空天飞行器及动力技术发展研究

邓英，朱大明

(1.中国航空研究院，北京100012；2.中航空天发动机研究院有限公司，北京100028)

空天飞行器及动力技术发展研究

邓英1，朱大明2

(1.中国航空研究院，北京100012；2.中航空天发动机研究院有限公司，北京100028)

空天飞行器是航空航天领域重要的研究发展方向，主要有飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制四个系统性关键技术，本文仅对飞发一体化和推进技术进行研究与分析。首先从高超声速的定义入手，分析了空天飞行气动热和气动力的特点；然后比较了四种不同飞行器气动外形在性能、结构、制造、经济性和使用操纵方面的优劣，研究了不同类型空天组合动力技术的特点；最后从步骤、方法与措施等方面给出了空天飞行器及动力的发展建议。

空天飞行器；空天动力；高超声速；乘波体；组合循环发动机；超燃冲压发动机

1 引言

空天飞行器，本文指从地面零速度起飞、直至进入地球轨道(高度H约200 km，马赫数Ma约25)的飞行器。Ma=2.83是目前配装常规燃气涡轮发动机的飞行器所能达到的最大设计速度，米格-25和米格-31的设计最大马赫数都是2.83[1]，美国的SR-71侦察机虽能达到Ma=3.0，但其配装的是串联式涡轮冲压组合发动机。本文将Ma=1.0～2.8这个飞行速度区间定义为超声速。钱学森在1946年将Ma＞5.0定义为高超声速，已在全世界得到认可和通用[2]。Ma=2.8～5.0的飞行速度区间里，飞行器和发动机的设计难度介于目前成熟的常规超声速飞行器和高超声速飞行器之间，且涉及的气动力学、气动热学和燃料燃烧特性更偏向于常规超声速，因此本文将这一飞行速度区间定义为中超声速。也有人将Ma＞10的飞行阶段称为超高速[3]，这个定义在空间碎片撞击领域应用广泛，但并未得到空天飞行器研究领域的大范围认可。高超声速与中超声速和超声速的区别不像超声速与亚声速那么明显，主要是因为某些在超声速时并不显著的物理化学现象，由于马赫数增大而变得非常重要。如流场非线性、薄激波层、熵层、粘性干扰作用、真实气体效应等，这些也是高超声速气动热与气动力研究的难点[4]。

本文所述的空天飞行器及动力主要使用范围包括中超声速和高超声速，并认为空天飞行器主要有四个系统性关键技术(飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制)和三个通用性关键技术(材料工艺、数值仿真和地空试验)。本文仅对飞行器与发动机气动外形一体化设计和推进技术进行了研究，给出了对空天飞行器及其动力技术发展的思考和建议。

2 空天飞行器气动外形设计研究

空天飞行器气动外形主要有旋成体、翼身融合体、升力体和乘波体四种形式。

旋成体外形主要用于超声速和中、高超声速导弹，特点是尖圆锥形头部、细长旋成体弹身并带有大后掠角弹翼，由头部尖锥形成的激波减小阻力[5]。其优点是结构简单，设计制造使用等各项技术成熟。美国和俄罗斯均有Ma＞5的高超声速导弹完成飞行试验[6，7]。但这种气动外形在中、高超声速飞行中性能较差：升阻比低、机动性差、整体有效载荷比小[8]，圆柱狭长的弹身难于进行飞发一体化设计。

翼身融合体外形由常规飞行器构型演化而来，机翼和机身两个部件采用一体化设计布局，没有明显界限。机身横截面为圆形或椭圆形，机翼安装在机身中部，依靠机翼上下压差提供升力。国外大部分再入式空天飞行器采用这种外形，典型应用是美国和前苏联的航天飞机。这种外形的优点是结构重量小、有效载荷比大、飞行稳定性好、热防护和控制技术成熟，可使用传统的气动设计经验[9]。其升阻比在亚声速时明显高于其它气动布局，特别是大攻角飞行时[8]。但进入超声速范围后优势减弱，升阻比随攻角几乎无变化。尤其是进入中、高超声速后，由于其外形和激波系复杂，使发动机进口流场紊乱，无法起到协助喷管增推的作用。所以翼身融合体外形的空天飞行器一般使用火箭发动机作为动力。

升力体外形是一种与传统飞行器完全不同的概念，没有机翼等结构，只靠三维设计的机身形成的升力就可稳定进行Ma＞1的飞行。这种设计可消除机身本身产生的附加阻力和机翼与机身间的干扰阻力，从而能在较低的速度下获得较高的升阻比，以提高飞行器系统整体性能[10]。其主要应用于亚轨道飞行器、空天往返飞机等验证机设计，如美国的X-33空天飞机(图1)[11，12]。这种气动布局的优点是，Ma＞1时升阻比大、内部体积利用率高、可承受热载荷高，作为空天飞行器外形再入阶段物理性能好[13]。主要缺点是外形三维设计比较复杂，无法与吸气式发动机进行一体化设计。所以与翼身融合体外形一样，这种气动布局的飞行器只能使用火箭发动机，经济性较差。

图1 美国X-33空天验证机示意图Fig.1 America X-33 aerospace vehicle demonstrator

上述气动外形，尤其是适用于可重复使用空天飞行器的翼身融合体外形和升力体外形，由于在Ma＞1的流动中，其飞行器前缘大都是脱体激波，不仅产生了较大的波阻，而且通过前缘绕流在上下表面间产生流动泄漏，从而导致较大的升力损失。针对上述问题，Nonweiler于1959年提出了乘波体的概念[14]，即从圆锥、楔形等简单几何体产生的已知流场出发，生成高超声速飞行器外形的设计方法。这与常规的已知外形求解流场的思路相反，乘波体设计是几十年来唯一可实现反设计的一种飞行器设计方法。乘波体外形的气动力学特点是激波在整个前缘附体，由此产生两个明显优势：一是阻断激波后高压气流通过飞行器前缘向上表面溢流，由此可达到相对很大的升阻比；二是乘波体前缘将流场分为上下两个独立部分，上表面可根据载荷、容积、组件、功能翼等进行变化设计，下表面可根据发动机进气和排气流场要求设计，大大提高设计效率和飞发一体化程度，极大地提高了空天飞行器的综合性能。国外一项针对Ma=6.3巡航的乘波体飞行器方案的研究认为，采用乘波体方案大约可减少30%的起飞重量，推力需求也大大降低[15]。乘波体外形空天飞行器目前主要应用在高超声速范围，包括单级或两级入轨飞行器、高超声速巡航飞行器、跨大气层飞行器等。美国已试飞的两种高超声速飞行器X-43A和X-51A采用的都是乘波体外形。大量的部件、系统和飞行试验证明，采用吸气式发动机时，乘波体外形具有极大的性能优势。

空天飞行器的飞行范围宽广，具体采用哪种气动外形没有固定的模式可循，应综合考虑飞行器的任务用途、使用要求、飞行轨迹、有效载荷、推进方式、技术能力等多种因素予以确定。上述四种气动外形各有优劣，对于飞行范围宽广的空天飞行器，需综合不同形式的气动外形，以保证飞行器在整个飞行过程中都能保持良好的气动性能。如首先使用火箭助推、达到Ma=4～5后，再启动吸气式发动机的飞行器，则可直接设计为乘波体外形；但若是需要从地面水平起飞的空天飞行器，则需采用有机翼方式的设计，以保证低速飞行效率。美国的X-43A采用的是乘波体外形，但同时NASA为试验低速飞行性能，也通过增大机翼面积设计了X-43-LS验证机[16，17]。另外，美国空军和海军资助的LoFLYTE验证机，也同时具有乘波体外形和翼身融合体外形的特征[18，19]，用以验证空天飞行器的低速飞行性能。

本文建议，针对主要飞行范围在中超声速范围且有巡航任务的空天飞行器，外形应兼顾Ma=3～4的飞行性能，应采用带机翼的乘波体外形，在满足与吸气式发动机一体化设计的同时，使地面起飞与空中爬升性能良好。

3 空天动力发展研究

推进技术是空天飞行器最关键的技术。推进技术成熟度不高，则整个空天飞机计划都无法实现。美国NASA基础航空研究计划高超声速项目2008年度会议报告，给出了投资经费按学科的分类[20]，其中推进技术分量最重，如图2所示。

图2 美国高超声速项目经费构成Fig.2 NASA hypersonic project investment distribution

空天动力覆盖了Ma=0～25的广阔飞行速度区间，图3示出了空天动力在各个不同速度阶段的技术特点与问题。

图3 空天动力方案随飞行马赫数的变化Fig.3 The changes of power plants with flight Mach number

火箭发动机是目前最成熟的空天动力，可覆盖Ma=0～25、H=0～200 km的全部飞行范围。但火箭发动机比冲低、有效载荷比低，安全性和可靠性也比吸气式发动机差很多。吸气式发动机主要是燃气涡轮发动机和冲压发动机，前者从中超声速开始推阻比下降很快，后者在中、高超声速飞行性能好但无法在零马赫数起动。所以发展组合循环发动机是目前空天动力的主要发展趋势。组合动力主要包括火箭冲压组合发动机和涡轮冲压组合发动机。

3.1 火箭冲压组合发动机

火箭冲压组合发动机有三个工作模态：引射模态、冲压模态和纯火箭模态[21]，纯火箭模态用于进入地球低轨道。其主要优点是：

(1)结构简单紧凑，体积小，重量轻。整个推进系统在多个模态中只使用一个流道，减轻了结构质量，缩短了结构尺寸。

(2)可靠性高，维护简单，但只有部分可重复使用。整个推进系统没有或只有少数可调部件，可靠性高。但配装这类发动机的飞行器只能采用无动力回收，如滑翔着陆或降落伞回收。滑翔水平着陆对飞行器气动外形设计与高速飞行气动外形设计相差较大，折中设计会使飞行和着陆的性能都大打折扣。降落伞回收则易产生冲击破坏并难于控制回收地点。

(3)兼具高比冲、高推重比。系统预研评估认为，火箭冲压发动机在典型飞行轨迹下的平均比冲可达580 s左右，推重比可达20左右；火箭发动机的平均比冲可达430 s左右、推重比是60左右；完全吸气式发动机的平均比冲可达750 s左右，推重比是6左右。火箭冲压发动机介于火箭发动机和吸气式发动机之间[22]。

火箭冲压组合发动机的主要问题是引射增推模态的推力增益一直未达到预期性能，主要原因是目前对引射的物理过程还没有一个十分全面的认识，所以建立在引射机理上的引射流动技术，仍只停留于观察和测量层面。

当前，火箭冲压组合发动机仍是实现入轨的跨大气层空天飞行器唯一可用的组合循环动力。火箭亚燃冲压发动机已在美、俄、法等国以导弹的方式进入实际应用[23]；火箭超燃冲压发动机最新的飞行试验于2012年5月进行，结果失败，研究还在进行中。

3.2 涡轮冲压组合发动机

与火箭冲压组合发动机相比，涡轮冲压组合发动机最主要的优点是高效、安全和可靠性高。由于完全不用自行携带氧化剂，所以可减轻结构重量，以提供较大的安全裕度，包括寿命设计和少维护、高耐久性设计，安全性好；可重复使用(大于1 000次任务)；可水平起飞和着陆，增强发射、飞行和地面的可操作性(包括爬升终止和发动机失效的紧急处理)；无发射台，可灵活操作和快速返场等。

基于大量的基础研究和部分试验研究，本文认为涡轮冲压组合发动机目前有如下几个技术难点：①发展综合推进技术，包括进气道、高马赫数涡轮发动机、双模态超燃冲压发动机和喷管技术；②建立一个维持推进系统性能和操作都稳定的模式转换过程；③形成一个稳定的模式转换控制方式；④避免进气道和发动机或其中一个不启动；⑤减轻低速和高速飞行条件下进气道与发动机的相互影响；⑥评估和计算发动机舱位置与背压的关系；⑦发展、验证和利用设计工具优化发动机结构。

目前最新的涡轮冲压组合发动机研究来自于美国NASA格林研究中心。该中心已于2010年搭建了世界第一个并联式涡轮冲压组合发动机试验台架(图4)，并从2011年开始对进气道模式转换、涡轮发动机的风扇和整机进行了多次成功试验[24，25]。

图4 美国格林研究中心并联式涡轮冲压发动机进气道试验台Fig.4 Over-under TBCC engine inlet test bed in NASA Glenn Research Center

涡轮冲压组合发动机布局可分为并联和串联两种方式，主要区别在于是否共用一个进气道。并联布局更适用于往返重复使用的空天飞行器，而串联布局更适合于弹用。相对于前后串联布局，涡轮发动机和冲压发动机上下并联布局的特点为：①组合发动机宽度和长度相对较小，但高度相对较大。空天飞行器为乘波体外形时，其前体要为发动机进气道起到预先压缩作用，为达到良好的预压缩效果，飞行器前缘到发动机进气道下唇口之间的垂直高度要有一适当范围，这正好利用了上下并联布局组合发动机的高度。具体尺寸和气动外形需与机体进行高度一体化设计。②进气道和喷管易于设计。③可调部件少，可靠性高，技术难度低。

虽然J58发动机是串联式涡轮冲压组合发动机，但其飞行马赫数较低(设计最大马赫数为3)，所以其部件需要调节的程度不大。这时可把一些原本设计为可调的部件设计定型为不可调，由此带来的性能下降在可接受范围内。但当设计巡航马赫数在4～5或更大时，发动机为适应从马赫数0到巡航马赫数而带来的几何结构调整幅度较大，这时若将原本设计为可调的部件设计定型为不可调，发动机的性能下降会很大，不可接受。所以对于设计巡航马赫数在4～5或更高范围内的涡轮冲压组合发动机，应采用并联布局。

4 空天飞行器和动力发展建议

4.1 逐步推进，谨慎跨越

从2007年起到2012年5月中旬，美国累计进行了八次高超声速飞行试验，包括驭波者X-51A三次、猎鹰HTV-2两次、海军高超声速飞行器HyFly三次。除X-51A的第一次试验可算作成功外，其余试验均以失败告终，或未达到试验目的。美国2003年提出即时全球打击计划，全方位开展高超声速关键技术攻关，其近期目标是研制一次性使用的高超声速巡航导弹，中期目标是研制高超声速飞机，远期目标是研制地面始发站可重复使用的天地往返运输系统。美国在研究基础雄厚、投资大、实力强的情况下，研制仍然很不顺利。笔者认为其原因主要有两点：首先是跨越式发展，导致技术不确定性和风险巨大，尤其是飞行试验，为了抢进度，飞行试验计划在技术上跨越了Ma=4以下的中超声速阶段，直接从亚声速跳到了6～8倍高超声速的方案，导致未知因素明显增多；其次是由于高超声速技术会带来巨大的经济利益，NASA、DARPA、空军、海军、陆军、波音、GE、P&W等都参与竞争，启动了多个计划，众多计划同时开展，分散了研究力量，增大了技术风险。

开展空天飞行技术研究应遵循科学发展观、按照科学规律进行。从动力技术发展看，采用火箭冲压组合动力仍是当前较为可行的空天飞行器发展途径。在涡轮冲压组合动力技术发展滞后的情况下，必须利用成熟的火箭及火箭基组合动力技术开展飞行器和控制技术研究。

4.2 注重数值仿真，进行大量试验验证

从国外研究经验看，数值仿真可节约大量经费，并加快研制进度。我国由于基础薄弱，更要注重数值仿真，在建模计算过程中带动基础研究发展，逐步完善模型，并为以后进行更高飞行速度的飞行器及动力研制奠定基础。

空天飞行过程中的众多未知情况和现象，必须进行大量试验以逐步提高技术成熟度。从机理、原理试验，到部件、系统、整机试验，逐渐深入开展才能降低技术风险。尤其是飞行演示验证试验非常关键，空天飞行器和动力的飞行环境很难在地面试验台架上完全模拟，最终技术验证仍需进行飞行试验。

4.3 空天技术发展，动力必须先行

空天技术的发展关键在动力，动力类型的选择应从实际水平出发。如空天动力中的超燃冲压发动机，其研究起源于20世纪50年代中期，原美国国家航空咨询委员会的研究工作者在刘易斯飞行推进实验室(现为格林研究中心)进行了铝硼氢化物超声速燃烧试验。1958年9月，第一批超燃冲压发动机初步研究报告出炉[22]。直到2004年3月，NASA的X-43A飞行器才实现了第一次超燃冲压发动机飞行验证，在Ma=6.83下飞行了8 s左右[26]。目前美国的超燃冲压发动机计划是驭波者X-51，发动机为SJY61，在三次飞行试验中分别因密封失效、进气道未启动、平衡尾翼问题导致试验失败。X-51A由波音公司研制，SJY61由P&W公司研制。整机共有四架验证机，现仅剩一架。美国研究超燃已有半个世纪，SJY61超燃冲压发动机从1997年9月的进气道调整试验算起也已有15年时间，但迄今也没有达到预计的飞行试验效果。由此可看出，超燃冲压发动机研制难度很大，需要投入大量的人力、物力和财力(单是四架验证机研制费用就高达8.8亿美元)，并需要长时间的技术积累。所以应加强超燃冲压发动机的基础研究和关键技术研究，在针对其关键技术逐一进行数值研究和试验研究的同时，开展试验设备的建设和技术改造，奠定好技术基础。

亚燃冲压发动机是当前开展空天飞行器和动力研究的一个较好选择。亚燃冲压发动机技术难度较超燃冲压发动机的低很多，从目前的研究情况看，巡航马赫数4的亚燃冲压发动机已经可以进入使用状态，巡航马赫数4～5的在进行飞行试验，巡航马赫数5～6的在进行部件试验[27]，使用亚燃冲压发动机作为空天动力的可行性较好。

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Aerospace Vehicle and Propulsion Development

DENG Ying1，ZHU Da-ming2
(1.Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China；2.China Aviation Engine Establishment，Beijing 100028，China)

The study of aerospace vehicle is an important future research direction of aeronautics and astro⁃nautics.There are four systematic key technique of aerospace vehicle:the integrated design of vehicle and engine aerodynamic shape,aero thermal protection,propulsion and guidance control.The research and anal⁃ysis in this paper were focused on the engine/airframe integration.With the hypersonic definition at the be⁃ginning,the aerodynamic and aero thermal characteristics were analyzed.Then performance,configuration, manufacture,affordability and operability of different aerodynamic shape were compared.The characteris⁃tics of different aerospace propulsion combination were researched.And the suggestion of aerospace vehicle and propulsion development was presented in the end.

aerospace vehicle；aerospace propulsion；hypersonic；wave rider；combined cycle engine；scramjet

V271.9；V236

A

1672-2620(2013)01-0047-06

2012-09-03；

2013-01-06

邓英(1964-)，女，重庆人，高级工程师，主要从事航空科研管理工作。