———超燃冲压发动机技术———
刘小勇
’’摘’要’超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于$、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用
背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来，它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前，超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。!%世纪，超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用，必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。
’’主题词’冲压发动机’’超声速燃烧’’超燃冲压发动机’’高超声速飞行器
概述
冲压发动机（()*+,-）属于吸气式喷气发动机类，由进气道、燃烧室和尾喷管构成，没有压气机和涡轮等旋转部件，高速迎面气流经进气道减速增压，直接进入燃烧室与燃料混合燃烧，产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出，从而产生推力。它结构简单，造价低、易维护，超声速飞行时性能好，特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。
当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时，燃烧主要在亚声速气流中进行，这类发动机称为亚燃冲压发动机，目前得到广泛应用；当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时，燃烧在超声速气流中开始进行，这类发动机称为超燃冲压发动机，目前得到了广泛研究。亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于$的飞行器，如超声速导弹和高空侦察机。超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于$的飞行
器，如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。
超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机（./)0*1.0,()*+,-）和双燃烧室冲压发动机。双模态（./)021*3/4-1(()*+,-）冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度，其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧5亚声速燃烧5超声速燃烧状态。对于这种发动机如果其几何固定，通常能够跨6个飞行马赫数工作，目前研究（6）#8（9）的较多的是! 7" &
双模态冲压发动机；双模态冲压发动机如果几何可调，则能够在更宽的马赫数范围内工作，如! 7" ! #%!。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机，采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。
超燃冲压发动机技术是发展高超声速技术的关键。它涉及到
空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉，是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机5飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成，以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器5未来低成本可重复使用大地往返运输系统（空天飞机）对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。
目前，美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。预计美国将在!"%"年前后完成高超声速巡航导弹研制，在!"!" 年前后研制成实用的高超声速飞机，在!"!:年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统（空天飞机）。!" 超燃冲压发动机的应用背景
超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等，预计最先得
本文!""!#"$#%$收到，作者系中国航天科工集团三院&%所高级工程师
・&9・飞航导弹’!""&年第! 期
到应用的将是高超声速巡航导弹。
!" !#高超声速巡航导弹
高超声速巡航导弹具有快速反应能力、相当高的突防概率、具有很强的穿透力。凭借其高速度，在很短时间（不超过!$%&’）内就能够打击近千千米以外的目标。美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能力，尤其是打击机动目标，如导翼。
超燃冲压发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上，这种洲际飞机飞行速度约为!" ) *+, ，航程达数万公里，各大洲之间约(-即可到达，有很大的潜在市场。美、日、俄、法等国曾研究过各种以涡轮为基础的吸气式组合循环（./00）推进系统作为其动力装置，美、日等国至今仍在以国际合作的形式继续进星星座和回收卫星。
!" 超燃冲压发动机的关键技术
与飞行器高度一体化的超燃冲压发动机系统主要由进气道、燃烧室、喷管等关键部件组成。其主要关键技术包括：在飞行马赫数范围内时，长度短、性能高、工作稳定的进气系统；能为推进系统提供最佳性能的燃烧室；能在飞行器整个工作范围内弹发射架、航空母舰等高价值机动目标。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。在满足命中精度要求的条件下，高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标（包括深埋地下目标）等目标的毁伤概率。!" (#高超声速飞机
高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。目前，各国主要依靠卫星和常规侦察机执行侦察任务，这两种侦察手段均有局限性，特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。高超声速飞机具有突防能力强，被拦截概率小，能深入敌纵深进行侦察的特点。
高超声速战斗机配挂防区外攻击武器，以高空、高速进入或退出目标区，或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器，利用武器的高超声速实施突防、攻击，都必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存力和作战效能。当然，高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添飞航导弹#($$1年第(期
行研制。!" 1#空天飞机
空天飞机的特点是：能够象普通飞机一样起飞，以高超声速在大气层中飞行，在1$2%+!$$2%高空的飞行速度可达!(+(*倍声速；能够直接加速进入地球轨道；能安全返回并再入大气层，象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落；能够重复使用。
空天飞机（包括跨大气层飞机）将作为反卫星武器平台、监视和侦察平台、天基系统的支援平台，在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用：迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器（如卫星等）；检查来历不明和可疑的轨道飞行目标；捕捉或摧毁不友好的航天器；当航天器观察到地面或空间出现严重事件时，可用空天飞机迅速查明情况，救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆脱困境。
空天飞机将为未来的航天发射服务。在快速发射和降低航天发射费用方面具有明显的潜力，特别适应未来信息化战争的需要，可以低成本地快速部署小卫
提供有效推力的排气系统；发动机总体性能优化；能提供最大有效能量又能提供充分的冷却能力的燃料和燃料供给系统；适合高超声速飞行的热结构和材料；以及演示验证技术等。("!#发动机3飞行器一体化
在高超声速飞行条件下，由于激波损失、摩擦损失、附面层分离、附面层与激波相互影响等因素，将显著地增加飞行器的阻力。超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力，使飞行器获得较高的升阻比；同时，飞行器外形、发动机在飞行器中的布局，对进入发动机气流的流量大小、流场品质有重要影响，也影响到发动机出口气流的膨胀，从而影响到发动机部件性能和总体性能，影响到发动机的部件结构和总体结构。从发动机研究角度出发，发动机3机体一体化主要研究：发动机在飞行器中的布局，发动机的进气道性能受到飞行器前体的影响（前体预压缩对增大进气道的流量是有利的，但是其产生的附面层、摩擦损失、流场不均匀性等对发动机的性能是不利的），飞行器后体对发动
・14・
机出口气流膨胀的影响（发动机尾喷管与飞行器后体相互匹配，控制气流膨胀不足和过度，增大发动机推力和减小尾部底阻）。!" !#超燃冲压发动机总体技术
超燃冲压发动机总体技术主要是协调与飞行器总体的关系，约束发动机各部件的性能指标，涉及到推进系统总体性能优化选择、总体结构、热管理、部件形式选择与性能要求、发动机控制双模态燃烧。在不同的马赫数条件下，合理配置发动机气流通道，实现发动机不同的工作模态和模态之间平稳地过度，也是超燃冲压发动机总体技术研究的关键。
超燃冲压发动机外部是高超声速气流，气动加热形成了很强的热负荷（对于巡航马赫数$，驻点温度达到了&’%%(），发动机内部是高超声速气流减速后继层与激波的相互影响等也相当敏感，而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾，在实际研究中还将涉及到进气道的冷却问题、实验时的测试方法等，这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。为此，需要优化选择高超声速进气道几何构型，研究三维压缩效应、附面层的发展规律及其吸除技术、附面层与激波的相互作用规律、试验模拟方法等。方案等。
冲压发动机的特点是在设计点具有较高性能，偏离设计点，性能迅速下降，因而工作范围不宽，通常只能够跨! 个马赫数工作。以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器，巡航速度一般大于马赫数$，在从%起动速度到巡航速度的范围内，冲压发动机工作的速度范围越宽，飞行器的总体性能越优，因此理想的工作状态时希望冲压发动机能够在马赫数低于! 时就开始工作，一直使飞行器加速到巡航速度（如马赫数$），但是这给发动机的设计带来了很多困难。因此优化选择发动机的工作过程，在较宽的速度工作范围使发动机具有较高性能成为发动机总体技术首先要解决的问题。
通常在飞行器马赫数小于$时，冲压发动机采用亚声速燃烧燃）比采用超声速燃烧（超燃）具有更高的性能。亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机简单串联或并联组合，都不能够使冲压发动机获得良好性能。这必然要求具有较宽工作范围的超燃冲压发动机既能够实现超声速燃烧，也能够实现亚声速燃烧，即所谓・*%・
续燃烧的高速、高温（对于巡航马赫数$左右工作的发动机，内部气流总温可达) %%%(以上）气流。工作环境热负荷大，必须采用主动冷却。在超燃冲压发动机冷却过程中，冷却剂和燃料合二为一，冷却剂的流量等于燃料流量，一方面要在给定的燃油流量下通过设计合理的冷却结构达到冷却效果。对于煤油燃料来说，另一方面还要求燃油吸热达到合适的温度，以便于产生相变，形成气态燃料，或裂解成甲烷、乙烯、氢等小分子有助于燃料高效燃烧。相对于火箭发动机，超燃冲压发动机的燃料只含还原剂，可用来作冷却剂的量大大减少，而相对的冷却面积反而比火箭大。这些都给超燃冲压发动机的热管理研究带来了更大的困难。!" )#进气道技术
超燃冲压发动机要求高超声速进气道能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力（抗反压能力）等性能，这些性能与进气道的几何构型紧密相关，对附面层、壁面摩擦、附面
!" *#燃烧室技术
超燃冲压发动机燃烧室技术要解决的主要问题是在有限的空间（米级）、时间（毫秒级）内和在高速气流（通常是超声速气流）中，实现燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃烧，将化学能最大限度地转化为热能，有高的热效率和较小的压力损失，而且要能够适应较宽的燃料+空气当量比变化、燃烧室的压力变化、速度变化，以满足飞行器不同空域和不同速度飞行、加速以及巡航等要求。
双模态燃烧是燃烧室技术研究的关键。超燃冲压发动机为了适应飞行器不同马赫数的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃模态。一种办法是在燃烧室几何固定而沿气流方向的面积是变化的条件下，通过控制燃烧位置、燃烧强度（燃烧控制）来实现双模态燃烧。另一种办法是通过调节燃烧室的几何面积，适应燃烧的要求，来实现双模态燃烧。前者问题的关键是要在超声速气流中控制燃烧，由于燃烧与气流物理条件、燃料物理化学条件、燃料喷射、燃料与空气的掺混，燃烧室中涡流、激波、膨胀
飞航导弹#!%%)年第! 期
（亚
波、附面层等众多因素相关，要实现燃烧的主动控制无疑是高难度的。后者的关键是调节燃烧室的几何面积，由于燃烧室的温度能够达到! """#$%"""#，燃烧室几何调节在结构实现上相当困难。
燃烧室技术另一重要问题是燃烧室的冷却及其与燃烧的耦合。由于燃料就是冷却剂，流量有限，而受热面积大、温度较焰传播速度比氢的火焰传播速度要低一个数量级，煤油点火和稳定燃烧困难。因此点火可靠、燃烧稳定是煤油型超燃冲压发动机技术研究的起点。早期使用燃点低的硼烷、烷基金属加助燃催化剂方法，但带来不安全及毒性问题，后来用氢作为附加燃料的方法解决了点火问题，但是这种方法也难以实际应用。受到这一思想的启发，吸热型碳氢燃料技术拟）、缩比发动机的飞行试验、全尺寸发动机的飞行试验等。
数值计算模拟的目的是预估超燃冲压发动机的性能；研究内外流参数对发动机效率、经济性、推重比等的影响；在给定目标下函数（如推力、几何尺寸、重量等）下研究气流通道参数的优化。
数值计算模拟的优点是可以在很宽的范围内计算发动机的各高，这必然导致燃烧室冷却结构的复杂。燃料作为冷却剂在冷却燃烧室壁面后受热，发生物理和化学变化，这将影响燃料喷射的穿透深度、燃料与空气的掺混效果、燃烧火焰传播速度等。!&’(喷管技术
超燃冲压发动机尾喷管技术主要解决的问题是在不同的燃烧室出口条件下使气流能够膨胀到接近外界大气条件。需要研究喷管气动轮廓、具有轴向和法向压力梯度的粘性流场、非平衡化学反应等。由于不同飞行状态，喷管需要的膨胀比变化大（可达) 倍以上），在给定几何尺寸下使出*进口气流冲量差最大，为此需要研究喷管轮廓与机体后体的一体化设计、气体主动分离技术、尾喷管调节技术等。!&)(燃料供给与控制技术
为了使推进系统在宽广的范围内可靠工作，获得满意的性能，必须采用机体*推进一体化的控制技术。高速度、大空域和机动飞行对燃料供给系统提出了更高的要求。!&+(燃料技术
煤油点火滞后时间比氢点火滞后时间长一个数量级以上，火飞航导弹(!""%年第! 期
的研究受到了特别重视。
吸热碳氢燃料作为冷却剂，吸收了发动机部件的热量，同时通过催化、裂解、发生相变形成气态煤油、小分子碳氢燃料（如甲烷、乙烯等）和氢的混合物进入燃烧室。一方面燃料通过相变和裂解能够吸收大量的热量，满足了燃烧室等壁面的冷却要求，另一方面大大改善了液体燃料雾化、掺混性能以及燃烧性能。吸热型碳氢燃料技术主要包括燃料催化裂解、拟制结焦及其在超燃冲压发动机应用等。
!&,(热结构、材料和制造工艺
超燃冲压发动机各部件、各分系统要能够经受高速飞行时的高温、高过载、高强度的考验。各部件、各分系统热环境分析和热负荷计算，利用燃料主动冷却的热结构设计，复杂结构的制造工艺，高温、高过载的轻质、耐热、高强度材料的应用研究等也是非常重要的。
!" 超燃冲压发动机的研究方法
超燃冲压发动机的主要研究方法有：数值计算模拟、缩比模型（发动机或部件）的实验研究、发动机工作过程研究（试验模
种参数，提供总体和部件设计所需的各种气流数据，还可以把原理性试验研究、工作过程研究、飞行试验中获得的数据进行综合、找出规律，还能够模拟发动机与飞行器之间的相互影响。数值计算模拟的缺点是需要使用湍流和物理化学变化的半经验数学模型（目前还不成熟），在真实飞行马赫数、雷诺数以及气体组分条件下无法对运动方程进行精确求解。
缩比模型的实验研究的目的
是揭示和探索超燃冲压发动机及部件的工作原理及规律。优点是可以研究发动机所涉及的气体动力、热力学、燃烧学等现象，如研究发动机内流的粘性、湍流、气体分离等，研究发动机中的燃烧稳定、能量释放、火焰传播等规律。由于无法遵循所有的相似准则、无法使用全同的通道构型和无法保证流动的初始与边界条件，缩比模型的实验研究不能够全面模拟超燃冲压发动机整个通道和部件的工作过程，只能模拟流动和物理化学现象的一些特征，获得不完善的结果。
发动机工作过程研究（地面试验模拟）目的是研究在飞行轨道上部分可能的状态点条件下发动机和部件气流通道在接近真实
・. -・
条件的工作情况。其优点是可以广泛进行各种工作过程的模拟试验。由于仅在有限的飞行马赫数和雷诺数范围（热焓与流速）内，能够在地面试验设备上进行工作过程模拟，而且对模型尺寸也有限制，这导致只能对发动机内气体的物理化学成分、流动的初试与边界条件进行部分模拟，从而使试验结果具有局限性。
进行缩比模型的飞行试验的目的是在沿着近似真实的飞行轨道，研究发动机及其部件气流通道在更接近真实条件下的工作过程。优点是可以在有限的雷诺数和试验时间内使用真实的气体组分沿飞行轨道全面模拟发动机的真实过程。其缺点是发动机通道尺寸小以及测试困难。
全尺寸发动机飞行试验可以研究沿某种飞行轨道上超燃冲压发动机的各种参数，研究发动机与飞行器之间的相互影响。缺点是只能获得有限的工作过程参数数据，而且成本很高、风险很大。
以上的研究方法是相辅相
成、相互促进的。在用数值计算模拟研究时，要用到各种基本数据，可以是实验研究、工作过程研究、缩比飞行试验和全尺寸飞行试验中获得的数据。其它的研究方法可以对实验研究得到的结果进行验证和外推。工作过程研究要用到实验研究和数值模拟的结果，也需要用缩比飞行试验来验证和扩展其研究结果。缩比飞行试验研究要首先利用数值模拟、实验研究、工作过程研究的结果，并对它们进行验证和外推。用全尺寸发动机飞行试验对所获得的结果和形成的方法进行进一步验证、修正和外推是必要的。!" 结束语
超燃冲压发动机技术涉及到大量基础和应用科学问题，是高难度的高新技术。从高超声速技术发展来看，美、法、英等国的高超声速技术还在应用研究的起步阶段，美国超燃冲压发动机飞行试验的工作时间仅为毫秒级，英国的高超声速技术飞行试验计划也才刚刚启动，距离实际应用
确有很大距离。但是，由于高超声速巡航导弹和空天飞机等需求的牵引，越来越多的国家和地区仍在持续进行超燃冲压发动机技术研究。!" 世纪，超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用，必将对军事、航天、国民经济等产生深远影响。
参考文献
"#张家骅等译$空天飞机用超燃冲压
发动机的若干问题$第二部分：超燃冲压发动机研制和试验问题，"%%&年" 月
!#刘晓恩$高超声速推进技术的最新
发展$国际航天动态与研究，!’’!（"(）
)#*+,-.+/$01..-2$34.-5678*29:27;：
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（上接第)) 页）
度、’M5W H’M5的高度飞行。!’’!年S 月在XU*IG对全尺寸燃烧室进行!" Y ! W S$(的试验。试飞器长为(5W &5，不能重复使用。预计在!’’%—!’"!年以!" Y H 、&和T 进行&次空射飞行试验。
在!’’!年初举行的柏林航展上，XU*IG展示了一种冲压发动机推进的隐身导弹JGI3・H ! ・
模型。它将采用整体式火箭冲压发动机，最大速度为!" Y H 。
JGI3的研制工作在&年前就已开始，XU*IG已对这种导弹的发动机技术、进气道和通用航空动力结构进行了多次试验。此项计划需要资金进行进一步的深入研究。
JGI3的弹长为(5W &5，可从阵风一类战斗机上发射，但
飞航导弹#!’’)年第! 期XU*IG也正在研究其作为高速无人侦察机的可能性。作为无人侦察机应用时，JGI3将是陆射的，所以需要一种推力更大的整体式火箭助推器。柏林航展上展示的模型的头锥下部装有合成孔径雷达天线，这有可能意味着用于ZGO 的可行性。
周#军#徐#文
———超燃冲压发动机技术———
刘小勇
’’摘’要’超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于$、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用
背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。半个世纪以来，它的研究受到了美、俄、法等国的重视。目前，超燃冲压发动机技术已经开始进行飞行演示验证。!%世纪，超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用，必定会对未来的军事、政治、经济等产生深远影响。
’’主题词’冲压发动机’’超声速燃烧’’超燃冲压发动机’’高超声速飞行器
概述
冲压发动机（()*+,-）属于吸气式喷气发动机类，由进气道、燃烧室和尾喷管构成，没有压气机和涡轮等旋转部件，高速迎面气流经进气道减速增压，直接进入燃烧室与燃料混合燃烧，产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出，从而产生推力。它结构简单，造价低、易维护，超声速飞行时性能好，特别适宜在大气层或跨大气层中长时间超声速或高超声速动力续航飞行。
当冲压发动机燃烧室入口气流速度为亚声速时，燃烧主要在亚声速气流中进行，这类发动机称为亚燃冲压发动机，目前得到广泛应用；当冲压发动机燃烧室入口气流速度为超声速时，燃烧在超声速气流中开始进行，这类发动机称为超燃冲压发动机，目前得到了广泛研究。亚燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数低于$的飞行器，如超声速导弹和高空侦察机。超燃冲压发动机一般应用于飞行马赫数高于$的飞行
器，如高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。
超燃冲压发动机通常又可分为双模态冲压发动机（./)0*1.0,()*+,-）和双燃烧室冲压发动机。双模态（./)021*3/4-1(()*+,-）冲压发动机是指发动机根据不同的来流速度，其燃烧室分别工作于亚声速燃烧状态、超声速燃烧状态或超声速燃烧5亚声速燃烧5超声速燃烧状态。对于这种发动机如果其几何固定，通常能够跨6个飞行马赫数工作，目前研究（6）#8（9）的较多的是! 7" &
双模态冲压发动机；双模态冲压发动机如果几何可调，则能够在更宽的马赫数范围内工作，如! 7" ! #%!。双燃烧室冲压发动机是指同一发动机同时具有亚燃冲压和超燃冲压双循环的超燃冲压发动机，采用双循环的主要目的是用亚燃冲压发动机点燃超燃冲压发动机来解决煤油燃料的点火和稳定燃烧等问题。
超燃冲压发动机技术是发展高超声速技术的关键。它涉及到
空气动力学、气动热力学、计算流体力学、燃烧学、材料学等多学科的前沿问题及其交叉，是超声速燃烧、吸热型碳氢燃料、热防护、发动机5飞行器机体一体化、地面模拟试验和飞行试验等众多高新技术的集成，以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空间作战飞行器5未来低成本可重复使用大地往返运输系统（空天飞机）对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。
目前，美、俄、法、日、德、英、印度等都正大力发展这方面技术。预计美国将在!"%"年前后完成高超声速巡航导弹研制，在!"!" 年前后研制成实用的高超声速飞机，在!"!:年前后研制成功未来低成本可重复使用大地往返运输系统（空天飞机）。!" 超燃冲压发动机的应用背景
超燃冲压发动机的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机等，预计最先得
本文!""!#"$#%$收到，作者系中国航天科工集团三院&%所高级工程师
・&9・飞航导弹’!""&年第! 期
到应用的将是高超声速巡航导弹。
!" !#高超声速巡航导弹
高超声速巡航导弹具有快速反应能力、相当高的突防概率、具有很强的穿透力。凭借其高速度，在很短时间（不超过!$%&’）内就能够打击近千千米以外的目标。美国发展巡航导弹的重要目标就是增强快速反应与打击能力，尤其是打击机动目标，如导翼。
超燃冲压发动机技术进一步发展还可能用在洲际飞机上，这种洲际飞机飞行速度约为!" ) *+, ，航程达数万公里，各大洲之间约(-即可到达，有很大的潜在市场。美、日、俄、法等国曾研究过各种以涡轮为基础的吸气式组合循环（./00）推进系统作为其动力装置，美、日等国至今仍在以国际合作的形式继续进星星座和回收卫星。
!" 超燃冲压发动机的关键技术
与飞行器高度一体化的超燃冲压发动机系统主要由进气道、燃烧室、喷管等关键部件组成。其主要关键技术包括：在飞行马赫数范围内时，长度短、性能高、工作稳定的进气系统；能为推进系统提供最佳性能的燃烧室；能在飞行器整个工作范围内弹发射架、航空母舰等高价值机动目标。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。在满足命中精度要求的条件下，高超声速巡航导弹的巨大动能能有效地提高对加固目标（包括深埋地下目标）等目标的毁伤概率。!" (#高超声速飞机
高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显的军事价值。高超声速飞机实施实时侦察有独特的优越性。目前，各国主要依靠卫星和常规侦察机执行侦察任务，这两种侦察手段均有局限性，特别是在对一些重大突发事件的实时侦察方面存在明显不足。高超声速飞机具有突防能力强，被拦截概率小，能深入敌纵深进行侦察的特点。
高超声速战斗机配挂防区外攻击武器，以高空、高速进入或退出目标区，或战斗机配挂高超声速防区外攻击武器，利用武器的高超声速实施突防、攻击，都必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存力和作战效能。当然，高超声速战斗机配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添飞航导弹#($$1年第(期
行研制。!" 1#空天飞机
空天飞机的特点是：能够象普通飞机一样起飞，以高超声速在大气层中飞行，在1$2%+!$$2%高空的飞行速度可达!(+(*倍声速；能够直接加速进入地球轨道；能安全返回并再入大气层，象普通飞机一样在大气层中滑翔并降落；能够重复使用。
空天飞机（包括跨大气层飞机）将作为反卫星武器平台、监视和侦察平台、天基系统的支援平台，在未来的空间控制和空间战中将发挥重要作用：迅速回收或更换与国家安全密切相关的失效或失误的航天器（如卫星等）；检查来历不明和可疑的轨道飞行目标；捕捉或摧毁不友好的航天器；当航天器观察到地面或空间出现严重事件时，可用空天飞机迅速查明情况，救援处于困境或生病的宇航员或使他们摆脱困境。
空天飞机将为未来的航天发射服务。在快速发射和降低航天发射费用方面具有明显的潜力，特别适应未来信息化战争的需要，可以低成本地快速部署小卫
提供有效推力的排气系统；发动机总体性能优化；能提供最大有效能量又能提供充分的冷却能力的燃料和燃料供给系统；适合高超声速飞行的热结构和材料；以及演示验证技术等。("!#发动机3飞行器一体化
在高超声速飞行条件下，由于激波损失、摩擦损失、附面层分离、附面层与激波相互影响等因素，将显著地增加飞行器的阻力。超燃冲压发动机在高超声速飞行器中的合理布局可以明显地减小飞行器的阻力，使飞行器获得较高的升阻比；同时，飞行器外形、发动机在飞行器中的布局，对进入发动机气流的流量大小、流场品质有重要影响，也影响到发动机出口气流的膨胀，从而影响到发动机部件性能和总体性能，影响到发动机的部件结构和总体结构。从发动机研究角度出发，发动机3机体一体化主要研究：发动机在飞行器中的布局，发动机的进气道性能受到飞行器前体的影响（前体预压缩对增大进气道的流量是有利的，但是其产生的附面层、摩擦损失、流场不均匀性等对发动机的性能是不利的），飞行器后体对发动
・14・
机出口气流膨胀的影响（发动机尾喷管与飞行器后体相互匹配，控制气流膨胀不足和过度，增大发动机推力和减小尾部底阻）。!" !#超燃冲压发动机总体技术
超燃冲压发动机总体技术主要是协调与飞行器总体的关系，约束发动机各部件的性能指标，涉及到推进系统总体性能优化选择、总体结构、热管理、部件形式选择与性能要求、发动机控制双模态燃烧。在不同的马赫数条件下，合理配置发动机气流通道，实现发动机不同的工作模态和模态之间平稳地过度，也是超燃冲压发动机总体技术研究的关键。
超燃冲压发动机外部是高超声速气流，气动加热形成了很强的热负荷（对于巡航马赫数$，驻点温度达到了&’%%(），发动机内部是高超声速气流减速后继层与激波的相互影响等也相当敏感，而且各性能指标之间相互耦合、相互矛盾，在实际研究中还将涉及到进气道的冷却问题、实验时的测试方法等，这些都影响了高超声速进气道技术研究的复杂性。为此，需要优化选择高超声速进气道几何构型，研究三维压缩效应、附面层的发展规律及其吸除技术、附面层与激波的相互作用规律、试验模拟方法等。方案等。
冲压发动机的特点是在设计点具有较高性能，偏离设计点，性能迅速下降，因而工作范围不宽，通常只能够跨! 个马赫数工作。以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器，巡航速度一般大于马赫数$，在从%起动速度到巡航速度的范围内，冲压发动机工作的速度范围越宽，飞行器的总体性能越优，因此理想的工作状态时希望冲压发动机能够在马赫数低于! 时就开始工作，一直使飞行器加速到巡航速度（如马赫数$），但是这给发动机的设计带来了很多困难。因此优化选择发动机的工作过程，在较宽的速度工作范围使发动机具有较高性能成为发动机总体技术首先要解决的问题。
通常在飞行器马赫数小于$时，冲压发动机采用亚声速燃烧燃）比采用超声速燃烧（超燃）具有更高的性能。亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机简单串联或并联组合，都不能够使冲压发动机获得良好性能。这必然要求具有较宽工作范围的超燃冲压发动机既能够实现超声速燃烧，也能够实现亚声速燃烧，即所谓・*%・
续燃烧的高速、高温（对于巡航马赫数$左右工作的发动机，内部气流总温可达) %%%(以上）气流。工作环境热负荷大，必须采用主动冷却。在超燃冲压发动机冷却过程中，冷却剂和燃料合二为一，冷却剂的流量等于燃料流量，一方面要在给定的燃油流量下通过设计合理的冷却结构达到冷却效果。对于煤油燃料来说，另一方面还要求燃油吸热达到合适的温度，以便于产生相变，形成气态燃料，或裂解成甲烷、乙烯、氢等小分子有助于燃料高效燃烧。相对于火箭发动机，超燃冲压发动机的燃料只含还原剂，可用来作冷却剂的量大大减少，而相对的冷却面积反而比火箭大。这些都给超燃冲压发动机的热管理研究带来了更大的困难。!" )#进气道技术
超燃冲压发动机要求高超声速进气道能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力（抗反压能力）等性能，这些性能与进气道的几何构型紧密相关，对附面层、壁面摩擦、附面
!" *#燃烧室技术
超燃冲压发动机燃烧室技术要解决的主要问题是在有限的空间（米级）、时间（毫秒级）内和在高速气流（通常是超声速气流）中，实现燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混、点火、稳定燃烧，将化学能最大限度地转化为热能，有高的热效率和较小的压力损失，而且要能够适应较宽的燃料+空气当量比变化、燃烧室的压力变化、速度变化，以满足飞行器不同空域和不同速度飞行、加速以及巡航等要求。
双模态燃烧是燃烧室技术研究的关键。超燃冲压发动机为了适应飞行器不同马赫数的工作要求，需要在同一燃烧室中实现亚燃和超燃模态。一种办法是在燃烧室几何固定而沿气流方向的面积是变化的条件下，通过控制燃烧位置、燃烧强度（燃烧控制）来实现双模态燃烧。另一种办法是通过调节燃烧室的几何面积，适应燃烧的要求，来实现双模态燃烧。前者问题的关键是要在超声速气流中控制燃烧，由于燃烧与气流物理条件、燃料物理化学条件、燃料喷射、燃料与空气的掺混，燃烧室中涡流、激波、膨胀
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波、附面层等众多因素相关，要实现燃烧的主动控制无疑是高难度的。后者的关键是调节燃烧室的几何面积，由于燃烧室的温度能够达到! """#$%"""#，燃烧室几何调节在结构实现上相当困难。
燃烧室技术另一重要问题是燃烧室的冷却及其与燃烧的耦合。由于燃料就是冷却剂，流量有限，而受热面积大、温度较焰传播速度比氢的火焰传播速度要低一个数量级，煤油点火和稳定燃烧困难。因此点火可靠、燃烧稳定是煤油型超燃冲压发动机技术研究的起点。早期使用燃点低的硼烷、烷基金属加助燃催化剂方法，但带来不安全及毒性问题，后来用氢作为附加燃料的方法解决了点火问题，但是这种方法也难以实际应用。受到这一思想的启发，吸热型碳氢燃料技术拟）、缩比发动机的飞行试验、全尺寸发动机的飞行试验等。
数值计算模拟的目的是预估超燃冲压发动机的性能；研究内外流参数对发动机效率、经济性、推重比等的影响；在给定目标下函数（如推力、几何尺寸、重量等）下研究气流通道参数的优化。
数值计算模拟的优点是可以在很宽的范围内计算发动机的各高，这必然导致燃烧室冷却结构的复杂。燃料作为冷却剂在冷却燃烧室壁面后受热，发生物理和化学变化，这将影响燃料喷射的穿透深度、燃料与空气的掺混效果、燃烧火焰传播速度等。!&’(喷管技术
超燃冲压发动机尾喷管技术主要解决的问题是在不同的燃烧室出口条件下使气流能够膨胀到接近外界大气条件。需要研究喷管气动轮廓、具有轴向和法向压力梯度的粘性流场、非平衡化学反应等。由于不同飞行状态，喷管需要的膨胀比变化大（可达) 倍以上），在给定几何尺寸下使出*进口气流冲量差最大，为此需要研究喷管轮廓与机体后体的一体化设计、气体主动分离技术、尾喷管调节技术等。!&)(燃料供给与控制技术
为了使推进系统在宽广的范围内可靠工作，获得满意的性能，必须采用机体*推进一体化的控制技术。高速度、大空域和机动飞行对燃料供给系统提出了更高的要求。!&+(燃料技术
煤油点火滞后时间比氢点火滞后时间长一个数量级以上，火飞航导弹(!""%年第! 期
的研究受到了特别重视。
吸热碳氢燃料作为冷却剂，吸收了发动机部件的热量，同时通过催化、裂解、发生相变形成气态煤油、小分子碳氢燃料（如甲烷、乙烯等）和氢的混合物进入燃烧室。一方面燃料通过相变和裂解能够吸收大量的热量，满足了燃烧室等壁面的冷却要求，另一方面大大改善了液体燃料雾化、掺混性能以及燃烧性能。吸热型碳氢燃料技术主要包括燃料催化裂解、拟制结焦及其在超燃冲压发动机应用等。
!&,(热结构、材料和制造工艺
超燃冲压发动机各部件、各分系统要能够经受高速飞行时的高温、高过载、高强度的考验。各部件、各分系统热环境分析和热负荷计算，利用燃料主动冷却的热结构设计，复杂结构的制造工艺，高温、高过载的轻质、耐热、高强度材料的应用研究等也是非常重要的。
!" 超燃冲压发动机的研究方法
超燃冲压发动机的主要研究方法有：数值计算模拟、缩比模型（发动机或部件）的实验研究、发动机工作过程研究（试验模
种参数，提供总体和部件设计所需的各种气流数据，还可以把原理性试验研究、工作过程研究、飞行试验中获得的数据进行综合、找出规律，还能够模拟发动机与飞行器之间的相互影响。数值计算模拟的缺点是需要使用湍流和物理化学变化的半经验数学模型（目前还不成熟），在真实飞行马赫数、雷诺数以及气体组分条件下无法对运动方程进行精确求解。
缩比模型的实验研究的目的
是揭示和探索超燃冲压发动机及部件的工作原理及规律。优点是可以研究发动机所涉及的气体动力、热力学、燃烧学等现象，如研究发动机内流的粘性、湍流、气体分离等，研究发动机中的燃烧稳定、能量释放、火焰传播等规律。由于无法遵循所有的相似准则、无法使用全同的通道构型和无法保证流动的初始与边界条件，缩比模型的实验研究不能够全面模拟超燃冲压发动机整个通道和部件的工作过程，只能模拟流动和物理化学现象的一些特征，获得不完善的结果。
发动机工作过程研究（地面试验模拟）目的是研究在飞行轨道上部分可能的状态点条件下发动机和部件气流通道在接近真实
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条件的工作情况。其优点是可以广泛进行各种工作过程的模拟试验。由于仅在有限的飞行马赫数和雷诺数范围（热焓与流速）内，能够在地面试验设备上进行工作过程模拟，而且对模型尺寸也有限制，这导致只能对发动机内气体的物理化学成分、流动的初试与边界条件进行部分模拟，从而使试验结果具有局限性。
进行缩比模型的飞行试验的目的是在沿着近似真实的飞行轨道，研究发动机及其部件气流通道在更接近真实条件下的工作过程。优点是可以在有限的雷诺数和试验时间内使用真实的气体组分沿飞行轨道全面模拟发动机的真实过程。其缺点是发动机通道尺寸小以及测试困难。
全尺寸发动机飞行试验可以研究沿某种飞行轨道上超燃冲压发动机的各种参数，研究发动机与飞行器之间的相互影响。缺点是只能获得有限的工作过程参数数据，而且成本很高、风险很大。
以上的研究方法是相辅相
成、相互促进的。在用数值计算模拟研究时，要用到各种基本数据，可以是实验研究、工作过程研究、缩比飞行试验和全尺寸飞行试验中获得的数据。其它的研究方法可以对实验研究得到的结果进行验证和外推。工作过程研究要用到实验研究和数值模拟的结果，也需要用缩比飞行试验来验证和扩展其研究结果。缩比飞行试验研究要首先利用数值模拟、实验研究、工作过程研究的结果，并对它们进行验证和外推。用全尺寸发动机飞行试验对所获得的结果和形成的方法进行进一步验证、修正和外推是必要的。!" 结束语
超燃冲压发动机技术涉及到大量基础和应用科学问题，是高难度的高新技术。从高超声速技术发展来看，美、法、英等国的高超声速技术还在应用研究的起步阶段，美国超燃冲压发动机飞行试验的工作时间仅为毫秒级，英国的高超声速技术飞行试验计划也才刚刚启动，距离实际应用
确有很大距离。但是，由于高超声速巡航导弹和空天飞机等需求的牵引，越来越多的国家和地区仍在持续进行超燃冲压发动机技术研究。!" 世纪，超燃冲压发动机技术必将得到较快发展和实际应用，必将对军事、航天、国民经济等产生深远影响。
参考文献
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度、’M5W H’M5的高度飞行。!’’!年S 月在XU*IG对全尺寸燃烧室进行!" Y ! W S$(的试验。试飞器长为(5W &5，不能重复使用。预计在!’’%—!’"!年以!" Y H 、&和T 进行&次空射飞行试验。
在!’’!年初举行的柏林航展上，XU*IG展示了一种冲压发动机推进的隐身导弹JGI3・H ! ・
模型。它将采用整体式火箭冲压发动机，最大速度为!" Y H 。
JGI3的研制工作在&年前就已开始，XU*IG已对这种导弹的发动机技术、进气道和通用航空动力结构进行了多次试验。此项计划需要资金进行进一步的深入研究。
JGI3的弹长为(5W &5，可从阵风一类战斗机上发射，但
飞航导弹#!’’)年第! 期XU*IG也正在研究其作为高速无人侦察机的可能性。作为无人侦察机应用时，JGI3将是陆射的，所以需要一种推力更大的整体式火箭助推器。柏林航展上展示的模型的头锥下部装有合成孔径雷达天线，这有可能意味着用于ZGO 的可行性。
周#军#徐#文