高超聲速飛行器動力系統(tǒng)研究進展

明新迪

摘要：隨著社會高端技術(shù)的飛速發(fā)展，高超聲速飛行器推進系統(tǒng)的研究取得了顯著的成就。簡要概述了高超聲速飛行器流系統(tǒng)的現(xiàn)狀，介紹了幾種典型的高超聲速吸氣發(fā)動機及其系統(tǒng)的基本組成、特點和系統(tǒng)工作基本原理，指出了信息系統(tǒng)設(shè)計中的主要難點和一些關(guān)鍵技術(shù)。

關(guān)鍵詞：高超速飛行器;動力系統(tǒng);關(guān)鍵技術(shù)

前言

一般來說，對于超高速飛機，其發(fā)動機的性能模式主要包括吸氣或組合。一般來說，長途飛機在大氣層內(nèi)或大氣層上空飛行時，飛行速度不可能超過2千Ma5。在地球大氣層內(nèi)或或者跨越外大氣層太空飛行時，飛行速度大于超過Ma6小于超過Ma15的大型高超音速太空飛行器可以巡航。此高速高于當前速度，比飛機要快得多。此外，高超音速飛行器的發(fā)動機還設(shè)計了比傳統(tǒng)火箭發(fā)動機具有更高比沖的空氣定向，并且可以重復(fù)使用，這意味著空間運輸、一些高端高超音速巡航導(dǎo)彈和空對空導(dǎo)彈的成本，空中飛機等先進飛機的出現(xiàn)主要是由于高超音速飛行器技術(shù)的出現(xiàn)和快速發(fā)展。

一、高超聲速飛行器動力系統(tǒng)的概況

隨著科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展，能源系統(tǒng)的變化也是巨大的?？茖W(xué)研究專家繼續(xù)開發(fā)具有更明顯效益的高超音速飛行器。聯(lián)合循環(huán)發(fā)動機目前可以實現(xiàn)更正常的運行效率。為了使獨立式?jīng)_壓發(fā)動機正常工作，必須確保發(fā)動機轉(zhuǎn)速不低于Ma6。

二、典型發(fā)動機基本原理與系統(tǒng)組成

在常規(guī)超空間飛行器中，它們的能量系統(tǒng)通常與常規(guī)超空間飛行器非常不同。其主要工作原理是讓燃料與氧氣發(fā)生反應(yīng)，沖壓發(fā)動機的壓縮機比空氣機更重要。氣流的延遲和壓力負荷主要由壓縮引起。設(shè)計中經(jīng)常使用集成船體/發(fā)動機。隨著技術(shù)的進步和發(fā)展，三種主要的廢料噴嘴逐漸發(fā)展起來，即純溫室超燃氣動沖壓柴油發(fā)動機、雙模溫室超燃氣動沖壓柴油發(fā)動機和雙模全燃燒式溫室雙模超燃氣動沖壓柴油發(fā)動機。

為了使超燃沖壓發(fā)動機正常工作，它必須達到一定的空氣動力。為了滿足此要求，必須在到達中繼點時在其他驅(qū)動設(shè)備的幫助下完成。為了通過自身操作加速高滲飛行，可在水平著陸時使用動力執(zhí)行，并可在操作過程中重復(fù)執(zhí)行。為了實現(xiàn)這些功能，性能系統(tǒng)必須結(jié)合各種發(fā)動機循環(huán)。通過組合和循環(huán)各種發(fā)動機，充分實現(xiàn)了不同發(fā)動機類型的優(yōu)勢，從而擴大了范圍。

1、超燃沖壓發(fā)動機

空氣流動速度的大幅降低直接導(dǎo)致低速，導(dǎo)致煤油燃燒室進氣入口處靜態(tài)氣流的煤油靜態(tài)流動溫度顯著大幅升高，從而直接導(dǎo)致煤油發(fā)動機結(jié)構(gòu)設(shè)計和熱力學(xué)保護技術(shù)方面的重大困難;同時，較高的煤油靜態(tài)氣流溫度也可能會直接導(dǎo)致增加煤油的熱量衰變，而即使煤油不能同時增加較大熱量，發(fā)動機也不能同時產(chǎn)生較大推力;另一方面，低速下高滲透性河流的壓縮將導(dǎo)致巨大的沖擊和沖擊性能的降低。因此，二次利用燃燒燃料框架的生產(chǎn)使用必須受到嚴格技術(shù)限制。為了有效避免整個燃燒室的出入口處的高溫度靜態(tài)和低溫度相對流動所引起的許多安全問題，超燃氣缸沖壓柴油發(fā)動機可以允許靜態(tài)氣流以一定超音速速度進入整個燃燒室，以便幫助組織快速燃燒和產(chǎn)生靜態(tài)的高溫度的對流。靜壓和氣流總壓降的損失功率大大降低，實現(xiàn)了高性能。進氣口的主要功能是吸收足夠的空氣并通過一系列阻尼系統(tǒng)進行壓縮，以確保空氣在一定的流速、溫度和壓力下進行燃燒流動。消除不同燃燒室空氣壓力變化波動對各個進氣道的不良影響，實現(xiàn)不同燃燒工況下各個進氣道與不同燃燒室的良好流動協(xié)調(diào)。點火后，當加熱燃燒室內(nèi)的壓力高度升高時，絕緣部分就會產(chǎn)生一系列振動激波帶沿線，激波帶沿線的運行長度和振動位置都會隨點火燃燒室壓力背壓的不斷變化而發(fā)生變化，燃燒室是噴射和燃燒的場所。通常，超燃沖壓發(fā)動機以較高的高度比放置在下半身。前機身的下壁用作氣流的外部壓縮，后機身的下壁用作噴嘴的外部排氣級。

2、組合循環(huán)發(fā)動機

由于采用超燃燒的沖壓器使發(fā)動機不能在低電機功率下有效連續(xù)運行，因此必須從其他車輛發(fā)送到中繼點;雖然脈沖反射器可以低速啟動，但其性能隨著功率的增加而降低，最高可達約5毫安。為了有效實現(xiàn)高超和中聲速航空飛行器的自自動加速、水平自動著陸和提高可持續(xù)重用性，聯(lián)合式熱循環(huán)噴氣發(fā)動機由兩種或兩種以上不同驅(qū)動類型的熱循環(huán)噴氣發(fā)動機聯(lián)合組成。它同樣可以做到充分發(fā)揮不同動力類型柴油發(fā)動機的性能優(yōu)勢，目前，聯(lián)合循環(huán)發(fā)動機主要包括火箭聯(lián)合循環(huán)發(fā)動機（RBCC）、基于發(fā)動機和渦輪以及聯(lián)合循環(huán)性能的渦輪互聯(lián)系統(tǒng)（TBCC）。

三、動力系統(tǒng)難點與關(guān)鍵技術(shù)

原則上，高滲飛行器的性能系統(tǒng)與傳統(tǒng)的空中導(dǎo)航系統(tǒng)非常相似。它在第一種技術(shù)的基礎(chǔ)上進行了許多不同的創(chuàng)新，并多次添加了各種原始技術(shù)。因此，在最終進入實用階段的過程中，需要及時有效地解決許多困難，需要克服許多關(guān)鍵技術(shù)。

性能系統(tǒng)通常存在許多困難，如有效進氣和壓縮、有效混合和燃燒、更好地符合燃燒室入口、實施熱保護、實施聯(lián)合循環(huán)和發(fā)動機集成。在研究過程中我們對這些難點進行了詳細的研究，發(fā)現(xiàn)并克服了一個又一個難點。例如，如何在高滲進氣道中設(shè)計多種技術(shù)，如何在設(shè)計中降低輸入阻力，如何在設(shè)計中實現(xiàn)輸入裝置的新概念和高性能技術(shù)。

Ma4～Ma8碳氫噴氣發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)取得了重大突破，地面試驗基本完成，飛行試驗正在進行。Ma10的氫燃料噴射已通過飛行試驗進行?；鸺?lián)合循環(huán)研究進展緩慢，渦輪聯(lián)合循環(huán)系統(tǒng)研究進展較快。爆震發(fā)動機和聯(lián)合循環(huán)動力系統(tǒng)在高超音速飛行器上有很好的應(yīng)用前景。過聲燃燒的機理非常復(fù)雜。目前，在粉塵、混合、火焰穩(wěn)定性和火焰?zhèn)鞑シ矫嫒〉昧诉M展，但對許多問題的認識還不夠深入，在研究起爆機理方面取得了很大進展，但起爆過程和起爆機理需要更詳細的觀察和模擬。

結(jié)束語

本文通過對高性能汽車系統(tǒng)的原理、組成、發(fā)展過程、發(fā)展趨勢和基本燃燒問題的描述，得出以下結(jié)論：高性能汽車系統(tǒng)是一個革命性的性能系統(tǒng)。盡管經(jīng)過五十多年的研究已經(jīng)取得了很大的進展，但這仍然是不現(xiàn)實的。超燃沖壓發(fā)動機及其聯(lián)合循環(huán)發(fā)動機是高超聲速“汽車動力系統(tǒng)”的主流。

參考文獻

[1]桂業(yè)偉，劉磊，代光月等高超聲速飛行器流熱固耦合研究現(xiàn)狀與軟件開發(fā)[J]航空學(xué)報，2017，（7）.87-105.

[2]羅金玲，李超，徐錦.高超聲速飛行器機體/推進一體化設(shè)計的啟示[J].航空學(xué)報，2015，（1）.39-48.

[3]吳穎川，賀元元，賀偉，等吸氣式高超聲速飛行器機體推進一體化技術(shù)研究進展[J]航空學(xué)報，2015，（1）.245-260.