超燃冲压发动机的第一个40年_占云

推进技术

超燃冲压发动机的第一个40年

摘　要　对近40年超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机)技术的出现与成熟进行了综合的论述。根据对美国、俄罗斯、德国、日本、澳大利亚及其它国家已完成的或者正在进行的研究工作进行了论述,简单地叙述了超燃冲压发动机燃烧室研制的问题。鉴别了两种新出现的超燃冲压发动机的应用,即通向空间入口用碳氢燃料高速发动机和高超声速空射导弹用碳氢燃料发动机。

主题词　超燃冲压发动机 高超声速 导弹

前言

大约40年以前,各种高速导弹用的碳氢燃料常规冲压发动机(CRJ)处于持续发展中。美国洛克希德的X-7可重复使用的试飞器论证了Ma=3～4范围内的冲压发动机性能。国际上对冲压发动机进行了很好的研究,同时一直对高超声速的常规冲压发动机很感兴趣。

20世纪50年代后期,发表了很多论文,对常规冲压发动机的发展历史进行了评估,并提出了提高飞行速度的各种设计方法。可是,关于将常规冲压发动机性能扩大到Ma=5.0以上的速度的可行性存在很大的分歧。

同时,对超燃冲压发动机的可行性引起了注意。早在1946年,Roy就提出了借助于驻波直接将热量加入超声速流中的可能性。1959年, Nicholls等人又论证了超声速氢气流中稳定的爆燃波,随后Gross和Chinitz也报导了类似的研究,此外,在这段时间,关于向围绕机体的外气流中加热以产生升力与推力,还有各种各样的研究。1958年9月在马德里举行了第一届国际航空科学会议。在这次会议上,Ferri简略地概述了Brookly n Poly-technic研究院的一些工作进展,并证明在Ma= 3.0的超声速气流中实现了稳定燃烧,没有强激波。他报导了这个重要新闻之后,就作为美国超燃冲压发动机技术研究的主要领导者出现。

早在1958年,加拿大蒙特利尔的麦吉尔大学开始了超燃冲压发动机研究工作。Sw ithenbank报导了一些早期有关超燃冲压发动机的进气道、燃料喷射与燃烧及排气喷管方面的工作,重点是Ma=10～25高速范围内的工作。

Weber和M ackay于1958年发表了超燃冲压发动机的基本分析,此分析研究Ma=4～7范围内超燃冲压发动机和常规冲压发动机(采用氢燃料)的有关性能,并指出在Ma=7.0以上的速度下超燃冲压发动机的潜在优越性。分析中明确预测了超燃冲压发动机研究中所面临的某些主要技术障碍,包括没有严重激波损失的燃料喷射与混合、燃烧气体动力学现象、壁面冷却与摩擦损失,以及喷管性能等。此外还讨论了对扩散燃烧室形状的要求以避免由于热阻塞而引起等面积管道中加热的局限性,同时提出了一种积分方法来计算这种扩散管道的壁面压力。很显然,超燃冲压发动机研究中必须提出的同类问题大约在40年前已经提出了。

1957年约翰霍普金斯大学的应用物理实验室的Avery和Dueger开始了超燃冲压发动机及其潜力的分析研究与试验研究。紧接着,于1960年Dugger发表了煤油燃料常规冲压发动机和超燃冲压发动机的有关性能的研究,此项工作的结论与Weber和M ackay的类似,即:在Ma=6～8的速度范围内,超燃冲压发动机性能在某些方面超过常规冲压发动机的性能,而且在较高的速度下将占优势。文章着重说明常规冲压发动机喷管的不平衡流对发动机性能有不好的影响。令人感兴趣的是,文章中也提出了爆燃波超声速燃烧室可能得到的性能优于超燃冲压发动机的可能性。虽然,他们确实对常规发动机和超燃冲压发动机的相关性能很感兴趣,但是由于缺少验证的超燃冲压发动机部件性能,又缺少有关高超声速常规冲压发动机的试验数

图2　

低速固定几何尺寸超燃冲压发动机

图1　美国空军IF T V 概念

据,所以未能进行实质性的比较。其后,高速发动机工作的推进集中在超燃冲压发动机上,常规冲压发动机工作则处于停滞状态直到由于整体式火箭冲压发动机发展而重新引起了兴趣。

如今,当注意力转移到以Ma =5～8的较高速度工作的空射导弹时,在此速度范围内的煤油燃料常规冲压发动机和超燃冲压发动机的相关性能再次成为研究的重点。

本文只是简要地论述最成熟的超燃冲压发动机硬件,特别是可能要进行飞行试验的那些工作。而且,只讨论超燃冲压发动机燃烧技术工作,这方面仍然是超燃冲压发动机的关键研制难题。由于篇幅有限不允许对根据NASA 提出的火箭基混合循环计划、航空喷气发动机公司和洛克达因公司所研制的各种超燃冲压发动机部件进行任何讨论。1　美国的超燃冲压发动机技术

氢燃料超燃冲压发动机的高速性能,特别是获得近轨道速度的明显潜力,增加了研究人员对高超声速巡航任务的兴趣,尤其是对精致而难以捉摸的单级入轨(SSTO )空天飞机概念的兴趣。当然,在20世纪60年代初期,对有关空间研究的投资不断地增加,而航空研究资金突然减少,这是把氢燃料超燃冲压发动机工作集中在单级入轨概念上的主要原因。特别是美国空军提出的超燃冲压发动机工作直接支持了空天飞机概念。

在早期的这些年代里,美国氢燃料超燃冲压发动机研制的领先人物毫无疑问是Ferri 。他是布罗克里工业学院空气动力实验室(PIBAL )和通用应用科学实验室(GASL )的技术指导与领导,为超燃冲压发动机发展打下了牢固的技术基础。他早期在PIBAL 和GASL 的工作指向超声速扩散燃烧系统。他阐明了氢-空气系统的化学过程和现象,分析了关键的紊流混合问题并确定了使热释放与燃烧形状相匹配以免产生强激波的关键问题。由于确立了这些基础,Ferri 对固定几何尺寸超燃冲压发动机性能最大的问题进行了研究,尤其研制了在宽广的速度范围具有良好性能的发动机。Ferri 认为,假设使用三维发动机设计并与燃烧产生的激波压缩效应相结合,那么这样的高性能要求能够满足,这种激波压缩效应称为热压缩。可是Billig 作的一种独立的分析结论是,从理论上讲在低飞行Ma 下,这种性能增加很大,但是使燃料喷射过程适合产生所需热压缩区域实际上是困难的。20世纪60年代通用应用物理实验室执行的两项发动机计划是令人感兴趣的,其中第一项是飞行试验发动机概念,根据美国空军投资的超燃冲压发动机增量飞行试验飞行器(IFTV )计划而进行的研制,于1965年开始,IFTV 概念如图1所示。请注意4个氢燃料超燃冲压发动机模块位于飞行器中心体周围。飞行试验计划准备用助推器将飞行器推进到17068.8m 的高空,并使速度达到1645.9m /s ,然后论证飞行器至少可加速到1828.8m /s 速度。在研制超燃冲压发动机模块的地面试验计划中,由于遇到了很多进气道与燃烧室的相互影响的问题,因而影响了工作进度。整个飞行试验计划是一项计划周密、趋向成功的工作,鉴于接连不断的技术难题,该计划于1967年被取消,可是,同年却试射了无动力的试飞器。遗憾的是,基于三维热压缩方法的模块式超燃冲压发动机设计的可行性在飞行试验中没有得到验证。IFTV 计划在超燃冲压发动机模块地面试验计划实现前就被取消。

图4　N ASA

机身一体化发动机结构

图3　NSA S 高超声速研究发动机

另一个有趣的发动机概念由通用应用科学实验室根据美国空军的倡议于1964—1968年进行研制,该发动机称为低速固定几何尺寸超燃冲压发动机,见图2。这种发动机的设计Ma =3～12,无可变几何尺寸,但是具有随飞行速度而变化的空气动力压缩比。这种固定几何尺寸发动机利用了Ferri 的进气道—燃烧室设计一体化三维空气动力学、适当的燃料喷射和热压缩效应的方法。此项计划中试验了各种进气道与发动机模块,图2所示发动机模块在Ma =7.4时进行了试验。值得一提的是当前俄罗斯/法国关于宽广超燃冲压发动机计划的目标也是在Ma =3～12的速度范围内,但是,这种发动机利用机械上可变几何形状。

除通用应用科学实验室设计的发动机之外,美国空军还资助研究其它的超燃冲压发动机并成功地进行了试验,包括美国飞机研究实验室的可变几何尺寸发动机、通用电气公司部件一体化模型及马跨特公司双模态发动机。

除了美国空军倡议的超燃冲压发动机之外,NASA 和美国海军向很重要的发动机计划给予了投资。NASA 的主要工作是高超声速研究发动机

(H RE )计划,于1964年启动,目的是要在X -15A -2研究飞机上对整个飞行重量超燃冲压发动机进行飞行试验。当X -15计划于1968年被终止时,飞行试验发动机的机会再次失去了。在这次取消之后,研究重点被转移到两种全尺寸HRE 模型的地面试验上,一种结构模型称为结构装置模型(SAM ),在NASA 兰利研究中心2.44m 高温风洞中以Ma =7的状态进行了试验;另一种模型用于论证发动机性能,称为空气热力学一体化模型(AIM ),在NASA 约翰H ·格宁研究中心、刘易斯区域高超声速试验设备上,以Ma =5,6,7的速度进行了地面试验。这些发动机由航空研究制造公司设计制造。HRE 如图3所示,其试验结果令人难忘。对SAM 发动机的轻型氢冷却结构进行了研制,该发动机在1971—1972年间进行了试验。关于冷却系统设计与加工,吸取了许多教训;然而,AIM 为水冷锅炉板式发动机。1972年9月在NASA 约翰H ·格宁研究中心开始AIM 发动机试验,1973年10月进行首次燃料燃烧试验。大约共进行了52次试验(总的运转时间约为2h )之后,该项计划于1974年4月结束。建立了Ma =5～7的广泛的进气道和燃烧室性能数据库。应该指出的是二维燃烧室被制造并进行了试验(在北美,洛克韦尔),有助于倾斜的HRE 燃烧室的研制。关于扩散管道对燃烧室性能潜在的不利影响,这种HRE 燃烧室装置比较早地进行了深入的了解,而且关于化学动力学和混合对这种性能损失的相关影响给予了许多模拟考虑。

AIM 计划是一件令人佩服的成就,因为论证

了:1)高内推力性能;2)从超声速到亚声速燃烧模式的平稳过渡;3)各燃料喷射级之间的强烈干扰;4)燃烧室设计方法、燃料自动点火和火炬点火。总之,AIM 性能接近70%的理想性能并论证了Ma =5～7速度范围内双模态发动机的可行性。

HRE 轴对称结构是受欢迎的。法国的ESOPE 发动机是氢燃料双模态轴对称发动机,也于70年代初进行了试验,俄罗斯的几种发动机都利用了这种结构。 与轴对称H RE 发动机相反,NASA 还着重研究了矩形机身一体化概念,如图4所示。应注意除垂直前机身压缩外,进气道侧壁提供了另一种水平压缩。气流中支杆是这种概念的关键特点,为分布

图5　SCRAM 发动机结构

的燃料喷射器提供支柱。Henry 和Anderson 曾经对机身一体化概念早期的工作做过很好的描述。这种发动机结构经历了几代技术发展,目的是改进固定几何尺寸进气道及后掠支杆喷射器,论证整个缩尺发动机性能。

不久以后美国空军和NASA 研制出了高超声速研究飞机,对20世纪70年代初期出现的高超声速技术进行了飞行验证。1975年12月,成立了联合指导委员会,旨在进行高超声速技术基础扩展研究,从而导致Ma =8左右飞行速度的有人驾驶高速飞行器的研究。这种飞行试验台称为美国国家高超声速飞行研究设备,可对许多备用的高超声速技术进行飞行验证,特别是发动机与机身的一体化。如果要进行这项工作,那么应该提供重大的高超声速研究设备。可是这项工作没有实现。关于这项工作,兰利研究中心也做过进一步的改进。俄罗斯和日本对机身一体化结构也进行了广泛的研究。一般地讲,有关气流中支杆-燃料-喷射器技术一直是许多研究的目标。总之,这类模块式超燃冲压发动机结构已经作为近些年来优先选用的概念出现。

美国海军提出了一种迥然不同的超燃冲压发动机计划,在1962—1978年期间由约翰霍普金斯大学应用物理实验室(JHU /APL )执行。此项计划称为超燃冲压发动机导弹(SCRAM )计划,旨在研制使用可贮存反应燃料(例如硼烷和烷醇铝)的小型舰射导弹。SCRAM 武器系统的最后结构如图5所示,其模块式布斯曼进气道引人注目。关于这种发动机结构,约翰霍普金斯大学应用物理实验室进行了广泛的试验。用各种喷射方法、燃烧室结构和反应燃料,如:HiCal -3-D 和碳氢-五硼烷混合物进行了几百次试验。该试验计划的确是超燃冲压发动机技术,特别是研制燃烧室-进气道隔热段以防止反向流干扰的根本源泉(例如,参见Billig 等人做的基本工作)。SCRAM 工作也创立了基于Croco 动力定律关系式的典型模拟方法。成功地应用于模拟超燃冲压发动机燃烧过程,包括壁面剪切和热传递,并应用于超燃冲压发动机特别是双模态发动机的最佳化。遗憾的是反应燃料最后未被用户接受,约翰霍普金斯大学应用物理实验室转而研制能够有效地利用重型碳氢燃料的双燃烧室冲压发动机(DCR )。值得注意的是该实验室也在进行由NASA 发起的氢燃料超燃冲压发动机的研究。

正如已经知道的,美国空军倡议的氢燃料超燃冲压发动机工作没有进行有动力的飞行试验,这样的工作直到美国国家空天飞机(NASP )计划开始为止基本上被忽略。幸好,关于吸热-碳氢燃料超燃冲压发动机的某些有限的工作的确在继续进行,直到要求资金只能集中到整体式火箭冲压发动机上为止。

1984—1986年,根据美国国防高级研究计划局(DARPA )倡导的单级入轨(SSTO )研究而提出的美国国家空天飞机(NASP )计划给美国超燃冲压发动机发展注入了新的推动力。NASP 计划是国家级多机构多学科项目,目的是研制X -30试验性SSTO 飞行器。NASP 计划的最关键的技术是研制能在大约Ma =4～15宽广的速度范围内工作的氢燃料超燃冲压发动机。首先主要投资的发动机承包商是普惠公司和通用电气公司,后来,又变成普惠公司和洛克达因公司。

为了管理NASP 计划,1986年成立了联合计划办公室(JPO ),该办公室设置在怀特-帕特森空军基地。联合计划办公室除指导约定的工作项目外,还管理技术成熟计划(TMP ),该计划的制定是为了使研制一种源于原始计划的可行发动机所需要的主要成熟技术。这种扩大的技术基础的研制主要由NASA 兰利研究中心及其它NASA 研究中心、JH U /APL 、美国空军怀特实验室和海军航空发展中心来完成。

1990年在NASP 联合计划办公室的倡议下,由2个发动机承包商、5个机身承包商和参与该计划的6个联合实验室组成了NASP 联合小组。

图6　N ASA Hyper -X 研究飞行器

再者,政府工作组(GWP )计划替代TM P 计划,和国家承包商小组一起进行NASP 技术研制和初步设计工作。可以预料,1993年决定制造X -30试验飞机,可是那时以降低成本和技术风险性为目的来分析该项计划。根据称为H YFLITE 的计划提出了一系列的高超声速飞行试验,但是这项计划又被认为太昂贵,而提出了另一个HyS TP 计划以便提供高飞行速度下的超燃冲压发动机数据。很遗憾,由于这项计划的资金没有到位,1995年1月NASP 计划被终止。如果HySTP 计划按原计划进行,那么在1997—1999财年可能会有几次飞行试验。

NSAP 结构是NASA 兰利研究中心正在研究的矩形机身一体化超燃冲压发动机类型的原始基础。幸好对这类发动机的广泛的部件技术基础进行了研究,并对几种模块发动机进行了试验,即:三支杆结构参数发动机,允许很方便地变化几何尺寸、喷射器位置和阶式支杆设计。在Ma =4～7范围内进行了大量的试验,另外,设计了一种新的二维反向后掠进气道,其中心支杆前缘在相反的方向从两侧壁后掠,这种结构提供了收缩比和质量捕获之间的改进的折衷方案。

NASP 计划时期,在NASA 兰利研究中心进行了大量的政府和承包商试验发动机试验,包括基本发动机、JHU /APL B -1发动机,几个洛克达因发动机和普惠发动机。最后,在1993/1994年对两台确定的NASP 小组发动机,称为E22A 模型进行了研制与试验。第一个模型是缩尺参数发动机,SXPE ,在模拟Ma =5～8时以三种布局进行了试验,大约有142次。另一种发动机模型是E22A 的改型,叫做概念论证发动机,在模拟Ma =6.3和Ma =7.0下(60%的飞行动压)进行了试验。

在NASP 计划时期及之后,NASA 兰利研究中心一直把重点放在氢燃料超燃冲压发动机上,这些发动机在近轨道速度下具有高性能的潜在的技术特性。这些高速发动机对高焓试验设备的要求导致NASA 提出的脉冲设备及其有关测试装置的发展。昆兰大学的Paull 和Stalker 及其同事在NASA 的资助下,利用反射激波风洞产生模拟Ma =16条件的气流是众所周知的。1989年NASA 还通过将早先的NASA 兰利扩散管道安置在GASL 上建立了一种新的设备,根据其改进型号,这种GASL 设备被称为HYPULSE 设备。超燃冲压发动机试验设备的发展与利用是高超声速推进企业不可缺少的一部分,但本文无法对其展开论述。

NASA 倡导的研究机体一体化双模态超燃冲压发动机推动的X 飞行器所有性能的工作现在正在进行中。该计划被称为Hy per -X 。第一个飞行器称为X -43A ,是一种小型高超声速飞机,它的长约为3.66m ,翼展1.52m ,如图6所示。该飞行器带助推器级,将由B -52飞机空中发射,发射方案类似于X -7飞行器系列。X -43A 计划三次飞行试验,第一个飞行器的目标是于2001年中期对超燃冲压发动机作Ma =7论证,燃烧室燃烧时间大约为5+s 。剩余两个飞行器将在Ma =7和Ma =10下飞行。Ma =7飞行试验用飞行器已经在兰利研究中心2.44m 高温风洞上以模拟飞行条件进行了试验。关于吸气式推进研究的未来,NASA 已经提出了今后大约15年的设想,概述了一系列的飞行试验,包括大尺寸可重复使用Ma =0～7飞行器。

继NASP 计划,美国空军决定将其近期高超声速研究集中在Ma =4～8范围内导弹用碳氢燃料超燃冲压发动机上。这项新工作称为Hy Tech ,当前发动机关键技术计划称为空军碳氢超燃冲压发动机技术计划。该发动机由普惠公司负责研究,是一种二维双模态发动机,使用混合压缩进气道,内流通道利用燃料冷却。该发动机与高超声速导弹采用一体化设计。虽然这项工作首先定位在导弹上,但是Hy Tech 计划中的技术将会应用在许多方面,例如高速高跨大气层飞行器计划。

2　俄罗斯超燃冲压发动机技术

许多年来,前苏联一直在进行重要的超燃冲压发动机研究与发展计划。过去,在这方面获得的资料很有限,但到了20世纪90年代,由于前苏联科学家参加国际会议增加,他们真实的基础工作中的许多细节便得以为世人所知。其超燃冲压发动机研究计划由多家单位共同进行,包括中央航空发动机研究院(ЦИАМ)、中央空气动力学研究院(ЦАГИ)、理论与应用力学研究院(ИТАМ)、莫斯科航空学院(МАИ)和几个设计局。

俄罗斯关于超燃冲压发动机早期工作的一些报道正在发表。据报道,他们对超声速燃烧的兴趣于20世纪50年代开始,1957年4月Shchetinkov申请了超声速燃烧冲压发动机专利。Tretgakov还提到S truminsky于1966年在西伯利亚开始小型试验模型研究。

从俄罗斯早期研究人员的报道可以明显看出,关于超燃冲压发动机,在合理长度有效燃烧的可行性、热阻塞限制和进气道与燃烧室干扰方面,他们和美国工作人员的关注点是一样的。Shchetinkov 于1973年发表的一篇关于超声速和伪冲激波的基本论文说明了这种研究的早期成就。后来,另一些发表的论文表明,俄罗斯研究人员遇到的有关燃烧现象类似于美国试验中所经历的。例如:扩散管道中燃烧效率降低以及伪冲激波的复杂结构。对于后者,建立了重要的俄罗斯数据库。总的说来,俄罗斯提出,对于超燃冲压发动机和双模态发动机,用各种燃料、点火系统和火焰稳定装置,在二维和三维管道中出现了混合和燃烧过程。再者,和美国研究人员一样为了研究进气道和燃烧室的所有现象,对概念发动机进行了许多研究。在俄罗斯ЦИАМ的文献中广泛地引用了两种双模态超燃冲压发动机,即二维发动机模型和轴对称发动机,采用氢燃料或者煤油燃料。该研究院对设计Ma=6的三激波进气道的固定几何尺寸二维模型进行了广泛的试验,采用氢和煤油的轴对称发动机也进行了广泛的试验,这些发动机有趣的共同特点是都使用了多气穴火焰稳定器。轴对称模型使人回想起NASA H RE和法国ESOPE方案,但是在燃烧室内流路的细节却完全不同。

轴对称氢燃料发动机于1991年成功进行了飞行试验,验证了亚声速和超声速燃烧两种模态。飞行试验概念利用称为冷的高超声速飞行实验室(HFL)。发动机及其保障设施安装在改进的SA-5飞行器上,整个飞行期间仍然与高超声速飞行实验室连接。1992年11月在法国航空航天研究院(ONERA)的支持下进行了第二次类似的飞行试验,发动机在Ma=3.5～5.35的范围内工作,再次论证了亚声速和超声速燃烧两种模态。第三次飞行试验也是在法国的支持下,于1995年3月进行,但是由于高超声速飞行实验室系统有问题,发动机没有工作。

在与冷飞行器有关的另一个国际的风险性合作中,NASA和ЦИАМ欲扩大飞行试验范围来论证Ma=6的全超声速燃烧模态。两家公司共同分析了发动机气流路径性能并评定Ma=6.5发动机的热载荷,他们特别关心发动机罩前缘环境,对发动机进气道和隔热段/燃烧室需要作一些改进。1998年2月12日成功地进行了飞行试验并获得Ma= 3.5～6.4速度范围内的发动机数据。后来的飞行数据分析初步得出结论:发动机为双模态超燃冲压发动机,而且以亚声速燃烧模态工作。值得注意的是这些试验发动机均用氢进行主动冷却。当前,他们正探究用吸热燃料冷却超燃冲压发动机模型燃烧室。

俄罗斯的文献中对第二代高超声速飞行试车台———IGLA也在不断地进行讨论。IGLA是一种有翼滑翔飞行器,安装在大型助推器火箭(RS-18)的顶部,并加速到Ma=16的轨道速度。分离后飞行器下滑到超燃冲压发动机起动的较低速度,发动机装置为可再生冷却的三模块矩形氢燃料超燃冲压发动机。由进气道和燃烧室组成的缩尺模块进行了两组试验,其试验条件分别为Ma=2～6和Ma=6～7.2。这种模块的试验将扩大到较高马赫数并会包括采用氢和/或碳氢燃料的燃烧室工作。假如整个计划成功,那么将提供有关较高速度下超燃冲压发动机性能的许多有价值的数据。

3　法国的超燃冲压发动机技术

法国关于超声速燃烧的研究工作始于20世纪60年代。1964年Mestre和Viaud报道过一系列有价值的试验。在这些研究中,研究了Ma=2.5进

口条件下等面积管道中煤油的燃烧,并表明是可行的。遇到了等面积加热的局限性,除通常的壁压分布之外,对滞止压力损失进行了有价值地测量也获得了有关煤油/空气流点火的有用数据。最后,在法国的计划中,对煤油和氢的燃烧情况进行了研究,试验了各种各样的喷射方案,象壁面、支杆和槽结构。还将这些工作扩大到扩散管道几何形状。

早期的工作1966年制定了ESOPE这一重要的计划,该计划旨在论证由Marguet和Huet所提出的双模态超燃冲压发动机概念。开始设想Ma=7. 0飞行试验计划,但是由于财资有限,ESOPE计划再次成为地面试验计划。

ESOPE是带环形燃烧室的轴对称发动机,类似于NASA HRE。也和H RE一样,ESOPE计划由基本的超燃冲压发动机技术支持。报导过ESOPE 的两组试验,第一组试验(1970年)证实需要改进燃料喷射和混合。修改后又于1972年进行了第二组试验,试验表明发动机性能取得了很大改进。很可惜,和美国的经历一样,关于超燃冲压发动机的进一步研究完全终止,而支持整体式火箭冲压发动机的研制。还是和美国一样,1980年后期超燃冲压发动机的工作开始复兴,而且在1992年提出了非常重要的计划———PREPHA。

PREPHA计划开始作为高超声速研究与技术项目,重点放在氢燃料超燃冲压发动机技术上,涉及到计算流体动力学(CFD)、材料、飞行器系统和试验设备的研究。除前机身、进气道、和喷管/后机身研究外,对两种矩形燃烧室进行了试验。采用单一支杆喷射器的第一种双模态燃烧室(100mm×100mm)在法国航空航天研究院进行了模拟Ma= 6的试验。试验了两个支杆喷射概念装置,一个支杆装在垂直、倾斜、底部喷射位置,另一个支杆利用由一系列膨胀压缩倾斜喷射器组成的后段。Scherrer等人讨论了有关性能。第二种燃烧室叫作CHAMOIS,(横截面积约为0.05m2),采用3个喷射支杆,已由法国宇航公司在布日格斯以Ma=6的标定飞行速度成功进行了试验。

后来的工作一直论证声方法学以便研究超燃冲压发动机燃烧现象,为了与试验测量进行比较,用各种各样的复杂的CFD模型获得定性与定量的气流模型。对于在点火、火焰稳定、混合与燃烧效率、总压损失和不稳定流现象等方面存在的典型的发动机问题,这些CFD模型一一提供了结构方法。此研究特别有趣的方面是确定燃烧室预燃波产生点。很清楚,各种水平的CFD模拟,包括不同的紊流和动力学模型提供了探究超燃冲压发动机设计最佳化的重要方法。总的来说,把同时的光学流动显示加到现有CFD模拟和物理测量方法中可能是十分合理的。CHAMOIS试验中最大的收获是研制了氢冷却尖峰前缘(半径小于2mm)的轻型碳/碳支杆,它可能承受Ma=12的高速环境。

另外,法国又设计并试验了氢冷却因康镍合金718支杆,该支杆设计成能经受相对于飞行Ma= 7.5的前缘和侧壁热负荷。

法国和俄罗斯之间的一项跨国合作计划是宇航公司和莫斯科航空学院之间研究Ma=3～12宽范围冲压发动机(WRR)样机的项目。如前所述,早在20世纪60年代初期,美国Ferri利用固定几何尺寸管道中空气热力学流动效应研究Ma=3～12发动机,这是Ferri曾经追求过的目标。W RR方案有利于用由可移动板组成的、由计算机控制驱动的、可变几何尺寸燃烧室使性能达到最大的结构方案。在低速下,WRR以煤油燃料亚燃模态工作,而在高速下,使用氢燃料超声速燃烧。假设使用斜爆燃激波模态可以达到更高的速度。在W RR结构中,可以使用物理可变喉道,从而避免与双模态超燃冲压发动机有关的敏感性。

因此,W RR面临的一个难题是研制什么样的机械可变几何尺寸燃烧室/喷管系统,来实现两种燃料适时工作。

虽然PREPHA计划于1997年结束,但是两个超燃冲压发动机计划继续进行。由法国国防部资助的为期3年的第一个计划称为PROM ETHEE,其主要目的是研究空射导弹用双模态碳氢燃料超燃冲压发动机。这类导弹已确定,三种发动机概念已经研究,下一步将选择研究独特的旋转罩双模态发动机。第二个计划称为高超声速应用研究用联合吸气式推进(JAPHAR),于1999年开始。JAPHAR的一个主要任务是评估Ma=2～12速度范围内工作的氢燃料双模态超燃冲压发动机。为了评定发动机的净推进效能,有必要使其与飞行器一体化。为了确定这样的飞行器设计方案,德国航空航天研究中

心进行了骑波结构研究,法国航空航天研究院评定了有翼机身结构。根据这些研究得出了一种包括两种方案的最好特点的通用的飞行器设计。

这个计划现在能够转向研制第二代超燃冲压发动机,不仅要从以前的计划中吸取经验教训,还要在真实的飞行器设计中,使受一体化约束的整个发动机性能最佳化,从这项工作应该获得一种确定的发动机设计。

4　德国的超燃冲压发动机技术

德国具有擅长气体动力学的悠久传统,为了解释超声速加热现象,从理论和试验两方面做了许多基础研究。1987年开始了一项高超声速技术储备计划,提出了一种两级可重复使用的航天运输系统的基准概念(Sanger),这又在德国各大学促进了高超声速基础研究的复兴。这种主要研究工作于1995年12月被终止,但是幸好此项工作的某些方面在继续进行。

根据整个高超声速计划,于1993年开始德国-俄罗斯超燃冲压发动机技术研究与发展联合研究项目,俄中央空气动力学研究院主要和慕尼黑发动机涡轮联合公司结成伙伴。广泛地利用了俄罗斯的试验设备,试验计划包括通用矩形缩尺燃烧室的直连试验以及缩尺超燃冲压发动机的自由射流试验。燃烧室由四部分组成,包括隔热段、能够采用阶式结构的矩形扩散段、可变几何尺寸扩散段和扩压器段。他们至少对三种不同类型的喷射器进行了研究:管式喷射器、安置在壁面的倾斜喷射器和楔形翼喷射器。对单点和分级喷射位置进行了试验。对燃烧室进行了Ma=6状态下的各种试验,从而获得了一些有价值的数据,特别是关于支杆类喷射器的数据加入到现在的知识库中。

缩尺矩形超燃冲压发动机在Ma=5和Ma= 6的状态下也进行了试验。此发动机由三斜面进气道、隔热段、扩散(或者阶式结构)燃烧室和扩散喷管组成。在Ma=6的状态下,在燃烧室和进气道之间呈现强耦合效应,Ma=5时干扰减少。

此外,研究了Ma=6状态下缩尺发动机进行飞行试验的可能性,该发动机安装在俄罗斯的Raduga-D2上。Radug a-D2飞行器一般以超声速从图-22M上空中发射,并由火箭发动机推动。

正如已经所指出的,根据JAPHAR计划,德国和法国正在联合研究双模态发动机。

5　日本的超燃冲压发动机技术

关于超燃冲压发动机技术的研究,日本有着长久的历史,包括20世纪60年代后期某些伪激波现象的研究工作。大约在20年前报导了超声速燃烧的研究。最近很有能力的冲压发动机试验设备安装在Kakuda研究中心的国家航空航天实验室(NAL-KRC)。此设备于1994年运转,能够模拟对应于Ma=4,6,8的飞行条件(设备出口喷管尺寸为51cm2)。该设备使用陶瓷加热器可贮存清洁空气,对于Ma=6和Ma=8的状态下也使用两个单独的污染空气加热器。显然,用清洁的或者污染的空气模拟Ma=6试验条件是可能的,Mitani等人对清洁和污染两种空气的Ma=6试验进行过有趣的比较。

1994年以来,完成了模拟飞行Ma=4,6,8下,采用氢燃料的二维缩尺发动机的一系列的广泛的试验。该发动机使用类似于NASA机身一体化超燃冲压发动机的侧壁压缩进气道。发动机的宽为20cm、高25cm、长2.1m。燃烧室燃料喷射系统利用辅助燃料喷射器(顶壁和/或者侧壁)和主燃料喷射器,提供垂直和平行燃料喷射位置。水平喷射在燃烧室侧壁阶梯底部,垂直喷射正好在阶梯下游。燃烧室试验时没有支杆,有一个单独支杆跨越管道高度的1/5和一个全跨度支杆,可是,没有一种情况该支杆用作燃料喷射器,反而支杆用来进一步压缩气流。另外,产生激波的斜板插入气流通道来减少进气道—燃烧室干扰。关于这些发动机的技术进展及最近的研制状况已有报导,改变发动机内部几何尺寸(隔热段、支杆和斜板)对内空气动力性能的影响也作了分析讨论。除现有的试验发动机的热沉和水冷却类型之外,计划不久的将来试验氢冷却发动机。对采用按各种比例垂直和水平喷射的各种燃料喷射支杆的有关性能也进行了详细的研究。虽然中心的全跨度支杆保证燃料开始的分布横过管道高度,但是它的存在使气流分裂成两股较小通道。它还产生能够导致壁面附面层分离的弓形波,使已减少的气流面增加进一步堵塞,而且,反射波可能与燃料喷射/点火过程相互作用。除常规燃料喷射支

图7　双燃烧室冲压发动机

杆现象学的这些主要研究之外,还有一些用改进几何尺寸提高支杆喷射器性能的工作。

尽管支杆喷射现象有强大的背景情况,本文报导的许多Ma =4,6,8的发动机试验在燃烧室设计时根本不使用支杆喷射。这些发动机使用点等离子体火炬。这种技术在日本及其它国家都进行了广泛的研究。

一种新的大型、自由活塞、高焓激波风洞,H EIST 于1997年安装在Kakuda 研究中心国家航空航天实验室,它应该能够进行Ma =8～15速度范围内的超燃冲压发动机试验。6　澳大利亚的超燃冲压发动机

正如上文所述,昆兰大学的S talker 及其同事的工作是众所周知的,此项工作于1981年在澳大利亚国家大学的T 3高超声速脉冲设备开始,但是1987年被转移到昆兰大学的T 4风洞。T 4风洞能够模拟轨道飞行条件,试验工作由简单的燃烧室试验发展成整个超燃冲压发动机模型试验,并论证了正净推力。他们进行了大范围的技术研究,主要使用氢燃料,包括燃料混合与燃烧研究、激波对混合和燃烧的影响、表面摩擦测量以及许多气体动力学研究。2001年中期制定了重要的飞行试验计划———Hyshot ,届时,两个超燃冲压发动机推进的飞行器被发射,目标是获得飞行和地面试验超声速燃烧之间的关系。

7　其它超燃冲压发动机技术研究

许多其它国家都开始着手超声速燃烧的研究。印度发表了有关超声速燃烧室的试验工作,欧洲其它国家正在从事有关高超声速推进的工作,英国做了许多有用的工作。谢菲尔德大学许多年来一直从事广泛的超燃冲压发动机混合与燃烧研究,航空学

院在进行另一个使用氢和碳氢燃料的重要的大学计划。由罗罗公司试验的一个早期的超燃冲压发动机结构是一个简单的阶式燃烧室。(壁面燃料喷射位于阶梯上游,也从阶梯底部喷射燃料)。此燃烧室在相对于Ma =5～7的温度下,用氢和甲烷燃料进行了试验。阶式结构给出了稳定工作并在超声速和亚声速燃烧模态之间平衡过渡。8　发展趋势

至此,大多数讨论把重点放在氢燃料发动机技术的研发上面。总的来说,此项工作的目的是为高超声速航空飞行器概念提供发动机技术,包括两级入轨和SSTO 两种飞行器。模块式二维机身一体化超燃冲压发动机已成为备选者,这种结构使发动机研发可在适当尺寸的地面试验设备进行,而且对于模块试验需要相当适当的飞行试验飞行器。相当大的发动机高度决定了有关技术特点,主要是支杆喷射器的使用。此外,有关进气道设计导致二维侧壁压缩系统和二维隔热段的大量研发。

然而,近些年由于预算的限制,超燃冲压发动机的研发重点放在相当近期的导弹推进研究工作上。特别是美国空军,根据Hy Tech 计划提出了Ma =4～8范围内的碳氢燃料导弹推进装置,法国也在进行类似的研究工作。在这些导弹发动机中,由于重型碳氢燃料点火的快速燃烧困难,因此有必要为有效燃烧准备燃料,或者增加高能燃料或氧化剂,从实用的观点看,这种增加高能燃料的方法是不可取的。幸好,在碳氢燃料超燃冲压发动机的漫长研制历史中,许多燃烧室设计方案已经提出并进行了研究。例如众所周知的双燃烧室冲压发动机(图7),在这种设计中使用两种燃烧室,首先是富油亚燃燃烧室,其次是同轴超声速燃烧室,可完成燃烧过程。其它碳氢燃料发动机利用各种辅助技术,包括壁面导向装置、分离进气道导向装置和催化导向装置。

9　结束语

超燃冲压发动机已经走过了40年,在今后的数年内,IGLA 和Hy per -X 计划将会进行一些重要的飞行试验。现有超燃冲压发动机结构及其保障技

(下转第54页)

大小。触觉反馈主要是基于气压感、振动触感、电子触感和神经、肌肉模拟等方法来实现的。

6)高性能计算处理技术

高性能计算处理技术主要包括同步技术、模型的标定技术、数据转换和数据预处理技术;多维信息数据的融合、数据压缩以及数据库的生成;包括命令识别、语言识别,以及各种信息的检测等在内的模式识别;分布式与并行计算,以及高速、大规模的远程网络技术等。

3　虚拟现实技术在地地导弹模拟训练系统中的发展

虚拟现实技术在地地导弹模拟训练系统中的应用还有深远的发展前景,在进一步完善现有技术的基础上,应进一步发展虚拟现实系统中的硬件设备和远程网络技术:

a)位置跟踪设备及交互设备

位置跟踪设备可跟踪参与者的操作运动,产生信号,使计算机控制虚拟现实世界中的环境作相应变化;交互设备有数据手套、数据衣服等,由它们产生信号,与计算机实现交互作用。对于数据手套及数据衣服等设备,

还有待在延迟性、可靠性、精

度、舒适性等指标上进一步提

高。

b)显示设备

头盔显示器可从视觉上使用

户完全“浸入”到虚拟现实世界

中,真正做到“身临其境”,从而

可以提高操作者对系统应用环境

的适应能力,增加操作者的心理

素质。对于头盔显示器的重量、

分辨率、显示频率、视场角等技

术指标还需进行大幅度提高。

c)远程网络技术

远程网络技术实现了多用

户、多地点的实时操作,对于地

地导弹训练模拟系统,可实现整

个武器系统从后方技术阵地准备

直至导弹发射命中目标全过程的

虚拟操作,也就是通过虚拟的场

景实现地地导弹作战指挥的全过

程。将来,还可延伸至多兵种协

同作战,在虚拟环境中,完成未

来真实战场的演练。

此外,进一步的研究包括分

布式虚拟环境、虚拟环境建模、

分布式可交互环境数据库、虚拟

环境显示、虚拟测试、分布式多

维人机交互及标准化等。

4　结束语

虚拟现实是一个充满活力、

具有巨大应用前景的高新技术领

域,在军事领域有着很深远的发

展前景,但仍存在许多有待解决

与突破的问题。为了提高V R系

统的交互性、逼真性和沉浸感,

在新型传感和感知机理、几何与

物理建模新方法、高性能计算,

特别是高速图形图像处理,以及

人工智能、心理学、社会学等方

面都有许多挑战性的问题有待解

决。但我们坚信在不久的将来,

虚拟现实技术会成为人类进行思

维和创造的助手和对人们已有的

概念进行深化和获取新概念的有

力工具。

参考文献

1　熊光楞,彭毅等.先进仿真技术及

仿真环境.北京:国防工业出版社,

1997

2　方辉煜.防空导弹武器系统仿真.

北京:宇航出版社,1995

3　吴重光.仿真技术.北京:化学工业

出版社,2000

4　姜玉宪.控制系统仿真.北京:北京

航空航天大学出版社,1998

5　黄柯棣等.系统仿真技术.长沙:国

防科技大学出版社,1998

(上接第40页)

术将用于飞行论证试验,关于超燃冲压发动机推动的高超声速飞行未来的论证,更多的数据不久将是可利用的。

有关未来高超声速推进,斜爆燃波发动机的可能性正在继续研究。也出现了有关利用电离气流的管理提高发动机/飞行器性能的计划。经过了过去40年发展历程,我们渐渐接受了机身一体化升力体结构作为标准的飞行器结构。尽管早期超燃冲压发动机技术基础已成熟,但是仍存在改进高超声速推进的强度并避免与轨道和亚轨道任务有关的空白的新机遇。可以预料,完全成熟的超燃冲压发动机将工作在宽广的飞行领域内。

占　云