桂 豐，李 丹，張宇超，鐘世林，李 茜

(1.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都 610500；2.西北工業(yè)大學動力與能源學院，西安 710072)

1 引言

高超聲速技術是未來具有戰(zhàn)略制高點的多學科綜合性技術，多個發(fā)達國家近半個世紀以來長期致力于高超聲速技術的研究與發(fā)展，并取得了一系列突破。如美國通過數(shù)十年的研究，已經(jīng)從概念和原理探索階段，進入了以高超聲速巡航導彈和高超聲速飛機為應用背景的先期技術開發(fā)階段。早在上世紀80 年代，美國就提出了NASP 計劃，對超燃沖壓發(fā)動機開展了廣泛的基礎研究，推動了高超聲速技術的發(fā)展。2001 年啟動了國家航空航天倡議(NAI)，確定了高超聲速飛行器的發(fā)展路線。之后又實施了多項新計劃，如NASA 的Hyper-X、空軍的Hytech、海軍和美國國防預研局(DARPA)聯(lián)合的HyFly、X-43、X-51 項目等，并結合NAI 計劃對各種單項技術進行了突破和驗證。與此同時，還開展了諸多其他計劃，如研究革新渦輪基技術的RTA 計劃；研究TBCC 推進系統(tǒng)方案的Falcon 計劃、FaCET 計劃、MoTr 計劃和AFRE 計劃；研究三噴氣方案的TriJet 計劃；研究高超聲速飛機的SR-72和MANTA 項目等。這些計劃和項目一定程度上在高速飛行器設計、高速飛行驗證、飛/發(fā)一體化設計、高速渦輪發(fā)動機技術、渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機技術等方面取得了突破[1-4]。

本文對典型高速飛行器動力方案進行研究，分析總結了方案的任務剖面及其尺寸質量、動力系統(tǒng)推力需求、燃料消耗等技術特點，以期為高速飛行推進系統(tǒng)的研究設計拓寬思路、提供支持。

2 典型高速技術研發(fā)計劃

總體來看，國外高超聲速技術的開發(fā)主要圍繞高速渦輪發(fā)動機、沖壓/超燃沖壓發(fā)動機和TBCC發(fā)動機三個領域開展，且都取得了一系列具有重要價值的成果。

2.1 高速渦輪發(fā)動機

高速渦輪發(fā)動機作為TBCC 發(fā)動機低速段加速動力，亦可單獨作為飛行器動力，是TBCC 發(fā)動機研究的基礎。國外開展了以J58為代表的馬赫數(shù)3.0+高速渦輪發(fā)動機以及革新渦輪加速器(RTA)計劃等研究[5]。

2.1.1 SR-71 飛機

SR-71 飛機是美國上世紀70 年代研發(fā)并服役的馬赫數(shù)3.0+高空高速戰(zhàn)略偵察機，其動力J58 發(fā)動機為帶加力的單軸渦噴發(fā)動機，最大飛行馬赫數(shù)可達3.2，飛行包線如圖1 所示。圖中，H為飛行高度，Ma為飛行馬赫數(shù)。SR-71 加速時的飛行剖面為：以馬赫數(shù)0.3 起飛，加速爬升到高度7.6 km后，等高加速到馬赫數(shù)0.9，再以馬赫數(shù)0.9 爬升到高度10.0 km，中途進行空中加油；然后通過俯沖解決動力跨聲速推力不足問題，俯沖破音障加速到高度8.5 km、馬赫數(shù)1.2，等高度加速至馬赫數(shù)1.32，再沿著926 km/h 等當量空速線一直加速爬升到高度17.0 km、馬赫數(shù)2.6；此后按照當量空速加速爬升至高度21.0 km、馬赫數(shù)3.0，其中當量空速從926 km/h 至769 km/h 線性減小[6-7]。總體來看，SR-71 飛機在超聲速之后，其爬升軌跡基本上貼近飛行包線下邊界[7]。

圖1 SR-71 飛機飛行包線及爬升剖面Fig.1 Flight envelope and profile of SR-71

2.1.2 RTA 計劃

RTA 計劃是馬赫數(shù)4.0+的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機驗證計劃，RTA 驗證機為變循環(huán)加力渦扇發(fā)動機[7-8]。其加速段飛行剖面如圖2 所示：從起飛到馬赫數(shù)1.6，RTA 發(fā)動機以單涵道形式工作[9](在高度3.0 km 左右完成破音障)，一直加速爬升到高度5.0 km、馬赫數(shù)1.7；此時開始雙涵道模式轉換，加速爬升至高度8.0 km、馬赫數(shù)2.0 時，完成雙涵道模式轉換，發(fā)動機開始進行渦扇到?jīng)_壓的模態(tài)轉換，在高度15.0 km、馬赫數(shù)3.5 完成渦輪/沖壓模態(tài)轉換；最后以沖壓模式加速到高度18.0 km、馬赫數(shù)4.0，完成整個加速爬升過程。其中，在馬赫數(shù)3.0～3.5 之間，轉子轉速和渦輪溫度均下降；馬赫數(shù)3.5 時，核心機發(fā)動機完全處于風車狀態(tài)，以確保發(fā)動機快速起動、驅動發(fā)動機附件及降低暴露在最高進口溫度下的旋轉部件的機械載荷；馬赫數(shù)大于3.5 時，發(fā)動機處于純沖壓模式。

圖2 RTA 加速段飛行剖面Fig.2 Flight profile of RTA acceleration phase

2.1.3 其他計劃

美國DARPA 和美國空軍在VAATE 計劃下聯(lián)合實施了HiSTED 計劃。在該計劃的支持下，威廉姆斯國際公司開發(fā)了一款高馬赫數(shù)、中等壓比的短壽命渦輪發(fā)動機驗證機，并在地面試驗中完成了馬赫數(shù)2.0～2.5 和馬赫數(shù)3.2 運轉試驗驗證[10]。VAATE計劃結束后，在ATTAM 計劃創(chuàng)新構型和技術領域中，實施了子計劃高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機，研發(fā)用于高馬赫數(shù)飛行的TBCC 發(fā)動機可重復使用的渦輪發(fā)動機。

2.2 沖壓發(fā)動機

超燃沖壓發(fā)動機作為TBCC 發(fā)動機高速段加速和巡航動力，是TBCC 發(fā)動機研究的難點。典型研究計劃有X-43A 和X-51A 等。

2.2.1 X-43A 計劃

在NASA 蘭利研究中心和德萊頓飛行研究中心聯(lián)合開展的Hyper-X 項目中，開發(fā)了一種以氫燃料超燃沖壓發(fā)動機為動力的飛行器X-43A，并成功實施了飛行試驗[11]。X-43A 飛行器飛行剖面如圖3 所示：B-52B 飛機先將總質量17 t 的助推火箭和X-43A 飛行器運載至12.19 km 的高空并投放；5 s 后助推火箭點火，攜帶X-43A 飛行器加速爬升，在高度19.81 km 平飛并進一步加速；在高度28.95 km、馬赫數(shù)6.83 時X-43A 與助推火箭分離，超燃沖壓發(fā)動機起動并持續(xù)工作8 s，最后無動力飛行直至降落。

圖3 X-43A 飛行器飛行剖面Fig.3 Flight profile of X-43A

2.2.2 X-51A 計劃

美國空軍研究實驗室(AFRL)/美國國防預研局聯(lián)合研發(fā)了X-51A 超燃沖壓發(fā)動機驗證機[10，12]。X-51A 的飛行剖面如圖4 所示：先由亞聲速運載器B-52H 運送至高度15.0 km、馬赫數(shù)0.8；從飛行器裝載機發(fā)射后，再由ATACMS 固體火箭助推到超燃沖壓發(fā)動機運行所需高度和馬赫數(shù)(高度18.0 km、馬赫數(shù)4.5)；助推完成后，巡航器從助推器和級間段分離，此后超燃沖壓發(fā)動機點燃并燃燒近240 s，X-51A 預計達到馬赫數(shù)6.0 左右；在超燃沖壓發(fā)動機停止運行后，飛行器將以慣性飛行直至降落。X-51A 使用JP-7 碳氫燃料。

圖4 X-51A 飛行剖面Fig.4 Flight profile of X-51A

2.2.3 其他計劃

繼X-51A 計劃之后，美國空軍又提出了MSCC計劃，旨在研發(fā)流量45 kg/s 量級、馬赫數(shù)3.5～7.0的中等尺寸超燃沖壓發(fā)動機關鍵部件技術。2019年8 月，諾格公司開發(fā)的超燃沖壓發(fā)動機，在馬赫數(shù)4.0 工況下，發(fā)動機推力達到57.8 kN 量級。

2.3 TBCC 發(fā)動機

以高速渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機組合而成的TBCC 發(fā)動機，是實現(xiàn)水平起降高超聲速飛行的理想動力。TBCC 推進系統(tǒng)一體化計劃、Aztec 方案、LAPCAT(長期先進推進概念和技術)計劃等，研究了其所涉及的典型任務剖面。

2.3.1 TBCC 推進系統(tǒng)一體化計劃

TBCC 推進系統(tǒng)一體化計劃是由美國空軍研究試驗室推進部(AFRL/PRA)發(fā)起的，由AADC 公司和SPIRITECH 聯(lián)合開展，旨在探索推進單元組合系統(tǒng)一體化技術[13]。該計劃根據(jù)X-43B 飛行任務修改，采用高度為12.19 km、馬赫數(shù)為0.7 的無動力空投，然后飛行器將一直加速到馬赫數(shù)7.0。加速的第一部分由渦輪發(fā)動機提供動力，后面一部分則由雙模式超燃沖壓(DMSJ)提供動力。計劃明確了帶加力的渦噴發(fā)動機是加速任務的首選，確定了以馬赫數(shù)4.0 作為過渡馬赫數(shù)，及馬赫數(shù)3.5～4.5作為過渡區(qū)域；空投后采用俯沖加速破音障的方式，空投由高度12.0 km、馬赫數(shù)0.7 俯沖加速到高度6.0 km、馬赫數(shù)1.5 左右，此后由渦輪基加速爬升到高度18.0 km、馬赫數(shù)4.0；然后開展模態(tài)轉換，最后由超燃沖壓發(fā)動機加速爬升到高度24.0 km、馬赫數(shù)7.0 實現(xiàn)巡航。飛行剖面如圖5 所示。圖中，橫坐標采用的是無量綱時間。這個方案需要馬赫數(shù)4.0+的渦輪基，鑒于RTA 的經(jīng)驗，其實現(xiàn)難度較大。

圖5 飛行剖面圖Fig.5 Flight Profile of TBCC

2.3.2 Aztec 方案

Aztec 方案是NASA 在ASTP(先進空間運輸)計劃下研究的一種采用TBCC 和HEDM(高能量密度物質)推進技術的水平起飛、水平著陸(HTHL)的雙級入軌(TSTO)飛行器[14]。Aztec 第1 級由10臺TBCC 發(fā)動機提供動力，以加力渦噴、沖壓和超燃沖壓3 種不同的模式工作。TBCC 發(fā)動機為上下結構配置，上流道為低速渦噴流道，下流道則是高速沖壓和超燃沖壓模式流道；發(fā)動機起飛推重比為0.6，從起飛到馬赫數(shù)2.5，以渦噴模式工作。第2 級由3 臺HEDM 火箭發(fā)動機提供動力。在跨聲速區(qū)域(高度12.0 km、馬赫數(shù)0.8～1.5)，兩級發(fā)動機一起工作。第1 級TBCC 發(fā)動機，以渦噴模式工作至馬赫數(shù)2.5 時，切換到?jīng)_壓噴氣模式，并沿著等速壓線飛行至高度24.0 km、馬赫數(shù)6.0；然后TBCC 發(fā)動機切換到超燃沖壓噴氣模式，加速到高度27.0 km、馬赫數(shù)8.0。達到馬赫數(shù)8.0 后，第2 級分離，第1 級以沖壓噴氣模式轉向并往回飛，同時第2 級HEDM 火箭發(fā)動機重新點火，推動第2 級達到運行軌道，釋放酬載，最后執(zhí)行無動力的自主返回著陸。Aztec 的任務循環(huán)如圖6 所示。

圖6 Aztec 任務循環(huán)示意圖Fig.6 Sketch map of Aztec mission cycle

2.3.3 LAPCAT 計劃

在歐洲航天局的支持下，歐盟自2005 年開展了LAPCAT 計劃，設計了以TBCC 發(fā)動機為動力的A2 高超聲速飛行器[15]。LAPCAT A2 飛行器以馬赫數(shù)0.40 起飛，加速到馬赫數(shù)0.70 后，以30 kPa 等動壓線爬升到高度6.0 km、馬赫數(shù)0.95，跨聲段平緩加速爬升到高度6.7 km、馬赫數(shù)1.20，此后沿著50 kPa 等動壓線一直加速爬升到高度25.5 km、馬赫數(shù)5.00。LAPCAT A2 飛行器全程采用液氫燃料，最終實現(xiàn)馬赫數(shù)5.0 一級的巡航速度及18 700 km 的超遠航程，其加速爬升過程如圖7 所示[16-17]。

圖7 LAPCAT A2 飛行器爬升軌跡Fig.7 Climbing trajectory of LAPCAT A2

2.3.4 其他計劃

除了以上已經(jīng)完成或正在實施的計劃外，針對高超聲速飛機及其TBCC 動力，美國還開展了MANTA 計劃、SR-72 計劃、AFRE 項目等研究。

MANTA 計劃是美國空軍牽頭，由波音公司承擔的高超聲速飛機研究項目，旨在研發(fā)臨近空間偵察、打擊平臺。采用機頭三維內轉進氣，小展弦比大后掠翼身融合布局；機長36.0 m、起飛總質量120.0 t、載荷2.5 t、航程5 000 km。其動力裝置為渦輪基與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機并聯(lián)組合的TBCC 發(fā)動機，巡航馬赫數(shù)5.0+，最大飛行馬赫數(shù)7.0；返航時采用渦輪動力。

繼MANTA 計劃之后，波音公司于2018 年分別提出了高超聲速軍用飛機和高超聲速民用飛機的方案。高超聲軍用飛機采用大后掠雙三角翼加雙垂尾布局，機身有明顯的隆起脊背，機腹平坦，兩側有大后掠邊條，以TBCC 發(fā)動機為動力。其性能指標瞄準飛行馬赫數(shù)5.0 以上，強調飛發(fā)一體化技術在方案研究中的重要性。高超聲速民機則明確其TBCC 發(fā)動機采用現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機引入預冷技術與亞燃沖壓發(fā)動機串聯(lián)組合方案，以馬赫數(shù)5.0 巡航，巡航高度為29.0 km，跨大西洋時間約為3 h。

SR-72 計劃是由洛馬公司臭鼬工廠承擔的一款高超聲速飛機的研究項目，預計2025 年實現(xiàn)驗證機首飛，2035 年研制出實用型高超聲速飛機。SR-72 飛機采用翼身融合體氣動構型，機長30.5 m，最大巡航馬赫數(shù)6.0，航程4 800 km，配裝2臺并聯(lián)式TBCC 發(fā)動機。其中，高速渦輪基采用HiSTED/RATTLS 計劃研發(fā)的高速渦輪發(fā)動機，工作馬赫數(shù)0～3.0；沖壓發(fā)動機為FaCET 計劃研發(fā)的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機，工作馬赫數(shù)2.5～6.0；在馬赫數(shù)3.0 時完成模態(tài)轉換，由沖壓發(fā)動機接力，以實現(xiàn)馬赫數(shù)0～6.0 的全速域工作。

2019 年5 月，美國赫爾墨斯公司公開披露了馬赫數(shù)5.0 級高超聲速民用飛機研發(fā)項目，計劃充分利用現(xiàn)有和短期內可實現(xiàn)的技術，研制一型最大飛行速度為馬赫數(shù)5.0、載客人數(shù)20 左右、航程約7 400 km 的高超聲速民用飛機。2020 年3 月，完成了一款基于TJ-100 渦輪發(fā)動機(推力1.1 kN、直徑約0.27 m)的小型TBCC 發(fā)動機集成與試驗，最大馬赫數(shù)達到5.0。其地面試驗狀態(tài)點見圖8。2021 年7 月，美空軍聯(lián)合私營投資公司授予赫爾墨斯公司1 份總額6 000 萬美元、為期3 年的科研合同，要求完成一型TBCC 發(fā)動機的飛行驗證和3 架夸特馬高超聲速飛行驗證機的研制與試飛等工作?？涮伛R驗證機采用單臺串聯(lián)式TBCC 發(fā)動機，進氣道采用三維內轉式方案，初步判斷噴管應該為二元噴管方案[18]；目前正在開展地面試驗相關工作。赫爾墨斯公司最新公布的高超聲速飛機規(guī)劃為，2023 年研制小型無人驗證機，2025 年研制可執(zhí)行應急貨運和偵察任務的中型無人機，2029 年研制用于公務的客運飛機，總體上遵循了“從小到大、從無人到有人”的發(fā)展思路。

圖8 赫爾墨斯公司的小型TBCC 發(fā)動機地面試驗狀態(tài)點Fig.8 Hermeus TBCC engine tested conditions

3 典型任務剖面分析

圖9 給出了吸氣式發(fā)動機的飛行走廊以及典型任務剖面。包線上邊界主要受飛行器氣動特性(最大升力系數(shù))限制，下邊界主要受限于飛行器結構材料(高氣動熱和氣動力載荷)[19]。對于渦輪發(fā)動機，由于受內流道壓力、氣動熱載荷及氣動力載荷等約束條件綜合影響，其飛行包線相對較狹窄。在馬赫數(shù)4.0 時的進氣總溫超過900 K，按照目前壓氣機盤材料溫度1 100 K 的限制及0.8 的效率水平，壓氣機壓比不到1.8，此時壓氣機基本無壓縮能力[19]。而對于沖壓發(fā)動機，較大的氣動壓力可為燃燒室提供足夠的靜壓以維持良好的燃燒，從而提供大的推力，所以高超聲速飛行器在高速/高超聲速段由沖壓發(fā)動機提供動力較為合適。

圖9 吸氣式發(fā)動機飛行走廊及典型任務剖面Fig.9 Flight envelope and typical profile of airbreathing propulsion

從國外典型飛行方案的任務剖面看，超聲速以上飛行軌跡趨向于氣動壓力較大的下邊界，如SR-71 和RTA 等。X-51A 和Aztec 方案都采用了火箭助推，從而能快速突破音障，因此其任務剖面不受渦輪發(fā)動機包線限制。以RTA 計劃為代表的馬赫數(shù)4.0 變循環(huán)高速渦輪基方案，通過渦扇、渦噴模式轉換的方式增推，以實現(xiàn)突破音障。但從其計劃的中止來看，馬赫數(shù)4.0 渦輪發(fā)動機設計難度太大，可見馬赫數(shù)4.0 渦輪基組合的TBCC 推進一體化方案不易實現(xiàn)。鑒于RTA 計劃以及J58 發(fā)動機的啟示，無預冷的高速渦輪基相對可行的最大飛行馬赫數(shù)約為3.5。根據(jù)高速/高超聲速TBCC 發(fā)動機并聯(lián)組合形式，低速段動力采用馬赫數(shù)3.0+的渦輪基更符合實際適用條件與范圍。由此可得出：

(1) 帶火箭基的RBCC 或T/RBCC 的三噴氣方案中，在突破音障時，大都以火箭發(fā)動機為主要動力或輔助動力；變循環(huán)形式的渦輪基可通過變循環(huán)模式轉換來實現(xiàn)助推；而對于跨聲加速推力不足，可采用類似J58 發(fā)動機俯沖加速的方式。

(2) 目前高超聲速飛機的TBCC 動力，主要集中采用渦輪發(fā)動機與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機并聯(lián)組合形式。其中，渦輪與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的模態(tài)轉換過渡馬赫數(shù)一般在2.5～3.5、高度在15.0～18.0 km 較為合適，工作馬赫數(shù)范圍0～3.5+的高速渦輪發(fā)動機是未來TBCC 發(fā)動機的必然趨勢。

(3) 以TBCC 發(fā)動機為動力的高速飛行器在返回初始階段一般可采用無動力滑行，最后著陸階段再采用渦輪發(fā)動機作為動力，具體使用方式由飛行器任務需求而定。

4 典型高速飛行器的性能特點

4.1 飛行器尺寸、質量

國外實施了多個高速飛行計劃，對飛行器外形尺寸、結構質量等進行了大量的研究。如歐洲的LAPCAT 計劃，其中有發(fā)展前途的飛行器方案是250 座、巡航馬赫數(shù)4.5、航程12 000 km 的超聲速客機LAPCAT-M4 方案，以及馬赫數(shù)8.0、航程18 000 km 的LAPCAT-A2 方案；水平起飛、水平著陸(HTHL)的雙級入軌(TSTO)飛行器Aztec 計劃等[14，20-21]。上述計劃因任務需求不同，其外形尺寸、結構質量、部件質量比例等也各不相同。

表1 和表2 示出了典型高速民用飛行器的外形尺寸和質量分布。從表1 可看出，為了適應高速飛行，高速飛行器一般采用高升阻比的氣動外形，機身大多扁平以減小迎風面積。目前適合的外形主要有乘波體(如X-51A)、升力體(如X-43A)和翼身融合體(如SR-72、MANTA)。由表2 可看出，飛行器質量都很大，燃料所占比重均較高(最高達到近70%)，負載比重較低，飛行器凈質量占比一般在30%左右，動力系統(tǒng)占比基本在15%左右。而任務性質不同決定了飛行器各部分質量比重分配。如Aztec 第1 級主要作用為加速、爬升、運載，無巡航需求，所以其燃料比重較低；而由于運載要求，負載占比達到36%，同時由于第1 級運載的推力需求導致發(fā)動機數(shù)量眾多，使得其動力系統(tǒng)占比達到43%。為此，在進行飛行器及其發(fā)動機設計時，必須首先明確飛行器性質及任務需求。

表1 典型高速民用飛行器外形尺寸Table 1 The external dimensions of typical high speed civil aircraft

表2 典型高速民用飛行器質量及比例Table 2 The mass and proportion of typical high speed civil aircraft

4.2 推力需求

飛行器任務性質決定了對發(fā)動機推力的需求。高速飛行器如LAPCAT-M4、Aztec 計劃及SR-71等的推力需求，單發(fā)地面起飛推力均在14.71 kN以上。表3 給出了典型高速飛行器的推力需求[20-21]?？煽闯觯咚亠w行器的推重比不高，在0.3～0.6 之間。如果采用常規(guī)渦噴發(fā)動機作為低速動力，需要采用俯沖的方式突破音障。

表3 典型高速飛行器的推力需求Table 3 The thrust requirements of typical high speed aircraft

4.3 燃料消耗

高超聲速飛行器因其特殊的飛行空域和速域，在方案設計時對各系統(tǒng)的質量尤為敏感。其中，燃料系統(tǒng)占據(jù)的比重很大，且相當大一部分燃料消耗在飛行器加速飛行過程中[22]。SR-71 是目前唯一服役過的巡航速度超過馬赫數(shù)3.0 的飛機，對現(xiàn)階段高/高超聲速飛行器的設計具有指導意義。SR-71飛機雖已退役且美國公開了該機的部分參數(shù)，但絕大多數(shù)核心參數(shù)依然未對外界公布?；诳刹殚喌馁Y料數(shù)據(jù)，如飛行軌跡、部分氣動特性等[5，23]，對SR-71 飛機飛行過程的燃料消耗進行了簡要分析，分析流程見圖10，結果見圖11?？梢钥吹剑琒R-71在馬赫數(shù)0.90 完成空中加油后，加速爬升至馬赫數(shù)3.15 開始巡航時，將消耗約40%燃料，而航程僅為20%左右。可見加速過程的燃油消耗是SR-71飛行器燃料消耗的重要部分。

圖10 基于文獻數(shù)據(jù)的SR-71 燃料消耗分析流程Fig.10 Fuel consumption analysis process of SR-71 based on literature

圖11 SR-71 飛行過程燃料消耗量Fig.11 Fuel consumption of SR-71 during flight

高超聲速飛行器由于巡航馬赫數(shù)高，所以其加速馬赫數(shù)跨度大，加速過程也比較長。相比常規(guī)飛行器，其燃料消耗量將會更大，因而其燃料消耗量需在航程與推力上進行權衡，即有效加速是關鍵。圖12 示出了馬赫數(shù)7.0 飛行器飛行過程中的燃料消耗?？煽闯?，飛行器飛行過程中加速到馬赫數(shù)1.5時需消耗10%的燃料，加速到馬赫數(shù)2.5 時又將消耗10%的燃料(共計消耗約20%的燃料)，飛行器加速到馬赫數(shù)4.0 時將共消耗34%的燃料，剩余約66%的燃料；而飛行器到達其巡航速度馬赫數(shù)7.0時又將消耗20%的燃料，整個加速過程燃料消耗量達到54%，燃料剩余量已不足總燃料的一半。這些燃料消耗可通過增大助推時的有效比沖來減少，同時當推進系統(tǒng)部分關閉時，需額外的燃料消耗來加速推進系統(tǒng)。

圖12 馬赫數(shù)7.0 飛行器飛行過程燃油消耗量Fig.12 Fuel consumption of Mach 7 aircraft during flight

5 結論

針對國外典型高速/高超聲速計劃或項目，通過分析其典型任務剖面及飛行器尺寸、質量等參數(shù)，總結了高速/高超聲速飛行器及其動力裝置的技術特點和發(fā)展規(guī)律。研究主要得出以下結論：

(1) 飛行器任務需求不同，其飛行剖面及相應的動力形式也不同。基于目前的研發(fā)情況，以馬赫數(shù)3.0+的高速渦輪基與亞燃或雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的組合形式，是較為理想的高速/高超聲速飛行推進模式。

(2) 高速/高超聲速飛行器起飛質量大多為80 t量級及其以上，起飛推重比基本在0.3～0.6之間；其動力一般采用雙發(fā)或多發(fā)布局，單發(fā)起飛推力均在14.71 kN 量級及其以上。

(3) 高速/高超聲速飛行器隨著飛行速度的提升，飛行包線會越發(fā)狹窄?？紤]到高速/高超聲速帶來的氣動負荷等問題，以及盡可能維持較好的加速飛行性能，未來高速飛行器超聲速以上爬升軌跡會趨近于飛行包線的下邊界。

(4) 對于高速/高超聲速飛行器，由于其特殊的飛行空域和速域，相比常規(guī)飛行器，其燃料消耗量將更大，為此需在航程與推力上進行權衡。