高超聲速飛機動力需求探討

左林玄，張辰琳，王霄，盧恩巍，朱偉

航空工業(yè)沈陽飛機設計研究所， 沈陽 110035

隨著近幾年高超聲速技術迅猛發(fā)展，高超聲速飛機目前已成為未來航空技術發(fā)展的重要方向和戰(zhàn)略制高點[1]，受到世界各主要強國的關注；在軍事領域，提高飛行速度可以擁有更強的生存能力，使飛機實現(xiàn)更加快速的戰(zhàn)場響應[2]、情報偵察，在強對抗情況下占據(jù)主動權，實現(xiàn)有效突防打擊敵嚴密設防高價值目標[3]，遠距離快速打擊敵縱深目標的能力，并能提高武器打擊效能[4]，當飛行馬赫數(shù)達到5～6時，單獨依靠飛行速度就可以獲得97%的戰(zhàn)場生存力[5-6]，能有效地突破敵方防御系統(tǒng)與飛機的攔截網，在當前隱身技術發(fā)展之外，速度將成為提高飛機生存力的又一重要手段；同樣，由于高超聲速飛機自身速度高，動能大，其作為飛行發(fā)射平臺可以使武器擁有可觀的初始動能，大大增加武器的航程，擁有馬赫數(shù)為5的高速飛機平臺可以提高武器飛行航程3倍以上，加之高超聲速飛機速度快，可以極大地壓縮敵方防御系統(tǒng)的預警、反擊時間，使敵方無法進行有效的防御與反擊，在軍事上有不可替代的價值[7-10]。在民用領域，高超聲速飛機可以作為客運和貨運工具，也可以作為可重復使用的航天入軌發(fā)射的第1級[11-12]，降低發(fā)射成本，具有廣闊的應用前景。

1 高速動力系統(tǒng)是高超聲速飛機的基石

縱觀百年航空史，動力系統(tǒng)一直都是決定飛機能力的最重要因素，高超聲速飛機的發(fā)展依賴于高速動力系統(tǒng)的技術發(fā)展[13-15]。圖1展示了動力系統(tǒng)的技術革新對飛機能力發(fā)展的重要影響。飛機大速域與大空域的工作能力在動力形式革新后獲得了長足的發(fā)展，特別是從活塞動力到噴氣式動力的跨越式發(fā)展，推動了飛機速度高度均實現(xiàn)了重大跨越[16-17]，飛機速度從早期的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，噴氣式動力工作能力在高馬赫數(shù)下遇到技術瓶頸[18]，動力系統(tǒng)的技術發(fā)展成為了制約飛機能力提升的最重要因素[19-20]。

動力系統(tǒng)作為飛機的核心裝置[21]，一方面提供給飛機所需推力，另一方面也提供給飛機所需的引氣和能源；飛機的功能性同樣與發(fā)動機的發(fā)展水平緊密相連[22]。圖2展示了在飛機發(fā)展史上，動力裝置發(fā)展與飛機新機型數(shù)量的變化關系，從飛機機型數(shù)量變化看，動力形式和動力技術發(fā)展對整個飛機平臺研發(fā)發(fā)展能力起到了關鍵作用[23]；動力系統(tǒng)的技術變革，即從活塞動力跨越發(fā)展到噴氣式動力，發(fā)動機能力得到大幅提高，從而衍生出大量的新型飛機機型，并推動氣動、材料、結構、電子、控制及能源等新技術融合迭代發(fā)展，催生新技術和新功能飛機平臺的出現(xiàn)[24-26]；從圖2中統(tǒng)計可知，經過1950—2010年60年的發(fā)展，飛機設計能力逐漸收斂，相同任務場景下的飛機方案趨近相似，飛機機型發(fā)展的種類減少，動力系統(tǒng)與飛機能挖掘潛力減小，整個飛機發(fā)展進入了平臺期，各種新興技術亟待新型動力系統(tǒng)的技術革新，提升飛機平臺跨越發(fā)展[27]。

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

經過活塞動力與噴氣式動力技術發(fā)展，隨著以超燃沖壓發(fā)動機為基礎的高超聲速技術不斷成熟，有望在未來將飛機的飛行速度、高度及能力又一次極大提升，使高超聲速飛機成為可能。表1展示了美國沖壓發(fā)動機發(fā)展歷史，表2展示了美國高超聲速飛機動力相關計劃,圖3展示了美國基于沖壓動力的高超聲速技術及高超聲速飛機動力技術的發(fā)展脈絡。隨著沖壓發(fā)動機技術的不斷發(fā)展，美國經過了原理驗證階段(20世紀50～60年代末，提出了高超飛機及超燃的概念，但在一體化、熱防護等技術上遇到了瓶頸)、早期技術探索階段(20世紀80年代～20世紀末，對相關的關鍵技術取得了一定的突破，但由于對沖壓發(fā)動機難度估計不足，經費投入過少，超燃沖壓發(fā)動機和熱防護技術仍然未取得突破)、發(fā)動機關鍵技術演示階段(2003─2013年，快速發(fā)展與整機演示驗證階段，實現(xiàn)了發(fā)動機關鍵技術公關與驗證)，目前已進入工程研制階段(2013─2030年，技術成熟與武器化階段),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)計劃呼之欲出。

表1 美國沖壓動力發(fā)展歷程

整個高超聲速技術的發(fā)展，特別是隨著X-51試飛的成功，標志著沖壓發(fā)動機技術及吸氣式高超聲速技術真正開始邁向工程實用化，沖壓動力的成功標志著高速動力技術及“熱”處理技術獲得突破，這也是高超聲速飛機面臨的核心問題，沖壓動力的進步必將推動高超聲速飛機的快速發(fā)展[28-30]。

正如表2展示的美國高超聲速飛機動力的相關計劃及圖3展示的高超聲速動力技術發(fā)展脈絡，從高超聲速飛機發(fā)展看，其發(fā)展脈絡與沖壓發(fā)動機的技術發(fā)展息息相關，在SR-71飛機后，由于動力系統(tǒng)及熱防護技術遇到瓶頸，高超聲速飛機發(fā)展停滯不前，隨著超燃沖壓動力關鍵技術演示成功，與沖壓技術及組合動力相關的計劃也先后實施，并進行了多種面向高超聲速飛機動力的地面試驗及關鍵技術驗證[31]，對高超聲速飛機動力性能、進發(fā)排匹配、模態(tài)轉換、熱防護等進行針對性探索。相應地，從沖壓動力的發(fā)展脈絡看，在高超聲速飛機動力進行相關技術探索后，更大的飛/發(fā)全機地面試驗甚至是試飛試驗也將逐漸展開，高超聲速飛機動力的發(fā)動機關鍵演示階段也將到來。

表2 美國高超聲速飛機動力相關計劃

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

2 組合動力是高超聲速飛機的現(xiàn)實選擇

高超聲速飛機一般是指飛行馬赫數(shù)大于5，能在大氣層內實現(xiàn)高速遠程飛行的飛行器，其可以在遠超越傳統(tǒng)飛機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，飛機采用沖壓發(fā)動機[34-35]，推進系統(tǒng)研制難度小，但此種發(fā)射方式下基地數(shù)量少且位置固定，在敵嚴峻的穿透打擊威脅下易被摧毀，受火箭動力限制，飛機噸位受限，飛機航程小，載荷能力弱，且發(fā)射保障復雜，費用昂貴，反應慢；空射平降飛機投射地點靈活，研制難度相對較小，但受載機掛載能力限制，同樣面臨保障復雜，使用費用較為昂貴的問題；一般情況下垂直平降和空射平降都可以用來進行飛行驗證，支持快速響應式偵察、目標指示，是短期內實現(xiàn)高超聲速飛機技術的重要途徑；而平起平降技術難度大，特別對推進系統(tǒng)、飛/發(fā)一體集成等要求較高，但其可重復使用、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，因此從技術發(fā)展角度看，平起平降是高超聲速飛機未來遠景方案的主要發(fā)展方向。圖4 展示了目前材料技術的發(fā)展情況，現(xiàn)階段的材料體系雖然仍存在可重復使用能力的短板，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研制的基礎條件，高超聲速飛機的可重復使用能力不再是不可跨越的門檻。根據(jù)未來軍用及民用對高超聲速飛機的需求，從目前高超聲速飛機自身特點、起降方式和材料體系研判，未來高超聲速飛機方案應該具備大空域、寬速域、可平起平降、可重復使用、大載荷量及大航程等特點[36-39]。

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

基于高超聲速飛機大空域、寬速域、水平起降的工作特點，動力系統(tǒng)必須具備寬速域工作能力，表3給出了不同種類發(fā)動機的相關工作范圍和技術成熟度，雖然高速預冷渦輪發(fā)動機、脈沖爆震發(fā)動機及核動力發(fā)動機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，技術發(fā)展不明確；相比之下，只有渦輪發(fā)動機、火箭發(fā)動機、亞燃沖壓發(fā)動機及超燃沖壓發(fā)動機相對成熟度較高，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)動機是飛機的最佳動力裝置，但隨著來流總溫的升高，受旋轉部件溫度的限制，渦輪已不適合高速使用，在馬赫數(shù)4～10左右，沖壓發(fā)動機成為飛機最佳的動力選擇，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，但比沖較小，可重復使用能力較低，難以滿足飛機長航程飛行需求，因此使用火箭作為動力的飛機較少，僅有X-15等高速驗證機使用；針對這些成熟度較高的發(fā)動機動力形式，目前沒有一種動力裝置可以滿足高超聲速飛機在寬馬赫數(shù)(0～6+)條件下的使用需求[41]，對于需要水平起降可重復使用的高超聲速飛機，只能結合2種 或2種以上的發(fā)動機組合使用，以拓寬動力系統(tǒng)的工作速域。

表3 發(fā)動機參數(shù)對比

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

組合動力技術發(fā)展由來已久，早期SR-71使用的J58發(fā)動機就是一款渦輪-沖壓組合動力；組合動力系統(tǒng)根據(jù)發(fā)動機是否獨立工作可以被分為組合推進系統(tǒng)和組合循環(huán)推進系統(tǒng)，組合推進系統(tǒng)中多種發(fā)動機相互獨立工作，而組合循環(huán)推進系統(tǒng)工作過程中會有熱力循環(huán)模式及模態(tài)的轉換，即在工作包線內會出現(xiàn)核心部件工作過程及模式的變化，通常組合循環(huán)推進系統(tǒng)可以更好地匹配發(fā)動機推力及飛行條件，簡單、輕便、靈活，擁有更大的優(yōu)勢[42]；而且可以更好地進行飛/發(fā)一體化耦合設計，所以一般的組合動力系統(tǒng)就是指組合循環(huán)推進系統(tǒng)。如圖6所示，組合循環(huán)推進系統(tǒng)通過組合不同的動力裝置，可以獲得多種組合動力系統(tǒng)方案[43]，這些組合動力由渦輪、沖壓和火箭相互組合而成，其中常見的組合動力形式包括TBCC發(fā)動機[44-45]、RBCC發(fā)動機[46-51]、空氣渦輪火箭/沖壓發(fā)動機(Air Turbo Rocket/ramjet, ATR)、TriJet和渦輪輔助火箭增強沖壓組合發(fā)動機(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)動機(T/RBCC)。

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

TBCC動力系統(tǒng)由渦輪噴氣(或渦輪風扇)發(fā)動機與沖壓發(fā)動機組合[53]，如圖7所示[54]，從發(fā)動機布局形式上看，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)動機工作，在飛行馬赫數(shù)達到模態(tài)轉換點，通過控制涵道渦輪發(fā)動機進氣關閉，來流空氣進入沖壓燃燒室，以沖壓模態(tài)進行工作，此時，發(fā)動機轉為沖壓發(fā)動機[55]。并聯(lián)形式渦輪和沖壓發(fā)動機一般在飛機機體上下并排分布，有各自獨立的燃燒室和噴管收斂段，一般噴管擴張段和進氣道外壓縮部分共用，內壓縮部分根據(jù)設計可共用也可獨立，通過打開或閉合進氣道調節(jié)斜板，實現(xiàn)渦輪模態(tài)、沖壓模態(tài)和共同工作模態(tài)的轉換及工作[56]。渦輪模態(tài)時，渦輪通道打開，氣流通過渦輪發(fā)動機做功，此時，沖壓通道可以打開或關閉，沖壓通道處于打開狀態(tài)時，可作為多余空氣的放氣通道，減小飛行阻力，必要時也可在沖壓燃燒室內噴入少量燃料，產生適當推力；沖壓模態(tài)時，進氣道調節(jié)斜板關閉，避免高溫空氣進入渦輪發(fā)動機通道燒蝕壓縮部件，同時，該調節(jié)斜板起到壓縮斜板的作用，氣流經過沖壓燃燒室和喉部可調的尾噴管，沖壓發(fā)動機做功[54]。并聯(lián)形式的TBCC發(fā)動機優(yōu)點在于組合動力結構相對簡單[57-58]，缺點為飛機迎風面積大，串聯(lián)方式迎風面積小，但發(fā)動機結構復雜，技術難度大，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[59]。

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

RBCC的特點是利用大氣中的氧氣，使吸入的空氣與火箭發(fā)動機工作過程相互作用，產生推力增益[60-61]。典型的RBCC是將火箭與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機有機結合形成組合循環(huán)動力系統(tǒng)，主要由沖壓流動通道和嵌于流道內的火箭發(fā)動機構成，依據(jù)推進過程中發(fā)揮的功用不同，動力系統(tǒng)的流動通道分為進氣道、混合段、燃燒室和噴管[62]。進氣道主要功能是捕獲來流空氣，在超聲速情況下對來流進行有效壓縮，提高流動靜壓，為燃燒室內的燃燒提供氧化劑和足夠高的燃燒室壓強。進氣道可以依據(jù)飛機總體需求，采用不同形式；混合段主要功能在于使火箭發(fā)動機一次主流與引入的二次空氣流混合，就目前設計特點來看，如果是火箭發(fā)動機燃氣與引射進入的空氣充分混合，然后進行燃燒，則混合段應取等截面設計；如果考慮對引射空氣進行補燃，使空氣一邊燃燒、一邊與火箭發(fā)動機燃氣進行混合，則混合段應采取擴張型面。在亞燃沖壓模態(tài)，噴管需用收擴型噴管(機械式喉道或者熱力喉道)，在超燃沖壓模態(tài)，噴管直接用擴張型面。如圖8[63]所示，就動力系統(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)動機引射模態(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)或者火箭基動力系統(tǒng)還有管道火箭發(fā)動機、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)動機、液化或者深冷空氣/雙模態(tài)沖壓發(fā)動機等[66-67]，不同的熱力循環(huán)模式，其系統(tǒng)復雜度也有很大不同。

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

ATR有機融合了渦輪噴氣發(fā)動機和火箭發(fā)動機的特點，如圖9[68]所示，其包括壓氣機、渦輪、燃氣發(fā)生器和燃燒室[69]。空氣渦輪火箭發(fā)動機的基本工作原理是使用獨立于空氣系統(tǒng)的富燃燃氣發(fā)生器，驅動渦輪帶動壓氣機工作，空氣經過壓氣機增壓后直接進入燃燒室，在燃燒室內和經過渦輪做功后的富燃燃氣進行燃燒，高溫燃氣通過噴管產生推力[70]。與TBCC動力系統(tǒng)相同，ATR的特點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)動機產生的氣體或者膨脹氣體驅動渦輪，使渦輪介質獨立于來自壓氣機的空氣，從而使渦輪工作條件有較大選擇；通過沖壓進氣道與壓氣機組合，進一步提高來流的壓力。計算和分析表明，ATR利用了環(huán)境空氣，和火箭發(fā)動機相比可以有效減少飛機推進劑攜帶量，且有較高的比沖；采用火箭發(fā)動機產生的燃氣驅動渦輪，可以通過調節(jié)火箭發(fā)動機工況，控制燃氣溫度，在同樣的做功能力需求條件下，采用較低溫度燃氣，有利于渦輪選材；對進氣道來流進行預冷，有利于壓氣機選材和提高效率，從而提高飛行馬赫數(shù)；ATR推重比大于渦輪發(fā)動機，結構復雜程度也低于現(xiàn)有常規(guī)渦輪發(fā)動機[71-72]。

圖9 ATR發(fā)動機[68]Fig.9 ATR engine[68]

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

圖10 “三噴氣”概念構型示意圖[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)動機高度集成，是通過多種發(fā)動機熱力循環(huán)和工作過程有機組合而形成的高度一體化吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機，TRRE采用成熟渦輪與火箭沖壓復合燃燒室并聯(lián)、共用進排氣系統(tǒng)的方案，能夠在馬赫數(shù)0～6+、0～33 km高度范圍內穩(wěn)定工作，并具備較好的性能。

圖11 TRRE發(fā)動機示意圖[52]Fig.11 Schematic diagram of TRRE engine[52]

佩刀(Synergetic Air-Breathing Rocket Engine, SABRE)發(fā)動機具備2種工作模式,在火箭模式下，發(fā)動機以閉循環(huán)液氧/液氫高比沖火箭發(fā)動機工作[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)動機比沖增加了3～6倍[76]。圖12展示了SABRE內部結構示意圖[10]，空氣流入發(fā)動機，并且在壓縮之前被冷卻至很低的溫度。氫燃料在進入燃燒室之前作為閉循環(huán)氦回路的冷卻劑[77]。SABRE發(fā)動機本質上是一種閉循環(huán)火箭發(fā)動機，它帶有一臺預冷渦輪壓縮機，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]，實現(xiàn)寬速域飛行工作。

圖12 SABRE內部結構示意圖[10]Fig.12 Schematic diagram of SABRE internal structure[10]

針對以上不同的動力組合形式，其動力組成形式、工作模態(tài)、循環(huán)過程不同，動力工作特性、使用范圍、能力有很大差別[80]，針對不同的高超聲速飛機任務和飛行需求，需要采用不同的組合動力形式。表4展示了目前組合動力的成熟度、可重復使用能力、技術風險及飛行馬赫數(shù)范圍，吸氣式動力的可重復使用能力更高，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，針對高超聲速飛機的使用特點，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對動力的使用需求。

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

表4 組合動力成熟度

除了寬速域工作、水平起降及可重復使用能力外，高超聲速飛機對組合動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力的單位質量流量推力和比沖，以進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)動機(射流預冷)+雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的TBCC組合動力在全工作速域內比沖方面占優(yōu)，但其在跨聲速工作區(qū)域內渦輪提供推力不足，同時模態(tài)轉換階段面臨推力銜接問題(推力陷阱)，渦輪的擴包線及沖壓發(fā)動機的低馬赫數(shù)工作能力有待進一步研究。由于火箭的使用，RBCC引射沖壓發(fā)動機在模態(tài)轉換和跨聲速減阻方面具有優(yōu)勢，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)，在此工作域內燃料消耗也較高，需額外攜帶氧氣也給飛機燃料供應系統(tǒng)提出了較大的難題。ATR+雙模態(tài)沖壓發(fā)動機、渦輪+引射沖壓+雙模態(tài)沖壓的組合動力的比沖和推力處于RBCC和TBCC之間，但由于涉及到渦輪發(fā)動機、火箭發(fā)動機和沖壓發(fā)動機，系統(tǒng)的匹配復雜度高，調節(jié)難度大，發(fā)動機之間的熱防護難以解決。從性能考慮，組合動力的推力與比沖優(yōu)勢不可兼得，如何評價組合動力的性能優(yōu)劣，需要結合飛機任務場景、飛行剖面及工作需求而定。對比上述幾種組合動力，考慮到發(fā)動機單位迎風推力、發(fā)動機本體重量、發(fā)動機模態(tài)轉換能力、進排氣調節(jié)能力、一體化設計能力、熱防護難度、可靠性、工作時間、維護性及成本等因素，組合動力的選型及評價更需要綜合多個維度，從飛機視角進行全局性的考慮。

圖14 組合動力性能對比Fig.14 Comparison of combined power system performance

美國的組合動力技術研究較早，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)動機動力外，對于后續(xù)的一系列寬速域飛行器技術，組合動力是NAI計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劃。

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

從美國的相關發(fā)展計劃來看，高超聲速飛機使用動力傾向于采用TBCC、RBCC及帶有引射火箭的T/RBCC組合動力。正如表2所示，包括NASA牽頭的先進航天運輸計劃(Advanced Space Transportation Program，ASTP)[81]、綜合航天運輸計劃(Integrated Space Transportation Plan，ISTP)和美國DARPA與空軍共同招標開展的FALCON計劃等，這些計劃中相關動力均采用了TBCC、RBCC及T/RBCC組合動力方案，隨著目前美國高超聲速飛機項目的進展，這幾種動力可能會成為未來高超聲速飛機的主要發(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·馬丁公司對于高超聲速技術及高超聲速飛機的發(fā)展脈絡，從工程技術發(fā)展來看，經歷了X-43及HTV系列的研究，TBCC和T/RBCC組合動力目前是兩大軍工巨頭在高超聲速飛機領域最重要的發(fā)展方向。

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

3 組合動力給飛機設計帶來的挑戰(zhàn)

從組合動力的技術與發(fā)展看，其相對于傳統(tǒng)動力系統(tǒng),結構更復雜，工作速域更寬，設計余度更小，工作條件更嚴峻，這不但給組合動力系統(tǒng)的研制帶來了困難，同樣給飛機平臺的設計帶來了挑戰(zhàn)，特別是內外流耦合問題、結構及熱防護設計問題、動力系統(tǒng)與飛機的一體化控制問題、動力系統(tǒng)的能源生產與熱管理問題等[82]。在高超聲速背景下，組合動力系統(tǒng)并不只是飛機平臺的子系統(tǒng)，兩者的共同融合設計才能更好地解決關鍵問題。

目前高超聲速飛機的算力體系發(fā)生明顯變化，飛機與組合動力推阻的測試方法、修正方法與傳統(tǒng)飛機不同[83]，如何通過全機測力試驗、進氣道試驗、噴管試驗、噴流影響試驗等進行更準確的推阻測量，需要進一步研究。針對高超聲速飛機寬速域工作的設計要求，需要進氣道、噴管與飛機前體、后體高度融合以提高工作能力，這導致飛/發(fā)界面難以準確界定，如圖17所示，高超聲速飛機前體/進氣道和后體/尾噴管對飛機推力影響逐漸增加，而裝載發(fā)動機的機身則直接影響到飛機的升力，飛/發(fā)內外流的高度耦合導致飛機平臺三軸力和力矩解耦設計困難，同時非常規(guī)氣動部件與多級內外壓縮進氣道的采用，使非設計點進發(fā)排匹配更加困難，要求飛機與發(fā)動機具備極大的調節(jié)能力。在組合動力工作過程中，進氣道起動、調節(jié)板調節(jié)、模態(tài)轉換，非對稱噴管發(fā)動機冷熱態(tài)工作變化、低馬赫數(shù)過膨脹等，會產生多軸力和力矩增大，導致了配平阻力的增加，控制實現(xiàn)難度大；飛機前后體與進排氣高度耦合導致推力與升力難以解耦，飛機與發(fā)動機的一體化要求增加，飛機氣動/推進綜合設計、寬速域穩(wěn)定性/操縱特性匹配設計等需要進一步研究。

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

目前基于組合動力的高超聲速飛機與動力系統(tǒng)推阻很難匹配，組合動力提供的性能較弱，如圖18 所示，組合動力模態(tài)轉換處剩余推力不足，進而導致在高馬赫數(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阻過大，導致飛機耗油率增加，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，管道冷通氣內阻占到了全機零阻的1/5，這就要求飛機提高減阻能力，綜合減少溢流阻力、進氣道阻力、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，同時需要飛機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 高超聲速飛機推阻關系Fig.18 Push-drag relationship of hypersonic aircraft

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

組合動力系統(tǒng)單位質量推力較傳統(tǒng)動力低，重量代價更大，如圖20[82]所示，高超聲速飛機有效載荷質量較小，如何減小機體結構和推進系統(tǒng)質量，增加飛機與動力系統(tǒng)結構共用度，是高超聲速飛機面臨的重要問題。高超聲速從結構設計角度使飛機平臺面臨更強的力、熱、聲、振等多物理域耦合效應，引發(fā)多工況時域交聯(lián)，造成載荷預測精度下降、高次非定常求解困難、輕質熱防護矛盾突出。動力系統(tǒng)熱載荷增加，使飛機不僅要面對高速飛行帶來的氣動加熱，還要面對發(fā)動機高溫加熱帶來的極端環(huán)境，結構熱防護設計需滿足復雜旁路系統(tǒng)、多級調節(jié)機構可靠工作，組合動力需要兼顧重量輕、空間小、可重用、易維護等要求。

圖20 MANTA飛機質量組成示意圖[82]Fig.20 Schematic diagram of mass composition of MANTA aircraft[82]

高超聲速飛機的自適應控制要求高。組合動力系統(tǒng)需根據(jù)飛行狀態(tài)進行實時動態(tài)自適應調節(jié)，飛/發(fā)控制系統(tǒng)具備強魯棒性、自適應控制能力，設計約束多，多模態(tài)控制邏輯復雜。寬速域飛行采用組合動力系統(tǒng)，由傳統(tǒng)的單一工作模態(tài)向多工作模態(tài)轉變，控制變量劇增，控制邏輯復雜，綜合控制難度增大。氣動特性、熱管理系統(tǒng)、能源生成、熱防護系統(tǒng)、飛行狀態(tài)等均與發(fā)動機呈現(xiàn)出緊密的交聯(lián)關系，綜合控制復雜程度高。

高超聲速飛機能源與散熱需求急劇增加，高速飛行、能量機動、定向能武器、大功率作動、超遠距探測等對能源和散熱需求急劇增加，達到傳統(tǒng)飛機的5～10倍，突破了現(xiàn)有技術體系。超大能源獲取困難。現(xiàn)有飛機通過提取渦輪發(fā)動機軸功率獲取能源，三代機一般為300～400 kW、四代機一般為700 kW，未來高超聲速飛機功率提取將達到兆瓦量級，超大功率能源生成與管理技術難度極大，對組合動力的能源提取需求極高，特別是在組合動力高速飛行階段，發(fā)動機的引氣和能源都面臨極大困難，這對飛機的能/熱轉換技術提出了較高要求，新型高效換熱技術、熱沉協(xié)同調度等需要進一步研究。

組合動力系統(tǒng)與高超聲速飛機設計在性能、流動、結構、控制、能源與熱管理等方向有著更高的要求和挑戰(zhàn)，目前動力系統(tǒng)與飛機系統(tǒng)存在較大設計裕度，組合動力系統(tǒng)與高超聲速飛機在需求、設計邊界、前沿技術探索、專業(yè)融合等方面需要進一步加強，來應對新空域和速域帶來的挑戰(zhàn)。

4 結 論

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

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

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

3) 針對高超聲速飛機的需求，組合動力系統(tǒng)面臨很多挑戰(zhàn)，組合動力系統(tǒng)的評價與發(fā)展需要從飛機平臺綜合考慮，充分重視頂層設計，注重技術的繼承性，發(fā)揮不同單位的技術優(yōu)勢，飛機與發(fā)動機單位需要比傳統(tǒng)飛機有更緊密的合作，飛/發(fā)一體化設計是未來高超聲速飛機發(fā)展的必然選擇。