高超声速吸气式推进技术军 民应用的发展主要由两点决定: 推进系统所需技术的发展, 如轻 质量、高稳定性、燃料冷却的燃 烧室; 能够以一定精度预测并优 化气动平衡(或广义上的推力减 阻力平衡) 。技术开发的大部分 可通过现有的地面试验设备和经 典数值仿真方法(热学、机械学 等)进行。当飞行马赫数增加时, 气动平衡变得极端敏感, 而且地 面试验装置准确模拟相应飞行条 件的能力也非常有限, 这就要求 进行飞行试验验证实际气动平衡 实现的可能性。最近美国X243A 的自主飞行记录结果表明, 已解 决了马赫数7 下的气动平衡问 题, 而且马赫数10 下的这个问 题也已解决。 1993—1995年期间, 飞行试 验中莫斯科航空发动机中央研究 所(C IAM)和法国合作完成飞行 试验中飞行的马赫数较低, 但采 用的是更加接近实际的发动机: Kholod试验采用的是液氢主动 冷却双模冲压发动机, 整个飞行 过程中氢燃料轴对称发动机安装 在俄罗斯SA25 导弹头部。本次 俄法合作项目是在俄罗斯1991 年成功进行马赫数5. 6的飞行试 验后提出的。Kholod发动机结构 被认为在未来应用前景很小。此 外, 由于发动机/助推器一体化 设计, 无法清楚地确定净推力, 所以该项合作被终止, 但CIAM 和NASA为了为其它飞行试验服 务, 继续进行相关研究。俄罗斯 和法国在几次飞行试验后都进行 了分析, 以最大限度利用完全主 动冷却双模冲压发动机在马赫数 3～6范围的飞行试验结果。 1 高速吸气式推进技术的发展 现状 从20世纪80年代开始, 世 界各国对高速吸气式推进技术及 吸气/火箭组合推进技术用于空 间运载器进行了大量研究。欧洲 主要通过几个国家项目进行研 究。 目前, 欧洲各国正在利用各 自现有设备继续进行相关研究, 而其它处于领先地位的国家也在 继续进一步研究(美国和日本) , 另外法国、印度和俄罗斯也在开 展相关的研究。 为了保持在吸气式推进技术 领域的领先地位, 欧洲为该项研 究安排了预算, 因为吸气式推进 技术将成为未来几十年发展下一 代空间发射平台的关键技术。 2 双模冲压发动机设计和飞行 试验 为了使超燃冲压发动机适用 于不同的任务, 需要对超燃推进 技术面临的科学和技术方面的挑 战在学术和工业层次上进行广泛 的研究。实现超声速燃烧实际上 并不是一个挑战, 从20世纪60 年代开始许多小组已实现了该技 术, 从理论性超燃试验到和实际 可重复使用空间推进系统尺寸接 近的超燃发动机, 飞行速度从马 赫数6到马赫数10, 当然这些受 地面试验以及建模和计算能力等 因素的限制。CFD工具可以用于 进行概略的分析, 至少在用氢作 燃料时是适用的。实际上, 吸气 式运载器将主要使用以氢作燃料 的双模冲压发动机, 但是对于马 赫数低于8的情况也可以使用像 碳氢这类的低能量燃料, 因为它 们具有密度高的优点。在这种情 况下, 发动机必须能够使用2种 不同的燃料。 制造实际的利用燃料冷却、 ·64· 飞航导弹 2010年第2期 推进技术 性能可靠的吸气式发动机是另一 个关键问题, 绝大多数验证试验 可以在地面完成。为了检验发动 机的技术状况, 可以在实际条件 下进行一些载飞试验。 吸气式发动机研制的主要问 题不只是发动机超燃控制, 而是 让发动机能够在尽可能宽的飞行 速度范围内工作(从马赫数2到 马赫数12) , 就能在同一个冲压 发动机中实现亚声速和超声速燃 烧。这需要对发动机进行特殊的 设计。有些方案正在研究中, 有 些方案则已经实现, 如采用固定 或可变几何外形, 或采用不同喷 射装置和稳定策略等。 采用组合推进的空间运载器 获得如此关注的原因之一是吸气 式发动机能够获得很高的马赫 数, 因此以足够的精度预测在高 马赫数条件下的气动平衡是关键 技术之一。 考虑到推进系统和机身高度 一体化以及地面测试设施的局限 性, 全尺寸飞行器飞行中气动性 能最终只能通过对整个飞行器进 行计算来预测。 研制方法必须以数值仿真结 果和试验结果之间反复对比为基 础: 连接组件(机身前部/进气 道、进气道/燃烧室、燃烧室/喷 管、喷管/机身尾部)测试必须在 最典型的条件下进行, 以达到以 下目的: 1)对组件设计进行调整; 2)保证各个组件的性能达 到最低要求; 3)将实验结果同相应的数 值仿真结果比较, 确认数值仿真 结果准确预测飞行中性能的能力 (全尺寸, 实际飞行条件下) 。 这种研制方法必须结合现有 试验设施、试验技术及可实现的 技术升级, 不断进行进一步改 进, 最终使其用于实际研发时, 能保证设计裕量并允许对系统设 计进行优化。要实现这些目标, 只能通过研制试验飞行器并进行 飞行试验实现: 试验飞行器可以 支持研制方法优化, 而飞行试验 可验证研制方法的有效性和对实 际情况的处理能力。 美国、俄罗斯、法国和其它 国家进行了不同的飞行试验, 对 不同设计的优点、缺点和成本进 行了许多研究。可根据试验目的 对飞行试验进行分类: 实际流道 设计试验(只对利用燃料冷却的 发动机进行气动流道或技术的验 证, 从Hyshot理论超燃试验到美 国X243A 或法国LEA 实际完全 机身一体化超燃发动机的流道设 计, 其中Khold试验是中间过程 试验) 、整个飞行过程中发动机 的加速能力试验(X243C)以及自 主飞行段试验等。 3 Kholod飞行试验 Kholod发动机是第一台采 用亚声速/超声速燃烧、燃料冷 却的超燃冲压发动机(双模冲压 发动机) , 它的飞行试验最初是 俄罗斯独立进行, 后来法国和美 国也相继参与了该项目, 并联合 进行了一些飞行试验。Kholod飞 行试验为俄罗斯、法国、美国的 高超声速吸气式推进技术的发展 提供了重要的飞行试验数据和宝 贵的经验。 先前俄罗斯已对所采用的轴 对称环形分布双模冲压发动机进 行了大量的试验。发动机的直径 为250 mm。这种双模冲压发动 机(DMR)和美国的高超声速研 究发动机( HRE ) 以及法国的 ESOPE很相似。美国对HRE进 行广泛的试验, 并将模拟样机挂 在X215试验飞行器上进行了飞 行试验。 在俄罗斯试验设施中, Kholod发动机采用不同方式在 各种条件下进行了大量试验, 包 括燃烧过程、冷却系统和相关的 飞行控制律验证。研究人员根据 空气和燃料的实际状态, 通过调 节喷油系统对亚声速和超声速燃 烧进行控制, 采用空腔式火焰稳 定器。 CIAM 从1991 年开始对采 用氢燃料的双模冲压发动机进行 飞行试验。在截至1998 年进行 的飞行试验中, 轴对称双模冲压 发动机工作的飞行马赫数范围为 3. 5 ～6. 5, 所以试验中将SA25 地空导弹用作不分离的助推器。 该飞行器被称为高超声速飞行试 验室Kholod。图1给出了Kholod 高超声速飞行试验室系统。 项目飞行试验中采用的氢燃 料超燃冲压发动机是C IAM 1991 年研制的。 图2中给出了该项目飞行试 验结果, 其中纵坐标为高度H, 横坐标为飞行马赫数M a。在该 试验计划的第一阶段中, 达到的 飞行马赫数为M a = 5. 7。 在前两次试验中, 轴对称氢 燃料双模冲压发动机飞行中的马 赫数范围为3. 5～5. 7。第一次飞 行试验于1991年11月进行。
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