推进技术本文2002206216收到,作者系中国航天科工集团三院31所高级工程师———超燃冲压发动机技术———刘小勇 摘 要 超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。
它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。
半个世纪以来,它的研究受到了美、俄、法等国的重视。
目前,超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。
21世纪,超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用,必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。
主题词 冲压发动机 超声速燃烧 超燃冲压发动机 高超声速飞行器概述冲压发动机(ramjet )属于吸气式喷气发动机类,由进气道、燃烧室和尾喷管构成,没有压气机和涡轮等旋转部件,高速迎面气流经进气道减速增压,直接进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力。
它结构简单,造价低、易维护,超声速飞行时性能好,特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。
当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时,燃烧主要在亚声速气流中进行,这类发动机称为亚燃冲压发动机,目前得到广泛应用;当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时,燃烧在超声速气流中开始进行,这类发动机称为超燃冲压发动机,目前得到了广泛研究。
亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于6的飞行器,如超声速导弹和高空侦察机。
超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于6的飞行器,如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。
超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机(dual modle ramjet )和双燃烧室冲压发动机(dual combustor ramjet )。
双模态冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度,其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧/亚声速燃烧/超声速燃烧状态。
对于这种发动机如果其几何固定,通常能够跨4个飞行马赫数工作,目前研究较多的是M ∞=3(4)～7(8)的双模态冲压发动机;双模态冲压发动机如果几何可调,则能够在更宽的马赫数范围内工作,如M ∞=2～12。
双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机,采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。
超燃冲压发动机技术是发展高超声速技术的关键。
它涉及到空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉,是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机/飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器/未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。
目前,美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。
预计美国将在2010年前后完成高超声速巡航导弹研制,在2020年前后研制成实用的高超声速飞机,在2025年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统(空天飞机)。
1 超燃冲压发动机的应用背景超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等,预计最先得到应用的将是高超声速巡航导弹。
1.1 高超声速巡航导弹高超声速巡航导弹具有快速反应能力、相当高的突防概率、具有很强的穿透力。
凭借其高速度,在很短时间(不超过10min)内就能够打击近千千米以外的目标。
美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能力,尤其是打击机动目标,如导弹发射架、航空母舰等高价值机动目标。
高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。
在满足命中精度要求的条件下,高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标(包括深埋地下目标)等目标的毁伤概率。
1.2 高超声速飞机高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。
高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。
目前,各国主要依靠卫星和常规侦察机执行侦察任务,这两种侦察手段均有局限性,特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。
高超声速飞机具有突防能力强,被拦截概率小,能深入敌纵深进行侦察的特点。
高超声速战斗机配挂防区外攻击武器,以高空、高速进入或退出目标区,或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器,利用武器的高超声速实施突防、攻击,都必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存力和作战效能。
当然,高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添翼。
超燃冲压发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上,这种洲际飞机飞行速度约为M a=5～6,航程达数万公里,各大洲之间约2h即可到达,有很大的潜在市场。
美、日、俄、法等国曾研究过各种以涡轮为基础的吸气式组合循环(TBCC)推进系统作为其动力装置,美、日等国至今仍在以国际合作的形式继续进行研制。
1.3 空天飞机空天飞机的特点是:能够象普通飞机一样起飞,以高超声速在大气层中飞行,在30km～100km高空的飞行速度可达12～25倍声速;能够直接加速进入地球轨道;能安全返回并再入大气层,象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落;能够重复使用。
空天飞机(包括跨大气层飞机)将作为反卫星武器平台、监视和侦察平台、天基系统的支援平台,在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用:迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器(如卫星等);检查来历不明和可疑的轨道飞行目标;捕捉或摧毁不友好的航天器;当航天器观察到地面或空间出现严重事件时,可用空天飞机迅速查明情况,救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆脱困境。
空天飞机将为未来的航天发射服务。
在快速发射和降低航天发射费用方面具有明显的潜力,特别适应未来信息化战争的需要,可以低成本地快速部署小卫星星座和回收卫星。
2 超燃冲压发动机的关键技术与飞行器高度一体化的超燃冲压发动机系统主要由进气道、燃烧室、喷管等关键部件组成。
其主要关键技术包括:在飞行马赫数范围内时,长度短、性能高、工作稳定的进气系统;能为推进系统提供最佳性能的燃烧室;能在飞行器整个工作范围内提供有效推力的排气系统;发动机总体性能优化;能提供最大有效能量又能提供充分的冷却能力的燃料和燃料供给系统;适合高超声速飞行的热结构和材料;以及演示验证技术等。
2.1 发动机/飞行器一体化在高超声速飞行条件下,由于激波损失、摩擦损失、附面层分离、附面层与激波相互影响等因素,将显著地增加飞行器的阻力。
超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力,使飞行器获得较高的升阻比;同时,飞行器外形、发动机在飞行器中的布局,对进入发动机气流的流量大小、流场品质有重要影响,也影响到发动机出口气流的膨胀,从而影响到发动机部件性能和总体性能,影响到发动机的部件结构和总体结构。
从发动机研究角度出发,发动机/机体一体化主要研究:发动机在飞行器中的布局,发动机的进气道性能受到飞行器前体的影响(前体预压缩对增大进气道的流量是有利的,但是其产生的附面层、摩擦损失、流场不均匀性等对发动机的性能是不利的),飞行器后体对发动机出口气流膨胀的影响(发动机尾喷管与飞行器后体相互匹配,控制气流膨胀不足和过度,增大发动机推力和减小尾部底阻)。
2.2 超燃冲压发动机总体技术超燃冲压发动机总体技术主要是协调与飞行器总体的关系,约束发动机各部件的性能指标,涉及到推进系统总体性能优化选择、总体结构、热管理、部件形式选择与性能要求、发动机控制方案等。
冲压发动机的特点是在设计点具有较高性能,偏离设计点,性能迅速下降,因而工作范围不宽,通常只能够跨2个马赫数工作。
以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器,巡航速度一般大于马赫数6,在从0起动速度到巡航速度的范围内,冲压发动机工作的速度范围越宽,飞行器的总体性能越优,因此理想的工作状态时希望冲压发动机能够在马赫数低于2时就开始工作,一直使飞行器加速到巡航速度(如马赫数6),但是这给发动机的设计带来了很多困难。
因此优化选择发动机的工作过程,在较宽的速度工作范围使发动机具有较高性能成为发动机总体技术首先要解决的问题。
通常在飞行器马赫数小于6时,冲压发动机采用亚声速燃烧(亚燃)比采用超声速燃烧(超燃)具有更高的性能。
亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机简单串联或并联组合,都不能够使冲压发动机获得良好性能。
这必然要求具有较宽工作范围的超燃冲压发动机既能够实现超声速燃烧,也能够实现亚声速燃烧,即所谓双模态燃烧。
在不同的马赫数条件下,合理配置发动机气流通道,实现发动机不同的工作模态和模态之间平稳地过度,也是超燃冲压发动机总体技术研究的关键。
超燃冲压发动机外部是高超声速气流,气动加热形成了很强的热负荷(对于巡航马赫数6,驻点温度达到了1700K),发动机内部是高超声速气流减速后继续燃烧的高速、高温(对于巡航马赫数6左右工作的发动机,内部气流总温可达3000K以上)气流。
工作环境热负荷大,必须采用主动冷却。
在超燃冲压发动机冷却过程中,冷却剂和燃料合二为一,冷却剂的流量等于燃料流量,一方面要在给定的燃油流量下通过设计合理的冷却结构达到冷却效果。
对于煤油燃料来说,另一方面还要求燃油吸热达到合适的温度,以便于产生相变,形成气态燃料,或裂解成甲烷、乙烯、氢等小分子有助于燃料高效燃烧。
相对于火箭发动机,超燃冲压发动机的燃料只含还原剂,可用来作冷却剂的量大大减少,而相对的冷却面积反而比火箭大。
这些都给超燃冲压发动机的热管理研究带来了更大的困难。
2.3 进气道技术超燃冲压发动机要求高超声速进气道能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力(抗反压能力)等性能,这些性能与进气道的几何构型紧密相关,对附面层、壁面摩擦、附面层与激波的相互影响等也相当敏感,而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾,在实际研究中还将涉及到进气道的冷却问题、实验时的测试方法等,这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。
为此,需要优化选择高超声速进气道几何构型,研究三维压缩效应、附面层的发展规律及其吸除技术、附面层与激波的相互作用规律、试验模拟方法等。
2.4 燃烧室技术超燃冲压发动机燃烧室技术要解决的主要问题是在有限的空间(米级)、时间(毫秒级)内和在高速气流(通常是超声速气流)中,实现燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃烧,将化学能最大限度地转化为热能,有高的热效率和较小的压力损失,而且要能够适应较宽的燃料/空气当量比变化、燃烧室的压力变化、速度变化,以满足飞行器不同空域和不同速度飞行、加速以及巡航等要求。
双模态燃烧是燃烧室技术研究的关键。