吸气式巡航飞行器对固体超燃冲压发动机应用需求分析

蔡 强，赵晓宁，杨玉新，蒲晓航，李新田

吸气式巡航飞行器对固体超燃冲压发动机应用需求分析

蔡 强1，赵晓宁1，杨玉新2，蒲晓航1，李新田1

（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 航天动力技术研究院，西安，710025）

为了研究吸气式巡航飞行器对固体超燃冲压发动机的总体应用需求，首先系统总结20世纪60年代以来国外吸气式巡航飞行器的发展历程以及超燃冲压发动机技术的变革，梳理飞行器总体设计、液体超燃和固体超燃冲压发动机的技术脉络，从而研判出未来吸气式巡航飞行器将向着“多平台强约束、长时间高性能、大速域宽空域”的趋势发展。然后对比分析液体超燃和固体超燃冲压发动机的优劣势，提出固体超燃冲压发动机以其独特的优势将逐渐成为支撑吸气式巡航飞行器应用的关键技术。最后详细分析吸气式巡航飞行器对固体超燃冲压发动机在长时间巡航、高比冲性能、长时间防隔热技术、高性能贫氧推进剂配方、高效燃烧组织技术和宽范围流量调节技术等方面的需求和解决措施。研究成果可以为吸气式巡航飞行器和固体超燃冲压发动机发展规划提供重要参考。

巡航飞行器；固体燃料；超燃冲压；总体应用

0 引 言

临近空间飞行器利用临近空间的独有资源和特点执行特定任务，按照技术体制可以分为两类：助推滑翔飞行器，如HTV-2等；吸气式巡航飞行器，如X-51A等。两类飞行器在性能技术上存在差异，在体系功能上互为补充[1]。

吸气式巡航飞行器能够全程有动力巡航，具有响应速度快、突防能力强、弹道机动不引起过大的速度损失、末端速度较高等独特优势，是未来飞行器的颠覆性发展方向之一。超燃冲压发动机是制约吸气式巡航飞行器的瓶颈技术之一，世界各航天强国均把其作为重要的战略发展方向。目前，超燃冲压发动机的研究以液态或气态燃料为主，使用固体燃料的超燃冲压发动机技术的研究相对较少，但与液体超燃冲压发动机相比，固体超燃冲压发动机[2]不仅具有高比冲、高超声速条件下高推进效率等优点，还具有传统固体火箭发动机所固有的结构简单、体积小、成本低、安全性和可靠性高、储存性和维护性能好等优点，可满足飞行器低成本、高可靠、强环境适应性、长期全天候值班等工程化应用的需求。

通过系统总结吸气式巡航飞行器和超燃冲压发动机的发展历程，梳理出未来发展趋势，重点分析了固体超燃冲压发动机总体应用的关键技术。

1 吸气式巡航飞行器与超燃冲压发动机发展历程

自20世纪50年代末超燃理论提出以来，各国学者围绕以超燃冲压发动机为动力的吸气式巡航飞行器开展了广泛的研究，美国和苏联的研究最系统，项目案例最丰富，理论、技术与基础最深厚。以下分4个阶段重点梳理美国和前苏联高超声速技术的发展历程[3]。

1.1 基础理论研究阶段（20世纪60~80年代）

1958年，Weber等[4]向NASA提交报告，研究在超声速流场中组织燃烧的可能性。Ferri[5]首次用试验证明在=3的超声速流动中能够实现无强激波的稳定燃烧，如图1所示，标志着吸气式高超声速技术研究的开始。该阶段以美国的SCRAM项目、HRE项目和苏联的“冷”计划为代表，主要探索超燃冲压发动机基础问题，研究对象主要是以液氢为燃料的单模态/双模态超燃冲压发动机。

图1 超燃冲压原理试验装置[6]

1962年，美国海军资助约翰·霍普金斯大学应用物理实验室开展SCRAM计划[6]，旨在研制舰载防空防御导弹。SCRAM计划提出了模块化进气道-燃烧室-喷管构型的概念，采用多种喷射雾化方式、燃烧室结构和燃料进行了上百次试验，试验速域覆盖=3~8。由于SCRAM计划所用的硼烷燃料易燃剧毒，最终未被用户采纳，于1978年结束。

1964年，美国开始了HRE的研究，采用氢燃料冷却和水冷却等不同冷却方式，对=4~7的轴对称超燃冲压发动机进行了地面试验，验证了超燃冲压发动机技术的可行性。1967年10月3日，使用X-15验证机携带HRE模型进行飞行试验，飞行速度达到=6以上，不过由于HRE悬挂于X-15外，激波交叉干扰下挂架出现结构性损坏，带飞试验没有成功。1968年，X-15计划终止，HRE飞行试验也随之取消。

20世70年代末，苏联巴拉诺夫中央发动机研究院与俄罗斯茹科夫斯基中央空气流体动力研究院等单位合作开展了“冷”计划[7]。该计划的主要目的是通过飞行试验验证液体亚燃/超燃双模态冲压发动机技术，并获得飞行试验数据。20世纪70年代末至80年代，苏联主要开展了双模态超燃冲压发动机和验证飞行器的论证工作。

1.2 关键技术攻关阶段（20世纪80~90年代）

该阶段的典型代表为美国的NASP（国家空天飞机）计划[1]，主要开展超燃冲压发动机关键技术攻关工作。1986年，NASA和美国工业界联合进行NASP项目，目标是发展出完全可重复使用、单级入轨、水平起降的空天飞机，以实现全球快速到达和廉价航天运输。

NASP的研制过程中，提出了X-30技术验证原型机，在此期间针对=4~15的氢燃料超燃冲压发动机开展了数量可观的超燃冲压技术试验，得到了大量宝贵数据。不过由于高超声速技术基础薄弱，关键技术成熟度较低且目标太高，研制进度严重滞后，X-30原型机仅仅停留在缩比模型研究阶段，没有建造出任何全尺寸实体样机。NASP计划被迫于1995年终止，没有完成既定目标，但是在此期间多项关键技术得到了较为深入的研究，带动并建立了一大批地面试验设备，为吸气式高超声速技术的后续发展奠定了良好基础。

这一时期，为了解决液体超燃冲压发动机燃料密度低、系统复杂、燃烧稳定性差的缺陷，1989年，美国加利福尼亚海军研究生院的Witt提出了固体燃料超燃冲压发动机方案[8]，并通过试验首次从原理上验证了固体燃料在超声速气流中燃烧的可行性，如图2所示。

图2 固体燃料超燃冲压发动机构型

1.3 飞行演示验证阶段（20世纪90年代至2014年）

在液体超燃冲压发动机技术逐步得到地面试验验证之后，各国均大力开展飞行演示验证，该阶段的典型代表有美国的X-43A、X-51A项目，俄罗斯的“冷”计划、“鹰”计划、GLL-AP-02计划等。

目前，X-43A[9]是进行最成功的超燃冲压发动机计划之一，以气态氢为燃料。2004年3月和11月，美国NASA的X-43A两次成功飞行试验速度分别达到了=6.7和=9.8，创造了吸气式发动机新的飞行纪录。

X-51A[10]是美国ARRMD计划的一部分，采用碳氢燃料超燃冲压发动机，自2010年起共进行了4次飞行试验。第1次飞行试验超燃冲压发动机正常工作143 s，取得了较大成功；第2、3次飞行试验分别由于进气道及控制舵面出现故障，试验失败；2013年5月1日，X-51A进行了第4次飞行试验，超燃冲压发动机工作了240 s，飞行速度达到=5.1，飞行距离约426 km，飞行试验取得圆满成功，创造了高超声速飞行器飞行距离的纪录。

这一时期，在前期理论研究的基础上，前苏联的“冷”计划[11]重点开始飞行演示验证。试验飞行器是在苏联SA-5防空导弹的基础上改装完成的。1991年11月27日，“冷”计划完成了第1次飞行试验，超燃冲压发动机燃烧了27.5 s，飞行器最大速度达到=5.6。之后，俄罗斯分别与法国国家科学中心、美国NASA合作，完成了4次“冷”计划飞行试验，其中，超燃冲压发动机的最长工作时间为77 s，最大速度马赫数为6.49。

“鹰”计划试飞器为一种升力体布局飞行器[12]，长7.9 m，质量为2200 kg，试验速度范围可达=6~14，机体下方采用3台氢燃料两维三模态再生致冷式超燃冲压发动机。原计划采用改制后的已退役SS-19导弹作为高超声速试飞器的运载器，已经开展了大量地面试验和风洞吹风试验，但未进行飞行试验。据报道，2001年6月和2004年2月以白杨导弹为助推器成功进行了飞行试验。

GLL-AP-02由俄罗斯格罗莫夫试飞院进行研制[3]，称为“俄罗斯版X-51A”。该飞行器长为3 m，质量仅为550~600 kg，采用碳氢燃料超燃冲压发动机，由伊尔-76运输机投掷发射，最大速度为=6，具备军民两用前景。

这一时期，固体燃料超燃冲压发动机也取得了较大进展。在Witt研究工作启发下，各国研究学者认为固体燃料超燃冲压发动机具有燃料密度高、结构简单、成本低、安全性好等潜在优势，美国、以色列、意大利以及中国的多家研究机构均开始关注此类动力形式，开展了大量原理探索和基础性研究工作，研究内容涉及燃烧室构型、燃料配方、燃料的退移规律、火焰稳定及燃烧增强等方面。为了解决固体燃料超燃冲压发动机燃烧效率不高的问题，美国Vaught和Witt[13]提出了如图3所示的双燃烧室固体燃料超燃冲压发动机的技术方案，将冲压燃烧室分为亚声速预燃室和超声速燃烧室，固体燃料首先在亚声速预燃室中进行热解和预燃，产生的高温富燃燃气在超声速燃烧室中进行二次燃烧。原理性验证试验表明，双燃烧室固体燃料超燃冲压发动机相对于其基本型具有更好的燃烧效率和更宽的工作速度范围。

图3 双燃烧室固体燃料超燃冲压发动机结构

然而，由于各国重大科研计划聚焦液体超燃冲压发动机，固体燃料超燃冲压发动机技术成熟度和工程化进度较低，仅在地面完成了直连试验，未进行广泛和深入的飞行演示验证。

1.4 研究成果工程转化阶段（2014年至今）

液体超燃冲压发动机取得重大进展以后，美、俄两国正在加速研究成果的工程转化，以尽快部署能够实用的吸气式巡航飞行器。典型项目有美国的HAWC项目、俄罗斯的锆石和布拉莫斯-2项目。

2014年，在X-51A的基础上，美国空军和DARPA联合提出了HAWC项目，该项目是美国重点实施的高超声速巡航导弹演示验证项目和下代战术导弹背景型号。巡航马赫数为5~6，射程约为1000 km，发射平台考虑与战斗机、轰炸机和海基通垂发射系统的兼容性，计划2020年完成武器化实弹试验技术验证测试。

俄罗斯锆石高超声速巡航导弹飞行速度马赫数为6，射程为400 km，已完成两次飞行试验，正在进行量产型研制。布拉莫斯-2[14]是俄印联合研制的高超声速巡航导弹，以煤油为燃料，射程为290 km，飞行速度为=5~7。

近期，固体燃料超燃冲压发动机在燃烧组织和流量调节方面进入了瓶颈期。主要原因是该类发动机主要依靠燃料头部的凹腔结构实现火焰稳定和燃烧增强，工作过程中随着固体燃料燃面的退移，内流道型面会逐渐偏离设计状态，燃烧效率降低、流动损失增大、火焰稳定性变差甚至熄火，因此长时间工作的适应能力相对较差。另外，固体燃料超燃冲压发动机在不同的飞行速度、高度条件下自适应的调节特性难以实现主动控制，对宽工作包线的适应性调节存在较大难度。以上缺陷导致其应用前景存在较大的局限性。

为了解决固体燃料超燃冲压发动机的固有缺陷，国内外学者提出了固体火箭超燃冲压发动机的方案，如图4所示。该方案是固体火箭亚燃冲压发动机由超声速向高超声速工作的拓展，两者结构及工作原理与固体火箭冲压发动机相似，主要区别是补燃室中的流动状态由亚声速变为超声速，以适应高超声速飞行的需求。

图4 固体火箭超燃冲压发动机结构[2]

在固体火箭超燃冲压发动机中，贫氧推进剂经过一次燃烧后产生的高温富燃燃气既为超声速条件下的二次燃烧提供燃料，又可起到火焰稳定和燃烧增强的作用，具有火焰稳定性好、易于实现高效燃烧等优点。在固体火箭亚燃冲压发动机技术发展中形成的流量调节技术可直接应用于超燃发动机中，优异的火焰稳定和大范围燃气流量调节能力使固体火箭超燃冲压发动机具备较宽的工作包线。

目前，固体火箭超燃冲压发动机的研究较少，国防科技大学[2]与航天动力技术研究院[15]先后就燃烧室构型、进气方案和补燃室掺混燃烧等方面开展了理论仿真与地面原理试验研究。

2 吸气式巡航飞行器发展趋势及固体超燃 动力总体应用研究

纵观吸气式巡航飞行器60多年的发展历程，经过大量项目的历练，高超声速理论与技术研究取得了长足的进步，重点关键技术得以聚焦和明确。未来5~ 10年是吸气式巡航飞行器工程化应用的关键时期，通过对美俄当前HAWC和锆石项目的分析可以看出，吸气式巡航飞行器将向着“多平台强约束、长时间高性能、大速域宽空域”的趋势发展。动力方面，液体超燃发动机已经成熟应用，固体超燃冲压发动机以其独特的优势将逐渐成为支撑吸气式巡航飞行器军事领域应用的关键技术。

2.1 吸气式巡航飞行器用液体/固体超燃冲压动力对比

以液体超燃冲压发动机技术为代表的涵盖总体技术、动力技术、一体化结构设计及防热技术、控制技术等一批关键技术成为影响吸气式巡航飞行器成败的核心技术。目前，国外液体超燃冲压发动机已经突破了燃烧组织、防隔热、进排气流动优化等瓶颈技术，正在形成装备。

同时，固体超燃冲压发动机以其结构简单、可靠性高、储存性和维护性能好的天然优势逐渐引起国内外研究学者的重视，在相当长的一段时间内，研究人员的精力集中在固体燃料超燃冲压发动机上，然而其燃烧稳定性差、宽包线自适应能力弱的缺陷阻碍了其在吸气式巡航飞行器上的应用，甚至一度使得固体超燃冲压发动机的研究陷入低谷。近年来，逐渐在固体火箭超燃冲压发动机技术路线上另辟蹊径，该类发动机重新受到研究人员的重视。

与液体超燃冲压发动机相比，固体火箭超燃冲压发动机中燃气发生器既能提供二次燃烧的工质源，又能作为稳定火焰持续燃烧的热源，具有火焰稳定性好、易于实现高效燃烧的优势[11]。此外，由于贫氧推进剂中自带部分氧化剂，推进剂燃烧所需的理论空气量较固体燃料和液体燃料大幅降低，在相同的空气捕获量条件下，发动机产生推力的能力是液体超燃冲压发动机的1.7倍以上，使得导弹/飞行器具备更加优异的加速能力。

固体超燃冲压发动机也存在固有的缺陷，由于贫氧推进剂为维持一次燃烧的稳定，配方中需要加入30%左右的氧化剂，而氧化剂对于冲压发动机而言是“消极质量”，因此发动机的比冲大约是液体超燃冲压发动机的0.8倍，但推进剂密度高的特点可以弥补比冲低带来的消极影响，密度比冲大约是液体超燃冲压发动机的1.6倍。另外，在热防护设计方面，超声速燃烧室中既没有固体燃料起到隔热作用，又没有液体燃料作为冷却媒介，因此固体火箭超燃冲压发动机的热防护设计面临着更大挑战，需要研究新型防隔热材料以及吸热型贫氧推进剂配方技术以解决此类问题。

两类超燃冲压发动机性能对比如表1所示。

表1 液体超燃与固体超燃冲压发动机性能对比

Tab.1 Performance Comparison between Liquid-fuel and Solid-fuel Scramjet

燃料捕获面积m2空气流量(kg·s-1)热值(MJ·kg-1)密度(kg·m-3)燃气流量(kg·s-1)推力N比推力(m·s-1)比冲(m·s-1)密度比冲kg/(m2·s) RP-30.042.8343.18080.1942352831121239.80×106 JP-743.58060.1972406850122109.84×106 固体3616000.424112145397901.57×107

注：假定进气道和喷管性能相同，当量比均为1，释热效率均为0.95

2.2 飞行器多平台强约束对固体超燃冲压动力的需求

美国和俄罗斯吸气式巡航飞行器的规划特别强调对空海基平台的多平台适装。例如，美国HAWC项目要求飞行器满足战斗机、轰炸机和海基通垂发射平台的兼容性；俄罗斯在发展锆石和布拉莫斯-2等舰基吸气式巡航飞行器的同时，还在同步研制适装图-95MS和图-22M轰炸机的空射吸气式巡航飞行器。

固体火箭超燃冲压发动机结构紧凑、密度比冲高，面对空基和海基平台强约束要求有天然的优势，但为了提高燃气在超声速气流中的穿透能力，燃气发生器无法像固体亚燃冲压发动机一样采取头部串联安装的方式，一般采用并联方式，如图5[16]所示。

图5 典型固体超燃冲压发动机布局示意

1—燃气发生器；2—推进剂；3—固体燃料；4—燃气通道；5—冷却通道；6—进气道；7—燃烧室；8—喷管

燃气发生器并联能够解决贫氧燃气在超声速气流中穿透掺混的问题，但是无法充分利用内流道周围的空间，喷管尺寸受限也只能设计成单侧膨胀喷管，造成一定的性能损失。

针对上述问题，为了充分满足空海基平台空间强约束的要求，需开展固体火箭超燃冲压发动机布局优化研究，例如可采用多个燃气发生器组合的方式，充分利用空间。

2.3 飞行器长时间高性能对固体超燃冲压动力的需求

长时巡航、远射程是吸气式巡航飞行器一贯的目标，对固体火箭超燃冲压提出长时间工作、高比冲的需求，开展高效轻质长时间防隔热技术、高性能贫氧推进剂配方及高效燃烧组织技术攻关。

受结构和工作原理的限制，固体火箭超燃冲压发动机不具备开展再生主动冷却的便利条件。在当前阶段，建议开展新型耐烧蚀复合材料的被动式热防护技术攻关，同时积极探索发展固体吸热型贫氧推进剂配方及主动热防护技术，为未来更长时间固体火箭超燃冲压发动机技术的发展奠定基础。

目前采用的贫氧推进剂配方主要有碳氢、铝镁和硼基3种类型。其中硼基燃料贫氧推进剂配方具有较高的热值和适中的推进剂密度，目前在固体亚燃冲压发动机技术的牵引下，已经成功解决了沉积和喷射效率不高的问题，可满足发动机长时间工作和大范围燃气流量调节的需求。后续需要重点针对固体火箭超燃冲压发动机中的工作环境和点火燃烧特性，通过添加高效催化剂、硼粉预处理等方式降低硼颗粒的点火延迟、提高燃烧速率，进而提高推进剂在固体火箭超燃冲压发动机中的能量释放效率；通过添加碳硼烷等高热值含能物质等途径，进一步提高推进剂的能量水平，为固体火箭超燃冲压发动机比冲性能的提升奠定基础。

在固体火箭超燃冲压中，贫氧推进剂掺混燃烧过程呈现出显著的三维、多相特征，其中固体颗粒燃烧释放的能量占据70%以上，其燃烧组织的重点是实现固相颗粒的高效燃烧，与传统液体超燃冲压发动机中液滴雾化蒸发之后气相燃烧的化学动力学过程、掺混及释热规律存在着本质区别。因此，迫切需要系统研究发动机中高焓多相燃气射流与超声速空气流的掺混燃烧机理，建立高逼真度的掺混燃烧数值仿真模型，研究固体火箭超燃冲压发动机中的释热分布对发动机内流道及喷注结构的响应规律，充分利用高焓一次燃气射流在超声速条件下的稳焰和促燃作用，最大限度提高燃烧效率。

2.4 飞行器大速域宽空域对固体超燃冲压动力的需求

面对未来吸气式巡航飞行器突防的需求，要求在大速域宽空域的宽包线范围内高效工作。对固体火箭超燃冲压发动机提出了可调节流道和宽范围流量调节技术的攻关需求。

由于固体火箭超燃冲压发动机与液体超燃冲压发动机及固体火箭亚燃冲压发动机在结构及工作原理上仍存在一定的相似性，因此，在高超声速进气道设计、固体燃气流量调节与控制等方面均可直接继承相关领域的攻关成果。例如，可借鉴美国Hyper-X计划中RBCC组合动力的可调进气道结构适应不同包线下来流条件，借鉴固体亚燃冲压发动机流量调节机构实现10∶1以上大范围的流量调节，适应不同高度和速度巡航时的推力特性需求。

3 结束语

经过60多年的持续努力，目前世界范围内高超声速技术已全面进入演示验证阶段并日趋成熟，技术成果正加快向工程研制转化，吸气式巡航飞行器正在深刻改变着未来的航天发展进程。

在液体超燃冲压发动机成熟应用的同时，建议加快对固体火箭超燃冲压发动机的技术攻关，重点突破贫氧推进剂配方、燃烧组织及长时间热防护等关键技术，同时集成固体亚燃冲压发动机和液体超燃冲压发动机牵引发展的机体/推进一体化设计、高超声速进气道设计与制造、固体燃气流量调节与精确控制等关键技术，为吸气式巡航飞行器的未来应用提供技术支撑。

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Analysis of the Application Requirements of Solid-fuel Scramjet forAir-breathing Cruise Vehicle

Cai Qiang1, Zhao Xiao-ning1, Yang Yu-xin2, Pu Xiao-hang1, Li Xin-tian1

(1. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076;2. Academy of Aerospace Solid Propulsion Technology, Xi’an, 710025)

The application requirements of solid-fuel scramjet for the air-breathing cruise vehicle are mainly studied. First of all, the development history of foreign air-breathing cruise vehicles and the changes of scramjet technology from 1960s are systematically summarized. The technical context of the overall aircraft, liquid-fuel scramjet and solid-fuel scramjet are combed, so as to study and judge the future trend of air-breathing cruise vehicles. Then, the advantages and disadvantages of liquid-fuel and solid-fuel scramjet are compared and analyzed. It is proposed that solid-fuel scramjet will gradually become the key technology to support the application of air-breathing cruise vehicles with its unique advantages. Finally, the requirements and solutions of solid-fuel scramjet for long-term cruise, high specific impulse performance, long-term insulation technology, high-performance propellant formulation, efficient combustion organization technology and wide range flow regulation technology are analyzed in detail. The research results can provide an important reference for the development planning of air-breathing cruise vehicle and solid scramjet.

cruise vehicle; solid fuel; scramjet; general application

1004-7182(2020)03-0043-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20200309

V439

A

蔡 强（1984-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为动力系统总体设计。

赵晓宁（1983-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为飞行器总体设计。

杨玉新（1983-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为冲压发动机设计。

蒲晓航（1991-），男，工程师，主要研究方向为动力系统总体设计。

李新田（1987-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为动力系统总体设计。

2020-04-13；

2020-04-27