超燃沖壓發(fā)動機研究回顧與展望

劉小勇，王明福，劉建文，任鑫，張軒

北京動力機械研究所，北京 100074

超燃沖壓發(fā)動機是利用高超聲速來流的沖壓效應(yīng)、通過激波實現(xiàn)氣體增壓，并在超聲速氣流中組織燃燒的一類吸氣式?jīng)_壓空氣噴氣發(fā)動機。如圖1 所示，其構(gòu)成主要包括進氣道、隔離段、燃燒室和噴管。進氣道完成對高超聲速來流空氣的捕獲、減速和增壓，隔離段用于隔離燃燒產(chǎn)生的高壓對進氣來流的影響，氣流進入燃燒室后與噴注的燃料摻混、燃燒，噴管將高溫燃氣膨脹加速，使發(fā)動機進出口形成沖量差，從而產(chǎn)生推力。

圖1 超燃沖壓發(fā)動機原理圖Fig.1 Schematic diagram of scramjet

超燃沖壓發(fā)動機的產(chǎn)生源自突破超聲速沖壓發(fā)動機的技術(shù)瓶頸。后者通過進氣道將來流由超聲速滯止到Ma=0.3 左右的亞聲速，氣流與燃料混合進行燃燒，因燃燒主要在亞聲速氣流中完成，通常稱其為亞燃沖壓發(fā)動機，20 世紀50 年代開始應(yīng)用。亞燃沖壓發(fā)動機具有實際可用性能的工作范圍為Ma=2～6。當(dāng)飛行器馬赫數(shù)在6 以上時，將氣流速度減至Ma=0.3 左右的低速，一方面會導(dǎo)致燃燒室入口氣流靜溫、靜壓急劇升高，不僅對發(fā)動機結(jié)構(gòu)與熱防護造成很大困難，而且高靜溫會導(dǎo)致燃料及燃燒產(chǎn)物離解，降低化學(xué)能向熱能轉(zhuǎn)化的效率；另一方面，將產(chǎn)生很大的動能損失和熵增，也導(dǎo)致熱能轉(zhuǎn)換成動能的效率降低。所以，當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過6 時，亞燃沖壓發(fā)動機一般不再適用。在高超聲速飛行時，為解決使用亞燃沖壓發(fā)動機帶來的效率低和熱防護困難等問題，超燃沖壓發(fā)動機［1］使氣流以超聲速進入燃燒室，來流靜溫、靜壓和動能損失大幅降低，獲得較高推力性能的同時，降低了結(jié)構(gòu)熱防護難度，成為高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速航空器以及未來可重復(fù)使用空天飛行器等的核心動力。

超燃沖壓發(fā)動機工作環(huán)境復(fù)雜，挑戰(zhàn)性強［2-3］：①工作域?qū)挘碚撋峡稍贛a=2～15、高度0～40 km 以上有效工作（其理論工作包線見圖2）；②燃燒室內(nèi)氣流速度快，典型速度超過1 000 m/s；③溫度高，燃燒后氣流溫度在3 000 K 以上；④參數(shù)變化量大，如點火溫度下限可低于100 ℃，上限可超過1 000 ℃；⑤流動、燃燒與熱防護過程強耦合，流動控制燃燒，燃燒迫使流動發(fā)生改變，流動與燃燒產(chǎn)生特定的熱環(huán)境；⑥發(fā)動機與飛行器在氣動、結(jié)構(gòu)、熱等方面高度一體化，飛行器前后體是發(fā)動機進氣道和尾噴管的重要組成部分。超燃沖壓發(fā)動機綜合了空氣動力學(xué)、氣動熱力學(xué)、傳熱學(xué)、燃燒學(xué)、材料學(xué)等學(xué)科前沿，是高速流動與燃燒、高溫結(jié)構(gòu)、材料與熱防護、高超聲速試驗、數(shù)值模擬和非線性復(fù)雜系統(tǒng)控制等技術(shù)的融合，需要深刻認識的科學(xué)問題多，關(guān)鍵技術(shù)復(fù)雜、突破難度大［4］，歷經(jīng)60 余年的技術(shù)發(fā)展，當(dāng)前得到了初步實際應(yīng)用［5］。

圖2 超燃沖壓發(fā)動機理論工作包線Fig.2 Theoretical working range of scramjet

1 推進性能設(shè)計技術(shù)

通過推進性能設(shè)計確定超燃沖壓發(fā)動機流道幾何和燃油噴注以及燃燒組織方案，獲得滿足飛行器需求的推力、比沖等性能，是超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)研究的基礎(chǔ)。推進性能設(shè)計的難點在于解決發(fā)動機實際應(yīng)用尺度條件下的寬速域、高性能工作問題，研究的重點是進氣道和隔離段內(nèi)的高超聲速壓縮流動、燃燒室超聲速燃燒以及兩者在寬速域條件下的匹配機制。

1.1 高超聲速壓縮流動

高超聲速進氣道承擔(dān)著為發(fā)動機捕獲足量空氣，并將捕獲的空氣高效壓縮的功能，隔離段進一步使高速來流減速增壓并平衡燃燒引起的高反壓，它們的性能是超燃沖壓發(fā)動機及其組合動力成功的關(guān)鍵。綜合來看，高超聲速壓縮流動過程設(shè)計面臨3 方面的技術(shù)挑戰(zhàn)：①進氣道與飛行器前體的內(nèi)外流強耦合問題。以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器推阻余量小，飛行器/發(fā)動機需要高度一體化設(shè)計來優(yōu)化推阻特性，飛行器前體通過對空氣進行壓縮，既產(chǎn)生很大的升力，也對空氣進行預(yù)壓縮（壓縮量可以達到總壓縮量的30%以上），同時高超聲速進氣道性能極易受前體流場影響，發(fā)動機性能對進氣道的參數(shù)敏感，進氣道與飛行器前體氣動設(shè)計強耦合。②進氣道起動與高效壓縮問題。進氣道穩(wěn)定工作馬赫數(shù)范圍和起動能力是決定高超聲速飛行器應(yīng)用的關(guān)鍵。如，典型工作范圍為Ma=4～7 的超燃沖壓發(fā)動機，若進氣道不能在Ma=4起動，其他狀態(tài)性能無從談起。高超進氣道設(shè)計長期面對低馬赫數(shù)起動和高馬赫數(shù)壓縮對收縮比要求的矛盾。當(dāng)前的解決思路聚焦于對進氣道喉道流通能力的控制。對于定幾何進氣道，通過邊界層抽吸等輔助措施，可以減弱喉道邊界層低能流占比，增加喉道有效流通能力。對于變幾何進氣道，通過型面調(diào)節(jié)，直接調(diào)節(jié)流量或改變喉道流通面積，解決進氣道起動問題。針對進氣道起動/不起動/再起動及其動態(tài)過程的研究也在不斷深入，各種新型流動控制技術(shù)進展值得關(guān)注。針對高效壓縮問題，需要關(guān)注激波/邊界層相互作用對進氣道工作過程的影響。適度的激波/邊界層相互作用可以隔離燃燒室高壓脈動對進氣道流場的影響，但同時引入了分離流動損失和復(fù)雜三維旋渦，控制不當(dāng)可能進一步引起進氣道不起動、結(jié)構(gòu)局部燒蝕等災(zāi)難性后果。③流動控制問題。飛行器前體、進氣道看似構(gòu)型簡單，但其穩(wěn)定高效工作離不開流動控制。前體強制轉(zhuǎn)捩、進氣道邊界層吸除等措施通過氣動流動控制，改變邊界層流動特性，提高進氣道穩(wěn)定工作邊界。對于高超聲速進氣道來說，確保內(nèi)流道進口為湍流邊界層有利于增強其抵抗逆壓力梯度的能力、削弱或抑制可能的流動分離。

隨著超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展，高超聲速進氣道發(fā)展出軸對稱構(gòu)型［6-7］、二維平面壓縮構(gòu)型［8-9］、三維側(cè)壓構(gòu)型［10-11］、三維內(nèi)轉(zhuǎn)構(gòu)型［12-15］等多種類型，對應(yīng)隔離段發(fā)展出環(huán)型漸擴構(gòu)型、矩形漸擴構(gòu)型、圓形漸擴構(gòu)型以及能夠適應(yīng)不同進出口形狀的構(gòu)型［16-18］。盡管在氣動構(gòu)型有較大的不同，進氣道仍主要通過外部的斜激波和內(nèi)部的反射激波進行壓縮，其激波結(jié)構(gòu)如圖3 所示，吹風(fēng)試驗紋影如圖4 所示，隔離段主要是通過預(yù)燃激波串進一步增壓，主要的波系結(jié)構(gòu)沒有大的變化，關(guān)注的重點是避免激波/激波相交、激波/膨脹波相交以及控制激波強度、消除激波附面層干擾引發(fā)的流動分離。彎曲激波概念［19-20］的提出以及乘波體概念在壓縮面設(shè)計中的應(yīng)用［21］，是波系結(jié)構(gòu)設(shè)計方面的重要創(chuàng)新，前者能夠較好地提高壓縮效率，后者能夠提高進氣道對來流空氣的捕獲能力。

圖3 進氣道激波結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果Fig.3 Simulation results of inlet shock structure

圖4 進氣道吹風(fēng)試驗紋影Fig.4 Schlieren of inlet from wind tunnel flow test

根據(jù)吸氣式發(fā)動機熱力循環(huán)分析［22］，在一定范圍內(nèi)，增加壓縮過程的壓縮量，對提高發(fā)動機性能有利，同時隨著飛行速度的提高，發(fā)動機需要的壓縮量增大，Ma=4 與Ma=7 進氣道理論收縮比相差2 倍以上［23］。為此，高超聲速壓縮流動的一項研究重點是解決進氣道在低馬赫數(shù)起動和高馬赫數(shù)強壓縮對收縮比要求的矛盾問題。在X-51A 項目技術(shù)研發(fā)中，形成的后掠側(cè)板技術(shù)大幅改善了上述矛盾（見圖5［24］和圖6［25］），形成了可由Ma=4 工作到Ma=7 的固定幾何進氣道。但上述設(shè)計也存在一定的不足，主要問題是部分經(jīng)過壓縮的氣流在側(cè)板兩側(cè)溢流（見圖7），未能進入發(fā)動機，其帶來的附加阻力可達到進氣道阻力的10%以上。

圖5 前掠側(cè)板進氣道［24］Fig.5 Forward-swept sidewall inlet［24］

圖6 后掠側(cè)板進氣道［25］Fig.6 Backward-swept sidewall inlet［25］

圖7 進氣道壁面流線仿真結(jié)果Fig.7 Simulation results of inlet wall streamline

針對起動與壓縮的矛盾問題，也可以采用流動控制措施進行改善，比如附面層吸除。進氣道的起動過程是激波以及伴隨的低能分離流吞入喉道的過程，通過在內(nèi)通道進行附面層吸除，一方面，可增加喉道有效流通面積，輔助激波與分離流的通過，提高起動性能；另一方面，可顯著削減內(nèi)通道附面層的動量損失厚度，根據(jù)Billig和Waltrup 的隔離段公式［16］，能夠較好地提升隔離段的增壓能力，可獲得雙重收益。除了附面層吸除外，還可通過激波、曲面等形成的壓力梯度進行流動控制，以獲得較優(yōu)的流場品質(zhì)，如圖8 所示。隨著流動控制措施的大量應(yīng)用，結(jié)合流線追蹤設(shè)計技術(shù)的［26］發(fā)展，與飛行器更好一體化的三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道、三維外轉(zhuǎn)式進氣道將得到實際應(yīng)用。基于流線追蹤的三維進氣道與其他類型的進氣道相比，具有良好的乘波特性，壓縮效率高、附加阻力小，在寬馬赫數(shù)條件下的流量捕獲能力和總壓恢復(fù)性能等方面具有優(yōu)勢，在高超聲速飛行領(lǐng)域有著廣闊的應(yīng)用前景。

圖8 激波對壁面流線的影響Fig.8 Interactions of shock waves with wall streamline

高超聲速壓縮流動相關(guān)技術(shù)除了向更高速度、更寬速域以及可調(diào)氣動型面發(fā)展之外，還需要關(guān)注工程應(yīng)用中的一體化設(shè)計問題。一是進氣道與飛行器外流強耦合問題，包括如何充分利用飛行器外流壓縮作用，同時避免外流帶來的低能附面層過多地進入發(fā)動機；如何創(chuàng)新壓縮形式，使一體化氣動構(gòu)型阻力最小等。二是進氣道氣動設(shè)計對壓縮性能與結(jié)構(gòu)承載的兼顧問題，進氣道小阻力的設(shè)計要求迫使其采用尖銳前緣和更薄的結(jié)構(gòu)，在進氣道起動過程中的沖擊載荷作用下，當(dāng)動壓超過150 kPa，進氣道結(jié)構(gòu)承載能力不足，實際上也影響了發(fā)動機的使用范圍。相關(guān)問題仍需要從建立一體化三維設(shè)計方法出發(fā)，深入研究，創(chuàng)新進氣道、隔離段的氣動構(gòu)型。

1.2 超聲速燃燒技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)氣流速度一般在幾百至上千米每秒的量級，給燃燒組織帶來了油氣摻混、點火、火焰穩(wěn)定與傳播等難題。在油氣摻混方面，一是燃料射流與氣流的動量比小，射流穿透深度僅10～20 mm 左右，燃料不易直接噴注到氣流中；二是氣流速度高，燃料在燃燒室內(nèi)的駐留時間為毫秒級，加之可壓縮剪切層穩(wěn)定性強［27-28］，擴散摻混難度大，燃料與氣流尚未有效摻混即被吹出。在火焰穩(wěn)定與傳播方面，氣流速度是火焰?zhèn)鞑ニ俣鹊?0～100 倍，點火源向主氣流中的傳熱、傳質(zhì)難度大，火焰易被高速氣流吹熄。探明超聲速條件下的燃料噴注、摻混、點火和火焰穩(wěn)定與傳播機理尤為重要，需要通過基礎(chǔ)性試驗和數(shù)值模擬等不斷提高對超聲速流動燃燒過程中復(fù)雜物理化學(xué)機理的認識，同時開展整機性能試驗研究，推動超聲速燃燒技術(shù)的發(fā)展。

在近70 年的超聲速燃燒研究歷程中，各國學(xué)者形成了諸多概念和理論，這些共同成為了超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)突破的基礎(chǔ)［29-31］。在超聲速氣流中組織好燃燒，燃料需要充分霧化，以便燃料與空氣實現(xiàn)分子尺度的混合。研究發(fā)現(xiàn)燃料射流與高速氣流之間有著強烈的剪切力作用［32-33］，剪切力可將燃料液滴破碎至微米尺寸，產(chǎn)生二次霧化效應(yīng)。復(fù)雜結(jié)構(gòu)噴嘴（如離心旋流式）的一次霧化效果好，但是動量損失大，穿透深度小，簡單結(jié)構(gòu)噴嘴（如直射式）的一次霧化粒度大，但是穿透深度深。因此，在超聲速流場中，要充分重視燃料噴射的穿透深度，為燃料與氣流的充分混合奠定基礎(chǔ)。超聲速燃燒是典型的擴散燃燒，快速均勻混合是實現(xiàn)高效燃燒的前提與基礎(chǔ)，由于高速氣流穩(wěn)定性強，噴入的燃料與高速氣流在毫秒時間內(nèi)達到充分混合非常困難，燃料與氣流的低阻高效混合成為突破超聲速燃燒技術(shù)的重要支撐。學(xué)者們對剪切層［34］、流向渦［35-37］以及湍流［38］等對混合的影響進行了大量研究。如在剪切層的相關(guān)研究方面，初步認識到：①剪切層內(nèi)的擬序渦結(jié)構(gòu)以及湍流脈動等對燃料與氣流的混合與燃燒有促進作用；②燃燒放熱使氣流膨脹以及形成的逆壓力梯度產(chǎn)生流動分離等對剪切層擴張率提升有加強作用；③在剪切層與燃燒的相互耦合作用下，燃燒室橫截面在40～50 mm 以內(nèi)、有足夠長度（如1～2 m），火焰鋒面可通過橫向傳播而充滿燃燒室，獲得較高燃燒效率。

點火、穩(wěn)焰等是燃燒過程得以完成的基礎(chǔ)。為此，學(xué)者們對不同燃料的點火燃燒特性［39-40］、活性離子增強燃燒的機理［41］等進行了深入研究，測得了氫、乙烯、煤油等燃料的著火溫度、點火延遲時間等關(guān)鍵參數(shù)，并形成了相應(yīng)計算公式。從煤油燃料點火延遲時間的研究結(jié)果［42］可見，在充分混合條件下，點火延遲時間隨著混合氣體溫度的升高快速縮短，當(dāng)溫度高于1 200 K時，點火延遲時間低于0.1 ms，而燃料流過燃燒室的時間在1 ms 量級，點火延遲時間明顯小于流過時間，為點火燃燒創(chuàng)造了有利條件，說明在高馬赫數(shù)（Ma=5 以上）工作條件下，燃燒室內(nèi)煤油具有自點火機制，這也是超聲速氣流中能夠組織燃燒的一個重要原因。當(dāng)在低馬赫數(shù)工作時（Ma=4 以下），氣流溫度低，不具備自點火條件，建立起穩(wěn)定的點火源，維持燃燒室內(nèi)火焰的持續(xù)存在和傳播成為關(guān)鍵。后臺階［43-44］、凹槽［45-46］、支板［47-48］以及火焰射流［49-50］等是形成點火源的常用方式。近年來，凹槽作為火焰穩(wěn)定器顯示了較明顯優(yōu)勢，一是燃料在壁面凹槽內(nèi)的低速回流區(qū)燃燒可形成穩(wěn)定可靠的點火源；二是凹槽與主氣流之間形成的剪切層，能促進燃料與氣流的摻混和擴散；三是凹槽在燃燒室壁面，遠離主氣流，總壓損失相對??；四是影響參數(shù)少，規(guī)律易掌握；五是結(jié)構(gòu)簡單，熱防護難度相對小。為此，凹槽作為超聲速燃燒的火焰穩(wěn)定器被大量研究和應(yīng)用，在凹槽與主氣流的相互作用特性、凹槽典型尺寸對火焰穩(wěn)定能力和流動損失的影響、凹槽的火焰穩(wěn)定邊界、燃料射流與凹槽的相互作用以及多級凹槽的相互作用［51-59］等方面，形成了較為系統(tǒng)的研究成果，支撐了凹槽在超聲速燃燒技術(shù)中的廣泛應(yīng)用。1991 年完成帶飛試驗的Kholod 飛行器發(fā)動機（見圖9［60］）和2011－2013年完成自主飛行試驗的X-51A 飛行器發(fā)動機（見圖10［61］）均采用了以凹槽為基礎(chǔ)的超聲速燃燒組織模式。

圖9 Kholod 飛行器超燃沖壓發(fā)動機流道［60］Fig.9 Scramjet’s flow channel of Kholod［60］

圖10 X-51A 飛行器超燃沖壓發(fā)動機流道［61］Fig.10 Scramjet’s flow channel of X-51A［61］

在早期探索研究中，發(fā)動機尺度小，燃燒室徑向尺寸在40 mm 以內(nèi)，火焰穩(wěn)定結(jié)構(gòu)形成的剪切層占比相對大，剪切層能夠?qū)崿F(xiàn)較好的摻混和燃燒。面向?qū)嶋H應(yīng)用，燃燒室徑向尺度增大幾倍至十幾倍，火焰穩(wěn)定結(jié)構(gòu)所形成的剪切層被抑制在近壁面區(qū)域，大部分空間內(nèi)是高速、高穩(wěn)定性的氣流，并伴隨著由飛行器前體和進氣道傳播下來的強流動畸變，實現(xiàn)高效燃燒難度大，需要在凹槽、后臺階等基礎(chǔ)上創(chuàng)新。在高速流動條件下，插入氣流的支板、斜坡等對混合增強影響顯著，有利于提高燃燒效率，但也會造成總壓（動能）損失，降低發(fā)動機的熱效率。此外，支板等本身熱防護困難。因此，研究人員對支板、斜坡等插入結(jié)構(gòu)的使用存在疑慮。在探索研究過程中，發(fā)現(xiàn)了發(fā)動機推力性能與流動總壓損失和燃燒效率的理論關(guān)系，關(guān)系式表明推力與總壓損失成0.2 次方、與燃燒效率成1 次方的近似關(guān)系（式（1）），從而認識到支板使燃燒效率大幅度提升，所獲得的收益將大于付出的代價。

式中：F為推力；ε為發(fā)動機總壓損失系數(shù)；k為比熱比；η為燃燒效率；ηL為理論燃燒效率；Ve為出口速度，m/s；V0為進口速度，m/s；hR為燃料化學(xué)反應(yīng)能，J/kg；為燃料質(zhì)量流量，kg/s；Ma0為來流馬赫數(shù)；Tt0為發(fā)動機入口氣流總溫，K；TtL為燃料完全燃燒后燃氣理論總溫，K。

研究還發(fā)現(xiàn)，支板的回流區(qū)內(nèi)存在從燃燒室壁面流向中心的上升氣流［62］，流速為幾十至上百米每秒，若這股氣流與凹槽回流區(qū)部分氣流產(chǎn)生相互作用，既可以使凹槽內(nèi)的部分火焰快速輸運到主氣流中，點燃由支板噴出的燃料與空氣的混合物，又可以強化燃料與氣流混合，實現(xiàn)高效燃燒。研究進一步認識到支板凹槽組合組織的超聲速燃燒過程主要發(fā)生在噴注裝置和穩(wěn)定器下游，高溫區(qū)域與支板結(jié)構(gòu)有一定距離［63］，為支板實現(xiàn)熱防護創(chuàng)造了有利條件。可以預(yù)計，支板凹槽組合燃燒技術(shù)將得到快速發(fā)展和應(yīng)用，圖11［62］和圖12［63］分別為支板凹槽組合流場仿真結(jié)果及燃燒場溫度分布。

圖11 支板凹槽組合流場仿真結(jié)果［62］Fig.11 Simulation results of strut cavity combination flow field［62］

圖12 支板凹槽組合燃燒場溫度分布［63］Fig.12 Temperature distribution in combustor region for strut cavity combination flow field［63］

對超燃沖壓發(fā)動機而言，燃燒技術(shù)除了追求高效、低阻的性能指標外，還需要適應(yīng)更寬速域、更高空域的應(yīng)用要求，這將涉及低速度低溫條件下的燃燒穩(wěn)定性、全超聲速條件下的燃燒、高空低動壓下的燃燒等問題。此外，隨著燃料技術(shù)和主動熱防護技術(shù)的發(fā)展，還需要研究適應(yīng)新燃料及燃料新形態(tài)的超聲速燃燒技術(shù)。

1.3 流動與燃燒匹配技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機在飛行器由超聲速加速至高超聲速的過程中，歷經(jīng)超聲速壓縮、亞聲速燃燒（亞燃模態(tài)）到高超聲速壓縮、超聲速燃燒（超燃模態(tài)）的復(fù)雜過程。為解決發(fā)動機在該過程中的有效工作問題，學(xué)者們提出了雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機概念［64-65］，和“預(yù)燃激波串+熱力喉道”的技術(shù)實現(xiàn)原理。如圖13［65］所示，由于原理上的局限，亞燃沖壓發(fā)動機上限一般在Ma=6 左右，難以進一步向上拓展，雙模態(tài)的實現(xiàn)方式是將超燃沖壓發(fā)動機流道做適應(yīng)性改變，Ma=6 以下，在燃燒室后部的大擴張通道供油和燃燒，燃燒形成的高壓迫使氣流激波在隔離段內(nèi)以正激波串結(jié)束，氣流減速至亞聲速，燃燒釋熱使氣流重新加速到聲速，形成熱力喉道，“激波串+熱力喉道”使發(fā)動機形成了亞燃沖壓發(fā)動機類似的工作條件，以亞燃模態(tài)工作；而在Ma=6 以上，在燃燒室前部的小擴張通道內(nèi)供油和燃燒，氣流在隔離段內(nèi)經(jīng)斜激波串壓縮后仍為超聲速，燃燒在超聲速氣流中進行，發(fā)動機以超燃模態(tài)工作。Ma=8 以上的更高馬赫數(shù)時，激波以斜激波形式貫穿發(fā)動機內(nèi)通道。

圖13 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機概念［65］Fig.13 Concept of dual-mode scramjet［65］

雙模態(tài)概念提出以來，學(xué)者們開展了一維、二維建模分析以及多目標優(yōu)化等大量研究工作［66-69］，提出了如超燃+亞燃+超燃的“跨燃”等補充概念，對發(fā)動機工作過程有了較深入的認識，形成了性能預(yù)估和設(shè)計方法等。但是，由于發(fā)動機內(nèi)部存在激波、附面層、流動分離、流場畸變等復(fù)雜流動現(xiàn)象，并與燃燒過程強耦合，發(fā)動機并非像雙模態(tài)概念設(shè)想的那樣理想化。有關(guān)研究曾參考雙模態(tài)概念設(shè)計了某原理性試驗發(fā)動機，它在地面試驗中暴露了工作不穩(wěn)定問題，在同一試驗狀態(tài)下，同一發(fā)動機在不同的點火能量激發(fā)下形成亞燃與超燃2 種不同的工作模態(tài)。從試驗壓力分布和回歸分析［70］的馬赫數(shù)分布來看，2 種情況截然不同，對應(yīng)的工作穩(wěn)定裕度和推力性能也不同，這在應(yīng)用中是不能接受的。

通過流動與燃燒匹配的簡要分析，嘗試說明出現(xiàn)上述現(xiàn)象的原因。在亞燃模態(tài)下，燃燒室內(nèi)正激波串將流動減速為亞聲速，速度低、畸變小，燃燒效率高，燃燒室壓力高，高壓在亞聲速流中逆流反饋，進一步壓縮正激波串，降低流速，形成利于燃燒的正反饋，當(dāng)燃燒能量進一步增強時，高壓擾動將破壞正激波串的壓縮過程，導(dǎo)致溢流熄火，圖14 為某地面試驗發(fā)動機的壓力與馬赫數(shù)分布；在超燃模態(tài)下，氣流在燃燒室內(nèi)為低超聲速，速度高、波系干擾以及畸變大，不利于燃燒，燃燒形成的反壓低，難以影響到上游的斜激波串，反而是斜激波串和高速流進一步干擾到主燃區(qū)，形成削弱燃燒的反饋機制，當(dāng)燃燒進一步削弱時，導(dǎo)致高速吹熄，圖15 為超燃沖壓發(fā)動機典型流動特征，圖16 及圖17 為其2 種不穩(wěn)定工作機制示意圖。2010─2013 年美X-51A 飛行試驗暴露的溢流熄火和加速能力有限等問題［71］，機理上有類似之處。這也說明了雙模態(tài)概念仍需要創(chuàng)新和在實踐中豐富完善，掌握其技術(shù)原理對超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展有牽引性作用。

圖14 某地面試驗發(fā)動機的壓力與馬赫數(shù)分布Fig.14 Pressure and Mach number distribution of scramjet ground test

圖15 超燃沖壓發(fā)動機典型流動特征Fig.15 Typical flow characteristics of scramjet

圖16 “溢流熄火”不穩(wěn)定工作機制示意圖Fig.16 Overflow flame-out schematic diagram of unstable working mechanism

圖17 “高速吹熄”不穩(wěn)定工作機制示意圖Fig.17 High speed blow off schematic diagram of unstable working mechanism

針對發(fā)動機寬速域（跨3 個馬赫數(shù)以上）工作，如何實現(xiàn)合理的雙模態(tài)過程，即選取什么樣的物理與幾何參數(shù)，有效控制反應(yīng)流動過程［72］，使發(fā)動機全程穩(wěn)定高效工作，缺乏相關(guān)報道。美國X-43 飛行試驗是越過模態(tài)轉(zhuǎn)換過程直接飛行至Ma=7 和Ma=10［73］，沒有加速過程。X-51A飛行試驗，發(fā)動機也僅將飛行器從Ma=4.8 推進到Ma=5.1［74］，基本停留在亞燃模態(tài)。在超燃沖壓發(fā)動機工作過程理論的探索研究中，認識到氣流速度對發(fā)動機工作過程的主導(dǎo)作用，初步提出了以壓縮流動、點火穩(wěn)焰、燃燒釋熱、高速膨脹的特征速度及其速度特性曲線表征超燃沖壓發(fā)動機復(fù)雜工作過程的新概念，如圖18～圖21 所示，將復(fù)雜的“n維”問題，轉(zhuǎn)化成了“4 維”問題，為優(yōu)化發(fā)動機工作過程設(shè)計奠定了基礎(chǔ)。在Ma=4～7 范圍內(nèi)，通過理論分析、數(shù)值計算和試驗驗證，構(gòu)建了發(fā)動機進氣壓縮、點火穩(wěn)焰、燃燒釋熱以及高速膨脹速度可行域。在可行域內(nèi)，基于“激波串+熱力喉道”基本原理，以全域性能滿足要求、工作穩(wěn)定性好、技術(shù)實現(xiàn)性高等為目標，優(yōu)選匹配工作線，從而確定發(fā)動機工作過程。

圖18 進氣道壓縮特征速度Fig.18 Characteristic velocity of inlet compression

圖19 點火穩(wěn)焰特征速度Fig.19 Characteristic velocity of ignition flame stabilization

圖20 燃燒釋熱特征速度Fig.20 Characteristic velocity of combustion heat release

圖21 高速膨脹特征速度Fig.21 Characteristic velocity of high speed expansion

在不斷優(yōu)化匹配工作線的實踐過程中，發(fā)現(xiàn)了“Ma=4～5 亞燃、Ma=5～7 亞燃與超燃雙模態(tài)并存、Ma=7+超燃”的發(fā)動機工作過程及其對應(yīng)的發(fā)動機流道幾何參數(shù)和氣動熱力學(xué)參數(shù)。與以往雙模態(tài)的特點不同，在Ma=5～7 范圍內(nèi)，亞燃與超燃一直并存，前“亞”后“超”，強激波串形成亞聲速流，并對高速來流有整流作用，利于燃油與空氣摻混、點火和燃燒，抑制高速吹熄；燃燒使氣流由亞聲速加速到聲速，在下游形成超聲速燃燒區(qū)，抑制了燃燒壓力的前傳擾動，利于溢流熄火問題的解決。圖22 為亞超并存工作穩(wěn)定機制示意圖，基于這一理論設(shè)計的發(fā)動機具備適應(yīng)范圍寬、好點火、工作穩(wěn)定、性能高等優(yōu)點。

圖22 亞超并存工作穩(wěn)定機制示意圖Fig.22 Dual-mode scramjet schematic diagram of stable working mechanism

在面向更高、更寬以及組合發(fā)動機的技術(shù)研究中，發(fā)動機流動與燃燒匹配過程將更加復(fù)雜，需要關(guān)注和深入發(fā)展工作過程的技術(shù)原理，牽引關(guān)鍵技術(shù)突破，為發(fā)動機設(shè)計奠定基礎(chǔ)。

2 超高溫結(jié)構(gòu)、材料與熱防護技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機長時間工作在3 000 K 高溫、1 000 m/s 高速的極端力/熱環(huán)境［75-77］下，高溫結(jié)構(gòu)與熱防護是超燃沖壓發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)之一。超燃沖壓發(fā)動機概念提出較早，但遲遲未能突破，一個主要原因是受限于結(jié)構(gòu)、材料與熱防護實現(xiàn)難度大。超燃沖壓發(fā)動機的熱防護形式主要包括高溫材料被動熱防護、吸熱型碳氫燃料再生冷卻以及兩者的結(jié)合或復(fù)合。

2.1 超高溫被動熱防護技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機的被動熱防護是利用材料的耐高溫屬性，在無外加冷卻和微量燒蝕情況下，抵抗高溫氣流的作用，目前主要包括陶瓷基復(fù)合材料、高溫合金等形式。

陶瓷基復(fù)合材料具有耐溫水平高，且密度低的優(yōu)勢，有著較好的應(yīng)用價值。但是，超燃沖壓發(fā)動機高溫燃氣中含有水和未完全反應(yīng)的氧氣，材料面臨超高溫、高速沖刷、水氧耦合的惡劣環(huán)境，對傳統(tǒng)陶瓷基復(fù)合材料提出了挑戰(zhàn)。較早出現(xiàn)的耐高溫復(fù)合材料為C/C 材料，具有高強度、高模量、良好的斷裂韌性等優(yōu)點。但其在發(fā)動機內(nèi)的高溫、長時間、水氧耦合環(huán)境下暴露出抗氧化性能差的問題［78］。學(xué)者們針對C/C 復(fù)合材料的短板，從抗氧化陶瓷涂層改性［79-81］和陶瓷基體改性［82-85］2 條途徑開展研究工作。在涂層方面，按照抗氧化溫度大致劃分，1 800 ℃以下的抗氧化涂層主要包括磷酸鹽陶瓷、硼硅玻璃以及MoSi2-SiC 硅基涂層等，1 800～2 200 ℃的抗氧化涂層主要包括ZrC、TaC、HfC 等超高溫陶瓷以及ZrC/SiC 復(fù)相抗氧化涂層等［86］，電子顯微鏡圖如圖23［86］所示，2 200 ℃以上的抗氧化涂層主要發(fā)展HfC/SiC 復(fù)相抗氧化涂層等。在基體改性方面，SiC 與C/C 復(fù)合材料的熱脹系數(shù)較為匹配，成為C/C 復(fù)合材料基體抗氧化改性最為常用的陶瓷材料，當(dāng)環(huán)境溫度超過2 200 ℃，SiC、SiO2將發(fā)生熔融反應(yīng)，通過ZrC、HfC、TaC 等超高溫陶瓷材料改性，可滿足2 300 ℃以上的耐溫要求。無論是抗氧化涂層還是基體改性，其思路均來自對超燃沖壓發(fā)動機內(nèi)水氧耦合條件下復(fù)合材料燒蝕機理的認識，引入的ZrC 和HfC等超高溫改性材料的氧化產(chǎn)物中均有高熔點固體氧化物，能更為有效地阻斷水氧對基體的氧化。比如，某超高溫陶瓷掃描電子顯微鏡圖中可見，形成的致密ZrO2對基體材料實現(xiàn)了良好保護。

圖23 2 200 ℃下某超高溫陶瓷材料掃描電子顯微鏡圖［86］Fig.23 Scanning electron microscope graph of 2 200 ℃ultra-high temperature ceramics［86］

目前，通過碳纖維編織成預(yù)制體，再經(jīng)化學(xué)氣相滲透工藝（CVI）、聚合物先驅(qū)體浸漬裂解工藝（PIP）等［87］添加SiC 等組分所形成的陶瓷基復(fù)合材料密度僅約2×103kg/m3，而1 600 ℃時，拉伸強度仍超過100 MPa，耐溫超過2 300 ℃。采用陶瓷基體復(fù)合材料縮比燃燒室，在模擬Ma=6狀態(tài)下，連續(xù)穩(wěn)定工作時間達到了分鐘級以上。

隨著陶瓷基復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用，以快速低成本需求為牽引的新型制備工藝和新型前驅(qū)體的研究將加快研究進度。同時，未來空天動力技術(shù)的發(fā)展對陶瓷基復(fù)合材料的性能要求也將越來越高，除開發(fā)新的稀土基改性材料和涂層材料外，復(fù)合材料梯度化設(shè)計將對進一步提升材料性能有重要作用。比如，碳化物陶瓷與硼化物陶瓷功能梯度設(shè)計，Hf 系陶瓷與Zr 系陶瓷功能梯度設(shè)計，可以實現(xiàn)既抗超高溫?zé)g，又抗中低溫氧化，既有良好工藝操作性，又有相對較低的成本。

近年來，結(jié)合輻射換熱的高溫合金材料在超燃沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)中應(yīng)用逐漸體現(xiàn)出優(yōu)勢，有效的輻射換熱可使結(jié)構(gòu)表面溫度相對絕熱壁溫度降低約300 ℃，導(dǎo)致部分金屬能滿足發(fā)動機進氣道結(jié)構(gòu)Ma=6 工作直接使用需求。后續(xù)的研究重點包括：一方面，從耐溫、強度、模量等性能指標相互協(xié)調(diào)出發(fā)，適應(yīng)性改進成分配比、制備工藝參數(shù)等，提升結(jié)構(gòu)成型的工藝性，尤其是3D 打印和焊接的工藝性；另一方面，還需進一步提升材料性能，特別是1 000 ℃以上的強度。

2.2 深度裂解再生冷卻技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機工作速度超過Ma=6 之后，燃燒室絕熱壁溫度超過2 300 ℃，無直接可用工程材料，再生冷卻技術(shù)［88］是突破高超“熱障”門檻的核心關(guān)鍵途徑。再生冷卻技術(shù)源于液體火箭發(fā)動機，利用燃料在燃燒室內(nèi)外壁間的夾層或通道內(nèi)流動，帶走燃燒室壁面熱量，達到冷卻目的。同時，燃料吸收熱量后進入燃燒室燃燒，使得能量得以“再生”。對比火箭發(fā)動機，超燃沖壓發(fā)動機除了燃燒室外，進氣道和隔離段等高溫結(jié)構(gòu)也需要進行冷卻，存在冷卻面積大而冷卻燃料有限的特有難點，其再生冷卻需要利用吸熱型燃料在高溫下深度裂解吸熱產(chǎn)生的化學(xué)熱沉，在此過程中，燃料在100 ms 內(nèi)由常溫液態(tài)變?yōu)?00 ℃以上的深度裂解態(tài)，組分變化大，密度變化40 倍、黏度變化100 倍［89］，易產(chǎn)生振蕩流動，發(fā)生換熱惡化，直接導(dǎo)致冷卻失效，也會導(dǎo)致不同冷卻通道流量失配，結(jié)構(gòu)燒壞。超燃沖壓發(fā)動機再生冷卻技術(shù)帶來了吸熱型碳氫燃料、燃料流動裂解換熱、并聯(lián)冷卻槽道流量失配與抑制、熱障涂層以及新型冷卻槽道結(jié)構(gòu)及其實現(xiàn)等問題。

通過在燃料熱沉、高溫物性、裂解組分等方面獲得的較為系統(tǒng)的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)［90-91］，對吸熱型燃料裂解換熱特性基本規(guī)律有了深入認識，促進了再生冷卻技術(shù)發(fā)展。但是，隨著研究工作的深入，出現(xiàn)的一些新現(xiàn)象，如壓力對換熱特性的影響，仍具有深入探討和研究的必要［92-93］。為了避免燃料在冷卻通道內(nèi)沸騰導(dǎo)致傳熱惡化，燃料的工作壓力通常都在臨界壓力以上。燃料在超臨界壓力下隨著溫度升高，從液態(tài)轉(zhuǎn)換到超臨界狀態(tài)，然后隨著溫度進一步升高進入熱裂解狀態(tài)。相關(guān)研究［94］發(fā)現(xiàn)，一是在燃料裂解反應(yīng)中，壓力對分子環(huán)的打開和分解有抑制作用，壓力的增加會導(dǎo)致烷烴、多環(huán)芳烴的增加，不利于吸熱，也易造成結(jié)焦積碳，而低壓條件下，烯烴的比例升高，有利于吸熱；二是燃料裂解成小分子氣體產(chǎn)物后，由于小分子產(chǎn)物的臨界壓力和溫度高很多，超臨界態(tài)條件不復(fù)存在，其流動與換熱特性也將有較大的變化。合理地利用壓力對燃料裂解換熱的影響以及小分子氣體產(chǎn)物的換熱特性，將對再生冷卻能力提升、超高溫結(jié)構(gòu)安全冷卻換熱等起到積極作用［95］。

再生冷卻通道結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計方面，早期主要采用的是燃燒與再生冷卻耦合的一維理論分析方法，其關(guān)鍵是建立由燃氣向冷卻通道外壁面的換熱模型以及冷卻通道內(nèi)壁面向燃料的換熱模型。學(xué)者們針對燃料的換熱模型開展了大量研究［96-98］，獲得了較好的預(yù)測結(jié)果。在再生冷卻技術(shù)的探索研究中，有關(guān)人員提出了一種燃氣向冷卻通道外壁面換熱以及冷卻通道內(nèi)壁面向燃料換熱的理論模型，在燃氣換熱模型中考慮了輻射傳熱的影響，在燃料換熱模型中考慮了溫度分段修正（式（2）），有較好的應(yīng)用效果。

式中：qg為燃氣與壁面間熱流密度；qf為燃油與壁面間熱流密度；Re為雷諾數(shù)；Pr為普朗特數(shù)；Tg為燃氣溫度；Tw為壁溫；Tft為燃油溫度；Tpc為臨界溫度；d為冷卻槽道內(nèi)徑；ε1為發(fā)射率，通常取0.1；λt為燃油熱導(dǎo)率；λ*為燃氣熱導(dǎo)率。

由于吸熱型碳氫燃料裂解反應(yīng)動力學(xué)簡化模型的快速發(fā)展，流、固、熱多場耦合的三維仿真方法在再生冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計中得到應(yīng)用［99］。獲得了冷卻槽道內(nèi)湍流附面層的促進作用、角區(qū)流動的不利影響等新認識，形成了更優(yōu)的肋槽匹配參數(shù)、更高效的冷卻槽道截面形狀、沖擊強化冷卻等新方案。不同的冷卻方案對燃料熱沉的需求不同，需要根據(jù)熱環(huán)境特點進行優(yōu)化設(shè)計。進氣道和隔離段主要承受的是氣動加熱，而燃燒室承受的是氣動和燃燒雙重加熱作用，熱流差異約4 倍，不同冷卻方案對燃料熱沉的需求相差10%以上。再生冷卻一維理論分析可以獲取發(fā)動機冷卻方案的關(guān)鍵參數(shù)，三維仿真方法可以實現(xiàn)冷卻結(jié)構(gòu)的精細化設(shè)計，兩者對再生冷卻技術(shù)發(fā)展都有重要意義，均需要持續(xù)創(chuàng)新發(fā)展。

并聯(lián)冷卻槽道流量失配是再生冷卻技術(shù)發(fā)展中的瓶頸問題之一。冷卻槽道并聯(lián)分布在發(fā)動機燃燒室等壁面結(jié)構(gòu)中，進口通過集液腔共同對應(yīng)一個或多個燃料入口，同樣，冷卻槽道出口通過集液腔共用一個或多個燃料出口。由于壁面周向局部結(jié)構(gòu)的差異以及燃燒非均勻熱載荷等因素，不同冷卻槽道流阻不同，導(dǎo)致冷卻槽道分配的流量也不相同。如果燃料溫度未達到超臨界溫度，即使存在這些偏差，系統(tǒng)也可能平衡在穩(wěn)定狀態(tài)。冷卻過程中，燃料必然經(jīng)過液態(tài)到超臨界狀態(tài)，跨臨界區(qū)過程中物性參數(shù)發(fā)生強非線性變化，導(dǎo)致隨著流量的增加出現(xiàn)流阻（壓差）降低的負阻現(xiàn)象［100］，圖24 展示了燃油流阻和溫度與流量的曲線。由于負阻現(xiàn)象的存在，低流量的冷卻槽道流阻增加，流量進一步減少，而高流量的冷卻槽道流阻減小，流量進一步增加，最終導(dǎo)致流量失配，嚴重發(fā)生換熱惡化，燒壞發(fā)動機結(jié)構(gòu)。

圖24 燃油流阻和溫度與流量的曲線Fig.24 Curves of fuel flow resistance and temperature vs mass flow rate

在解決并聯(lián)冷卻槽道流量失配問題過程中，提出了一種冷卻槽道流量變化率與冷卻槽道壓力梯度的概念關(guān)系式（式（3））。可見，通過增加進出口壓差和均衡出口壓力可減少流量時間變化率。相關(guān)解決措施通過了電加熱平板試驗的驗證，圖25 為優(yōu)化冷卻結(jié)構(gòu)流量合理分配情況。但對相關(guān)機理的認識，特別是理論分析方法的建立尚待深入研究。

圖25 優(yōu)化冷卻結(jié)構(gòu)流量合理分配情況Fig.25 Rational distribution of fuel flow in optimized cooling structure

隨著超燃沖壓發(fā)動機向更寬速域、更高馬赫數(shù)以及組合動力方向發(fā)展，再生冷卻技術(shù)應(yīng)用的對象和工作條件更加復(fù)雜，使用的燃料也更加豐富，將面臨新的問題。比如，催化技術(shù)可較明顯提升燃料的熱沉，但催化對浸潤面積和流程的需求與冷卻槽道微小尺寸的矛盾突出，為使催化技術(shù)獲得實際應(yīng)用，需要再生冷卻技術(shù)向結(jié)構(gòu)、熱環(huán)境、燃料裂解特性、催化等深度耦合設(shè)計方面進一步發(fā)展。

2.3 吸熱型碳氫燃料技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)溫度高、熱流密度大、燃料流速高、流量相對較小，在此惡劣環(huán)境下，對燃料的冷卻和燃燒性能都提出了更高的要求，主要包括：①高能（熱值），具有相對更高的質(zhì)量熱值，對提升發(fā)動機推力性能和飛行器加速能力具有直接作用；②高吸熱能力，降低發(fā)動機結(jié)構(gòu)溫度，實現(xiàn)高馬赫數(shù)工作；③高密度，在有限空間內(nèi)提供更高的熱值和熱沉，滿足飛行器航程需要；④高熱安定性，提高燃料安全使用溫度，適應(yīng)飛行器速度的提升。

從目前認識看，在飛行速度Ma=8 以下，超燃沖壓發(fā)動機使用吸熱型碳氫燃料［100］是比較適合的。燃料升溫、相變及化學(xué)反應(yīng)均會吸收熱量，提供冷卻所需的物理及化學(xué)熱沉。在能量密度較高的前提下，提高燃料熱沉提升發(fā)動機熱防護能力，是實現(xiàn)發(fā)動機高馬赫數(shù)工作的重要途徑。但燃料隨著溫度的升高，會發(fā)生氧化反應(yīng)和裂解反應(yīng)，產(chǎn)生結(jié)焦積碳［101］，限制了其化學(xué)熱沉的釋放和安全換熱。提高燃料可用熱沉，一方面要提高燃料的吸熱能力，另一方面則要提高燃料安全使用溫度，抑制燃料高溫結(jié)焦。從美國SR-71 超聲速偵察機使用高熱沉燃料JP-7 以來，開展了許多提高燃料熱沉技術(shù)的研究，主要包括：一是從燃料化合物本身出發(fā)，合成具有高熱安定性的燃料，如JP-900 燃料［102］。二是研制添加劑，如從燃料熱安定性添加劑出發(fā)，研究提高燃料的耐熱溫度添加劑，提高燃料的物理熱沉（如JP-8+100，JP-8+225 燃料［103］），研究具有抑制結(jié)焦功能添加劑，如供氫劑［104］等，通過提高燃料安全使用溫度來獲得高熱沉；從活化燃料分子出發(fā)，加入引發(fā)劑，降低初始裂解溫度，增加燃料低溫階段的化學(xué)熱沉［105］。三是采用催化方法，包括催化裂解和催化重整：通過采用具有定向裂解功能的催化劑，生成烯烴化合物，提高化學(xué)熱沉［106］；采用催化脫氫的方法，使得碳氫燃料生成烯烴和氫氣，化學(xué)熱沉能達到2.2 MJ/kg 以上，總熱沉達到4.5 MJ/kg 以上，同時，反應(yīng)生成的小分子易于燃燒，滿足點火和燃燒的要求［107］；采用醇、二氧化碳、水蒸氣等催化重整，使其與燃料發(fā)生轉(zhuǎn)化反應(yīng)，理論熱沉可達到6 MJ/kg 以上［108］。

在吸熱型碳氫燃料應(yīng)用過程中，逐步認識到，實際冷卻結(jié)構(gòu)和換熱過程對燃料表現(xiàn)出的冷卻換熱能力有一定影響。目前對燃料冷卻換熱能力的評估多使用電加熱單管考核［109］，通常定為1 m 長的直管，均勻熱流加熱，但發(fā)動機實際熱流環(huán)境并不均勻，進氣道和燃燒室熱流密度差異較大，冷卻通道長度也遠超1 m。在某次試驗中，采用不同長度單管對某型吸熱型碳氫燃料進行了熱沉測試，2 次試驗燃油流量均為2.2 g/s，使用?4 mm×1 高溫合金管。結(jié)果顯示，3 m 管測得的熱沉比1 m 管高10%～30%，這主要是燃料在3 m 管內(nèi)停留時間更長，裂解吸熱反應(yīng)更為充分導(dǎo)致的。在冷卻方案設(shè)計中，要考慮上述差異的影響。

提升吸熱型碳氫燃料密度可以提升飛行器燃料裝載量，對提升航程有重要作用，初步評估燃料密度提升10%，航程提升約7%。經(jīng)典的JP-7 吸熱型碳氫燃料密度為0.78 g/cm3，通過分子合成及組分復(fù)配等技術(shù)，預(yù)計可以獲得密度不低于 0.95 g/cm3、甚至可達到1.0 g/cm3的吸熱型碳氫燃料，密度可提升20%以上。

后續(xù)擬根據(jù)不同的高超聲速飛行任務(wù)特點，發(fā)展相應(yīng)的吸熱型碳氫燃料。比如，針對Ma=6以下的一次使用飛行器，可發(fā)展高密度、高熱值、具有一定吸熱能力的燃料；而針對Ma=7～10 的飛行器，可重點發(fā)展燃料的催化裂解和催化重整技術(shù)；針對Ma=5 量級的可重復(fù)使用飛行器，可發(fā)展高安定性、低結(jié)焦的吸熱型碳氫燃料。

2.4 多元稀土改性熱障涂層技術(shù)

熱障涂層在再生冷卻結(jié)構(gòu)中有重要作用，它位于高溫氣流與再生冷卻金屬結(jié)構(gòu)之間，可通過隔熱和反輻射的方式顯著減小高溫氣流與金屬結(jié)構(gòu)之間的熱流，從而降低金屬結(jié)構(gòu)和燃油的溫度。如圖26 所示，厚涂層可使壁面熱流降低50%以上。有研究表明，熱障涂層厚度每提高25.4 μm，能使高溫部件金屬基體表面溫度降低約4～9 ℃［110］。

圖26 熱障涂層對壁面熱流的影響Fig.26 Influence of thermal barrier coatings on wall heat flux

熱障涂層的研究可以追溯到20 世紀50 年代。美國國家航空航天局NASA Lewis 研究中心為了提高航空發(fā)動機的推力和燃燒效率，提出了熱障涂層概念［111］。在眾多種類的熱障涂層材料中，陶瓷材料ZrO2憑借優(yōu)異的隔熱和耐熱性能成為首選［112］，但是純ZrO2的相穩(wěn)定性差，抗熱振性能不佳。1987 年美國NASA 的Miller［112］發(fā) 明了氧化釔部分穩(wěn)定氧化鋯陶瓷涂層（YSZ）材料，該類材料具有較高的抗彎強度和斷裂韌性，以及優(yōu)異的抗熱沖擊性能，成為了最為經(jīng)典的熱障涂層材料。YSZ 熱障涂層應(yīng)用至今，發(fā)現(xiàn)其存在一定缺陷［113-114］——在1 250 ℃以上使用會發(fā)生相變和燒結(jié)。相變伴隨著體積膨脹，導(dǎo)致涂層內(nèi)部應(yīng)力集中而產(chǎn)生裂紋；燒結(jié)引起涂層微觀結(jié)構(gòu)以及熱物理和機械性能的變化，例如導(dǎo)致涂層孔隙率下降，熱導(dǎo)率升高，涂層隔熱性能下降。在ZrO2中摻雜2 種或2 種以上的稀土氧化物，使晶格結(jié)構(gòu)處于穩(wěn)定的立方相狀態(tài)，解決了相變和燒結(jié)問題，可明顯降低熱導(dǎo)率，提高熱循環(huán)壽命［115-118］。稀土改性后的ZrO2熱障涂層的綜合性能較好：①高熔點（>2 000 ℃）；②室溫至使用溫度間沒有相變；③抗燒結(jié)；④良好的抗熱沖擊性能；⑤與金屬或合金基體結(jié)合強度好；⑥較高的抗熱氧化及熱腐蝕的能力；⑦相對較低的熱導(dǎo)率（<2.5 W/（M·K））；⑧與高溫合金熱膨脹系數(shù)匹配（>10×10-6K-1）。對比測試表明，在近似1 500 ℃、0.6 MPa 的火焰中ZrO2厚涂層在300 s 后，絕大部分從高溫合金基體上脫落，而稀土改性ZrO2厚涂層無變化。稀土改性熱障涂層有效保障了再生冷卻結(jié)構(gòu)在合理溫度區(qū)間工作，保證了結(jié)構(gòu)強度，對再生冷卻熱防護穩(wěn)定可靠工作起到關(guān)鍵作用。圖27 與圖28 為2 種ZrO2涂層試驗前后形貌。

圖27 傳統(tǒng)ZrO2涂層試驗前后形貌Fig.27 Morphology of traditional ZrO2 coating before and after test

圖28 稀土改性ZrO2涂層試驗前后形貌Fig.28 Morphology of rare earth modified ZrO2 coating before and after test

2.5 超高溫梯度復(fù)合隔熱技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機的結(jié)構(gòu)溫度非常高，比如復(fù)合材料尾噴管典型部位結(jié)構(gòu)溫度可達2 000 ℃以上，需要在發(fā)動機結(jié)構(gòu)外表面鋪覆隔熱層，阻隔向飛行器結(jié)構(gòu)和設(shè)備傳輸熱量。隔熱層外表面溫度要求甚至低于100 ℃，結(jié)構(gòu)厚度要求<100 mm，輕質(zhì)超高溫梯度復(fù)合隔熱技術(shù)是發(fā)動機熱防護的關(guān)鍵。

通常導(dǎo)熱系數(shù)低的隔熱材料耐溫性能都比較低，而能夠承受高溫及超高溫的材料導(dǎo)熱系數(shù)都比較高，因此由一種材料實現(xiàn)耐超高溫和超低導(dǎo)熱有很大的難度。考慮到發(fā)動機隔熱層的高溫端和低溫端的溫度梯度很大，可以使接觸高溫端的一部分隔熱材料能夠經(jīng)受住超高溫，另一部分材料的耐溫可以適當(dāng)降低，隔熱結(jié)構(gòu)分成若干層，每層由不同材料組成，不同層具有不同的耐溫性能和導(dǎo)熱系數(shù)，在整體上實現(xiàn)既耐高溫又具有低的平均導(dǎo)熱系數(shù)的要求，形成梯度復(fù)合隔熱方案。圖29 為尾噴管典型部位隔熱層溫度分布。

圖29 尾噴管典型部位隔熱層溫度分布Fig.29 Temperature distribution of nozzle typical site’s heat insulation layers

隔熱層按材料耐溫特性可分為高溫層、中溫層和低溫層。高溫隔熱材料主要包括碳質(zhì)材料和氧化鋯質(zhì)材料，其中炭氣凝膠是近幾年的研究熱點之一。由于制備工藝復(fù)雜以及抗氧化性能有待改進，炭氣凝膠目前還處于實驗室研究階段，離實際應(yīng)用尚有距離。采用力學(xué)性能較好的碳纖維與耐高溫低熱導(dǎo)率的氧化鋯纖維復(fù)合，制備氧化鋯纖維/碳纖維超高溫柔性隔熱材料，具有良好的力學(xué)和隔熱性能［119］。中高溫隔熱材料主要包括氧化鋁纖維、莫來石纖維及硅酸鋁纖維類隔熱材料。低溫隔熱材料常用的有氧化硅質(zhì)和硅酸鈣質(zhì)材料。其中，氧化硅氣凝膠［120］有著優(yōu)異的隔熱性能，受到更多的關(guān)注和研究。

研究發(fā)現(xiàn)隔熱層內(nèi)部熱傳導(dǎo)、對流換熱和輻射換熱在不同溫度下的傳熱占比不同［121］。如圖30［120］所示，1 000 K 以下，材料內(nèi)部的傳熱以熱傳導(dǎo)和對流為主，隨著溫度的升高，輻射傳熱占比不斷增大，到達1 500 K 時，輻射傳熱所占比重才與熱傳導(dǎo)所占比重相當(dāng)。

圖30 隔熱材料中3 種傳熱方式傳熱量占比［120］Fig.30 Proportion of heat transfer by three heat transfer modes in thermal insulation［120］

對于更高溫度下的隔熱設(shè)計，主要針對輻射換熱進行抑制，如合理設(shè)置輻射屏蔽層、纖維表面處理、分散屏蔽劑等措施。輻射屏蔽是梯度復(fù)合隔熱層的典型結(jié)構(gòu)［122］。輻射屏蔽材料的選擇直接影響輻射屏蔽結(jié)構(gòu)隔熱材料的性能，采用低發(fā)射率的輻射屏蔽材料可以起到最好的阻擋紅外輻射傳熱的作用。綜合高、中和低溫隔熱材料和輻射屏形成的梯度復(fù)合隔熱層達到了較好的隔熱效果，在2 000 s 的時間內(nèi)，30 mm 厚的隔熱層，可將2 000 ℃的溫度，隔至300 ℃以內(nèi)。圖31為尾噴管典型區(qū)域隔熱后溫度變化趨勢。

圖31 尾噴管典型區(qū)域隔熱后溫度變化趨勢Fig.31 Variation trend of temperature after insulation at nozzle typical site’s heat insulation layers

未來，隨著超燃發(fā)動機結(jié)構(gòu)尺度的增大、服役時間的延長，發(fā)動機隔熱的難度會進一步增加，同時，更加復(fù)雜結(jié)構(gòu)形式、密集排布的測控設(shè)備和管路以及可重復(fù)使用、長時間貯存等新問題會不斷涌現(xiàn)，對未來超燃沖壓發(fā)動機的超高溫隔熱研制不斷提出更新、更高的服役要求。

3 地面試驗與數(shù)值模擬

3.1 地面試驗技術(shù)

發(fā)動機地面試驗主要包括進氣道、燃燒室等部件試驗以及發(fā)動機整機試驗。受燃燒模擬相似準則約束、進氣道與燃燒室強耦合、推力與比沖性能的獲取以及結(jié)構(gòu)與熱防護考核等需求，開展發(fā)動機全尺寸、長時間自由射流試驗至關(guān)重要［123］。這也是在流動與燃燒工作過程復(fù)雜機理尚未認識清楚，以及發(fā)動機高溫和高速等極端條件帶來的巨大不確定性和高風(fēng)險性情況下，驗證設(shè)計方案、認識發(fā)動機工作特性和開展技術(shù)研究的有效手段。

發(fā)動機全尺寸、長時間試驗的自由射流試驗臺需要具備模擬實際飛行馬赫數(shù)和飛行高度下總溫、總壓的能力。試驗臺需要突破流量與重型火箭發(fā)動機相當(dāng)?shù)母邷厝紵?、超大流量高超聲速流場的建立與高空低壓環(huán)境模擬、復(fù)雜系統(tǒng)協(xié)同控制等系列關(guān)鍵技術(shù)。通過在加熱器內(nèi)組織空氣、液氧和燃料三組元燃燒的方式將試驗氣體加熱到特定的高焓狀態(tài)，并且嚴格控制模擬流場的溫度、速度和壓力均勻性，實現(xiàn)高溫、高壓、大流量加熱，是開展自由射流試驗的難點和關(guān)鍵。大型試驗臺的空氣流量可能達到1 000 kg/s，比擬大型火箭發(fā)動機（如RD-180、Merlin1D），加熱功率超過1 000 MW，同時存在惰性氮氣60%以上、點火前溫度-100 ℃以下以及聲學(xué)不穩(wěn)定燃燒等棘手問題。目前，自由射流試驗臺模擬的溫度場非均勻性不大于3%，速度與壓力非均勻性不大于1%。

當(dāng)前，超燃沖壓發(fā)動機的研究多依托壁面壓力和推力等宏觀量的測量，來分析相關(guān)現(xiàn)象和規(guī)律，針對其內(nèi)部燃燒流場測量的先進技術(shù)在發(fā)動機研究中有非常大的發(fā)展空間。通過合理的模擬方法，高速PIV（Particle Image Velocimetry）［124-125］能夠?qū)崿F(xiàn)新型燃燒組織的流場測試，有助于對流動過程和工作機制的理解和創(chuàng)新發(fā)展。多路TDLAS（Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy）技術(shù)［126-127］為燃燒場的精細分析提供了手段，還可以在自由射流試驗臺流場校準中發(fā)揮重要作用。PLIF（Planar Laser Induced Fluorescence）［128-129］能夠給出點火和火焰?zhèn)鞑ミ^程，對超聲速燃燒技術(shù)向低馬赫數(shù)拓展研究發(fā)揮作用。

3.2 數(shù)值模擬技術(shù)

隨著計算機技術(shù)的進步，數(shù)值模擬在超燃沖壓發(fā)動機研究中的作用越來越重要。超燃沖壓發(fā)動機數(shù)值模擬包括燃燒與傳熱2 個主要方向。

超聲速燃燒數(shù)值模擬是一個極具挑戰(zhàn)性的多物理耦合問題，涉及湍流、液態(tài)燃料霧化與蒸發(fā)、氣液兩相流、化學(xué)反應(yīng)、湍流燃燒相互作用等問題。高保真超聲速燃燒模擬在揭示其特性和機理方面發(fā)揮著重要的作用，如發(fā)動機點火、穩(wěn)焰和模態(tài)轉(zhuǎn)換等過程。目前公開發(fā)表的文獻中超過80%的超聲速燃燒模擬均是基于氫燃料，例如HyShot Ⅰ&Ⅱ超聲速燃燒室、弗吉尼亞大學(xué)的超聲速燃燒室［130］、密歇根大學(xué)的超聲速燃燒室以及德國宇航局DLR 支板燃燒室［131］。

國內(nèi)的超聲速燃燒模擬研究起步于2000 年前后，在超聲速燃燒的理論、數(shù)值模擬、燃燒反應(yīng)動力學(xué)機理建模等方面進行了長期跟蹤，并開展了一系列的超聲速燃燒基礎(chǔ)研究。楊事民和張建良［132］分析了在氫氣超聲速燃燒室中的穩(wěn)焰和促進混合的作用。牛東圣和候凌云［133］考察了4 種不同的煤油總包反應(yīng)機理，指出單步反應(yīng)機理局部反應(yīng)釋熱量過大過快，容易使燃燒室內(nèi)出現(xiàn)熱壅塞現(xiàn)象。樊孝峰等［134-135］基于自主開發(fā)的26 組元89 步反應(yīng)煤油簡化反應(yīng)機理對氣態(tài)煤油超燃沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)的非定常燃燒流場進行了模擬，表明相比于總包反應(yīng)機理該簡化機理可以更準確地描述燃料燃燒過程中化學(xué)能的釋放過程。陳兵等［136］基于β-PDF 和δ-PDF 的火焰面模型對DLR 氫燃料超燃燃燒室和乙烯燃料氣動斜坡超燃燃燒室開展了氣態(tài)燃料數(shù)值模擬研究，圖32［136］為燃燒室燃燒過程仿真計算與地面試驗結(jié)果對比。

圖32 燃燒室燃燒過程仿真計算與地面試驗結(jié)果對比［136］Fig.32 Comparison between simulation results and ground test results of combustion process in combustion chamber［136］

針對航空煤油的詳細燃燒反應(yīng)動力學(xué)機理，有關(guān)研究通過骨架機理和總包機理相結(jié)合的兩步簡化策略，形成了包含24 組分20 方程的簡化燃燒模型，模型預(yù)測的點火延遲時間與試驗偏差在30%以內(nèi)［137］。結(jié)合已有地面試驗數(shù)據(jù)，完成了多工況的仿真計算與精度分析，實現(xiàn)了煤油詳細燃燒反應(yīng)動力學(xué)機理在三維復(fù)雜工程模型中的應(yīng)用，有效提升發(fā)動機性能預(yù)測精度。后續(xù)將針對寬域超燃沖壓發(fā)動機仿真需求，開展寬溫域燃燒反應(yīng)動力學(xué)機理的建模及應(yīng)用研究。

由于超燃沖壓發(fā)動機的熱環(huán)境比較惡劣，僅依靠燃料的物理吸熱是不夠的，化學(xué)熱沉也必須充分利用。超燃沖壓發(fā)動機傳熱數(shù)值計算涉及結(jié)構(gòu)傳熱、高壓燃料流動、裂解反應(yīng)動力學(xué)機理、邊界層傳熱等過程。對于帶裂解反應(yīng)的真實流體，物性及裂解過程的準確預(yù)測難度相對較大，國內(nèi)外研究人員也對碳氫燃料的裂解開展了一些研究。Aribike 和Susu［138-139］研究了正庚烷 在660～780 ℃溫度下深度裂解時化學(xué)反應(yīng)動力學(xué)及反應(yīng)機理，并在此基礎(chǔ)上提出了正庚烷的化學(xué)反應(yīng)模型，Herbinet 等［140］對常壓下正十二烷的高溫裂解進行了試驗研究，分析了裂解產(chǎn)物的主要成分，提出了詳細的裂解反應(yīng)機理模型，國內(nèi)仲峰泉等［141］對中國3 號航空煤油在超臨界條件下熱裂解進行了試驗研究，他們將裂解產(chǎn)物分為3 組：未反應(yīng)的煤油、氣體產(chǎn)物、包含液體產(chǎn)物和積炭的殘渣，并提出了一步反應(yīng)模型，極大簡化了煤油裂解模型，便于應(yīng)用于實際過程。

針對某碳氫燃料的換熱數(shù)值仿真，相關(guān)研究采用預(yù)先建表法實現(xiàn)高溫物性快速預(yù)測，計算數(shù)據(jù)的精度與直接求解偏差在5%以內(nèi)，求解效率提升80%。針對流固耦合計算量差異巨大造成的并行計算效率低的問題，不同分區(qū)的網(wǎng)格采用不同的并行剖分權(quán)重，一定程度提升流體和固體的計算負載均衡，解決了常規(guī)換熱方法在發(fā)動機三維復(fù)雜模型計算效率低、計算周期長的問題。后續(xù)將對更高密度的燃料開展試驗及裂解機理建模，以獲取精度更高、適用范圍更廣的機理模型，以支撐發(fā)動機快速設(shè)計，圖33 為燃油再生冷卻過程仿真計算與試驗結(jié)果對比。

圖33 燃油再生冷卻過程仿真計算與試驗結(jié)果對比Fig.33 Comparison between simulation results and test results of fuel regeneration cooling process

4 重點研究方向展望

理論上，超燃沖壓發(fā)動機可在超聲速至Ma=10 以上高超聲速的寬速域范圍內(nèi)工作［142］，可以與渦輪或火箭形成組合發(fā)動機，滿足未來可重復(fù)使用空天運輸飛行器的動力需求［4］。國外研究普遍認為，寬速域、可重復(fù)使用和高馬赫數(shù)將成為超燃沖壓發(fā)動機重點探索方向［143］。

4.1 寬速域工作

超燃沖壓發(fā)動機工作速度下限拓寬至Ma=2～3，與渦輪或火箭形成組合發(fā)動機結(jié)合，滿足高超聲速飛行器對動力的需求，已成為當(dāng)前的研究熱點。重點研究內(nèi)容包括：

1）變流道技術(shù)。流動與燃燒的匹配規(guī)律在低馬赫數(shù)呈現(xiàn)強非線性，速度下限拓寬至Ma=2～3，燃燒室尺度與Ma=7 比相差可達3 倍以上，固定幾何流道不能夠滿足低馬赫數(shù)大推力和高馬赫數(shù)高比沖的性能要求。通過可調(diào)進排氣和燃燒室等技術(shù)實現(xiàn)流道可變，理論上可滿足不同馬赫數(shù)下的工作需求，但其結(jié)構(gòu)與熱防護技術(shù)面臨極大挑戰(zhàn)。因此，高效的變流道技術(shù)是實現(xiàn)寬速域工作的關(guān)鍵。目前初步的技術(shù)思路較多，類似AEROJET 公司“TriJet”發(fā)動機方案中的火箭引射沖壓旁路技術(shù)［144］具有一定的工程可實現(xiàn)性，可進行深入研究。

2）低馬赫數(shù)燃燒強化技術(shù)。即使在Ma=4以下，發(fā)動機燃燒室流速仍然較高（點火前一般為超聲速），氣流總溫低于燃料點火溫度、也低于亞燃沖壓發(fā)動機的點火溫度，同時考慮到高馬赫數(shù)的總壓損失，火焰穩(wěn)定器回流區(qū)相對小，發(fā)動機在低馬赫數(shù)下可靠點火和高效燃燒面臨很大困難［145］。一方面，基于支板凹槽組合燃燒機制，進一步發(fā)展火焰穩(wěn)定能力更強的燃燒組織形式，結(jié)合徑向分區(qū)以及燃料加熱等技術(shù)手段，有望實現(xiàn)低馬赫數(shù)下燃燒強化。另一方面，等離子體注入和高溫射流等能夠增加反應(yīng)物的自由基和初始能量的燃燒強化措施已被大量研究［146］，后續(xù)可結(jié)合點火技術(shù)進一步發(fā)展，實現(xiàn)點火與燃燒強化有機結(jié)合。

3）可調(diào)結(jié)構(gòu)熱防護技術(shù)。從超燃沖壓發(fā)動機工作過程分析，僅調(diào)節(jié)進氣道或尾噴管對寬速域推力性能的提升有限，燃燒室的調(diào)節(jié)將受到更多關(guān)注。可調(diào)結(jié)構(gòu)處于2 000～3 000 K 以上的燃氣環(huán)境中，燃燒室徑向熱變形尺寸可到幾厘米；可調(diào)結(jié)構(gòu)的運動與飛行工況相關(guān)，需要具備多次運行能力，這些均對可調(diào)結(jié)構(gòu)熱防護提出了挑戰(zhàn)。主要難點之一是高溫動密封，包括滑動密封、軸轉(zhuǎn)動密封、鉸鏈密封和角區(qū)密封等，甚至存在多種密封形式相互耦合。需要從高溫動密封的結(jié)構(gòu)、材料以及氣動設(shè)計等多方面開展深入的研究工作。

4.2 可重復(fù)使用

基于當(dāng)前的發(fā)動機技術(shù)，進一步實現(xiàn)可重復(fù)使用，將推動火箭助推垂直起飛水平降落高超聲速飛行器的出現(xiàn)，也將使高超聲速、寬空域、便捷、低成本的臨近空間“航班化”飛行成為可能，對開辟吸氣式高超聲速技術(shù)應(yīng)用新領(lǐng)域有重要作用。作為可重復(fù)使用技術(shù)深化發(fā)展的基礎(chǔ)，建議開展以下研究：

1）化學(xué)催化再生冷卻技術(shù)。可重復(fù)使用發(fā)動機結(jié)構(gòu)面臨以-45～800 ℃高低溫交變載荷以及3 000 s 以上的超高溫、強沖刷、強振動為特征的嚴酷工作環(huán)境，造成高溫連接密封、涂層脫落、材料燒蝕等一系列問題。挖掘再生冷卻潛力，以增大結(jié)構(gòu)冷卻面積、控制結(jié)構(gòu)冷卻溫度有利于上述問題的解決。理論上化學(xué)催化再生冷卻可將燃料最大熱沉釋放溫度顯著降低，并促進熱沉提升，目前已取得了較好的研究成果［147］，后續(xù)還需要在催化劑性能優(yōu)化提升和應(yīng)用方面深入開展工作。

2）第三流體冷卻技術(shù)。尋求一種不易結(jié)焦的流體作為中間介質(zhì)或冷卻補充是解決復(fù)雜超高溫結(jié)構(gòu)燃料冷卻結(jié)焦、流動不穩(wěn)定等問題的重要途徑。一種受到較為重視的技術(shù)方案是采用第三流體作為燃料和超高溫結(jié)構(gòu)冷卻的中間介質(zhì)，同時利用第三流體換熱后膨脹做功發(fā)電或驅(qū)動燃油增壓，實現(xiàn)熱能的回收利用［148-150］。而采用第三流體作為局部結(jié)構(gòu)燃料冷卻的補充和強化換熱的手段也是一條值得研究的技術(shù)路線。

3）陶瓷基復(fù)合材料可重復(fù)使用技術(shù)。SiC纖維增強陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動機渦輪后中心錐等高溫部件上已實現(xiàn)可重復(fù)使用［151-153］，但不能直接應(yīng)用于超燃沖壓發(fā)動機，主要原因是SiC 纖維的耐溫水平不滿足使用要求，而現(xiàn)有用C 纖維增強陶瓷基復(fù)合材料固有的微裂紋結(jié)構(gòu)限制了其在可重復(fù)使用發(fā)動機上的應(yīng)用。突破陶瓷基復(fù)合材料可重復(fù)使用技術(shù)，還需要從新纖維和新基體材料研發(fā)、纖維與基體的微觀組織改性、新型抗燒蝕涂層和新型工藝等方面進行創(chuàng)新研究。

4）健康監(jiān)測與故障檢測技術(shù)。超燃沖壓發(fā)動機可重復(fù)使用過程中經(jīng)受嚴酷的力、熱交變載荷，面臨高溫連接密封失效、熱障涂層脫落、陶瓷基復(fù)合材料力學(xué)性能退化等一系列問題，適時監(jiān)測與評估發(fā)動機工作狀態(tài)，對其安全使用至關(guān)重要。需要積累各組成的可重復(fù)使用數(shù)據(jù)樣本，掌握可重復(fù)使用特性規(guī)律，形成工作狀態(tài)表征以及故障模式判別的可靠方法，為發(fā)動機健康監(jiān)測與故障診斷技術(shù)的發(fā)展和完善提供良好的支撐。

4.3 高馬赫數(shù)探索

Ma=7 以上的更高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)是臨近空間中段海拔30～50 km 高馬赫數(shù)吸氣式巡航飛行的技術(shù)基礎(chǔ)，也是新型空天運輸系統(tǒng)核心動力，是后續(xù)重要的拓展方向之一［154-155］。其高焓、高速和高空的工作條件，使發(fā)動機內(nèi)超高速流動、燃燒及表面現(xiàn)象會更加復(fù)雜，發(fā)動機熱防護設(shè)計閉合難度加劇，需要開展大量的研究工作：

1）高熱值、高燃溫、高熱沉的燃料與應(yīng)用技術(shù)。高超聲速飛行器的阻力以及發(fā)動機承受的氣動熱近似與速度的平方成正比，而發(fā)動機的推力和冷卻流量近似與速度的一次方成正比，高馬赫數(shù)飛行推阻的矛盾、冷卻與熱防護的矛盾將異常突出。發(fā)動機性能受限于加熱比（燃燒總溫與來流總溫比，<1 表明燃料不能放熱），從Ma=7到Ma=10，目前液體碳氫燃料的加熱比將由1.6衰減到1.1，難以輸出足夠推力［156］，同時，對燃料熱沉的需求大幅提升［157］，遠高于現(xiàn)有液體碳氫燃料的熱沉水平［158］。而高熱值和高熱沉的氫燃料，低溫液化后的密度也僅是液體碳氫燃料的1/10，要求飛行器有更大的裝填空間和低溫貯存能力，意味著更大的阻力和重量，不適用于大氣層內(nèi)長時間飛行。高熱值、高燃溫、高熱沉的新型燃料是更高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)突破的基礎(chǔ)，亟需發(fā)展。

2）激波誘導(dǎo)超聲速燃燒技術(shù)。由Ma=7 到Ma=10，如果燃燒室內(nèi)速度不提升的話，燃燒產(chǎn)物離解帶來性能的損失將超過30%，為了抑制離解效應(yīng)帶來的不利影響［159］，更高馬赫數(shù)發(fā)動機內(nèi)全部是超聲速流動，激波是流場中的主要氣動特征，經(jīng)過激波的溫升效應(yīng)以及激波形成的斜壓流動將成為改變流動形態(tài)、增強燃燒性能的主要手段，需要從高超聲速壓縮流動與超聲速燃燒的三維匹配設(shè)計出發(fā)，創(chuàng)新發(fā)展激波誘導(dǎo)超聲速燃燒技術(shù)。

3）主被動復(fù)合熱防護技術(shù)。通常吸熱型燃料的熱值與熱沉的指標難以同時提升，現(xiàn)有某型吸熱型碳氫燃料熱沉提高約5%，熱值降低約1%。要使發(fā)動機在更高馬赫數(shù)下能夠起到推進作用，可先解決推力性能問題，燃料熱沉的不足可以嘗試通過膜冷卻、發(fā)汗冷卻、第三流體冷卻以及主被動復(fù)合熱防護等技術(shù)解決。主被動復(fù)合熱防護［160-161］一方面是將燃料作為復(fù)合材料背側(cè)的冷卻劑，降低復(fù)合材料的耐熱溫度要求，延長復(fù)合材料的使用壽命，另一方面選用比金屬材料耐溫高的復(fù)合材料作為壁面材料，通過提高壁面材料許用溫度，降低傳向冷卻劑側(cè)的熱流水平，進而降低對燃料熱沉的需求，是解決更高馬赫數(shù)發(fā)動機對燃料熱值和熱沉需求矛盾的一條重要途徑。

5 結(jié)束語

超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)涉及到大量基礎(chǔ)和應(yīng)用科學(xué)技術(shù)問題，是極為復(fù)雜的高新技術(shù)。本文不可能全部涵蓋，主要是總結(jié)了相關(guān)關(guān)鍵問題研究過程中的一些認識和體會。就超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)發(fā)展而言，目前所取得的成果還是階段性的，面向未來可重復(fù)使用空天運輸飛行器的動力需求，寬速域工作、可重復(fù)使用和高馬赫數(shù)探索將成為研究熱點。