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(jī)研究現(xiàn)狀及控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

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(jī)的基本概念以及推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)，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(jī)技術(shù)領(lǐng)域的新進(jìn)展以及發(fā)展動態(tài)，分析了各國相關(guān)重點(diǎn)項(xiàng)目的技術(shù)發(fā)展以及工程進(jìn)展，重點(diǎn)探討了超燃沖壓發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)，在此基礎(chǔ)上對超燃沖壓發(fā)動機(jī)的特點(diǎn)進(jìn)行了總結(jié)，并對超燃沖壓發(fā)動機(jī)的發(fā)展進(jìn)行了展望。

超燃沖壓發(fā)動機(jī)；控制系統(tǒng)；關(guān)鍵技術(shù)；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(lǐng)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(jī)最高飛行高度之間，相對于下層空域具有高度優(yōu)勢，同時(shí)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(shù)的發(fā)展是人類繼發(fā)明飛機(jī)、突破聲障、進(jìn)入太空之后又一個(gè)劃時(shí)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(jù)臨近空間，各國將高超聲速技術(shù)的發(fā)展作為1條重要途徑，而高性能推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展是高超聲速武器發(fā)展的核心關(guān)鍵技術(shù)［1-4］。

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

初期的高超聲速技術(shù)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(shù)的研究已經(jīng)以某種高超聲速飛行器為應(yīng)用背景進(jìn)行先期技術(shù)開發(fā)。從20世紀(jì)50年代末開始到90年代初，經(jīng)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(jī)技術(shù)上的重大突破，并陸續(xù)進(jìn)行了地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。各國對高超聲速技術(shù)開發(fā)的主要應(yīng)用目標(biāo)為：近期目標(biāo)為高超聲速巡航導(dǎo)彈，中期目標(biāo)為高超聲速飛機(jī)，遠(yuǎn)期目標(biāo)為吸氣式推進(jìn)的跨大氣層飛行器、空天飛機(jī)。

1　國內(nèi)外發(fā)展概況

1.1美國全球領(lǐng)先

早在20世紀(jì)50年代，美國就開展了高超聲速飛行器及其相關(guān)技術(shù)的研究，并提出了系列化的研究發(fā)展計(jì)劃和項(xiàng)目。美國國防部的高超聲速飛行器及其技術(shù)的相關(guān)研究工作計(jì)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(shù)的相關(guān)研究工作計(jì)劃

美國空軍和宇航局在20世紀(jì)80年代開展了NASP計(jì)劃，其最終目標(biāo)是通過設(shè)計(jì)高超聲速飛行器X-30來實(shí)現(xiàn)在地球低軌道的飛行試驗(yàn)。這個(gè)計(jì)劃耗時(shí)10 a且耗資30億美元，使得美國空軍和宇航局通過試驗(yàn)條件的建設(shè)以及改造掌握了大量數(shù)據(jù)，為后續(xù)的高超聲速飛行技術(shù)的研發(fā)奠定了基礎(chǔ)，并大大推進(jìn)了高超聲速飛行技術(shù)的發(fā)展。

繼NASP計(jì)劃之后，美國于20世紀(jì)90年代開展了HyTech計(jì)劃。美國空軍研究試驗(yàn)室通過使用液體碳?xì)錇槿剂系某紱_壓發(fā)動機(jī)，驗(yàn)證了Ma=4～8的高超聲速飛行技術(shù)。該計(jì)劃于2006年結(jié)題，并通過3個(gè)階段開展了相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證：超燃沖壓發(fā)動機(jī)的部件驗(yàn)證技術(shù)在第1、2階段進(jìn)行了驗(yàn)證，在第3階段開展了系統(tǒng)集成和高超聲速技術(shù)驗(yàn)證，最終制造了GDE-1和GDE-2雙模超燃沖壓發(fā)動機(jī)，并于2005年完成了相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證。HyTech計(jì)劃是1個(gè)較為成功的計(jì)劃，通過部件關(guān)鍵技術(shù)研究、整機(jī)性能試驗(yàn)和地面試驗(yàn)逐級推進(jìn)的方法來開展高超聲速飛行技術(shù)的試驗(yàn)驗(yàn)證［4］。

與HyTech計(jì)劃同步開展的還有NASA-LRC和DFRC聯(lián)合開發(fā)的Hyper-X計(jì)劃，其主要通過高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)，來驗(yàn)證高超聲速飛行器以及空地往返的超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)，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(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)，計(jì)劃工作時(shí)間為5～10 s，推進(jìn)速度為Ma=7～10，通過2次飛行試驗(yàn)對其進(jìn)行了驗(yàn)證，并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比；X-43B采用沖壓組合發(fā)動機(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)，燃料為液氫，預(yù)計(jì)飛行馬赫數(shù)為7，由于經(jīng)費(fèi)原因，X-43B計(jì)劃在制訂方案時(shí)就被軍方終止；X-43C采用3臺超燃沖壓發(fā)動機(jī)并聯(lián)方式作為推進(jìn)系統(tǒng)，計(jì)劃飛行馬赫數(shù)為6，但是由于經(jīng)費(fèi)原因，本項(xiàng)目被暫停；X-43D采用液氫燃料雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)，原型是X-43A空天飛行器，計(jì)劃飛行馬赫數(shù)為15，目標(biāo)是驗(yàn)證飛發(fā)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)［5-7］。

圖2X-43A發(fā)射

FASTT計(jì)劃的高超聲速飛行器把超燃沖壓發(fā)動機(jī)集成到導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)中，采用碳?xì)淙剂系某紱_壓發(fā)動機(jī)，飛行高度為18.24 km，速度為Ma=5.5，其推進(jìn)系統(tǒng)采用普通液體碳?xì)淙剂?。FASTT于2005年開展了首次自由飛行試驗(yàn)，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(xiàng)高超聲速飛行驗(yàn)證計(jì)劃，主要開展以雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機(jī)為推進(jìn)系統(tǒng)的高超聲速導(dǎo)彈技術(shù)的研究。HyFly計(jì)劃開展飛行速度Ma=6以及700 km航程的巡航飛行試驗(yàn)，并驗(yàn)證導(dǎo)彈布撒彈藥技術(shù)。在4年時(shí)間中，HyFly共開展了3次飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了導(dǎo)彈的制導(dǎo)與控制性能、雙燃燒室轉(zhuǎn)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(yàn)馬赫數(shù)僅達(dá)到了3.5且只飛行了50余s，試驗(yàn)未取得成功。

HySET計(jì)劃是由美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室組織實(shí)施的，并于2005年制造出1臺名為GTD-2高超聲速地面驗(yàn)證發(fā)動機(jī)。GTD-2發(fā)動機(jī)采用了可變幾何進(jìn)氣裝置，并設(shè)計(jì)了往返入軌的推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)。GTD-2發(fā)動機(jī)分別于2005和2006年開展了Ma=5，7的地面試驗(yàn)，均采用了碳?xì)淙剂稀?/p>

在HySET計(jì)劃試驗(yàn)結(jié)果的研究基礎(chǔ)上，美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室（AFRL）與國防高級研究計(jì)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(jī)高超聲速驗(yàn)證機(jī)，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?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動機(jī)推動，設(shè)計(jì)飛行馬赫數(shù)為6～6.5之間，其主要目的是開展高超聲速驗(yàn)證機(jī)的飛行演示驗(yàn)證，驗(yàn)證超燃沖壓發(fā)動機(jī)推進(jìn)的飛行器的可行性以及為后續(xù)的遠(yuǎn)程和全球打擊武器的的研究做準(zhǔn)備。該計(jì)劃的終極目標(biāo)是發(fā)展1種比美國現(xiàn)有武器庫中任何1種導(dǎo)彈的速度都要快5倍以上，可在1 h內(nèi)攻擊地球任意位置任意目標(biāo)的新武器。X-51A的推進(jìn)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(jī)作為1個(gè)完整的閉環(huán)系統(tǒng)工作，通過FADEC實(shí)現(xiàn)復(fù)雜的燃料控制和轉(zhuǎn)換。2010年5月，X-51A進(jìn)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(jī)點(diǎn)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(jī)推進(jìn)的高超聲速飛行時(shí)間記錄，標(biāo)志著超聲速技術(shù)獲得重要進(jìn)展的里程碑［9］，意味著超燃沖壓發(fā)動機(jī)將提供1種全新的快速全球打擊能力。2011年6月，X-51A進(jìn)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(shù)

長期以來，俄羅斯國防部一直在為高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)研究項(xiàng)目提供經(jīng)費(fèi)支持。在超燃沖壓發(fā)動機(jī)研制方面，俄羅斯一直走在世界前列。在20世紀(jì)末，以研究氫燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)性能為目的的“冷”計(jì)劃得以實(shí)施，該計(jì)劃由茹科夫斯基和巴拉諾夫2個(gè)中央發(fā)動機(jī)研究院聯(lián)合開展，各大關(guān)鍵技術(shù)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(zhuǎn)換，奠定了俄羅斯高超聲速技術(shù)的領(lǐng)先地位。

為更好研究發(fā)動機(jī)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(jì)劃，如圖4所示。在該計(jì)劃中，研發(fā)出名為“鷹”的有翼高超聲速試驗(yàn)飛行器，該飛行器于2001年進(jìn)行了首飛試驗(yàn)并取得了成功。

圖4　“依格納”研究計(jì)劃戰(zhàn)略

隨后，俄羅斯又開展了鷹31計(jì)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(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)。該項(xiàng)目開展了大量的地面試驗(yàn)，突破了很多關(guān)鍵技術(shù)，如在給定的馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和總溫范圍內(nèi)，燃燒室超聲速燃燒的穩(wěn)定性、空氣-燃料混合物穩(wěn)定點(diǎn)火和燃燒技術(shù)以及在超燃沖壓發(fā)動機(jī)導(dǎo)管幾何尺寸的條件下的高效率燃燒技術(shù)等。

近期俄羅斯正在進(jìn)行1項(xiàng)有關(guān)超燃沖壓發(fā)動機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的保密計(jì)劃，計(jì)劃中的推進(jìn)系統(tǒng)可用在洲際彈道導(dǎo)彈上進(jìn)行導(dǎo)彈防御。

1.3法國是高超聲速技術(shù)起源地

沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)技術(shù)得到了長足發(fā)展并保持著世界先進(jìn)水平。自20世紀(jì)70年代以來，法國開始研究整體式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)技術(shù)，包括整體式液體和整體式固體燃料的沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)［11］。

20世紀(jì)90年代，法國在國防部等單位的領(lǐng)導(dǎo)下開始實(shí)施PREPHA計(jì)劃。該計(jì)劃重點(diǎn)研究氫燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)與地面試驗(yàn)，包括：超燃沖壓發(fā)動機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)與地面試驗(yàn)、試驗(yàn)設(shè)備的建設(shè)、計(jì)算程序和物理模型的發(fā)展、材料技術(shù)和總體設(shè)計(jì)技術(shù)的研究，主要研究用于大型飛行器的超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)。Aerospatiale公司根據(jù)PREPHA計(jì)劃在皮爾及斯地區(qū)建立了超燃沖壓發(fā)動機(jī)試驗(yàn)臺，并于1995年調(diào)試完成，該試驗(yàn)臺可模擬馬赫數(shù)為6的超燃沖壓發(fā)動機(jī)試驗(yàn)。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(jī)為推進(jìn)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(jī)在飛行狀態(tài)下的工作性能，于1991年11月進(jìn)行了第1次飛行試驗(yàn)，1992年12月進(jìn)行了第2次試驗(yàn)，飛行試驗(yàn)馬赫數(shù)達(dá)5以上。

在法國政府的支持下，MBDA公司在20世紀(jì)90年代與莫斯科航空學(xué)院合作，進(jìn)行了幾何結(jié)構(gòu)可調(diào)的寬馬赫數(shù)雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)研究。該超燃沖壓發(fā)動機(jī)主要具有以下特點(diǎn)：尺寸較大（進(jìn)口面積0.05 m2）、Ma范圍寬（3～12）、可根據(jù)彈道調(diào)節(jié)幾何結(jié)構(gòu)、實(shí)時(shí)優(yōu)化性能、氫燃料、高超聲速飛行結(jié)構(gòu)。

由MBDA法國公司和ONERA負(fù)責(zé)的PEOMETHEE項(xiàng)目于20世紀(jì)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(dǎo)彈推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)和使用技術(shù)，并能直接考慮某些作戰(zhàn)限制因素，該項(xiàng)目研究有關(guān)碳?xì)淙剂想p模沖壓發(fā)動機(jī)的技術(shù)難題，以空對地高超聲速巡航導(dǎo)彈為應(yīng)用背景，導(dǎo)彈長6 m，發(fā)射質(zhì)量為1700 kg，采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)工作Ma=2～8，采用吸熱型碳?xì)淙剂稀?/p>

1.4國際合作尋求突破

20世紀(jì)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(jì)劃，這是國際高超聲速技術(shù)合作的典型項(xiàng)目，積極致力于高超聲速基礎(chǔ)技術(shù)研究，在發(fā)射架上的HyShot2超燃沖壓發(fā)動機(jī)飛行器如圖5所示，其飛行器采用超燃沖壓發(fā)動機(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)，并以進(jìn)行飛行試驗(yàn)作為最終目標(biāo)。至2006年，該計(jì)劃共計(jì)進(jìn)行了4次飛行試驗(yàn)，第1次試驗(yàn)失敗，后3次試驗(yàn)均取得成功，飛行Ma=7.6，其中第3、4次試驗(yàn)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(jī)。

圖5　在發(fā)射架上的HyShot2超燃沖壓發(fā)動機(jī)飛行器

美國和澳大利亞于2004年啟動了Hy-CAUSE計(jì)劃。2國多個(gè)研究單位參與該計(jì)劃研究，其中研究的主體為美國DARPA和澳大利亞DSTO。Hy-CAUSE項(xiàng)目的主要目標(biāo)是研究氫燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)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(yàn)數(shù)據(jù)的對比，研究低成本飛行的試驗(yàn)方法。Hy-CAUSE項(xiàng)目于2007年開展了飛行試驗(yàn)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(jì)劃，旨在研究1種以超燃沖壓發(fā)動機(jī)為推進(jìn)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(jìn)行飛行的高超聲速氣動布局方案，通過試驗(yàn)獲得高超聲速飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)。HIFiRE計(jì)劃的研究結(jié)果可用于支持美國的X-51項(xiàng)目，同時(shí)為美國后續(xù)開展遠(yuǎn)程和全球打擊武器的研究提供強(qiáng)大的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫。HIFiRE項(xiàng)目計(jì)劃進(jìn)行10次試飛試驗(yàn)，目前已經(jīng)完成了2次，均取得了成功，獲得了很多寶貴的數(shù)據(jù)并在各關(guān)鍵技術(shù)領(lǐng)域取得了豐富的技術(shù)成果，其對美國和澳大利亞未來高超聲速技術(shù)的研究和驗(yàn)證無疑有非常重要的作用。

2　超燃沖壓發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)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(shù)實(shí)施涉及到很多重大關(guān)鍵技術(shù)問題，難度非常大。從目前國內(nèi)外的發(fā)展經(jīng)驗(yàn)看，必須達(dá)到成熟化的關(guān)鍵性技術(shù)包括：推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)、熱防護(hù)以及材料技術(shù)、空氣動力學(xué)技術(shù)、先進(jìn)控制技術(shù)以及飛/發(fā)一體化技術(shù)。

2.1推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)

在超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研制中，首要的具有挑戰(zhàn)性的技術(shù)難題是推進(jìn)技術(shù)。對于常規(guī)沖壓發(fā)動機(jī)，氣流在燃燒室內(nèi)為亞聲速，而對于超燃沖壓發(fā)動機(jī)，氣流在燃燒室內(nèi)為超聲速，氣流來流速度快，在整個(gè)寬廣的運(yùn)行速度范圍內(nèi)流動，燃料在燃燒室內(nèi)駐留時(shí)間短，燃燒與流動耦合強(qiáng)，燃料的噴霧、混合和有效燃燒必須在極短的時(shí)間內(nèi)完成，難度很大。此外，燃燒室內(nèi)存在著激波和附面層的相互干擾，使得燃燒過程相當(dāng)復(fù)雜，需要對燃燒穩(wěn)定性與過程進(jìn)行優(yōu)化。同時(shí)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(jī)技術(shù)，驗(yàn)證發(fā)動機(jī)在大馬赫數(shù)下的性能。

2.2熱防護(hù)和材料技術(shù)

面對復(fù)雜的大氣環(huán)境，發(fā)動機(jī)要具有很強(qiáng)的適應(yīng)能力，特別是受到氣動熱載荷效應(yīng)的影響時(shí)，高超聲速飛行器的機(jī)頭、控制面及機(jī)翼前緣在高速飛行中都具有較高溫度，同時(shí)推進(jìn)系統(tǒng)的燃燒室、噴管溫度也很高，如果不做熱防護(hù)處理，勢必會影響到發(fā)動的性能及穩(wěn)定性，因此熱防護(hù)技術(shù)的研究勢在必行。熱防護(hù)重點(diǎn)從系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和材料方面進(jìn)行改進(jìn)，并不斷優(yōu)化主動式放熱系統(tǒng)和超低溫推進(jìn)劑貯箱的材料，從而擁有輕并且耐用的結(jié)構(gòu)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(hù)技術(shù)。目前國內(nèi)外正在研究使用快速固化粉末冶金工藝制造高純度、輕質(zhì)量的耐高溫合金，以及耐高溫的陶瓷基復(fù)合材料以及碳/碳復(fù)合材料方案，以滿足超燃沖壓發(fā)動機(jī)防熱和抗氧化要求。

2.3空氣動力學(xué)技術(shù)

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

美國在總結(jié)X-43A經(jīng)驗(yàn)時(shí)曾提出要重點(diǎn)研究超燃沖壓發(fā)動機(jī)如下空氣動力學(xué)問題的影響：邊界層從層流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鞯霓D(zhuǎn)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(xué)反應(yīng)，機(jī)身與推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)的飛行器性能和可運(yùn)行范圍等。以中國目前的計(jì)算水平以及設(shè)備能力而言，還不能較好的模擬臨近空間的復(fù)雜飛行環(huán)境。為此，應(yīng)當(dāng)充分利用和發(fā)揮高超聲速空氣動力學(xué)相關(guān)的基礎(chǔ)理論、建模計(jì)算、高速數(shù)值計(jì)算技術(shù)及試驗(yàn)驗(yàn)證手段的優(yōu)勢。

2.4先進(jìn)控制技術(shù)

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(shù)變化復(fù)雜，導(dǎo)致高超聲速飛行器尤其是對大氣參數(shù)非常敏感的超燃沖壓發(fā)動機(jī)的控制技術(shù)面臨很多技術(shù)難點(diǎn)，超燃沖壓發(fā)動機(jī)先進(jìn)控制技術(shù)的研究迫在眉睫。超燃沖壓發(fā)動機(jī)與高超聲速飛行器姿態(tài)緊密關(guān)聯(lián)，在很寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)，超燃沖壓發(fā)動機(jī)呈現(xiàn)出復(fù)雜的控制機(jī)理，控制問題的研究直接與發(fā)動機(jī)內(nèi)部物理和化學(xué)過程相關(guān)，需要掌握對氣體流動以及燃燒過程起主導(dǎo)作用的物理化學(xué)效應(yīng)，及相互耦合關(guān)系對發(fā)動機(jī)控制特性的影響，從而提煉出準(zhǔn)確的控制需求和控制問題。當(dāng)前，超燃沖壓發(fā)動機(jī)的技術(shù)難點(diǎn)之一就是實(shí)現(xiàn)超聲速燃燒，燃料的控制是其關(guān)鍵，超燃沖壓發(fā)動機(jī)為了在寬的Ma范圍內(nèi)運(yùn)行，實(shí)際上要經(jīng)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(jī)呈現(xiàn)出了很強(qiáng)的非線性，難以控制，同時(shí)燃料量的小范圍內(nèi)變化就可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)工作不穩(wěn)定，控制系統(tǒng)要承擔(dān)起改變發(fā)動機(jī)內(nèi)部燃燒狀態(tài)、控制發(fā)動機(jī)推力和施加保護(hù)控制的任務(wù)，從而提高發(fā)動機(jī)的效率、增大推力。在超燃沖壓發(fā)動機(jī)運(yùn)行過程中，由于發(fā)動機(jī)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(jìn)氣道不起動、進(jìn)氣道喘振、燃燒室貧富油熄火邊界等，這就要求必須進(jìn)行進(jìn)氣道以及噴口的變幾何主動控制研究，在很大范圍內(nèi)進(jìn)行調(diào)節(jié)進(jìn)氣道以及噴管，從而保證超燃沖壓發(fā)動機(jī)在各種飛行條件下工作，使發(fā)動機(jī)時(shí)刻處于最佳的工作狀態(tài)。

2.5飛/發(fā)一體化技術(shù)

美國在20世紀(jì)60年代即開展了早期的超燃沖壓發(fā)動機(jī)研究。NASA制訂了高超聲速發(fā)動機(jī)研究計(jì)劃，在該計(jì)劃中，發(fā)動機(jī)性能、結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)等方面的重要研究工作已經(jīng)完成，但同時(shí)也發(fā)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)方面亟待解決的問題。由于超燃沖壓采用的是發(fā)動機(jī)的軸對稱、吊艙式的結(jié)構(gòu)形式，使得發(fā)動機(jī)外形呈現(xiàn)中間細(xì)、兩頭粗，使發(fā)動機(jī)面臨很大的迎風(fēng)面積和外阻力，同時(shí)由于發(fā)動機(jī)內(nèi)外表面都與高溫?zé)釟饬鹘佑|，冷卻壁面需要大量的冷卻劑。這就導(dǎo)致超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作壽命過短，在高M(jìn)a時(shí)液氫冷卻劑需求量急劇上升，發(fā)動機(jī)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(jī)體的下表面作為發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道與尾噴管的一部分，使得發(fā)動機(jī)與機(jī)身連成一體，從而極大地減少了發(fā)動機(jī)的迎風(fēng)面積、外阻力和質(zhì)量，也大幅度地減少了冷卻劑的需求量；同時(shí)將發(fā)動機(jī)做成模塊形式，可以只取若干個(gè)模塊進(jìn)行發(fā)動機(jī)試驗(yàn)，降低了對試驗(yàn)設(shè)備的要求。目前超燃沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)控制技術(shù)

3.1控制要求

根據(jù)第2.5節(jié)所述，超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒邊界狹窄，為保證高效率運(yùn)行，發(fā)動機(jī)工作點(diǎn)一般在臨界點(diǎn)附近，很容易進(jìn)入亞臨界區(qū)，并引起進(jìn)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(dǎo)系統(tǒng)一般把飛行速度作為常數(shù)考慮，而飛行器速度高、Ma的動態(tài)變化過大可能會導(dǎo)致飛行器在跟蹤目標(biāo)時(shí)處于不利位置?？紤]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(jī)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(dāng)前超燃沖壓發(fā)動機(jī)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(shí)的狀態(tài)。由于沖壓發(fā)動機(jī)起動點(diǎn)火范圍狹窄，而且在貧油狀態(tài)下才便于點(diǎn)火，發(fā)動機(jī)在起動后應(yīng)控制余氣系數(shù)口靠近臨界工作點(diǎn)的超臨界狀態(tài)工作，以使發(fā)動機(jī)產(chǎn)生最大的推力來加速飛行器而又不致使發(fā)動機(jī)喘振。當(dāng)飛行器進(jìn)入巡航階段時(shí)，控制α在允許的范圍內(nèi)變化，使飛行器按一定的Ma巡航?？梢姡圈量刂茖_壓發(fā)動機(jī)的過渡態(tài)控制具有重要意義。當(dāng)飛行器等速巡航時(shí)馬赫數(shù)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(jī)工作范圍大的特點(diǎn)，并且其有效性也已經(jīng)過多次飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。

3.2.2最優(yōu)控制

在超燃沖壓發(fā)動機(jī)中，由于馬赫數(shù)、高度變化范圍大，強(qiáng)烈影響著發(fā)動機(jī)的動態(tài)特性，高超聲速飛行器的攻角變化對發(fā)動機(jī)的燃燒穩(wěn)定性和推力影響很大，同時(shí)也希望超燃沖壓發(fā)動機(jī)一直工作在效率最高的狀態(tài)，這樣沖壓發(fā)動機(jī)的超聲速擴(kuò)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(shí)現(xiàn)的，普通的控制系統(tǒng)無法滿足。而超燃沖壓發(fā)動機(jī)的最優(yōu)控制可以實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，在不同飛行狀態(tài)下，根據(jù)不同時(shí)刻的發(fā)動機(jī)狀態(tài)，通過對發(fā)動機(jī)性能實(shí)時(shí)優(yōu)化，使得發(fā)動機(jī)一直處于工作臨界狀態(tài)，這樣會大大降低發(fā)動機(jī)的體積與質(zhì)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(diào)度控制等，通過前面分析，超燃沖壓發(fā)動機(jī)具有很強(qiáng)的非線性特性。由于超燃沖壓發(fā)動機(jī)在寬Ma范圍內(nèi)運(yùn)行，要在超燃和亞燃區(qū)轉(zhuǎn)換，且呈現(xiàn)出很強(qiáng)的非線性，即模態(tài)轉(zhuǎn)換是1個(gè)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(chǎn)生明顯影響，同時(shí)隨著超燃沖壓發(fā)動機(jī)所處的高度和馬赫數(shù)的變化，發(fā)動機(jī)動態(tài)特性變化很劇烈，導(dǎo)致響應(yīng)速度和增益變化10多倍，發(fā)動機(jī)參數(shù)變化錯(cuò)綜復(fù)雜，各種參數(shù)耦合嚴(yán)重，現(xiàn)有的控制算法難以達(dá)到控制系統(tǒng)的快速響應(yīng)和高穩(wěn)定性的要求。隨著科技以及控制技術(shù)的發(fā)展，自適應(yīng)控制算法、魯棒控制算法、最優(yōu)設(shè)計(jì)算法以及各種智能控制算法均有了工程應(yīng)用的可能。例如：基于辨識的自適應(yīng)控制算法是當(dāng)前解決變參數(shù)控制問題的首選方法；魯棒控制算法用最小性能代價(jià)換取魯棒穩(wěn)定性，根據(jù)模型參數(shù)變化范圍設(shè)計(jì)最“不保守”的控制器；智能控制算法的優(yōu)點(diǎn)在于控制系統(tǒng)具有學(xué)習(xí)功能，是非線性系統(tǒng)控制經(jīng)常采用的控制方法，理論上能夠?qū)崿F(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(bǔ)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(guān)鍵技術(shù)

3.4.1總體設(shè)計(jì)技術(shù)

根據(jù)國內(nèi)外航空發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢，同時(shí)結(jié)合超燃沖壓發(fā)動機(jī)對控制系統(tǒng)的需求，控制系統(tǒng)從集中式向分布式轉(zhuǎn)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(jī)的質(zhì)量，從而增大超燃沖壓發(fā)動機(jī)的推重比；智能傳感器和智能執(zhí)行機(jī)構(gòu)的采用大大減輕了控制器的計(jì)算負(fù)擔(dān)，這樣就保證了能采用更復(fù)雜的控制規(guī)律；數(shù)控系統(tǒng)的故障隔離可增加發(fā)動機(jī)的可用性；發(fā)動機(jī)標(biāo)準(zhǔn)組件和通用測試平臺可通過功能模塊化和標(biāo)準(zhǔn)化來創(chuàng)建，這樣設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、裝配和試驗(yàn)成本將會減少，定期維修成本相對減少，同時(shí)也可減少備件數(shù)量和發(fā)動機(jī)訓(xùn)練次數(shù)，以及發(fā)動機(jī)壽命周期費(fèi)用。同時(shí)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(shí)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(shè)計(jì)技術(shù)

由于沖壓發(fā)動機(jī)無轉(zhuǎn)動部件，無法對燃油進(jìn)行增壓以及供給，也無法對發(fā)動機(jī)的幾何裝置進(jìn)行控制。當(dāng)前的沖壓發(fā)動機(jī)可以通過空氣渦輪泵的方式進(jìn)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(jī)械驅(qū)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(jī)械驅(qū)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(jìn)油口，功率損失很大，影響了發(fā)動機(jī)的性能，而且燃油溫升很高，智能電動燃油泵可根據(jù)超燃沖壓發(fā)動機(jī)的需要調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速，提供發(fā)動機(jī)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(zhì)量，降低了系統(tǒng)的復(fù)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(dāng)作動器的性能降低時(shí)，總是難以判斷是不是由泄漏造成的，同時(shí)其維修性很差，需要有經(jīng)驗(yàn)的維修人員執(zhí)行操作、非常耗時(shí)，并需要地面保障設(shè)備的支持。而采用電力作動器則很容易進(jìn)行故障識別，因?yàn)榘l(fā)電機(jī)和功率電子設(shè)備都可以相互傳遞信號，同時(shí)電力作動器的維護(hù)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(zhì)量、大流量的電動燃油泵以及智能控制、精度高、輕質(zhì)量、大推力的電力作動器是首要任務(wù)。

3.4.3耐高溫的燃油截止閥的設(shè)計(jì)技術(shù)

當(dāng)超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作在高M(jìn)a狀態(tài)時(shí)，經(jīng)過計(jì)量的燃油首先要對整個(gè)發(fā)動機(jī)進(jìn)行冷卻，然后再噴入燃燒室，經(jīng)過熱管理系統(tǒng)后的燃油溫度高達(dá)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(chǎn)品居多，其結(jié)構(gòu)大多為先導(dǎo)式結(jié)構(gòu)，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(jī)冷卻后的高溫燃油，同時(shí)結(jié)構(gòu)尺寸較大，空氣流通散熱難以達(dá)到超燃沖壓發(fā)動機(jī)的使用要求。故研究輕質(zhì)量、耐高溫的燃油截止閥是很有必要的。

4　結(jié)束語

臨近空間飛行器是應(yīng)對未來戰(zhàn)爭、突破導(dǎo)彈防御系統(tǒng)、對敵方構(gòu)成現(xiàn)實(shí)威懾力量的重要武器系統(tǒng)。目前，國際范圍空天動力技術(shù)迅猛發(fā)展，各國均開展了高超聲速飛行器的研制與試驗(yàn)，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(shù)的研究也愈發(fā)重視，高超聲速飛行器的研制論證已經(jīng)開展，這既是機(jī)遇也是挑戰(zhàn)，應(yīng)當(dāng)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(rèn)真總結(jié)經(jīng)驗(yàn)、吸取教訓(xùn)，統(tǒng)籌國家空天技術(shù)發(fā)展，探索符合中國國情的發(fā)展超燃沖壓發(fā)動機(jī)的正確道路，從而突破各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，打破國際封鎖，形成自身技術(shù)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(jìn)技術(shù)研究［J］.飛航導(dǎo)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(jì)劃［J］.飛航導(dǎo)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(jìn)系統(tǒng)［J］.飛航導(dǎo)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(xiàng)目看澳大利亞高超聲速技術(shù)的發(fā)展［J］.飛航導(dǎo)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(diào)節(jié)系統(tǒng)［J］.推進(jìn)技術(shù)，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(jī)控制技術(shù)的發(fā)展趨勢［J］.航空科學(xué)技術(shù)，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(xiàng)目：國家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

袁春飛（1977），男，博士，自然科學(xué)研究員，從事航空發(fā)動機(jī)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(jī)研究現(xiàn)狀及控制系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)［J］.航空發(fā)動機(jī)，2016，42（4）：1-7.YUANChunfei，QIUXiaojie.Researchstatusand keytechnologiesofcontrolsystemforscramjet［J］.Aeroengine，2016，42，（4）：1-7.