推进技术美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述 摘 要 美国普拉特2惠特尼公司(P&W)正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。
在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机(NASP)计划中,开发了超燃冲压喷气发动机数据库。
2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper2X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验,行试验数据。
第一次试验的马赫数接近7,第二次试验的马赫数接近10。
美空军研究实验室(AFRL)高超声速技术(HyTech)办公室已决定继续改进NASP,不断开发新技术,以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。
在AFRL和美国防高级研究计划局(DARP A)的资助下,计划在超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SE D2WR)项目下,在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。
将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。
超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。
使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中,以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。
关键词 高超声速巡航导弹 推进技术 超燃喷气发动机引 言20世纪60年代,美国联合技术研究中心(UTRC)的联合技术公司(UT C)开始开发冲压式喷气发动机和超燃冲压喷气发动机技术。
从20世纪70年代起,开始通过先进小体积冲压喷气发动机和先进战略空射导弹飞行试验对冲压喷气发动机技术进行验证。
随后,从20世纪90年代起,开始用先进空空导弹对其进行飞行试验验证。
20世纪80年代中期,随着国家航空航天飞机计划(NASP)的启动,普惠公司恢复了超燃冲压喷气发动机开发工作。
NASP的目的在于开发一体化低速加速器、冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机推进系统,并对其进行飞行验证。
在NASP的10年研发中,为用于X2 30演示机的氢燃料超燃冲压喷气发动机部件和整机建立了雄厚的技术基础,包括已经过验证的设计工具和方法学。
最初的NASP发动机设计被用作Hyper2X飞行器的超燃冲压喷气发动机设计的基础。
2004年成功地进行了氢燃料Hyper2X飞行器的飞行试验,飞行马赫数接近7和10。
与NASP并行,UTRC也在美空军研究实验室(AFRL)资助的超燃冲压喷气发动机部件技术(SCT)计划下,开发碳氢燃料超燃冲压喷气发动机技术。
碳氢燃料超燃冲压喷气发动机比氢燃料超燃冲压喷气发动机动力小,但后勤保障性强。
在SCT计划下,完成了吸热式冷却技术的开发和碳氢燃料超燃冲压喷气发动机燃烧室的直连试验。
为在NASP后继续保持高超声速推进技术方面的核心竞争力,美空军部长于1995年在AFRL启动了高超声速技术(HyTech)项目。
普惠公司于1996获得了该项目下的碳氢超燃冲压喷气发动机技术(HySET)项目。
HySET项目的目标是研发并且演示马赫数4～8下的碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的适用性、性能和耐久性,以使一次性使用和可重复使用高超声速飞行器的开发成为可能。
HySET项目已经在两个主要应用领域取得突破:首先,研发的控制方案将流路干扰减到最小,增加了超燃冲压喷气发动机设计的推阻裕度;其次,已经证实吸热式燃料冷却的可行性。
2000年和2001年,AFRL和普惠公司进行了第一次非冷却的液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的性能试验的发动机(PTE)地面试图1 NAS A GRC的进气道试验台图2 UTRC 研发的进气道试验台验,试验马赫数分别为4.5和6.5。
在随后的2003年,在相同的飞行条件下,又第一次成功地进行了飞行质量、燃料冷却的超燃冲压喷气发动机(地面演示发动机1号(G DE 2l ))的地面试验。
带有闭环燃料系统、可调进气道鱼鳞板和全数字化电子控制(F ADEC )的飞行质量、燃料冷却发动机(地面演示发动机2号(G DE 22))准备在2005年进行试验。
由普惠公司和波音公司的一个合作团队领导,在美空军和DARP A 的SED 2WR 项目资助下,准备在2008年启动飞行质量、燃料冷却超燃冲压喷气发动机推进系统的飞行试验,将飞行器从马赫数4.5加速到至少6.5。
可重复使用飞行器采用组合循环推进系统将更具优势,可采用火箭发动机或气体涡轮机推进,将超冲压喷气发动机加速至(工况)接力状态。
基于火箭的组合循环(RBCC )和基于涡轮机的组合循环(T BCC )的推进系统都具有潜能,使未来的空间推进系统比今天的航天器更安全、更可靠且成本更低。
对于可重复使用运载器(RLV )来说,在安全上将提高两个数量级,在运行成本上将减少两个数量级,并可应用于航空领域。
高超声速巡航飞行器可实现全球到达且所需飞行时间更短,二维系统和三维系统都正在研发中。
1 Hyper 2X(X 243A)在NASP 后,普惠公司和波音圣路易斯公司(当时的麦道公司)合作,设计用于双燃料吸气式高超声速飞行器的发动机及其X 飞机演示样机,即后来的Hyper 2X (X 243A )。
NAS A 的X 243A 项目由M i 2cr ocraft (现与ATK 合并)、北美罗克韦尔公司(现与波音公司合并)以及G AS L 公司(现与ATK 合并)。
NAS A 的兰利研究中心(LaRC )修改了普惠公司的X 243A 发动机的流路设计,G AS L 完成了发动机的制造。
2004年3月27日,X 243A 创造了由吸气式推进系统提供动力的飞机的历史最快速度记录(马赫数为6.83),在2004年11月16日又以马赫数9.68的结果刷新了它自己的记录。
结合普惠公司的NAS 2T AR 编码和NAS A 的VULCAN 编码技术,普惠公司对飞行马赫数7下的发动机性能进行了预测,预测数据与X 243A 实际飞行数据非常吻合。
2 碳氢超燃冲压喷气发动机技术(HySET)AFRL 资助的HySET 计划正在开发相关技术,以验证马赫数4～8下液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机推进系统的适用性、性能和耐用性。
在第一阶段,通过技术方案规划确定部件级到系统级的技术要求。
超燃冲压喷气发动机设计由混合压缩进气道、隔离器、控制系统、燃料冷却的燃烧室、喷管和发动机子系统组成。
在第一阶段,在美国NAS A 的格伦研究中心(GRC )的0.3048m ×0.3048m 超声速风洞(图1)中,在马赫数4～8的范围内进行了383个进气道装置试验点的试验,以评价其性能和适用性。
试验结果表明,其气动力收缩比、动能效率和质量流量比满足或者超过预期目标。
后来,在UTRC 的小尺寸进气道试验台(图2)上进行了300次进气道试验,以研究仰角和展弦比对进气道的影响。
HySET 已进行了大量的燃烧室直连试验。
图3 HySET的直连式燃烧室试验台图4 1997年的自由射流发动机试验图5 性能试验发动机图6 地面演示1号发动机UTRC 用JP 27燃料试验了500多个试验点,以评估控制方案并验证热通量预测工具。
试验结果表明,燃烧效率满足马赫数4和6条件下的预计方案指标。
另外在马赫数4.5和6.5的条件下,进行了直连燃烧室试车(图3)。
180多个数据点被用于确定燃料系统,验证发动机点火、启动顺序、适用性和性能。
1997年开始用气体乙烯燃料在马赫数8条件下,对铜散热性能试验发动机(PTE )进行了全尺寸发动机试车(图4)。
19个数据点被记录下来,以验证碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的可行性以及使用氢燃料的NASP 中开发的分析工具。
从2000年4月至2001年1月,采用加热的JP 27燃料和吸热技术在自由射流试车台上进行了铜散热PTE (图5)的试验。
试验中测量的实际正推力与预计推力相吻合。
这首次成功地演示了未使用高能燃料添加剂的碳氢超燃冲压喷气发动机,在95个试验点中,PTE 在马赫数4.5和6.5时满足或超过预计性能目标。
2003年对燃料冷却、飞行质量流路地面演示1号发动机(图6)进行了另外的自由射流试验,对其热、机械和结构耐用性进行评估。
试验计划结论表明,其硬件性能情况非常良好。
发动机性能超过了PTE 的性能,部分归功于更加匹配的喷射点燃料温度。
在马赫数4.5和6.5条件下,共进行了60个试验点的试验。
在下一步研制自由射流发动机之前,为了降低计划风险,在飞行马赫数7下进行了一系列整流罩鱼鳞板试验,可调进气道整流罩鱼鳞板可以优化飞行全过程的进气道捕获气流和气动力收缩比,提供最大的进气效率。
试验中可变几何进气道包括高温密封都表现出优异的性能。
燃料冷却、飞行质量地面演示2号发动机已经完成组装并已作好了试验准备。
这台发动机安装了可调进气道鱼鳞板、闭环燃料冷却和燃烧室系统、图7 超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器热燃料分配阀和全数字化电子控制系统。
用螺栓固定代替了地面演示1号发动机的焊接结构,提高了系统稳定性和可维修性,以满足可重新使用的任务要求。
此外,整流罩前缘采用了陶瓷复合材料。
3 超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SED2 W R)飞行试验计划在AFRL和DARP A资助和合作下,普惠公司和波音公司一起在SED2WR项目下进行碳氢燃料、飞行质量、双模超燃冲压喷气发动机的飞行试验,此计划在2003年启动,2004年后期完成系统级初步方案设计评审(P DR)。
SE D2WR计划在2008年开始飞行试验,将演示几分钟的发动机运行,飞行器将实现自主飞行(图7)。
4 未来计划组合循环推进系统将被开发用于可重复使用飞行器,例如高超声速巡航飞行器和可重复使用运载器。
基于涡轮机的组合循环推进系统设计面临的主要技术挑战是实现发动机工况的转换,即从气体涡轮机动力方式转变到冲压式喷气发动机和/或超燃冲压喷气发动机动力方式,再转回到气体涡轮机动力方式。
还需解决冲压式喷气发动机/超燃冲压喷气发动机工况时气体涡轮机的防护喷层问题。
二维和三维流路下气体涡轮机和冲压喷气发动机/超燃冲压喷气发动机与飞行器的一体化问题也是技术难点。
同样,对于基于火箭的组合循环来说,设计者也必须考虑火箭发动机与冲压喷气发动机/超燃冲压喷气发动机流路的相对位置,是否在何处将火箭发动机嵌入高速流路,以及火箭发动机和冲压喷气发动机/超燃冲压喷气发动机之间的工况转换。
二维和三维基于火箭的组合循环方案也是可行的。
在飞行演示采用组合循环方式的典型飞行器之前,这些问题必须解决。
参考文献[1] Andreadis D.Scra m jet Engines Enabling the Sea m less I n2tegrati on of A ir&Space Operati ons.The I ndustrial Physi2cist,Aug.Sep t.2004[2] Hypers onic Technol ogy Scra m jet Engine Reaches Maj orM ilest one,Technol ogy Horizons,Vol.2,No.4;Dec.2001[3] Bogar T.J.,A lberico J.F.,Johns on D.B.Es p inosa A.M.,Lock wood M.K..Dual2Fuel L ifting Body Configura2ti on Devel opment.A I A A9624592[4] nd mark Tests Boost Scram jet’s Future,Testing Key t o Scra m jet Success.Aviati on W eek&SpaceTechnol ogy,M ar.26,2001[5] Kaz mar R.R..Hypers onic M issile Pr opulsi on Syste m.A I A A Paper,Nov.1999[6] Faulkner R.F.,W eber J.W..Hydr ocarbon Scra m jet Pr o2pulsi on Syste m Devel opment,De monstrati on,and App li2cati on.A I A A29924922[7] Kaz mar R.R..Hypers onic Pr opulsi on at Pratt&W hitney2Overvie w.A I A A Paper,Oct.2002[8] W ishart D.P.,Fortin T.,Guinan D,Norris R.B.,Mo2dr oukas D..Design,Fabricati on and Testing of an Ac2tively Cooled Scra m jet Pr opulsi on Syste m.A I A A200320015,Jan.2003[9] Faulkner R.F..The Evoluti on of the HySET Hydr ocarbonFueled Scram jet Engine.A I A A Paper,A I A A2200327005金 玲 尚绍华。