冲压发动机之谜

突破高超声速屏障的首要关键是研制出能在很宽飞行M数范围，都有较高比冲的发动机。一般来说，从很低的飞行M数直到M数约小于15，吸气式发动机比火箭发动机的比冲要高得多。因此。吸气式发动机的应用前景十分诱人。另一方面，由于结构和能量转换效率等方面的种种限制，一种吸气式发动机只能在一段飞行M数范围内工作。为了实现高超声速飞行，我们必须将多种吸气式发动机组合起来，甚至将吸气式发动机和火箭发动机组合起来。多种类型发动机的组合，好比接力赛跑一样。这样，组合式发动机的发展就变得十分复杂。又十分精彩。

冲压发动机是不带压气机的喷气发动机

我们旅行时乘坐的民航飞机使用的是涡轮喷气发动机。其发动机的工作过程是这样的。气流高速流入发动机进气道，速度降低压力增高；由压气机(安装在转轴上的叶轮)将其送入燃烧室并和喷入的燃料混合燃烧。当热燃气通过叶片时，旋转并驱动压缩机轮轴的涡轮进一步提高空气的压力，此后的高压高温气体由发动机尾喷管加速喷出产生推力。目前一般的涡轮喷气发动机可以工作到M数稍大于3。在更高的飞行M数时，涡轮叶片就会受热而损坏。

冲压发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。在超声速飞行时，由于产生激波，使进气道内气流速度减至亚声速，此时气流的滞止，可使气流压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过涡轮喷气发动机压气机中的压力提高的倍数。因而产生了单靠速度冲压，而不需要压气机的冲压发动机。它通常由进气道、燃烧室、推进喷管等三部分组成。由于冲压发动机没有压气机(因而也就不需要燃气涡轮)，所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。这种发动机压缩空气的方法。是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能。冲压发动机工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃料混合燃烧，将温度提高到2000℃～2200℃甚至更高。高温燃气随后穿过狭窄的喉道时，再次被加速到声速，然后膨胀。冲出倒锥形的喷管。达到超声速。最后燃气由喷口高速排出而产生推力。

超燃冲压发动机应运而生

这种在燃烧室中的气流以亚声速的速度燃烧的冲压发动机。也只适用于超声速的飞行。对于高超声速飞行，这种发动机就不再适用了。其主要原因是气流由高超声速滞止到亚声速，带来的进气损失可引起发动机性能的急剧下降。气流滞止还会导致气体温度过高，超过燃烧室的极限载荷。另外，高温引起的气体离解亦会消耗很大一部分化学反应热。当飞行器的马赫数超过5。进气道的空气减速就会提高发动机内的温度。一旦超过某个点，燃烧再也无法发挥作用。无法有效提高能量。所以。马赫数5～6是冲压发动机的实际极限。为了突破这个限制，人们提出一种超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机)。这种发动机利用由飞行器头部产生的斜激波和飞行器前体，适当压缩来流气体，使其速度降低，温度升高。但到达燃烧室后仍为超声速流动。这种新概念发动机成功地避免了气流温度过高的问题。但也带来了超声速燃烧的许多困难。例如燃料的选择，确定发动机内通道的物理尺寸和形状。以适应飞行速度和高度的变化；再有就是空气在发动机中的滞留时间仅有千分之几秒。燃料燃烧的任务就如同在龙卷风中点燃一根火柴，还要让它持续燃烧下去。

吸气式发动机用于航天运载器时，要求其有效运行范围为M数为0～25，飞行高度要从海平面到外大气层。吸气式发动机用于高超声速导弹时，其飞行M数为0～8。吸气式发动机用于高超声速飞机时。其飞行M数将达到8～15。基于这种需求。目前国际上正在探讨的有两种推进系统概念，一种是以涡轮喷气发动机为基础的组合循环推进系统(turbine-based combined cycle。TBCC)。它在飞行马赫数为0～3时。采用涡轮喷气推进；飞行马赫数为3～5时过渡到冲压；马赫数为5以上实行超燃冲压，这种推进系统的结构较为复杂。另一种概念是以火箭发动机为基础的组合循环推进系统(rocket-based combined cycle，RBCC)。这种推进系统采用火箭系统代替组合循环推进系统中的涡轮喷气系统。具有结构简单、易于集成的特点，但它却失去了吸气的优点。对于要求入轨的空天飞机，在M数大于15后。还要使用火箭发动机。若采用两级入轨的飞行器，其上面级也将采用火箭发动机。

超燃冲压发动机的类型

经过多年的发展，国外已研究设计过多种超燃冲压发动机的方案。主要包括纯超燃冲压发动机、亚燃/超燃双模态冲压发动机、亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机、双燃料超燃冲压发动机、引射超燃冲压发动机、整体式火箭液体超燃冲压发动机、固体双模态冲压发动机等。其中，研究最多的问题是如何将亚燃和超燃发动机组合起来，达到既能在两种燃烧模态之间顺利转换，又能减轻重量的目的，目前主要提出了三种类型，即双模态冲压发动机、双燃烧室冲压发动机和双燃料冲压发动机。

(1)亚燃，超燃双横态冲压发动机

亚燃/超燃双模态冲压发动机是指发动机可以亚燃和超燃冲压两种模式工作的发动机。当发动机的飞行M数低于6时，在发动机的进气道内产生正激波，使燃烧室进口气流为亚声速。实现亚声速燃烧；当M数大于6时，在发动机的进气道内产生一串斜激波，气流以超声速进入燃烧室，实现超声速燃烧；从而使双模态发动机的运行M数下限降到2.5～3，扩展了发动机的工作范围。

亚燃/超燃双模态冲压发动机具有几何简单、重量轻的优点，既可用氢燃料，也可用碳氢燃料。它的设计却十分复杂，通过仔细设计发动机的气流几何和注入燃料的位置和注入量。来实现两种燃烧模态的转换。在进气道和燃烧室之间设置了隔离段。隔离段是双模态超燃冲压发动机不可缺少的一部分。它是进气道与燃烧室之间的一个气动热力缓冲段。它既可以隔离进气道与燃烧室的相互干扰，又可以使发动机由亚燃模态平稳地过渡到超燃模态。无论是亚燃状态还是超燃状态。隔离段可以承受不同燃烧状态时下游燃烧室的反压变化而不影响上游进气道的流态。避免出现进气道无法起动。隔离段内一般将形成激波串。为燃烧室高效地提供所要求的一定压力、温度、速度与流量的空气。

目前，美国、俄罗斯都研究了此类型的发动机。俄罗斯多次飞行试验的超燃冲压发动机就是这种发动机。美国空军即将进行飞行试验的也是这种类型的发动机。这种超燃冲压发动机可用于高超声速的巡航导弹、飞机和空天飞机。

(2)亚燃/超燃双燃烧宣冲压发动机

对于采用碳氢燃料的超燃冲压发动机来说。当发动机在M3～4.5范围工作时，会发

生燃料不易着火的问题。为解决这一问题，人们提出了亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机概念。这种发动机的进气道分为两部分：一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室。另一部分引导其余来流进入超声速燃烧室。位于前部的亚声速燃烧室起到超声速燃燃烧室点火源的作用，使得在低M数情况下，燃料的热量得以有效释放。从另一个观点看。燃气流在超燃燃烧室的燃烧是亚燃后的一种补燃。

这种方案技术风险小，发展费用较低。较适合巡航导弹这样的一次性使用的飞行器。目前。掌握该技术的主要是美国霍布金斯大学的应用物理实验室。美国海军正在将这种发动机用到高超声速导弹上。

(3)亚燃/超燃双燃料态冲压发动机

为了克服碳氢燃料点火延迟长的缺点。常用氢来点燃碳氢燃料。在低M数情况下。以碳氢燃料作亚声速燃烧；在较高M数(例如M数大于5或6)时。采用氢为燃料。这种发动机可能会用于高超声速飞机和空天飞机。但由于其结构复杂，目前还处于实验室研究阶段。

超燃冲压发动机的关键技术

(1)燃料的喷射、混合、点火

对于点火延迟来说，氢燃料最短，甲烷最长，其他液态碳氢燃料在这两者之间。一般来讲，受飞行器尺寸的制约。发动机的长度都是有限的，大约2～3米长。如果燃烧室内空气的流速为马赫数2～3，空气在发动机内的滞留时间只有2～3毫秒。要想在这样短的时间内完成压缩、增压，并与燃料在超声速流动状态迅速、均匀稳定地完成低损失、高效率的混合、点火并燃烧是十分困难的。燃料与空气的混合好坏，直接影响发动机的长度和热负荷。因此。应对发动机尺寸、形状、燃料种类、喷注器设计、燃烧机理等多方面的因素，进行综合性理论和试验研究。

为满足超燃冲压发动机对混合的要求。必须采用有效的方法，使混合得到增强。美国航空航天局的研究试验表明：喷注器的设计对能否有效的混合有重要的影响，并且已经证实，采用后台阶式的喷注燃料，有很好的效果。 对燃烧稳定性来说，按其性能好坏，排列的次序分别是氢、乙烯(C₂H₄)、乙烷(C₂H₆)、甲烷(CH₄)。总的来说，碳氢燃料要比氢的燃烧稳定性差，但若加入硅烷(SiH₄)。将大大增加燃烧稳定性。使用燃料添加剂也会改变点火延迟特性。美国空军的HyTech计划研究过在M数为4时，由于较低的空气温度这一最困难的飞行条件下，可采用或添加能自燃的燃料。

(2)燃烧室的设计和试验技术

保证超燃冲压发动机工作的关键。就在于通道内部极为巧妙的几何形状。它能够让燃烧热量沿着通道释放。尽管数值模拟技术已发展到了相当高的水平。但这种发动机燃烧室的研究发展，还主要依靠试验，高超声速推进系统研究对试验设备的要求很高，要模拟的气动参数变化范围大。而且，只有有限的试验可在地面进行。大部分问题必须通过飞行试验来解决。

(3)发动机的冷却问题

在采用氢燃料或碳氢燃料的超燃冲压发动机中，流动的燃料可以作为冷却剂。而冷却需要的燃料可能要超过燃烧的燃料需求。除了需要燃料在工作过程中完成许多部件的冷却任务，还需要在局部地区采用耐高温的陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料等进行部件的防热。

除了以上超燃冲压发动机关键技术以外。发动机与机体(弹体)的一体化设计也是非常复杂的技术，包括气动力一体化、结构设计一体化、燃料供应和冷却系统设计一体化和调节控制设计的一体化等。

责任编辑　兆　然

推荐访问:之谜 冲压 发动机