鄧英，朱大明

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

空天飛行器及動(dòng)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)氣動(dòng)外形一體化設(shè)計(jì)、氣動(dòng)熱防護(hù)、推進(jìn)和制導(dǎo)控制四個(gè)系統(tǒng)性關(guān)鍵技術(shù)，本文僅對飛發(fā)一體化和推進(jìn)技術(shù)進(jìn)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(dòng)熱和氣動(dòng)力的特點(diǎn)；然后比較了四種不同飛行器氣動(dòng)外形在性能、結(jié)構(gòu)、制造、經(jīng)濟(jì)性和使用操縱方面的優(yōu)劣，研究了不同類型空天組合動(dòng)力技術(shù)的特點(diǎn)；最后從步驟、方法與措施等方面給出了空天飛行器及動(dòng)力的發(fā)展建議。

空天飛行器；空天動(dòng)力；高超聲速；乘波體；組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

1 引言

空天飛行器，本文指從地面零速度起飛、直至進(jìn)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(dòng)機(jī)的飛行器所能達(dá)到的最大設(shè)計(jì)速度，米格-25和米格-31的設(shè)計(jì)最大馬赫數(shù)都是2.83[1]，美國的SR-71偵察機(jī)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(dòng)機(jī)。本文將Ma=1.0～2.8這個(gè)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(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)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(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)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(gè)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?yàn)槟承┰诔曀贂r(shí)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(shí)氣體效應(yīng)等，這些也是高超聲速氣動(dòng)熱與氣動(dòng)力研究的難點(diǎn)[4]。

本文所述的空天飛行器及動(dòng)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(gè)系統(tǒng)性關(guān)鍵技術(shù)(飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)外形一體化設(shè)計(jì)、氣動(dòng)熱防護(hù)、推進(jìn)和制導(dǎo)控制)和三個(gè)通用性關(guān)鍵技術(shù)(材料工藝、數(shù)值仿真和地空試驗(yàn))。本文僅對飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)外形一體化設(shè)計(jì)和推進(jìn)技術(shù)進(jìn)行了研究，給出了對空天飛行器及其動(dòng)力技術(shù)發(fā)展的思考和建議。

2 空天飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)研究

空天飛行器氣動(dòng)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(diǎn)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(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計(jì)制造使用等各項(xiàng)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(yàn)[6，7]。但這種氣動(dòng)外形在中、高超聲速飛行中性能較差：升阻比低、機(jī)動(dòng)性差、整體有效載荷比小[8]，圓柱狹長的彈身難于進(jìn)行飛發(fā)一體化設(shè)計(jì)。

翼身融合體外形由常規(guī)飛行器構(gòu)型演化而來，機(jī)翼和機(jī)身兩個(gè)部件采用一體化設(shè)計(jì)布局，沒有明顯界限。機(jī)身橫截面為圓形或橢圓形，機(jī)翼安裝在機(jī)身中部，依靠機(jī)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(jī)。這種外形的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)重量小、有效載荷比大、飛行穩(wěn)定性好、熱防護(hù)和控制技術(shù)成熟，可使用傳統(tǒng)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)[9]。其升阻比在亞聲速時(shí)明顯高于其它氣動(dòng)布局，特別是大攻角飛行時(shí)[8]。但進(jìn)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(jìn)入中、高超聲速后，由于其外形和激波系復(fù)雜，使發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(dòng)機(jī)作為動(dòng)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(jī)翼等結(jié)構(gòu)，只靠三維設(shè)計(jì)的機(jī)身形成的升力就可穩(wěn)定進(jìn)行Ma＞1的飛行。這種設(shè)計(jì)可消除機(jī)身本身產(chǎn)生的附加阻力和機(jī)翼與機(jī)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(jī)等驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)，如美國的X-33空天飛機(jī)(圖1)[11，12]。這種氣動(dòng)布局的優(yōu)點(diǎn)是，Ma＞1時(shí)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(diǎn)是外形三維設(shè)計(jì)比較復(fù)雜，無法與吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。所以與翼身融合體外形一樣，這種氣動(dòng)布局的飛行器只能使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，經(jīng)濟(jì)性較差。

圖1 美國X-33空天驗(yàn)證機(jī)示意圖Fig.1 America X-33 aerospace vehicle demonstrator

上述氣動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(jì)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(jì)是幾十年來唯一可實(shí)現(xiàn)反設(shè)計(jì)的一種飛行器設(shè)計(jì)方法。乘波體外形的氣動(dòng)力學(xué)特點(diǎn)是激波在整個(gè)前緣附體，由此產(chǎn)生兩個(gè)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(gè)獨(dú)立部分，上表面可根據(jù)載荷、容積、組件、功能翼等進(jìn)行變化設(shè)計(jì)，下表面可根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣和排氣流場要求設(shè)計(jì)，大大提高設(shè)計(jì)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(xiàng)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(yàn)證明，采用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，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(dòng)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(jìn)方式、技術(shù)能力等多種因素予以確定。上述四種氣動(dòng)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(dòng)外形，以保證飛行器在整個(gè)飛行過程中都能保持良好的氣動(dòng)性能。如首先使用火箭助推、達(dá)到Ma=4～5后，再啟動(dòng)吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器，則可直接設(shè)計(jì)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(jī)翼方式的設(shè)計(jì)，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(shí)NASA為試驗(yàn)低速飛行性能，也通過增大機(jī)翼面積設(shè)計(jì)了X-43-LS驗(yàn)證機(jī)[16，17]。另外，美國空軍和海軍資助的LoFLYTE驗(yàn)證機(jī)，也同時(shí)具有乘波體外形和翼身融合體外形的特征[18，19]，用以驗(yàn)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(jī)翼的乘波體外形，在滿足與吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)的同時(shí)，使地面起飛與空中爬升性能良好。

3 空天動(dòng)力發(fā)展研究

推進(jìn)技術(shù)是空天飛行器最關(guān)鍵的技術(shù)。推進(jìn)技術(shù)成熟度不高，則整個(gè)空天飛機(jī)計(jì)劃都無法實(shí)現(xiàn)。美國NASA基礎(chǔ)航空研究計(jì)劃高超聲速項(xiàng)目2008年度會(huì)議報(bào)告，給出了投資經(jīng)費(fèi)按學(xué)科的分類[20]，其中推進(jìn)技術(shù)分量最重，如圖2所示。

圖2 美國高超聲速項(xiàng)目經(jīng)費(fèi)構(gòu)成Fig.2 NASA hypersonic project investment distribution

空天動(dòng)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(dòng)力在各個(gè)不同速度階段的技術(shù)特點(diǎn)與問題。

圖3 空天動(dòng)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(dòng)機(jī)是目前最成熟的空天動(dòng)力，可覆蓋Ma=0～25、H=0～200 km的全部飛行范圍。但火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖低、有效載荷比低，安全性和可靠性也比吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)差很多。吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)主要是燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，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(dòng)。所以發(fā)展組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)是目前空天動(dòng)力的主要發(fā)展趨勢。組合動(dòng)力主要包括火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)。

3.1 火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)

火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)有三個(gè)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(jìn)入地球低軌道。其主要優(yōu)點(diǎn)是：

(1)結(jié)構(gòu)簡單緊湊，體積小，重量輕。整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)在多個(gè)模態(tài)中只使用一個(gè)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(hù)簡單，但只有部分可重復(fù)使用。整個(gè)推進(jìn)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(dòng)機(jī)的飛行器只能采用無動(dòng)力回收，如滑翔著陸或降落傘回收?；杷街憣︼w行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與高速飛行氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)相差較大，折中設(shè)計(jì)會(huì)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(diǎn)。

(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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)的平均比沖可達(dá)750 s左右，推重比是6左右?；鸺龥_壓發(fā)動(dòng)機(jī)介于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)之間[22]。

火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)十分全面的認(rèn)識(shí)，所以建立在引射機(jī)理上的引射流動(dòng)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(dòng)機(jī)仍是實(shí)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(dòng)力?；鸺齺喨紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)已在美、俄、法等國以導(dǎo)彈的方式進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用[23]；火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)最新的飛行試驗(yàn)于2012年5月進(jìn)行，結(jié)果失敗，研究還在進(jìn)行中。

3.2 渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)

與火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)相比，渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)最主要的優(yōu)點(diǎn)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(jì)和少維護(hù)、高耐久性設(shè)計(jì)，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(qiáng)發(fā)射、飛行和地面的可操作性(包括爬升終止和發(fā)動(dòng)機(jī)失效的緊急處理)；無發(fā)射臺(tái)，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(yàn)研究，本文認(rèn)為渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)目前有如下幾個(gè)技術(shù)難點(diǎn)：①發(fā)展綜合推進(jìn)技術(shù)，包括進(jìn)氣道、高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和噴管技術(shù)；②建立一個(gè)維持推進(jìn)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(gè)穩(wěn)定的模式轉(zhuǎn)換控制方式；④避免進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)或其中一個(gè)不啟動(dòng)；⑤減輕低速和高速飛行條件下進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的相互影響；⑥評估和計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)艙位置與背壓的關(guān)系；⑦發(fā)展、驗(yàn)證和利用設(shè)計(jì)工具優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)。

目前最新的渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)并聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(tái)架(圖4)，并從2011年開始對進(jìn)氣道模式轉(zhuǎn)換、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇和整機(jī)進(jìn)行了多次成功試驗(yàn)[24，25]。

圖4 美國格林研究中心并聯(lián)式渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道試驗(yàn)臺(tái)Fig.4 Over-under TBCC engine inlet test bed in NASA Glenn Research Center

渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)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(gè)進(jìn)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(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)上下并聯(lián)布局的特點(diǎn)為：①組合發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)，其前體要為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(dòng)機(jī)進(jìn)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(dòng)機(jī)的高度。具體尺寸和氣動(dòng)外形需與機(jī)體進(jìn)行高度一體化設(shè)計(jì)。②進(jìn)氣道和噴管易于設(shè)計(jì)。③可調(diào)部件少，可靠性高，技術(shù)難度低。

雖然J58發(fā)動(dòng)機(jī)是串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)，但其飛行馬赫數(shù)較低(設(shè)計(jì)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(shí)可把一些原本設(shè)計(jì)為可調(diào)的部件設(shè)計(jì)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(jì)巡航馬赫數(shù)在4～5或更大時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)若將原本設(shè)計(jì)為可調(diào)的部件設(shè)計(jì)定型為不可調(diào)，發(fā)動(dòng)機(jī)的性能下降會(huì)很大，不可接受。所以對于設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)，應(yīng)采用并聯(lián)布局。

4 空天飛行器和動(dòng)力發(fā)展建議

4.1 逐步推進(jìn)，謹(jǐn)慎跨越

從2007年起到2012年5月中旬，美國累計(jì)進(jìn)行了八次高超聲速飛行試驗(yàn)，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(yàn)可算作成功外，其余試驗(yàn)均以失敗告終，或未達(dá)到試驗(yàn)?zāi)康摹Ｃ绹?003年提出即時(shí)全球打擊計(jì)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(jī)，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(yùn)輸系統(tǒng)。美國在研究基礎(chǔ)雄厚、投資大、實(shí)力強(qiáng)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(diǎn)：首先是跨越式發(fā)展，導(dǎo)致技術(shù)不確定性和風(fēng)險(xiǎn)巨大，尤其是飛行試驗(yàn)，為了搶進(jìn)度，飛行試驗(yàn)計(jì)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(huì)帶來巨大的經(jīng)濟(jì)利益，NASA、DARPA、空軍、海軍、陸軍、波音、GE、P&W等都參與競爭，啟動(dòng)了多個(gè)計(jì)劃，眾多計(jì)劃同時(shí)開展，分散了研究力量，增大了技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。

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(jìn)行。從動(dòng)力技術(shù)發(fā)展看，采用火箭沖壓組合動(dòng)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(dòng)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(dòng)力技術(shù)開展飛行器和控制技術(shù)研究。

4.2 注重?cái)?shù)值仿真，進(jìn)行大量試驗(yàn)驗(yàn)證

從國外研究經(jīng)驗(yàn)看，數(shù)值仿真可節(jié)約大量經(jīng)費(fèi)，并加快研制進(jìn)度。我國由于基礎(chǔ)薄弱，更要注重?cái)?shù)值仿真，在建模計(jì)算過程中帶動(dòng)基礎(chǔ)研究發(fā)展，逐步完善模型，并為以后進(jìn)行更高飛行速度的飛行器及動(dòng)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(jìn)行大量試驗(yàn)以逐步提高技術(shù)成熟度。從機(jī)理、原理試驗(yàn)，到部件、系統(tǒng)、整機(jī)試驗(yàn)，逐漸深入開展才能降低技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。尤其是飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)非常關(guān)鍵，空天飛行器和動(dòng)力的飛行環(huán)境很難在地面試驗(yàn)臺(tái)架上完全模擬，最終技術(shù)驗(yàn)證仍需進(jìn)行飛行試驗(yàn)。

4.3 空天技術(shù)發(fā)展，動(dòng)力必須先行

空天技術(shù)的發(fā)展關(guān)鍵在動(dòng)力，動(dòng)力類型的選擇應(yīng)從實(shí)際水平出發(fā)。如空天動(dòng)力中的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，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(huì)的研究工作者在劉易斯飛行推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(現(xiàn)為格林研究中心)進(jìn)行了鋁硼氫化物超聲速燃燒試驗(yàn)。1958年9月，第一批超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)初步研究報(bào)告出爐[22]。直到2004年3月，NASA的X-43A飛行器才實(shí)現(xiàn)了第一次超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行驗(yàn)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(dòng)機(jī)計(jì)劃是馭波者X-51，發(fā)動(dòng)機(jī)為SJY61，在三次飛行試驗(yàn)中分別因密封失效、進(jìn)氣道未啟動(dòng)、平衡尾翼問題導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。X-51A由波音公司研制，SJY61由P&W公司研制。整機(jī)共有四架驗(yàn)證機(jī)，現(xiàn)僅剩一架。美國研究超燃已有半個(gè)世紀(jì)，SJY61超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)從1997年9月的進(jìn)氣道調(diào)整試驗(yàn)算起也已有15年時(shí)間，但迄今也沒有達(dá)到預(yù)計(jì)的飛行試驗(yàn)效果。由此可看出，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制難度很大，需要投入大量的人力、物力和財(cái)力(單是四架驗(yàn)證機(jī)研制費(fèi)用就高達(dá)8.8億美元)，并需要長時(shí)間的技術(shù)積累。所以應(yīng)加強(qiáng)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)行數(shù)值研究和試驗(yàn)研究的同時(shí)，開展試驗(yàn)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(dòng)機(jī)是當(dāng)前開展空天飛行器和動(dòng)力研究的一個(gè)較好選擇。亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)難度較超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)已經(jīng)可以進(jìn)入使用狀態(tài)，巡航馬赫數(shù)4～5的在進(jìn)行飛行試驗(yàn)，巡航馬赫數(shù)5～6的在進(jìn)行部件試驗(yàn)[27]，使用亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為空天動(dòng)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。