左林玄，張辰琳，王霄，盧恩巍，朱偉

航空工業(yè)沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 沈陽 110035

隨著近幾年高超聲速技術(shù)迅猛發(fā)展，高超聲速飛機(jī)目前已成為未來航空技術(shù)發(fā)展的重要方向和戰(zhàn)略制高點(diǎn)[1]，受到世界各主要強(qiáng)國的關(guān)注；在軍事領(lǐng)域，提高飛行速度可以擁有更強(qiáng)的生存能力，使飛機(jī)實(shí)現(xiàn)更加快速的戰(zhàn)場(chǎng)響應(yīng)[2]、情報(bào)偵察，在強(qiáng)對(duì)抗情況下占據(jù)主動(dòng)權(quán)，實(shí)現(xiàn)有效突防打擊敵嚴(yán)密設(shè)防高價(jià)值目標(biāo)[3]，遠(yuǎn)距離快速打擊敵縱深目標(biāo)的能力，并能提高武器打擊效能[4]，當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到5～6時(shí)，單獨(dú)依靠飛行速度就可以獲得97%的戰(zhàn)場(chǎng)生存力[5-6]，能有效地突破敵方防御系統(tǒng)與飛機(jī)的攔截網(wǎng)，在當(dāng)前隱身技術(shù)發(fā)展之外，速度將成為提高飛機(jī)生存力的又一重要手段；同樣，由于高超聲速飛機(jī)自身速度高，動(dòng)能大，其作為飛行發(fā)射平臺(tái)可以使武器擁有可觀的初始動(dòng)能，大大增加武器的航程，擁有馬赫數(shù)為5的高速飛機(jī)平臺(tái)可以提高武器飛行航程3倍以上，加之高超聲速飛機(jī)速度快，可以極大地壓縮敵方防御系統(tǒng)的預(yù)警、反擊時(shí)間，使敵方無法進(jìn)行有效的防御與反擊，在軍事上有不可替代的價(jià)值[7-10]。在民用領(lǐng)域，高超聲速飛機(jī)可以作為客運(yùn)和貨運(yùn)工具，也可以作為可重復(fù)使用的航天入軌發(fā)射的第1級(jí)[11-12]，降低發(fā)射成本，具有廣闊的應(yīng)用前景。

1 高速動(dòng)力系統(tǒng)是高超聲速飛機(jī)的基石

縱觀百年航空史，動(dòng)力系統(tǒng)一直都是決定飛機(jī)能力的最重要因素，高超聲速飛機(jī)的發(fā)展依賴于高速動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展[13-15]。圖1展示了動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)革新對(duì)飛機(jī)能力發(fā)展的重要影響。飛機(jī)大速域與大空域的工作能力在動(dòng)力形式革新后獲得了長足的發(fā)展，特別是從活塞動(dòng)力到噴氣式動(dòng)力的跨越式發(fā)展，推動(dòng)了飛機(jī)速度高度均實(shí)現(xiàn)了重大跨越[16-17]，飛機(jī)速度從早期的200 km/h增加到現(xiàn)階段1 600 km/h，高度升限從5 km提高到現(xiàn)階段的20 km。但在過去50年，噴氣式動(dòng)力工作能力在高馬赫數(shù)下遇到技術(shù)瓶頸[18]，動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展成為了制約飛機(jī)能力提升的最重要因素[19-20]。

動(dòng)力系統(tǒng)作為飛機(jī)的核心裝置[21]，一方面提供給飛機(jī)所需推力，另一方面也提供給飛機(jī)所需的引氣和能源；飛機(jī)的功能性同樣與發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展水平緊密相連[22]。圖2展示了在飛機(jī)發(fā)展史上，動(dòng)力裝置發(fā)展與飛機(jī)新機(jī)型數(shù)量的變化關(guān)系，從飛機(jī)機(jī)型數(shù)量變化看，動(dòng)力形式和動(dòng)力技術(shù)發(fā)展對(duì)整個(gè)飛機(jī)平臺(tái)研發(fā)發(fā)展能力起到了關(guān)鍵作用[23]；動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)變革，即從活塞動(dòng)力跨越發(fā)展到噴氣式動(dòng)力，發(fā)動(dòng)機(jī)能力得到大幅提高，從而衍生出大量的新型飛機(jī)機(jī)型，并推動(dòng)氣動(dòng)、材料、結(jié)構(gòu)、電子、控制及能源等新技術(shù)融合迭代發(fā)展，催生新技術(shù)和新功能飛機(jī)平臺(tái)的出現(xiàn)[24-26]；從圖2中統(tǒng)計(jì)可知，經(jīng)過1950—2010年60年的發(fā)展，飛機(jī)設(shè)計(jì)能力逐漸收斂，相同任務(wù)場(chǎng)景下的飛機(jī)方案趨近相似，飛機(jī)機(jī)型發(fā)展的種類減少，動(dòng)力系統(tǒng)與飛機(jī)能挖掘潛力減小，整個(gè)飛機(jī)發(fā)展進(jìn)入了平臺(tái)期，各種新興技術(shù)亟待新型動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)革新，提升飛機(jī)平臺(tái)跨越發(fā)展[27]。

圖2 飛機(jī)類型隨動(dòng)力系統(tǒng)發(fā)展趨勢(shì)Fig.2 Development trend of aircraft category along with power system

經(jīng)過活塞動(dòng)力與噴氣式動(dòng)力技術(shù)發(fā)展，隨著以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)的高超聲速技術(shù)不斷成熟，有望在未來將飛機(jī)的飛行速度、高度及能力又一次極大提升，使高超聲速飛機(jī)成為可能。表1展示了美國沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展歷史，表2展示了美國高超聲速飛機(jī)動(dòng)力相關(guān)計(jì)劃,圖3展示了美國基于沖壓動(dòng)力的高超聲速技術(shù)及高超聲速飛機(jī)動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展脈絡(luò)。隨著沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展，美國經(jīng)過了原理驗(yàn)證階段(20世紀(jì)50～60年代末，提出了高超飛機(jī)及超燃的概念，但在一體化、熱防護(hù)等技術(shù)上遇到了瓶頸)、早期技術(shù)探索階段(20世紀(jì)80年代～20世紀(jì)末，對(duì)相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)取得了一定的突破，但由于對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)難度估計(jì)不足，經(jīng)費(fèi)投入過少，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和熱防護(hù)技術(shù)仍然未取得突破)、發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)演示階段(2003─2013年，快速發(fā)展與整機(jī)演示驗(yàn)證階段，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)公關(guān)與驗(yàn)證)，目前已進(jìn)入工程研制階段(2013─2030年，技術(shù)成熟與武器化階段),美國空軍和海軍面向工程研制的HSSW(High Speed Strike Weapon)和HAWC(Hypersonic Airbreathing Weapon Concept)計(jì)劃呼之欲出。

表1 美國沖壓動(dòng)力發(fā)展歷程

整個(gè)高超聲速技術(shù)的發(fā)展，特別是隨著X-51試飛的成功，標(biāo)志著沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)及吸氣式高超聲速技術(shù)真正開始邁向工程實(shí)用化，沖壓動(dòng)力的成功標(biāo)志著高速動(dòng)力技術(shù)及“熱”處理技術(shù)獲得突破，這也是高超聲速飛機(jī)面臨的核心問題，沖壓動(dòng)力的進(jìn)步必將推動(dòng)高超聲速飛機(jī)的快速發(fā)展[28-30]。

正如表2展示的美國高超聲速飛機(jī)動(dòng)力的相關(guān)計(jì)劃及圖3展示的高超聲速動(dòng)力技術(shù)發(fā)展脈絡(luò)，從高超聲速飛機(jī)發(fā)展看，其發(fā)展脈絡(luò)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)發(fā)展息息相關(guān)，在SR-71飛機(jī)后，由于動(dòng)力系統(tǒng)及熱防護(hù)技術(shù)遇到瓶頸，高超聲速飛機(jī)發(fā)展停滯不前，隨著超燃沖壓動(dòng)力關(guān)鍵技術(shù)演示成功，與沖壓技術(shù)及組合動(dòng)力相關(guān)的計(jì)劃也先后實(shí)施，并進(jìn)行了多種面向高超聲速飛機(jī)動(dòng)力的地面試驗(yàn)及關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證[31]，對(duì)高超聲速飛機(jī)動(dòng)力性能、進(jìn)發(fā)排匹配、模態(tài)轉(zhuǎn)換、熱防護(hù)等進(jìn)行針對(duì)性探索。相應(yīng)地，從沖壓動(dòng)力的發(fā)展脈絡(luò)看，在高超聲速飛機(jī)動(dòng)力進(jìn)行相關(guān)技術(shù)探索后，更大的飛/發(fā)全機(jī)地面試驗(yàn)甚至是試飛試驗(yàn)也將逐漸展開，高超聲速飛機(jī)動(dòng)力的發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵演示階段也將到來。

表2 美國高超聲速飛機(jī)動(dòng)力相關(guān)計(jì)劃

圖3 美國高超聲速動(dòng)力技術(shù)發(fā)展脈絡(luò)Fig.3 Development process of hypersonic power technology in USA

2 組合動(dòng)力是高超聲速飛機(jī)的現(xiàn)實(shí)選擇

高超聲速飛機(jī)一般是指飛行馬赫數(shù)大于5，能在大氣層內(nèi)實(shí)現(xiàn)高速遠(yuǎn)程飛行的飛行器，其可以在遠(yuǎn)超越傳統(tǒng)飛機(jī)的飛行速域和空域下工作。從起降方式看[32-33]，高超聲速飛機(jī)可以采用垂直平降、空射平降和平起平降等方式。垂直平降一般采用火箭助推，飛機(jī)采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[34-35]，推進(jìn)系統(tǒng)研制難度小，但此種發(fā)射方式下基地?cái)?shù)量少且位置固定，在敵嚴(yán)峻的穿透打擊威脅下易被摧毀，受火箭動(dòng)力限制，飛機(jī)噸位受限，飛機(jī)航程小，載荷能力弱，且發(fā)射保障復(fù)雜，費(fèi)用昂貴，反應(yīng)慢；空射平降飛機(jī)投射地點(diǎn)靈活，研制難度相對(duì)較小，但受載機(jī)掛載能力限制，同樣面臨保障復(fù)雜，使用費(fèi)用較為昂貴的問題；一般情況下垂直平降和空射平降都可以用來進(jìn)行飛行驗(yàn)證，支持快速響應(yīng)式偵察、目標(biāo)指示，是短期內(nèi)實(shí)現(xiàn)高超聲速飛機(jī)技術(shù)的重要途徑；而平起平降技術(shù)難度大，特別對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)、飛/發(fā)一體集成等要求較高，但其可重復(fù)使用、部署靈活，具有前2種方式所不可替代的軍事和民用優(yōu)勢(shì)，因此從技術(shù)發(fā)展角度看，平起平降是高超聲速飛機(jī)未來遠(yuǎn)景方案的主要發(fā)展方向。圖4 展示了目前材料技術(shù)的發(fā)展情況，現(xiàn)階段的材料體系雖然仍存在可重復(fù)使用能力的短板，但以高馬赫數(shù)工況為工作條件的高溫材料體系已基本具備了支撐高超聲速飛機(jī)研制的基礎(chǔ)條件，高超聲速飛機(jī)的可重復(fù)使用能力不再是不可跨越的門檻。根據(jù)未來軍用及民用對(duì)高超聲速飛機(jī)的需求，從目前高超聲速飛機(jī)自身特點(diǎn)、起降方式和材料體系研判，未來高超聲速飛機(jī)方案應(yīng)該具備大空域、寬速域、可平起平降、可重復(fù)使用、大載荷量及大航程等特點(diǎn)[36-39]。

圖4 高超聲速飛機(jī)材料體系Fig.4 Material system of hypersonic aircraft

基于高超聲速飛機(jī)大空域、寬速域、水平起降的工作特點(diǎn)，動(dòng)力系統(tǒng)必須具備寬速域工作能力，表3給出了不同種類發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)工作范圍和技術(shù)成熟度，雖然高速預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、脈沖爆震發(fā)動(dòng)機(jī)及核動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)在理論上有更寬的工作范圍，但目前成熟度較低，使用難度較大，技術(shù)發(fā)展不明確；相比之下，只有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)成熟度較高，工程使用前景更明朗。圖5[40]給出了成熟度較高的動(dòng)力系統(tǒng)的工作速域和比沖范圍，通常在飛行馬赫數(shù)3以下，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)的最佳動(dòng)力裝置，但隨著來流總溫的升高，受旋轉(zhuǎn)部件溫度的限制，渦輪已不適合高速使用，在馬赫數(shù)4～10左右，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)成為飛機(jī)最佳的動(dòng)力選擇，擁有較高的比沖性能；相比之下，非吸氣式的火箭工作在較寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)，但比沖較小，可重復(fù)使用能力較低，難以滿足飛機(jī)長航程飛行需求，因此使用火箭作為動(dòng)力的飛機(jī)較少，僅有X-15等高速驗(yàn)證機(jī)使用；針對(duì)這些成熟度較高的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力形式，目前沒有一種動(dòng)力裝置可以滿足高超聲速飛機(jī)在寬馬赫數(shù)(0～6+)條件下的使用需求[41]，對(duì)于需要水平起降可重復(fù)使用的高超聲速飛機(jī)，只能結(jié)合2種 或2種以上的發(fā)動(dòng)機(jī)組合使用，以拓寬動(dòng)力系統(tǒng)的工作速域。

表3 發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)對(duì)比

圖5 不同動(dòng)力的比沖特性[40]Fig.5 Specific impulse characteristics of different power systems[40]

組合動(dòng)力技術(shù)發(fā)展由來已久，早期SR-71使用的J58發(fā)動(dòng)機(jī)就是一款渦輪-沖壓組合動(dòng)力；組合動(dòng)力系統(tǒng)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)是否獨(dú)立工作可以被分為組合推進(jìn)系統(tǒng)和組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)，組合推進(jìn)系統(tǒng)中多種發(fā)動(dòng)機(jī)相互獨(dú)立工作，而組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)工作過程中會(huì)有熱力循環(huán)模式及模態(tài)的轉(zhuǎn)換，即在工作包線內(nèi)會(huì)出現(xiàn)核心部件工作過程及模式的變化，通常組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)可以更好地匹配發(fā)動(dòng)機(jī)推力及飛行條件，簡單、輕便、靈活，擁有更大的優(yōu)勢(shì)[42]；而且可以更好地進(jìn)行飛/發(fā)一體化耦合設(shè)計(jì)，所以一般的組合動(dòng)力系統(tǒng)就是指組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)。如圖6所示，組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)通過組合不同的動(dòng)力裝置，可以獲得多種組合動(dòng)力系統(tǒng)方案[43]，這些組合動(dòng)力由渦輪、沖壓和火箭相互組合而成，其中常見的組合動(dòng)力形式包括TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)[44-45]、RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)[46-51]、空氣渦輪火箭/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(Air Turbo Rocket/ramjet, ATR)、TriJet和渦輪輔助火箭增強(qiáng)沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)(Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet combined cycle Engine,TRRE)[52],其中TriJet和TRRE可以歸類為渦輪/火箭沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(T/RBCC)。

圖6 常見的組合動(dòng)力形式Fig.6 Common sort of combined power system

TBCC動(dòng)力系統(tǒng)由渦輪噴氣(或渦輪風(fēng)扇)發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合[53]，如圖7所示[54]，從發(fā)動(dòng)機(jī)布局形式上看，可以分為串聯(lián)TBCC與并聯(lián)TBCC這2種形式，串聯(lián)形式一般在低飛行馬赫數(shù)只有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作，在飛行馬赫數(shù)達(dá)到模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)，通過控制涵道渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣關(guān)閉，來流空氣進(jìn)入沖壓燃燒室，以沖壓模態(tài)進(jìn)行工作，此時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[55]。并聯(lián)形式渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般在飛機(jī)機(jī)體上下并排分布，有各自獨(dú)立的燃燒室和噴管收斂段，一般噴管擴(kuò)張段和進(jìn)氣道外壓縮部分共用，內(nèi)壓縮部分根據(jù)設(shè)計(jì)可共用也可獨(dú)立，通過打開或閉合進(jìn)氣道調(diào)節(jié)斜板，實(shí)現(xiàn)渦輪模態(tài)、沖壓模態(tài)和共同工作模態(tài)的轉(zhuǎn)換及工作[56]。渦輪模態(tài)時(shí)，渦輪通道打開，氣流通過渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)做功，此時(shí)，沖壓通道可以打開或關(guān)閉，沖壓通道處于打開狀態(tài)時(shí)，可作為多余空氣的放氣通道，減小飛行阻力，必要時(shí)也可在沖壓燃燒室內(nèi)噴入少量燃料，產(chǎn)生適當(dāng)推力；沖壓模態(tài)時(shí)，進(jìn)氣道調(diào)節(jié)斜板關(guān)閉，避免高溫空氣進(jìn)入渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道燒蝕壓縮部件，同時(shí)，該調(diào)節(jié)斜板起到壓縮斜板的作用，氣流經(jīng)過沖壓燃燒室和喉部可調(diào)的尾噴管，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)做功[54]。并聯(lián)形式的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)優(yōu)點(diǎn)在于組合動(dòng)力結(jié)構(gòu)相對(duì)簡單[57-58]，缺點(diǎn)為飛機(jī)迎風(fēng)面積大，串聯(lián)方式迎風(fēng)面積小，但發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，技術(shù)難度大，很難在高馬赫數(shù)下工作，并聯(lián)TBCC方案更適合目前的高超聲速飛機(jī)[59]。

圖7 TBCC示意圖[54]Fig.7 Schematic diagram of TBCC[54]

RBCC的特點(diǎn)是利用大氣中的氧氣，使吸入的空氣與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程相互作用，產(chǎn)生推力增益[60-61]。典型的RBCC是將火箭與雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)結(jié)合形成組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)，主要由沖壓流動(dòng)通道和嵌于流道內(nèi)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)成，依據(jù)推進(jìn)過程中發(fā)揮的功用不同，動(dòng)力系統(tǒng)的流動(dòng)通道分為進(jìn)氣道、混合段、燃燒室和噴管[62]。進(jìn)氣道主要功能是捕獲來流空氣，在超聲速情況下對(duì)來流進(jìn)行有效壓縮，提高流動(dòng)靜壓，為燃燒室內(nèi)的燃燒提供氧化劑和足夠高的燃燒室壓強(qiáng)。進(jìn)氣道可以依據(jù)飛機(jī)總體需求，采用不同形式；混合段主要功能在于使火箭發(fā)動(dòng)機(jī)一次主流與引入的二次空氣流混合，就目前設(shè)計(jì)特點(diǎn)來看，如果是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馀c引射進(jìn)入的空氣充分混合，然后進(jìn)行燃燒，則混合段應(yīng)取等截面設(shè)計(jì)；如果考慮對(duì)引射空氣進(jìn)行補(bǔ)燃，使空氣一邊燃燒、一邊與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)膺M(jìn)行混合，則混合段應(yīng)采取擴(kuò)張型面。在亞燃沖壓模態(tài)，噴管需用收擴(kuò)型噴管(機(jī)械式喉道或者熱力喉道)，在超燃沖壓模態(tài)，噴管直接用擴(kuò)張型面。如圖8[63]所示，就動(dòng)力系統(tǒng)工作模式而言[64-65]，可以分為火箭引射、亞燃沖壓、超燃沖壓和火箭模態(tài)，也可以簡化為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)和超燃沖壓模態(tài)。除此之外，已提出的其他火箭基組合循環(huán)或者火箭基動(dòng)力系統(tǒng)還有管道火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、液化空氣循環(huán)火箭、深冷空氣火箭、液化或者深冷空氣/超燃沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)、液化或者深冷空氣/雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等[66-67]，不同的熱力循環(huán)模式，其系統(tǒng)復(fù)雜度也有很大不同。

圖8 RBCC工作模態(tài)[63]Fig.8 Operation mode of RBCC[63]

ATR有機(jī)融合了渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)，如圖9[68]所示，其包括壓氣機(jī)、渦輪、燃?xì)獍l(fā)生器和燃燒室[69]?？諝鉁u輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的基本工作原理是使用獨(dú)立于空氣系統(tǒng)的富燃燃?xì)獍l(fā)生器，驅(qū)動(dòng)渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)工作，空氣經(jīng)過壓氣機(jī)增壓后直接進(jìn)入燃燒室，在燃燒室內(nèi)和經(jīng)過渦輪做功后的富燃燃?xì)膺M(jìn)行燃燒，高溫燃?xì)馔ㄟ^噴管產(chǎn)生推力[70]。與TBCC動(dòng)力系統(tǒng)相同，ATR的特點(diǎn)也在于利用空氣中的氧氣，能自主起飛和著陸；使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的氣體或者膨脹氣體驅(qū)動(dòng)渦輪，使渦輪介質(zhì)獨(dú)立于來自壓氣機(jī)的空氣，從而使渦輪工作條件有較大選擇；通過沖壓進(jìn)氣道與壓氣機(jī)組合，進(jìn)一步提高來流的壓力。計(jì)算和分析表明，ATR利用了環(huán)境空氣，和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相比可以有效減少飛機(jī)推進(jìn)劑攜帶量，且有較高的比沖；采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪，可以通過調(diào)節(jié)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工況，控制燃?xì)鉁囟?，在同樣的做功能力需求條件下，采用較低溫度燃?xì)?，有利于渦輪選材；對(duì)進(jìn)氣道來流進(jìn)行預(yù)冷，有利于壓氣機(jī)選材和提高效率，從而提高飛行馬赫數(shù)；ATR推重比大于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度也低于現(xiàn)有常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)[71-72]。

圖9 ATR發(fā)動(dòng)機(jī)[68]Fig.9 ATR engine[68]

TriJet是一種可重復(fù)使用的新型組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)，在TBCC中加入火箭引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[73]，該推進(jìn)系統(tǒng)擬應(yīng)用的都是當(dāng)前已有技術(shù)，能實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)從0～6+的無縫過渡。其高超聲速推進(jìn)概念的構(gòu)型如圖10[74]所示：進(jìn)氣道可為渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和雙模沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供燃燒所需的空氣，雙模沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道通暢無阻礙，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)隱藏在進(jìn)氣活門之后，該活門能根據(jù)飛行階段選擇開或關(guān)。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作在飛行馬赫數(shù)0～2.5、火箭引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在飛行馬赫數(shù)0～4、雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在飛行馬赫數(shù)4以上?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)使用空氣中的氧氣，提高了比沖，在飛行馬赫數(shù)0～4，彌補(bǔ)了渦輪和沖壓推力不足的問題。

圖10 “三噴氣”概念構(gòu)型示意圖[74]Fig.10 Schematic diagram of conceptual configuration of “three jets” power system[74]

如圖11[52]所示，TRRE與TriJet理念相似，將渦輪、火箭和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高度集成，是通過多種發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)和工作過程有機(jī)組合而形成的高度一體化吸氣式組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，TRRE采用成熟渦輪與火箭沖壓復(fù)合燃燒室并聯(lián)、共用進(jìn)排氣系統(tǒng)的方案，能夠在馬赫數(shù)0～6+、0～33 km高度范圍內(nèi)穩(wěn)定工作，并具備較好的性能。

圖11 TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖[52]Fig.11 Schematic diagram of TRRE engine[52]

佩刀(Synergetic Air-Breathing Rocket Engine, SABRE)發(fā)動(dòng)機(jī)具備2種工作模式,在火箭模式下，發(fā)動(dòng)機(jī)以閉循環(huán)液氧/液氫高比沖火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作[75]，在吸氣模式下(從起飛階段到Ma>5)，液氧被大氣中空氣所代替,使發(fā)動(dòng)機(jī)比沖增加了3～6倍[76]。圖12展示了SABRE內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖[10]，空氣流入發(fā)動(dòng)機(jī)，并且在壓縮之前被冷卻至很低的溫度。氫燃料在進(jìn)入燃燒室之前作為閉循環(huán)氦回路的冷卻劑[77]。SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)本質(zhì)上是一種閉循環(huán)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，它帶有一臺(tái)預(yù)冷渦輪壓縮機(jī)，可以給燃燒室提供高壓空氣,這使其能夠在上升階段以吸氣模式從跑道零速度開始加速至Ma=5.5[78-79]，實(shí)現(xiàn)寬速域飛行工作。

圖12 SABRE內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖[10]Fig.12 Schematic diagram of SABRE internal structure[10]

針對(duì)以上不同的動(dòng)力組合形式，其動(dòng)力組成形式、工作模態(tài)、循環(huán)過程不同，動(dòng)力工作特性、使用范圍、能力有很大差別[80]，針對(duì)不同的高超聲速飛機(jī)任務(wù)和飛行需求，需要采用不同的組合動(dòng)力形式。表4展示了目前組合動(dòng)力的成熟度、可重復(fù)使用能力、技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)及飛行馬赫數(shù)范圍，吸氣式動(dòng)力的可重復(fù)使用能力更高，比沖更大，航程與載荷更高。從圖13看，ATR、TBCC、RBCC和TRRE等具備高超聲速飛機(jī)所需求的寬速域工作能力，具備水平起降的工作速域要求，針對(duì)高超聲速飛機(jī)的使用特點(diǎn)，TBCC、RBCC、ATR+超燃沖壓及TRRE等組合方式都有可能滿足未來高超聲速飛機(jī)對(duì)動(dòng)力的使用需求。

圖13 組合動(dòng)力工作范圍Fig.13 Operating range of combined power system

表4 組合動(dòng)力成熟度

除了寬速域工作、水平起降及可重復(fù)使用能力外，高超聲速飛機(jī)對(duì)組合動(dòng)力最基本的需求在于工作性能，由于熱力循環(huán)形式不同，不同組合動(dòng)力系統(tǒng)在不同工作速域的性能存在較大差別，圖14粗略地展示了幾種組合動(dòng)力的單位質(zhì)量流量推力和比沖，以進(jìn)行定量的比較而不是定性的分析。從單方面性能看，采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(射流預(yù)冷)+雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的TBCC組合動(dòng)力在全工作速域內(nèi)比沖方面占優(yōu)，但其在跨聲速工作區(qū)域內(nèi)渦輪提供推力不足，同時(shí)模態(tài)轉(zhuǎn)換階段面臨推力銜接問題(推力陷阱)，渦輪的擴(kuò)包線及沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的低馬赫數(shù)工作能力有待進(jìn)一步研究。由于火箭的使用，RBCC引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在模態(tài)轉(zhuǎn)換和跨聲速減阻方面具有優(yōu)勢(shì)，低馬赫數(shù)下的大推力可使相同起飛重量和起飛推力的飛行器跨聲速飛行時(shí)間更短，但低馬赫數(shù)飛行條件下比沖較低(馬赫數(shù)0～2)，在此工作域內(nèi)燃料消耗也較高，需額外攜帶氧氣也給飛機(jī)燃料供應(yīng)系統(tǒng)提出了較大的難題。ATR+雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪+引射沖壓+雙模態(tài)沖壓的組合動(dòng)力的比沖和推力處于RBCC和TBCC之間，但由于涉及到渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，系統(tǒng)的匹配復(fù)雜度高，調(diào)節(jié)難度大，發(fā)動(dòng)機(jī)之間的熱防護(hù)難以解決。從性能考慮，組合動(dòng)力的推力與比沖優(yōu)勢(shì)不可兼得，如何評(píng)價(jià)組合動(dòng)力的性能優(yōu)劣，需要結(jié)合飛機(jī)任務(wù)場(chǎng)景、飛行剖面及工作需求而定。對(duì)比上述幾種組合動(dòng)力，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)單位迎風(fēng)推力、發(fā)動(dòng)機(jī)本體重量、發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換能力、進(jìn)排氣調(diào)節(jié)能力、一體化設(shè)計(jì)能力、熱防護(hù)難度、可靠性、工作時(shí)間、維護(hù)性及成本等因素，組合動(dòng)力的選型及評(píng)價(jià)更需要綜合多個(gè)維度，從飛機(jī)視角進(jìn)行全局性的考慮。

圖14 組合動(dòng)力性能對(duì)比Fig.14 Comparison of combined power system performance

美國的組合動(dòng)力技術(shù)研究較早，其發(fā)展方向更有借鑒意義。2003年NASA提出的美國航空航天國家倡議(National Aerospace Initiative，NAI)，如圖15所示，除了一次性彈用飛行器主要使用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力外，對(duì)于后續(xù)的一系列寬速域飛行器技術(shù)，組合動(dòng)力是NAI計(jì)劃中最重要的一部分，這其中包括了美國國防部、NASA、DARPA、美國空軍和海軍等組織的一系列計(jì)劃。

圖15 美國國家航空航天倡議Fig.15 National aerospace initiative

從美國的相關(guān)發(fā)展計(jì)劃來看，高超聲速飛機(jī)使用動(dòng)力傾向于采用TBCC、RBCC及帶有引射火箭的T/RBCC組合動(dòng)力。正如表2所示，包括NASA牽頭的先進(jìn)航天運(yùn)輸計(jì)劃(Advanced Space Transportation Program，ASTP)[81]、綜合航天運(yùn)輸計(jì)劃(Integrated Space Transportation Plan，ISTP)和美國DARPA與空軍共同招標(biāo)開展的FALCON計(jì)劃等，這些計(jì)劃中相關(guān)動(dòng)力均采用了TBCC、RBCC及T/RBCC組合動(dòng)力方案，隨著目前美國高超聲速飛機(jī)項(xiàng)目的進(jìn)展，這幾種動(dòng)力可能會(huì)成為未來高超聲速飛機(jī)的主要發(fā)展方向。

作為美國最重要的軍火公司，圖16給出了波音公司及洛克希德·馬丁公司對(duì)于高超聲速技術(shù)及高超聲速飛機(jī)的發(fā)展脈絡(luò)，從工程技術(shù)發(fā)展來看，經(jīng)歷了X-43及HTV系列的研究，TBCC和T/RBCC組合動(dòng)力目前是兩大軍工巨頭在高超聲速飛機(jī)領(lǐng)域最重要的發(fā)展方向。

基于高超聲速飛機(jī)特點(diǎn)，不同組合發(fā)動(dòng)機(jī)擁有各自的優(yōu)缺點(diǎn)，通過梳理多種組合動(dòng)力系統(tǒng)工作特性、成熟度、工作性能和美國發(fā)展技術(shù)路線等，TBCC和T/RBCC形式的組合動(dòng)力基本具備寬速域工作、水平起降及可重復(fù)使用能力，工程中面臨的關(guān)鍵技術(shù)問題相對(duì)較少，是短期內(nèi)較有希望的動(dòng)力方案。

3 組合動(dòng)力給飛機(jī)設(shè)計(jì)帶來的挑戰(zhàn)

從組合動(dòng)力的技術(shù)與發(fā)展看，其相對(duì)于傳統(tǒng)動(dòng)力系統(tǒng),結(jié)構(gòu)更復(fù)雜，工作速域更寬，設(shè)計(jì)余度更小，工作條件更嚴(yán)峻，這不但給組合動(dòng)力系統(tǒng)的研制帶來了困難，同樣給飛機(jī)平臺(tái)的設(shè)計(jì)帶來了挑戰(zhàn)，特別是內(nèi)外流耦合問題、結(jié)構(gòu)及熱防護(hù)設(shè)計(jì)問題、動(dòng)力系統(tǒng)與飛機(jī)的一體化控制問題、動(dòng)力系統(tǒng)的能源生產(chǎn)與熱管理問題等[82]。在高超聲速背景下，組合動(dòng)力系統(tǒng)并不只是飛機(jī)平臺(tái)的子系統(tǒng)，兩者的共同融合設(shè)計(jì)才能更好地解決關(guān)鍵問題。

目前高超聲速飛機(jī)的算力體系發(fā)生明顯變化，飛機(jī)與組合動(dòng)力推阻的測(cè)試方法、修正方法與傳統(tǒng)飛機(jī)不同[83]，如何通過全機(jī)測(cè)力試驗(yàn)、進(jìn)氣道試驗(yàn)、噴管試驗(yàn)、噴流影響試驗(yàn)等進(jìn)行更準(zhǔn)確的推阻測(cè)量，需要進(jìn)一步研究。針對(duì)高超聲速飛機(jī)寬速域工作的設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)氣道、噴管與飛機(jī)前體、后體高度融合以提高工作能力，這導(dǎo)致飛/發(fā)界面難以準(zhǔn)確界定，如圖17所示，高超聲速飛機(jī)前體/進(jìn)氣道和后體/尾噴管對(duì)飛機(jī)推力影響逐漸增加，而裝載發(fā)動(dòng)機(jī)的機(jī)身則直接影響到飛機(jī)的升力，飛/發(fā)內(nèi)外流的高度耦合導(dǎo)致飛機(jī)平臺(tái)三軸力和力矩解耦設(shè)計(jì)困難，同時(shí)非常規(guī)氣動(dòng)部件與多級(jí)內(nèi)外壓縮進(jìn)氣道的采用，使非設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)發(fā)排匹配更加困難，要求飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)具備極大的調(diào)節(jié)能力。在組合動(dòng)力工作過程中，進(jìn)氣道起動(dòng)、調(diào)節(jié)板調(diào)節(jié)、模態(tài)轉(zhuǎn)換，非對(duì)稱噴管發(fā)動(dòng)機(jī)冷熱態(tài)工作變化、低馬赫數(shù)過膨脹等，會(huì)產(chǎn)生多軸力和力矩增大，導(dǎo)致了配平阻力的增加，控制實(shí)現(xiàn)難度大；飛機(jī)前后體與進(jìn)排氣高度耦合導(dǎo)致推力與升力難以解耦，飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化要求增加，飛機(jī)氣動(dòng)/推進(jìn)綜合設(shè)計(jì)、寬速域穩(wěn)定性/操縱特性匹配設(shè)計(jì)等需要進(jìn)一步研究。

圖17 飛/發(fā)推阻力耦合Fig.17 Push-drag coupling of aircraft-engine

目前基于組合動(dòng)力的高超聲速飛機(jī)與動(dòng)力系統(tǒng)推阻很難匹配，組合動(dòng)力提供的性能較弱，如圖18 所示，組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換處剩余推力不足，進(jìn)而導(dǎo)致在高馬赫數(shù)飛行條件下加速能力較弱。在跨聲速區(qū)域沖壓的冷通氣流道內(nèi)阻過大，導(dǎo)致飛機(jī)耗油率增加，航程減少，如圖19所示，在低馬赫數(shù)飛行條件下，如果采用并聯(lián)TBCC形式，管道冷通氣內(nèi)阻占到了全機(jī)零阻的1/5，這就要求飛機(jī)提高減阻能力，綜合減少溢流阻力、進(jìn)氣道阻力、旁路放氣阻力、附面層放氣阻力和噴管后體阻力等，特別是在考慮飛/發(fā)一體的前體下，減小安裝推力損失，同時(shí)需要飛機(jī)布局兼顧亞聲速起降、跨聲速/高馬赫數(shù)爬升和超聲速巡航能力。

圖18 高超聲速飛機(jī)推阻關(guān)系Fig.18 Push-drag relationship of hypersonic aircraft

圖19 并聯(lián)TBCC沖壓冷通氣計(jì)算流場(chǎng)Fig.19 Calculated flow field of cold ventilation of parallel TBCC

組合動(dòng)力系統(tǒng)單位質(zhì)量推力較傳統(tǒng)動(dòng)力低，重量代價(jià)更大，如圖20[82]所示，高超聲速飛機(jī)有效載荷質(zhì)量較小，如何減小機(jī)體結(jié)構(gòu)和推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量，增加飛機(jī)與動(dòng)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)共用度，是高超聲速飛機(jī)面臨的重要問題。高超聲速從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)角度使飛機(jī)平臺(tái)面臨更強(qiáng)的力、熱、聲、振等多物理域耦合效應(yīng)，引發(fā)多工況時(shí)域交聯(lián)，造成載荷預(yù)測(cè)精度下降、高次非定常求解困難、輕質(zhì)熱防護(hù)矛盾突出。動(dòng)力系統(tǒng)熱載荷增加，使飛機(jī)不僅要面對(duì)高速飛行帶來的氣動(dòng)加熱，還要面對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高溫加熱帶來的極端環(huán)境，結(jié)構(gòu)熱防護(hù)設(shè)計(jì)需滿足復(fù)雜旁路系統(tǒng)、多級(jí)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)可靠工作，組合動(dòng)力需要兼顧重量輕、空間小、可重用、易維護(hù)等要求。

圖20 MANTA飛機(jī)質(zhì)量組成示意圖[82]Fig.20 Schematic diagram of mass composition of MANTA aircraft[82]

高超聲速飛機(jī)的自適應(yīng)控制要求高。組合動(dòng)力系統(tǒng)需根據(jù)飛行狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)自適應(yīng)調(diào)節(jié)，飛/發(fā)控制系統(tǒng)具備強(qiáng)魯棒性、自適應(yīng)控制能力，設(shè)計(jì)約束多，多模態(tài)控制邏輯復(fù)雜。寬速域飛行采用組合動(dòng)力系統(tǒng)，由傳統(tǒng)的單一工作模態(tài)向多工作模態(tài)轉(zhuǎn)變，控制變量劇增，控制邏輯復(fù)雜，綜合控制難度增大。氣動(dòng)特性、熱管理系統(tǒng)、能源生成、熱防護(hù)系統(tǒng)、飛行狀態(tài)等均與發(fā)動(dòng)機(jī)呈現(xiàn)出緊密的交聯(lián)關(guān)系，綜合控制復(fù)雜程度高。

高超聲速飛機(jī)能源與散熱需求急劇增加，高速飛行、能量機(jī)動(dòng)、定向能武器、大功率作動(dòng)、超遠(yuǎn)距探測(cè)等對(duì)能源和散熱需求急劇增加，達(dá)到傳統(tǒng)飛機(jī)的5～10倍，突破了現(xiàn)有技術(shù)體系。超大能源獲取困難?，F(xiàn)有飛機(jī)通過提取渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)軸功率獲取能源，三代機(jī)一般為300～400 kW、四代機(jī)一般為700 kW，未來高超聲速飛機(jī)功率提取將達(dá)到兆瓦量級(jí)，超大功率能源生成與管理技術(shù)難度極大，對(duì)組合動(dòng)力的能源提取需求極高，特別是在組合動(dòng)力高速飛行階段，發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣和能源都面臨極大困難，這對(duì)飛機(jī)的能/熱轉(zhuǎn)換技術(shù)提出了較高要求，新型高效換熱技術(shù)、熱沉協(xié)同調(diào)度等需要進(jìn)一步研究。

組合動(dòng)力系統(tǒng)與高超聲速飛機(jī)設(shè)計(jì)在性能、流動(dòng)、結(jié)構(gòu)、控制、能源與熱管理等方向有著更高的要求和挑戰(zhàn)，目前動(dòng)力系統(tǒng)與飛機(jī)系統(tǒng)存在較大設(shè)計(jì)裕度，組合動(dòng)力系統(tǒng)與高超聲速飛機(jī)在需求、設(shè)計(jì)邊界、前沿技術(shù)探索、專業(yè)融合等方面需要進(jìn)一步加強(qiáng)，來應(yīng)對(duì)新空域和速域帶來的挑戰(zhàn)。

4 結(jié) 論

高超聲速技術(shù)是未來飛機(jī)跨代發(fā)展的重要方向，在超燃沖壓動(dòng)力逐漸成熟、邁向工程化的今天，適用于未來高超聲速飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)正在百花齊放般的發(fā)展，組合動(dòng)力形式及方案層出不窮，并擁有各自的性能及使用優(yōu)勢(shì)，但隨著動(dòng)力系統(tǒng)的逐漸發(fā)展，最終動(dòng)力系統(tǒng)方案還需要飛機(jī)單位與發(fā)動(dòng)機(jī)單位的共同努力與合作。

1) 基于發(fā)動(dòng)機(jī)的工作能力，單一動(dòng)力形式具有局限性，在短期內(nèi)無法滿足寬速域工作的需求，基于成熟度較高的發(fā)動(dòng)機(jī)，組合動(dòng)力是高超聲速飛機(jī)未來發(fā)展的重要方向。

2) 并聯(lián)組合動(dòng)力形式較多，工作范圍、性能有較大差別，組合動(dòng)力選型直接決定了高超聲速飛機(jī)的發(fā)展及能力。針對(duì)目前高超聲速飛機(jī)大空域、寬速域、可平起平降、可重復(fù)使用、大載荷量及大航程等特點(diǎn)，RBCC、TBCC和T/RBCC是組合動(dòng)力系統(tǒng)重要的發(fā)展方向。

3) 針對(duì)高超聲速飛機(jī)的需求，組合動(dòng)力系統(tǒng)面臨很多挑戰(zhàn)，組合動(dòng)力系統(tǒng)的評(píng)價(jià)與發(fā)展需要從飛機(jī)平臺(tái)綜合考慮，充分重視頂層設(shè)計(jì)，注重技術(shù)的繼承性，發(fā)揮不同單位的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)單位需要比傳統(tǒng)飛機(jī)有更緊密的合作，飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)是未來高超聲速飛機(jī)發(fā)展的必然選擇。