袁春飞，仇小杰

（中航工业航空动力控制系统研究所，江苏无锡214063）

超燃冲压发动机研究现状及控制系统关键技术

袁春飞，仇小杰

（中航工业航空动力控制系统研究所，江苏无锡214063）

介绍了超燃冲压发动机的基本概念以及推进系统技术等关键技术，全面综述了近年来美国、俄罗斯、法国和国际合作等在超燃冲压发动机技术领域的新进展以及发展动态，分析了各国相关重点项目的技术发展以及工程进展，重点探讨了超燃冲压发动机控制系统关键技术，在此基础上对超燃冲压发动机的特点进行了总结，并对超燃冲压发动机的发展进行了展望。

超燃冲压发动机；控制系统；关键技术；发展动态；临近空间

0　引言

随着科技的迅猛发展，临近空间已逐渐成为各国军事装备竞争的新领域。一般将距离地面20～100 km的空域称为临近空间。这段空域介于空间轨道飞行器最低飞行高度和飞机最高飞行高度之间，相对于下层空域具有高度优势，同时也能对外层空间的空间站和卫星等航天器形成近距离的威胁。高超声速飞行器技术的发展是人类继发明飞机、突破声障、进入太空之后又一个划时代的里程碑。其飞行空域主要在临近空间，巡航Ma=6～15，为占据临近空间，各国将高超声速技术的发展作为1条重要途径，而高性能推进技术的发展是高超声速武器发展的核心关键技术［1-4］。

超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压发动机）是大气层内以高超声速飞行的最佳动力装置，无转动部件，经济性好，已经成为21世纪国防研究的重点项目之一。一般的冲压发动机主要组成部分有：进气道、主动冷却燃烧室、尾喷管、燃油与控制系统、点火系统、测量系统和直属件等。根据燃烧室气流状况，冲压发动机又可分为亚燃冲压发动机、超燃冲压发动机。亚燃冲压发动机燃烧室入口气流为亚声速，采用超声速进气道，推进速度可达Ma=3～5。超燃冲压发动机进入燃烧室的气流为超声速，在超声速气流中进行燃烧，从而使发动机热力循环可以在较低的静温和静压下进行。超燃冲压发动机在Ma=4～4.5开始投入运行，飞行速度高达Ma=16，理论上最大飞行速度可达Ma=25左右，推重比可达20以上。

初期的高超声速技术研究主要是概念和原理的探索，而现阶段对高超声速技术的研究已经以某种高超声速飞行器为应用背景进行先期技术开发。从20世纪50年代末开始到90年代初，经过几十年不懈探索，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度、澳大利亚等国先后取得了超燃冲压发动机技术上的重大突破，并陆续进行了地面试验和飞行试验。各国对高超声速技术开发的主要应用目标为：近期目标为高超声速巡航导弹，中期目标为高超声速飞机，远期目标为吸气式推进的跨大气层飞行器、空天飞机。

1　国内外发展概况

1.1美国全球领先

早在20世纪50年代，美国就开展了高超声速飞行器及其相关技术的研究，并提出了系列化的研究发展计划和项目。美国国防部的高超声速飞行器及其技术的相关研究工作计划如图1所示。

图1　美国国防部的高超声速飞行器及其技术的相关研究工作计划

美国空军和宇航局在20世纪80年代开展了NASP计划，其最终目标是通过设计高超声速飞行器X-30来实现在地球低轨道的飞行试验。这个计划耗时10 a且耗资30亿美元，使得美国空军和宇航局通过试验条件的建设以及改造掌握了大量数据，为后续的高超声速飞行技术的研发奠定了基础，并大大推进了高超声速飞行技术的发展。

继NASP计划之后，美国于20世纪90年代开展了HyTech计划。美国空军研究试验室通过使用液体碳氢为燃料的超燃冲压发动机，验证了Ma=4～8的高超声速飞行技术。该计划于2006年结题，并通过3个阶段开展了相关试验验证：超燃冲压发动机的部件验证技术在第1、2阶段进行了验证，在第3阶段开展了系统集成和高超声速技术验证，最终制造了GDE-1和GDE-2双模超燃冲压发动机，并于2005年完成了相关试验验证。HyTech计划是1个较为成功的计划，通过部件关键技术研究、整机性能试验和地面试验逐级推进的方法来开展高超声速飞行技术的试验验证［4］。

与HyTech计划同步开展的还有NASA-LRC和DFRC联合开发的Hyper-X计划，其主要通过高超声速飞行器的设计和试验，来验证高超声速飞行器以及空地往返的超燃冲压发动机技术，其具有代表性的空天飞行器包括X-43A、X-43B、X-43C和X-43D。X-43A（如图2所示）采用双模态超燃冲压发动机作为推进系统，计划工作时间为5～10 s，推进速度为Ma=7～10，通过2次飞行试验对其进行了验证，并与风洞试验结果进行了对比；X-43B采用冲压组合发动机作为推进系统，燃料为液氢，预计飞行马赫数为7，由于经费原因，X-43B计划在制订方案时就被军方终止；X-43C采用3台超燃冲压发动机并联方式作为推进系统，计划飞行马赫数为6，但是由于经费原因，本项目被暂停；X-43D采用液氢燃料双模态超燃冲压发动机作为推进系统，原型是X-43A空天飞行器，计划飞行马赫数为15，目标是验证飞发一体化设计技术［5-7］。

图2X-43A发射

FASTT计划的高超声速飞行器把超燃冲压发动机集成到导弹结构中，采用碳氢燃料的超燃冲压发动机，飞行高度为18.24 km，速度为Ma=5.5，其推进系统采用普通液体碳氢燃料。FASTT于2005年开展了首次自由飞行试验，共飞行15 s。

HyFly是美国海军和美国国防部联合开展的1项高超声速飞行验证计划，主要开展以双燃烧室超燃冲压发动机为推进系统的高超声速导弹技术的研究。HyFly计划开展飞行速度Ma=6以及700 km航程的巡航飞行试验，并验证导弹布撒弹药技术。在4年时间中，HyFly共开展了3次飞行试验，验证了导弹的制导与控制性能、双燃烧室转接以及燃油控制和爬升性能，但是由于燃油控制系统出现问题，试验马赫数仅达到了3.5且只飞行了50余s，试验未取得成功。

HySET计划是由美国空军研究实验室组织实施的，并于2005年制造出1台名为GTD-2高超声速地面验证发动机。GTD-2发动机采用了可变几何进气装置，并设计了往返入轨的推进系统的结构。GTD-2发动机分别于2005和2006年开展了Ma=5，7的地面试验，均采用了碳氢燃料。

在HySET计划试验结果的研究基础上，美国空军研究实验室（AFRL）与国防高级研究计划局（DARPA）联合主持研制了X-51A飞行器，如图3所示。X-51A是超燃冲压发动机高超声速验证机，代号“乘波者（SED-WR）”。该飞行器由PW公司以及BOEING公司联合开发，由1台JP-7碳氢燃料超燃冲压发动机推动，设计飞行马赫数为6～6.5之间，其主要目的是开展高超声速验证机的飞行演示验证，验证超燃冲压发动机推进的飞行器的可行性以及为后续的远程和全球打击武器的的研究做准备。该计划的终极目标是发展1种比美国现有武器库中任何1种导弹的速度都要快5倍以上，可在1 h内攻击地球任意位置任意目标的新武器。X-51A的推进系统主体采用铬镍铁合金，燃油控制系统完全一体化，控制系统的硬件和软件能使发动机作为1个完整的闭环系统工作，通过FADEC实现复杂的燃料控制和转换。2010年5月，X-51A进行了第1次试飞。X-51A从15 km高空处投放并由火箭加速到Ma=4.8，其超燃冲压发动机点火，自主飞行200 s后加速至Ma=5，飞行高度约为20 km。X-51A的首飞成功刷新了X-43A创造的超燃冲压发动机推进的高超声速飞行时间记录，标志着超声速技术获得重要进展的里程碑［9］，意味着超燃冲压发动机将提供1种全新的快速全球打击能力。2011年6月，X-51A进行了第2次试飞，但以失败告终。

图3　X-51A飞行器概念

1.2俄罗斯大力发展高超声速技术

长期以来，俄罗斯国防部一直在为高超声速推进系统研究项目提供经费支持。在超燃冲压发动机研制方面，俄罗斯一直走在世界前列。在20世纪末，以研究氢燃料超燃冲压发动机性能为目的的“冷”计划得以实施，该计划由茹科夫斯基和巴拉诺夫2个中央发动机研究院联合开展，各大关键技术均取得了重大突破，比如完成了亚声速燃烧模态到超声速燃烧模态的转换，奠定了俄罗斯高超声速技术的领先地位。

为更好研究发动机性能，制造相配套的高超声速飞行器，俄罗斯制定了“依格纳”飞行器研究计划，如图4所示。在该计划中，研发出名为“鹰”的有翼高超声速试验飞行器，该飞行器于2001年进行了首飞试验并取得了成功。

图4　“依格纳”研究计划战略

随后，俄罗斯又开展了鹰31计划，鹰31高超声速飞行器采用2台双模态超燃冲压发动机作为推进系统。该项目开展了大量的地面试验，突破了很多关键技术，如在给定的马赫数、雷诺数和总温范围内，燃烧室超声速燃烧的稳定性、空气-燃料混合物稳定点火和燃烧技术以及在超燃冲压发动机导管几何尺寸的条件下的高效率燃烧技术等。

近期俄罗斯正在进行1项有关超燃冲压发动机推进系统的保密计划，计划中的推进系统可用在洲际弹道导弹上进行导弹防御。

1.3法国是高超声速技术起源地

冲压发动机起源于法国，其原理于1913年由法国工程师René LORIN提出并申请专利。近100年来，法国的冲压发动机技术得到了长足发展并保持着世界先进水平。自20世纪70年代以来，法国开始研究整体式冲压发动机技术，包括整体式液体和整体式固体燃料的冲压发动机技术［11］。

20世纪90年代，法国在国防部等单位的领导下开始实施PREPHA计划。该计划重点研究氢燃料超燃冲压发动机的设计与地面试验，包括：超燃冲压发动机试验模型的设计与地面试验、试验设备的建设、计算程序和物理模型的发展、材料技术和总体设计技术的研究，主要研究用于大型飞行器的超燃冲压发动机技术。Aerospatiale公司根据PREPHA计划在皮尔及斯地区建立了超燃冲压发动机试验台，并于1995年调试完成，该试验台可模拟马赫数为6的超燃冲压发动机试验。此外，法国还与俄罗斯的CIAM合作，用助推器发射以轴对称氢燃料超燃冲压发动机为推进系统的高超声速飞行器，以便初步了解超燃冲压发动机在飞行状态下的工作性能，于1991年11月进行了第1次飞行试验，1992年12月进行了第2次试验，飞行试验马赫数达5以上。

在法国政府的支持下，MBDA公司在20世纪90年代与莫斯科航空学院合作，进行了几何结构可调的宽马赫数双模态超燃冲压发动机研究。该超燃冲压发动机主要具有以下特点：尺寸较大（进口面积0.05 m2）、Ma范围宽（3～12）、可根据弹道调节几何结构、实时优化性能、氢燃料、高超声速飞行结构。

由MBDA法国公司和ONERA负责的PEOMETHEE项目于20世纪90年代末由法国国防部正式启动。为初步研究高超声速巡航导弹推进系统设计和使用技术，并能直接考虑某些作战限制因素，该项目研究有关碳氢燃料双模冲压发动机的技术难题，以空对地高超声速巡航导弹为应用背景，导弹长6 m，发射质量为1700 kg，采用双模态超燃冲压发动机，发动机工作Ma=2～8，采用吸热型碳氢燃料。

1.4国际合作寻求突破

20世纪90年代，美国、德国、英国、澳大利亚、韩国、日本等国联合开展了HyShot计划，这是国际高超声速技术合作的典型项目，积极致力于高超声速基础技术研究，在发射架上的HyShot2超燃冲压发动机飞行器如图5所示，其飞行器采用超燃冲压发动机作为推进系统，并以进行飞行试验作为最终目标。至2006年，该计划共计进行了4次飞行试验，第1次试验失败，后3次试验均取得成功，飞行Ma=7.6，其中第3、4次试验分别使用了英国提供的HyShot3和日本提供的HyShot4超燃冲压发动机。

图5　在发射架上的HyShot2超燃冲压发动机飞行器

美国和澳大利亚于2004年启动了Hy-CAUSE计划。2国多个研究单位参与该计划研究，其中研究的主体为美国DARPA和澳大利亚DSTO。Hy-CAUSE项目的主要目标是研究氢燃料超燃冲压发动机在高超声速条件下的性能和可操作性，并通过地面和飞行条件下试验数据的对比，研究低成本飞行的试验方法。Hy-CAUSE项目于2007年开展了飞行试验并取得了成功。

2006年，美国与澳大利亚又合作开展了HIFiRE研究计划，旨在研究1种以超燃冲压发动机为推进系统的高超声速飞行器，并研究在大气层中以Ma=8的速度进行飞行的高超声速气动布局方案，通过试验获得高超声速飞行试验数据。HIFiRE计划的研究结果可用于支持美国的X-51项目，同时为美国后续开展远程和全球打击武器的研究提供强大的飞行试验数据库。HIFiRE项目计划进行10次试飞试验，目前已经完成了2次，均取得了成功，获得了很多宝贵的数据并在各关键技术领域取得了丰富的技术成果，其对美国和澳大利亚未来高超声速技术的研究和验证无疑有非常重要的作用。

2　超燃冲压发动机关键技术

由于超燃冲压发动机既要在范围很宽的飞行状态下工作，又要在超声速气流中组织有效的燃烧，其技术实施涉及到很多重大关键技术问题，难度非常大。从目前国内外的发展经验看，必须达到成熟化的关键性技术包括：推进系统技术、热防护以及材料技术、空气动力学技术、先进控制技术以及飞/发一体化技术。

2.1推进系统技术

在超燃冲压发动机的研制中，首要的具有挑战性的技术难题是推进技术。对于常规冲压发动机，气流在燃烧室内为亚声速，而对于超燃冲压发动机，气流在燃烧室内为超声速，气流来流速度快，在整个宽广的运行速度范围内流动，燃料在燃烧室内驻留时间短，燃烧与流动耦合强，燃料的喷雾、混合和有效燃烧必须在极短的时间内完成，难度很大。此外，燃烧室内存在着激波和附面层的相互干扰，使得燃烧过程相当复杂，需要对燃烧稳定性与过程进行优化。同时超声速燃烧过程的总压损失也比亚声速燃烧过程大得多，需要研究新的冲压发动机技术，验证发动机在大马赫数下的性能。

2.2热防护和材料技术

面对复杂的大气环境，发动机要具有很强的适应能力，特别是受到气动热载荷效应的影响时，高超声速飞行器的机头、控制面及机翼前缘在高速飞行中都具有较高温度，同时推进系统的燃烧室、喷管温度也很高，如果不做热防护处理，势必会影响到发动的性能及稳定性，因此热防护技术的研究势在必行。热防护重点从系统结构和材料方面进行改进，并不断优化主动式放热系统和超低温推进剂贮箱的材料，从而拥有轻并且耐用的结构和有效的防热系统。

针对大气中臭氧、紫外线、高能粒子的腐蚀和辐射，需要不断研究抗氧化和电磁防护技术。目前国内外正在研究使用快速固化粉末冶金工艺制造高纯度、轻质量的耐高温合金，以及耐高温的陶瓷基复合材料以及碳/碳复合材料方案，以满足超燃冲压发动机防热和抗氧化要求。

2.3空气动力学技术

由于临近空间纵跨非电离层和电离层，故其内部大气现象极其复杂，当高超声速飞行器在此环境飞行时，超燃冲压发动机内部会产生很强的激波，并且激波和边界层之间的干扰会随着马赫数的增大而增加，同时产生高温，使得发动机内部气体电离、分解并且发生化学反应，所以在超燃冲压发动机研制过程中必须考虑真实的高温气体以及其非平衡流动问题。对此，目前虽进行了很多研究，但是在各种复杂因素耦合情况下的气流运动情况，还是存在很多认识上的不足。

美国在总结X-43A经验时曾提出要重点研究超燃冲压发动机如下空气动力学问题的影响：边界层从层流转变为湍流的转换，湍流边界层的流动和剪切层的流动，激波与边界层之间的相互作用，燃料喷注入气流、燃料与空气的混合、燃料与空气之间的化学反应，机身与推进系统一体化设计的飞行器性能和可运行范围等。以中国目前的计算水平以及设备能力而言，还不能较好的模拟临近空间的复杂飞行环境。为此，应当充分利用和发挥高超声速空气动力学相关的基础理论、建模计算、高速数值计算技术及试验验证手段的优势。

2.4先进控制技术

临近空间跨越大气平流层、中间层以及小部分增温层，大气稀薄，而且随高度变化的大气参数变化复杂，导致高超声速飞行器尤其是对大气参数非常敏感的超燃冲压发动机的控制技术面临很多技术难点，超燃冲压发动机先进控制技术的研究迫在眉睫。超燃冲压发动机与高超声速飞行器姿态紧密关联，在很宽马赫数范围内，超燃冲压发动机呈现出复杂的控制机理，控制问题的研究直接与发动机内部物理和化学过程相关，需要掌握对气体流动以及燃烧过程起主导作用的物理化学效应，及相互耦合关系对发动机控制特性的影响，从而提炼出准确的控制需求和控制问题。当前，超燃冲压发动机的技术难点之一就是实现超声速燃烧，燃料的控制是其关键，超燃冲压发动机为了在宽的Ma范围内运行，实际上要经过亚燃区过渡到超燃区，由于超燃和亚燃在燃烧特性上的巨大差异，以及超声速燃烧需要的变面积比燃烧过程，使得超燃冲压发动机呈现出了很强的非线性，难以控制，同时燃料量的小范围内变化就可能导致发动机工作不稳定，控制系统要承担起改变发动机内部燃烧状态、控制发动机推力和施加保护控制的任务，从而提高发动机的效率、增大推力。在超燃冲压发动机运行过程中，由于发动机飞行条件变化大，稳定边界狭窄，对于各种扰动非常敏感，存在多种安全边界，包括进气道不起动、进气道喘振、燃烧室贫富油熄火边界等，这就要求必须进行进气道以及喷口的变几何主动控制研究，在很大范围内进行调节进气道以及喷管，从而保证超燃冲压发动机在各种飞行条件下工作，使发动机时刻处于最佳的工作状态。

2.5飞/发一体化技术

美国在20世纪60年代即开展了早期的超燃冲压发动机研究。NASA制订了高超声速发动机研究计划，在该计划中，发动机性能、结构和系统等方面的重要研究工作已经完成，但同时也发现了结构方面亟待解决的问题。由于超燃冲压采用的是发动机的轴对称、吊舱式的结构形式，使得发动机外形呈现中间细、两头粗，使发动机面临很大的迎风面积和外阻力，同时由于发动机内外表面都与高温热气流接触，冷却壁面需要大量的冷却剂。这就导致超燃冲压发动机工作寿命过短，在高Ma时液氢冷却剂需求量急剧上升，发动机外阻力过大。为此，美国提出飞/发一体化超燃冲压方案来解决以上问题：通过将飞行器机体的下表面作为发动机进气道与尾喷管的一部分，使得发动机与机身连成一体，从而极大地减少了发动机的迎风面积、外阻力和质量，也大幅度地减少了冷却剂的需求量；同时将发动机做成模块形式，可以只取若干个模块进行发动机试验，降低了对试验设备的要求。目前超燃冲压发动机研制的基本形式就是这种飞/发一体化超燃冲压方案。

3　超燃冲压发动机控制技术

3.1控制要求

根据第2.5节所述，超燃冲压发动机燃烧边界狭窄，为保证高效率运行，发动机工作点一般在临界点附近，很容易进入亚临界区，并引起进气道“喘振”。这就要求控制系统在各种环境条件下稳定性高，避免动态过程中的振荡现象，对于燃料和几何控制的稳态和动态性能需求很高。高超声速飞行器的制导系统一般把飞行速度作为常数考虑，而飞行器速度高、Ma的动态变化过大可能会导致飞行器在跟踪目标时处于不利位置。考虑到高超声速飞行器的恶劣的环境条件，超燃冲压发动机控制系统必须保证在任何恶劣情况下都具有足够的稳定余量。

3.2控制方式

3.2.1等Ma、等α控制方式

当前超燃冲压发动机的控制方式一般为等Ma控制和等α控制［13］（等马赫控制和等攻角控制），Ma和α代表了飞行器飞行时的状态。由于冲压发动机起动点火范围狭窄，而且在贫油状态下才便于点火，发动机在起动后应控制余气系数口靠近临界工作点的超临界状态工作，以使发动机产生最大的推力来加速飞行器而又不致使发动机喘振。当飞行器进入巡航阶段时，控制α在允许的范围内变化，使飞行器按一定的Ma巡航。可见，等α控制对冲压发动机的过渡态控制具有重要意义。当飞行器等速巡航时马赫数是不变的，可以用等Ma控制。等Ma、等α控制方式可以满足超燃冲压发动机工作范围大的特点，并且其有效性也已经过多次飞行试验验证。

3.2.2最优控制

在超燃冲压发动机中，由于马赫数、高度变化范围大，强烈影响着发动机的动态特性，高超声速飞行器的攻角变化对发动机的燃烧稳定性和推力影响很大，同时也希望超燃冲压发动机一直工作在效率最高的状态，这样冲压发动机的超声速扩压器便会一直处于工作临界状态。这通过上述的等Ma、等α控制方式是非常难以实现的，普通的控制系统无法满足。而超燃冲压发动机的最优控制可以实现这一目标，在不同飞行状态下，根据不同时刻的发动机状态，通过对发动机性能实时优化，使得发动机一直处于工作临界状态，这样会大大降低发动机的体积与质量，提高工作效率。

3.3控制算法

在控制算法上，目前广泛采用常规PI控制、模糊控制以及增益调度控制等，通过前面分析，超燃冲压发动机具有很强的非线性特性。由于超燃冲压发动机在宽Ma范围内运行，要在超燃和亚燃区转换，且呈现出很强的非线性，即模态转换是1个极不稳定的过程，很小的流量改变对激波系稳定就会产生明显影响，同时随着超燃冲压发动机所处的高度和马赫数的变化，发动机动态特性变化很剧烈，导致响应速度和增益变化10多倍，发动机参数变化错综复杂，各种参数耦合严重，现有的控制算法难以达到控制系统的快速响应和高稳定性的要求。随着科技以及控制技术的发展，自适应控制算法、鲁棒控制算法、最优设计算法以及各种智能控制算法均有了工程应用的可能。例如：基于辨识的自适应控制算法是当前解决变参数控制问题的首选方法；鲁棒控制算法用最小性能代价换取鲁棒稳定性，根据模型参数变化范围设计最“不保守”的控制器；智能控制算法的优点在于控制系统具有学习功能，是非线性系统控制经常采用的控制方法，理论上能够实现不稳定系统的控制，适合高超声速飞行控制，智能控制算法还将能补偿受损的控制面，从而使飞行器的安全性和生存能力得到很大提高。

3.4控制系统关键技术

3.4.1总体设计技术

根据国内外航空发动机控制系统技术发展现状及趋势，同时结合超燃冲压发动机对控制系统的需求，控制系统从集中式向分布式转变［14-15］。并且分布式控制系统的采用可以大幅度减轻发动机的质量，从而增大超燃冲压发动机的推重比；智能传感器和智能执行机构的采用大大减轻了控制器的计算负担，这样就保证了能采用更复杂的控制规律；数控系统的故障隔离可增加发动机的可用性；发动机标准组件和通用测试平台可通过功能模块化和标准化来创建，这样设计、生产、装配和试验成本将会减少，定期维修成本相对减少，同时也可减少备件数量和发动机训练次数，以及发动机寿命周期费用。同时分布式控制系统采用一系列通用的接口和功能组件，采取功能与实现相分离的方法，可大大缩短控制系统的研制周期。

3.4.2基于智能控制器的大流量电动燃油泵和大推力电力作动器设计技术

由于冲压发动机无转动部件，无法对燃油进行增压以及供给，也无法对发动机的几何装置进行控制。当前的冲压发动机可以通过空气涡轮泵的方式进行燃油增压，从而控制燃油和几何装置，这还是属于传统的机械驱动燃油泵以及液压作动器。首先空气涡轮泵对于高超声速飞行器的气动外形有着致命影响，另外传统的机械驱动燃油泵供油量都大于需油量，多余的燃油必须通过旁路通道放回进油口，功率损失很大，影响了发动机的性能，而且燃油温升很高，智能电动燃油泵可根据超燃冲压发动机的需要调整电机转速，提供发动机所需的燃油量而无需燃油流回，不仅简化了热管理问题，并减轻了系统的质量，降低了系统的复杂性，使供油量和需油量基本平衡，提高了燃油泵的效率。传统的液压作动器始终存在泄漏问题，因此当作动器的性能降低时，总是难以判断是不是由泄漏造成的，同时其维修性很差，需要有经验的维修人员执行操作、非常耗时，并需要地面保障设备的支持。而采用电力作动器则很容易进行故障识别，因为发电机和功率电子设备都可以相互传递信号，同时电力作动器的维护非常简单，只需断开电路，拧下与作动器连接的螺栓即可。故研究智能控制、精度高、轻质量、大流量的电动燃油泵以及智能控制、精度高、轻质量、大推力的电力作动器是首要任务。

3.4.3耐高温的燃油截止阀的设计技术

当超燃冲压发动机工作在高Ma状态时，经过计量的燃油首先要对整个发动机进行冷却，然后再喷入燃烧室，经过热管理系统后的燃油温度高达1000 K，这样控制燃油输出的截止阀必须能够具备耐高温的能力，目前市场上已有的类似高温阀以民用产品居多，其结构大多为先导式结构，采用球面或锥面密封；采用电磁铁或液压力作为控制力，并在高温端与低温端之间采取散热措施。但其工作温度大多为400～600℃，耐温较低，难以承受对超燃冲压发动机冷却后的高温燃油，同时结构尺寸较大，空气流通散热难以达到超燃冲压发动机的使用要求。故研究轻质量、耐高温的燃油截止阀是很有必要的。

4　结束语

临近空间飞行器是应对未来战争、突破导弹防御系统、对敌方构成现实威慑力量的重要武器系统。目前，国际范围空天动力技术迅猛发展，各国均开展了高超声速飞行器的研制与试验，特别是Ma=6的X-51A飞行器的试飞成功有重大意义，也给了我们警示。中国对空天动力技术的研究也愈发重视，高超声速飞行器的研制论证已经开展，这既是机遇也是挑战，应当从美国和其它国家的发展道路和不断遭遇的种种困难中，认真总结经验、吸取教训，统筹国家空天技术发展，探索符合中国国情的发展超燃冲压发动机的正确道路，从而突破各项关键技术，打破国际封锁，形成自身技术储备。

［1］Michael A.Dornheim.A breath of fast air［J］.Aviation Week&Space Technology，2004（13）：28-29.

［2］Ronald S.Fyr.A century of ramjet propulsion technology evolution［J］. Journal of Propulsion and Power，2004，20（1）：27-58.

［3］Leslie1 J D，Dan E.Hypersonic test capabilities overview［R］. AIAA-2009-1702.

［4］沈娟，李舰.美国高超声速推进技术研究［J］.飞航导弹，2010（2）：5-8. SHEN Juan，LI Jian.Research on propulsion technology of hypersonic in America［J］.Aerodynamic Missile Journal，2010（2）：5-8.（in Chinese）

［5］Curtis Peebles.Learning from experience：case studies of the Hyper2X project［R］.AIAA-2009-1523.

［6］Mark C D.X-43A flight-test-determined aerodynamic force and moment characteristics at Mach 7［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2008，45（3）：472-484.

［7］Mark C D.Wind-tunnel results of the B-52B with the X-43A stack［R］.AIAA-2008-6570.

［8］Lawrence O B，Darin P H.Flutter and divergence assessment of the HyFly missile［R］.AIAA-2009-2462.

［9］沈剑伟.国外高超声速飞行器研制计划［J］.飞航导弹，2006（8）：1-9. SHEN Jiangwei.The development plan of hypersonic aircraft in foreign［J］.Aerodynamic Missile Journal，2006（8）：1-9.（in Chinese）

［10］丛敏，魏国福.俄罗斯继续研制高超声速推进系统［J］.飞航导弹，2010（2）：9-10. CONG Min，WEI Guofu.The continuing development of hypersonic propulsion system in Russia［J］.Aerodynamic Missile Journal，2010（2）：9-10.（in Chinese）

［11］Marguet R.Ramjet research and application in France［R］.ISABE 89-7005.

［12］李文杰，古雨田，何叶.从国际合作项目看澳大利亚高超声速技术的发展［J］.飞航导弹，2010（9）：42-45. LI Wenjie，GU Yutian，HE Ye.Development of hypersonic technology in Australia from international cooperation project［J］.Aerodynamic Missile Journal，2010（9）：42-45.（in Chinese）

［13］韩捷初.某型号燃油调节系统［J］.推进技术，1998，19（2）：23-26. HAN Jiechu.Fuel regulation system of a ramjet engine［J］.Journal of Propulsion，1998，19（2）：23-26.（in Chinese）

［14］Culley D E，Thomas R，Saus J.Concepts for distributed engine control［R］.AIAA-2007-5709.

［15］姚华.未来航空发动机控制技术的发展趋势［J］.航空科学技术，2012（6）：1-6. YAO Hua.Development trend of aircraft engine control technology［J］. Aeronautical Science&Technology，2012（6）：1-6.（in Chinese）

（编辑：张宝玲）

Research Status and Key Technologies of Control System for Scramjet

YUAN Chun-fei，QIU Xiao-jie
（AVIC Aviation Motor Control System Institute，Wuxi Jiangsu 214063，China）

Key technologies including the basic concept of scramjet and the prolusion system technology were introduced.The latest advance and dynamic development of scramjet technology in America，Russia，France and international cooperation were summarized synthetically.The technology and engineering development of relevant key projects in every country were analyzed and the key technologies of control system for scramjet were discussed emphatically.The characteristics of scramjet was summarized and the development of scramjet were prospected.

scramjet；control system；key technology；development trend；near space

V 233.7

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.04.001

2016-03-15基金项目：国家重大基础研究项目资助

袁春飞（1977），男，博士，自然科学研究员，从事航空发动机控制系统研究工作；E-mail：avic_ycf@163.com。

引用格式：袁春飞，仇小杰.超燃冲压发动机研究现状及控制系统关键技术［J］.航空发动机，2016，42（4）：1-7.YUANChunfei，QIUXiaojie.Researchstatusand keytechnologiesofcontrolsystemforscramjet［J］.Aeroengine，2016，42，（4）：1-7.