組合動力：現(xiàn)狀、問題與對策

張蒙正，李 斌，李光熙

(1. 西安航天動力研究所 陜西 西安 710100； 2. 航天推進(jìn)技術(shù)研究院 陜西 西安 710100)

0 引言

航空發(fā)動機(jī)、沖壓發(fā)動機(jī)、火箭發(fā)動機(jī)等動力裝置均有各自的功能、性能優(yōu)勢和適宜的飛行空域，支撐和服務(wù)于各類飛機(jī)、導(dǎo)彈、運(yùn)載火箭及空間飛行器。隨著航空航天事業(yè)的迅猛發(fā)展，特別是人類對寬速域、大空域空天自由航行的追求，以上述發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)的渦輪基組合循環(huán)(turbine based combined cycle，TBCC)發(fā)動機(jī)、火箭基組合循環(huán)(rocket based combined cycle，RBCC)發(fā)動機(jī)、復(fù)合預(yù)冷吸氣式發(fā)動機(jī)(synergic air breathing engine，SABRE)、預(yù)冷空氣渦輪火箭(pre-cooling air turbo rocket，PATR)、渦輪輔助火箭增強(qiáng)沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(turbo-aided rocket-augmented ramjet combined cycle engine，TRRE)、空氣渦輪火箭(air turbo rocket，ATR)等組合發(fā)動機(jī)應(yīng)運(yùn)而生，并成為熱點(diǎn)。組合發(fā)動機(jī)是將兩種或者以上發(fā)動機(jī)的系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)等有機(jī)融合而形成的一種動力裝置(發(fā)動機(jī))，旨在彌補(bǔ)單一發(fā)動機(jī)在功能、工作區(qū)域方面的不足。就目前研究進(jìn)展來看，組合發(fā)動機(jī)相關(guān)的基礎(chǔ)技術(shù)和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)均取得了較大的進(jìn)展，部分已進(jìn)入系統(tǒng)集成演示階段，但其特性與應(yīng)用、發(fā)展思路、關(guān)鍵技術(shù)及其攻關(guān)途徑等一些問題尚需進(jìn)一步梳理，相關(guān)的基礎(chǔ)理論需進(jìn)行深入研究。

1 需求、方案與基本特性

需求永遠(yuǎn)是發(fā)展的牽引力，離開具體、明確的應(yīng)用需求，任何發(fā)動機(jī)均會面臨自身發(fā)展所需的“動力”問題。正是因?yàn)楝F(xiàn)有發(fā)動機(jī)難以滿足水平起降/重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)、不同類型高超聲速飛行器對寬空域、大速域、高性能動力裝置的需求，才引發(fā)了多種組合發(fā)動機(jī)的萌生與發(fā)展。

1.1 發(fā)展需求

組合發(fā)動機(jī)研發(fā)的目的在于：①依據(jù)高超聲速飛機(jī)的急需，研制寬速域(0～6

Ma

)、大空域(0～25 km)、高性能、重復(fù)使用的組合發(fā)動機(jī)；②針對臨近空間高超聲速機(jī)動飛行器的需求，研制較寬速域(4～8

Ma

)、更大空域(20～100 km)、推力調(diào)節(jié)的組合發(fā)動機(jī)；③以臨近空間高超聲速投放平臺對動力的需求為目標(biāo)，研制全速域(0～10

Ma

)、全空域(0～100 km)、大推力、多次使用的組合發(fā)動機(jī)，這類飛行器與水平起降、兩級入軌航天運(yùn)輸系統(tǒng)之一級有共同之處；④圍繞特定的飛行器(如跨介質(zhì)飛行器)對發(fā)動機(jī)的要求，滿足特定工作區(qū)域與速域工作。本文對第①條和第④條不做過多論述。

1.1.1 臨近空間機(jī)動型高超聲速飛行器

臨近空間機(jī)動型高超聲速飛行器有重大的實(shí)用價值，是各國研究的重點(diǎn)與熱點(diǎn)。臨近空間覆蓋大氣層的對流層、平流層、中間層及熱層底層，要求發(fā)動機(jī)能在20～100 km甚至對流層頂層工作，更重要的是強(qiáng)機(jī)動飛行要求發(fā)動機(jī)能適應(yīng)飛行器大攻角、側(cè)滑角，且加速性好?？紤]巡航馬赫數(shù)、飛行器和發(fā)動機(jī)可承受的熱載荷等約束，巡航高度一般在20～30 km之間、速度在6

Ma

左右，而機(jī)動飛行在20～100 km之間、6～8

Ma

左右。

1.1.2 臨近空間高超聲速投放平臺

高速飛行器的飛行軌跡是按等動壓(

p

)線設(shè)計(jì)，最可能使用的等動壓值范圍為37～50 kPa，如HOTOL航天飛機(jī)的動壓值選為37.3 kPa，Sanger取動壓值為49 kPa。最小動壓主要考慮的是巡航或無動力返回時所需的最大升阻比；最大動壓主要考慮載機(jī)所能承受的氣動力和氣動熱載荷。臨近空間高超聲速投放平臺對動力的需求和高超聲速飛機(jī)有共同之處，如水平起降、重復(fù)使用、寬速域與空域、大的推力調(diào)節(jié)范圍等。主要區(qū)別在于飛機(jī)類巡航飛行器要求飛行器的升阻力比大，起飛和加速要求發(fā)動機(jī)推力大，大氣中巡航時要求發(fā)動機(jī)比沖高；而投放平臺這類加速飛行器則要求發(fā)動機(jī)的有效比沖高(即

I

=

I

(1-

f/F

)，其中

I

為比沖，

f

為飛行器阻力，

F

為發(fā)動機(jī)推力)和初終狀態(tài)質(zhì)量比大，臨近空間底層高速進(jìn)出要求發(fā)動機(jī)推力及其調(diào)節(jié)能力大。考慮大氣污染、巡航馬赫數(shù)、飛行器和發(fā)動機(jī)可承受的熱載荷等約束，高超聲速巡航高度一般在20～30 km之間、6

Ma

左右；而臨近空間高超聲速投放平臺應(yīng)在80～100 km、8～10

Ma

左右。

1.2 典型組合動力及基本特性

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)概念及創(chuàng)意源于美國，初衷是20世紀(jì)五六十年代對單級入軌航天運(yùn)輸系統(tǒng)的追求，希望其從地面零速起飛，完全依靠自身實(shí)現(xiàn)單級入軌。從美國半個多世紀(jì)的研究歷程來看，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)始終是伴隨著國家航天運(yùn)載計(jì)劃而生而發(fā)展的，歷次航天運(yùn)輸相關(guān)計(jì)劃都將其列入其中，只是不同時期的計(jì)劃，研究的側(cè)重不同，產(chǎn)生了用途、工作區(qū)域等有區(qū)別的多種火箭與沖壓組合方案?；鸺M合循環(huán)發(fā)動機(jī)也是國內(nèi)外組合發(fā)動機(jī)研究中頗受重視的一類，從目前發(fā)表的國內(nèi)外研究文獻(xiàn)分析，火箭與沖壓發(fā)動機(jī)的組合方案和工作模式多，不同的方案及模式應(yīng)用的領(lǐng)域也各有側(cè)重。此發(fā)動機(jī)純火箭工作模態(tài)，推力取決于火箭發(fā)動機(jī)推力室在設(shè)定的發(fā)動機(jī)流道(沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室壁面和尾噴管)條件下可能產(chǎn)生的推力；純沖壓模態(tài)，推力取決于燃料、燃燒組織、幾何構(gòu)型確定下的沖壓發(fā)動機(jī)推力特性；火箭/沖壓共同工作時，推力取決于進(jìn)氣道捕獲的空氣加油燃燒后產(chǎn)生的燃?xì)馀c火箭發(fā)動機(jī)推力室產(chǎn)生的燃?xì)夤餐饔孟庐a(chǎn)生的推力，比沖取決于各個模態(tài)產(chǎn)生的推力及推進(jìn)劑消耗量。從分析來看，研究者非常關(guān)注的問題在于此組合發(fā)動機(jī)中，火箭發(fā)動機(jī)的作用及性能的保持；兩者組合能否達(dá)到希望的優(yōu)勢互補(bǔ)、實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的寬速域、大空域(甚至全速域、全空域)工作；在單一模態(tài)下，能否保持沖壓發(fā)動機(jī)、火箭發(fā)動機(jī)各自的性能；結(jié)構(gòu)與系統(tǒng)的兼容性等。

TBCC的主要特點(diǎn)在于發(fā)動機(jī)有高比沖，適應(yīng)自主起飛和著陸，且飛行軌跡比較靈活?！翱仗祜w機(jī)計(jì)劃”(aerospace plane)、“國家空天飛機(jī)”(NASP)、“先進(jìn)航天運(yùn)輸計(jì)劃”(ASTP)、“高超聲速運(yùn)輸機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)研究計(jì)劃”(HYPR)以及“Sanger”計(jì)劃等都把此發(fā)動機(jī)作為可重復(fù)使用、兩級入軌航天運(yùn)輸系統(tǒng)之一級動力而研究。至今，其仍是國內(nèi)外組合發(fā)動機(jī)研究中受重視度最高的一類，技術(shù)成熟度也較高。對TBCC發(fā)動機(jī)目前比較關(guān)注的是如何有效解決2～4

Ma

之間的“推力陷阱”，如何進(jìn)一步優(yōu)化渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)串/并聯(lián)帶來的系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)性，模態(tài)轉(zhuǎn)換后渦輪機(jī)的熱負(fù)荷，能否達(dá)到更高馬赫數(shù)(如7～8

Ma

)且有足夠的推力，這也是其能否成為兩級入軌航天運(yùn)輸系統(tǒng)之一級的關(guān)鍵。在3～4

Ma

段，對航空發(fā)動機(jī)進(jìn)行噴水冷卻是一種途徑，需要解決的是噴水降溫量與發(fā)動機(jī)性能的平衡。Trijet、TRRE引入火箭發(fā)動機(jī)，在1.8～4

Ma

之間補(bǔ)償渦輪發(fā)動機(jī)推力；在大氣層外，利用火箭發(fā)動機(jī)實(shí)現(xiàn)更高馬赫數(shù)和工作域，是一種試圖解決此問題的積極有益的方案。因低速段有較好的加速性，且分析表明通過降低壓氣機(jī)壓比可以達(dá)到3

Ma

，ATR被看做是TBCC的補(bǔ)充，或者另一種途徑。提高發(fā)動機(jī)低速段進(jìn)入燃燒室的空氣壓力，進(jìn)而能產(chǎn)生較高的室壓與推力，最好的方法就是利用渦輪增壓(SERJ的初衷)。面對較高馬赫數(shù)(3

Ma

以上)情況下出現(xiàn)的壓氣機(jī)效率偏低、壓氣機(jī)出口溫度偏高及選材受限、高壓帶來的壓氣機(jī)殼體強(qiáng)度等問題，有效手段就是對來流空氣進(jìn)行冷卻。ATREX、SCIMITAR、SCABRE、PATR都在進(jìn)行這種探索，試圖提供從地面起飛、達(dá)到更寬空域、更高馬赫數(shù)的動力方案。這些方案系統(tǒng)集成度高，發(fā)動機(jī)工作模式相對單一，不涉及TBCC動力高馬赫數(shù)下航空發(fā)動機(jī)通道的處理問題、航空發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)間的模態(tài)轉(zhuǎn)換問題，全工作區(qū)域內(nèi)基本不背“死重”、系統(tǒng)推重比高、加速性能優(yōu)。直接用氫進(jìn)行空氣預(yù)冷，會降低系統(tǒng)固有安全性，氫流量過多也帶來發(fā)動機(jī)比沖低問題等。引入氦氣作為預(yù)冷中間介質(zhì)，可以提高發(fā)動機(jī)的安全性、性能及可調(diào)節(jié)性。氫能源提供了發(fā)動機(jī)系統(tǒng)清潔、高比沖和可重復(fù)的使用基礎(chǔ)，也帶來了此類發(fā)動機(jī)難適應(yīng)巡航應(yīng)用的問題。

2 現(xiàn)狀、問題與對策

組合動力的研發(fā)已逾半個世紀(jì)，至今得到實(shí)際應(yīng)用的鮮有其例，原因諸多?；\統(tǒng)而言，有“推力陷阱”、模態(tài)切換、熱防護(hù)、結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)性、系統(tǒng)復(fù)雜、控制等技術(shù)問題，本質(zhì)上仍是沒有真正做到兩種/三種發(fā)動機(jī)“熱力循環(huán)有效耦合”“結(jié)構(gòu)/控制高效一體”“功能互補(bǔ)優(yōu)勢依在”等，沒有達(dá)到“可用”“實(shí)用”，談不上“好用”。下面主要就火箭/沖壓組合、PATR及ATR發(fā)動機(jī)談面臨的問題及對策。

2.1 火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)

國內(nèi)外已經(jīng)研制出了包含可貯存推進(jìn)劑、單/雙組元推進(jìn)劑、低溫推進(jìn)劑等不同推進(jìn)劑種類，發(fā)生器循環(huán)、補(bǔ)燃循環(huán)、膨脹循環(huán)等不同循環(huán)方式，推力范圍涵蓋10 N～8 300 kN的幾百種液體火箭發(fā)動機(jī)，推力變化范圍達(dá)到15∶1，支撐了各型運(yùn)載火箭、多型戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈和各類航天器。同樣，世界范圍內(nèi)已經(jīng)研制出了近百種沖壓發(fā)動機(jī)，飛行馬赫數(shù)已達(dá)4

Ma

，6

Ma

級的沖壓發(fā)動機(jī)飛行器也即將面世。成熟的火箭發(fā)動機(jī)及沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)為火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)研制提供了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)，出現(xiàn)了火箭/全域沖壓組合(包含引射模態(tài))、火箭/寬域沖壓組合(不包含引射模態(tài))、火箭/亞燃沖壓組合、火箭/高馬赫數(shù)沖壓組合等多種方案。就目前研究進(jìn)展分析，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)如要在全空域(飛行高度0～100 km，甚至更高)和速域(如0～25

Ma

)工作尚有寬馬赫數(shù)范圍的飛行器氣動外形升阻特性、寬速域進(jìn)排氣、寬范圍燃燒室、高集成的一體化燃油系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)與熱防護(hù)等問題，但一定速度和高度范圍、部分模態(tài)組合的發(fā)動機(jī)還是有可為的。

2.1.1 較寬速域、較大空域動力技術(shù)

目前的研究表明，在17～26 km空域、4～7

Ma

速域，固定結(jié)構(gòu)的進(jìn)氣道及沖壓燃燒室可以穩(wěn)定工作，并具備較高性能；固定結(jié)構(gòu)的火箭發(fā)動機(jī)推力室也可實(shí)現(xiàn)一定范圍的變推力。將多臺變推力火箭發(fā)動機(jī)推力室與沖壓巧妙組合，可以有足夠?qū)挼耐屏ψ兓秶?，?shí)現(xiàn)17～100 km空域、4～8

Ma

速域的工作。此外，火箭發(fā)動機(jī)引射增益為非主要考慮因素，火箭發(fā)動機(jī)在確定結(jié)構(gòu)下的推力增益、火箭/沖壓模態(tài)的性能、沖壓發(fā)動機(jī)性能、流道匹配、熱防護(hù)是主要問題。技術(shù)驗(yàn)證機(jī)在地面、模擬6

Ma

/25 km條件自由射流試驗(yàn)時，火箭模態(tài)下產(chǎn)生了1.58倍的火箭發(fā)動機(jī)推力室設(shè)計(jì)推力(設(shè)定為1)?；鸺?沖壓(余氣系數(shù)

α

為1.5)模態(tài)下，產(chǎn)生了火箭發(fā)動機(jī)推力室3.58倍的推力；而點(diǎn)火器工作時，更是產(chǎn)生了3.78倍的推力室設(shè)計(jì)推力。沖壓模態(tài)下(余氣系數(shù)1.5)，產(chǎn)生了2.54倍的火箭發(fā)動機(jī)推力室設(shè)計(jì)推力，見圖1(a)，圖中

F

為發(fā)動機(jī)推力，

F

為火箭推力室推力。從上述數(shù)據(jù)也可分析出，發(fā)動機(jī)展示出了組合發(fā)動機(jī)“1+1>2”的特性。同一臺發(fā)動機(jī)在4

Ma

/18 km地面自由射流試驗(yàn)時，產(chǎn)生了1.42倍增益；另一臺不同的研究性發(fā)動機(jī)在地面、模擬6

Ma

/25 km條件下試驗(yàn)，都展示了同樣的特性，見圖1(b)。

圖1 發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)推力特性(6 Ma/25 km)Fig.1 Engine trust in ground test(6 Ma/25 km)

需要說明的是，火箭模態(tài)下的推力增益與火箭發(fā)動機(jī)/沖壓發(fā)動機(jī)具體設(shè)計(jì)相關(guān)，即與沖壓發(fā)動機(jī)、火箭發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)、推進(jìn)劑等都有關(guān)。

對技術(shù)驗(yàn)證機(jī)飛試全程數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，火箭發(fā)動機(jī)在組合發(fā)動機(jī)流道內(nèi)實(shí)現(xiàn)的推力增益結(jié)果如表1所示。此發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)時，依據(jù)測到的燃燒室壓力，根據(jù)分析軟件計(jì)算的推力增益也列在表中，以供參考。寬范圍火箭引射增益技術(shù)已經(jīng)得到不同發(fā)動機(jī)、多種工況、多途徑的驗(yàn)證。

表1 火箭引射增益(技術(shù)驗(yàn)證機(jī))Tab.1 Rocket ejection，thrust gain (technology demonstrator)

另一方面，對飛試數(shù)據(jù)分析表明，組合發(fā)動機(jī)也展示出“1+1>2”的特性(見表2)。綜合不同發(fā)動機(jī)、多種工況的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，火箭/沖壓共同工作時的推力效益能夠達(dá)到大于兩者獨(dú)立工作設(shè)計(jì)值的期望。

表2 飛行試驗(yàn)中火箭/沖壓模態(tài)推力增益Tab.2 Thrust gain of rocket/ramjet mode in flight test

飛試展示，火箭/沖壓模態(tài)(4.81

Ma

)時內(nèi)推力比沖為4 995 m/s，沖壓模態(tài)(6.65

Ma

)比沖為8 901 m/s，組合發(fā)動機(jī)可以獲得相當(dāng)好的比沖性能。

地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)已基本展示出了較寬速域、較大空域火箭與沖壓組合技術(shù)的可行性與技術(shù)潛力，后續(xù)需要進(jìn)一步研究的技術(shù)包括：①火箭與沖壓燃料優(yōu)化；②智能化控制水平；③固定結(jié)構(gòu)火箭發(fā)動機(jī)推力室更寬、連續(xù)的推力調(diào)節(jié)技術(shù)；④熱防護(hù)技術(shù)。

2.1.2 更寬速域技術(shù)

目前的試驗(yàn)表明，在同一固定結(jié)構(gòu)下，可以實(shí)現(xiàn)2.5～7.0

Ma

的穩(wěn)定燃燒，并產(chǎn)生較高的燃燒室壓力(見圖2)；而火箭發(fā)動機(jī)在低的飛行馬赫數(shù)下也可以產(chǎn)生一定的推力增益(見表1)；多種構(gòu)型的1.8～8.0

Ma

進(jìn)氣道技術(shù)也有望突破，且有相當(dāng)?shù)男阅?。在較寬速域、較大空域組合技術(shù)研究及積累相當(dāng)經(jīng)驗(yàn)基礎(chǔ)上，進(jìn)一步協(xié)調(diào)好組合發(fā)動機(jī)中火箭發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)推力匹配和結(jié)構(gòu)，是有可能突破1.8～8.0

Ma

甚至0.8～8.0

Ma

區(qū)間火箭沖壓組合技術(shù)的。這里需要更深入地研究系統(tǒng)熱力耦合、熱防護(hù)、結(jié)構(gòu)及融合等問題。

圖2 同一結(jié)構(gòu)燃燒室不同工況點(diǎn)試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.2 Test photos of same structure combustor under different working conditions

火箭發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑化學(xué)能與熱能轉(zhuǎn)換是在燃燒室中完成的，熱能與動能的轉(zhuǎn)換靠其噴管；沖壓發(fā)動機(jī)依靠飛行器動能和進(jìn)氣道提供空氣，化學(xué)與熱能、熱能與動能的轉(zhuǎn)換與火箭發(fā)動機(jī)類似。一般而言，火箭發(fā)動機(jī)推力室是高溫、高室壓(大型液體火箭發(fā)動機(jī)室壓高達(dá)25 MPa，即使小型推力室也達(dá)2.0 MPa以上)；相對而言，沖壓發(fā)動機(jī)室壓低得多(一般1.0 MPa以下)。兩者化學(xué)能轉(zhuǎn)換為熱能的過程及其裝置的耦合是非常困難的。因固有的結(jié)構(gòu)因素，組合發(fā)動機(jī)中，火箭發(fā)動機(jī)推力室一般是在沖壓發(fā)動機(jī)內(nèi)部的，熱力耦合應(yīng)在火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)夥矫嫦鹿Ψ颍孩倩鸺l(fā)動機(jī)燃?xì)鈳缀醵际歉蝗嫉?液體火箭燃燒室余氧系數(shù)一般在0.65～0.85之間)，設(shè)法使這些燃?xì)庵猩形慈急M或者產(chǎn)物中的可燃物與空氣進(jìn)行二次燃燒；②利用沖壓發(fā)動機(jī)的內(nèi)型面作為其膨脹面，并處理好膨脹做功與沖壓發(fā)動機(jī)燃燒流場的關(guān)系。對于火箭發(fā)動機(jī)與超燃沖壓發(fā)動機(jī)組合，火箭發(fā)動機(jī)出口氣流速度與超燃沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室氣流速度接近，容易匹配；寬速域、大空域工作的寬范圍沖壓發(fā)動機(jī)在亞燃段的熱力耦合就需要下更大的功夫，做更多、更深入的基礎(chǔ)理論研究。

火箭發(fā)動機(jī)使用的熱防護(hù)技術(shù)有液膜、氣膜(通常是液膜氣化后的蒸氣)、輻射及再生冷卻技術(shù)，亞燃沖壓發(fā)動機(jī)使用的是氣膜冷卻技術(shù)、超燃沖壓發(fā)動機(jī)使用再生冷卻技術(shù)。因工作壓力、溫度及結(jié)構(gòu)的差異，兩種發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)耦合或者共用后需要考慮共同工作條件下力熱帶來的結(jié)構(gòu)匹配性問題，即處理火箭發(fā)動機(jī)推力室與沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室結(jié)構(gòu)熱變形的協(xié)調(diào)性問題?；鸺l(fā)動機(jī)與超燃沖壓發(fā)動機(jī)用同一種燃料(如高密度吸熱型碳?xì)淙剂?、液?，可以考慮再生冷卻的一體化設(shè)計(jì)；而火箭發(fā)動機(jī)與亞燃或者寬范圍沖壓發(fā)動機(jī)(如2～8

Ma

)組合發(fā)動機(jī)的熱防護(hù)問題就復(fù)雜得多。無論哪種熱防護(hù)技術(shù)，都有其局限性和特定的使用環(huán)境，針對特定的組合發(fā)動機(jī)情況，也可以考慮基于復(fù)材等耐高溫材料輔以裂解吸熱型材料的熱防護(hù)技術(shù)。

亞燃沖壓發(fā)動機(jī)一般采用環(huán)形的噴油環(huán)和“V”型火焰穩(wěn)定器配合實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定燃燒，圓柱形構(gòu)型居多；超燃沖壓發(fā)動機(jī)更多的采用支板與凹腔組合，構(gòu)型更豐富一些。液體火箭的推力室采用圓形構(gòu)型。從目前研究情況看，高超聲速飛行器多采用升力體構(gòu)型，與之適應(yīng)的進(jìn)排氣流道用橢圓形或者類矩形構(gòu)型更為適宜；就熱力考慮，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)燃燒室宜用圓形，側(cè)置的火箭發(fā)動機(jī)推力室結(jié)構(gòu)較易布局，也有利于熱防護(hù)的設(shè)計(jì)?？紤]大型發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)及地面試驗(yàn)問題，一定尺度的模塊并聯(lián)可能是必須要研究的問題，相關(guān)的氣體動力學(xué)和燃燒學(xué)基礎(chǔ)理論也需加強(qiáng)。

火箭發(fā)動機(jī)燃油供應(yīng)方式有擠壓式(包括燃?xì)鈹D壓)和泵壓式(包括燃?xì)鉁u輪泵、電動泵)，大推力發(fā)動機(jī)通常使用燃?xì)鉁u輪泵供應(yīng)系統(tǒng)。沖壓發(fā)動機(jī)燃油供應(yīng)主要是基于空氣的渦輪泵及電動泵，馬赫數(shù)較低(如小于4.5

Ma

)情況下，采用空氣渦輪泵有利；如果高馬赫數(shù)(如大于5.0

Ma

)時，來流空氣就需要進(jìn)行冷卻，電動泵就具有優(yōu)勢。目前及相當(dāng)長一段時間內(nèi)，尚難進(jìn)行大推力液體火箭發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)的組合，臨近空間高超飛行器所用火箭發(fā)動機(jī)推力不會太大，采用電系統(tǒng)更易實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的推力調(diào)節(jié)、“數(shù)字化”和“智能化”。

2.1.3 全速域、全空域組合技術(shù)

0～1.8

Ma

這一段，渦輪發(fā)動機(jī)有加速及巡航雙重優(yōu)勢；沖壓發(fā)動機(jī)難以工作；火箭發(fā)動機(jī)如用于水平起降飛行器，可以工作，但需要更大范圍、連續(xù)的推力調(diào)節(jié)技術(shù)。對飛行器采用垂直起飛、水平回收的方式，可以發(fā)揮火箭發(fā)動機(jī)大推力的優(yōu)勢，淡化比沖低的不足，減輕大范圍推力調(diào)節(jié)的壓力，但對大氣的利用率偏低，GTX是一種嘗試。基于電磁彈射與火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)結(jié)合是一種可以考慮的方案，且有較高的技術(shù)與工程可行性。渦輪/沖壓/火箭發(fā)動機(jī)三組合發(fā)動機(jī)(類似Trijet、TRRE)是一種可探索的途徑。ATR與寬范圍的火箭/沖壓組合有機(jī)組合也值得嘗試。如果采用火箭/沖壓發(fā)動機(jī)實(shí)現(xiàn)全速域、全空域工作，需要研究寬域(1.5～8.0

Ma

)的進(jìn)氣道技術(shù)、高性能的全域噴管技術(shù)(0～100 km)技術(shù)、寬域的沖壓燃燒室與火箭發(fā)動機(jī)推力室的組合技術(shù)、更大范圍的火箭發(fā)動機(jī)變推力技術(shù)、一體化的介質(zhì)供應(yīng)與控制和技術(shù)(包括發(fā)動機(jī)燃料、火箭發(fā)動機(jī)推力室的氧化劑、其他輔助介質(zhì))、動力系統(tǒng)的熱防護(hù)技術(shù)、重復(fù)使用技術(shù)，等等。需加速異質(zhì)、大溫差、超音速/低速氣流的摻混與燃燒、新型熱防護(hù)材料與技術(shù)、變結(jié)構(gòu)技術(shù)、熱源轉(zhuǎn)化與再利用、熱能發(fā)電等基礎(chǔ)技術(shù)研發(fā)?；鸺l(fā)動機(jī)、沖壓發(fā)動機(jī)需要創(chuàng)新設(shè)計(jì)。原理上是可行的，但技術(shù)上需要做更多的工作。

2.2 PATR發(fā)動機(jī)

PATR發(fā)動機(jī)本質(zhì)上是火箭發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)的有機(jī)組合，系統(tǒng)產(chǎn)生推力的主要部件是火箭發(fā)動機(jī)(見圖3)。在大氣層區(qū)域，相對高室壓的“空氣火箭發(fā)動機(jī)”在其包線范圍內(nèi)(0～30 km、0～5+

Ma

)一直處于幾乎定工況工作狀態(tài)；而外涵的沖壓發(fā)動機(jī)則設(shè)計(jì)在最佳亞燃沖壓發(fā)動機(jī)工作區(qū)域產(chǎn)生推力。離開大氣層，火箭發(fā)動機(jī)工作。此發(fā)動機(jī)燃料為液氫，比沖高(大氣層：3 100～5 700 s)，渦輪、沖壓、火箭都工作在各自的優(yōu)勢區(qū)域，單位推力較大，適宜于水平起降、重復(fù)使用、臨近空間高超聲速投放平臺類動力。

圖3 PATR發(fā)動機(jī)原理圖(無火箭發(fā)動機(jī)模態(tài))Fig.3 Schematic of PATR engine (without rocket model)

2.2.1 系統(tǒng)的持續(xù)優(yōu)化

PATR發(fā)動機(jī)涉及空氣、氦氣、氫及渦輪機(jī)滑油等多種工質(zhì)，空氣、氦氣、氫等多路循環(huán)，進(jìn)排氣、氫及氦系統(tǒng)多處調(diào)節(jié)。多種工質(zhì)的流量、溫度、壓力等參數(shù)在不同飛行狀態(tài)，發(fā)動機(jī)各部件內(nèi)也不斷變化，系統(tǒng)設(shè)計(jì)與參數(shù)匹配無疑是發(fā)動機(jī)方案與性能優(yōu)劣的重要因素；發(fā)動機(jī)的部件數(shù)也多，結(jié)構(gòu)優(yōu)化及布局涉及系統(tǒng)的尺度與質(zhì)量，這也是衡量系統(tǒng)的關(guān)鍵指標(biāo)之一；外涵沖壓發(fā)動機(jī)工作區(qū)域的選擇及與核心機(jī)的協(xié)調(diào)也需予以關(guān)注。近年來，REL公司陸續(xù)對SABRE發(fā)動機(jī)共用噴管、空氣預(yù)冷器、預(yù)燃室等部件進(jìn)行技術(shù)研究與試驗(yàn)，在逐步驗(yàn)證其方案的技術(shù)與工程可行性；AFRL對此發(fā)動機(jī)的應(yīng)用及外涵沖壓發(fā)動機(jī)提出了新觀點(diǎn)。國內(nèi)研究中也提出了類似的預(yù)冷空氣高速發(fā)動機(jī)方案，并持續(xù)進(jìn)行相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研究?？偟膩砜?，目前提出的多種預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案都具備相當(dāng)好的技術(shù)可行性，但關(guān)鍵的氦循環(huán)系統(tǒng)尚未見試驗(yàn)報(bào)道。后續(xù)需結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果持續(xù)優(yōu)化，進(jìn)一步優(yōu)化預(yù)冷發(fā)動機(jī)系統(tǒng)方案，提升預(yù)冷發(fā)動機(jī)系統(tǒng)的工程可行性及性能。

1)空氣預(yù)冷器出口溫度：空氣預(yù)冷器的技術(shù)和工程可行性已得到多家研究單位的驗(yàn)證，后續(xù)還需依據(jù)壓氣機(jī)性能和材料技術(shù)發(fā)展，在氦氣的進(jìn)出口溫度和流量、預(yù)冷器結(jié)構(gòu)參數(shù)、壓氣機(jī)耐溫與外殼耐壓能力等參數(shù)綜合平衡下持續(xù)優(yōu)化，目前的300～400 K是權(quán)宜之計(jì)，非最優(yōu)。

2)氦氣參數(shù)：目前，對系統(tǒng)中引入氦循環(huán)可以提升系統(tǒng)安全性、性能，起到能量轉(zhuǎn)換與調(diào)節(jié)的作用已取得共識。對核心機(jī)中氦參數(shù)選擇的研究，如氦渦輪落壓比增加，可以提升氦路循環(huán)中能量轉(zhuǎn)化效率，增加空氣壓氣機(jī)增壓比，進(jìn)而提升系統(tǒng)比沖和單位推力；引入氫氦換熱器可以提升系統(tǒng)性能；氫渦輪驅(qū)動氦壓氣機(jī)性能更優(yōu)等也取得了重要成果。但更系統(tǒng)、更全面的論證與優(yōu)化還需時日，氦加熱器、氦壓氣機(jī)、氦渦輪等部件參數(shù)需要做更系統(tǒng)、更深入的分析。值得注意的是，系統(tǒng)計(jì)算中，用到的數(shù)據(jù)是氦的溫度與流量，溫度取決于換熱器的設(shè)計(jì)，而流量與部件的尺寸及氦的充填量(壓力)有關(guān)。更重要的是，這些都需得到試驗(yàn)檢驗(yàn)。

3)外涵沖壓燃燒室：外涵沖壓燃燒室影響了發(fā)動機(jī)推力和性能。理論上講，外涵沖壓發(fā)動機(jī)可以從1.5

Ma

起始工作，氫燃料也可以工作到很高的馬赫數(shù)。但實(shí)際上，因燃燒組織、沖壓燃燒室熱防護(hù)、結(jié)構(gòu)簡便性等因素的限制，外涵沖壓發(fā)動機(jī)的工作范圍是需要優(yōu)化的。圓形燃燒室、噴油環(huán)、“V”或者其他類型的火焰穩(wěn)定器、收斂噴管等燃燒組織方式及氣膜冷卻結(jié)構(gòu)的亞燃沖壓發(fā)動機(jī)，在飛行馬赫數(shù)高于4.5后，氣膜溫度達(dá)1 000 K以上，已很難冷卻燃燒室，這也許是AFRL基于SABRE的兩級入軌空天飛行器概念方案外涵選擇2.0～4.5

Ma

的考慮之一。另一方面，飛行馬赫數(shù)5以上，外涵產(chǎn)生的推力也有限了。按照目前37 kPa的單調(diào)上升彈道分析，飛行器在1.5～3

Ma

工作區(qū)域，進(jìn)氣道進(jìn)氣量與壓氣機(jī)差異如圖4所示。唇口溢流、在擴(kuò)張段采取放氣及采用沖壓發(fā)動機(jī)模式對發(fā)動機(jī)推力的影響如圖5所示。外涵沖壓發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)范圍的選擇，要綜合考慮沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒組織、熱防護(hù)與推力的綜合平衡，這也是此發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵之一，需要結(jié)合彈道，以加速型發(fā)動機(jī)為原則，考慮沿彈道最大推力積分。

圖4 PATR發(fā)動機(jī)內(nèi)外涵流量特性Fig.4 Flow characteristics of inner and outer flow ducts in PATR engine

圖5 PATR發(fā)動機(jī)外涵推力Fig.5 Thrust of outer flow duct in PATR engine

2.2.2 部件集成、分階段的研制措施

發(fā)動機(jī)的技術(shù)方案與其關(guān)鍵技術(shù)密切相關(guān)，方案引出關(guān)鍵技術(shù)，而關(guān)鍵技術(shù)支持技術(shù)方案。對于PATR這種新型發(fā)動機(jī)，關(guān)鍵技術(shù)的突破更為重要。由目前工作來看，空氣預(yù)冷器、高壓比的空氣壓氣機(jī)、氫氦換熱器、氦加熱器、燃燒室等技術(shù)問題是關(guān)鍵技術(shù)，但影響的是發(fā)動機(jī)的性能和尺度，尚不至于顛覆發(fā)動機(jī)技術(shù)方案。需要關(guān)注的是核心機(jī)的氦循環(huán)問題，具體講，就是各個涉氦部件的參數(shù)優(yōu)化與選擇；發(fā)動機(jī)的調(diào)節(jié)與控制技術(shù)；外涵沖壓發(fā)動機(jī)實(shí)際可達(dá)工作區(qū)域范圍；空氣燃燒室與氫/氧發(fā)動機(jī)燃燒室的一體化設(shè)計(jì)的工程可行性，這涉及發(fā)動機(jī)能否有效運(yùn)轉(zhuǎn)及其效率。這些關(guān)鍵技術(shù)必須依托大量的實(shí)驗(yàn)突破、驗(yàn)證與支撐。

按照目前論證的單調(diào)爬升彈道，飛行器/發(fā)動機(jī)在1.5

Ma

達(dá)到最大空氣流量，在5.0

Ma

后的流量已經(jīng)比較小(見圖4)。外涵沖壓發(fā)動機(jī)的基本設(shè)計(jì)思想就是盡量利用來流空氣產(chǎn)生推力，減小產(chǎn)生的阻力。這涉及發(fā)動機(jī)實(shí)際可達(dá)的工作范圍。SCABRE最初提出設(shè)計(jì)思想是2.0～5.0+

Ma

，AFRL提出2.0～4.5

Ma

，這也許是燃燒與熱防的綜合考慮。從目前論證的結(jié)果看，低馬赫數(shù)更利于發(fā)動機(jī)熱防，但有損于性能，借鑒已有的沖壓發(fā)動機(jī)研制經(jīng)驗(yàn)，1.8～5.0

Ma

范圍有可能實(shí)現(xiàn)。外涵沖壓發(fā)動機(jī)的驗(yàn)證可以采用沖壓發(fā)動機(jī)成熟的研制流程和經(jīng)驗(yàn)，在充分仿真的基礎(chǔ)上，采取直連、自由和飛行試驗(yàn)結(jié)合的方法。需要注意的是，鑒于發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)布局和地面試驗(yàn)條件的因素，外涵沖壓發(fā)動機(jī)宜采用模塊化設(shè)計(jì)的方法。

核心機(jī)涉及諸多部件，都與氦有關(guān)，氦是稀有氣體，單獨(dú)的部件試驗(yàn)存在資源問題。因此，較為合理的方法就是直接研制一定規(guī)模的核心機(jī)樣機(jī)。研制核心機(jī)樣機(jī)主要解決的是部件參數(shù)與核心機(jī)系統(tǒng)參數(shù)的匹配及優(yōu)化問題，部件幾何尺寸與核心機(jī)整體結(jié)構(gòu)的協(xié)調(diào)問題，發(fā)動機(jī)的調(diào)節(jié)與控制問題。核心機(jī)的研制可以借鑒航空發(fā)動機(jī)研制流程和研制經(jīng)驗(yàn)，需要在較為成熟的模型基礎(chǔ)上大量使用仿真技術(shù)，需要建設(shè)相應(yīng)的地面試驗(yàn)條件進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

就相當(dāng)規(guī)模的PATR發(fā)動機(jī)(如地面推力100 kN級)而言，內(nèi)嵌的氫/氧液體火箭發(fā)動機(jī)量級在40 kN級，借鑒液體火箭發(fā)動機(jī)成熟的研制流程和基礎(chǔ)，應(yīng)無大礙，其燃燒室與空氣燃燒室及外涵燃燒室的一體化具有很大的技術(shù)挑戰(zhàn)性。

氦循環(huán)的核心機(jī)、外涵沖壓發(fā)動機(jī)及內(nèi)嵌的氫/氧火箭液體火箭發(fā)動機(jī)三部分完美協(xié)調(diào)才能形成完整的PATR發(fā)動機(jī)。就目前的技術(shù)基礎(chǔ)而言，理想的重復(fù)使用、安全可靠的外涵沖壓發(fā)動機(jī)工作范圍為1.8～5.0

Ma

/10～20 km，核心機(jī)可工作至5.0

Ma

附近，暫不帶內(nèi)嵌的氫氧火箭發(fā)動機(jī)，研制難度小得多，可以作為第一階段、5.0

Ma

級飛行平臺的研制目標(biāo)。下一階段，考慮液體火箭發(fā)動機(jī)的融合，使系統(tǒng)達(dá)到航天運(yùn)輸系統(tǒng)動力一級(8

Ma

級)的要求，此時主要解決氫/氧發(fā)動機(jī)燃燒室、空氣燃燒室及外涵燃燒室的系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)匹配問題。

PATR發(fā)動機(jī)尚有氦渦輪機(jī)技術(shù)、復(fù)合燃燒室技術(shù)、發(fā)動機(jī)控制技術(shù)等重要關(guān)鍵技術(shù)未得到較好的解決，相對RBCC、TBCC而言，要走的路可能要長一些。

2.3 ATR發(fā)動機(jī)

ATR的用途與TBCC具有競爭性，ATR原理如圖6所示，其使用液體火箭發(fā)動機(jī)發(fā)生器產(chǎn)生的氣體驅(qū)動渦輪，渦輪介質(zhì)獨(dú)立于來自壓氣機(jī)的空氣，可使渦輪工作條件有較大的選擇；再通過使用低壓比的壓氣機(jī)，降低壓氣機(jī)出口溫度，提高飛行馬赫數(shù)，可以使來流馬赫數(shù)達(dá)到3.5左右。同時，這種組合循環(huán)也帶來了一些新的技術(shù)問題，包括由于渦輪燃?xì)饬髁坑蓧簹鈾C(jī)功率確定，導(dǎo)致了發(fā)動機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子平衡條件下來流空氣(氧化劑)與驅(qū)動渦輪介質(zhì)(燃料)的匹配問題(即不一定是較優(yōu)的燃燒混合比)，低壓比的壓氣機(jī)帶來的低燃燒室壓力，大范圍變工況條件下發(fā)生器富燃?xì)怏w的調(diào)節(jié)等問題。

圖6 ATR發(fā)動機(jī)原理圖Fig.6 Schematic of ATR engine

此發(fā)動機(jī)后續(xù)需關(guān)注以下問題：

1)推進(jìn)劑：4

Ma

級飛行器動力，可作為火箭/沖壓組合動力的低速段動力，或者與沖壓發(fā)動機(jī)直接組合。無論何種情況，富燃發(fā)生器所用推進(jìn)劑都是非常重要的，而可選的推進(jìn)劑是有限的，需盡快解決LOX/煤油富燃條件下的積碳問題；或者解決HO/煤油富燃條件下的燃燒組織問題；或者研制新型推進(jìn)劑。同時，也需關(guān)注這些推進(jìn)劑帶來的使用簡便性、安全性等問題。

2)大范圍的液體火箭發(fā)動機(jī)富燃發(fā)生器等混合比調(diào)節(jié)技術(shù)，從地面到25 km高度飛行，發(fā)生器工況調(diào)節(jié)能力需達(dá)到10倍甚至更高。為保障渦輪的工作環(huán)境，氧化劑和燃料需保持等混合比同步調(diào)節(jié)。

3)為了保證渦輪均勻受力，大推力的ATR發(fā)動機(jī)需開發(fā)環(huán)型富燃發(fā)生器或者耐高溫的環(huán)型集氣腔。

4)特定推進(jìn)劑下，富燃發(fā)生器流量和混合比一定，給定渦輪機(jī)的功率需求下，為使壓氣機(jī)吸入的空氣流量與富燃燃?xì)夤r匹配，從而帶來的燃燒室混合比偏離當(dāng)量混合比問題。

3 結(jié)語

更先進(jìn)的“革命性”發(fā)動機(jī)問世之前，組合循環(huán)發(fā)動機(jī)仍是大空域/寬速域航天運(yùn)輸系統(tǒng)、臨近空間高機(jī)動性飛行器及高超聲速飛行器動力的希望。就組合發(fā)動機(jī)自身而言，首先要瞄準(zhǔn)的是應(yīng)用目標(biāo)、相關(guān)的自身關(guān)鍵技術(shù)問題，“先行、先出”才能獲得更多的機(jī)遇?；鸺?沖壓組合發(fā)動機(jī)組合模式多，用途也廣泛，近期宜解決中等尺度、火箭/高馬赫數(shù)沖壓組合的研制與應(yīng)用問題；著手1.8～7.0

Ma

段燃燒、熱防、推進(jìn)劑共用與控制、結(jié)構(gòu)一體化關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)；深入評估0～1.8

Ma

段多種技術(shù)方案應(yīng)用方向及工程實(shí)用性，未來可能會呈現(xiàn)多途徑航天運(yùn)輸系統(tǒng)。PATR無疑是水平起降、兩級航天運(yùn)輸系統(tǒng)之一級最具優(yōu)勢發(fā)動機(jī)，應(yīng)加快關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)進(jìn)程，支撐工程方案的可行性。ATR與TBCC有競爭性，在何時、何處能得到應(yīng)用取決于系統(tǒng)動力自身的技術(shù)成熟度、綜合性能等諸多因素，需綜合考慮。

組合動力是集成創(chuàng)新，創(chuàng)新須有其基礎(chǔ)、環(huán)境與主體。半個多世紀(jì)積累了雄厚的基礎(chǔ)知識，時代賦予了良好創(chuàng)新環(huán)境，組合發(fā)動機(jī)涉及的寬馬赫范圍進(jìn)排氣、煤油/碳?xì)淙剂?氫超聲速下霧化及燃燒、高效換熱/防熱、復(fù)雜熱力環(huán)境下結(jié)構(gòu)的一體化、新型氧化劑/燃料、控制、實(shí)驗(yàn)及仿真等基礎(chǔ)與關(guān)鍵技術(shù)提供了廣闊的創(chuàng)新空間。