超燃冲压发动机新技术综述_李宁
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图 2 双燃烧室冲压发动机构型
2． 2 关键技术 1） 超燃燃烧室内流场的释热可压混合层技术。
由于亚燃燃烧室中的富油燃气和热空气在进入超燃 燃烧室中会产生轴向的混合层，而超燃燃烧室的补 燃主要在这层进行，发动机复杂的结构使其内部的 流场非常复杂。如何设计这两股气流交汇处底部尺 寸、调节气流参数使这两股压力不匹配的气流能够 在底部流动、混合层和激波互相影响的复杂流场中 充分混合、高效稳定的燃烧是关键所在，而目前有 关这方面的研究还很不足。
近年来，美国制定了 HyFly 高超声速巡航导弹 计划，目的就是为了通过飞行试验验证以碳氢燃料 双燃烧室冲压发动机为动力、马赫数为 6． 5、巡航 高度 27 km、射程 1 100 km 的高超声速导弹方案。 其发动机采用自由射流轴对称结构，进气道为环形 设计，被分成 6 个部分，2 个向亚燃燃烧室提供气 流，另外 4 个向超燃燃烧室提供气流。
2） 亚燃燃烧室设计。亚燃燃烧室主要需要解 决如何确定喷管的声速截面积，确定出口参数和如 何使碳氢燃料充分裂解的问题。
3） 超燃进气道与燃烧室的匹配问题。由于发动机 工作马赫数范围宽，高度跨度大，再加上机动等使进 气道的波系配置变化很大，因而使进气道出口的气流 参数变化大，对燃烧的高效稳定有很大的影响。 ·88·
1 双模态超燃冲压发动机 超燃冲压发动机在 Ma = 6 以上的性能远高于
亚燃冲压发动机，但是，当来流速度低于 Ma = 4 时，其并不能有效地工作，速度更低时，甚至无法 自启动。因此，为了扩大冲压发动机有效工作马赫 数的上下限，人们自然想到了将亚燃与超燃冲压发 动机合二为一，双模态冲压发动机便由此诞生。 1． 1 结构原理
HyFly 计划在 2004 年进行了第一次助推试验 飞行器（ BTV） 试验； 2005 年进行了分离试验飞行器
飞航导弹 2013 年第 7 期
推进技术
（ STV） 试验。其中，在 2007 年 9 月 25 日的试飞中 因发动机燃油控制系统软件发生故障导致飞行失 败； 2008 年 1 月 16 日的试飞中因高温高压燃料系 统泄漏再次失败； 2010 年 7 月 29 日的试飞中因飞 行控制软件问题致使飞行又一次失败。
双模态冲压发动机（ 如图 1） 是在传统冲压发动 机的基础上发展起来的，它是采用变几何进气道和 燃烧室的方法，使在来流速度较低时，开启亚燃冲 压工作模态； 当来流速度达到 Ma = 5 左右时，其转 到超燃冲压工作模态，这样就能保证发动机在整个 工作过程中始终保持较高的工作效率。
图 1 双模态冲压发动机示意图
3） 进气道调节技术。由于发动机工作马赫数 范围很宽，为了在不同飞行马赫数时始终保持较高 的性能，进气道调节技术是关键所在。
4） 发动机与机身一体化设计。双模态冲压发 动机尽管比冲很高，但比推力低，为了产生较高的 推力，发动机体积会相当大，造成了发动机与机身 集成时结构效率很低。因此，必须在设计时将发动 机与机 身 同 时 考 虑，以 达 到 性 能 的 最 佳 平 衡。 目 前，提出了多种方案，如轴对称双油箱方案、双锥 形机身方案、完全轴对称方案等。 1． 3 技术发展
1） 可靠的点火技术。双模态冲压发动机在低 马赫数下工作时，由于来流的总温和总压较小，因 而气流在进入燃烧室时的温升和压升也较小，达不 到一些燃料的自燃温度，加之气流在燃烧室内停留 时间 很 短，对 于 碳 氢 燃 料 而 言，可 靠 点 火 非 常 困 难。因此，在低马赫数下，燃烧室可靠点火是双模 态冲压发动机必须解决的关键技术之一。
推进技术
超燃冲压发动机新技术综述
李 宁 李旭昌 肖红雨
摘 要 超燃冲压发动机作为高超声速飞行器可用的 动力系统方案之一，自概念提出以来，一直受到各军事强国 的广泛关注，成 为 高 超 声 速 动 力 系 统 的 研 究 热 点。综 述 了 目前超燃冲压发动机技术的研究情况，重点介绍了采用新 技术的超燃冲压发动机的结构原理、关键技术以及技术发 展现状。
高超声速技术的研究始于 20 世纪 50 年代，随 后各军事大国纷纷进行了相关技术的研究。其中， 尤其是动力系统的研究最多，而超燃冲压发动机自 从 20 世纪 50 年代中期被提出后就受到了广泛的关 注，有关该发动机的研究一直成为高超声速动力系 统的研究热点。
随着技术的不断进步，许多采用新技术的超燃 冲压发动机被提了出来。例如，为了解决其燃烧问 题，提出了双模态超燃冲压发动机和双燃烧室超燃 冲压发动机，还有激波引燃冲压发动机、中心燃烧 超燃冲压发动机、旋转冲压发动机等，每种发动机 都有各自的优势，同样也存在着相应的技术难题。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
本文 2013-01-07 收到，李宁、李旭昌分别系空军工程大学防空反导学院硕士生、副教授
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飞航导弹 2013 年第 7 期
推进技术
法［4］。一是通过固定加热规律，由计算机控制驱动 的可移动板改变几何通道使亚燃模态的工作上限大 于超燃模态的工作下限； 另一种方法是固定几何通 道，通过改变加热规律使超燃模态的工作下限小于 亚燃模态的工作上限，这样冲压发动机工作的上下 限得以扩充。 1． 2 关键技术:
双模态冲压发动机的工作马赫数范围很宽，因 而在飞行器速度变化较大或机动时，进气道的波系 会出现较大的变化，经过激波压缩的气流在进入发 动机燃烧室时参数的变化范围也较大，再加上气流 在燃烧室停留的时间极短（ 约为毫秒级） ，因而对于 空气与燃 料 的 掺 混、点 火 稳 定 燃 烧 都 有 很 大 的 影 响。为了实现发动机在纯亚燃、亚 / 超燃过渡、纯超 燃工作模态下都能发挥最优的性能，目前有两种方
2000 年，霍普金斯大学应用物理实验室在高超 声速风洞中进行了 150 多次直连式燃烧室试验，对 全尺寸双燃烧室冲压发动机在马赫数为 3． 5 ～ 6． 5、 高度为 25． 8 ～ 28． 9 km 范围内的工作特性进行了深 入研究。
2002 年 7 月，成功验证了采用常温液体碳氢燃 料、全尺寸、导弹弹体一体化的双燃烧室冲压发动 机推进系统的性能。2007 年 11 月，完成了双燃烧 室冲压发动机先进飞行质量燃烧室的地面试验，证 明了无冷却式结构方案在极端环境中的生存能力。 美国 SED 计划的 GDE-2 发动机曾完成了 Ma = 5 条 件下的燃料冷却发动机的闭式循环自由射流试验， 标志着吸热型碳氢燃料发动机主动冷却技术已达到 实用水平。
4） 燃料的喷注。喷射方式、喷射位置、喷射流 量不同对于燃料在亚燃燃烧室的蒸发、裂解和超燃 燃烧室的稳定燃烧都有很大的影响，仍需要做很多 方面的探索。
5） 燃料的选择。燃料作为能源物质，它对发动 机的能量、燃烧的组织都有重要的影响。液体碳氢 燃料以其高能、高密度、易于储存运输等优点受到 研究者的关注，然而，具体选择何种液体碳氢燃料 或者研制新型的碳氢燃料都需要进一步研究。 2． 3 技术发展
双燃烧室冲压发动机最早是由美国霍普金斯大 学应用物理实验室的 Keirsey 于 1977 年提出的，之 后，该实验室一直独立致力于该发动机技术的研究 与应用，对发动机的概念进行了探索性的研究，对 进气道、隔离段、燃料喷注器、燃料供应和控制系 统、燃烧室、材料、结构、导航、助推器、动力和其 它子系统等进行过研究。
2） 燃烧稳定技术。目前，稳定燃烧基本是通过 采用火焰稳定器或预燃火焰的途径解决的。例如， 双燃烧室超燃冲压发动机就是采用预燃火焰的途 径，对于火焰稳定器在亚燃冲压发动机上的研究也 相对成熟。然而，对于超燃冲压模态，气流在燃烧 室为超声 速，传 统 的 火 焰 稳 定 器 会 产 生 很 大 的 阻 力，造成较大的流阻损失。因此，燃烧稳定也是一 项关键技术。目前，使用凹槽稳焰技术是一个较为 可靠的途径［5］，成为稳定燃烧的研究热点。
关键词 超燃冲压发动机 高超声速 中心燃烧 双模态 双燃烧室 激波引燃
引言 高超声速飞行器飞行速度快、作战半径大、隐
蔽性能好、突防能力强、攻击精度高、作战效能大， 一直广泛受到世界各军事强国的高度重视。美国国 防部在其 2006 年 1 月发布的《四年一度防务评估报 告》中，将以高超声速技术为基础的快速全球打击 能力列为 目 前 需 要 优 先 发 展 的 重 点 能 力 之 一［1-3］。 高超声速技术对国家政治、军事未来的发展具有极 其重要的战略意义。
OＲEL （ 又称依格纳研究计划（ IGLA） ） 中，正在研 制马赫数为 6 ～ 14，采用氢燃料的双模态冲压发动 机。1995 年，美国空军就实施了高超声速技术计划 （ HyTech） ，以验证马赫数为 4 ～ 8、射程1 400 km、 采用液体碳氢燃料双模态冲压发动机作为高超声速 导弹动力系统的适用性、性能和结构耐久性。2003 年，就完成了世界首台飞行质量的碳氢燃料超燃冲 压发动机的地面试验。1996 年，美国制定了高超声 速飞行器试验计划（ Hyper-X） ，该计划也采用了氢 燃料的双模态冲压发动机，对 3 架无人驾驶研究机 X-43 进行了飞行试验。在 2001 年第一次飞行试验 失败后，2004 年 3 月第二次飞行试验时成功启动了 发动机，马赫数达到 7，同年 9 月，进行了最后一次 马赫 数 为 10 的 飞 行 试 验。1995—2000 年，法 国 MBDA 公司与莫斯科航空研究所合作开发了使用煤 油和氢燃料、可在宽马赫数范围内工作的变几何形 状双模态冲压发动机。MBDA 公司还与 Astrium 空 间运输公 司 合 作，开 发 燃 料 冷 却 的 复 合 材 料 结 构 件。目前，该项目正在开发整个燃烧室使用的吸热 型燃料 冷 却 C / SiC 或 氢 冷 却 结 构 件。1997—2001 年，法国航空航天研究院与德国合作了 PＲEPHA 项 目，项目通过对马赫数为 4 ～ 8 的、采用氢燃料的双 模态冲压发动机的研究，开发了一种验证采用该发 动机的试飞器飞行中的气动推进平衡法。1999 年， 法 国 航 空 航 天 研 究 院 又 与 MBDA 公 司 合 作 了 PＲOMETHEE 项目，研究了碳氢燃料双模态冲压发 动机的相关技术难题，提出了通用型远程空地导弹 方案。为了使发动机具有更宽的马赫数范围，莫斯 科航空研究所提出了进气道和燃烧室几何形状均可 变的 WＲＲ 方案。不过由于该方案进气道的最小截 面积不可变，使其不能充分发挥形状可变的优势。 PＲOMETHEE 项目就对可旋转的整流罩方案进行了 研究。另外，为了解决大型的吸气式推进系统与机 身集成时的低结构效率问题，出现了轴对称双油箱 结构方案与双锥形方案。
1988 年，俄罗斯就制定了超燃冲压发动机飞行 试验计划———冷计划（ Kholod） ，该试验计划采用了 液氢主 动 冷 却 矩 形 和 轴 对 称 双 模 态 冲 压 发 动 机， 1991—1998 年，俄罗斯共进行了 5 次验证性飞行试 验，飞行马赫数最高 6． 5。目前，俄罗斯中央航空 流体动 力 研 究 所 在 高 超 声 速 试 验 飞 行 器 鹰 计 划 飞航导弹 2013 年第 7 期
2 双燃烧室超燃冲压发动机 为了克服双模态冲压发动机在不同马赫数下点
火、掺混、稳定且在燃烧室停留的短暂时间内完全 燃烧的问 题，目 前 的 一 种 途 径 是 采 用 双 燃 烧 室 技
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推进技术
术。 2． 1 结构原理
双燃烧室冲压发动机（ 如图 2） 有两套进气系 统，一套进气系统使来流减速至亚声速，然后与富 油环境中的常规液体碳氢燃料混合并点火，膨胀的 燃烧产物与经另一套进气系统进入的超声速空气混 合，然后在超声速燃烧室中燃烧。双燃烧室冲压发 动机的超燃燃烧室的高速气流由于在亚燃燃烧室出 口燃气的 作 用 下，在 主 流 区 比 较 容 易 实 现 稳 定 燃 烧； 碳氢燃料在亚燃流场的作用下未反应的部分蒸 发、裂 解，大 大 缩 短 了 超 燃 燃 烧 室 的 点 火 延 迟 时 间，有 利 于 燃 料 和 空 气 的 混 合、点 火 及 稳 定 的 燃 烧； 双燃烧室的设计避开了双模态冲压发动机的模 态转换问题。
2． 2 关键技术 1） 超燃燃烧室内流场的释热可压混合层技术。
由于亚燃燃烧室中的富油燃气和热空气在进入超燃 燃烧室中会产生轴向的混合层，而超燃燃烧室的补 燃主要在这层进行，发动机复杂的结构使其内部的 流场非常复杂。如何设计这两股气流交汇处底部尺 寸、调节气流参数使这两股压力不匹配的气流能够 在底部流动、混合层和激波互相影响的复杂流场中 充分混合、高效稳定的燃烧是关键所在，而目前有 关这方面的研究还很不足。
近年来，美国制定了 HyFly 高超声速巡航导弹 计划，目的就是为了通过飞行试验验证以碳氢燃料 双燃烧室冲压发动机为动力、马赫数为 6． 5、巡航 高度 27 km、射程 1 100 km 的高超声速导弹方案。 其发动机采用自由射流轴对称结构，进气道为环形 设计，被分成 6 个部分，2 个向亚燃燃烧室提供气 流，另外 4 个向超燃燃烧室提供气流。
2） 亚燃燃烧室设计。亚燃燃烧室主要需要解 决如何确定喷管的声速截面积，确定出口参数和如 何使碳氢燃料充分裂解的问题。
3） 超燃进气道与燃烧室的匹配问题。由于发动机 工作马赫数范围宽，高度跨度大，再加上机动等使进 气道的波系配置变化很大，因而使进气道出口的气流 参数变化大，对燃烧的高效稳定有很大的影响。 ·88·
1 双模态超燃冲压发动机 超燃冲压发动机在 Ma = 6 以上的性能远高于
亚燃冲压发动机，但是，当来流速度低于 Ma = 4 时，其并不能有效地工作，速度更低时，甚至无法 自启动。因此，为了扩大冲压发动机有效工作马赫 数的上下限，人们自然想到了将亚燃与超燃冲压发 动机合二为一，双模态冲压发动机便由此诞生。 1． 1 结构原理
HyFly 计划在 2004 年进行了第一次助推试验 飞行器（ BTV） 试验； 2005 年进行了分离试验飞行器
飞航导弹 2013 年第 7 期
推进技术
（ STV） 试验。其中，在 2007 年 9 月 25 日的试飞中 因发动机燃油控制系统软件发生故障导致飞行失 败； 2008 年 1 月 16 日的试飞中因高温高压燃料系 统泄漏再次失败； 2010 年 7 月 29 日的试飞中因飞 行控制软件问题致使飞行又一次失败。
双模态冲压发动机（ 如图 1） 是在传统冲压发动 机的基础上发展起来的，它是采用变几何进气道和 燃烧室的方法，使在来流速度较低时，开启亚燃冲 压工作模态； 当来流速度达到 Ma = 5 左右时，其转 到超燃冲压工作模态，这样就能保证发动机在整个 工作过程中始终保持较高的工作效率。
图 1 双模态冲压发动机示意图
3） 进气道调节技术。由于发动机工作马赫数 范围很宽，为了在不同飞行马赫数时始终保持较高 的性能，进气道调节技术是关键所在。
4） 发动机与机身一体化设计。双模态冲压发 动机尽管比冲很高，但比推力低，为了产生较高的 推力，发动机体积会相当大，造成了发动机与机身 集成时结构效率很低。因此，必须在设计时将发动 机与机 身 同 时 考 虑，以 达 到 性 能 的 最 佳 平 衡。 目 前，提出了多种方案，如轴对称双油箱方案、双锥 形机身方案、完全轴对称方案等。 1． 3 技术发展
1） 可靠的点火技术。双模态冲压发动机在低 马赫数下工作时，由于来流的总温和总压较小，因 而气流在进入燃烧室时的温升和压升也较小，达不 到一些燃料的自燃温度，加之气流在燃烧室内停留 时间 很 短，对 于 碳 氢 燃 料 而 言，可 靠 点 火 非 常 困 难。因此，在低马赫数下，燃烧室可靠点火是双模 态冲压发动机必须解决的关键技术之一。
推进技术
超燃冲压发动机新技术综述
李 宁 李旭昌 肖红雨
摘 要 超燃冲压发动机作为高超声速飞行器可用的 动力系统方案之一，自概念提出以来，一直受到各军事强国 的广泛关注，成 为 高 超 声 速 动 力 系 统 的 研 究 热 点。综 述 了 目前超燃冲压发动机技术的研究情况，重点介绍了采用新 技术的超燃冲压发动机的结构原理、关键技术以及技术发 展现状。
高超声速技术的研究始于 20 世纪 50 年代，随 后各军事大国纷纷进行了相关技术的研究。其中， 尤其是动力系统的研究最多，而超燃冲压发动机自 从 20 世纪 50 年代中期被提出后就受到了广泛的关 注，有关该发动机的研究一直成为高超声速动力系 统的研究热点。
随着技术的不断进步，许多采用新技术的超燃 冲压发动机被提了出来。例如，为了解决其燃烧问 题，提出了双模态超燃冲压发动机和双燃烧室超燃 冲压发动机，还有激波引燃冲压发动机、中心燃烧 超燃冲压发动机、旋转冲压发动机等，每种发动机 都有各自的优势，同样也存在着相应的技术难题。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
本文 2013-01-07 收到，李宁、李旭昌分别系空军工程大学防空反导学院硕士生、副教授
·86·
飞航导弹 2013 年第 7 期
推进技术
法［4］。一是通过固定加热规律，由计算机控制驱动 的可移动板改变几何通道使亚燃模态的工作上限大 于超燃模态的工作下限； 另一种方法是固定几何通 道，通过改变加热规律使超燃模态的工作下限小于 亚燃模态的工作上限，这样冲压发动机工作的上下 限得以扩充。 1． 2 关键技术:
双模态冲压发动机的工作马赫数范围很宽，因 而在飞行器速度变化较大或机动时，进气道的波系 会出现较大的变化，经过激波压缩的气流在进入发 动机燃烧室时参数的变化范围也较大，再加上气流 在燃烧室停留的时间极短（ 约为毫秒级） ，因而对于 空气与燃 料 的 掺 混、点 火 稳 定 燃 烧 都 有 很 大 的 影 响。为了实现发动机在纯亚燃、亚 / 超燃过渡、纯超 燃工作模态下都能发挥最优的性能，目前有两种方
2000 年，霍普金斯大学应用物理实验室在高超 声速风洞中进行了 150 多次直连式燃烧室试验，对 全尺寸双燃烧室冲压发动机在马赫数为 3． 5 ～ 6． 5、 高度为 25． 8 ～ 28． 9 km 范围内的工作特性进行了深 入研究。
2002 年 7 月，成功验证了采用常温液体碳氢燃 料、全尺寸、导弹弹体一体化的双燃烧室冲压发动 机推进系统的性能。2007 年 11 月，完成了双燃烧 室冲压发动机先进飞行质量燃烧室的地面试验，证 明了无冷却式结构方案在极端环境中的生存能力。 美国 SED 计划的 GDE-2 发动机曾完成了 Ma = 5 条 件下的燃料冷却发动机的闭式循环自由射流试验， 标志着吸热型碳氢燃料发动机主动冷却技术已达到 实用水平。
4） 燃料的喷注。喷射方式、喷射位置、喷射流 量不同对于燃料在亚燃燃烧室的蒸发、裂解和超燃 燃烧室的稳定燃烧都有很大的影响，仍需要做很多 方面的探索。
5） 燃料的选择。燃料作为能源物质，它对发动 机的能量、燃烧的组织都有重要的影响。液体碳氢 燃料以其高能、高密度、易于储存运输等优点受到 研究者的关注，然而，具体选择何种液体碳氢燃料 或者研制新型的碳氢燃料都需要进一步研究。 2． 3 技术发展
双燃烧室冲压发动机最早是由美国霍普金斯大 学应用物理实验室的 Keirsey 于 1977 年提出的，之 后，该实验室一直独立致力于该发动机技术的研究 与应用，对发动机的概念进行了探索性的研究，对 进气道、隔离段、燃料喷注器、燃料供应和控制系 统、燃烧室、材料、结构、导航、助推器、动力和其 它子系统等进行过研究。
2） 燃烧稳定技术。目前，稳定燃烧基本是通过 采用火焰稳定器或预燃火焰的途径解决的。例如， 双燃烧室超燃冲压发动机就是采用预燃火焰的途 径，对于火焰稳定器在亚燃冲压发动机上的研究也 相对成熟。然而，对于超燃冲压模态，气流在燃烧 室为超声 速，传 统 的 火 焰 稳 定 器 会 产 生 很 大 的 阻 力，造成较大的流阻损失。因此，燃烧稳定也是一 项关键技术。目前，使用凹槽稳焰技术是一个较为 可靠的途径［5］，成为稳定燃烧的研究热点。
关键词 超燃冲压发动机 高超声速 中心燃烧 双模态 双燃烧室 激波引燃
引言 高超声速飞行器飞行速度快、作战半径大、隐
蔽性能好、突防能力强、攻击精度高、作战效能大， 一直广泛受到世界各军事强国的高度重视。美国国 防部在其 2006 年 1 月发布的《四年一度防务评估报 告》中，将以高超声速技术为基础的快速全球打击 能力列为 目 前 需 要 优 先 发 展 的 重 点 能 力 之 一［1-3］。 高超声速技术对国家政治、军事未来的发展具有极 其重要的战略意义。
OＲEL （ 又称依格纳研究计划（ IGLA） ） 中，正在研 制马赫数为 6 ～ 14，采用氢燃料的双模态冲压发动 机。1995 年，美国空军就实施了高超声速技术计划 （ HyTech） ，以验证马赫数为 4 ～ 8、射程1 400 km、 采用液体碳氢燃料双模态冲压发动机作为高超声速 导弹动力系统的适用性、性能和结构耐久性。2003 年，就完成了世界首台飞行质量的碳氢燃料超燃冲 压发动机的地面试验。1996 年，美国制定了高超声 速飞行器试验计划（ Hyper-X） ，该计划也采用了氢 燃料的双模态冲压发动机，对 3 架无人驾驶研究机 X-43 进行了飞行试验。在 2001 年第一次飞行试验 失败后，2004 年 3 月第二次飞行试验时成功启动了 发动机，马赫数达到 7，同年 9 月，进行了最后一次 马赫 数 为 10 的 飞 行 试 验。1995—2000 年，法 国 MBDA 公司与莫斯科航空研究所合作开发了使用煤 油和氢燃料、可在宽马赫数范围内工作的变几何形 状双模态冲压发动机。MBDA 公司还与 Astrium 空 间运输公 司 合 作，开 发 燃 料 冷 却 的 复 合 材 料 结 构 件。目前，该项目正在开发整个燃烧室使用的吸热 型燃料 冷 却 C / SiC 或 氢 冷 却 结 构 件。1997—2001 年，法国航空航天研究院与德国合作了 PＲEPHA 项 目，项目通过对马赫数为 4 ～ 8 的、采用氢燃料的双 模态冲压发动机的研究，开发了一种验证采用该发 动机的试飞器飞行中的气动推进平衡法。1999 年， 法 国 航 空 航 天 研 究 院 又 与 MBDA 公 司 合 作 了 PＲOMETHEE 项目，研究了碳氢燃料双模态冲压发 动机的相关技术难题，提出了通用型远程空地导弹 方案。为了使发动机具有更宽的马赫数范围，莫斯 科航空研究所提出了进气道和燃烧室几何形状均可 变的 WＲＲ 方案。不过由于该方案进气道的最小截 面积不可变，使其不能充分发挥形状可变的优势。 PＲOMETHEE 项目就对可旋转的整流罩方案进行了 研究。另外，为了解决大型的吸气式推进系统与机 身集成时的低结构效率问题，出现了轴对称双油箱 结构方案与双锥形方案。
1988 年，俄罗斯就制定了超燃冲压发动机飞行 试验计划———冷计划（ Kholod） ，该试验计划采用了 液氢主 动 冷 却 矩 形 和 轴 对 称 双 模 态 冲 压 发 动 机， 1991—1998 年，俄罗斯共进行了 5 次验证性飞行试 验，飞行马赫数最高 6． 5。目前，俄罗斯中央航空 流体动 力 研 究 所 在 高 超 声 速 试 验 飞 行 器 鹰 计 划 飞航导弹 2013 年第 7 期
2 双燃烧室超燃冲压发动机 为了克服双模态冲压发动机在不同马赫数下点
火、掺混、稳定且在燃烧室停留的短暂时间内完全 燃烧的问 题，目 前 的 一 种 途 径 是 采 用 双 燃 烧 室 技
·87·
推进技术
术。 2． 1 结构原理
双燃烧室冲压发动机（ 如图 2） 有两套进气系 统，一套进气系统使来流减速至亚声速，然后与富 油环境中的常规液体碳氢燃料混合并点火，膨胀的 燃烧产物与经另一套进气系统进入的超声速空气混 合，然后在超声速燃烧室中燃烧。双燃烧室冲压发 动机的超燃燃烧室的高速气流由于在亚燃燃烧室出 口燃气的 作 用 下，在 主 流 区 比 较 容 易 实 现 稳 定 燃 烧； 碳氢燃料在亚燃流场的作用下未反应的部分蒸 发、裂 解，大 大 缩 短 了 超 燃 燃 烧 室 的 点 火 延 迟 时 间，有 利 于 燃 料 和 空 气 的 混 合、点 火 及 稳 定 的 燃 烧； 双燃烧室的设计避开了双模态冲压发动机的模 态转换问题。