超燃沖壓發動機研究回顧與展望

劉小勇，王明福，劉建文，任鑫，張軒

北京動力機械研究所，北京 100074

超燃沖壓發動機是利用高超聲速來流的沖壓效應、通過激波實現氣體增壓，并在超聲速氣流中組織燃燒的一類吸氣式沖壓空氣噴氣發動機。如圖1 所示，其構成主要包括進氣道、隔離段、燃燒室和噴管。進氣道完成對高超聲速來流空氣的捕獲、減速和增壓，隔離段用于隔離燃燒產生的高壓對進氣來流的影響，氣流進入燃燒室后與噴注的燃料摻混、燃燒，噴管將高溫燃氣膨脹加速，使發動機進出口形成沖量差，從而產生推力。

圖1 超燃沖壓發動機原理圖Fig.1 Schematic diagram of scramjet

超燃沖壓發動機的產生源自突破超聲速沖壓發動機的技術瓶頸。后者通過進氣道將來流由超聲速滯止到Ma=0.3 左右的亞聲速，氣流與燃料混合進行燃燒，因燃燒主要在亞聲速氣流中完成，通常稱其為亞燃沖壓發動機，20 世紀50 年代開始應用。亞燃沖壓發動機具有實際可用性能的工作范圍為Ma=2～6。當飛行器馬赫數在6 以上時，將氣流速度減至Ma=0.3 左右的低速，一方面會導致燃燒室入口氣流靜溫、靜壓急劇升高，不僅對發動機結構與熱防護造成很大困難，而且高靜溫會導致燃料及燃燒產物離解，降低化學能向熱能轉化的效率；另一方面，將產生很大的動能損失和熵增，也導致熱能轉換成動能的效率降低。所以，當飛行馬赫數超過6 時，亞燃沖壓發動機一般不再適用。在高超聲速飛行時，為解決使用亞燃沖壓發動機帶來的效率低和熱防護困難等問題，超燃沖壓發動機［1］使氣流以超聲速進入燃燒室，來流靜溫、靜壓和動能損失大幅降低，獲得較高推力性能的同時，降低了結構熱防護難度，成為高超聲速巡航導彈、高超聲速航空器以及未來可重復使用空天飛行器等的核心動力。

超燃沖壓發動機工作環境復雜，挑戰性強［2-3］：①工作域寬，理論上可在Ma=2～15、高度0～40 km 以上有效工作（其理論工作包線見圖2）；②燃燒室內氣流速度快，典型速度超過1 000 m/s；③溫度高，燃燒后氣流溫度在3 000 K 以上；④參數變化量大，如點火溫度下限可低于100 ℃，上限可超過1 000 ℃；⑤流動、燃燒與熱防護過程強耦合，流動控制燃燒，燃燒迫使流動發生改變，流動與燃燒產生特定的熱環境；⑥發動機與飛行器在氣動、結構、熱等方面高度一體化，飛行器前后體是發動機進氣道和尾噴管的重要組成部分。超燃沖壓發動機綜合了空氣動力學、氣動熱力學、傳熱學、燃燒學、材料學等學科前沿，是高速流動與燃燒、高溫結構、材料與熱防護、高超聲速試驗、數值模擬和非線性復雜系統控制等技術的融合，需要深刻認識的科學問題多，關鍵技術復雜、突破難度大［4］，歷經60 余年的技術發展，當前得到了初步實際應用［5］。

圖2 超燃沖壓發動機理論工作包線Fig.2 Theoretical working range of scramjet

1 推進性能設計技術

通過推進性能設計確定超燃沖壓發動機流道幾何和燃油噴注以及燃燒組織方案，獲得滿足飛行器需求的推力、比沖等性能，是超燃沖壓發動機技術研究的基礎。推進性能設計的難點在于解決發動機實際應用尺度條件下的寬速域、高性能工作問題，研究的重點是進氣道和隔離段內的高超聲速壓縮流動、燃燒室超聲速燃燒以及兩者在寬速域條件下的匹配機制。

1.1 高超聲速壓縮流動

高超聲速進氣道承擔著為發動機捕獲足量空氣，并將捕獲的空氣高效壓縮的功能，隔離段進一步使高速來流減速增壓并平衡燃燒引起的高反壓，它們的性能是超燃沖壓發動機及其組合動力成功的關鍵。綜合來看，高超聲速壓縮流動過程設計面臨3 方面的技術挑戰：①進氣道與飛行器前體的內外流強耦合問題。以超燃沖壓發動機為動力的高超聲速飛行器推阻余量小，飛行器/發動機需要高度一體化設計來優化推阻特性，飛行器前體通過對空氣進行壓縮，既產生很大的升力，也對空氣進行預壓縮（壓縮量可以達到總壓縮量的30%以上），同時高超聲速進氣道性能極易受前體流場影響，發動機性能對進氣道的參數敏感，進氣道與飛行器前體氣動設計強耦合。②進氣道起動與高效壓縮問題。進氣道穩定工作馬赫數范圍和起動能力是決定高超聲速飛行器應用的關鍵。如，典型工作范圍為Ma=4～7 的超燃沖壓發動機，若進氣道不能在Ma=4起動，其他狀態性能無從談起。高超進氣道設計長期面對低馬赫數起動和高馬赫數壓縮對收縮比要求的矛盾。當前的解決思路聚焦于對進氣道喉道流通能力的控制。對于定幾何進氣道，通過邊界層抽吸等輔助措施，可以減弱喉道邊界層低能流占比，增加喉道有效流通能力。對于變幾何進氣道，通過型面調節，直接調節流量或改變喉道流通面積，解決進氣道起動問題。針對進氣道起動/不起動/再起動及其動態過程的研究也在不斷深入，各種新型流動控制技術進展值得關注。針對高效壓縮問題，需要關注激波/邊界層相互作用對進氣道工作過程的影響。適度的激波/邊界層相互作用可以隔離燃燒室高壓脈動對進氣道流場的影響，但同時引入了分離流動損失和復雜三維旋渦，控制不當可能進一步引起進氣道不起動、結構局部燒蝕等災難性后果。③流動控制問題。飛行器前體、進氣道看似構型簡單，但其穩定高效工作離不開流動控制。前體強制轉捩、進氣道邊界層吸除等措施通過氣動流動控制，改變邊界層流動特性，提高進氣道穩定工作邊界。對于高超聲速進氣道來說，確保內流道進口為湍流邊界層有利于增強其抵抗逆壓力梯度的能力、削弱或抑制可能的流動分離。

隨著超燃沖壓發動機技術的發展，高超聲速進氣道發展出軸對稱構型［6-7］、二維平面壓縮構型［8-9］、三維側壓構型［10-11］、三維內轉構型［12-15］等多種類型，對應隔離段發展出環型漸擴構型、矩形漸擴構型、圓形漸擴構型以及能夠適應不同進出口形狀的構型［16-18］。盡管在氣動構型有較大的不同，進氣道仍主要通過外部的斜激波和內部的反射激波進行壓縮，其激波結構如圖3 所示，吹風試驗紋影如圖4 所示，隔離段主要是通過預燃激波串進一步增壓，主要的波系結構沒有大的變化，關注的重點是避免激波/激波相交、激波/膨脹波相交以及控制激波強度、消除激波附面層干擾引發的流動分離。彎曲激波概念［19-20］的提出以及乘波體概念在壓縮面設計中的應用［21］，是波系結構設計方面的重要創新，前者能夠較好地提高壓縮效率，后者能夠提高進氣道對來流空氣的捕獲能力。

圖3 進氣道激波結構仿真結果Fig.3 Simulation results of inlet shock structure

圖4 進氣道吹風試驗紋影Fig.4 Schlieren of inlet from wind tunnel flow test

根據吸氣式發動機熱力循環分析［22］，在一定范圍內，增加壓縮過程的壓縮量，對提高發動機性能有利，同時隨著飛行速度的提高，發動機需要的壓縮量增大，Ma=4 與Ma=7 進氣道理論收縮比相差2 倍以上［23］。為此，高超聲速壓縮流動的一項研究重點是解決進氣道在低馬赫數起動和高馬赫數強壓縮對收縮比要求的矛盾問題。在X-51A 項目技術研發中，形成的后掠側板技術大幅改善了上述矛盾（見圖5［24］和圖6［25］），形成了可由Ma=4 工作到Ma=7 的固定幾何進氣道。但上述設計也存在一定的不足，主要問題是部分經過壓縮的氣流在側板兩側溢流（見圖7），未能進入發動機，其帶來的附加阻力可達到進氣道阻力的10%以上。

圖5 前掠側板進氣道［24］Fig.5 Forward-swept sidewall inlet［24］

圖6 后掠側板進氣道［25］Fig.6 Backward-swept sidewall inlet［25］

圖7 進氣道壁面流線仿真結果Fig.7 Simulation results of inlet wall streamline

針對起動與壓縮的矛盾問題，也可以采用流動控制措施進行改善，比如附面層吸除。進氣道的起動過程是激波以及伴隨的低能分離流吞入喉道的過程，通過在內通道進行附面層吸除，一方面，可增加喉道有效流通面積，輔助激波與分離流的通過，提高起動性能；另一方面，可顯著削減內通道附面層的動量損失厚度，根據Billig和Waltrup 的隔離段公式［16］，能夠較好地提升隔離段的增壓能力，可獲得雙重收益。除了附面層吸除外，還可通過激波、曲面等形成的壓力梯度進行流動控制，以獲得較優的流場品質，如圖8 所示。隨著流動控制措施的大量應用，結合流線追蹤設計技術的［26］發展，與飛行器更好一體化的三維內轉式進氣道、三維外轉式進氣道將得到實際應用。基于流線追蹤的三維進氣道與其他類型的進氣道相比，具有良好的乘波特性，壓縮效率高、附加阻力小，在寬馬赫數條件下的流量捕獲能力和總壓恢復性能等方面具有優勢，在高超聲速飛行領域有著廣闊的應用前景。

圖8 激波對壁面流線的影響Fig.8 Interactions of shock waves with wall streamline

高超聲速壓縮流動相關技術除了向更高速度、更寬速域以及可調氣動型面發展之外，還需要關注工程應用中的一體化設計問題。一是進氣道與飛行器外流強耦合問題，包括如何充分利用飛行器外流壓縮作用，同時避免外流帶來的低能附面層過多地進入發動機；如何創新壓縮形式，使一體化氣動構型阻力最小等。二是進氣道氣動設計對壓縮性能與結構承載的兼顧問題，進氣道小阻力的設計要求迫使其采用尖銳前緣和更薄的結構，在進氣道起動過程中的沖擊載荷作用下，當動壓超過150 kPa，進氣道結構承載能力不足，實際上也影響了發動機的使用范圍。相關問題仍需要從建立一體化三維設計方法出發，深入研究，創新進氣道、隔離段的氣動構型。

1.2 超聲速燃燒技術

超燃沖壓發動機燃燒室內氣流速度一般在幾百至上千米每秒的量級，給燃燒組織帶來了油氣摻混、點火、火焰穩定與傳播等難題。在油氣摻混方面，一是燃料射流與氣流的動量比小，射流穿透深度僅10～20 mm 左右，燃料不易直接噴注到氣流中；二是氣流速度高，燃料在燃燒室內的駐留時間為毫秒級，加之可壓縮剪切層穩定性強［27-28］，擴散摻混難度大，燃料與氣流尚未有效摻混即被吹出。在火焰穩定與傳播方面，氣流速度是火焰傳播速度的10～100 倍，點火源向主氣流中的傳熱、傳質難度大，火焰易被高速氣流吹熄。探明超聲速條件下的燃料噴注、摻混、點火和火焰穩定與傳播機理尤為重要，需要通過基礎性試驗和數值模擬等不斷提高對超聲速流動燃燒過程中復雜物理化學機理的認識，同時開展整機性能試驗研究，推動超聲速燃燒技術的發展。

在近70 年的超聲速燃燒研究歷程中，各國學者形成了諸多概念和理論，這些共同成為了超燃沖壓發動機技術突破的基礎［29-31］。在超聲速氣流中組織好燃燒，燃料需要充分霧化，以便燃料與空氣實現分子尺度的混合。研究發現燃料射流與高速氣流之間有著強烈的剪切力作用［32-33］，剪切力可將燃料液滴破碎至微米尺寸，產生二次霧化效應。復雜結構噴嘴（如離心旋流式）的一次霧化效果好，但是動量損失大，穿透深度小，簡單結構噴嘴（如直射式）的一次霧化粒度大，但是穿透深度深。因此，在超聲速流場中，要充分重視燃料噴射的穿透深度，為燃料與氣流的充分混合奠定基礎。超聲速燃燒是典型的擴散燃燒，快速均勻混合是實現高效燃燒的前提與基礎，由于高速氣流穩定性強，噴入的燃料與高速氣流在毫秒時間內達到充分混合非常困難，燃料與氣流的低阻高效混合成為突破超聲速燃燒技術的重要支撐。學者們對剪切層［34］、流向渦［35-37］以及湍流［38］等對混合的影響進行了大量研究。如在剪切層的相關研究方面，初步認識到：①剪切層內的擬序渦結構以及湍流脈動等對燃料與氣流的混合與燃燒有促進作用；②燃燒放熱使氣流膨脹以及形成的逆壓力梯度產生流動分離等對剪切層擴張率提升有加強作用；③在剪切層與燃燒的相互耦合作用下，燃燒室橫截面在40～50 mm 以內、有足夠長度（如1～2 m），火焰鋒面可通過橫向傳播而充滿燃燒室，獲得較高燃燒效率。

點火、穩焰等是燃燒過程得以完成的基礎。為此，學者們對不同燃料的點火燃燒特性［39-40］、活性離子增強燃燒的機理［41］等進行了深入研究，測得了氫、乙烯、煤油等燃料的著火溫度、點火延遲時間等關鍵參數，并形成了相應計算公式。從煤油燃料點火延遲時間的研究結果［42］可見，在充分混合條件下，點火延遲時間隨著混合氣體溫度的升高快速縮短，當溫度高于1 200 K時，點火延遲時間低于0.1 ms，而燃料流過燃燒室的時間在1 ms 量級，點火延遲時間明顯小于流過時間，為點火燃燒創造了有利條件，說明在高馬赫數（Ma=5 以上）工作條件下，燃燒室內煤油具有自點火機制，這也是超聲速氣流中能夠組織燃燒的一個重要原因。當在低馬赫數工作時（Ma=4 以下），氣流溫度低，不具備自點火條件，建立起穩定的點火源，維持燃燒室內火焰的持續存在和傳播成為關鍵。后臺階［43-44］、凹槽［45-46］、支板［47-48］以及火焰射流［49-50］等是形成點火源的常用方式。近年來，凹槽作為火焰穩定器顯示了較明顯優勢，一是燃料在壁面凹槽內的低速回流區燃燒可形成穩定可靠的點火源；二是凹槽與主氣流之間形成的剪切層，能促進燃料與氣流的摻混和擴散；三是凹槽在燃燒室壁面，遠離主氣流，總壓損失相對小；四是影響參數少，規律易掌握；五是結構簡單，熱防護難度相對小。為此，凹槽作為超聲速燃燒的火焰穩定器被大量研究和應用，在凹槽與主氣流的相互作用特性、凹槽典型尺寸對火焰穩定能力和流動損失的影響、凹槽的火焰穩定邊界、燃料射流與凹槽的相互作用以及多級凹槽的相互作用［51-59］等方面，形成了較為系統的研究成果，支撐了凹槽在超聲速燃燒技術中的廣泛應用。1991 年完成帶飛試驗的Kholod 飛行器發動機（見圖9［60］）和2011－2013年完成自主飛行試驗的X-51A 飛行器發動機（見圖10［61］）均采用了以凹槽為基礎的超聲速燃燒組織模式。

圖9 Kholod 飛行器超燃沖壓發動機流道［60］Fig.9 Scramjet’s flow channel of Kholod［60］

圖10 X-51A 飛行器超燃沖壓發動機流道［61］Fig.10 Scramjet’s flow channel of X-51A［61］

在早期探索研究中，發動機尺度小，燃燒室徑向尺寸在40 mm 以內，火焰穩定結構形成的剪切層占比相對大，剪切層能夠實現較好的摻混和燃燒。面向實際應用，燃燒室徑向尺度增大幾倍至十幾倍，火焰穩定結構所形成的剪切層被抑制在近壁面區域，大部分空間內是高速、高穩定性的氣流，并伴隨著由飛行器前體和進氣道傳播下來的強流動畸變，實現高效燃燒難度大，需要在凹槽、后臺階等基礎上創新。在高速流動條件下，插入氣流的支板、斜坡等對混合增強影響顯著，有利于提高燃燒效率，但也會造成總壓（動能）損失，降低發動機的熱效率。此外，支板等本身熱防護困難。因此，研究人員對支板、斜坡等插入結構的使用存在疑慮。在探索研究過程中，發現了發動機推力性能與流動總壓損失和燃燒效率的理論關系，關系式表明推力與總壓損失成0.2 次方、與燃燒效率成1 次方的近似關系（式（1）），從而認識到支板使燃燒效率大幅度提升，所獲得的收益將大于付出的代價。

式中：F為推力；ε為發動機總壓損失系數；k為比熱比；η為燃燒效率；ηL為理論燃燒效率；Ve為出口速度，m/s；V0為進口速度，m/s；hR為燃料化學反應能，J/kg；為燃料質量流量，kg/s；Ma0為來流馬赫數；Tt0為發動機入口氣流總溫，K；TtL為燃料完全燃燒后燃氣理論總溫，K。

研究還發現，支板的回流區內存在從燃燒室壁面流向中心的上升氣流［62］，流速為幾十至上百米每秒，若這股氣流與凹槽回流區部分氣流產生相互作用，既可以使凹槽內的部分火焰快速輸運到主氣流中，點燃由支板噴出的燃料與空氣的混合物，又可以強化燃料與氣流混合，實現高效燃燒。研究進一步認識到支板凹槽組合組織的超聲速燃燒過程主要發生在噴注裝置和穩定器下游，高溫區域與支板結構有一定距離［63］，為支板實現熱防護創造了有利條件。可以預計，支板凹槽組合燃燒技術將得到快速發展和應用，圖11［62］和圖12［63］分別為支板凹槽組合流場仿真結果及燃燒場溫度分布。

圖11 支板凹槽組合流場仿真結果［62］Fig.11 Simulation results of strut cavity combination flow field［62］

圖12 支板凹槽組合燃燒場溫度分布［63］Fig.12 Temperature distribution in combustor region for strut cavity combination flow field［63］

對超燃沖壓發動機而言，燃燒技術除了追求高效、低阻的性能指標外，還需要適應更寬速域、更高空域的應用要求，這將涉及低速度低溫條件下的燃燒穩定性、全超聲速條件下的燃燒、高空低動壓下的燃燒等問題。此外，隨著燃料技術和主動熱防護技術的發展，還需要研究適應新燃料及燃料新形態的超聲速燃燒技術。

1.3 流動與燃燒匹配技術

超燃沖壓發動機在飛行器由超聲速加速至高超聲速的過程中，歷經超聲速壓縮、亞聲速燃燒（亞燃模態）到高超聲速壓縮、超聲速燃燒（超燃模態）的復雜過程。為解決發動機在該過程中的有效工作問題，學者們提出了雙模態超燃沖壓發動機概念［64-65］，和“預燃激波串+熱力喉道”的技術實現原理。如圖13［65］所示，由于原理上的局限，亞燃沖壓發動機上限一般在Ma=6 左右，難以進一步向上拓展，雙模態的實現方式是將超燃沖壓發動機流道做適應性改變，Ma=6 以下，在燃燒室后部的大擴張通道供油和燃燒，燃燒形成的高壓迫使氣流激波在隔離段內以正激波串結束，氣流減速至亞聲速，燃燒釋熱使氣流重新加速到聲速，形成熱力喉道，“激波串+熱力喉道”使發動機形成了亞燃沖壓發動機類似的工作條件，以亞燃模態工作；而在Ma=6 以上，在燃燒室前部的小擴張通道內供油和燃燒，氣流在隔離段內經斜激波串壓縮后仍為超聲速，燃燒在超聲速氣流中進行，發動機以超燃模態工作。Ma=8 以上的更高馬赫數時，激波以斜激波形式貫穿發動機內通道。

圖13 雙模態超燃沖壓發動機概念［65］Fig.13 Concept of dual-mode scramjet［65］

雙模態概念提出以來，學者們開展了一維、二維建模分析以及多目標優化等大量研究工作［66-69］，提出了如超燃+亞燃+超燃的“跨燃”等補充概念，對發動機工作過程有了較深入的認識，形成了性能預估和設計方法等。但是，由于發動機內部存在激波、附面層、流動分離、流場畸變等復雜流動現象，并與燃燒過程強耦合，發動機并非像雙模態概念設想的那樣理想化。有關研究曾參考雙模態概念設計了某原理性試驗發動機，它在地面試驗中暴露了工作不穩定問題，在同一試驗狀態下，同一發動機在不同的點火能量激發下形成亞燃與超燃2 種不同的工作模態。從試驗壓力分布和回歸分析［70］的馬赫數分布來看，2 種情況截然不同，對應的工作穩定裕度和推力性能也不同，這在應用中是不能接受的。

通過流動與燃燒匹配的簡要分析，嘗試說明出現上述現象的原因。在亞燃模態下，燃燒室內正激波串將流動減速為亞聲速，速度低、畸變小，燃燒效率高，燃燒室壓力高，高壓在亞聲速流中逆流反饋，進一步壓縮正激波串，降低流速，形成利于燃燒的正反饋，當燃燒能量進一步增強時，高壓擾動將破壞正激波串的壓縮過程，導致溢流熄火，圖14 為某地面試驗發動機的壓力與馬赫數分布；在超燃模態下，氣流在燃燒室內為低超聲速，速度高、波系干擾以及畸變大，不利于燃燒，燃燒形成的反壓低，難以影響到上游的斜激波串，反而是斜激波串和高速流進一步干擾到主燃區，形成削弱燃燒的反饋機制，當燃燒進一步削弱時，導致高速吹熄，圖15 為超燃沖壓發動機典型流動特征，圖16 及圖17 為其2 種不穩定工作機制示意圖。2010─2013 年美X-51A 飛行試驗暴露的溢流熄火和加速能力有限等問題［71］，機理上有類似之處。這也說明了雙模態概念仍需要創新和在實踐中豐富完善，掌握其技術原理對超燃沖壓發動機技術的發展有牽引性作用。

圖14 某地面試驗發動機的壓力與馬赫數分布Fig.14 Pressure and Mach number distribution of scramjet ground test

圖15 超燃沖壓發動機典型流動特征Fig.15 Typical flow characteristics of scramjet

圖16 “溢流熄火”不穩定工作機制示意圖Fig.16 Overflow flame-out schematic diagram of unstable working mechanism

圖17 “高速吹熄”不穩定工作機制示意圖Fig.17 High speed blow off schematic diagram of unstable working mechanism

針對發動機寬速域（跨3 個馬赫數以上）工作，如何實現合理的雙模態過程，即選取什么樣的物理與幾何參數，有效控制反應流動過程［72］，使發動機全程穩定高效工作，缺乏相關報道。美國X-43 飛行試驗是越過模態轉換過程直接飛行至Ma=7 和Ma=10［73］，沒有加速過程。X-51A飛行試驗，發動機也僅將飛行器從Ma=4.8 推進到Ma=5.1［74］，基本停留在亞燃模態。在超燃沖壓發動機工作過程理論的探索研究中，認識到氣流速度對發動機工作過程的主導作用，初步提出了以壓縮流動、點火穩焰、燃燒釋熱、高速膨脹的特征速度及其速度特性曲線表征超燃沖壓發動機復雜工作過程的新概念，如圖18～圖21 所示，將復雜的“n維”問題，轉化成了“4 維”問題，為優化發動機工作過程設計奠定了基礎。在Ma=4～7 范圍內，通過理論分析、數值計算和試驗驗證，構建了發動機進氣壓縮、點火穩焰、燃燒釋熱以及高速膨脹速度可行域。在可行域內，基于“激波串+熱力喉道”基本原理，以全域性能滿足要求、工作穩定性好、技術實現性高等為目標，優選匹配工作線，從而確定發動機工作過程。

圖18 進氣道壓縮特征速度Fig.18 Characteristic velocity of inlet compression

圖19 點火穩焰特征速度Fig.19 Characteristic velocity of ignition flame stabilization

圖20 燃燒釋熱特征速度Fig.20 Characteristic velocity of combustion heat release

圖21 高速膨脹特征速度Fig.21 Characteristic velocity of high speed expansion

在不斷優化匹配工作線的實踐過程中，發現了“Ma=4～5 亞燃、Ma=5～7 亞燃與超燃雙模態并存、Ma=7+超燃”的發動機工作過程及其對應的發動機流道幾何參數和氣動熱力學參數。與以往雙模態的特點不同，在Ma=5～7 范圍內，亞燃與超燃一直并存，前“亞”后“超”，強激波串形成亞聲速流，并對高速來流有整流作用，利于燃油與空氣摻混、點火和燃燒，抑制高速吹熄；燃燒使氣流由亞聲速加速到聲速，在下游形成超聲速燃燒區，抑制了燃燒壓力的前傳擾動，利于溢流熄火問題的解決。圖22 為亞超并存工作穩定機制示意圖，基于這一理論設計的發動機具備適應范圍寬、好點火、工作穩定、性能高等優點。

圖22 亞超并存工作穩定機制示意圖Fig.22 Dual-mode scramjet schematic diagram of stable working mechanism

在面向更高、更寬以及組合發動機的技術研究中，發動機流動與燃燒匹配過程將更加復雜，需要關注和深入發展工作過程的技術原理，牽引關鍵技術突破，為發動機設計奠定基礎。

2 超高溫結構、材料與熱防護技術

超燃沖壓發動機長時間工作在3 000 K 高溫、1 000 m/s 高速的極端力/熱環境［75-77］下，高溫結構與熱防護是超燃沖壓發動機的關鍵技術之一。超燃沖壓發動機概念提出較早，但遲遲未能突破，一個主要原因是受限于結構、材料與熱防護實現難度大。超燃沖壓發動機的熱防護形式主要包括高溫材料被動熱防護、吸熱型碳氫燃料再生冷卻以及兩者的結合或復合。

2.1 超高溫被動熱防護技術

超燃沖壓發動機的被動熱防護是利用材料的耐高溫屬性，在無外加冷卻和微量燒蝕情況下，抵抗高溫氣流的作用，目前主要包括陶瓷基復合材料、高溫合金等形式。

陶瓷基復合材料具有耐溫水平高，且密度低的優勢，有著較好的應用價值。但是，超燃沖壓發動機高溫燃氣中含有水和未完全反應的氧氣，材料面臨超高溫、高速沖刷、水氧耦合的惡劣環境，對傳統陶瓷基復合材料提出了挑戰。較早出現的耐高溫復合材料為C/C 材料，具有高強度、高模量、良好的斷裂韌性等優點。但其在發動機內的高溫、長時間、水氧耦合環境下暴露出抗氧化性能差的問題［78］。學者們針對C/C 復合材料的短板，從抗氧化陶瓷涂層改性［79-81］和陶瓷基體改性［82-85］2 條途徑開展研究工作。在涂層方面，按照抗氧化溫度大致劃分，1 800 ℃以下的抗氧化涂層主要包括磷酸鹽陶瓷、硼硅玻璃以及MoSi2-SiC 硅基涂層等，1 800～2 200 ℃的抗氧化涂層主要包括ZrC、TaC、HfC 等超高溫陶瓷以及ZrC/SiC 復相抗氧化涂層等［86］，電子顯微鏡圖如圖23［86］所示，2 200 ℃以上的抗氧化涂層主要發展HfC/SiC 復相抗氧化涂層等。在基體改性方面，SiC 與C/C 復合材料的熱脹系數較為匹配，成為C/C 復合材料基體抗氧化改性最為常用的陶瓷材料，當環境溫度超過2 200 ℃，SiC、SiO2將發生熔融反應，通過ZrC、HfC、TaC 等超高溫陶瓷材料改性，可滿足2 300 ℃以上的耐溫要求。無論是抗氧化涂層還是基體改性，其思路均來自對超燃沖壓發動機內水氧耦合條件下復合材料燒蝕機理的認識，引入的ZrC 和HfC等超高溫改性材料的氧化產物中均有高熔點固體氧化物，能更為有效地阻斷水氧對基體的氧化。比如，某超高溫陶瓷掃描電子顯微鏡圖中可見，形成的致密ZrO2對基體材料實現了良好保護。

圖23 2 200 ℃下某超高溫陶瓷材料掃描電子顯微鏡圖［86］Fig.23 Scanning electron microscope graph of 2 200 ℃ultra-high temperature ceramics［86］

目前，通過碳纖維編織成預制體，再經化學氣相滲透工藝（CVI）、聚合物先驅體浸漬裂解工藝（PIP）等［87］添加SiC 等組分所形成的陶瓷基復合材料密度僅約2×103kg/m3，而1 600 ℃時，拉伸強度仍超過100 MPa，耐溫超過2 300 ℃。采用陶瓷基體復合材料縮比燃燒室，在模擬Ma=6狀態下，連續穩定工作時間達到了分鐘級以上。

隨著陶瓷基復合材料的廣泛應用，以快速低成本需求為牽引的新型制備工藝和新型前驅體的研究將加快研究進度。同時，未來空天動力技術的發展對陶瓷基復合材料的性能要求也將越來越高，除開發新的稀土基改性材料和涂層材料外，復合材料梯度化設計將對進一步提升材料性能有重要作用。比如，碳化物陶瓷與硼化物陶瓷功能梯度設計，Hf 系陶瓷與Zr 系陶瓷功能梯度設計，可以實現既抗超高溫燒蝕，又抗中低溫氧化，既有良好工藝操作性，又有相對較低的成本。

近年來，結合輻射換熱的高溫合金材料在超燃沖壓發動機結構中應用逐漸體現出優勢，有效的輻射換熱可使結構表面溫度相對絕熱壁溫度降低約300 ℃，導致部分金屬能滿足發動機進氣道結構Ma=6 工作直接使用需求。后續的研究重點包括：一方面，從耐溫、強度、模量等性能指標相互協調出發，適應性改進成分配比、制備工藝參數等，提升結構成型的工藝性，尤其是3D 打印和焊接的工藝性；另一方面，還需進一步提升材料性能，特別是1 000 ℃以上的強度。

2.2 深度裂解再生冷卻技術

超燃沖壓發動機工作速度超過Ma=6 之后，燃燒室絕熱壁溫度超過2 300 ℃，無直接可用工程材料，再生冷卻技術［88］是突破高超“熱障”門檻的核心關鍵途徑。再生冷卻技術源于液體火箭發動機，利用燃料在燃燒室內外壁間的夾層或通道內流動，帶走燃燒室壁面熱量，達到冷卻目的。同時，燃料吸收熱量后進入燃燒室燃燒，使得能量得以“再生”。對比火箭發動機，超燃沖壓發動機除了燃燒室外，進氣道和隔離段等高溫結構也需要進行冷卻，存在冷卻面積大而冷卻燃料有限的特有難點，其再生冷卻需要利用吸熱型燃料在高溫下深度裂解吸熱產生的化學熱沉，在此過程中，燃料在100 ms 內由常溫液態變為700 ℃以上的深度裂解態，組分變化大，密度變化40 倍、黏度變化100 倍［89］，易產生振蕩流動，發生換熱惡化，直接導致冷卻失效，也會導致不同冷卻通道流量失配，結構燒壞。超燃沖壓發動機再生冷卻技術帶來了吸熱型碳氫燃料、燃料流動裂解換熱、并聯冷卻槽道流量失配與抑制、熱障涂層以及新型冷卻槽道結構及其實現等問題。

通過在燃料熱沉、高溫物性、裂解組分等方面獲得的較為系統的基礎數據［90-91］，對吸熱型燃料裂解換熱特性基本規律有了深入認識，促進了再生冷卻技術發展。但是，隨著研究工作的深入，出現的一些新現象，如壓力對換熱特性的影響，仍具有深入探討和研究的必要［92-93］。為了避免燃料在冷卻通道內沸騰導致傳熱惡化，燃料的工作壓力通常都在臨界壓力以上。燃料在超臨界壓力下隨著溫度升高，從液態轉換到超臨界狀態，然后隨著溫度進一步升高進入熱裂解狀態。相關研究［94］發現，一是在燃料裂解反應中，壓力對分子環的打開和分解有抑制作用，壓力的增加會導致烷烴、多環芳烴的增加，不利于吸熱，也易造成結焦積碳，而低壓條件下，烯烴的比例升高，有利于吸熱；二是燃料裂解成小分子氣體產物后，由于小分子產物的臨界壓力和溫度高很多，超臨界態條件不復存在，其流動與換熱特性也將有較大的變化。合理地利用壓力對燃料裂解換熱的影響以及小分子氣體產物的換熱特性，將對再生冷卻能力提升、超高溫結構安全冷卻換熱等起到積極作用［95］。

再生冷卻通道結構優化設計方面，早期主要采用的是燃燒與再生冷卻耦合的一維理論分析方法，其關鍵是建立由燃氣向冷卻通道外壁面的換熱模型以及冷卻通道內壁面向燃料的換熱模型。學者們針對燃料的換熱模型開展了大量研究［96-98］，獲得了較好的預測結果。在再生冷卻技術的探索研究中，有關人員提出了一種燃氣向冷卻通道外壁面換熱以及冷卻通道內壁面向燃料換熱的理論模型，在燃氣換熱模型中考慮了輻射傳熱的影響，在燃料換熱模型中考慮了溫度分段修正（式（2）），有較好的應用效果。

式中：qg為燃氣與壁面間熱流密度；qf為燃油與壁面間熱流密度；Re為雷諾數；Pr為普朗特數；Tg為燃氣溫度；Tw為壁溫；Tft為燃油溫度；Tpc為臨界溫度；d為冷卻槽道內徑；ε1為發射率，通常取0.1；λt為燃油熱導率；λ*為燃氣熱導率。

由于吸熱型碳氫燃料裂解反應動力學簡化模型的快速發展，流、固、熱多場耦合的三維仿真方法在再生冷卻結構設計中得到應用［99］。獲得了冷卻槽道內湍流附面層的促進作用、角區流動的不利影響等新認識，形成了更優的肋槽匹配參數、更高效的冷卻槽道截面形狀、沖擊強化冷卻等新方案。不同的冷卻方案對燃料熱沉的需求不同，需要根據熱環境特點進行優化設計。進氣道和隔離段主要承受的是氣動加熱，而燃燒室承受的是氣動和燃燒雙重加熱作用，熱流差異約4 倍，不同冷卻方案對燃料熱沉的需求相差10%以上。再生冷卻一維理論分析可以獲取發動機冷卻方案的關鍵參數，三維仿真方法可以實現冷卻結構的精細化設計，兩者對再生冷卻技術發展都有重要意義，均需要持續創新發展。

并聯冷卻槽道流量失配是再生冷卻技術發展中的瓶頸問題之一。冷卻槽道并聯分布在發動機燃燒室等壁面結構中，進口通過集液腔共同對應一個或多個燃料入口，同樣，冷卻槽道出口通過集液腔共用一個或多個燃料出口。由于壁面周向局部結構的差異以及燃燒非均勻熱載荷等因素，不同冷卻槽道流阻不同，導致冷卻槽道分配的流量也不相同。如果燃料溫度未達到超臨界溫度，即使存在這些偏差，系統也可能平衡在穩定狀態。冷卻過程中，燃料必然經過液態到超臨界狀態，跨臨界區過程中物性參數發生強非線性變化，導致隨著流量的增加出現流阻（壓差）降低的負阻現象［100］，圖24 展示了燃油流阻和溫度與流量的曲線。由于負阻現象的存在，低流量的冷卻槽道流阻增加，流量進一步減少，而高流量的冷卻槽道流阻減小，流量進一步增加，最終導致流量失配，嚴重發生換熱惡化，燒壞發動機結構。

圖24 燃油流阻和溫度與流量的曲線Fig.24 Curves of fuel flow resistance and temperature vs mass flow rate

在解決并聯冷卻槽道流量失配問題過程中，提出了一種冷卻槽道流量變化率與冷卻槽道壓力梯度的概念關系式（式（3））。可見，通過增加進出口壓差和均衡出口壓力可減少流量時間變化率。相關解決措施通過了電加熱平板試驗的驗證，圖25 為優化冷卻結構流量合理分配情況。但對相關機理的認識，特別是理論分析方法的建立尚待深入研究。

圖25 優化冷卻結構流量合理分配情況Fig.25 Rational distribution of fuel flow in optimized cooling structure

隨著超燃沖壓發動機向更寬速域、更高馬赫數以及組合動力方向發展，再生冷卻技術應用的對象和工作條件更加復雜，使用的燃料也更加豐富，將面臨新的問題。比如，催化技術可較明顯提升燃料的熱沉，但催化對浸潤面積和流程的需求與冷卻槽道微小尺寸的矛盾突出，為使催化技術獲得實際應用，需要再生冷卻技術向結構、熱環境、燃料裂解特性、催化等深度耦合設計方面進一步發展。

2.3 吸熱型碳氫燃料技術

超燃沖壓發動機結構溫度高、熱流密度大、燃料流速高、流量相對較小，在此惡劣環境下，對燃料的冷卻和燃燒性能都提出了更高的要求，主要包括：①高能（熱值），具有相對更高的質量熱值，對提升發動機推力性能和飛行器加速能力具有直接作用；②高吸熱能力，降低發動機結構溫度，實現高馬赫數工作；③高密度，在有限空間內提供更高的熱值和熱沉，滿足飛行器航程需要；④高熱安定性，提高燃料安全使用溫度，適應飛行器速度的提升。

從目前認識看，在飛行速度Ma=8 以下，超燃沖壓發動機使用吸熱型碳氫燃料［100］是比較適合的。燃料升溫、相變及化學反應均會吸收熱量，提供冷卻所需的物理及化學熱沉。在能量密度較高的前提下，提高燃料熱沉提升發動機熱防護能力，是實現發動機高馬赫數工作的重要途徑。但燃料隨著溫度的升高，會發生氧化反應和裂解反應，產生結焦積碳［101］，限制了其化學熱沉的釋放和安全換熱。提高燃料可用熱沉，一方面要提高燃料的吸熱能力，另一方面則要提高燃料安全使用溫度，抑制燃料高溫結焦。從美國SR-71 超聲速偵察機使用高熱沉燃料JP-7 以來，開展了許多提高燃料熱沉技術的研究，主要包括：一是從燃料化合物本身出發，合成具有高熱安定性的燃料，如JP-900 燃料［102］。二是研制添加劑，如從燃料熱安定性添加劑出發，研究提高燃料的耐熱溫度添加劑，提高燃料的物理熱沉（如JP-8+100，JP-8+225 燃料［103］），研究具有抑制結焦功能添加劑，如供氫劑［104］等，通過提高燃料安全使用溫度來獲得高熱沉；從活化燃料分子出發，加入引發劑，降低初始裂解溫度，增加燃料低溫階段的化學熱沉［105］。三是采用催化方法，包括催化裂解和催化重整：通過采用具有定向裂解功能的催化劑，生成烯烴化合物，提高化學熱沉［106］；采用催化脫氫的方法，使得碳氫燃料生成烯烴和氫氣，化學熱沉能達到2.2 MJ/kg 以上，總熱沉達到4.5 MJ/kg 以上，同時，反應生成的小分子易于燃燒，滿足點火和燃燒的要求［107］；采用醇、二氧化碳、水蒸氣等催化重整，使其與燃料發生轉化反應，理論熱沉可達到6 MJ/kg 以上［108］。

在吸熱型碳氫燃料應用過程中，逐步認識到，實際冷卻結構和換熱過程對燃料表現出的冷卻換熱能力有一定影響。目前對燃料冷卻換熱能力的評估多使用電加熱單管考核［109］，通常定為1 m 長的直管，均勻熱流加熱，但發動機實際熱流環境并不均勻，進氣道和燃燒室熱流密度差異較大，冷卻通道長度也遠超1 m。在某次試驗中，采用不同長度單管對某型吸熱型碳氫燃料進行了熱沉測試，2 次試驗燃油流量均為2.2 g/s，使用?4 mm×1 高溫合金管。結果顯示，3 m 管測得的熱沉比1 m 管高10%～30%，這主要是燃料在3 m 管內停留時間更長，裂解吸熱反應更為充分導致的。在冷卻方案設計中，要考慮上述差異的影響。

提升吸熱型碳氫燃料密度可以提升飛行器燃料裝載量，對提升航程有重要作用，初步評估燃料密度提升10%，航程提升約7%。經典的JP-7 吸熱型碳氫燃料密度為0.78 g/cm3，通過分子合成及組分復配等技術，預計可以獲得密度不低于 0.95 g/cm3、甚至可達到1.0 g/cm3的吸熱型碳氫燃料，密度可提升20%以上。

后續擬根據不同的高超聲速飛行任務特點，發展相應的吸熱型碳氫燃料。比如，針對Ma=6以下的一次使用飛行器，可發展高密度、高熱值、具有一定吸熱能力的燃料；而針對Ma=7～10 的飛行器，可重點發展燃料的催化裂解和催化重整技術；針對Ma=5 量級的可重復使用飛行器，可發展高安定性、低結焦的吸熱型碳氫燃料。

2.4 多元稀土改性熱障涂層技術

熱障涂層在再生冷卻結構中有重要作用，它位于高溫氣流與再生冷卻金屬結構之間，可通過隔熱和反輻射的方式顯著減小高溫氣流與金屬結構之間的熱流，從而降低金屬結構和燃油的溫度。如圖26 所示，厚涂層可使壁面熱流降低50%以上。有研究表明，熱障涂層厚度每提高25.4 μm，能使高溫部件金屬基體表面溫度降低約4～9 ℃［110］。

圖26 熱障涂層對壁面熱流的影響Fig.26 Influence of thermal barrier coatings on wall heat flux

熱障涂層的研究可以追溯到20 世紀50 年代。美國國家航空航天局NASA Lewis 研究中心為了提高航空發動機的推力和燃燒效率，提出了熱障涂層概念［111］。在眾多種類的熱障涂層材料中，陶瓷材料ZrO2憑借優異的隔熱和耐熱性能成為首選［112］，但是純ZrO2的相穩定性差，抗熱振性能不佳。1987 年美國NASA 的Miller［112］發 明了氧化釔部分穩定氧化鋯陶瓷涂層（YSZ）材料，該類材料具有較高的抗彎強度和斷裂韌性，以及優異的抗熱沖擊性能，成為了最為經典的熱障涂層材料。YSZ 熱障涂層應用至今，發現其存在一定缺陷［113-114］——在1 250 ℃以上使用會發生相變和燒結。相變伴隨著體積膨脹，導致涂層內部應力集中而產生裂紋；燒結引起涂層微觀結構以及熱物理和機械性能的變化，例如導致涂層孔隙率下降，熱導率升高，涂層隔熱性能下降。在ZrO2中摻雜2 種或2 種以上的稀土氧化物，使晶格結構處于穩定的立方相狀態，解決了相變和燒結問題，可明顯降低熱導率，提高熱循環壽命［115-118］。稀土改性后的ZrO2熱障涂層的綜合性能較好：①高熔點（>2 000 ℃）；②室溫至使用溫度間沒有相變；③抗燒結；④良好的抗熱沖擊性能；⑤與金屬或合金基體結合強度好；⑥較高的抗熱氧化及熱腐蝕的能力；⑦相對較低的熱導率（<2.5 W/（M·K））；⑧與高溫合金熱膨脹系數匹配（>10×10-6K-1）。對比測試表明，在近似1 500 ℃、0.6 MPa 的火焰中ZrO2厚涂層在300 s 后，絕大部分從高溫合金基體上脫落，而稀土改性ZrO2厚涂層無變化。稀土改性熱障涂層有效保障了再生冷卻結構在合理溫度區間工作，保證了結構強度，對再生冷卻熱防護穩定可靠工作起到關鍵作用。圖27 與圖28 為2 種ZrO2涂層試驗前后形貌。

圖27 傳統ZrO2涂層試驗前后形貌Fig.27 Morphology of traditional ZrO2 coating before and after test

圖28 稀土改性ZrO2涂層試驗前后形貌Fig.28 Morphology of rare earth modified ZrO2 coating before and after test

2.5 超高溫梯度復合隔熱技術

超燃沖壓發動機的結構溫度非常高，比如復合材料尾噴管典型部位結構溫度可達2 000 ℃以上，需要在發動機結構外表面鋪覆隔熱層，阻隔向飛行器結構和設備傳輸熱量。隔熱層外表面溫度要求甚至低于100 ℃，結構厚度要求<100 mm，輕質超高溫梯度復合隔熱技術是發動機熱防護的關鍵。

通常導熱系數低的隔熱材料耐溫性能都比較低，而能夠承受高溫及超高溫的材料導熱系數都比較高，因此由一種材料實現耐超高溫和超低導熱有很大的難度。考慮到發動機隔熱層的高溫端和低溫端的溫度梯度很大，可以使接觸高溫端的一部分隔熱材料能夠經受住超高溫，另一部分材料的耐溫可以適當降低，隔熱結構分成若干層，每層由不同材料組成，不同層具有不同的耐溫性能和導熱系數，在整體上實現既耐高溫又具有低的平均導熱系數的要求，形成梯度復合隔熱方案。圖29 為尾噴管典型部位隔熱層溫度分布。

圖29 尾噴管典型部位隔熱層溫度分布Fig.29 Temperature distribution of nozzle typical site’s heat insulation layers

隔熱層按材料耐溫特性可分為高溫層、中溫層和低溫層。高溫隔熱材料主要包括碳質材料和氧化鋯質材料，其中炭氣凝膠是近幾年的研究熱點之一。由于制備工藝復雜以及抗氧化性能有待改進，炭氣凝膠目前還處于實驗室研究階段，離實際應用尚有距離。采用力學性能較好的碳纖維與耐高溫低熱導率的氧化鋯纖維復合，制備氧化鋯纖維/碳纖維超高溫柔性隔熱材料，具有良好的力學和隔熱性能［119］。中高溫隔熱材料主要包括氧化鋁纖維、莫來石纖維及硅酸鋁纖維類隔熱材料。低溫隔熱材料常用的有氧化硅質和硅酸鈣質材料。其中，氧化硅氣凝膠［120］有著優異的隔熱性能，受到更多的關注和研究。

研究發現隔熱層內部熱傳導、對流換熱和輻射換熱在不同溫度下的傳熱占比不同［121］。如圖30［120］所示，1 000 K 以下，材料內部的傳熱以熱傳導和對流為主，隨著溫度的升高，輻射傳熱占比不斷增大，到達1 500 K 時，輻射傳熱所占比重才與熱傳導所占比重相當。

圖30 隔熱材料中3 種傳熱方式傳熱量占比［120］Fig.30 Proportion of heat transfer by three heat transfer modes in thermal insulation［120］

對于更高溫度下的隔熱設計，主要針對輻射換熱進行抑制，如合理設置輻射屏蔽層、纖維表面處理、分散屏蔽劑等措施。輻射屏蔽是梯度復合隔熱層的典型結構［122］。輻射屏蔽材料的選擇直接影響輻射屏蔽結構隔熱材料的性能，采用低發射率的輻射屏蔽材料可以起到最好的阻擋紅外輻射傳熱的作用。綜合高、中和低溫隔熱材料和輻射屏形成的梯度復合隔熱層達到了較好的隔熱效果，在2 000 s 的時間內，30 mm 厚的隔熱層，可將2 000 ℃的溫度，隔至300 ℃以內。圖31為尾噴管典型區域隔熱后溫度變化趨勢。

圖31 尾噴管典型區域隔熱后溫度變化趨勢Fig.31 Variation trend of temperature after insulation at nozzle typical site’s heat insulation layers

未來，隨著超燃發動機結構尺度的增大、服役時間的延長，發動機隔熱的難度會進一步增加，同時，更加復雜結構形式、密集排布的測控設備和管路以及可重復使用、長時間貯存等新問題會不斷涌現，對未來超燃沖壓發動機的超高溫隔熱研制不斷提出更新、更高的服役要求。

3 地面試驗與數值模擬

3.1 地面試驗技術

發動機地面試驗主要包括進氣道、燃燒室等部件試驗以及發動機整機試驗。受燃燒模擬相似準則約束、進氣道與燃燒室強耦合、推力與比沖性能的獲取以及結構與熱防護考核等需求，開展發動機全尺寸、長時間自由射流試驗至關重要［123］。這也是在流動與燃燒工作過程復雜機理尚未認識清楚，以及發動機高溫和高速等極端條件帶來的巨大不確定性和高風險性情況下，驗證設計方案、認識發動機工作特性和開展技術研究的有效手段。

發動機全尺寸、長時間試驗的自由射流試驗臺需要具備模擬實際飛行馬赫數和飛行高度下總溫、總壓的能力。試驗臺需要突破流量與重型火箭發動機相當的高溫燃燒、超大流量高超聲速流場的建立與高空低壓環境模擬、復雜系統協同控制等系列關鍵技術。通過在加熱器內組織空氣、液氧和燃料三組元燃燒的方式將試驗氣體加熱到特定的高焓狀態，并且嚴格控制模擬流場的溫度、速度和壓力均勻性，實現高溫、高壓、大流量加熱，是開展自由射流試驗的難點和關鍵。大型試驗臺的空氣流量可能達到1 000 kg/s，比擬大型火箭發動機（如RD-180、Merlin1D），加熱功率超過1 000 MW，同時存在惰性氮氣60%以上、點火前溫度-100 ℃以下以及聲學不穩定燃燒等棘手問題。目前，自由射流試驗臺模擬的溫度場非均勻性不大于3%，速度與壓力非均勻性不大于1%。

當前，超燃沖壓發動機的研究多依托壁面壓力和推力等宏觀量的測量，來分析相關現象和規律，針對其內部燃燒流場測量的先進技術在發動機研究中有非常大的發展空間。通過合理的模擬方法，高速PIV（Particle Image Velocimetry）［124-125］能夠實現新型燃燒組織的流場測試，有助于對流動過程和工作機制的理解和創新發展。多路TDLAS（Tunable Diode Laser Absorption Spectroscopy）技術［126-127］為燃燒場的精細分析提供了手段，還可以在自由射流試驗臺流場校準中發揮重要作用。PLIF（Planar Laser Induced Fluorescence）［128-129］能夠給出點火和火焰傳播過程，對超聲速燃燒技術向低馬赫數拓展研究發揮作用。

3.2 數值模擬技術

隨著計算機技術的進步，數值模擬在超燃沖壓發動機研究中的作用越來越重要。超燃沖壓發動機數值模擬包括燃燒與傳熱2 個主要方向。

超聲速燃燒數值模擬是一個極具挑戰性的多物理耦合問題，涉及湍流、液態燃料霧化與蒸發、氣液兩相流、化學反應、湍流燃燒相互作用等問題。高保真超聲速燃燒模擬在揭示其特性和機理方面發揮著重要的作用，如發動機點火、穩焰和模態轉換等過程。目前公開發表的文獻中超過80%的超聲速燃燒模擬均是基于氫燃料，例如HyShot Ⅰ&Ⅱ超聲速燃燒室、弗吉尼亞大學的超聲速燃燒室［130］、密歇根大學的超聲速燃燒室以及德國宇航局DLR 支板燃燒室［131］。

國內的超聲速燃燒模擬研究起步于2000 年前后，在超聲速燃燒的理論、數值模擬、燃燒反應動力學機理建模等方面進行了長期跟蹤，并開展了一系列的超聲速燃燒基礎研究。楊事民和張建良［132］分析了在氫氣超聲速燃燒室中的穩焰和促進混合的作用。牛東圣和候凌云［133］考察了4 種不同的煤油總包反應機理，指出單步反應機理局部反應釋熱量過大過快，容易使燃燒室內出現熱壅塞現象。樊孝峰等［134-135］基于自主開發的26 組元89 步反應煤油簡化反應機理對氣態煤油超燃沖壓發動機燃燒室內的非定常燃燒流場進行了模擬，表明相比于總包反應機理該簡化機理可以更準確地描述燃料燃燒過程中化學能的釋放過程。陳兵等［136］基于β-PDF 和δ-PDF 的火焰面模型對DLR 氫燃料超燃燃燒室和乙烯燃料氣動斜坡超燃燃燒室開展了氣態燃料數值模擬研究，圖32［136］為燃燒室燃燒過程仿真計算與地面試驗結果對比。

圖32 燃燒室燃燒過程仿真計算與地面試驗結果對比［136］Fig.32 Comparison between simulation results and ground test results of combustion process in combustion chamber［136］

針對航空煤油的詳細燃燒反應動力學機理，有關研究通過骨架機理和總包機理相結合的兩步簡化策略，形成了包含24 組分20 方程的簡化燃燒模型，模型預測的點火延遲時間與試驗偏差在30%以內［137］。結合已有地面試驗數據，完成了多工況的仿真計算與精度分析，實現了煤油詳細燃燒反應動力學機理在三維復雜工程模型中的應用，有效提升發動機性能預測精度。后續將針對寬域超燃沖壓發動機仿真需求，開展寬溫域燃燒反應動力學機理的建模及應用研究。

由于超燃沖壓發動機的熱環境比較惡劣，僅依靠燃料的物理吸熱是不夠的，化學熱沉也必須充分利用。超燃沖壓發動機傳熱數值計算涉及結構傳熱、高壓燃料流動、裂解反應動力學機理、邊界層傳熱等過程。對于帶裂解反應的真實流體，物性及裂解過程的準確預測難度相對較大，國內外研究人員也對碳氫燃料的裂解開展了一些研究。Aribike 和Susu［138-139］研究了正庚烷 在660～780 ℃溫度下深度裂解時化學反應動力學及反應機理，并在此基礎上提出了正庚烷的化學反應模型，Herbinet 等［140］對常壓下正十二烷的高溫裂解進行了試驗研究，分析了裂解產物的主要成分，提出了詳細的裂解反應機理模型，國內仲峰泉等［141］對中國3 號航空煤油在超臨界條件下熱裂解進行了試驗研究，他們將裂解產物分為3 組：未反應的煤油、氣體產物、包含液體產物和積炭的殘渣，并提出了一步反應模型，極大簡化了煤油裂解模型，便于應用于實際過程。

針對某碳氫燃料的換熱數值仿真，相關研究采用預先建表法實現高溫物性快速預測，計算數據的精度與直接求解偏差在5%以內，求解效率提升80%。針對流固耦合計算量差異巨大造成的并行計算效率低的問題，不同分區的網格采用不同的并行剖分權重，一定程度提升流體和固體的計算負載均衡，解決了常規換熱方法在發動機三維復雜模型計算效率低、計算周期長的問題。后續將對更高密度的燃料開展試驗及裂解機理建模，以獲取精度更高、適用范圍更廣的機理模型，以支撐發動機快速設計，圖33 為燃油再生冷卻過程仿真計算與試驗結果對比。

圖33 燃油再生冷卻過程仿真計算與試驗結果對比Fig.33 Comparison between simulation results and test results of fuel regeneration cooling process

4 重點研究方向展望

理論上，超燃沖壓發動機可在超聲速至Ma=10 以上高超聲速的寬速域范圍內工作［142］，可以與渦輪或火箭形成組合發動機，滿足未來可重復使用空天運輸飛行器的動力需求［4］。國外研究普遍認為，寬速域、可重復使用和高馬赫數將成為超燃沖壓發動機重點探索方向［143］。

4.1 寬速域工作

超燃沖壓發動機工作速度下限拓寬至Ma=2～3，與渦輪或火箭形成組合發動機結合，滿足高超聲速飛行器對動力的需求，已成為當前的研究熱點。重點研究內容包括：

1）變流道技術。流動與燃燒的匹配規律在低馬赫數呈現強非線性，速度下限拓寬至Ma=2～3，燃燒室尺度與Ma=7 比相差可達3 倍以上，固定幾何流道不能夠滿足低馬赫數大推力和高馬赫數高比沖的性能要求。通過可調進排氣和燃燒室等技術實現流道可變，理論上可滿足不同馬赫數下的工作需求，但其結構與熱防護技術面臨極大挑戰。因此，高效的變流道技術是實現寬速域工作的關鍵。目前初步的技術思路較多，類似AEROJET 公司“TriJet”發動機方案中的火箭引射沖壓旁路技術［144］具有一定的工程可實現性，可進行深入研究。

2）低馬赫數燃燒強化技術。即使在Ma=4以下，發動機燃燒室流速仍然較高（點火前一般為超聲速），氣流總溫低于燃料點火溫度、也低于亞燃沖壓發動機的點火溫度，同時考慮到高馬赫數的總壓損失，火焰穩定器回流區相對小，發動機在低馬赫數下可靠點火和高效燃燒面臨很大困難［145］。一方面，基于支板凹槽組合燃燒機制，進一步發展火焰穩定能力更強的燃燒組織形式，結合徑向分區以及燃料加熱等技術手段，有望實現低馬赫數下燃燒強化。另一方面，等離子體注入和高溫射流等能夠增加反應物的自由基和初始能量的燃燒強化措施已被大量研究［146］，后續可結合點火技術進一步發展，實現點火與燃燒強化有機結合。

3）可調結構熱防護技術。從超燃沖壓發動機工作過程分析，僅調節進氣道或尾噴管對寬速域推力性能的提升有限，燃燒室的調節將受到更多關注。可調結構處于2 000～3 000 K 以上的燃氣環境中，燃燒室徑向熱變形尺寸可到幾厘米；可調結構的運動與飛行工況相關，需要具備多次運行能力，這些均對可調結構熱防護提出了挑戰。主要難點之一是高溫動密封，包括滑動密封、軸轉動密封、鉸鏈密封和角區密封等，甚至存在多種密封形式相互耦合。需要從高溫動密封的結構、材料以及氣動設計等多方面開展深入的研究工作。

4.2 可重復使用

基于當前的發動機技術，進一步實現可重復使用，將推動火箭助推垂直起飛水平降落高超聲速飛行器的出現，也將使高超聲速、寬空域、便捷、低成本的臨近空間“航班化”飛行成為可能，對開辟吸氣式高超聲速技術應用新領域有重要作用。作為可重復使用技術深化發展的基礎，建議開展以下研究：

1）化學催化再生冷卻技術。可重復使用發動機結構面臨以-45～800 ℃高低溫交變載荷以及3 000 s 以上的超高溫、強沖刷、強振動為特征的嚴酷工作環境，造成高溫連接密封、涂層脫落、材料燒蝕等一系列問題。挖掘再生冷卻潛力，以增大結構冷卻面積、控制結構冷卻溫度有利于上述問題的解決。理論上化學催化再生冷卻可將燃料最大熱沉釋放溫度顯著降低，并促進熱沉提升，目前已取得了較好的研究成果［147］，后續還需要在催化劑性能優化提升和應用方面深入開展工作。

2）第三流體冷卻技術。尋求一種不易結焦的流體作為中間介質或冷卻補充是解決復雜超高溫結構燃料冷卻結焦、流動不穩定等問題的重要途徑。一種受到較為重視的技術方案是采用第三流體作為燃料和超高溫結構冷卻的中間介質，同時利用第三流體換熱后膨脹做功發電或驅動燃油增壓，實現熱能的回收利用［148-150］。而采用第三流體作為局部結構燃料冷卻的補充和強化換熱的手段也是一條值得研究的技術路線。

3）陶瓷基復合材料可重復使用技術。SiC纖維增強陶瓷基復合材料在航空發動機渦輪后中心錐等高溫部件上已實現可重復使用［151-153］，但不能直接應用于超燃沖壓發動機，主要原因是SiC 纖維的耐溫水平不滿足使用要求，而現有用C 纖維增強陶瓷基復合材料固有的微裂紋結構限制了其在可重復使用發動機上的應用。突破陶瓷基復合材料可重復使用技術，還需要從新纖維和新基體材料研發、纖維與基體的微觀組織改性、新型抗燒蝕涂層和新型工藝等方面進行創新研究。

4）健康監測與故障檢測技術。超燃沖壓發動機可重復使用過程中經受嚴酷的力、熱交變載荷，面臨高溫連接密封失效、熱障涂層脫落、陶瓷基復合材料力學性能退化等一系列問題，適時監測與評估發動機工作狀態，對其安全使用至關重要。需要積累各組成的可重復使用數據樣本，掌握可重復使用特性規律，形成工作狀態表征以及故障模式判別的可靠方法，為發動機健康監測與故障診斷技術的發展和完善提供良好的支撐。

4.3 高馬赫數探索

Ma=7 以上的更高馬赫數超燃沖壓發動機技術是臨近空間中段海拔30～50 km 高馬赫數吸氣式巡航飛行的技術基礎，也是新型空天運輸系統核心動力，是后續重要的拓展方向之一［154-155］。其高焓、高速和高空的工作條件，使發動機內超高速流動、燃燒及表面現象會更加復雜，發動機熱防護設計閉合難度加劇，需要開展大量的研究工作：

1）高熱值、高燃溫、高熱沉的燃料與應用技術。高超聲速飛行器的阻力以及發動機承受的氣動熱近似與速度的平方成正比，而發動機的推力和冷卻流量近似與速度的一次方成正比，高馬赫數飛行推阻的矛盾、冷卻與熱防護的矛盾將異常突出。發動機性能受限于加熱比（燃燒總溫與來流總溫比，<1 表明燃料不能放熱），從Ma=7到Ma=10，目前液體碳氫燃料的加熱比將由1.6衰減到1.1，難以輸出足夠推力［156］，同時，對燃料熱沉的需求大幅提升［157］，遠高于現有液體碳氫燃料的熱沉水平［158］。而高熱值和高熱沉的氫燃料，低溫液化后的密度也僅是液體碳氫燃料的1/10，要求飛行器有更大的裝填空間和低溫貯存能力，意味著更大的阻力和重量，不適用于大氣層內長時間飛行。高熱值、高燃溫、高熱沉的新型燃料是更高馬赫數超燃沖壓發動機技術突破的基礎，亟需發展。

2）激波誘導超聲速燃燒技術。由Ma=7 到Ma=10，如果燃燒室內速度不提升的話，燃燒產物離解帶來性能的損失將超過30%，為了抑制離解效應帶來的不利影響［159］，更高馬赫數發動機內全部是超聲速流動，激波是流場中的主要氣動特征，經過激波的溫升效應以及激波形成的斜壓流動將成為改變流動形態、增強燃燒性能的主要手段，需要從高超聲速壓縮流動與超聲速燃燒的三維匹配設計出發，創新發展激波誘導超聲速燃燒技術。

3）主被動復合熱防護技術。通常吸熱型燃料的熱值與熱沉的指標難以同時提升，現有某型吸熱型碳氫燃料熱沉提高約5%，熱值降低約1%。要使發動機在更高馬赫數下能夠起到推進作用，可先解決推力性能問題，燃料熱沉的不足可以嘗試通過膜冷卻、發汗冷卻、第三流體冷卻以及主被動復合熱防護等技術解決。主被動復合熱防護［160-161］一方面是將燃料作為復合材料背側的冷卻劑，降低復合材料的耐熱溫度要求，延長復合材料的使用壽命，另一方面選用比金屬材料耐溫高的復合材料作為壁面材料，通過提高壁面材料許用溫度，降低傳向冷卻劑側的熱流水平，進而降低對燃料熱沉的需求，是解決更高馬赫數發動機對燃料熱值和熱沉需求矛盾的一條重要途徑。

5 結束語

超燃沖壓發動機技術涉及到大量基礎和應用科學技術問題，是極為復雜的高新技術。本文不可能全部涵蓋，主要是總結了相關關鍵問題研究過程中的一些認識和體會。就超燃沖壓發動機技術發展而言，目前所取得的成果還是階段性的，面向未來可重復使用空天運輸飛行器的動力需求，寬速域工作、可重復使用和高馬赫數探索將成為研究熱點。