高超声速飞机动力需求探讨

2021-10-21左林玄张辰琳王霄卢恩巍朱伟

航空学报 2021年8期

左林玄，张辰琳，王霄，卢恩巍，朱伟

航空工业沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035

随着近几年高超声速技术迅猛发展，高超声速飞机目前已成为未来航空技术发展的重要方向和战略制高点[1]，受到世界各主要强国的关注；在军事领域，提高飞行速度可以拥有更强的生存能力，使飞机实现更加快速的战场响应[2]、情报侦察，在强对抗情况下占据主动权，实现有效突防打击敌严密设防高价值目标[3]，远距离快速打击敌纵深目标的能力，并能提高武器打击效能[4]，当飞行马赫数达到5～6时，单独依靠飞行速度就可以获得97%的战场生存力[5-6]，能有效地突破敌方防御系统与飞机的拦截网，在当前隐身技术发展之外，速度将成为提高飞机生存力的又一重要手段；同样，由于高超声速飞机自身速度高，动能大，其作为飞行发射平台可以使武器拥有可观的初始动能，大大增加武器的航程，拥有马赫数为5的高速飞机平台可以提高武器飞行航程3倍以上，加之高超声速飞机速度快，可以极大地压缩敌方防御系统的预警、反击时间，使敌方无法进行有效的防御与反击，在军事上有不可替代的价值[7-10]。在民用领域，高超声速飞机可以作为客运和货运工具，也可以作为可重复使用的航天入轨发射的第1级[11-12]，降低发射成本，具有广阔的应用前景。

1 高速动力系统是高超声速飞机的基石

纵观百年航空史，动力系统一直都是决定飞机能力的最重要因素，高超声速飞机的发展依赖于高速动力系统的技术发展[13-15]。图1展示了动力系统的技术革新对飞机能力发展的重要影响。飞机大速域与大空域的工作能力在动力形式革新后获得了长足的发展，特别是从活塞动力到喷气式动力的跨越式发展，推动了飞机速度高度均实现了重大跨越[16-17]，飞机速度从早期的200 km/h增加到现阶段1 600 km/h，高度升限从5 km提高到现阶段的20 km。但在过去50年，喷气式动力工作能力在高马赫数下遇到技术瓶颈[18]，动力系统的技术发展成为了制约飞机能力提升的最重要因素[19-20]。

动力系统作为飞机的核心装置[21]，一方面提供给飞机所需推力，另一方面也提供给飞机所需的引气和能源；飞机的功能性同样与发动机的发展水平紧密相连[22]。图2展示了在飞机发展史上，动力装置发展与飞机新机型数量的变化关系，从飞机机型数量变化看，动力形式和动力技术发展对整个飞机平台研发发展能力起到了关键作用[23]；动力系统的技术变革，即从活塞动力跨越发展到喷气式动力，发动机能力得到大幅提高，从而衍生出大量的新型飞机机型，并推动气动、材料、结构、电子、控制及能源等新技术融合迭代发展，催生新技术和新功能飞机平台的出现[24-26]；从图2中统计可知，经过1950—2010年60年的发展，飞机设计能力逐渐收敛，相同任务场景下的飞机方案趋近相似，飞机机型发展的种类减少，动力系统与飞机能挖掘潜力减小，整个飞机发展进入了平台期，各种新兴技术亟待新型动力系统的技术革新，提升飞机平台跨越发展[27]。

图2 飞机类型随动力系统发展趋势Fig.2 Development trend of aircraft category along with power system

经过活塞动力与喷气式动力技术发展，随着以超燃冲压发动机为基础的高超声速技术不断成熟，有望在未来将飞机的飞行速度、高度及能力又一次极大提升，使高超声速飞机成为可能。表1展示了美国冲压发动机发展历史，表2展示了美国高超声速飞机动力相关计划,图3展示了美国基于冲压动力的高超声速技术及高超声速飞机动力技术的发展脉络。随着冲压发动机技术的不断发展，美国经过了原理验证阶段(20世纪50～60年代末，提出了高超飞机及超燃的概念，但在一体化、热防护等技术上遇到了瓶颈)、早期技术探索阶段(20世纪80年代～20世纪末，对相关的关键技术取得了一定的突破，但由于对冲压发动机难度估计不足，经费投入过少，超燃冲压发动机和热防护技术仍然未取得突破)、发动机关键技术演示阶段(2003─2013年，快速发展与整机演示验证阶段，实现了发动机关键技术公关与验证)，目前已进入工程研制阶段(2013─2030年，技术成熟与武器化阶段),美国空军和海军面向工程研制的HSSW(High Speed Strike Weapon)和HAWC(Hypersonic Airbreathing Weapon Concept)计划呼之欲出。

表1 美国冲压动力发展历程

整个高超声速技术的发展，特别是随着X-51试飞的成功，标志着冲压发动机技术及吸气式高超声速技术真正开始迈向工程实用化，冲压动力的成功标志着高速动力技术及“热”处理技术获得突破，这也是高超声速飞机面临的核心问题，冲压动力的进步必将推动高超声速飞机的快速发展[28-30]。

正如表2展示的美国高超声速飞机动力的相关计划及图3展示的高超声速动力技术发展脉络，从高超声速飞机发展看，其发展脉络与冲压发动机的技术发展息息相关，在SR-71飞机后，由于动力系统及热防护技术遇到瓶颈，高超声速飞机发展停滞不前，随着超燃冲压动力关键技术演示成功，与冲压技术及组合动力相关的计划也先后实施，并进行了多种面向高超声速飞机动力的地面试验及关键技术验证[31]，对高超声速飞机动力性能、进发排匹配、模态转换、热防护等进行针对性探索。相应地，从冲压动力的发展脉络看，在高超声速飞机动力进行相关技术探索后，更大的飞/发全机地面试验甚至是试飞试验也将逐渐展开，高超声速飞机动力的发动机关键演示阶段也将到来。

表2 美国高超声速飞机动力相关计划

图3 美国高超声速动力技术发展脉络Fig.3 Development process of hypersonic power technology in USA

2 组合动力是高超声速飞机的现实选择

高超声速飞机一般是指飞行马赫数大于5，能在大气层内实现高速远程飞行的飞行器，其可以在远超越传统飞机的飞行速域和空域下工作。从起降方式看[32-33]，高超声速飞机可以采用垂直平降、空射平降和平起平降等方式。垂直平降一般采用火箭助推，飞机采用冲压发动机[34-35]，推进系统研制难度小，但此种发射方式下基地数量少且位置固定，在敌严峻的穿透打击威胁下易被摧毁，受火箭动力限制，飞机吨位受限，飞机航程小，载荷能力弱，且发射保障复杂，费用昂贵，反应慢；空射平降飞机投射地点灵活，研制难度相对较小，但受载机挂载能力限制，同样面临保障复杂，使用费用较为昂贵的问题；一般情况下垂直平降和空射平降都可以用来进行飞行验证，支持快速响应式侦察、目标指示，是短期内实现高超声速飞机技术的重要途径；而平起平降技术难度大，特别对推进系统、飞/发一体集成等要求较高，但其可重复使用、部署灵活，具有前2种方式所不可替代的军事和民用优势，因此从技术发展角度看，平起平降是高超声速飞机未来远景方案的主要发展方向。图4 展示了目前材料技术的发展情况，现阶段的材料体系虽然仍存在可重复使用能力的短板，但以高马赫数工况为工作条件的高温材料体系已基本具备了支撑高超声速飞机研制的基础条件，高超声速飞机的可重复使用能力不再是不可跨越的门槛。根据未来军用及民用对高超声速飞机的需求，从目前高超声速飞机自身特点、起降方式和材料体系研判，未来高超声速飞机方案应该具备大空域、宽速域、可平起平降、可重复使用、大载荷量及大航程等特点[36-39]。

图4 高超声速飞机材料体系Fig.4 Material system of hypersonic aircraft

基于高超声速飞机大空域、宽速域、水平起降的工作特点，动力系统必须具备宽速域工作能力，表3给出了不同种类发动机的相关工作范围和技术成熟度，虽然高速预冷涡轮发动机、脉冲爆震发动机及核动力发动机在理论上有更宽的工作范围，但目前成熟度较低，使用难度较大，技术发展不明确；相比之下，只有涡轮发动机、火箭发动机、亚燃冲压发动机及超燃冲压发动机相对成熟度较高，工程使用前景更明朗。图5[40]给出了成熟度较高的动力系统的工作速域和比冲范围，通常在飞行马赫数3以下，涡轮发动机是飞机的最佳动力装置，但随着来流总温的升高，受旋转部件温度的限制，涡轮已不适合高速使用，在马赫数4～10左右，冲压发动机成为飞机最佳的动力选择，拥有较高的比冲性能；相比之下，非吸气式的火箭工作在较宽的马赫数范围内，但比冲较小，可重复使用能力较低，难以满足飞机长航程飞行需求，因此使用火箭作为动力的飞机较少，仅有X-15等高速验证机使用；针对这些成熟度较高的发动机动力形式，目前没有一种动力装置可以满足高超声速飞机在宽马赫数(0～6+)条件下的使用需求[41]，对于需要水平起降可重复使用的高超声速飞机，只能结合2种或2种以上的发动机组合使用，以拓宽动力系统的工作速域。

表3 发动机参数对比

图5 不同动力的比冲特性[40]Fig.5 Specific impulse characteristics of different power systems[40]

组合动力技术发展由来已久，早期SR-71使用的J58发动机就是一款涡轮-冲压组合动力；组合动力系统根据发动机是否独立工作可以被分为组合推进系统和组合循环推进系统，组合推进系统中多种发动机相互独立工作，而组合循环推进系统工作过程中会有热力循环模式及模态的转换，即在工作包线内会出现核心部件工作过程及模式的变化，通常组合循环推进系统可以更好地匹配发动机推力及飞行条件，简单、轻便、灵活，拥有更大的优势[42]；而且可以更好地进行飞/发一体化耦合设计，所以一般的组合动力系统就是指组合循环推进系统。如图6所示，组合循环推进系统通过组合不同的动力装置，可以获得多种组合动力系统方案[43]，这些组合动力由涡轮、冲压和火箭相互组合而成，其中常见的组合动力形式包括TBCC发动机[44-45]、RBCC发动机[46-51]、空气涡轮火箭/冲压发动机(Air Turbo Rocket/ramjet, ATR)、TriJet和涡轮辅助火箭增强冲压组合发动机(Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet combined cycle Engine,TRRE)[52],其中TriJet和TRRE可以归类为涡轮/火箭冲压组合循环发动机(T/RBCC)。

图6 常见的组合动力形式Fig.6 Common sort of combined power system

TBCC动力系统由涡轮喷气(或涡轮风扇)发动机与冲压发动机组合[53]，如图7所示[54]，从发动机布局形式上看，可以分为串联TBCC与并联TBCC这2种形式，串联形式一般在低飞行马赫数只有涡轮发动机工作，在飞行马赫数达到模态转换点，通过控制涵道涡轮发动机进气关闭，来流空气进入冲压燃烧室，以冲压模态进行工作，此时，发动机转为冲压发动机[55]。并联形式涡轮和冲压发动机一般在飞机机体上下并排分布，有各自独立的燃烧室和喷管收敛段，一般喷管扩张段和进气道外压缩部分共用，内压缩部分根据设计可共用也可独立，通过打开或闭合进气道调节斜板，实现涡轮模态、冲压模态和共同工作模态的转换及工作[56]。涡轮模态时，涡轮通道打开，气流通过涡轮发动机做功，此时，冲压通道可以打开或关闭，冲压通道处于打开状态时，可作为多余空气的放气通道，减小飞行阻力，必要时也可在冲压燃烧室内喷入少量燃料，产生适当推力；冲压模态时，进气道调节斜板关闭，避免高温空气进入涡轮发动机通道烧蚀压缩部件，同时，该调节斜板起到压缩斜板的作用，气流经过冲压燃烧室和喉部可调的尾喷管，冲压发动机做功[54]。并联形式的TBCC发动机优点在于组合动力结构相对简单[57-58]，缺点为飞机迎风面积大，串联方式迎风面积小，但发动机结构复杂，技术难度大，很难在高马赫数下工作，并联TBCC方案更适合目前的高超声速飞机[59]。

图7 TBCC示意图[54]Fig.7 Schematic diagram of TBCC[54]

RBCC的特点是利用大气中的氧气，使吸入的空气与火箭发动机工作过程相互作用，产生推力增益[60-61]。典型的RBCC是将火箭与双模态冲压发动机有机结合形成组合循环动力系统，主要由冲压流动通道和嵌于流道内的火箭发动机构成，依据推进过程中发挥的功用不同，动力系统的流动通道分为进气道、混合段、燃烧室和喷管[62]。进气道主要功能是捕获来流空气，在超声速情况下对来流进行有效压缩，提高流动静压，为燃烧室内的燃烧提供氧化剂和足够高的燃烧室压强。进气道可以依据飞机总体需求，采用不同形式；混合段主要功能在于使火箭发动机一次主流与引入的二次空气流混合，就目前设计特点来看，如果是火箭发动机燃气与引射进入的空气充分混合，然后进行燃烧，则混合段应取等截面设计；如果考虑对引射空气进行补燃，使空气一边燃烧、一边与火箭发动机燃气进行混合，则混合段应采取扩张型面。在亚燃冲压模态，喷管需用收扩型喷管(机械式喉道或者热力喉道)，在超燃冲压模态，喷管直接用扩张型面。如图8[63]所示，就动力系统工作模式而言[64-65]，可以分为火箭引射、亚燃冲压、超燃冲压和火箭模态，也可以简化为火箭发动机引射模态、亚燃冲压模态和超燃冲压模态。除此之外，已提出的其他火箭基组合循环或者火箭基动力系统还有管道火箭发动机、液化空气循环火箭、深冷空气火箭、液化或者深冷空气/超燃冲压组合发动机、液化或者深冷空气/双模态冲压发动机等[66-67]，不同的热力循环模式，其系统复杂度也有很大不同。

图8 RBCC工作模态[63]Fig.8 Operation mode of RBCC[63]

ATR有机融合了涡轮喷气发动机和火箭发动机的特点，如图9[68]所示，其包括压气机、涡轮、燃气发生器和燃烧室[69]。空气涡轮火箭发动机的基本工作原理是使用独立于空气系统的富燃燃气发生器，驱动涡轮带动压气机工作，空气经过压气机增压后直接进入燃烧室，在燃烧室内和经过涡轮做功后的富燃燃气进行燃烧，高温燃气通过喷管产生推力[70]。与TBCC动力系统相同，ATR的特点也在于利用空气中的氧气，能自主起飞和着陆；使用火箭发动机产生的气体或者膨胀气体驱动涡轮，使涡轮介质独立于来自压气机的空气，从而使涡轮工作条件有较大选择；通过冲压进气道与压气机组合，进一步提高来流的压力。计算和分析表明，ATR利用了环境空气，和火箭发动机相比可以有效减少飞机推进剂携带量，且有较高的比冲；采用火箭发动机产生的燃气驱动涡轮，可以通过调节火箭发动机工况，控制燃气温度，在同样的做功能力需求条件下，采用较低温度燃气，有利于涡轮选材；对进气道来流进行预冷，有利于压气机选材和提高效率，从而提高飞行马赫数；ATR推重比大于涡轮发动机，结构复杂程度也低于现有常规涡轮发动机[71-72]。

图9 ATR发动机[68]Fig.9 ATR engine[68]

TriJet是一种可重复使用的新型组合循环推进系统，在TBCC中加入火箭引射冲压发动机[73]，该推进系统拟应用的都是当前已有技术，能实现马赫数从0～6+的无缝过渡。其高超声速推进概念的构型如图10[74]所示：进气道可为涡轮喷气发动机、火箭引射冲压发动机和双模冲压发动机提供燃烧所需的空气，双模冲压发动机流道通畅无阻碍，涡轮喷气发动机和火箭引射冲压发动机隐藏在进气活门之后，该活门能根据飞行阶段选择开或关。涡轮发动机工作在飞行马赫数0～2.5、火箭引射冲压发动机工作在飞行马赫数0～4、双模态冲压发动机工作在飞行马赫数4以上。火箭发动机使用空气中的氧气，提高了比冲，在飞行马赫数0～4，弥补了涡轮和冲压推力不足的问题。

图10 “三喷气”概念构型示意图[74]Fig.10 Schematic diagram of conceptual configuration of “three jets” power system[74]

如图11[52]所示，TRRE与TriJet理念相似，将涡轮、火箭和冲压发动机高度集成，是通过多种发动机热力循环和工作过程有机组合而形成的高度一体化吸气式组合循环发动机，TRRE采用成熟涡轮与火箭冲压复合燃烧室并联、共用进排气系统的方案，能够在马赫数0～6+、0～33 km高度范围内稳定工作，并具备较好的性能。

图11 TRRE发动机示意图[52]Fig.11 Schematic diagram of TRRE engine[52]

佩刀(Synergetic Air-Breathing Rocket Engine, SABRE)发动机具备2种工作模式,在火箭模式下，发动机以闭循环液氧/液氢高比冲火箭发动机工作[75]，在吸气模式下(从起飞阶段到Ma>5)，液氧被大气中空气所代替,使发动机比冲增加了3～6倍[76]。图12展示了SABRE内部结构示意图[10]，空气流入发动机，并且在压缩之前被冷却至很低的温度。氢燃料在进入燃烧室之前作为闭循环氦回路的冷却剂[77]。SABRE发动机本质上是一种闭循环火箭发动机，它带有一台预冷涡轮压缩机，可以给燃烧室提供高压空气,这使其能够在上升阶段以吸气模式从跑道零速度开始加速至Ma=5.5[78-79]，实现宽速域飞行工作。

图12 SABRE内部结构示意图[10]Fig.12 Schematic diagram of SABRE internal structure[10]

针对以上不同的动力组合形式，其动力组成形式、工作模态、循环过程不同，动力工作特性、使用范围、能力有很大差别[80]，针对不同的高超声速飞机任务和飞行需求，需要采用不同的组合动力形式。表4展示了目前组合动力的成熟度、可重复使用能力、技术风险及飞行马赫数范围，吸气式动力的可重复使用能力更高，比冲更大，航程与载荷更高。从图13看，ATR、TBCC、RBCC和TRRE等具备高超声速飞机所需求的宽速域工作能力，具备水平起降的工作速域要求，针对高超声速飞机的使用特点，TBCC、RBCC、ATR+超燃冲压及TRRE等组合方式都有可能满足未来高超声速飞机对动力的使用需求。

图13 组合动力工作范围Fig.13 Operating range of combined power system

表4 组合动力成熟度

除了宽速域工作、水平起降及可重复使用能力外，高超声速飞机对组合动力最基本的需求在于工作性能，由于热力循环形式不同，不同组合动力系统在不同工作速域的性能存在较大差别，图14粗略地展示了几种组合动力的单位质量流量推力和比冲，以进行定量的比较而不是定性的分析。从单方面性能看，采用涡轮发动机(射流预冷)+双模态冲压发动机的TBCC组合动力在全工作速域内比冲方面占优，但其在跨声速工作区域内涡轮提供推力不足，同时模态转换阶段面临推力衔接问题(推力陷阱)，涡轮的扩包线及冲压发动机的低马赫数工作能力有待进一步研究。由于火箭的使用，RBCC引射冲压发动机在模态转换和跨声速减阻方面具有优势，低马赫数下的大推力可使相同起飞重量和起飞推力的飞行器跨声速飞行时间更短，但低马赫数飞行条件下比冲较低(马赫数0～2)，在此工作域内燃料消耗也较高，需额外携带氧气也给飞机燃料供应系统提出了较大的难题。ATR+双模态冲压发动机、涡轮+引射冲压+双模态冲压的组合动力的比冲和推力处于RBCC和TBCC之间，但由于涉及到涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机，系统的匹配复杂度高，调节难度大，发动机之间的热防护难以解决。从性能考虑，组合动力的推力与比冲优势不可兼得，如何评价组合动力的性能优劣，需要结合飞机任务场景、飞行剖面及工作需求而定。对比上述几种组合动力，考虑到发动机单位迎风推力、发动机本体重量、发动机模态转换能力、进排气调节能力、一体化设计能力、热防护难度、可靠性、工作时间、维护性及成本等因素，组合动力的选型及评价更需要综合多个维度，从飞机视角进行全局性的考虑。

图14 组合动力性能对比Fig.14 Comparison of combined power system performance

美国的组合动力技术研究较早，其发展方向更有借鉴意义。2003年NASA提出的美国航空航天国家倡议(National Aerospace Initiative，NAI)，如图15所示，除了一次性弹用飞行器主要使用冲压发动机动力外，对于后续的一系列宽速域飞行器技术，组合动力是NAI计划中最重要的一部分，这其中包括了美国国防部、NASA、DARPA、美国空军和海军等组织的一系列计划。

图15 美国国家航空航天倡议Fig.15 National aerospace initiative

从美国的相关发展计划来看，高超声速飞机使用动力倾向于采用TBCC、RBCC及带有引射火箭的T/RBCC组合动力。正如表2所示，包括NASA牵头的先进航天运输计划(Advanced Space Transportation Program，ASTP)[81]、综合航天运输计划(Integrated Space Transportation Plan，ISTP)和美国DARPA与空军共同招标开展的FALCON计划等，这些计划中相关动力均采用了TBCC、RBCC及T/RBCC组合动力方案，随着目前美国高超声速飞机项目的进展，这几种动力可能会成为未来高超声速飞机的主要发展方向。

作为美国最重要的军火公司，图16给出了波音公司及洛克希德·马丁公司对于高超声速技术及高超声速飞机的发展脉络，从工程技术发展来看，经历了X-43及HTV系列的研究，TBCC和T/RBCC组合动力目前是两大军工巨头在高超声速飞机领域最重要的发展方向。

基于高超声速飞机特点，不同组合发动机拥有各自的优缺点，通过梳理多种组合动力系统工作特性、成熟度、工作性能和美国发展技术路线等，TBCC和T/RBCC形式的组合动力基本具备宽速域工作、水平起降及可重复使用能力，工程中面临的关键技术问题相对较少，是短期内较有希望的动力方案。

3 组合动力给飞机设计带来的挑战

从组合动力的技术与发展看，其相对于传统动力系统,结构更复杂，工作速域更宽，设计余度更小，工作条件更严峻，这不但给组合动力系统的研制带来了困难，同样给飞机平台的设计带来了挑战，特别是内外流耦合问题、结构及热防护设计问题、动力系统与飞机的一体化控制问题、动力系统的能源生产与热管理问题等[82]。在高超声速背景下，组合动力系统并不只是飞机平台的子系统，两者的共同融合设计才能更好地解决关键问题。

目前高超声速飞机的算力体系发生明显变化，飞机与组合动力推阻的测试方法、修正方法与传统飞机不同[83]，如何通过全机测力试验、进气道试验、喷管试验、喷流影响试验等进行更准确的推阻测量，需要进一步研究。针对高超声速飞机宽速域工作的设计要求，需要进气道、喷管与飞机前体、后体高度融合以提高工作能力，这导致飞/发界面难以准确界定，如图17所示，高超声速飞机前体/进气道和后体/尾喷管对飞机推力影响逐渐增加，而装载发动机的机身则直接影响到飞机的升力，飞/发内外流的高度耦合导致飞机平台三轴力和力矩解耦设计困难，同时非常规气动部件与多级内外压缩进气道的采用，使非设计点进发排匹配更加困难，要求飞机与发动机具备极大的调节能力。在组合动力工作过程中，进气道起动、调节板调节、模态转换，非对称喷管发动机冷热态工作变化、低马赫数过膨胀等，会产生多轴力和力矩增大，导致了配平阻力的增加，控制实现难度大；飞机前后体与进排气高度耦合导致推力与升力难以解耦，飞机与发动机的一体化要求增加，飞机气动/推进综合设计、宽速域稳定性/操纵特性匹配设计等需要进一步研究。

图17 飞/发推阻力耦合Fig.17 Push-drag coupling of aircraft-engine

目前基于组合动力的高超声速飞机与动力系统推阻很难匹配，组合动力提供的性能较弱，如图18 所示，组合动力模态转换处剩余推力不足，进而导致在高马赫数飞行条件下加速能力较弱。在跨声速区域冲压的冷通气流道内阻过大，导致飞机耗油率增加，航程减少，如图19所示，在低马赫数飞行条件下，如果采用并联TBCC形式，管道冷通气内阻占到了全机零阻的1/5，这就要求飞机提高减阻能力，综合减少溢流阻力、进气道阻力、旁路放气阻力、附面层放气阻力和喷管后体阻力等，特别是在考虑飞/发一体的前体下，减小安装推力损失，同时需要飞机布局兼顾亚声速起降、跨声速/高马赫数爬升和超声速巡航能力。

图18 高超声速飞机推阻关系Fig.18 Push-drag relationship of hypersonic aircraft

图19 并联TBCC冲压冷通气计算流场Fig.19 Calculated flow field of cold ventilation of parallel TBCC

组合动力系统单位质量推力较传统动力低，重量代价更大，如图20[82]所示，高超声速飞机有效载荷质量较小，如何减小机体结构和推进系统质量，增加飞机与动力系统结构共用度，是高超声速飞机面临的重要问题。高超声速从结构设计角度使飞机平台面临更强的力、热、声、振等多物理域耦合效应，引发多工况时域交联，造成载荷预测精度下降、高次非定常求解困难、轻质热防护矛盾突出。动力系统热载荷增加，使飞机不仅要面对高速飞行带来的气动加热，还要面对发动机高温加热带来的极端环境，结构热防护设计需满足复杂旁路系统、多级调节机构可靠工作，组合动力需要兼顾重量轻、空间小、可重用、易维护等要求。

图20 MANTA飞机质量组成示意图[82]Fig.20 Schematic diagram of mass composition of MANTA aircraft[82]

高超声速飞机的自适应控制要求高。组合动力系统需根据飞行状态进行实时动态自适应调节，飞/发控制系统具备强鲁棒性、自适应控制能力，设计约束多，多模态控制逻辑复杂。宽速域飞行采用组合动力系统，由传统的单一工作模态向多工作模态转变，控制变量剧增，控制逻辑复杂，综合控制难度增大。气动特性、热管理系统、能源生成、热防护系统、飞行状态等均与发动机呈现出紧密的交联关系，综合控制复杂程度高。

高超声速飞机能源与散热需求急剧增加，高速飞行、能量机动、定向能武器、大功率作动、超远距探测等对能源和散热需求急剧增加，达到传统飞机的5～10倍，突破了现有技术体系。超大能源获取困难。现有飞机通过提取涡轮发动机轴功率获取能源，三代机一般为300～400 kW、四代机一般为700 kW，未来高超声速飞机功率提取将达到兆瓦量级，超大功率能源生成与管理技术难度极大，对组合动力的能源提取需求极高，特别是在组合动力高速飞行阶段，发动机的引气和能源都面临极大困难，这对飞机的能/热转换技术提出了较高要求，新型高效换热技术、热沉协同调度等需要进一步研究。

组合动力系统与高超声速飞机设计在性能、流动、结构、控制、能源与热管理等方向有着更高的要求和挑战，目前动力系统与飞机系统存在较大设计裕度，组合动力系统与高超声速飞机在需求、设计边界、前沿技术探索、专业融合等方面需要进一步加强，来应对新空域和速域带来的挑战。