國外典型高速/高超聲速飛行器及其動力系統(tǒng)技術(shù)特點(diǎn)淺析

桂 豐，李 丹，張宇超，鐘世林，李 茜

(1.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500；2.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安 710072)

1 引言

高超聲速技術(shù)是未來具有戰(zhàn)略制高點(diǎn)的多學(xué)科綜合性技術(shù)，多個發(fā)達(dá)國家近半個世紀(jì)以來長期致力于高超聲速技術(shù)的研究與發(fā)展，并取得了一系列突破。如美國通過數(shù)十年的研究，已經(jīng)從概念和原理探索階段，進(jìn)入了以高超聲速巡航導(dǎo)彈和高超聲速飛機(jī)為應(yīng)用背景的先期技術(shù)開發(fā)階段。早在上世紀(jì)80 年代，美國就提出了NASP 計劃，對超燃沖壓發(fā)動機(jī)開展了廣泛的基礎(chǔ)研究，推動了高超聲速技術(shù)的發(fā)展。2001 年啟動了國家航空航天倡議(NAI)，確定了高超聲速飛行器的發(fā)展路線。之后又實(shí)施了多項新計劃，如NASA 的Hyper-X、空軍的Hytech、海軍和美國國防預(yù)研局(DARPA)聯(lián)合的HyFly、X-43、X-51 項目等，并結(jié)合NAI 計劃對各種單項技術(shù)進(jìn)行了突破和驗證。與此同時，還開展了諸多其他計劃，如研究革新渦輪基技術(shù)的RTA 計劃；研究TBCC 推進(jìn)系統(tǒng)方案的Falcon 計劃、FaCET 計劃、MoTr 計劃和AFRE 計劃；研究三噴氣方案的TriJet 計劃；研究高超聲速飛機(jī)的SR-72和MANTA 項目等。這些計劃和項目一定程度上在高速飛行器設(shè)計、高速飛行驗證、飛/發(fā)一體化設(shè)計、高速渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)、渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機(jī)技術(shù)等方面取得了突破[1-4]。

本文對典型高速飛行器動力方案進(jìn)行研究，分析總結(jié)了方案的任務(wù)剖面及其尺寸質(zhì)量、動力系統(tǒng)推力需求、燃料消耗等技術(shù)特點(diǎn)，以期為高速飛行推進(jìn)系統(tǒng)的研究設(shè)計拓寬思路、提供支持。

2 典型高速技術(shù)研發(fā)計劃

總體來看，國外高超聲速技術(shù)的開發(fā)主要圍繞高速渦輪發(fā)動機(jī)、沖壓/超燃沖壓發(fā)動機(jī)和TBCC發(fā)動機(jī)三個領(lǐng)域開展，且都取得了一系列具有重要價值的成果。

2.1 高速渦輪發(fā)動機(jī)

高速渦輪發(fā)動機(jī)作為TBCC 發(fā)動機(jī)低速段加速動力，亦可單獨(dú)作為飛行器動力，是TBCC 發(fā)動機(jī)研究的基礎(chǔ)。國外開展了以J58為代表的馬赫數(shù)3.0+高速渦輪發(fā)動機(jī)以及革新渦輪加速器(RTA)計劃等研究[5]。

2.1.1 SR-71 飛機(jī)

SR-71 飛機(jī)是美國上世紀(jì)70 年代研發(fā)并服役的馬赫數(shù)3.0+高空高速戰(zhàn)略偵察機(jī)，其動力J58 發(fā)動機(jī)為帶加力的單軸渦噴發(fā)動機(jī)，最大飛行馬赫數(shù)可達(dá)3.2，飛行包線如圖1 所示。圖中，H為飛行高度，Ma為飛行馬赫數(shù)。SR-71 加速時的飛行剖面為：以馬赫數(shù)0.3 起飛，加速爬升到高度7.6 km后，等高加速到馬赫數(shù)0.9，再以馬赫數(shù)0.9 爬升到高度10.0 km，中途進(jìn)行空中加油；然后通過俯沖解決動力跨聲速推力不足問題，俯沖破音障加速到高度8.5 km、馬赫數(shù)1.2，等高度加速至馬赫數(shù)1.32，再沿著926 km/h 等當(dāng)量空速線一直加速爬升到高度17.0 km、馬赫數(shù)2.6；此后按照當(dāng)量空速加速爬升至高度21.0 km、馬赫數(shù)3.0，其中當(dāng)量空速從926 km/h 至769 km/h 線性減小[6-7]?？傮w來看，SR-71 飛機(jī)在超聲速之后，其爬升軌跡基本上貼近飛行包線下邊界[7]。

圖1 SR-71 飛機(jī)飛行包線及爬升剖面Fig.1 Flight envelope and profile of SR-71

2.1.2 RTA 計劃

RTA 計劃是馬赫數(shù)4.0+的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)驗證計劃，RTA 驗證機(jī)為變循環(huán)加力渦扇發(fā)動機(jī)[7-8]。其加速段飛行剖面如圖2 所示：從起飛到馬赫數(shù)1.6，RTA 發(fā)動機(jī)以單涵道形式工作[9](在高度3.0 km 左右完成破音障)，一直加速爬升到高度5.0 km、馬赫數(shù)1.7；此時開始雙涵道模式轉(zhuǎn)換，加速爬升至高度8.0 km、馬赫數(shù)2.0 時，完成雙涵道模式轉(zhuǎn)換，發(fā)動機(jī)開始進(jìn)行渦扇到?jīng)_壓的模態(tài)轉(zhuǎn)換，在高度15.0 km、馬赫數(shù)3.5 完成渦輪/沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換；最后以沖壓模式加速到高度18.0 km、馬赫數(shù)4.0，完成整個加速爬升過程。其中，在馬赫數(shù)3.0～3.5 之間，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速和渦輪溫度均下降；馬赫數(shù)3.5 時，核心機(jī)發(fā)動機(jī)完全處于風(fēng)車狀態(tài)，以確保發(fā)動機(jī)快速起動、驅(qū)動發(fā)動機(jī)附件及降低暴露在最高進(jìn)口溫度下的旋轉(zhuǎn)部件的機(jī)械載荷；馬赫數(shù)大于3.5 時，發(fā)動機(jī)處于純沖壓模式。

圖2 RTA 加速段飛行剖面Fig.2 Flight profile of RTA acceleration phase

2.1.3 其他計劃

美國DARPA 和美國空軍在VAATE 計劃下聯(lián)合實(shí)施了HiSTED 計劃。在該計劃的支持下，威廉姆斯國際公司開發(fā)了一款高馬赫數(shù)、中等壓比的短壽命渦輪發(fā)動機(jī)驗證機(jī)，并在地面試驗中完成了馬赫數(shù)2.0～2.5 和馬赫數(shù)3.2 運(yùn)轉(zhuǎn)試驗驗證[10]。VAATE計劃結(jié)束后，在ATTAM 計劃創(chuàng)新構(gòu)型和技術(shù)領(lǐng)域中，實(shí)施了子計劃高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機(jī)，研發(fā)用于高馬赫數(shù)飛行的TBCC 發(fā)動機(jī)可重復(fù)使用的渦輪發(fā)動機(jī)。

2.2 沖壓發(fā)動機(jī)

超燃沖壓發(fā)動機(jī)作為TBCC 發(fā)動機(jī)高速段加速和巡航動力，是TBCC 發(fā)動機(jī)研究的難點(diǎn)。典型研究計劃有X-43A 和X-51A 等。

2.2.1 X-43A 計劃

在NASA 蘭利研究中心和德萊頓飛行研究中心聯(lián)合開展的Hyper-X 項目中，開發(fā)了一種以氫燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)為動力的飛行器X-43A，并成功實(shí)施了飛行試驗[11]。X-43A 飛行器飛行剖面如圖3 所示：B-52B 飛機(jī)先將總質(zhì)量17 t 的助推火箭和X-43A 飛行器運(yùn)載至12.19 km 的高空并投放；5 s 后助推火箭點(diǎn)火，攜帶X-43A 飛行器加速爬升，在高度19.81 km 平飛并進(jìn)一步加速；在高度28.95 km、馬赫數(shù)6.83 時X-43A 與助推火箭分離，超燃沖壓發(fā)動機(jī)起動并持續(xù)工作8 s，最后無動力飛行直至降落。

圖3 X-43A 飛行器飛行剖面Fig.3 Flight profile of X-43A

2.2.2 X-51A 計劃

美國空軍研究實(shí)驗室(AFRL)/美國國防預(yù)研局聯(lián)合研發(fā)了X-51A 超燃沖壓發(fā)動機(jī)驗證機(jī)[10，12]。X-51A 的飛行剖面如圖4 所示：先由亞聲速運(yùn)載器B-52H 運(yùn)送至高度15.0 km、馬赫數(shù)0.8；從飛行器裝載機(jī)發(fā)射后，再由ATACMS 固體火箭助推到超燃沖壓發(fā)動機(jī)運(yùn)行所需高度和馬赫數(shù)(高度18.0 km、馬赫數(shù)4.5)；助推完成后，巡航器從助推器和級間段分離，此后超燃沖壓發(fā)動機(jī)點(diǎn)燃并燃燒近240 s，X-51A 預(yù)計達(dá)到馬赫數(shù)6.0 左右；在超燃沖壓發(fā)動機(jī)停止運(yùn)行后，飛行器將以慣性飛行直至降落。X-51A 使用JP-7 碳?xì)淙剂稀?/p>

圖4 X-51A 飛行剖面Fig.4 Flight profile of X-51A

2.2.3 其他計劃

繼X-51A 計劃之后，美國空軍又提出了MSCC計劃，旨在研發(fā)流量45 kg/s 量級、馬赫數(shù)3.5～7.0的中等尺寸超燃沖壓發(fā)動機(jī)關(guān)鍵部件技術(shù)。2019年8 月，諾格公司開發(fā)的超燃沖壓發(fā)動機(jī)，在馬赫數(shù)4.0 工況下，發(fā)動機(jī)推力達(dá)到57.8 kN 量級。

2.3 TBCC 發(fā)動機(jī)

以高速渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)組合而成的TBCC 發(fā)動機(jī)，是實(shí)現(xiàn)水平起降高超聲速飛行的理想動力。TBCC 推進(jìn)系統(tǒng)一體化計劃、Aztec 方案、LAPCAT(長期先進(jìn)推進(jìn)概念和技術(shù))計劃等，研究了其所涉及的典型任務(wù)剖面。

2.3.1 TBCC 推進(jìn)系統(tǒng)一體化計劃

TBCC 推進(jìn)系統(tǒng)一體化計劃是由美國空軍研究試驗室推進(jìn)部(AFRL/PRA)發(fā)起的，由AADC 公司和SPIRITECH 聯(lián)合開展，旨在探索推進(jìn)單元組合系統(tǒng)一體化技術(shù)[13]。該計劃根據(jù)X-43B 飛行任務(wù)修改，采用高度為12.19 km、馬赫數(shù)為0.7 的無動力空投，然后飛行器將一直加速到馬赫數(shù)7.0。加速的第一部分由渦輪發(fā)動機(jī)提供動力，后面一部分則由雙模式超燃沖壓(DMSJ)提供動力。計劃明確了帶加力的渦噴發(fā)動機(jī)是加速任務(wù)的首選，確定了以馬赫數(shù)4.0 作為過渡馬赫數(shù)，及馬赫數(shù)3.5～4.5作為過渡區(qū)域；空投后采用俯沖加速破音障的方式，空投由高度12.0 km、馬赫數(shù)0.7 俯沖加速到高度6.0 km、馬赫數(shù)1.5 左右，此后由渦輪基加速爬升到高度18.0 km、馬赫數(shù)4.0；然后開展模態(tài)轉(zhuǎn)換，最后由超燃沖壓發(fā)動機(jī)加速爬升到高度24.0 km、馬赫數(shù)7.0 實(shí)現(xiàn)巡航。飛行剖面如圖5 所示。圖中，橫坐標(biāo)采用的是無量綱時間。這個方案需要馬赫數(shù)4.0+的渦輪基，鑒于RTA 的經(jīng)驗，其實(shí)現(xiàn)難度較大。

圖5 飛行剖面圖Fig.5 Flight Profile of TBCC

2.3.2 Aztec 方案

Aztec 方案是NASA 在ASTP(先進(jìn)空間運(yùn)輸)計劃下研究的一種采用TBCC 和HEDM(高能量密度物質(zhì))推進(jìn)技術(shù)的水平起飛、水平著陸(HTHL)的雙級入軌(TSTO)飛行器[14]。Aztec 第1 級由10臺TBCC 發(fā)動機(jī)提供動力，以加力渦噴、沖壓和超燃沖壓3 種不同的模式工作。TBCC 發(fā)動機(jī)為上下結(jié)構(gòu)配置，上流道為低速渦噴流道，下流道則是高速沖壓和超燃沖壓模式流道；發(fā)動機(jī)起飛推重比為0.6，從起飛到馬赫數(shù)2.5，以渦噴模式工作。第2 級由3 臺HEDM 火箭發(fā)動機(jī)提供動力。在跨聲速區(qū)域(高度12.0 km、馬赫數(shù)0.8～1.5)，兩級發(fā)動機(jī)一起工作。第1 級TBCC 發(fā)動機(jī)，以渦噴模式工作至馬赫數(shù)2.5 時，切換到?jīng)_壓噴氣模式，并沿著等速壓線飛行至高度24.0 km、馬赫數(shù)6.0；然后TBCC 發(fā)動機(jī)切換到超燃沖壓噴氣模式，加速到高度27.0 km、馬赫數(shù)8.0。達(dá)到馬赫數(shù)8.0 后，第2 級分離，第1 級以沖壓噴氣模式轉(zhuǎn)向并往回飛，同時第2 級HEDM 火箭發(fā)動機(jī)重新點(diǎn)火，推動第2 級達(dá)到運(yùn)行軌道，釋放酬載，最后執(zhí)行無動力的自主返回著陸。Aztec 的任務(wù)循環(huán)如圖6 所示。

圖6 Aztec 任務(wù)循環(huán)示意圖Fig.6 Sketch map of Aztec mission cycle

2.3.3 LAPCAT 計劃

在歐洲航天局的支持下，歐盟自2005 年開展了LAPCAT 計劃，設(shè)計了以TBCC 發(fā)動機(jī)為動力的A2 高超聲速飛行器[15]。LAPCAT A2 飛行器以馬赫數(shù)0.40 起飛，加速到馬赫數(shù)0.70 后，以30 kPa 等動壓線爬升到高度6.0 km、馬赫數(shù)0.95，跨聲段平緩加速爬升到高度6.7 km、馬赫數(shù)1.20，此后沿著50 kPa 等動壓線一直加速爬升到高度25.5 km、馬赫數(shù)5.00。LAPCAT A2 飛行器全程采用液氫燃料，最終實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)5.0 一級的巡航速度及18 700 km 的超遠(yuǎn)航程，其加速爬升過程如圖7 所示[16-17]。

圖7 LAPCAT A2 飛行器爬升軌跡Fig.7 Climbing trajectory of LAPCAT A2

2.3.4 其他計劃

除了以上已經(jīng)完成或正在實(shí)施的計劃外，針對高超聲速飛機(jī)及其TBCC 動力，美國還開展了MANTA 計劃、SR-72 計劃、AFRE 項目等研究。

MANTA 計劃是美國空軍牽頭，由波音公司承擔(dān)的高超聲速飛機(jī)研究項目，旨在研發(fā)臨近空間偵察、打擊平臺。采用機(jī)頭三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣，小展弦比大后掠翼身融合布局；機(jī)長36.0 m、起飛總質(zhì)量120.0 t、載荷2.5 t、航程5 000 km。其動力裝置為渦輪基與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)并聯(lián)組合的TBCC 發(fā)動機(jī)，巡航馬赫數(shù)5.0+，最大飛行馬赫數(shù)7.0；返航時采用渦輪動力。

繼MANTA 計劃之后，波音公司于2018 年分別提出了高超聲速軍用飛機(jī)和高超聲速民用飛機(jī)的方案。高超聲軍用飛機(jī)采用大后掠雙三角翼加雙垂尾布局，機(jī)身有明顯的隆起脊背，機(jī)腹平坦，兩側(cè)有大后掠邊條，以TBCC 發(fā)動機(jī)為動力。其性能指標(biāo)瞄準(zhǔn)飛行馬赫數(shù)5.0 以上，強(qiáng)調(diào)飛發(fā)一體化技術(shù)在方案研究中的重要性。高超聲速民機(jī)則明確其TBCC 發(fā)動機(jī)采用現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)引入預(yù)冷技術(shù)與亞燃沖壓發(fā)動機(jī)串聯(lián)組合方案，以馬赫數(shù)5.0 巡航，巡航高度為29.0 km，跨大西洋時間約為3 h。

SR-72 計劃是由洛馬公司臭鼬工廠承擔(dān)的一款高超聲速飛機(jī)的研究項目，預(yù)計2025 年實(shí)現(xiàn)驗證機(jī)首飛，2035 年研制出實(shí)用型高超聲速飛機(jī)。SR-72 飛機(jī)采用翼身融合體氣動構(gòu)型，機(jī)長30.5 m，最大巡航馬赫數(shù)6.0，航程4 800 km，配裝2臺并聯(lián)式TBCC 發(fā)動機(jī)。其中，高速渦輪基采用HiSTED/RATTLS 計劃研發(fā)的高速渦輪發(fā)動機(jī)，工作馬赫數(shù)0～3.0；沖壓發(fā)動機(jī)為FaCET 計劃研發(fā)的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)，工作馬赫數(shù)2.5～6.0；在馬赫數(shù)3.0 時完成模態(tài)轉(zhuǎn)換，由沖壓發(fā)動機(jī)接力，以實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)0～6.0 的全速域工作。

2019 年5 月，美國赫爾墨斯公司公開披露了馬赫數(shù)5.0 級高超聲速民用飛機(jī)研發(fā)項目，計劃充分利用現(xiàn)有和短期內(nèi)可實(shí)現(xiàn)的技術(shù)，研制一型最大飛行速度為馬赫數(shù)5.0、載客人數(shù)20 左右、航程約7 400 km 的高超聲速民用飛機(jī)。2020 年3 月，完成了一款基于TJ-100 渦輪發(fā)動機(jī)(推力1.1 kN、直徑約0.27 m)的小型TBCC 發(fā)動機(jī)集成與試驗，最大馬赫數(shù)達(dá)到5.0。其地面試驗狀態(tài)點(diǎn)見圖8。2021 年7 月，美空軍聯(lián)合私營投資公司授予赫爾墨斯公司1 份總額6 000 萬美元、為期3 年的科研合同，要求完成一型TBCC 發(fā)動機(jī)的飛行驗證和3 架夸特馬高超聲速飛行驗證機(jī)的研制與試飛等工作。夸特馬驗證機(jī)采用單臺串聯(lián)式TBCC 發(fā)動機(jī)，進(jìn)氣道采用三維內(nèi)轉(zhuǎn)式方案，初步判斷噴管應(yīng)該為二元噴管方案[18]；目前正在開展地面試驗相關(guān)工作。赫爾墨斯公司最新公布的高超聲速飛機(jī)規(guī)劃為，2023 年研制小型無人驗證機(jī)，2025 年研制可執(zhí)行應(yīng)急貨運(yùn)和偵察任務(wù)的中型無人機(jī)，2029 年研制用于公務(wù)的客運(yùn)飛機(jī)，總體上遵循了“從小到大、從無人到有人”的發(fā)展思路。

圖8 赫爾墨斯公司的小型TBCC 發(fā)動機(jī)地面試驗狀態(tài)點(diǎn)Fig.8 Hermeus TBCC engine tested conditions

3 典型任務(wù)剖面分析

圖9 給出了吸氣式發(fā)動機(jī)的飛行走廊以及典型任務(wù)剖面。包線上邊界主要受飛行器氣動特性(最大升力系數(shù))限制，下邊界主要受限于飛行器結(jié)構(gòu)材料(高氣動熱和氣動力載荷)[19]。對于渦輪發(fā)動機(jī)，由于受內(nèi)流道壓力、氣動熱載荷及氣動力載荷等約束條件綜合影響，其飛行包線相對較狹窄。在馬赫數(shù)4.0 時的進(jìn)氣總溫超過900 K，按照目前壓氣機(jī)盤材料溫度1 100 K 的限制及0.8 的效率水平，壓氣機(jī)壓比不到1.8，此時壓氣機(jī)基本無壓縮能力[19]。而對于沖壓發(fā)動機(jī)，較大的氣動壓力可為燃燒室提供足夠的靜壓以維持良好的燃燒，從而提供大的推力，所以高超聲速飛行器在高速/高超聲速段由沖壓發(fā)動機(jī)提供動力較為合適。

圖9 吸氣式發(fā)動機(jī)飛行走廊及典型任務(wù)剖面Fig.9 Flight envelope and typical profile of airbreathing propulsion

從國外典型飛行方案的任務(wù)剖面看，超聲速以上飛行軌跡趨向于氣動壓力較大的下邊界，如SR-71 和RTA 等。X-51A 和Aztec 方案都采用了火箭助推，從而能快速突破音障，因此其任務(wù)剖面不受渦輪發(fā)動機(jī)包線限制。以RTA 計劃為代表的馬赫數(shù)4.0 變循環(huán)高速渦輪基方案，通過渦扇、渦噴模式轉(zhuǎn)換的方式增推，以實(shí)現(xiàn)突破音障。但從其計劃的中止來看，馬赫數(shù)4.0 渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計難度太大，可見馬赫數(shù)4.0 渦輪基組合的TBCC 推進(jìn)一體化方案不易實(shí)現(xiàn)。鑒于RTA 計劃以及J58 發(fā)動機(jī)的啟示，無預(yù)冷的高速渦輪基相對可行的最大飛行馬赫數(shù)約為3.5。根據(jù)高速/高超聲速TBCC 發(fā)動機(jī)并聯(lián)組合形式，低速段動力采用馬赫數(shù)3.0+的渦輪基更符合實(shí)際適用條件與范圍。由此可得出：

(1) 帶火箭基的RBCC 或T/RBCC 的三噴氣方案中，在突破音障時，大都以火箭發(fā)動機(jī)為主要動力或輔助動力；變循環(huán)形式的渦輪基可通過變循環(huán)模式轉(zhuǎn)換來實(shí)現(xiàn)助推；而對于跨聲加速推力不足，可采用類似J58 發(fā)動機(jī)俯沖加速的方式。

(2) 目前高超聲速飛機(jī)的TBCC 動力，主要集中采用渦輪發(fā)動機(jī)與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)并聯(lián)組合形式。其中，渦輪與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過渡馬赫數(shù)一般在2.5～3.5、高度在15.0～18.0 km 較為合適，工作馬赫數(shù)范圍0～3.5+的高速渦輪發(fā)動機(jī)是未來TBCC 發(fā)動機(jī)的必然趨勢。

(3) 以TBCC 發(fā)動機(jī)為動力的高速飛行器在返回初始階段一般可采用無動力滑行，最后著陸階段再采用渦輪發(fā)動機(jī)作為動力，具體使用方式由飛行器任務(wù)需求而定。

4 典型高速飛行器的性能特點(diǎn)

4.1 飛行器尺寸、質(zhì)量

國外實(shí)施了多個高速飛行計劃，對飛行器外形尺寸、結(jié)構(gòu)質(zhì)量等進(jìn)行了大量的研究。如歐洲的LAPCAT 計劃，其中有發(fā)展前途的飛行器方案是250 座、巡航馬赫數(shù)4.5、航程12 000 km 的超聲速客機(jī)LAPCAT-M4 方案，以及馬赫數(shù)8.0、航程18 000 km 的LAPCAT-A2 方案；水平起飛、水平著陸(HTHL)的雙級入軌(TSTO)飛行器Aztec 計劃等[14，20-21]。上述計劃因任務(wù)需求不同，其外形尺寸、結(jié)構(gòu)質(zhì)量、部件質(zhì)量比例等也各不相同。

表1 和表2 示出了典型高速民用飛行器的外形尺寸和質(zhì)量分布。從表1 可看出，為了適應(yīng)高速飛行，高速飛行器一般采用高升阻比的氣動外形，機(jī)身大多扁平以減小迎風(fēng)面積。目前適合的外形主要有乘波體(如X-51A)、升力體(如X-43A)和翼身融合體(如SR-72、MANTA)。由表2 可看出，飛行器質(zhì)量都很大，燃料所占比重均較高(最高達(dá)到近70%)，負(fù)載比重較低，飛行器凈質(zhì)量占比一般在30%左右，動力系統(tǒng)占比基本在15%左右。而任務(wù)性質(zhì)不同決定了飛行器各部分質(zhì)量比重分配。如Aztec 第1 級主要作用為加速、爬升、運(yùn)載，無巡航需求，所以其燃料比重較低；而由于運(yùn)載要求，負(fù)載占比達(dá)到36%，同時由于第1 級運(yùn)載的推力需求導(dǎo)致發(fā)動機(jī)數(shù)量眾多，使得其動力系統(tǒng)占比達(dá)到43%。為此，在進(jìn)行飛行器及其發(fā)動機(jī)設(shè)計時，必須首先明確飛行器性質(zhì)及任務(wù)需求。

表1 典型高速民用飛行器外形尺寸Table 1 The external dimensions of typical high speed civil aircraft

表2 典型高速民用飛行器質(zhì)量及比例Table 2 The mass and proportion of typical high speed civil aircraft

4.2 推力需求

飛行器任務(wù)性質(zhì)決定了對發(fā)動機(jī)推力的需求。高速飛行器如LAPCAT-M4、Aztec 計劃及SR-71等的推力需求，單發(fā)地面起飛推力均在14.71 kN以上。表3 給出了典型高速飛行器的推力需求[20-21]?？煽闯?，高速飛行器的推重比不高，在0.3～0.6 之間。如果采用常規(guī)渦噴發(fā)動機(jī)作為低速動力，需要采用俯沖的方式突破音障。

表3 典型高速飛行器的推力需求Table 3 The thrust requirements of typical high speed aircraft

4.3 燃料消耗

高超聲速飛行器因其特殊的飛行空域和速域，在方案設(shè)計時對各系統(tǒng)的質(zhì)量尤為敏感。其中，燃料系統(tǒng)占據(jù)的比重很大，且相當(dāng)大一部分燃料消耗在飛行器加速飛行過程中[22]。SR-71 是目前唯一服役過的巡航速度超過馬赫數(shù)3.0 的飛機(jī)，對現(xiàn)階段高/高超聲速飛行器的設(shè)計具有指導(dǎo)意義。SR-71飛機(jī)雖已退役且美國公開了該機(jī)的部分參數(shù)，但絕大多數(shù)核心參數(shù)依然未對外界公布?；诳刹殚喌馁Y料數(shù)據(jù)，如飛行軌跡、部分氣動特性等[5，23]，對SR-71 飛機(jī)飛行過程的燃料消耗進(jìn)行了簡要分析，分析流程見圖10，結(jié)果見圖11?？梢钥吹剑琒R-71在馬赫數(shù)0.90 完成空中加油后，加速爬升至馬赫數(shù)3.15 開始巡航時，將消耗約40%燃料，而航程僅為20%左右?？梢娂铀龠^程的燃油消耗是SR-71飛行器燃料消耗的重要部分。

圖10 基于文獻(xiàn)數(shù)據(jù)的SR-71 燃料消耗分析流程Fig.10 Fuel consumption analysis process of SR-71 based on literature

圖11 SR-71 飛行過程燃料消耗量Fig.11 Fuel consumption of SR-71 during flight

高超聲速飛行器由于巡航馬赫數(shù)高，所以其加速馬赫數(shù)跨度大，加速過程也比較長。相比常規(guī)飛行器，其燃料消耗量將會更大，因而其燃料消耗量需在航程與推力上進(jìn)行權(quán)衡，即有效加速是關(guān)鍵。圖12 示出了馬赫數(shù)7.0 飛行器飛行過程中的燃料消耗?？煽闯?，飛行器飛行過程中加速到馬赫數(shù)1.5時需消耗10%的燃料，加速到馬赫數(shù)2.5 時又將消耗10%的燃料(共計消耗約20%的燃料)，飛行器加速到馬赫數(shù)4.0 時將共消耗34%的燃料，剩余約66%的燃料；而飛行器到達(dá)其巡航速度馬赫數(shù)7.0時又將消耗20%的燃料，整個加速過程燃料消耗量達(dá)到54%，燃料剩余量已不足總?cè)剂系囊话搿＿@些燃料消耗可通過增大助推時的有效比沖來減少，同時當(dāng)推進(jìn)系統(tǒng)部分關(guān)閉時，需額外的燃料消耗來加速推進(jìn)系統(tǒng)。

圖12 馬赫數(shù)7.0 飛行器飛行過程燃油消耗量Fig.12 Fuel consumption of Mach 7 aircraft during flight

5 結(jié)論

針對國外典型高速/高超聲速計劃或項目，通過分析其典型任務(wù)剖面及飛行器尺寸、質(zhì)量等參數(shù)，總結(jié)了高速/高超聲速飛行器及其動力裝置的技術(shù)特點(diǎn)和發(fā)展規(guī)律。研究主要得出以下結(jié)論：

(1) 飛行器任務(wù)需求不同，其飛行剖面及相應(yīng)的動力形式也不同。基于目前的研發(fā)情況，以馬赫數(shù)3.0+的高速渦輪基與亞燃或雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)的組合形式，是較為理想的高速/高超聲速飛行推進(jìn)模式。

(2) 高速/高超聲速飛行器起飛質(zhì)量大多為80 t量級及其以上，起飛推重比基本在0.3～0.6之間；其動力一般采用雙發(fā)或多發(fā)布局，單發(fā)起飛推力均在14.71 kN 量級及其以上。

(3) 高速/高超聲速飛行器隨著飛行速度的提升，飛行包線會越發(fā)狹窄?？紤]到高速/高超聲速帶來的氣動負(fù)荷等問題，以及盡可能維持較好的加速飛行性能，未來高速飛行器超聲速以上爬升軌跡會趨近于飛行包線的下邊界。

(4) 對于高速/高超聲速飛行器，由于其特殊的飛行空域和速域，相比常規(guī)飛行器，其燃料消耗量將更大，為此需在航程與推力上進(jìn)行權(quán)衡。