桑格爾空天飛行器技術途徑分析與思考

佘文學，劉曉鵬，劉 凱

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

0 引言

隨著空間活動的頻繁開展，對航天運載需求的迅速提高，重復使用航天運輸系統(tǒng)成為現階段的重要研究熱點，包括火箭動力和組合動力兩條技術路線?？仗祜w行器是采用組合動力、升力式構型，可在稠密大氣、臨近空間、軌道空間飛行的重復使用航天運輸系統(tǒng)，在大幅降低進入空間成本的同時，還具有安全、便捷、機動的優(yōu)勢，可助力人類實現自由進出和高效利用空間，具有重要的戰(zhàn)略意義，是未來航空航天技術新的制高點。

20世紀80年代，隨著以沖壓動力為代表的高超聲速關鍵技術取得突破性進展，美歐等地掀起了空天飛行器的研究熱潮。其中，德國繞開了單級入軌的技術難度，提出了一種水平起降、兩級入軌的空天飛行器——“Sanger(桑格爾)”方案，并以此為牽引實施了國家高超聲速技術項目，在機體/推進一體化、高超聲速氣動設計、結構熱防護方面開展了大量的關鍵技術攻關研究，對高超聲速技術的發(fā)展產生了深刻的影響。

桑格爾方案所選擇的技術途徑對現階段以及未來空天飛行器的技術發(fā)展具有重要的借鑒意義。本文對桑格爾方案進行了回顧，圍繞方案設計過程中的若干關鍵問題和技術途徑進行分析，在此基礎上提出未來空天飛行器發(fā)展路線與實施建議，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(見圖1)采用一種水平起降兩級入軌方案，其初衷是為了滿足歐洲在載人和貨運方面的空間運載需求，實現自由天地往返。桑格爾空天飛行器具有載人系統(tǒng)和貨運系統(tǒng)兩種二子級方案：一子級采用渦輪/沖壓組合動力(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，可滿足大多數空間任務的需要；二子級飛行器采用火箭動力發(fā)動機，為了應對載人和貨運兩種任務需求。

圖1 桑格爾兩級入軌空天飛行器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)從普通機場水平起飛，加速爬升至10 km后保持這一高度加速跨過音障至1.6

Ma

，然后開始加速爬升，當速度達到3.5

Ma

時發(fā)動機轉換為沖壓模態(tài)，之后以沖壓模態(tài)加速爬升至4.5

Ma

/25 km，通過超聲速巡航轉彎，達到目標軌道面所對應的地理緯度，隨后加速爬升至6.8

Ma

/10 km后飛行器兩級分離，一子級返回發(fā)射機場，二子級以火箭動力繼續(xù)加速爬升至25

Ma

/200 km進入軌道。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如表1所示，飛行器總起飛質量為435 t，其中一子級總質量為320 t，采用5臺TBCC組合發(fā)動機，二子級總質量為115 t，采用1臺火箭發(fā)動機。兩級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Tab.1 Overall parameters of Sanger aerospace vehicle

1990年2月，串聯(lián)式渦輪/沖壓發(fā)動機方案被選定為桑格爾推進系統(tǒng)方案研究基準，桑格爾一子級推進系統(tǒng)主要包括5臺TBCC發(fā)動機，推進劑為液氫。每個發(fā)動機包括1個可變進氣道、1個渦輪-沖壓噴氣發(fā)動機、1個可變2D噴管與隔離段。推進系統(tǒng)在1.2

Ma

的跨聲速階段能夠為飛行器提供1 300 kN的推力，飛行器為發(fā)動機提供的總推進劑量為134 t液氫。發(fā)動機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

時為2.25 m，6.8

Ma

時為0.77 m。3.3～3.8

Ma

時推進系統(tǒng)將在渦輪噴氣發(fā)動機模式和沖壓噴氣發(fā)動機模式之間進行模態(tài)轉換。渦輪發(fā)動機計劃運行速度最高為3.5

Ma

。當馬赫數超出0.9時，加力燃燒室點火，然后切換機構逐漸切斷通過渦輪發(fā)動機的氣流，使其繞過加力燃燒室內關閉的渦輪部分，此時加力燃燒室則開始以沖壓發(fā)動機的模式工作，直至達到6.8

Ma

的最高飛行馬赫數。在沖壓模式下，引導氣流以同軸的形式環(huán)繞渦輪發(fā)動機進入沖壓燃燒室。

2 桑格爾空天飛行器技術途徑分析

由于二子級火箭動力飛行器技術相對較為成熟，因此本文主要針對一子級吸氣動力高超聲速飛行器在推進系統(tǒng)、氣動設計以及結構熱防護方面的技術途徑開展了分析。

2.1 總體方案分析

2.1.1 入軌級數分析

自從空天飛行器提出以來，對于飛行器應該采用單級入軌方案還是兩級入軌方案就一直存在爭論。

1)從應用優(yōu)勢上來看，單級入軌方案優(yōu)于兩級入軌。在相同的技術條件下，單級入軌方案僅需一種飛行器，可將全部發(fā)射部件直接回收，其開發(fā)、制造和運營成本較低，飛行器轉場準備時間短，使用更加靈活；對于兩級入軌方案，一子級分離后返回地面，雖然可以減少燃料消耗量并降低發(fā)射成本，但需要兩個飛行器，具有更高的制造和運營成本。然而，單級入軌方案技術難度要遠高于兩級入軌。

2)從能量層面來看，單級入軌方案需要攜帶全部干重進入軌道，一方面對氣動性能、比沖以及結構輕量化均提出了極高的要求，另一方面也大大削弱了運載能力；而對于兩級入軌方案，大部分干重在兩級分離后即可返回，避免了對能量的消耗，相同運載能力下極大緩解了對飛行器性能的要求。

3)從設計層面來看，單級入軌需要由一級飛行器完成水平起飛、加速爬升、在軌運行、再入返回以及水平降落，與兩級入軌相比需要兼顧更寬速域、更大空域的設計需求，高低速設計矛盾突出；而兩級入軌速域和空域相對較窄，設計難度大幅降低，工程上更易實現。

綜合來看，單級入軌方案具有更好的應用前景，這一優(yōu)勢是以復雜度與技術難度顯著增加為代價的，需要采用大量的新技術，但較低的技術成熟度將帶來巨大的設計風險?？紤]到當時的技術水平，桑格爾繞開了技術難度較大的單級入軌方案，最終選擇了技術風險較低、相對容易實現的兩級入軌方案。

2.1.2 分離窗口分析

級間分離窗口界定了兩級飛行器的系統(tǒng)特征。級間分離馬赫數對飛行器復雜度和設計風險的影響如圖3所示，受限于發(fā)動機的工作范圍，不同分離馬赫數對一、二子級動力類型要求不同，此外隨著分離馬赫數升高，一子級復雜度和設計風險增加，而對二子級要求則降低，最優(yōu)分離馬赫數需要進行折中權衡。出于對當時技術水平和任務需求的綜合考慮，分離馬赫數初步定為4～7

Ma

之間。

圖3 分離馬赫數對兩級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，運載能力相同的情況下，飛行器總起飛質量越小越好，圖4給出了不同級間分離馬赫數下桑格爾飛行器的總起飛質量，其中灰色區(qū)域表示超燃沖壓發(fā)動機性能不確定性范圍對起飛質量的影響，這也體現了在當時技術水平下對高馬赫數沖壓發(fā)動機性能尚沒有充分了解清楚。可以看出分離馬赫數為6.5左右時總起飛質量達到最小，這意味著在能量層面達到最優(yōu)。從設計層面，馬赫數為7時將達到亞聲速沖壓燃燒的極限，同時發(fā)動機熱力學結構設計也將帶來巨大挑戰(zhàn)，因此當分離馬赫數超過7時，則需要用超燃沖壓或者沖壓火箭發(fā)動機來提供足夠的凈推力，并為發(fā)動機配置熱防護系統(tǒng)，這將增加額外的質量。經過綜合考慮，兼顧二子級的性能需求，最終將級間分離馬赫數設置為6.8。級間分離高度主要由分離動壓決定。桑格爾級間分離采用機械分離的方式，為了保證分離安全性和可靠性，整個分離過程需要在較低的動壓下完成。分離動壓最終被設置為30 kPa，則分離高度約為31 km。

圖4 不同分離馬赫數下的起飛質量Fig.4 Takeoff mass at different separation Mach numbers

2.2 推進系統(tǒng)分析

2.2.1 推進類型分析

根據飛行剖面，一子級需要實現從零速到6.8

Ma

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

Ma

，3.5

Ma

之前比沖量最高，通過增加預冷裝置這一優(yōu)勢甚至可以擴展至5

Ma

左右；沖壓發(fā)動機工作范圍約為2～7

Ma

，4～5.5

Ma

之間比沖量最高；超過5.5

Ma

后超燃沖壓發(fā)動機比沖最優(yōu)，其工作馬赫數最高可達12

Ma

。因此，從理論上來看預冷渦輪/沖壓/超燃沖壓組合發(fā)動機是最優(yōu)選擇。然而在當時的技術水平下，一方面預冷裝置將造成發(fā)動機復雜性和質量大大提高，另一方面吸氣式發(fā)動機受限于亞聲速下燃燒，預冷技術與超燃沖壓技術成熟度難以滿足短時間應用的需求，因此最終選擇渦輪/亞燃沖壓組合循環(huán)模式的技術途徑。

圖5 不同推進類型比沖性能隨馬赫數的變化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)動機主要有串聯(lián)與并聯(lián)兩種布局形式。串聯(lián)布局中渦輪與沖壓發(fā)動機共用一個燃燒室，迎風面積較小、結構較為簡單緊湊，但渦輪和沖壓發(fā)動機共用流道部分較多，相互之間的控制與協(xié)調較為復雜；并聯(lián)布局中兩發(fā)動機分別擁有獨自的燃燒室，控制相對較為簡單，但空間尺寸大，與飛行器一體化設計較為困難。桑格爾論證初期圍繞兩種布局形式分別開展了論證工作，出于對機體/推進一體化設計的考慮，最終選擇了串聯(lián)布局方案，主要包括可變進氣道、渦輪發(fā)動機、加力/沖壓燃燒室和可變2D噴管。

對于串聯(lián)布局，隨著馬赫數的增大，來流速度和溫度提高，渦輪發(fā)動機性能迅速惡化，對轉子結構、滑油系統(tǒng)將造成較大影響。當飛行速度超過5

Ma

之后，渦輪發(fā)動機已經無法正常運轉。如圖6所示，桑格爾一子級最大飛行速度達到6.8

Ma

，為了保證發(fā)動機的重復使用特性，在沖壓模態(tài)下設計了一個封閉機構，從而保護渦輪發(fā)動機免受進氣道的高溫沖擊。該封閉機構的設計采用一個同軸前向/后向移動的錐體，在渦輪模式下，通過獨立的流道清除一子級前機身產生的邊界層，以避免氣流無規(guī)則擾動，此時的沖壓燃燒室和燃料加注裝置也可以充當加力燃燒裝置，且由于進氣道和2D噴管采用了可移動部件設計，從而使發(fā)動機能夠更快達到實際的飛行馬赫數。渦輪發(fā)動機計劃運行速度最高為3.5

Ma

。當馬赫數超出0.9時，加力燃燒室點火，然后切換機構逐漸切斷通過渦輪發(fā)動機的氣流，使其繞過加力燃燒室內關閉的渦輪部分，此時加力燃燒室則開始以沖壓發(fā)動機的模式工作，直至達到6.8

Ma

的最高飛行馬赫數。在沖壓模式下，引導氣流以同軸的形式環(huán)繞渦輪發(fā)動機進入沖壓燃燒室。

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

2.2.3 調節(jié)方案分析

一子級TBCC發(fā)動機工作速域寬，且渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)工作特性具有較大差異，共用進氣道和尾噴管在寬速域范圍內和渦輪與沖壓模態(tài)工作特性的良好匹配成為整個組合發(fā)動機設計的關鍵。然而，在亞聲速/超聲速/高超聲速條件下來流環(huán)境差異巨大，固定進排氣結構難以滿足設計要求。為了保證渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)在非設計工作點也能具備良好性能，并實現兩種工作模態(tài)之間的平穩(wěn)過渡，設計人員將進氣道與尾噴管均設計為變幾何可調機構，根據飛行狀態(tài)對來流進行動態(tài)調整。

桑格爾方案進氣道采用二維調節(jié)機構，如圖7所示，由4塊鉸鏈連接的斜板組成，并通過3根拉桿連接在上面的支撐桿上，替代固定進氣道中的翻板或閥門控制，通過斜板的移動和旋轉，實現對壓縮型面與喉道面積的調節(jié)。此外，還在斜板上設置了泄氣孔用于附面層吸除，從而進一步提高空氣流量系數。

圖7 二維可調進氣道Fig.7 Two dimensional adjustable inlet

尾噴管采用二元調節(jié)機構，如圖8所示(其中

A

為喉部面積)，采用兩根可伸縮拉桿實現對噴管喉部面積的寬范圍調節(jié)，喉部面積在3.5

Ma

時為2.25 m，在6.8

Ma

時為0.77 m，并在一子級后機身處采用膨脹斜板，以增大高馬赫數下的推力。

圖8 二元可調尾噴管Fig.8 Two dimensional adjustable nozzle

此外，為了保證模態(tài)轉換過程中組織燃燒狀態(tài)的平穩(wěn)過渡，除了調節(jié)進氣道與尾噴管之外，還通過控制渦輪燃油流量與沖壓燃燒室燃油流量進行調節(jié)，并采用徑向主穩(wěn)定器和環(huán)向支板穩(wěn)定器相結合的方式以實現沖壓發(fā)動機的燃燒穩(wěn)定。

2.3 氣動布局分析

桑格爾一子級飛行器跨寬速域、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，主要體現在兩個方面：一是具有大后掠、尖前緣的特征；二是機體/推進一體化程度高。

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

2.3.1 高升阻比設計分析

對于一子級飛行器的寬速域高升阻比氣動外形設計，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外形特征則是小展弦比大后掠角機翼、尖前緣，并且馬赫數越高飛行器長細比越大。高、低速外形特征的矛盾為一子級氣動外形的高升阻比設計帶來了極大的挑戰(zhàn)，這意味著需要對低速外形或高速外形進行取舍。設計人員最終基于高速外形設計理念對一子級進行了基本設計，并在此基礎上考慮低速特性對其進行了兼顧。一子級飛行器采用了翼身融合設計，機翼為前緣呈S形的細長翼，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型翼面后緣設計升降舵面和副翼，以控制飛行器俯仰和滾轉，后體上方設計兩個V型方向舵面，以控制飛行器偏航。

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

2.3.2 機體推進一體化設計分析

為實現推進系統(tǒng)與機身一體化設計，飛行器通常采用3種構型：一是軸對稱發(fā)動機短艙安裝在機翼上方或者下方的掛架上，限于亞聲速飛行器，如民用運輸機；二是軸對稱發(fā)動機整合到機翼內，如SR-71；三是發(fā)動機完全整合到機身內，如軍用單引擎戰(zhàn)斗機。桑格爾一子級采用第3種方案，將5臺TBCC發(fā)動機并聯(lián)布置于機身腹部，將推進系統(tǒng)作為機身的一部分，如圖11所示。一方面，前體和進氣道一體設計，前體下表面產生預壓縮效應，在高速情況下增大流量，提高凈推力，同時產生一定比例的升力；另一方面，后體與尾噴管進行一體化設計，后體下表面作為一個自由膨脹面，尾噴管采用半壁噴管，減小底部面積，有效降低飛行器的質量和阻力，并可獲得較大的推力和推進力矩。

圖 11 一子級推進系統(tǒng)與機身的一體化設計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飛行器質心，從而產生縱向的抬頭力矩。為了平衡該力矩，一子級機身弧線采取了拱形設計。在跨聲速和超聲速條件下，機身上強大的低頭氣動力矩有助于抵消機尾向下的作用力；在高超聲速條件下，進排氣系統(tǒng)會產生一個低頭力矩，可以用機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 結構熱防護系統(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 ℃，頭部的最高溫度達到了1 335 ℃(見圖12)。在該熱載荷的約束下，一子級機身結構方案被分為3部分，除了低溫液氫貯箱所在的機身中段為冷結構，其他區(qū)域均采用了熱結構。在結構設計中，熱結構的重點要放在結構的耐熱性能上，而冷結構需要考慮內部結構的承載性能與外部防隔層的隔熱性能，以保證內部結構的力學性能。

圖12 級間分離時飛行器表面溫度分布與結構方案Fig.12 Surface temperature distribution and structural scheme during stage separation

2.4.1 材料體系分析

根據圖12可知，若按照長期使用溫度來進行設計，常規(guī)金屬材料難以滿足一子級熱結構的使用要求，需要采用復合材料或高溫合金。而在當時的技術水平下，復合材料并未完全成熟，并且會大幅增加使用成本，其重復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，但也會帶來很大的質量代價。為此，設計人員針對一子級的使用環(huán)境開展了精細化分析，如圖13所示，并最終大膽采用了鈦合金作為熱結構大面積使用的首選材料。

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

在爬升過程中，一子級的高超聲速飛行狀態(tài)僅出現在爬升段的末期，而并非長時間高超聲速巡航，鈦合金能夠經受住短時間內向高超聲速沖刺過程中的力熱載荷；而對于巡航任務，一子級的飛行速度要求僅為4

Ma

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

而對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的前緣部分，已經經過多次試驗驗證，具有足夠的耐溫性能，不需要額外設計主動冷卻方式。

2.4.2 熱結構設計分析

在重復使用及嚴格的質量要求下，設計人員采用了多層金屬的方式解決隔熱問題。金屬多層結構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構。在制備時，將金屬箔片壓出波紋，在波紋處進行疊加連接，從而形成多層結構，若干個多層結構按需要疊加起來，層間填充隔熱材料，形成多層板。該結構在當時經過了試驗考核，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系統(tǒng)類似，但其耐溫性能、后期維護性及制造工藝性與金屬熱防護系統(tǒng)存在差距。此外，由于在受熱時內外溫差較大，大尺寸應用金屬表面就不得不考慮金屬的受熱膨脹效應，因此在熱膨脹與熱變形匹配上，這種熱結構設計方案還需要進行大量的仿真分析工作。

3 空天飛行器發(fā)展思考

3.1 桑格爾方案帶來的啟示

從技術途徑來看，桑格爾空天飛行器設計過程中繞開了難度較大的單級入軌方案，選擇了一子級吸氣動力、二子級火箭動力的兩級入軌方案，技術難度小、可行性較強，在當時乃至現在的技術水平下都是一個非常務實的選擇。其中，一子級飛行器與常規(guī)飛行器相比，其任務過程跨大空域寬速域加速飛行。通過對桑格爾一子級方案的分析，主要得到以下啟示。

1)對于推進系統(tǒng)，一子級選擇了渦輪/亞燃沖壓的組合動力形式，為0～6.8

Ma

速域下的飛行提供了原理可行的解決方案。但從后來的認識來看，在寬速域下渦輪與沖壓之間模態(tài)轉換階段性能接續(xù)性較差，存在一定的推力“陷阱”，難以滿足飛行器的需要。針對這一問題，一方面，需要進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量代價內引入預冷技術，向上拓展渦輪發(fā)動機的工作上限，并發(fā)展進氣道/噴管調節(jié)技術，向下拓展沖壓發(fā)動機的工作下限；另一方面，還可探索新的組合動力形式，如引入火箭動力，在模態(tài)轉換階段提供接續(xù)推力，或引入超燃沖壓動力，解決高超聲速階段的動力問題，從而可降低亞燃沖壓的設計馬赫數，并采用火箭引射技術，進一步提高低馬赫數下的性能。此外，桑格爾方案中提出的進氣道/尾噴管調節(jié)技術，在如今寬速域推進系統(tǒng)的研究中廣泛應用，根據設計需要實現發(fā)動機的靈活調節(jié)成為組合動力技術發(fā)展的主要趨勢。

2)在氣動設計中，桑格爾一子級基于機體推進一體化設計思想有效緩解了飛行器寬域范圍內推阻匹配矛盾，是非常巧妙的設計思路，是實現高超聲速飛行的關鍵，后來也被證明是吸氣式高超聲速飛行器實現高超聲速推進的重要突破。但同時，一體化設計也帶來了氣動性能與發(fā)動機性能的強烈非線性耦合，導致氣動、動力、控制及其他相關系統(tǒng)相互關聯(lián)、互相滲透，在一定程度上增加了相關系統(tǒng)的關聯(lián)性、復雜性與設計難度，成為高超聲速飛行技術的研究熱點。此外，寬速域下動壓變化范圍大，導致飛行過程中升力匹配也存在較大困難。在升重平衡約束下，低速下動壓低、質量大，升力面需求大，而在高速下動壓增大、質量減小，需要的升力面逐漸減小，該問題至今仍是寬域飛行器高升阻比研究的難點之一。

3)對于結構熱防護系統(tǒng)，關鍵在于在設計要求內盡量利用結構材料的使用裕度，從而提高運載能力。在重復使用、輕量化、防隔熱、低成本等多條件耦合要求下，桑格爾設計人員開展了精細化設計，對飛行器進行了大量仿真，基于當時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大面積熱結構的首選材料。雖然從如今的材料體系來看，復合材料等新型技術的成熟使其具備更多的選擇，但桑格爾這種逼近極限的設計思想值得參考。此外，還創(chuàng)新提出了多層金屬熱結構設計技術，可采用多種金屬相互搭配組合，具有很強的可設計性，為現有金屬熱防護系統(tǒng)的設計提供了一定參考。

4)從總體方案的技術可實現性來看，最終制約方案進展的是組合動力問題。氣動、材料結構、控制方面在當時都有基本可行的解決方案，均不存在難以攻克的技術問題，但組合動力方案還只是設想階段，需要進一步開展研究和試驗驗證。由于動力水平的制約，在當時的技術條件下空天飛行是不可實現的，技術問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巨大，也是一個國家綜合國力的體現，桑格爾方案的停止也與資金問題有關。這也表明以當時的技術水平和德國發(fā)展條件，尚不足以支撐完成空天飛行器這一復雜龐大的系統(tǒng)工程。

5)從桑格爾方案研究的經驗教訓來看，要想完成大工程目標，在技術上不能存在短板，需要對研究進行統(tǒng)籌、全面的安排。對于意義重大且花費巨大的工程，需要由國家行為主導，以國家意志聯(lián)合國內相關優(yōu)勢單位，并開展廣泛的國際合作，從而有力推動技術發(fā)展。

3.2 空天飛行器發(fā)展思考

空天飛行器飛行空域大、速域寬、飛行剖面復雜、飛行力熱環(huán)境惡劣，因此必然面臨著動力、氣動、結構材料、制導控制、制造、試驗等眾多領域的基礎科學問題與關鍵技術的挑戰(zhàn)，實現難度巨大。面向空天飛行器發(fā)展面臨的技術難點，梳理了以下發(fā)展思路：

1)需明確頂層發(fā)展路線。按照先開展單項關鍵技術驗證、再開展集成演示、最后能力形成的思路，形成了由小到大、由部分重復使用到完全重復使用、先兩級入軌后單級入軌的整體路線，持續(xù)推進空天飛行器技術逐步向前發(fā)展。

2)必須加強基礎研究。進一步開展組合發(fā)動機多模態(tài)燃燒組織機理、多場耦合作用下耐高溫輕質材料失效演化機理、臨近空間稀薄氣體效應和高溫氣體效應、多場耦合動力學建模等基礎科學問題的研究，為空天飛行器的發(fā)展夯實基礎。

3)發(fā)展寬速域組合循環(huán)發(fā)動機。動力的選擇對空天飛行器的發(fā)展具有重要意義，當前國內外組合循環(huán)發(fā)動機研究類型呈多樣性，包括TBCC、RBCC、SABRE/PATR等，需在組合循環(huán)發(fā)動機相關關鍵技術攻關和原理性飛行試驗驗證的基礎上，提出具有中國特色的發(fā)展路線，并進一步解決工程化應用問題，支撐空天飛行器的工程研制。

4 結語

德國在國家高超聲速技術項目的背景下，圍繞桑格爾方案及相應關鍵技術開展了為期8年的全面研究，對空天飛行技術問題有了深刻的了解，并找到了初步解決方案。本文對桑格爾空天飛行器技術途徑開展了分析，總體來看，桑格爾空天飛行器重點在于一子級的設計，原理上并未發(fā)現技術上的瓶頸問題，但在具體實施過程中還需進一步開展寬域組合動力、機體/推進一體化、輕質高效熱防護等關鍵技術研究。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途徑具有重要的借鑒意義，后續(xù)可同步開展桑格爾方案與其他國內外空天飛行器方案的對比分析研究，為之后空天飛行器的研制提供支撐。