浅谈超燃冲压发动机外形发展与优化设计

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　　摘 要：本文主要介绍了高超声速飞行器中超燃冲压发动机的发展现状，发动机一体化设计及其外形发展的几种主要模型，不同模型之间优缺点对比，最后对外形发展趋势进行了展望。
　　关键词：高超声速飞行器;超燃冲压发动机;外形发展;外形对比
　　中图分类号：V235 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）10-0042-02
　　0 引言
　　随着时代的发展，科技和军事的发展是各国必不可少的，而临近空间技术是各国科技、军事发展的新领域。而高超声速飞行器是临近空间技术领域的重要发展方向，它具有速度极快、突破军事防御的能力强等较鲜明特点，高超声速飞行器已经成为当今世界各军事强国关注的热点领域，受到美欧等发达国家的青睐。经过几十年的持续投入研究，世界各军事强国在燃料技术、结构材料、推进技术、飞行控制技术、结构一体化设计等方面不断取得新的科技突破。从二十世纪五六十年代的概念与原理的探索到近些年技术的成功开发与无数次的验证，高超声速武器已经逐渐进入到大众的视野，在不久的将来必将会进行到实用阶段。而超燃冲压发动机是实现高超声速飞行的关键因素之一，是世界各军事强国研究的热点和战略制高点。
　　1 超燃冲压发动机简介
　　高超声速燃烧冲压式发动机，简称为超燃冲压发动机，它与其他常规发动机的不同点在于不需要携带非常重的氧化剂，直接从在飞行中从大气获取氧气，节省了飞行器的负载重量，这就意味着在消耗相同质量推进剂的情况下，最多能够产生相当于普通火箭四倍的推力。超燃冲压发动机已经从验证原理、提取关键技术进入到进行地面与飞行试验的快速发展阶段。而未来超燃冲压发动机的研究热点主要有四个方向，它们分别是：发动机整体设计、变几何结构设计、新型热防护材料和发动机控制技术。其中发动机的整体设计作为基础，是我们这篇文章关心的重点。
　　2 超燃冲压发动机外形设计
　　发动机的整体设计是超燃冲压发动机的主要研究方向与关键技术之一，它包括发动机与机身一体化，进气道、燃烧室、隔离段和尾喷管之间的耦合设计。对于超燃冲压发动机来讲，只有进行综合设计才能实现其性能最佳。高超声速飞行器各子系统之间的相互作用影响也是非常大的，所以我们在设计过程中一定要采用一体化技术。而机体与发动机的一体化设计是重中之重。
　　高超声速飞行器机体与发动机的一体化设计的基本思路是：在高升阻比机体下腹部装上超燃冲压发动机，前体下壁面处作为进气道的外压缩段，后体下壁面处作为尾喷管的外膨胀段[1]。
　　机体与发动机一体化设计主要有四大优势。第一，可对气体来流进行预压缩，提高进气道的进气能力。第二，减少发动机的迎风面积，从而减小飞行时的空气阻力，进一步降低携带助推燃料的重量。第三，飞行器的湿面积减小，可以进一步降低冷却剂的使用量。最后，便于模块化设计，飞行器可以根据自身的推力需要选装合适的发动机，这大大增强了发动机对不用类型飞行器的适应性。
　　3 主流外形设计模型
　　随着超燃冲压发动机性能的不断提升与机体、推进一体化技术的不断优化，发展可以实现空天往返的飞行器、设计新型机体模型已经成为当前研究的重点方向，而新型机体外形设计主要包括以下几种：
　　3.1 乘波体
　　人们所说的乘波体是指一种外形是流线形，它的所有的前缘都具有附体激波的高超声速飞行器的外形结构[2]。乘波体的概念最早是在1959年由诺威勒提出的，乘波体上升的主要原理是：不需要机翼提供升力，而是通过压缩升力和激波升力上升的。乘波体因为不仅在高超声速条件下具有较高的升阻比，还对高超声速飞行器机体与其推进系统的一体化设计有促进作用，所以成為当代世界先进的高超声速飞行器的最优先选择的对象。
　　二十一世纪以前，世界上的大多数研究者都在不断地提出与验证理论，对理论进行优化，不断的设计模型，二十一世纪之后，研究者则把大部分精力放到高超声速乘波体飞行器机体、发动机一体化设计的关键技术上来。在最近出现的各类新型优化的高超声速进气道的设计理念及新型乘波体等机体布局设计方法的牵引下，涌现出了几种典型高超声速一体化的设计方法。
　　尤延铖[3]等对高超声速三维内收缩（转折）进气道和乘波前体的一体化设计技术研究进行了较为细致地评述，提出了新型“双乘波”一体化设计技术——一种将三元内转折进气道和乘波前体结合的技术。向先宏[4]等按照机体外压缩波系和推进系统外压缩波系之间的相互干涉关系对高超声速一体化设计方法进行了初步的对比分类和论述，提出了“无/弱干涉”新型一体化布局设计方法。
　　宽速域乘波飞行器气动布局设计是新型乘波体从初步应用到具体实施的一次成功尝试。对于高超声速飞行器来说，即使大部分任务时间都是在预设的状态下飞行，但起飞与降落等都难以精准的处于设计状态下飞行这一重要问题还有待解决。而且，起飞与降落时飞行器的速度、高度和攻角变化范围都很大。“乘波体”飞行器在未来仍需研究、改进、优化。
　　3.2 双向飞翼
　　当代研究空天往返飞行器的关键是解决飞行器宽速域气动特性需求问题。“双向飞翼”概念可能是现如今解决飞行器宽速域气动特性需求矛盾的最有效途径之一，“双向飞翼”概念最早是由美国迈阿密大学查葛城教授提出的。它的外形从平面上看近似为一个菱形。它的飞行原理是：当飞行器处于亚声速状态下时，通过大翼展比姿态飞行，来保证其有足够的升力来上升到一定高度;当飞行器处于超声速状态下时，飞行器用相对较小翼展比姿态飞行，目的是来降低它自身的激波阻力。而高、低速的飞行模态的切换是通过飞行器90°来实现的。
　　3.3 再入机动飞行器
　　再入机动飞行器是指飞行器利用自身的空气动力形成法向和侧向的机动过载，让自身偏离原飞行的惯性轨道的飞行器。和大部分的惯性飞行器相比较，再入机动飞行器面对着许多关于气动外形设计的技术问题，像飞行马赫数变化范围大、舵与机体的相互干扰以及主激波与舵面激波的相互干扰等。再入机动飞行器在设计思路上更新了设计技术，比如机动性与自身稳定性相匹配设计技术、临界的稳定设计技术、空气舵气动的载荷技术等。
　　4 不同外形优缺点对比
　　当今时代，高超声速飞行器、高超声速巡航导弹以及相比与以前更加便捷高效的天地往返运载方式等临近空间技术的发展需求日益迫切，这也让全球的高超声速飞行器的外形设计研究也到达了一个新的高峰。这其中的重点便是乘波体设计、双向飞翼及再入机动飞行器的研究。相比于其他两个，乘波体虽然设计方法很多，设计空间很大，但实用性还有待提高，且存在容积率不高、非设计状态下气动性能不好和纵向稳定性难以保证等问题。而双向飞翼改善了飞行器的横航向稳定性、可能解决宽速域高升阻比设计矛盾、降低了空天飞行器对组合动力技术的依赖性。但是，双向飞翼在实现空间装载与自身的飞行模态转换等方面的研究相对较少。对于再入机动飞行器来说，优点明显，比如具有较高的升阻比和较大的升力、静稳定裕度小、舵面的控制效率较高、内部有较大的装填空间以及下落的速度可调等。与此同时，再入机动飞行器也有双锥体前后半锥角和三角舵的半展长影响其机动性能。同时相比于助推高超声速飞行器，高超声速飞行器重复回收利用会更加容易，而助推高超声速飞行器则更浪费资源。
　　5 结语
　　临近空间技术是未来军事战争的一大战略制高点，而外形一体化设计又是高超声速飞行器超燃冲压发动机的关键核心领域，但是与此同时世界在研究超燃冲压发动机的外形、一体化设计方面仍任重道远。在未来，世界各发达国家会积极推进总体方案的论证及实验以及前期的技术储备，都会加速推进自身高超声速飞行器的实用化进程、加紧高超声速试验能力建设以及稳步推进基础科研的发展。
　　参考文献
　　[1] 徐松华.高超声速飞行器机体/发动机一体化设计研究[D].西北工业大学，2006.
　　[2] 尤延铖，梁德旺，郭荣伟，等.高超声速三维内收缩式进气道/乘波前体一体化设计评述[J].力学进展，2009，39（5）：513-525.
　　[3] 向先宏，钱战森，高超声速飞行器机体/推进气动布局一体化设计技术研究现状[J]航空科学技术，2015，26（10）：44-52.
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