組合發(fā)動機研究中若干問題探討

李 斌，張蒙正，黃道瓊，南向軍，張 玫

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

0 引言

組合發(fā)動機是將兩種或者以上發(fā)動機的熱力循環(huán)、結(jié)構(gòu)、控制等有機融合形成的，具有廣空域、寬速域、良好綜合性能的動力裝置，是高超聲速飛機、臨近空間高超聲速飛行器、水平起降兩級入軌航天運輸系統(tǒng)之一級等高超聲速飛行器研發(fā)急需的動力裝置，受到各航天大國和研究機構(gòu)的廣泛關(guān)注，得到了較為普遍和深入的研究[1-3]。就目前研究進(jìn)展來看，多種方案的組合發(fā)動機已處于關(guān)鍵技術(shù)集成演示階段。此階段，面臨著發(fā)動機流道部件進(jìn)一步優(yōu)化、多模態(tài)燃燒過程仿真、具有相似結(jié)構(gòu)的大尺度燃燒室與小尺度燃燒室技術(shù)繼承性、熱/力載荷下的結(jié)構(gòu)可靠性等諸多基礎(chǔ)技術(shù)；面臨著一些系統(tǒng)級關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)手段、研究設(shè)施的欠缺或者不足等困難。本文以火箭/沖壓組合發(fā)動機(以下簡稱組合發(fā)動機)為例，分析組合動力關(guān)鍵技術(shù)研究中出現(xiàn)的上述問題,提出今后研發(fā)的一些看法。

1 關(guān)鍵技術(shù)及研究途徑

具體而明確的關(guān)鍵技術(shù)源于組合發(fā)動機系統(tǒng)方案。泛泛而言，關(guān)鍵技術(shù)包括與飛行器一體化的系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)設(shè)計；進(jìn)氣道/隔離段/燃燒室/噴管內(nèi)型面設(shè)計參數(shù)的精細(xì)協(xié)調(diào)；熱結(jié)構(gòu)設(shè)計的匹配及優(yōu)化；寬范圍多模態(tài)燃燒組織；發(fā)動機本體及部組件結(jié)構(gòu)的熱防護；進(jìn)氣道/噴管結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)、火箭推力室工況/穩(wěn)焰裝置工況調(diào)節(jié)、沖壓燃燒室多點燃油調(diào)節(jié)與控制、供油等多變量協(xié)調(diào)控制；關(guān)鍵技術(shù)研究綜合驗證試驗技術(shù)等。多年來，參照或者借鑒其他發(fā)動機研制經(jīng)驗，組合發(fā)動機也正在逐步形成適應(yīng)自身關(guān)鍵技術(shù)研究的一系列途徑和方法。組合發(fā)動機進(jìn)排氣系統(tǒng)與飛行器的一體化設(shè)計多是依靠各種結(jié)構(gòu)與流場仿真結(jié)果開展設(shè)計；燃燒設(shè)計方面，基于超聲速氣流中燃燒場展示技術(shù)獲得的大量信息[4-6]及超聲速氣流中燃燒過程的仿真結(jié)果提供的幫助[7-9]設(shè)計驗證型燃燒室，再通過發(fā)動機直連式試驗進(jìn)行研究與驗證，燃燒室設(shè)計正在形成基本的研究手段與流程；進(jìn)氣道、燃燒室與尾噴管流道內(nèi)流場特性仿真、不同形式的流道匹配試驗、發(fā)動機自由射流試驗構(gòu)成了發(fā)動機流道特性和性能研究的基本手段；燃油系統(tǒng)的貯箱、調(diào)節(jié)器、閥門等特性研究采用其他發(fā)動機形成的成熟技術(shù)，燃油系統(tǒng)與組合發(fā)動機燃燒室的匹配性依靠聯(lián)合動力試驗；部件及總體結(jié)構(gòu)可靠性驗證采用仿真分析和不同類型的力學(xué)環(huán)境試驗。這里，工程師們前期的經(jīng)驗起到很大的作用。近年來，飛行試驗在此類發(fā)動機研究研制中得到廣泛重視，有成為研制環(huán)節(jié)中必不可少的一環(huán)之勢。

上述發(fā)動機研制手段在發(fā)動機研制過程必不可少，在發(fā)動機研制過程中都在起到各自的作用，但也存在不同的問題。其中，直連式和自由射流試驗面臨的主要問題是：①模擬介質(zhì)與實際來流的差異；②單點模擬帶來的與實際飛行器連續(xù)快速變化及模擬工作點不完全一致的差異；③不同尺度發(fā)動機帶來的加熱器、模擬噴管和試驗臺供應(yīng)系統(tǒng)的適應(yīng)性問題，進(jìn)而引出的大量不同尺度試驗設(shè)施、研制經(jīng)費問題。部件及結(jié)構(gòu)的力學(xué)環(huán)境試驗主要在于大尺度的結(jié)構(gòu)件及綜合載荷帶來的試驗系統(tǒng)難以滿足要求甚至無法適應(yīng)的問題。仿真的焦點在于燃燒過程、熱結(jié)構(gòu)應(yīng)力的精準(zhǔn)模擬，核心是燃燒過程和結(jié)構(gòu)力學(xué)響應(yīng)特性的認(rèn)知及模型的精確建立。飛行試驗與具體的飛行器承載的關(guān)鍵技術(shù)研究有關(guān)，一般來講，是真實和比較系統(tǒng)的，有火箭帶飛、空載發(fā)射、自由飛等多種形式[10-20]。

2 若干問題與探討

下面主要針對仿真技術(shù)、地面模擬試驗和飛行試驗，以火箭沖壓組合發(fā)動機為例，探討組合發(fā)動機研發(fā)面臨的流場與燃燒過程、結(jié)構(gòu)特性仿真、直連式和自由射流試驗、力學(xué)環(huán)境試驗和飛行試驗面臨的一些問題及可能的解決方法。

2.1 仿真技術(shù)

目前，CFD技術(shù)已經(jīng)可以對進(jìn)氣道、噴管、冷態(tài)的內(nèi)流道、外流等進(jìn)行快速、可靠的仿真分析，并且可以達(dá)到相當(dāng)高的仿真精度，是發(fā)動機研制非常有效的研究手段。但燃燒過程的仿真尚難提供比較準(zhǔn)確的結(jié)果，主要問題在于：

1)支撐燃燒特性精確仿真需要的高速熱氣流環(huán)境中燃料噴注、蒸發(fā)、與來流混合過程等研究不足；

2)燃料與空氣(或者燃?xì)?化學(xué)反應(yīng)步驟不是非常明確明晰；

3)超聲速氣流中燃燒過程的能量損失、流場中激波與附面層相互作用等尚難精確計算。

這導(dǎo)致具體情況下，噴注結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性對化學(xué)反應(yīng)的步驟、模型的精準(zhǔn)程度等有影響，很難建立比較準(zhǔn)確甚至是正確的霧化、蒸發(fā)、燃燒及考慮附面層影響的燃燒過程仿真模型，再加上邊界條件的不準(zhǔn)確，燃燒過程尚不足以為發(fā)動機性能評估提供可靠的數(shù)據(jù)，這導(dǎo)致流道的仿真僅在發(fā)動機方案的對比方面可供參考，但在發(fā)動機流道優(yōu)化上尚難發(fā)揮主要作用。這就影響到發(fā)動機流道匹配性研究這一最簡潔、最優(yōu)化手段的高效運用。

與冷態(tài)流場仿真類似，發(fā)動機結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的仿真也可以提供比較好的結(jié)果。

2.2 地面模擬試驗

這里主要討論直連式試驗、自由射流試驗、發(fā)動機及部組件力學(xué)環(huán)境試驗這3個問題。

2.2.1 直連式試驗

直連式試驗(見圖1)是組合發(fā)動機地面主要試驗之一，包括燃燒室本體直連試驗、燃燒室本體熱防護試驗及燃油系統(tǒng)與本體的聯(lián)合動力試驗等，主要作用在于研究、驗證或者考核發(fā)動機點火與穩(wěn)焰燃燒組織技術(shù)，驗證和考核發(fā)動機本體熱防護，燃油系統(tǒng)與燃燒室本體工作協(xié)調(diào)性等。試驗借助一定的模擬準(zhǔn)則，采用對空氣加熱的方法(加熱器)，在發(fā)動機進(jìn)氣道出口(隔離段入口)模擬來流氣體參數(shù)，如流量、氣體中氧的含量(一般取摩爾含量21)、總溫或者總焓、總壓或者靜壓、馬赫數(shù)等。常用的空氣加熱方式主要有空氣/氧與酒精、煤油(火箭煤油、高密度煤油、RP3)、丁酉烷燃燒，再補氧的燃?xì)猱a(chǎn)生方式。

圖1 直連式試驗示意圖

2.2.2 自由射流試驗

自由射流試驗(見圖2)是組合發(fā)動機另一個主要試驗之一，包括多種簡化(采用截短進(jìn)氣道、截短噴管等)形式的進(jìn)氣道/燃燒室/噴管流道匹配特性試驗、全尺寸發(fā)動機流道匹配試驗(不含燃油與控制系統(tǒng))及發(fā)動機系統(tǒng)試驗(含燃油與控制系統(tǒng))，主要作用為：①研究發(fā)動機的工作邊界或者工作范圍，包括高度、馬赫數(shù)、油氣比、攻角與側(cè)滑角等；②發(fā)動機的性能，包括不同工況(如高度、馬赫數(shù)、油氣比、攻角與側(cè)滑角)下的推力、比沖、力矩及其隨攻角的變化率等；③發(fā)動機部件的匹配性，如進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和噴管的流道匹配性，發(fā)動機部件結(jié)構(gòu)在熱載荷條件下的協(xié)調(diào)性，發(fā)動機力學(xué)特性等。試驗也是借助一定的模擬準(zhǔn)則，采用對空氣加熱的方法(加熱器)，但模擬的是發(fā)動機進(jìn)氣道入口來流條件，如氣體中氧的含量(一般取摩爾含量21)、靜溫、靜壓、馬赫數(shù)等?？諝饧訜岱绞脚c直連式試驗類似。

圖2 自由射流試驗示意圖

目前，直連式與自由射流試驗的主要問題有：

1)模擬燃?xì)鈪?shù)與發(fā)動機實際工作時純凈空氣的區(qū)別，即模擬準(zhǔn)則問題。直連與自由射流試驗可以有不同的模擬準(zhǔn)則，如直連可模擬“流量、總溫、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”“流量、總焓、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”；自由射流可模擬“靜壓、靜溫、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”“總壓、總溫、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”“動壓、總焓、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”等。不同的模擬準(zhǔn)則對發(fā)動機空氣流量(對直連式而言)、內(nèi)流壓力的分布、燃燒特性、推力性能會有一定的影響。

2)不同的空氣加熱方式(空氣/氫/氧氣、空氣/酒精/氧氣、空氣/煤油/氧氣等)產(chǎn)生的燃?xì)夥肿恿?、含水量都與純凈空氣有差異，會導(dǎo)致燃燒過程及成分產(chǎn)生差異，影響到發(fā)動機的推力和比沖。試驗?zāi)M準(zhǔn)則的選擇與試驗?zāi)康?、試驗臺加熱方式、試驗臺保溫效率、模擬飛行狀態(tài)、發(fā)動機燃料類型等因素密切相關(guān)，需要結(jié)合發(fā)動機的工作過程及燃料類型進(jìn)行具體分析，迄今尚未形成一致的結(jié)論。但總的來看，已有研究成果表明，不同模擬準(zhǔn)則(加熱方式)對發(fā)動機性能偏差影響不是太大[21-24]。已有的飛行試驗與地面試驗數(shù)據(jù)分析表明，飛行數(shù)據(jù)性能會稍高于地面得到的數(shù)據(jù)，約高5～10。地面的模擬準(zhǔn)則和試驗方法、天地之間的差異需要更廣泛、更深入的研究，這是科學(xué)問題，也是一項不太容易的研究工作。

3)因試驗裝置的原因，一般均會產(chǎn)生流量、總溫/總焓、含氧量等模擬參數(shù)的偏差(±3左右)。作為發(fā)動機而言，必須有足夠的工作裕度，設(shè)計要可靠。

4)直連式試驗系統(tǒng)即可以通過調(diào)節(jié)前端燃?xì)獍l(fā)生器工況模擬不同的流量與溫度，也可通過改變喉道，模擬不同的進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)，但一般而言，范圍都比較有限，且試驗系統(tǒng)非常復(fù)雜；自由射流試驗變結(jié)構(gòu)更難。對于寬范圍工作(如3～8Ma)、大尺度的發(fā)動機，面臨的問題就是需要設(shè)計一系列模擬噴管和不同流量范圍的多臺發(fā)生器，試驗系統(tǒng)尤其是自由射流試驗系統(tǒng)將面臨巨大的投資。

2.2.3 力學(xué)環(huán)境試驗

發(fā)動機及其部組件的力學(xué)環(huán)境試驗是考核發(fā)動機結(jié)構(gòu)可靠性的主要手段，通常包括高/低頻隨機振動、運輸、高/低頻沖擊等試驗，主要依靠不同類型的振動、沖擊試驗臺進(jìn)行。

目前面臨的主要問題是，組合發(fā)動機是與飛行器一體化設(shè)計的，發(fā)動機進(jìn)氣道、燃燒室、噴管、供應(yīng)系統(tǒng)的貯箱、控制器、電機等部件或者與飛行器總體一體化設(shè)計，或者安裝于飛行器框架上，布局較分散。實際情況下，發(fā)動機點火與不點火狀態(tài)、各個部件受的載荷是不同的，而且飛行器尺度較大的情況下，地面試驗臺難以甚至無法進(jìn)行試驗，發(fā)動機受的真實氣動載荷也是難以準(zhǔn)確獲得的。

2.3 飛行試驗

受地面試驗手段的約束，飛行試驗成為這一類發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)研究中必不可少的一個階段。早在超燃沖壓發(fā)動機研制初期，俄羅斯就采取飛行試驗手段研究超燃沖壓發(fā)動機工作特性，與法國、美國等合作，進(jìn)行了一系列飛行試驗[10-11]；美國的 X-43A[12-15]、X-51A[16]，澳大利亞的“HyShot”[17]、“HyCAUSE”[18]都采用這種方式，其他類型的組合發(fā)動機及國內(nèi)也采用這種方式[19-20]。

飛行試驗的關(guān)鍵在于發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)的選擇，進(jìn)而影響飛行剖面的設(shè)計，也引出試飛飛行器及助推器的研制等。無論研究的飛行器及飛行方式有多大的差異，共同之處都在于研究飛行條件下發(fā)動機的點火、穩(wěn)焰、實際性能、工作區(qū)域、結(jié)構(gòu)可行性等一系列技術(shù)，如圖3所示的飛行剖面，X-51A由B52帶至空中發(fā)射[16]，采用固體助推加速到4.5Ma，然后超燃沖壓發(fā)動機啟動，計劃加速至6.5Ma以上，實際上幾次飛行試驗的最高馬赫數(shù)均在6.0以下。澳大利亞HyShot飛行試驗[17]，飛行剖面如圖4所示，整體為拋物線彈道，在下降過程中達(dá)到7.6Ma左右時超燃沖壓發(fā)動機點火，由于飛行器急速下降，試驗時間較短，僅為幾秒鐘。

自考本科錄取的學(xué)生成分比較復(fù)雜，學(xué)習(xí)習(xí)慣和學(xué)習(xí)能力差異較大。傳統(tǒng)的自考教育教學(xué)方式漠視不同學(xué)生的個性差異，不關(guān)注學(xué)生的個性化學(xué)習(xí)需要，造成部分學(xué)生厭學(xué)、多次重復(fù)學(xué)習(xí)及補考、可持續(xù)發(fā)展能力不強等問題，制約了自考本科教育的快速發(fā)展。隨著“互聯(lián)網(wǎng)+”時代的到來，信息化技術(shù)迅猛發(fā)展，為個性化學(xué)習(xí)提供了強有力的技術(shù)支撐。因此，利用信息技術(shù)和網(wǎng)絡(luò)資源，進(jìn)行基于個性化學(xué)習(xí)的線上線下混合式教學(xué)模式探索就成為當(dāng)前自考本科教育教學(xué)改革的新嘗試。

圖3 X-51A飛行剖面

圖4 HyShot飛行剖面

2.4 問題探討

這里主要探討組合發(fā)動機設(shè)計中的模塊化組合、力學(xué)環(huán)境試驗等問題。

2.4.1 氣動與燃燒問題

前面已討論了氣動與燃燒仿真問題。這里要說的是，對于幾何相似的結(jié)構(gòu)，如果來流等條件相似，其流場就存在相似性，當(dāng)然就能夠通過仿真方法獲得其流場特性，從小尺度流場得到大尺度流場信息。對于氣動問題，可以通過相似原理開展相似試驗，其結(jié)果適應(yīng)于原尺寸的流動。一般在保證幾何相似的前提下，同時保證來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等相似準(zhǔn)則相等，可以開展縮比試驗，獲得理想的試驗結(jié)果。進(jìn)氣道縮比風(fēng)洞試驗、噴管的縮尺試驗、飛行器縮比氣動力風(fēng)洞試驗等均采用該原理。對于發(fā)動機內(nèi)流而言，冷流問題通過選取合適的相似準(zhǔn)則可以實現(xiàn)理想的縮比試驗，但燃燒場很難保證所有的相似準(zhǔn)則均滿足。

理論上講，如果幾何結(jié)構(gòu)相似、來流相似、噴注與霧化過程也相似，其燃燒流場也應(yīng)該具有相似性，進(jìn)而，燃燒室就可能不存在尺度效應(yīng)問題。但實際而言，與氣動問題相比，這是一個更為復(fù)雜的問題，關(guān)鍵就在于在其他結(jié)構(gòu)相似的條件下，很難再創(chuàng)造一個相似的噴注與混合流場。具體而言，設(shè)計者可以依據(jù)幾何相似設(shè)計不同尺度的兩個燃燒室，空氣流量成比例且流場相似[如式(1)所示]?？梢员ＷC燃燒室和噴注器幾何相似，但問題在于，很難保證燃料流量成比例條件下，同時保證燃料與空氣流動量比一致。燃料在氣流中的霧化主要與兩者的動量比相關(guān)，而空氣與燃料的混合分布既與初始霧化場相關(guān)，又與局部的混合比相關(guān)，而這是無法同時滿足的。進(jìn)而燃燒過程就有了差異，根本原因在于流量與噴注器噴注面積成正比，而與噴注壓降是次方關(guān)系；動量與噴注器噴注面積和壓降成正比[如式(2)、式(3)所示]，而影響霧化與混合的恰恰是動量比(或者噴注速度)。

發(fā)動機空氣流量

(1)

燃料流量

(2)

式中:μ、Ai、Δp分別為噴注器流量系數(shù)、噴孔面積和壓降；ρ為燃料密度。由式(2)可知，發(fā)動機燃料流量主要由噴注器噴孔面積、壓降和燃料密度決定，并與壓降的0.5次方成正比。

燃料射流動量

I=qfvf=2μ2AiΔp

(3)

燃燒還有一個重要問題，就是燃燒室壓力對燃燒過程的影響。通常，對于結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜的燃燒室，保證燃燒室?guī)缀蜗嗨茥l件下，很難保證燃燒室容積的比例關(guān)系，而燃燒室室壓是與流量相關(guān)的，燃燒室中的化學(xué)反應(yīng)速度又與室壓相關(guān)。

對于組合發(fā)動機中火箭推力室燃?xì)馀c沖壓通道氣流的摻混，可以按氣動問題處理；對于火箭推力室燃?xì)馀c沖壓氣流的二次燃燒問題，可以按氣氣燃燒問題處理。

如何借鑒液體火箭發(fā)動機燃燒不穩(wěn)定性縮尺試驗的研究結(jié)果[25]，在燃燒室?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)、燃燒過程等方面做一些權(quán)衡，在保證流場和燃燒室?guī)缀谓频臈l件下，針對主要研究問題(如點火與穩(wěn)焰)，探索縮尺與大尺度燃燒室關(guān)系，解決燃燒室“以小放大”問題，局部或者部分突破燃燒室尺度效應(yīng)這一難題，將會促進(jìn)燃燒室設(shè)計的巨大進(jìn)步。

2.4.2 模塊化燃燒室的思路

組合發(fā)動機的尺度越大，需要的地面試驗設(shè)施尤其是自由射流試驗系統(tǒng)規(guī)模就越大。發(fā)動機自由射流試驗系統(tǒng)本質(zhì)上就是一座高焓風(fēng)洞，風(fēng)洞流場的建立過程與試驗件尺寸、外形(包括發(fā)動機、支撐機構(gòu))等因素相關(guān)。通常，采用堵塞比來衡量試驗件對流場的堵塞程度，理論上存在一個極限堵塞比[見式(4)]，當(dāng)試驗件尺寸大于該值，則試驗臺無法建立正常流場。

極限堵塞比

ζlim=1-1/Rlim

(4)

其中

(5)

式中M0、γ分別為模擬氣流的馬赫數(shù)和比熱比。極限堵塞比主要與氣流馬赫數(shù)相關(guān)，受氣體比熱比影響。按式(4)計算，對于6Ma狀態(tài)，極限堵塞比約為36.6；4Ma狀態(tài)，極限堵塞比約為32.3。但實際上，試驗臺的實際堵塞比與試驗件尺寸、發(fā)動機流道、起動壓比、起動時間及試驗件外形等多種因素相關(guān)，難以獲得準(zhǔn)確的結(jié)果。從以往大量的試驗情況看，采用式(4)計算的極限堵塞比偏保守，具有一定的起動裕度，但就工程研制論，卻是一個相對合理的結(jié)果。對于發(fā)動機而言，捕獲面積為0.1 m2時，考慮到進(jìn)氣道外緣、噴管膨脹比及試驗件結(jié)構(gòu)外廓，試驗件迎風(fēng)面積約為2.5倍的迎風(fēng)面積，則需要的試驗臺噴管出口直徑約為1.0 m。進(jìn)氣道捕獲面積1.0 m2發(fā)動機，自由射流試驗系統(tǒng)噴管出口直徑應(yīng)達(dá)到3.0 m。試驗臺噴管出口直徑的增大會導(dǎo)致試驗系統(tǒng)氣源、供應(yīng)管路、真空艙及排氣系統(tǒng)的規(guī)模大幅度增加，試驗設(shè)施的運行成本也將大幅增加，同時，也帶來維護成本、環(huán)境污染等諸多方面問題。如果能通過小尺度發(fā)動機試驗獲得需要的信息(如進(jìn)氣道、噴管)，將會減小對大型地面設(shè)施的依賴。就組合動力而言，內(nèi)流道本身是流場問題，包括氣流場(無論冷、熱)和燃燒流場，如能將內(nèi)流場合理拆解，將氣動問題與燃燒問題合理劃分，通過對氣動問題的準(zhǔn)確掌握，將燃燒室分成相等的模塊，再結(jié)合類似小尺度發(fā)動機的地面、飛行試驗數(shù)據(jù)及經(jīng)驗的積累，就有可能探索出另一種途徑，實現(xiàn)燃燒室的“以小得大”。相對而言，現(xiàn)階段“以小得大”比“以小放大”相對容易一些，模塊化的燃燒室比縮尺研究下放大的燃燒室更具工程可行性，這里還有一個結(jié)構(gòu)可靠性問題。

2.4.3 地面試驗技術(shù)的改進(jìn)

對于大尺度的組合發(fā)動機，在大型自由射流試驗臺不具備的條件下，將發(fā)動機進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管組成的內(nèi)流道單獨考慮，甚至可以將進(jìn)氣道和尾噴管截短，設(shè)計較小迎風(fēng)面積的流道匹配試驗件，可以利用相對較小的自由射流試驗臺進(jìn)行發(fā)動機的流道匹配特性試驗，研究發(fā)動機的工作邊界或者工作范圍。在一定條件下，將發(fā)動機本體的直連式試驗、熱考核試驗、燃油系統(tǒng)的聯(lián)合動力試驗、動力系統(tǒng)的電氣匹配試驗和力學(xué)特性試驗重新組合匹配，采用現(xiàn)有條件重新合并，如其中多項合而為一，在仿真與分析到位的情況下，進(jìn)行綜合試驗，研究發(fā)動機本體、燃油系統(tǒng)及電氣系統(tǒng)的工作匹配性，考核發(fā)動機的結(jié)構(gòu)可靠性。這樣，就可將動力系統(tǒng)自由射流試驗所承載的發(fā)動機系統(tǒng)級考核試驗拆分為流道匹配特性試驗、聯(lián)合動力試驗/電氣匹配試驗/力學(xué)環(huán)境試驗綜合的發(fā)動機綜合環(huán)境試驗，使用直連試驗臺進(jìn)行考核，這就大大減少了對地面試驗條件的依賴，有效解決了動力系統(tǒng)自由射流試驗?zāi)芰Σ蛔愕膯栴}。

2.4.4 力學(xué)環(huán)境試驗問題

對于大尺寸組合動力系統(tǒng)，現(xiàn)有的振動、沖擊試驗臺可能難以或者不能進(jìn)行組合發(fā)動機整機力學(xué)環(huán)境考核試驗。實際上，高超聲速飛行器與發(fā)動機系統(tǒng)是一體化設(shè)計的，發(fā)動機的供應(yīng)、控制系統(tǒng)部組件常常是分散安裝在飛行器不同部位的，在飛行器飛行中，發(fā)動機各部組件工作的力學(xué)環(huán)境差異較大，采用整機系統(tǒng)的力學(xué)環(huán)境試驗對部組件存在著欠試或過試的風(fēng)險。振動、沖擊載荷具有復(fù)雜的空間特性，比如燃燒室的內(nèi)部壓力、溫度及壓力脈動，實際上不可能通過現(xiàn)有的振動試驗手段實現(xiàn)。因而振動試驗不是模擬發(fā)動機工作過程的振動，而是振動所引起的破壞結(jié)果，即振動作用的最終結(jié)果。因此只要振動、沖擊環(huán)境條件(包括實際部組件工作過程、邊界接口條件)與部組件安裝狀態(tài)相同，那么可以在振動試驗中模擬這些疲勞破壞的累積效應(yīng)。

力學(xué)環(huán)境試驗可采取如圖5所示的方案。通過類似飛行試驗和相似發(fā)動機地面、飛行試驗獲得的激勵載荷的分析，可以獲得有適當(dāng)裕度的力學(xué)環(huán)境?；诔醪皆O(shè)計的飛行器及發(fā)動機三維模型，建立飛行器及組合發(fā)動機布局與結(jié)構(gòu)框架三維有限元力學(xué)模型，進(jìn)行組合發(fā)動機和主要部組件的動強度分析，進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計迭代，并根據(jù)發(fā)動機伴飛、發(fā)動機工作等力學(xué)環(huán)境的振動響應(yīng)分析結(jié)果，可以包絡(luò)出部組件的力學(xué)環(huán)境試驗條件。設(shè)計模擬飛行安裝狀態(tài)的工裝夾具，進(jìn)行部組件的力學(xué)特性試驗考核。當(dāng)整機產(chǎn)品組裝完成后，通過低量級激振試驗，獲得實際的載荷傳遞關(guān)系和可能環(huán)境量級，并和前面的計算結(jié)果對比。最后，再進(jìn)行模擬總體安裝框架下發(fā)動機的熱試車，考核發(fā)動機和部組件在自身工作時的內(nèi)部載荷和熱環(huán)境作用下的可靠性。一般來講發(fā)動機自身產(chǎn)生的激勵往往要大于隨飛行器伴飛的力學(xué)環(huán)境，這樣，就可以將大型結(jié)構(gòu)分解為部組件力學(xué)特性試驗，降低結(jié)構(gòu)風(fēng)險。

圖5 力學(xué)環(huán)境試驗

3 結(jié)語

組合發(fā)動機是集成創(chuàng)新，其研究思路、方法也需要創(chuàng)新。組合發(fā)動機后續(xù)研究面臨發(fā)動機流道優(yōu)化、燃燒室、力學(xué)環(huán)境試驗、模擬試驗設(shè)備等問題，需要更深入地研究超聲速流場中燃料的霧化與燃燒、多模態(tài)燃燒等科學(xué)問題，充分利用氣動問題仿真與縮尺研究成果，創(chuàng)新性地應(yīng)用結(jié)構(gòu)力學(xué)特性仿真、模態(tài)及振動試驗研究成果，對大尺度組合發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行深入分析和合理分解，巧妙運用模塊化的燃燒室設(shè)計思路。