淺談超燃沖壓發動機外形發展與優化設計
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摘 要：本文主要介紹了高超聲速飛行器中超燃沖壓發動機的發展現狀，發動機一體化設計及其外形發展的幾種主要模型，不同模型之間優缺點對比，最后對外形發展趨勢進行了展望。
關鍵詞：高超聲速飛行器;超燃沖壓發動機;外形發展;外形對比
中圖分類號：V235 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）10-0042-02
0 引言
隨著時代的發展，科技和軍事的發展是各國必不可少的，而臨近空間技術是各國科技、軍事發展的新領域。而高超聲速飛行器是臨近空間技術領域的重要發展方向，它具有速度極快、突破軍事防御的能力強等較鮮明特點，高超聲速飛行器已經成為當今世界各軍事強國關注的熱點領域，受到美歐等發達國家的青睞。經過幾十年的持續投入研究，世界各軍事強國在燃料技術、結構材料、推進技術、飛行控制技術、結構一體化設計等方面不斷取得新的科技突破。從二十世紀五六十年代的概念與原理的探索到近些年技術的成功開發與無數次的驗證，高超聲速武器已經逐漸進入到大眾的視野，在不久的將來必將會進行到實用階段。而超燃沖壓發動機是實現高超聲速飛行的關鍵因素之一，是世界各軍事強國研究的熱點和戰略制高點。
1 超燃沖壓發動機簡介
高超聲速燃燒沖壓式發動機，簡稱為超燃沖壓發動機，它與其他常規發動機的不同點在于不需要攜帶非常重的氧化劑，直接從在飛行中從大氣獲取氧氣，節省了飛行器的負載重量，這就意味著在消耗相同質量推進劑的情況下，最多能夠產生相當于普通火箭四倍的推力。超燃沖壓發動機已經從驗證原理、提取關鍵技術進入到進行地面與飛行試驗的快速發展階段。而未來超燃沖壓發動機的研究熱點主要有四個方向，它們分別是：發動機整體設計、變幾何結構設計、新型熱防護材料和發動機控制技術。其中發動機的整體設計作為基礎，是我們這篇文章關心的重點。
2 超燃沖壓發動機外形設計
發動機的整體設計是超燃沖壓發動機的主要研究方向與關鍵技術之一，它包括發動機與機身一體化，進氣道、燃燒室、隔離段和尾噴管之間的耦合設計。對于超燃沖壓發動機來講，只有進行綜合設計才能實現其性能最佳。高超聲速飛行器各子系統之間的相互作用影響也是非常大的，所以我們在設計過程中一定要采用一體化技術。而機體與發動機的一體化設計是重中之重。
高超聲速飛行器機體與發動機的一體化設計的基本思路是：在高升阻比機體下腹部裝上超燃沖壓發動機，前體下壁面處作為進氣道的外壓縮段，后體下壁面處作為尾噴管的外膨脹段[1]。
機體與發動機一體化設計主要有四大優勢。第一，可對氣體來流進行預壓縮，提高進氣道的進氣能力。第二，減少發動機的迎風面積，從而減小飛行時的空氣阻力，進一步降低攜帶助推燃料的重量。第三，飛行器的濕面積減小，可以進一步降低冷卻劑的使用量。最后，便于模塊化設計，飛行器可以根據自身的推力需要選裝合適的發動機，這大大增強了發動機對不用類型飛行器的適應性。
3 主流外形設計模型
隨著超燃沖壓發動機性能的不斷提升與機體、推進一體化技術的不斷優化，發展可以實現空天往返的飛行器、設計新型機體模型已經成為當前研究的重點方向，而新型機體外形設計主要包括以下幾種：
3.1 乘波體
人們所說的乘波體是指一種外形是流線形，它的所有的前緣都具有附體激波的高超聲速飛行器的外形結構[2]。乘波體的概念最早是在1959年由諾威勒提出的，乘波體上升的主要原理是：不需要機翼提供升力，而是通過壓縮升力和激波升力上升的。乘波體因為不僅在高超聲速條件下具有較高的升阻比，還對高超聲速飛行器機體與其推進系統的一體化設計有促進作用，所以成為當代世界先進的高超聲速飛行器的最優先選擇的對象。
二十一世紀以前，世界上的大多數研究者都在不斷地提出與驗證理論，對理論進行優化，不斷的設計模型，二十一世紀之后，研究者則把大部分精力放到高超聲速乘波體飛行器機體、發動機一體化設計的關鍵技術上來。在最近出現的各類新型優化的高超聲速進氣道的設計理念及新型乘波體等機體布局設計方法的牽引下，涌現出了幾種典型高超聲速一體化的設計方法。
尤延鋮[3]等對高超聲速三維內收縮（轉折）進氣道和乘波前體的一體化設計技術研究進行了較為細致地評述，提出了新型“雙乘波”一體化設計技術——一種將三元內轉折進氣道和乘波前體結合的技術。向先宏[4]等按照機體外壓縮波系和推進系統外壓縮波系之間的相互干涉關系對高超聲速一體化設計方法進行了初步的對比分類和論述，提出了“無/弱干涉”新型一體化布局設計方法。
寬速域乘波飛行器氣動布局設計是新型乘波體從初步應用到具體實施的一次成功嘗試。對于高超聲速飛行器來說，即使大部分任務時間都是在預設的狀態下飛行，但起飛與降落等都難以精準的處于設計狀態下飛行這一重要問題還有待解決。而且，起飛與降落時飛行器的速度、高度和攻角變化范圍都很大?！俺瞬w”飛行器在未來仍需研究、改進、優化。
3.2 雙向飛翼
當代研究空天往返飛行器的關鍵是解決飛行器寬速域氣動特性需求問題?！半p向飛翼”概念可能是現如今解決飛行器寬速域氣動特性需求矛盾的最有效途徑之一，“雙向飛翼”概念最早是由美國邁阿密大學查葛城教授提出的。它的外形從平面上看近似為一個菱形。它的飛行原理是：當飛行器處于亞聲速狀態下時，通過大翼展比姿態飛行，來保證其有足夠的升力來上升到一定高度;當飛行器處于超聲速狀態下時，飛行器用相對較小翼展比姿態飛行，目的是來降低它自身的激波阻力。而高、低速的飛行模態的切換是通過飛行器90°來實現的。
3.3 再入機動飛行器
再入機動飛行器是指飛行器利用自身的空氣動力形成法向和側向的機動過載，讓自身偏離原飛行的慣性軌道的飛行器。和大部分的慣性飛行器相比較，再入機動飛行器面對著許多關于氣動外形設計的技術問題，像飛行馬赫數變化范圍大、舵與機體的相互干擾以及主激波與舵面激波的相互干擾等。再入機動飛行器在設計思路上更新了設計技術，比如機動性與自身穩定性相匹配設計技術、臨界的穩定設計技術、空氣舵氣動的載荷技術等。
4 不同外形優缺點對比
當今時代，高超聲速飛行器、高超聲速巡航導彈以及相比與以前更加便捷高效的天地往返運載方式等臨近空間技術的發展需求日益迫切，這也讓全球的高超聲速飛行器的外形設計研究也到達了一個新的高峰。這其中的重點便是乘波體設計、雙向飛翼及再入機動飛行器的研究。相比于其他兩個，乘波體雖然設計方法很多，設計空間很大，但實用性還有待提高，且存在容積率不高、非設計狀態下氣動性能不好和縱向穩定性難以保證等問題。而雙向飛翼改善了飛行器的橫航向穩定性、可能解決寬速域高升阻比設計矛盾、降低了空天飛行器對組合動力技術的依賴性。但是，雙向飛翼在實現空間裝載與自身的飛行模態轉換等方面的研究相對較少。對于再入機動飛行器來說，優點明顯，比如具有較高的升阻比和較大的升力、靜穩定裕度小、舵面的控制效率較高、內部有較大的裝填空間以及下落的速度可調等。與此同時，再入機動飛行器也有雙錐體前后半錐角和三角舵的半展長影響其機動性能。同時相比于助推高超聲速飛行器，高超聲速飛行器重復回收利用會更加容易，而助推高超聲速飛行器則更浪費資源。
5 結語
臨近空間技術是未來軍事戰爭的一大戰略制高點，而外形一體化設計又是高超聲速飛行器超燃沖壓發動機的關鍵核心領域，但是與此同時世界在研究超燃沖壓發動機的外形、一體化設計方面仍任重道遠。在未來，世界各發達國家會積極推進總體方案的論證及實驗以及前期的技術儲備，都會加速推進自身高超聲速飛行器的實用化進程、加緊高超聲速試驗能力建設以及穩步推進基礎科研的發展。
參考文獻
[1] 徐松華.高超聲速飛行器機體/發動機一體化設計研究[D].西北工業大學，2006.
[2] 尤延鋮，梁德旺，郭榮偉，等.高超聲速三維內收縮式進氣道/乘波前體一體化設計評述[J].力學進展，2009，39（5）：513-525.
[3] 向先宏，錢戰森，高超聲速飛行器機體/推進氣動布局一體化設計技術研究現狀[J]航空科學技術，2015，26（10）：44-52.
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