高超声速技术综述

PTE 采用充当热膜的铜制造 而成 , 是一种重型发动机 。该结 构用 J P27 燃料进行冷却 。通过 热交换器Π裂解器在 PTE 试验中 对此进行了模拟 , 热交换器Π裂 解器向发动机燃料喷射器供给被
飞航导弹 2003 年第 4 期
加热的 J P27 或其裂解的吸热产 物 。据 AFRL 称 , 该发动机在各 试验马赫数下的运行都是成功 的 , 燃料的热动力状态和生成的 合成物均正常 。
DCR 的长为 4. 25m , 直径仅 为 50cm , 零件数不足 20 个 。该 发动机在 Ma = 3 时点火 , 可以 使用一台较小的火箭助推器 。
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图 1 波音公司根据低成本快速响应演示器计划试验了两种候选的设计方案
它 可 以 最 大 Ma = 6. 5 ( 约 7 500kmΠh) 的 速 度 飞 行 740km , 但是也可以对其进行控制以实现 其它组合 。例如 , 以 Ma = 4 的 速度将能飞行的距离是这一射程 的两倍 。
Hyper2X 计划是与 NASA 的 兰利研究中心和 Dryden 飞行研 究中心联合进行的 , 最初是一项 为期 5 年 、耗资 1. 85 亿美元的 计划 。该计划最初重点集中在由 微型飞行器公司制造的 X243A 飞 行器上 , 它采用 GASL 研制的氢 燃料超燃冲压发动机进行推进 , 并得到了波音公司的技术支持 。 其首次飞行是在 2001 年 6 月进 行的 , 以失败告终 , 当时 X243A 与轨道科学公司的 Pegasus 发射 飞行器组合存在结构问题 。
3 寿命及耐久性 下一步涉及飞行质量的地面
演示发动机 ( GDE) ,采用 PTE 的 经验研制而成 。这也将利用发动 机寿命及耐久性领域正在同时进 行的研 究 工 作 的 成 果 。在 极 高 温 、机械和声载荷环境条件下 , 超燃冲压发动机循环生成热氧和 燃烧产物的腐蚀性混合物 。这些 综合因素可以使燃烧室中的温度 超过 2 800 ℃, 这一温度在大多 数金属结构材料的熔点之上 。
试验使用阿诺德工程开发中 心的两级轻型气枪的枪管长度为 40m , 施加给钛炮弹的峰值加速 度约为 10 000g , 并以 Ma = 7. 1 进行发射 。然后超燃冲压发动机 推进飞行器飞过 80m。还计划用 性能更高的发动机进行飞行时间 更长的一些试验 。
2 HyTech、Hyper2X 计划 NAI 也使得在 1994 年 11 月
X230 国家航空航天飞机 (NASP) 计划取消后诞生了 2 项计划 , NASP 是一种能达到 Ma = 25 的 单级入轨飞行器 。高超声速计划 (HyTech) 是由 AFRL 的发动机管 理局牵头的 , 重点集中在燃烧碳 氢燃料的 超 燃 冲 压 发 动 机 上。 Hyper2X 计 划 由 NASA 进 行 , 重 点打算在 X243 系列研究飞行器 上演示氢燃料超燃冲压发动机 。 后来这些计划变得相互交错 , 并 正在拟议 X243 系列进行改型作 为 HyTech 发动机和其它动力装 置的试验台 。
美国 国 防 高 级 研 究 计 划 局 (DARPA ) 和 美 国 海 军 研 究 局 (ONR) 正在就 为 期 4 年 的 作 为 NAI 一部分的高超声速飞行演示
(HyFly) 科技计划进行合作 , 在 2002 —2006 财 年 计 划 提 供 资 金 1. 82 亿美元 。HyFly 的重点集中 在为低成本远程战术高超声速导 弹开发一些技术 , 这种导弹的生 产成本为 20 万美元 , 能从飞机 、 水面舰艇或潜艇发射来打击地面 目标 。这项计划支持 ONR 未来 海军能力的机会目标打击计划 , 并可以满足其它要求 。
将介绍) , 研制工作正在 GASL 工 程服务公司进行 。GASL 根据一 系列小型商业创议研究合同已经 开发了超 燃 冲 压 发 动 机 技 术。 2001 年 6 月和 7 月它成功地进行 了 DARPA 所宣称的由燃烧碳氢 燃料超燃冲压发动机推进的高超 声速炮弹的首轮自由飞行试验 。 这些试验是在阿诺德工程开发中 心进行的 , 采用一枚直径为 10cm 的炮弹充当 1Π5 比例的概念导弹 模型 。
当燃烧反应性高的氢气时 , 在超燃冲压发动机中的点火和持 续燃烧就犹如在飓风中点燃一根 火柴 。对 于 反 应 性 低 的 碳 氢 燃 料 , 这种问题甚至更为棘手。 HyTech 计划打算研制出一种通 常可以 Ma = 4～8 的速度运行的 碳氢燃料超燃冲压发动机 , 而无 需使用点火增强装置 。据 AFRL 称 , 这一速度范围较适合于碳氢 燃料的使用 , 并允许使用制造和 运行都相对简单的固定几何形状 的发动机 。
HyTech 的 主 要 工 作 是 正 由 普惠进行的高超声速超燃冲压发 动机技术 ( HySET) 计划 。HySET 采用模块化方法 , 从部件到子系 统以及整个发动机逐步向前推 进 。在 2001 年 1 月成功地演示 了性能试验发动机 ( PTE) 。该发 动机是由普惠空间发动机公司与 美国联合技术研究中心及其化学 系统分部联合设计的 , 由 Dynam2 ic Gunver 技术公司制造 。PTE 成 功地以高超声速 ( Ma = 4. 5～6. 5) 进行了运行 , 使用的是常规的 碳氢燃料而无需高能添加剂 , 达 到了预期的推力水平 。
GDE 采用了冷却燃烧 室 的 吸热燃料 , 这使得大部分部件可 以用广泛使用的 Inco 625 镍合金 制造 。GDE 将演示 Ma = 4. 5 、 Ma = 5. 5 和 Ma = 6. 5 的运行情 况 。GDE21 改 型 的 质 量 为 90kg (是 PTE 质量的 1Π10) , 最近开始 进行了试验 。紧接着将进行完全
氢气的燃烧速率高 , 每单位 质量 的 能 量 值 是 碳 氢 燃 料 的 3 倍 , 是唯一可用来加速到近轨道 速度的燃料 。因此 , 它有可能选
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作入轨飞行器的燃料 。然而 , 碳 氢燃料每单位体积的能量是氢气 的 4 倍 。所以 , 碳氢燃料更适合 于可以较低速度运行的飞行器 , 使设计的飞行器具有更高的结构 效率 , 以及更适合于常规的军事 应用 。
2001 年 11 月 , 美国空军研 究实验室 (AFRL) 的发动机管理 局开始进行一项航空航天发动机 技术筛选 (APTS) 研究 , 分析太空 穿梭机和高速巡航导弹能使用的 发动机选择方案 , 包括纯火箭发 动机 、亚燃冲压发动机Π超燃冲 压发动机和基于火箭或涡轮发动 机的复合循环发动机 。APTS 初 始阶段考虑的是预计在 2010 年 前能获得的技术 。后续工作是辅 助美国空军研究实验室确定在哪 里投资最有效 。
一体化的 GDE22 的设计 , 它引进 了所有的燃料 系 统 , 定 于 2003 年底开始运行 。据 AFRL 称 , 如 果试验获得成功 , 2004 年将可以 获得飞行 准 备 状 态 的 发 动 机。 HyTech 发 动 机 最 初 拟 议 作 为 DARPA 的 ARRMD 的 候 选 发 动 机 , ARRMD 已经发展成 HyFly , 它已 经 选 择 了 DCR 。从 GDE22 派生而来的 3 种装置可能装载在 NASA 拟议的 X243C 上 , 在 2006 年底进行试验 。
演示包括以最大 Ma = 6. 5 的速度持续飞行 1 110km ( 或以 Ma = 4 的速度飞行 1 448km) , 并布撒 BAT 子弹药 。这种武器 的巡航高度一般为 27 400m , 飞 到最大射程处的时间为 10min 或 更少 。HyFly 利用的一些技术是 根据早先的一些计划开发的 。前 部弹体采用的全尺寸单铸结构是 美国精密铸件公司为 DARPA 早 先的低成本快速响应导弹演示器 (ARRMD) 而制造的 , 所用的双燃 烧冲压发动机 (DCR) 是由霍普金 斯大学应用物理实验室 (APL) 牵 头的一个小组研制的 。波音公司 和美国航空喷气发动机公司一直 在研 究 ARRMD 的 弹 体 和 发 动 机 , 并正在根据 HyFly 计划继续 这些研究 。
信息专递
高超声速技术综述
摘 要 介绍了美国的几项高
超声速计划 , 概述了世界其它几个主 要国家在高超声速方面的研究情况 , 并介绍了高超声速技术的研制进展 、 研究现状和发展方向 。
主题词 高超声速 冲压发
动机 试验 美国
在舰队目标逃脱前对其实施 打击这一要求由来已久 , 并且一 直是较大的难题 , 特别是在必须 从远距离完成任务时 。尤其是美 国武装部队为大幅缩短交战时间 正在一项计划中提出这一问题 。 在对付那些重要的时间敏感目 标 、严密设防的目标 、加固或深 埋的目标时 , 以 Ma = 5～12 的 速度飞行的高超声速武器具有几 个潜在的优势 。候选的发动机有 各种冲压发动机 , 包括超燃冲压 发动机和脉冲爆震发动机 。
超燃冲压发动机如 DCR 使 燃烧可以在超声速气流中进行 , 消除了常规冲压发动机所需要的 物理流量调节 , 并提高了最大运 行速度 。直到最近 , 由于燃料需 要含有有毒和高度活性的添加剂 而使超燃冲压发动机的研制受到 一些阻碍 。APL 已经通过在这种 发动机中加装预燃室解决了这一 问题 。它产生的热排气进入超燃 冲压发动机的主段 , 使其可以燃 烧常规的 J P210 液氢燃料 ( 这种 燃料已用于多种武器 , 如战斧巡 航导弹) 。
DCR 也无需复杂的热 交 换 器 。主燃烧室是非冷却的 , 可达 到 2 200 ℃, 所以需要使用一些 材料 , 如 硅Π硅 碳 混 合 物 和 钛 。 APL 将近期设计工作的重点放在
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进气 道 上 , 并 宣 称 已 经 演 示 了 Ma = 6 以上的燃烧效率超过 90 %。
2002 年 5 月 30 日 , DCR 在 NASA 的兰利研究中心成功地进 行了试验 , 这是使用常规液氢燃 料的全尺寸完全一体化高超声速 巡航导弹发动机的首次地面试 验 。这次 演 示 模 拟 了 飞 行 器 以 Ma = 6. 5 的速度在 27 450m 高 空飞行的理想情况 。2002 年以 后在美国空军阿诺德工程开发中 心 (AEDC) 进行的试验将鉴定 Ma = 3. 5～4. 0 的运行情况 , 模拟在 火箭助推后过渡到超燃冲压发动 机的运行 。