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烈火雄心耀空天 高超声速飞行器是指飞行速度大于5马赫的飞行器，是航空技术与航天技术的有机融合，被喻为继螺旋桨、喷气推进飞行器之后“世界航空史上的第三次革命”。国外高超声速飞行器技术研发已有50多年的历史，但迄今还没有发展出实用型号，而高超声速推进系统技术就是实用化的最大障碍。 需求拉动技术 新型吸气式高超声速飞行器要能够实现在普通机场以水平方式起飞，在大气层外高超声速飞行，并通过低地球轨道返回大气层，最后水平降落。期间要具备在高度100千米以下的大气层中持续高超声速飞行，执行侦察、运输和打击任务，而且在不需要航天发射场的情况下，直接进入低地球轨道，完成航空航天任务，并可返回重复使用。由此可见，高超声速、常规起降和可重复使用成为三大要点，也就是高超声速飞行器对动力系统提出的核心要求。 目前人类装备的火箭发动机已经能够实现高超声速飞行，常规运载火箭和弹道导弹都可以达到数马赫乃至数十马赫的最大速度。但常规火箭发动机体积巨大，必须采用航天发射场发射，不能重复使用。而高超声速飞行器需要在地面零高度零速度加速，依靠自身升力而不是推力起飞，并在10千米至100千米高度间高超声速飞行。需要注意的是，飞行在30千米高度以下时，即传统飞机空域，含氧量较高，大气密度较大，而30千米以上高度目前基本只有航天器才能飞行，大气稀薄，氧气含量少。这就要求高超声速动力系统能够兼容两种截然不同的飞行环境。 既然高超声速飞行器活动空域和速度范围是传统航空器和航天器的交叠部分，那么组合采用航空发动机和航天发动机的动力方案就自然而然成为高超声速飞行器的首选。 航空涡轮发动机的燃烧效率好，可以有效利用空气中的氧气，零速度起飞且加速性好，但不能在30千米以上高度飞行，高速性差，基本不能在超过2.5马赫的条件下工作，因此只可作为高超声速发动机的助推动力，在达到一定速度和高度时关闭，从而将工作转交给其他动力系统，这就是涡轮基高超声速组合动力，目前正在研制的主要有涡轮基冲压发动机和涡轮基震爆发动机。 火箭发动机的优点是在任何高度和任何速度下都能产生较大推力，适合高超声速飞行，但重量大，结构复杂，无法利用空气中的氧气，故需要携带大量氧化剂。不过可以考虑与其他发动机组合，以实现比传统运载火箭更有效率的飞行，这就是火箭基高超声速组合动力系统，目前正在研制的主要有火箭基冲压发动机和液化空气循环发动机。 涡轮基冲压发动机 涡轮基冲压发动机就是将航空涡轮发动机和亚燃超燃冲压发动机进行组合。航空涡轮发动机和冲压发动机都需要大气中的氧气助燃，而高度一旦超过30千米就很难实现完全燃烧，所以涡轮基冲压发动机一般用于30千米以下高度的高超声速飞行。其中航空涡轮发动机可以零速度启动而高速性能较差，冲压发动机不能零速启动而高速性能好，涡轮基冲压发动机实现了两者的优点组合，代价是设计较复杂。目前，美国、日本、印度等国都在发展涡轮基冲压发动机技术，预计2025年至2030年实际应用。 涡轮基冲压发动机的工作原理是：在起飞和低速阶段，发动机以涡轮涡扇喷气方式工作；当飞行器速度达到冲压发动机工作速度后，冲压发动机开始工作，随着速度的增加，涡轮发动机“移交”推力；当速度达到冲压发动机的典型工作速度时，涡轮发动机关闭，冲压发动机将飞行器加速实现高超声速持续巡航，减速时工作程序相反。 冲压发动机可分为亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，亚燃冲压发动机必须将进气流速降低到音速以下才能实现稳定燃烧，而超燃冲压发动机则可以在燃烧室进气流速超过音速情况下稳定工作，但启动速度需达到5马赫以上。能够在亚燃和超燃工作状态之间转换的冲压发动机就称作双模冲压发动机。如果高超声速飞行器采用涡轮基超燃冲压发动机，在涡轮发动机关闭之后(一般在3马赫左右)，双模冲压发动机本身也需要进行一次工作状态的转换，在亚燃工作状态下将飞行器推进至6马赫，然后转入超燃工作状态，实现更高的飞行速度。 涡轮基冲压发动机有并联和串联两种组合方式。并联方式一般可以使涡轮发动机与冲压发动机分别拥有进气道，可以针对不同的工作模态，分别设计进气道方案，为两种不同发动机提供各自所需的最佳进气流场。然而，由于流道共用较少，飞行器的迎风面积必将增大，导致阻力增大，结构重量增加，因而降低发动机结构重量，提高飞行器容积利用率是其主要困难。如果采用串联方案，一般涡轮发动机串联在冲压发动机之前，在高速状态下，气流绕过涡轮发动机，进入冲压发动机，这样结构比较紧凑，甚至可以将涡轮发动机的加力燃烧室直接改进为冲压发动机。但涡轮发动机与冲压发动机对于进气速度、压力和流场的要求不同，如何设计和调节进气道的参数，实现两类发动机的高效工作是其技术难点。 涡轮基爆震发动机 爆震是一种激波与燃烧波相互耦合并以超声速传播的燃烧形式，可以产生极高的温度和压力，因而其具有能量释放速率快、热力循环效率高等优点。根据爆震燃烧组织形式的不同，可分为脉冲爆震发动机、连续爆震发动机等类型。 脉冲爆震发动机的结构比较简单，其主要构件只有一个爆震管和一个推力喷管，其工作循环分为充气、爆震和排气3个过程：首先，打开进气阀门给爆震管充入可燃混合气体；然后，当可燃混合气体充入到一定程度时，关闭进气阀门并触发爆震管封闭端的点火装置，迅速形成稳定爆震向喷管传播；最后，打开喷管，爆震波向外界大气喷出，产生推力。每经历一次这样的工作循环，发动机就产生一次推力脉冲，脉冲爆震发动机中的“脉冲”即由此而来。 涡轮基脉冲爆震发动机同样是结合涡轮发动机在中低速的效率优势和脉冲爆震发动机在高速的效率优势，一般采用串列方式，将脉冲爆震发动机设置于涡扇发动机的外涵道。不过这样的方案由于前面有涡扇发动机的风扇阻挡，高速性能会受到影响，所以强调高速性能的组合方案一般是在涡轮发动机外面再设置一条环形流道，用于脉冲爆震燃烧。 连续爆震发动机采用螺旋爆震燃烧方式，爆震波传播方向与气流进入方向垂直，通过横向爆震波燃烧和纵向爆震波传递来实现推力。涡轮基连续爆震发动机可以将连续爆震发动机直接融入涡扇发动机的外涵道，让爆震波沿着外涵道的圆周流道传播，产生推力，也可以在涡轮发动机外设置独立的同心流道。 火箭基冲压发动机 涡轮发动机单位空气流量或单位燃料重量产生的推力在所有航空航天器动力里是最高的，即比冲最高。但涡轮发动机对氧气的 需求较大，故推力对于空气密度很敏感，一般涡轮发动机的高空推力(此时空气稀薄)仅仅是海平面推力的百分之十左右。而火箭发动机虽然比冲较低，但本身不受空气密度的影响，故火箭基组合动力多被在30千米高度以上飞行的高超声速飞行器选用。但火箭发动机需要飞行器同时提供氧化剂和燃料，导致飞行器体积大、航程低，这也成为需重点解决之处，目前应用前途比较广泛的有火箭基冲压发动机和液化空气循环发动机。 火箭基冲压发动机是将引气火箭和冲压发动机技术相结合的新型热力学循环发动机系统，一般由进气道、混合扩压室、燃烧室和喷管组成，其中发动机喷管放置在混合扩压室中，其工作模态为引射模态、冲压模态(亚燃，超燃冲压模态)和纯火箭模态。 起飞和低速状态时(3马赫以下)，发动机采用引射模态工作。火箭发动机的燃气喷射进混合扩压室，同时将外界空气引进混合室。由于火箭发动机的燃气中混合着大量未燃烧的燃料，随着燃气与富含氧气的外界空气掺混，再进行补燃，从而利用大气中的氧气，减少自身携带氧化剂的消耗量。但是在飞行器速度较低时，进气量很小，远不如涡轮发动机数级压气机带来的进气流量。火箭基冲压发动机推力随着速度的增加而增加，这主要源于速度增加带来的冲压效应，速度越快，冲压进进气道的空气量越多，当速度达到36马赫时，发动机进入亚音速冲压燃烧模态，此时冲压发动机形成工作条件，火箭发动机工作在高复燃状态，等于是一个燃料喷射器。当速度提高到67马赫时，发动机进入超燃工作状态。继续加速达到1215马赫时，关闭进气道，飞行器进入纯火箭推进模态。 目前各类火箭基冲压发动机技术都在探索研究之中，不过国外在火箭基亚燃超燃冲压发动机的研制上投入最多，因而研制进展也最快。美国、俄罗斯、法国等国在系统方案和概念研究的基础上，经历地面直联式和自由射流试验，目前已进入应用研究，即飞行试验阶段。 液化空气循环发动机 火箭基冲压发动机的主要问题是在低空氧气密度较大的时候，由于尚未加速到冲压发动机的工作速度，而火箭燃气引气量太小，于是推力主要依靠火箭发动机燃烧自身携带的氧化剂和燃料，对低空氧气的利用不够充分。到了高空之后，飞行器的速度达到火箭发动机的工作速度，此时氧气密度已经远远不如低空。解决这个矛盾的关键就在于把低空的氧气储存起来，到了高空再用。 液化空气循环发动机在火箭基冲压发动机基础上加上空气液化系统，在发动机工作过程中液化大气中的氧气，存储供氢氧火箭发动机工作时使用，自身只携带少量甚至不带氧化剂，因而经济性较好。液化空气循环发动机在火箭基发动机诸多方案中，对空气中的氧气利用效果最理想，但关键在于空气液化系统的研制难度较大。目前在第四代隐形战斗机上已经实现了利用分子筛制造氧气和挂架弹射用氮气，而液化空气可以通过加压来实现，因而在理论层面上为高超声速巡航发动机制造空