美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述
2012年世界航天工业发展回顾
2012年世界航天工业发展回顾——高超声速飞行器技术2013-01-07 2012年，国外进行了6次高超声速飞行器技术飞行试验，其中5次飞行试验取得成功，1次飞行试验失败。
一、助推滑翔高超声速飞行器技术1、美国高超声速技术飞行器-2（HTV-2）第二次飞行试验失败2011年8月11日，HTV-2进行了第2次飞行试验，在火箭起飞9分钟后HTV-2的遥测数据中断，飞行试验失败，初步分析结果表明：验证了马赫数20条件下的可控飞行，时间约为3分钟；针对首飞失败进行的气动设计调整也发挥了一定的作用。
2、美国发布综合高超声速（IH）计划推动助推滑翔高超声速技术发展2012年7月，DARPA发布了综合高超声速（IH）计划招标公告，提出基于助推滑翔技术途径，发展更先进的高超声速飞行器系列。
该计划是一项综合性高超声速发展计划，着眼于未来快速全球打击、控制空间，以及远程力量投送和时敏目标打击等作战意图，兼顾了多个技术发展方向。
二、吸气式巡航高超声速飞行器技术1、美国X-51A第三次飞行试验失败2012年8月14日，美国空军进行X-51A超燃冲压发动机验证飞行器了第三次飞行试验失败，其原因是飞行器尾翼意外解锁导致。
2012年11月初步调查结果显示，飞行器按计划与载机分离，助推火箭也按计划成功地点火助推；但在超燃冲压发动机工作之前，飞行器右上方尾翼本应锁定的作动器意外解锁，使机身气动稳定失衡，导致飞行器以螺旋式坠落太平洋，最终飞行试验失败。
2、美、澳联合HIFiRE成功进行两次飞行试验5月8日，HIFiRE-2在美国夏威夷太平洋导弹靶场由黄鹂探空火箭成功发射，美国空军公布HIFiRE-2“超燃冲压发动机爬升到30.48km高空，从马赫数6加速至马赫数8，并工作了12s”；9月20日，HIFiRE-3在挪威安道亚靶场由VS探空火箭成功发射，飞行器在达到350km最高点后俯冲，在20.5~32km高度达到最高马赫数8的速度。
世界各国高超声速武器发展现状
国防技术基础２００７年５月第５期世界各国 高超声速武器 发展现状 摘 要：高超声速武器是高技术武器装备，也是当今世界主要国家尤其是军事大国武器装备发展的重点。
在这一领域，美国的发展独占鳌头，在高超声速导弹、高超声速飞机和空天飞机等方面研究拥有较强优势，并提出了全方位高超声速武器和先进航天器研制计划。
其他国家，如俄罗斯、法国、日本以及印度等国也都积极开展高超声速武器装备的研究。
关键词：世界各国 高超声速武器 李大光（国防大学）几十年来，世界各国在高超声速技术方面坚持不懈努力，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度和澳大利亚等国在２０世纪９０年代已陆续取得了技术上的重大突破，并相继进行了地面和飞行试验。
高超声速技术已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器和空天飞机等为应用背景的先期技术开发阶段。
目前，美国、俄罗斯、法国、德国、日本和印度等经过多年研究已取得不少技术成果，尤其在航天、航空、导弹等方面实施多项高超音速研制计划，以期获得最大的军事效益。
一、美国高超声速武器发展独占鳌头美国自２０世纪５０年代开始研究吸气式高超声速技术。
２０世纪８０年代中期，美国实施了采用吸气式推进、单级入轨（马赫数２５）的国家空天飞机计划（ＮＡＳＰ），由于在技术、经费和管理方面遇到了一系列的困难，ＮＡＳＰ计划于１９９５年停止。
从１９８５年到１９９４年的１０年间，美国国家空天飞机计划（ＮＡＳＰ）大大推动了高超声速技术的发展。
通过试验设备的大规模改造和一系列试验，仅美国航空航天局兰利中心就进行了包括乘波外形一体化和超燃发动机试验在内的近３２００次试验。
通过这些试验掌握了马赫数小于８的超燃发动机设计技术，并建立了大量的数据库，从而为实际飞行器的工程设计打下了牢固的技术基础。
实际上，３０多年来，兰利研究中心一直在进行这方面的研究，曾经在８ｆｔ．（２．４４ｍ）高温风洞中研制和试验过２２个发动机。
在此基础上，美国于１９９６年开始，针对高超声速导弹、高超声速飞机和空天飞机的研制工作调整高超声速技术的研究目标，提出了更为现实的全方位的高超声速武器和先进航天器研制计划。
高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题分析
高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题分析目录1. 内容概括 (2)1.1 研究背景 (2)1.2 研究意义 (2)1.3 研究内容与方法 (4)1.4 文献综述 (5)2. 高超声速进气道的原理与要求 (6)2.1 进气道的工作原理 (7)2.2 高超声速进气道的要求 (9)2.3 进气道的分类 (10)3. 预喷注技术的概念与作用 (12)3.1 预喷注的定义与分类 (13)3.2 预喷注技术的优势 (14)3.3 预喷注技术的工作机理 (16)4. 国内外预喷注技术的研究进展 (17)4.1 国外研究进展 (18)4.2 国内研究进展 (20)4.3 比较分析 (21)5. 高超声速进气道预喷注技术的关键问题 (22)5.1 进气道设计与优化 (23)5.2 预喷注相态控制 (25)5.3 预喷注稳流与控制策略 (27)5.4 预喷注技术与进气道一体化设计 (28)6. 预喷注技术的关键技术与对策 (30)6.1 预喷注燃料的选择与喷嘴设计 (32)6.2 高超声速流动的数值模拟与实验研究 (33)6.3 预喷注设备的研发与动态响应 (36)6.4 安全性与环境影响评估 (37)7. 应用实例与验证 (38)7.1 应用实例分析 (39)7.2 技术验证与实验结果 (40)8. 结语与展望 (42)8.1 研究结论 (43)8.2 未来研究方向 (44)8.3 技术应用前景 (45)1. 内容概括本研究旨在探讨高超声速进气道预喷注技术的发展现状，分析该技术在提高发动机性能、增强机动性和扩展飞行范围方面的应用潜力。
通过对现有技术的综述和评估，本研究将重点关注预喷注系统的工作原理、关键参数优化、控制策略设计和实验验证等方面。
此外，还将讨论目前存在的关键技术壁垒，包括预喷注器的设计、燃油空气混合效率、射流相互作用以及气体动力学稳定性等问题。
通过这一分析，本研究意在为高超声速进气道预喷注技术的进一步研究与应用提供理论基础和实际指导。
高超声速飞行器技术的发展现状与趋势
高超声速飞行器技术的发展现状与趋势高超声速技术是指飞行在5马赫以上的飞行器，因其具有高速、高高度、高温等特点，广泛应用于军事、航空、天文等领域。
近年来，随着技术的不断进步和创新，高超声速飞行器技术也在不断发展和完善。
一、高超声速飞行器技术的现状高超声速飞行器技术主要分为两类，一类是常规高超声速技术，即采用常规动力学方案的高超声速飞行器；另一类是空气动力学方案，即采用空气动力学方案的高超声速飞行器。
常规高超声速技术一般采用尖头形设计，并配备稳定性设备，使飞行器在高速情况下保持稳定。
而空气动力学方案则采用空气动力学原理，使飞行器在高超声速速度下产生升力，从而达到飞行目的。
同时，空气动力学方案还可实现大范围的空气动力学控制，使得高超声速飞行器更加灵活和多功能。
二、高超声速飞行器技术的发展趋势未来，高超声速飞行器技术将朝着以下几个方面进行发展：1、提高飞行器速度。
高超声速飞行器将以更高、更快的速度进行飞行，目前科学家正努力研究如何消减飞行器所受到的高温和高压环境对材料的影响，以提高其飞行速度。
2、进一步提高飞行器的防御能力。
高超声速飞行器在高速飞行时会受到高温和高压的影响，因此防御能力一直是发展的难点。
未来，科学家将继续研究新的保护材料，以提高高超声速飞行器的防御能力。
3、实现高超声速飞行器独立自主控制。
未来，高超声速飞行器将实现独立自主控制，使其能够自己决定飞行轨迹和飞行速度，并在高温和高压环境下保持飞行稳定。
4、充分发挥高超声速飞行器的军事作用。
高超声速飞行器在军事领域有着巨大的潜力，未来将继续向这一方向开发和应用，以为军事防御和攻击提供更多可能。
总之，高超声速飞行器技术的发展仍然处于探索和发展阶段，未来，随着技术层次的不断提高和创新，高超声速飞行器将有更广泛的运用和更多的发展空间。
高超声速动力能热管理技术综述
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine高超声速动力能热管理技术综述梁义强，范宇，周建军，刘太秋（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）摘要：高超声速飞行器因良好的高速突防和快速打击能力成为重要的装备发展方向，但高超声速飞行工况的特殊性使其动力系统对热管理和能源供给提出了严苛的需求。
通过分析文献对高超声速动力的热防护、燃油热管理和进气预冷等技术进行了详细评述。
热管理对高超声速动力装置的功能和性能实现具有重要影响，但其目前在该领域研究技术的成熟度较低，飞发一体化是解决问题的重要技术途径之一。
通过文献综述对能源供给的生成及利用等技术与传统飞行器进行了对比，概述了现有高超声速动力主要的能源供给方式的关键技术为燃油裂解气涡轮等，在此基础上总结了能热（能源与热）管理的未来发展趋势为热电转换等，为高超声速动力能量综合能热管理技术的发展提供借鉴。
关键词：高超声速动力；能热管理；推进系统；发电技术中图分类号：V231.1文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.002Overview of Power and Thermal Management Technology for Hypersonic EngineLIANG Yi-qiang， FAN Yu， ZHOU Jian-jun， LIU Tai-qiu（AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015，China）Abstract：Hypersonic aircraft represents a crucial focus in equipment development, owing to their exceptional high-speed penetra⁃tion and swift strike capabilities. However, stringent requirements for thermal management and power supply are imposed by hypersonic flight conditions. A comprehensive review of technologies concerning thermal protection, fuel thermal management and inlet air precooling is conducted. Thermal management significantly impacts the performance and function of hypersonic engines, but its current technical maturity level in this field is relatively low. The integration of airframe and engine is identified as one of the important approaches for addressing these challenges. A literature review was conducted to compare the generation and utilization technologies of power supply with traditional aircraft. Key technologies of primary power supply methods in existing hypersonic engines are outlined, including the fuel vapor turbine. The future developmental trends in power and thermal management are summarized, such as thermoelectric conversion, providing a reference for the development of integrated power and thermal management technologies for hypersonic engines.Key words：hypersonic engine; power and thermal management; propulsion system; power generation technology0 引言未来战争要求战机在极具复杂的空天战场态势下“快速响应、远程打击”、“先敌发现、先发制敌”，形成对敌全面压制的战略优势[1-2]。
高超声速飞行器发展综述及飞行试验测控需求
体化的轴对称高超声速导弹气动布局。
图1X-43A高超声速飞行器X-43A(如图1)计划是由DRAPA主导的以氢燃料为。
Science&Technology Vision科技视界9将提供一种全新的快速全球打击能力。
图2X-51A高超声速飞行器1.2无动力高超声速计划无动力高超声速计划通常采用助推器将高超声速无动力滑翔飞行器助推到预定的分离点,无动力滑翔飞行器通过长时间的高超声速滑翔飞行实现快速的投送和打击。
. All Rights Reserved.HTV-2(Falcon)计划是由DRAPA主导用来验证全球快速打击武器的关键技术,驻澳包括远程高超声速助推滑翔飞行器气动布局技术、热防护技术、先进GPS制导技术和碳/碳减速伞技术等。
HTV-2计划的目标是通然要求;图3高超音速飞行器典型弹道(3)精确打击能力,对点目标、机动目标的直接命中打击能力,对目标"点穴式"小附带损伤打击能力,是现代战争和未来信息化战争的基本要求,是精确打击和常规威慑的技术保证;(4)有效突防能力:导弹速度越高,其突防能力越强;关于飞行高度,其突防能力与拦截武器类型有关,对于靠气动力控制的拦截弹而言,其拦截能力随导弹飞行高度增高而下降,对于靠直接力控制的拦截弹而言,其拦截能力随导弹飞行高度增高而增强(5)高作战效能,具备包括高射前生存能力、有效Science &Technology Vision科技视界(上接第11页)基、海基或空基)需根据航区特点合理布置。
弹上测量参数种类、数量非常多,主要包括热流参数、压力参数、温度参数、过载参数、缓变电压模拟量、开关量等,数据的数据量非常大,因此遥测需满足大容量数据传输要求。
靶场地面站应能满足相关的保密保密要求。
(2)外测需求对导弹飞行试验全程进行外弹道测量,测量导弹位置参数及运动参数,如高度、距离、侧偏、速度、加速度等。
并能够按要求实时传送到指挥控制中心,用于监测和安控判决。
吸气式高超声速飞行器控制
经验教训与启示
总结实际案例中的经验教训与启示，为后 续吸气式高超声速飞行器控制系统的设计 与实践提供借鉴与参考。
06
未来展望与挑战
吸气式高超声速飞行器控制技术的发展趋势
智能化控制
随着人工智能技术的进步，吸气式高超声速飞行器的控制技术将越来越智能化。先进的算 法和机器学习技术可用于实时决策和优化控制策略，提高飞行器的自主性和适应性。
导航与制导协同优化
综合考虑飞行器性能、任务需求和约束条件，对导航与制 导策略进行协同优化，实现任务成功率和效费比的最大化 。
智能导航与制导
引入人工智能、深度学习等技术，实现导航与制导系统的 自主学习、自适应和自主决策能力，提高复杂环境下的任 务执行能力。
05
吸气式高超声速飞行器的 控制系统设计与实践
终端制导
在接近目标时，通过高精度传感器对目标进行捕获和跟踪，实现精 确打击。要求传感器具有高分辨率、快速捕获和抗干扰能力。
复合制导
综合运用多种制导方式，根据不同飞行阶段和任务需求，实现优势互 补，提高制导精度和抗干扰能力。
导航与制导的集成技术
导航与制导信息融合
将不同导航系统和制导方式提供的信息进行有效融合，提 高导航与制导的整体性能。采用卡尔曼滤波、联邦滤波等 信息融合算法进行处理。
控制系统的鲁棒性问题
吸气式高超声速飞行器的控制系统需要具有很高的鲁棒性，以应对各种不确定性因素（如模型误差、外 部干扰等）。提高控制系统的鲁棒性将有助于保证飞行器的安全性和稳定性。
提高吸气式高超声速飞行器控制性能的建议和前景
加强跨学科合作
加大研发投入
建立开放合作机制
吸气式高超声速飞行器控制技术涉及 多个学科领域，包括航空航天、控制 理论、人工智能等。加强跨学科合作 ，促进不同领域专家的交流与合作， 有助于推动控制技术的创新与突破。
美国X-43高超声速飞行器调研
美国X-43高超声速飞行器调研一、高超声速飞行器背景 (1)1.1美国在高超声速技术领域独占鳌头 (1)1.2 欧洲国家积极推进高超声速技术开发 (3)1.3 日本实施高超声速飞行器发展计划 (4)二、高超声速飞行器特点 (4)2. 1 推进技术 (4)2. 2 材料技术 (5)2. 3 空气动力学技术 (5)2. 4 飞行控制技术 (6)2.5 X-43在技术方面有如下特显 (7)三、气动外形设计方法 (8)四、高超声速飞行器制导原理 (9)五、执行机构的选择及配置 (12)5.1 推进系统 (12)5.2 控制系统的执行机构 (14)六、X—43控制原理 (16)6.1 高超声速控制技术发展 (16)6.2 高超声速控制分析 (16)6.3 X-43A控制方法及分析 (17)6.4 高超声速控制技术新技术 (18)（1）非线性控制方法 (18)（2）鲁棒自适应控制方法 (19)七、总结 (19)一、高超声速飞行器背景高超声速飞行器是指在大气层内飞行速度达到M a = 5以上的飞行器。
自20世纪60年代以来, 以火箭为动力的高超声速技术已广泛应用于各类导弹和空间飞行器, 而目前世界各国正在积极发展另一类以吸气式发动机为动力的高超声速飞行器技术, 它的航程更远、结构质量轻、性能更优越。
实际上, 吸气式高超声速技术的发展始于20世纪50 年代,通过几十年的发展, 美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国自20世纪90年代以来已在高超声速技术方面陆续取得了重大进展, 并相继进行了地面试验和飞行试验。
高超声速技术实际上已经从概念和原理探索阶段进入了以高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等为应用背景的先期技术开发阶段。
1.1美国在高超声速技术领域独占鳌头从1985 年至1994 年的10年间, 美国国家空天飞机计划(NASP)大大推动了高超声速技术的发展。
通过试验设备的大规模改造和一系列试验, 仅美国NASA 兰利研究中心就进行了包括乘波体和超燃发动机试验在内的近3 200次试验。
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推进技术美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述 摘 要 美国普拉特2惠特尼公司(P&W)正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。
在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机(NASP)计划中,开发了超燃冲压喷气发动机数据库。
2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper2X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验,行试验数据。
第一次试验的马赫数接近7,第二次试验的马赫数接近10。
美空军研究实验室(AFRL)高超声速技术(HyTech)办公室已决定继续改进NASP,不断开发新技术,以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。
在AFRL和美国防高级研究计划局(DARP A)的资助下,计划在超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SE D2WR)项目下,在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。
将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。
超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。
使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中,以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。
关键词 高超声速巡航导弹 推进技术 超燃喷气发动机引 言20世纪60年代,美国联合技术研究中心(UTRC)的联合技术公司(UT C)开始开发冲压式喷气发动机和超燃冲压喷气发动机技术。
从20世纪70年代起,开始通过先进小体积冲压喷气发动机和先进战略空射导弹飞行试验对冲压喷气发动机技术进行验证。
随后,从20世纪90年代起,开始用先进空空导弹对其进行飞行试验验证。
20世纪80年代中期,随着国家航空航天飞机计划(NASP)的启动,普惠公司恢复了超燃冲压喷气发动机开发工作。
NASP的目的在于开发一体化低速加速器、冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机推进系统,并对其进行飞行验证。
在NASP的10年研发中,为用于X2 30演示机的氢燃料超燃冲压喷气发动机部件和整机建立了雄厚的技术基础,包括已经过验证的设计工具和方法学。
最初的NASP发动机设计被用作Hyper2X飞行器的超燃冲压喷气发动机设计的基础。
2004年成功地进行了氢燃料Hyper2X飞行器的飞行试验,飞行马赫数接近7和10。
与NASP并行,UTRC也在美空军研究实验室(AFRL)资助的超燃冲压喷气发动机部件技术(SCT)计划下,开发碳氢燃料超燃冲压喷气发动机技术。
碳氢燃料超燃冲压喷气发动机比氢燃料超燃冲压喷气发动机动力小,但后勤保障性强。
在SCT计划下,完成了吸热式冷却技术的开发和碳氢燃料超燃冲压喷气发动机燃烧室的直连试验。
为在NASP后继续保持高超声速推进技术方面的核心竞争力,美空军部长于1995年在AFRL启动了高超声速技术(HyTech)项目。
普惠公司于1996获得了该项目下的碳氢超燃冲压喷气发动机技术(HySET)项目。
HySET项目的目标是研发并且演示马赫数4～8下的碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的适用性、性能和耐久性,以使一次性使用和可重复使用高超声速飞行器的开发成为可能。
HySET项目已经在两个主要应用领域取得突破:首先,研发的控制方案将流路干扰减到最小,增加了超燃冲压喷气发动机设计的推阻裕度;其次,已经证实吸热式燃料冷却的可行性。
2000年和2001年,AFRL和普惠公司进行了第一次非冷却的液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的性能试验的发动机(PTE)地面试图1 NAS A GRC的进气道试验台图2 UTRC 研发的进气道试验台验,试验马赫数分别为4.5和6.5。
在随后的2003年,在相同的飞行条件下,又第一次成功地进行了飞行质量、燃料冷却的超燃冲压喷气发动机(地面演示发动机1号(G DE 2l ))的地面试验。
带有闭环燃料系统、可调进气道鱼鳞板和全数字化电子控制(F ADEC )的飞行质量、燃料冷却发动机(地面演示发动机2号(G DE 22))准备在2005年进行试验。
由普惠公司和波音公司的一个合作团队领导,在美空军和DARP A 的SED 2WR 项目资助下,准备在2008年启动飞行质量、燃料冷却超燃冲压喷气发动机推进系统的飞行试验,将飞行器从马赫数4.5加速到至少6.5。
可重复使用飞行器采用组合循环推进系统将更具优势,可采用火箭发动机或气体涡轮机推进,将超冲压喷气发动机加速至(工况)接力状态。
基于火箭的组合循环(RBCC )和基于涡轮机的组合循环(T BCC )的推进系统都具有潜能,使未来的空间推进系统比今天的航天器更安全、更可靠且成本更低。
对于可重复使用运载器(RLV )来说,在安全上将提高两个数量级,在运行成本上将减少两个数量级,并可应用于航空领域。
高超声速巡航飞行器可实现全球到达且所需飞行时间更短,二维系统和三维系统都正在研发中。
1 Hyper 2X(X 243A)在NASP 后,普惠公司和波音圣路易斯公司(当时的麦道公司)合作,设计用于双燃料吸气式高超声速飞行器的发动机及其X 飞机演示样机,即后来的Hyper 2X (X 243A )。
NAS A 的X 243A 项目由M i 2cr ocraft (现与ATK 合并)、北美罗克韦尔公司(现与波音公司合并)以及G AS L 公司(现与ATK 合并)。
NAS A 的兰利研究中心(LaRC )修改了普惠公司的X 243A 发动机的流路设计,G AS L 完成了发动机的制造。
2004年3月27日,X 243A 创造了由吸气式推进系统提供动力的飞机的历史最快速度记录(马赫数为6.83),在2004年11月16日又以马赫数9.68的结果刷新了它自己的记录。
结合普惠公司的NAS 2T AR 编码和NAS A 的VULCAN 编码技术,普惠公司对飞行马赫数7下的发动机性能进行了预测,预测数据与X 243A 实际飞行数据非常吻合。
2 碳氢超燃冲压喷气发动机技术(HySET)AFRL 资助的HySET 计划正在开发相关技术,以验证马赫数4～8下液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机推进系统的适用性、性能和耐用性。
在第一阶段,通过技术方案规划确定部件级到系统级的技术要求。
超燃冲压喷气发动机设计由混合压缩进气道、隔离器、控制系统、燃料冷却的燃烧室、喷管和发动机子系统组成。
在第一阶段,在美国NAS A 的格伦研究中心(GRC )的0.3048m ×0.3048m 超声速风洞(图1)中,在马赫数4～8的范围内进行了383个进气道装置试验点的试验,以评价其性能和适用性。
试验结果表明,其气动力收缩比、动能效率和质量流量比满足或者超过预期目标。
后来,在UTRC 的小尺寸进气道试验台(图2)上进行了300次进气道试验,以研究仰角和展弦比对进气道的影响。
HySET 已进行了大量的燃烧室直连试验。
图3 HySET的直连式燃烧室试验台图4 1997年的自由射流发动机试验图5 性能试验发动机图6 地面演示1号发动机UTRC 用JP 27燃料试验了500多个试验点,以评估控制方案并验证热通量预测工具。
试验结果表明,燃烧效率满足马赫数4和6条件下的预计方案指标。
另外在马赫数4.5和6.5的条件下,进行了直连燃烧室试车(图3)。
180多个数据点被用于确定燃料系统,验证发动机点火、启动顺序、适用性和性能。
1997年开始用气体乙烯燃料在马赫数8条件下,对铜散热性能试验发动机(PTE )进行了全尺寸发动机试车(图4)。
19个数据点被记录下来,以验证碳氢燃料超燃冲压喷气发动机的可行性以及使用氢燃料的NASP 中开发的分析工具。
从2000年4月至2001年1月,采用加热的JP 27燃料和吸热技术在自由射流试车台上进行了铜散热PTE (图5)的试验。
试验中测量的实际正推力与预计推力相吻合。
这首次成功地演示了未使用高能燃料添加剂的碳氢超燃冲压喷气发动机,在95个试验点中,PTE 在马赫数4.5和6.5时满足或超过预计性能目标。
2003年对燃料冷却、飞行质量流路地面演示1号发动机(图6)进行了另外的自由射流试验,对其热、机械和结构耐用性进行评估。
试验计划结论表明,其硬件性能情况非常良好。
发动机性能超过了PTE 的性能,部分归功于更加匹配的喷射点燃料温度。
在马赫数4.5和6.5条件下,共进行了60个试验点的试验。
在下一步研制自由射流发动机之前,为了降低计划风险,在飞行马赫数7下进行了一系列整流罩鱼鳞板试验,可调进气道整流罩鱼鳞板可以优化飞行全过程的进气道捕获气流和气动力收缩比,提供最大的进气效率。
试验中可变几何进气道包括高温密封都表现出优异的性能。
燃料冷却、飞行质量地面演示2号发动机已经完成组装并已作好了试验准备。
这台发动机安装了可调进气道鱼鳞板、闭环燃料冷却和燃烧室系统、图7 超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器热燃料分配阀和全数字化电子控制系统。
用螺栓固定代替了地面演示1号发动机的焊接结构,提高了系统稳定性和可维修性,以满足可重新使用的任务要求。
此外,整流罩前缘采用了陶瓷复合材料。
3 超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SED2 W R)飞行试验计划在AFRL和DARP A资助和合作下,普惠公司和波音公司一起在SED2WR项目下进行碳氢燃料、飞行质量、双模超燃冲压喷气发动机的飞行试验,此计划在2003年启动,2004年后期完成系统级初步方案设计评审(P DR)。
SE D2WR计划在2008年开始飞行试验,将演示几分钟的发动机运行,飞行器将实现自主飞行(图7)。
4 未来计划组合循环推进系统将被开发用于可重复使用飞行器,例如高超声速巡航飞行器和可重复使用运载器。
基于涡轮机的组合循环推进系统设计面临的主要技术挑战是实现发动机工况的转换,即从气体涡轮机动力方式转变到冲压式喷气发动机和/或超燃冲压喷气发动机动力方式,再转回到气体涡轮机动力方式。
还需解决冲压式喷气发动机/超燃冲压喷气发动机工况时气体涡轮机的防护喷层问题。
二维和三维流路下气体涡轮机和冲压喷气发动机/超燃冲压喷气发动机与飞行器的一体化问题也是技术难点。
同样,对于基于火箭的组合循环来说,设计者也必须考虑火箭发动机与冲压喷气发动机/超燃冲压喷气发动机流路的相对位置,是否在何处将火箭发动机嵌入高速流路,以及火箭发动机和冲压喷气发动机/超燃冲压喷气发动机之间的工况转换。
二维和三维基于火箭的组合循环方案也是可行的。
在飞行演示采用组合循环方式的典型飞行器之前,这些问题必须解决。
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