機(jī)身內(nèi)，如軍用單引擎戰(zhàn)斗機(jī)。桑格爾一子級(jí)采用第3種方案，將5臺(tái)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)布置于機(jī)身腹部，將推進(jìn)系統(tǒng)作為機(jī)身的一部分，如圖11所示。一方面，前體和進(jìn)氣道一體設(shè)計(jì)，前體下表面產(chǎn)生預(yù)壓縮效應(yīng)，在高速情況下增大流量，提高凈推力，同時(shí)產(chǎn)生一定比例的升力；另一方面，后體與尾噴管進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，后體下表面作為一個(gè)自由膨脹面，尾噴管采用半壁噴管，減小底部面積，有效降低飛行器的質(zhì)量和阻力，并可獲得較大的推力和推進(jìn)力矩。

圖 11 一子級(jí)推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)身的一體化設(shè)計(jì)Fig.11 Integrated design of airframe and propulsion system for the first stage vehicle

在這種布局形式下，飛行器推力作用線不通過(guò)飛行器質(zhì)心，從而產(chǎn)生縱向的抬頭力矩。為了平衡該力矩，一子級(jí)機(jī)身弧線采取了拱形設(shè)計(jì)。在跨聲速和超聲速條件下，機(jī)身上強(qiáng)大的低頭氣動(dòng)力矩有助于抵消機(jī)尾向下的作用力；在高超聲速條件下，進(jìn)排氣系統(tǒng)會(huì)產(chǎn)生一個(gè)低頭力矩，可以用機(jī)身微抬頭力矩加以平衡，飛行器縱向總力矩便處于可控狀態(tài)。

2.4 結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)分析

桑格爾飛行器大面積區(qū)域的溫度約為600 ℃，尖銳前緣等區(qū)域的溫度也約為840 ℃，頭部的最高溫度達(dá)到了1 335 ℃(見(jiàn)圖12)。在該熱載荷的約束下，一子級(jí)機(jī)身結(jié)構(gòu)方案被分為3部分，除了低溫液氫貯箱所在的機(jī)身中段為冷結(jié)構(gòu)，其他區(qū)域均采用了熱結(jié)構(gòu)。在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，熱結(jié)構(gòu)的重點(diǎn)要放在結(jié)構(gòu)的耐熱性能上，而冷結(jié)構(gòu)需要考慮內(nèi)部結(jié)構(gòu)的承載性能與外部防隔層的隔熱性能，以保證內(nèi)部結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。

圖12 級(jí)間分離時(shí)飛行器表面溫度分布與結(jié)構(gòu)方案Fig.12 Surface temperature distribution and structural scheme during stage separation

2.4.1 材料體系分析

根據(jù)圖12可知，若按照長(zhǎng)期使用溫度來(lái)進(jìn)行設(shè)計(jì)，常規(guī)金屬材料難以滿足一子級(jí)熱結(jié)構(gòu)的使用要求，需要采用復(fù)合材料或高溫合金。而在當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平下，復(fù)合材料并未完全成熟，并且會(huì)大幅增加使用成本，其重復(fù)使用性能與金屬材料相比大打折扣；而高溫合金雖然具有更高的耐熱性能，但也會(huì)帶來(lái)很大的質(zhì)量代價(jià)。為此，設(shè)計(jì)人員針對(duì)一子級(jí)的使用環(huán)境開(kāi)展了精細(xì)化分析，如圖13所示，并最終大膽采用了鈦合金作為熱結(jié)構(gòu)大面積使用的首選材料。

圖13 桑格爾飛行器一子級(jí)4.5 Ma及6.8 Ma時(shí)的溫度分布Fig.13 Temperature distribution at 4.5 Ma and 6.8 Ma for the first stage of Sanger

在爬升過(guò)程中，一子級(jí)的高超聲速飛行狀態(tài)僅出現(xiàn)在爬升段的末期，而并非長(zhǎng)時(shí)間高超聲速巡航，鈦合金能夠經(jīng)受住短時(shí)間內(nèi)向高超聲速?zèng)_刺過(guò)程中的力熱載荷；而對(duì)于巡航任務(wù)，一子級(jí)的飛行速度要求僅為4

Ma

左右，表面大面積溫度在400 ℃左右，并未超高過(guò)鈦合金在大面積區(qū)域的使用上限。因此綜合來(lái)看，鈦合金的密度低、耐熱能力強(qiáng)，可以作為一子級(jí)大面積使用的首選材料。

而對(duì)于面積較小的高溫邊條區(qū)域，采用更耐溫的陶瓷、高溫合金等材料，對(duì)于局部前緣區(qū)域，采用帶SiC/SiC或C/SiC外殼，這種材料多用于航天飛機(jī)的前緣部分，已經(jīng)經(jīng)過(guò)多次試驗(yàn)驗(yàn)證，具有足夠的耐溫性能，不需要額外設(shè)計(jì)主動(dòng)冷卻方式。

2.4.2 熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析

在重復(fù)使用及嚴(yán)格的質(zhì)量要求下，設(shè)計(jì)人員采用了多層金屬的方式解決隔熱問(wèn)題。金屬多層結(jié)構(gòu)的波紋樣式和片層厚度可隨意變化，甚至能夠適用于球形曲面結(jié)構(gòu)。在制備時(shí)，將金屬箔片壓出波紋，在波紋處進(jìn)行疊加連接，從而形成多層結(jié)構(gòu)，若干個(gè)多層結(jié)構(gòu)按需要疊加起來(lái)，層間填充隔熱材料，形成多層板。該結(jié)構(gòu)在當(dāng)時(shí)經(jīng)過(guò)了試驗(yàn)考核，在更換金屬基材的情況下可滿足400～900 ℃的使用要求。

桑格爾所采用的多層金屬方案與如今的金屬熱防護(hù)系統(tǒng)類似，但其耐溫性能、后期維護(hù)性及制造工藝性與金屬熱防護(hù)系統(tǒng)存在差距。此外，由于在受熱時(shí)內(nèi)外溫差較大，大尺寸應(yīng)用金屬表面就不得不考慮金屬的受熱膨脹效應(yīng)，因此在熱膨脹與熱變形匹配上，這種熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案還需要進(jìn)行大量的仿真分析工作。

3 空天飛行器發(fā)展思考

3.1 桑格爾方案帶來(lái)的啟示

從技術(shù)途徑來(lái)看，桑格爾空天飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中繞開(kāi)了難度較大的單級(jí)入軌方案，選擇了一子級(jí)吸氣動(dòng)力、二子級(jí)火箭動(dòng)力的兩級(jí)入軌方案，技術(shù)難度小、可行性較強(qiáng)，在當(dāng)時(shí)乃至現(xiàn)在的技術(shù)水平下都是一個(gè)非常務(wù)實(shí)的選擇。其中，一子級(jí)飛行器與常規(guī)飛行器相比，其任務(wù)過(guò)程跨大空域?qū)捤儆蚣铀亠w行。通過(guò)對(duì)桑格爾一子級(jí)方案的分析，主要得到以下啟示。

1)對(duì)于推進(jìn)系統(tǒng)，一子級(jí)選擇了渦輪/亞燃沖壓的組合動(dòng)力形式，為0～6.8

Ma

速域下的飛行提供了原理可行的解決方案。但從后來(lái)的認(rèn)識(shí)來(lái)看，在寬速域下渦輪與沖壓之間模態(tài)轉(zhuǎn)換階段性能接續(xù)性較差，存在一定的推力“陷阱”，難以滿足飛行器的需要。針對(duì)這一問(wèn)題，一方面，需要進(jìn)一步拓寬渦輪和沖壓工作區(qū)間，發(fā)展高速渦輪或在一定的質(zhì)量代價(jià)內(nèi)引入預(yù)冷技術(shù)，向上拓展渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作上限，并發(fā)展進(jìn)氣道/噴管調(diào)節(jié)技術(shù)，向下拓展沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作下限；另一方面，還可探索新的組合動(dòng)力形式，如引入火箭動(dòng)力，在模態(tài)轉(zhuǎn)換階段提供接續(xù)推力，或引入超燃沖壓動(dòng)力，解決高超聲速階段的動(dòng)力問(wèn)題，從而可降低亞燃沖壓的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)，并采用火箭引射技術(shù)，進(jìn)一步提高低馬赫數(shù)下的性能。此外，桑格爾方案中提出的進(jìn)氣道/尾噴管調(diào)節(jié)技術(shù)，在如今寬速域推進(jìn)系統(tǒng)的研究中廣泛應(yīng)用，根據(jù)設(shè)計(jì)需要實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的靈活調(diào)節(jié)成為組合動(dòng)力技術(shù)發(fā)展的主要趨勢(shì)。

2)在氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，桑格爾一子級(jí)基于機(jī)體推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)思想有效緩解了飛行器寬域范圍內(nèi)推阻匹配矛盾，是非常巧妙的設(shè)計(jì)思路，是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，后來(lái)也被證明是吸氣式高超聲速飛行器實(shí)現(xiàn)高超聲速推進(jìn)的重要突破。但同時(shí)，一體化設(shè)計(jì)也帶來(lái)了氣動(dòng)性能與發(fā)動(dòng)機(jī)性能的強(qiáng)烈非線性耦合，導(dǎo)致氣動(dòng)、動(dòng)力、控制及其他相關(guān)系統(tǒng)相互關(guān)聯(lián)、互相滲透，在一定程度上增加了相關(guān)系統(tǒng)的關(guān)聯(lián)性、復(fù)雜性與設(shè)計(jì)難度，成為高超聲速飛行技術(shù)的研究熱點(diǎn)。此外，寬速域下動(dòng)壓變化范圍大，導(dǎo)致飛行過(guò)程中升力匹配也存在較大困難。在升重平衡約束下，低速下動(dòng)壓低、質(zhì)量大，升力面需求大，而在高速下動(dòng)壓增大、質(zhì)量減小，需要的升力面逐漸減小，該問(wèn)題至今仍是寬域飛行器高升阻比研究的難點(diǎn)之一。

3)對(duì)于結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)，關(guān)鍵在于在設(shè)計(jì)要求內(nèi)盡量利用結(jié)構(gòu)材料的使用裕度，從而提高運(yùn)載能力。在重復(fù)使用、輕量化、防隔熱、低成本等多條件耦合要求下，桑格爾設(shè)計(jì)人員開(kāi)展了精細(xì)化設(shè)計(jì)，對(duì)飛行器進(jìn)行了大量仿真，基于當(dāng)時(shí)的材料體系大膽采用了逼近極限工作狀態(tài)下的鈦合金作為一子級(jí)大面積熱結(jié)構(gòu)的首選材料。雖然從如今的材料體系來(lái)看，復(fù)合材料等新型技術(shù)的成熟使其具備更多的選擇，但桑格爾這種逼近極限的設(shè)計(jì)思想值得參考。此外，還創(chuàng)新提出了多層金屬熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)，可采用多種金屬相互搭配組合，具有很強(qiáng)的可設(shè)計(jì)性，為現(xiàn)有金屬熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了一定參考。

4)從總體方案的技術(shù)可實(shí)現(xiàn)性來(lái)看，最終制約方案進(jìn)展的是組合動(dòng)力問(wèn)題。氣動(dòng)、材料結(jié)構(gòu)、控制方面在當(dāng)時(shí)都有基本可行的解決方案，均不存在難以攻克的技術(shù)問(wèn)題，但組合動(dòng)力方案還只是設(shè)想階段，需要進(jìn)一步開(kāi)展研究和試驗(yàn)驗(yàn)證。由于動(dòng)力水平的制約，在當(dāng)時(shí)的技術(shù)條件下空天飛行是不可實(shí)現(xiàn)的，技術(shù)問(wèn)題是造成桑格爾方案停止的主要原因。此外，空天飛行器的研制花費(fèi)巨大，也是一個(gè)國(guó)家綜合國(guó)力的體現(xiàn)，桑格爾方案的停止也與資金問(wèn)題有關(guān)。這也表明以當(dāng)時(shí)的技術(shù)水平和德國(guó)發(fā)展條件，尚不足以支撐完成空天飛行器這一復(fù)雜龐大的系統(tǒng)工程。

5)從桑格爾方案研究的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)來(lái)看，要想完成大工程目標(biāo)，在技術(shù)上不能存在短板，需要對(duì)研究進(jìn)行統(tǒng)籌、全面的安排。對(duì)于意義重大且花費(fèi)巨大的工程，需要由國(guó)家行為主導(dǎo)，以國(guó)家意志聯(lián)合國(guó)內(nèi)相關(guān)優(yōu)勢(shì)單位，并開(kāi)展廣泛的國(guó)際合作，從而有力推動(dòng)技術(shù)發(fā)展。

3.2 空天飛行器發(fā)展思考

空天飛行器飛行空域大、速域?qū)?、飛行剖面復(fù)雜、飛行力熱環(huán)境惡劣，因此必然面臨著動(dòng)力、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)材料、制導(dǎo)控制、制造、試驗(yàn)等眾多領(lǐng)域的基礎(chǔ)科學(xué)問(wèn)題與關(guān)鍵技術(shù)的挑戰(zhàn)，實(shí)現(xiàn)難度巨大。面向空天飛行器發(fā)展面臨的技術(shù)難點(diǎn)，梳理了以下發(fā)展思路：

1)需明確頂層發(fā)展路線。按照先開(kāi)展單項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證、再開(kāi)展集成演示、最后能力形成的思路，形成了由小到大、由部分重復(fù)使用到完全重復(fù)使用、先兩級(jí)入軌后單級(jí)入軌的整體路線，持續(xù)推進(jìn)空天飛行器技術(shù)逐步向前發(fā)展。

2)必須加強(qiáng)基礎(chǔ)研究。進(jìn)一步開(kāi)展組合發(fā)動(dòng)機(jī)多模態(tài)燃燒組織機(jī)理、多場(chǎng)耦合作用下耐高溫輕質(zhì)材料失效演化機(jī)理、臨近空間稀薄氣體效應(yīng)和高溫氣體效應(yīng)、多場(chǎng)耦合動(dòng)力學(xué)建模等基礎(chǔ)科學(xué)問(wèn)題的研究，為空天飛行器的發(fā)展夯實(shí)基礎(chǔ)。

3)發(fā)展寬速域組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。動(dòng)力的選擇對(duì)空天飛行器的發(fā)展具有重要意義，當(dāng)前國(guó)內(nèi)外組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)研究類型呈多樣性，包括TBCC、RBCC、SABRE/PATR等，需在組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和原理性飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，提出具有中國(guó)特色的發(fā)展路線，并進(jìn)一步解決工程化應(yīng)用問(wèn)題，支撐空天飛行器的工程研制。

4 結(jié)語(yǔ)

德國(guó)在國(guó)家高超聲速技術(shù)項(xiàng)目的背景下，圍繞桑格爾方案及相應(yīng)關(guān)鍵技術(shù)開(kāi)展了為期8年的全面研究，對(duì)空天飛行技術(shù)問(wèn)題有了深刻的了解，并找到了初步解決方案。本文對(duì)桑格爾空天飛行器技術(shù)途徑開(kāi)展了分析，總體來(lái)看，桑格爾空天飛行器重點(diǎn)在于一子級(jí)的設(shè)計(jì)，原理上并未發(fā)現(xiàn)技術(shù)上的瓶頸問(wèn)題，但在具體實(shí)施過(guò)程中還需進(jìn)一步開(kāi)展寬域組合動(dòng)力、機(jī)體/推進(jìn)一體化、輕質(zhì)高效熱防護(hù)等關(guān)鍵技術(shù)研究。桑格爾空天飛行器雖然最終只停留在了概念方案階段，但方案所采用的技術(shù)途徑具有重要的借鑒意義，后續(xù)可同步開(kāi)展桑格爾方案與其他國(guó)內(nèi)外空天飛行器方案的對(duì)比分析研究，為之后空天飛行器的研制提供支撐。