高超音速飞行器的发展，超燃冲压发动机是基础核心技术

某型高超音速无人机的试射新闻，应该毫无悬念的算是本年度的十大新闻之一。只不过限于官方透露出的星点信息，关于该无人机还是有着诸多谜团，外界言之凿凿的评论，只是还只是猜测。但抛开这些喧嚣来看，在未来的一段时间内，在我国国防工业高速发展的时代下，“高超音速”必将是频频出现的技术标签。甚至，成为飞行器技术发展上的再一次技术革命，并由此衍生着高超音速巡航导弹、高超音速有人/无人飞机、空天飞机和“太空战”中的空天导弹等多方面的装备概念。

在钱学森的倡导下我国在1957年组建了冲压发动机研究室，1960年我国实现了第一台冲压发动机的成功点火，1969年我国首型冲压发动机取得飞行试验成功，成为少数少数几个掌握冲压发动机技术的国家。同期的50年代，我国航空工业就尝试过高空高速飞行器技术，其最为典型的代表便是北京航空学院(今北京航空航天大学)负责的“北京四号”——新中国第一架高空高速靶机。“北京四号”于1958年4月开始研制，设计马赫数2.5，使用冲压喷气发动机。

对于高超音速飞行，需要解决气动布局、热防护(材料)和动力三方面的基本问题。但相较而言，“动力先行”是高超音速飞行器发展的指导思想。限于高速与高空的应用场景，高超音速飞行的动力是以吸气式发动机或其组合发动机为主。

高超音速飞行器的高超音速必然与“高高度”相伴，其飞行高度或已是空天、跨大气层，或与外太空环境类似的临近空间，或即便大气层内也是3万米的高空。这种环境已与目前绝大多数常规飞机的飞行范围截然不同了，那么涡轮喷气式发动机也就因为没有足够的空气进入发动机燃烧室、涡轮叶片也会因高速飞行下的高温烧蚀，而无法使用了。因此，另一种吸气式发动机——冲压发动机便成为发展高超音速飞行器的基础性的关键性的动力技术。

冲压发动机，由进气道、燃烧室和尾喷管构成，高速迎面气流经进气道减速增压，直接进入燃烧室与燃料混合燃烧，产生高温燃气经尾喷管膨胀加速后排出，从而产生推力。冲压发动机在结构上没有了压气机和涡轮等旋转部件，规避了上述活动部件的烧蚀问题，加之工作环境要求的速度更高，从而有了更多的空气进入，解决了稀薄空气中燃烧的氧化剂问题。冲压发动机的概念由法国的工程师雷内·劳伦在1913年首次提出，由此法兰西与冲压发动机便结下了不解之缘，并在有了“冲压狂人”雷内·勒杜克和世界上第一架以冲压发动机为动力的喷气式飞机在法国的诞生。

当然，随着高音速飞行器的飞行高度进一步攀升，在近太空及以上的环境下，冲压发动机也无法使用了，便需要使用火箭发动机。那么，在像空天飞机，或需要跨大气层(跨介质)飞行的高超音速飞行器上，为适应不同环境就需要不同动力装置的多种组合。比如说最早的SR-71上的涡轮发动机与冲压发动机组合的J58，以及将涡轮发动机与冲压发动机、与火箭发动机的组合。

冲压发动机已不是新技术了，已经在空空导弹、防空导弹、反舰导弹(特别是苏系为代表的对超音速反舰导弹技术的不断追求)等领域成功应用。较于在导弹领域常见的固体火箭发动机，冲压发动机有着不需要自身携带氧化剂、热效率极高、比冲大推力效果优异等方面的优势。只不过这些应用的冲压发动机基本都是“亚燃”的，在超音速飞行中进口处设置了用于将来流速度降低到声速以下的扩散装置，使气流进入燃烧室与油气燃烧时，处于亚音速状态，因此就称为“亚燃”。图为“流星”主动雷达空空导弹，冲压发动机与固体火箭助退器的组合使其兼顾了远射程和高速度，优异性能下也成为了欧洲三代战机以及引入的F-35四代机上的标配中距空战武器。

但亚燃冲压发动机的应用场景是在5 6马赫以下的飞行器中，比如上述的超音速导弹上。飞行速度高于这个值的高超音速飞行器所使用的冲压发动机就是“超燃”的了，这样不需要迎面而来的气流只是被减速到3马赫左右，以仍是很高的超音速吸入发动机压缩，与燃料混合燃烧产生巨大推力。这样就减少了“亚燃”中因猛烈压缩气流流速到亚音速造成的高超音速激波损失和因此动能转化为热能的燃料室的温度急剧上升，也减轻了冲压发动机的结构载荷。因此超燃冲压动机的速度，不只是5马赫以上，只要材料和相关条件的允许理论上是无限的。

也因此，超燃冲压发动机的研发早在冷战时期的7 80年代既已展开，成为目前最为成熟、发展最早的高超音速的动力技术。从俄罗斯最早开展的超燃冲压发动机飞行试验的“冷”计划，再到本世纪美国展开的X-43A、X-51A飞行试验，以及德法日澳英等国在近年来都有着相关的飞行或发动机的试验项目。若仅以美国来看超燃冲压动机技术，其从上世纪70年代的研制，但直到2010年5月才有X-51A动力飞行试验的“相对成功”，才有超燃冲压发动机从科学试验进入工程验证阶段的实用化，这背后的技术难度与成熟度可见一斑。图为德国的SHEFEX发展规划图，而在研制进度上SHEFEXⅡ在2012年的飞行试验中在大气层内实现了11马赫的高速，以及经受住了2500℃的高温。

“冷”计划的试飞器是利用已经退役的远程防空系统萨姆-5(C-200)的5B28导弹改装而成。在拆除战斗部、制导等系统后，增加发动机模型和相关测量设备等。1991年11月27日俄罗斯首次进行了亚燃超燃冲压发动机发动机模型的系留试验。试验中实现了发动机从亚音速向超音速燃烧的转变，标志着超燃冲压发动机从地面理论的试验研究到了应用开发阶段，确立了当时俄罗斯在这一专业技术领域的领先地位。

超燃冲压发动机的技术难度，其实很容易理解，都是围绕着其高超音速的使用环境。其远比喷气式发动机恶劣的应用环境下，对结构和材料上的要求极高，所以目前的超燃冲压发动机的工作窗口是极其狭窄的，最大工作使用时间还是以短短的几分钟、百余秒来计量的，如何进一步提高发动机的工作时间便是超燃冲压发动机的下一步研制的重点和难点。图为兰利8英寸高温风洞中的X-43A全比例模型。

高超音速下气流进入发动机时都是高超音速的，高速气流在发动机内滞留的时间只有几毫秒，而要在如此极短的时间内将燃料与空气充分混合并燃烧，并保证燃烧室不被高速气流熄灭，是十分困难的。因此发动机燃烧室技术的提升，燃料燃烧效率的提高，进一步增加发动机推力同样是下一步的研制重点。图为J58的地面台架测试。

超燃冲压发动机的工作温度高，对应着就需要耐高温的材料。如图中的涡轮喷气与亚燃组合的J58，发动机结构上的温度也是有着3200华氏度，近1800℃的高温，材料上不仅能够承受住如此高温度的考验、并能在高温条件下保持其性能和较长工作寿命，因此钛合金成为高音速度飞行器上的常见材料。但若想提高超燃冲压发动机的工作时间、达到几分钟以上，发动机的材料同样是要首要解决的技术障碍。

虽说冲压发动机(特别是超燃冲压发动机)是高超音速飞行器技术体系中的核心关键技术，但由于冲压发动机需要在较高的飞行马赫数下才能起动工作，因此需要与其他类型的动力系统进行组合，解决起飞加速至冲压发动机工作接力点之间的动力问题。在上述的现役的一次性使用的超音速导弹上，是以固体火箭作为加速的助推器，加速至接力点后助推器分离，超燃冲压发动机起动工作实现超音速的巡航飞行。图为04年11月16日，载机NB-52B挂载X-43A与“飞马座”火箭，升空后在13157米的高空，火箭点火发射，达到X-43A的超燃冲压发动机的气动速度，最终冲刺的X-43A达到了9.65或9.68马赫的新纪录。

但对于多次可重复使用的航天运载器或高超音速飞行器来说，就则需要在飞行器上布置其他动力系统，与冲压发动机构成组合推进系统，实现全飞行包线内的有动力飞行。目前解决这一问题的途径主要可分为两大类：一类是火箭基组合循环发动机推进系统RBCC;另一类是涡轮基组合循环发动机推进系统TBCC。X-51A的SJX-61碳氢燃料超燃冲压发动机，依然离不开火箭的助推。

但在这种冲压发动机接力点的下限速度上，此前的“亚燃”是在3马赫的区间，而高超音速飞行器动力核心的“超燃”在起始工作的下限速度上是5马赫。所以在涡轮发动机与超燃冲压发动机的TBCC组合循环发动机中，似乎还需要亚燃冲压发动机来弥补。因此，在TBCC涡轮基组合循环发动机中，就要求冲压发动机既具有超燃工作模式，也具有亚燃工作模式时必要的。

这种亚燃、超燃的组合有两种概念。一种是亚燃/超燃双燃烧室冲压发动机，通过使用不同的燃烧室来实现亚燃/超燃共同工作。在结构原理上是：发动机的进气道分为两部分，一部分引导部分来流进入亚声速燃烧室，另一部分引导其余来流进入超音速燃烧室。亚燃燃烧窒不光用于3马赫区间的飞行，而且还可在4、5马赫阶段为超燃燃烧室点火和维持稳定燃烧。这种方案技术风险小，发展费用较低，但工作马赫数范围也较小，较适合高超音速巡航导弹这类一次性使用的飞行器(比如美国HyFly计划)。

另一种是亚燃/超燃双模态冲压发动机，应用前景较广并得到了广泛研究。双模态冲压发动机结构机理上是超燃冲压发动机在6马赫以上以正常的超燃状态工作，而当低于6马赫数时，会利用技术在进气道内产生正激波，通过激波让气流减速、减到声速以下，双模冲压发动机的工作模式就变成了“亚燃”。双模态冲压发动机通常能跨4个飞行马赫数工作，比如目前研究较多的是3～7或4～8马赫，并技术发展有着更宽马赫数的工作范围，比如2~12马赫。图为X-51A的超燃冲压发动机在风洞中模拟高超音速环境下的迎面气流。

通过亚超燃冲压发动机，在TBCC涡轮基循环发动机推进系统中，冲压发动机的启动速度得以进一步下潜，超燃冲压发动机与涡轮喷气式发动机的组合便有了可能，充分发挥这两种发动机的性能优势，从而使得高超音速飞行器具备了跨介质飞行的能力。美国在HTV系列高超音速飞行器的研制上，HTV-3X是重要的节点，乘波体、短翼和垂尾下具备的跑道起降能力，特别是机身下部的2台涡喷-超燃冲压组合的TBCC。

涡轮基组合循环发动机已有成熟问世的是SR-71“黑鸟”上使用的J58发动机，这也是其创造3马赫以上高速长时间巡航飞行的关键技术。从结构上看，它由涡轮喷气发动机和加力燃烧室/亚燃冲压发动机串联组成。在2马赫以下速度飞行时，主要是涡轮喷气发动机在工作，空气通过涡轮叶片、压气机等进入燃烧室燃烧。当飞行速度上升到3马赫时，大量空气就不经过前端压气机部分，直接进入串联在后部的亚燃冲压发动机，此时前端的涡轮喷气发动机仅仅提供总推力的17%，亚燃冲压发动机成为主动力。

现在串联式涡轮基组合循环发动机，除了在J58上的冲压燃烧室在涡轮发动机后面的串联式，还有冲压燃烧室在涡轮发动机的外涵管道中的环绕式。串列式的组合循环发动机，有着结构紧凑、重量较轻、便于安装、技术相对成熟等特点。但由于两种不同类型发动机的共用流道部分较多，相互间的控制和协调工作问题变得十分复杂。而且要求涡轮发动机有着更大的工作范围，这一般就需采用可变循环技术了，所以现在新的高超音速飞行器项目中TNCC多是并联式。

相对串列式，比较典型的还有并联式涡轮基组合循环发动机，主要采用的是上下并联的方式。一般多是涡轮发动机位于组合发动机的上半部分，冲压发动机位于下半部分，二者也是共用进气道和喷管，但为适应两型发动机，进气道和喷管均为可调结构。这种类型组合发动机的优势是在控制上相对简单、两型发动机的切换相对容易，对涡轮发动机的要求低了些，但这种并联也造成机体结构上的复杂、空间上的尺寸大、与飞行器一体化设计上的困难等问题。图为SR-72上的并列式TBCC，同样两型发动机工作状态的平稳切换是外界不断猜测的技术要点之一。

RBCC火箭基组合循环发动机，实际上就是在亚燃/超燃发动机的基础上增加一个火箭发动机。增加了火箭发动机之后，整个火箭基组合循环发动机的工作过程相比涡轮基就有了很大变化，分为火箭引射、亚燃、超燃和纯火箭四个工作状态。图为 NASA盖伦研究中心研制的GTX飞行器方案，其RBCC在飞行器的布置上选择的是轴对称构型，三个RBCC吊舱紧贴附在飞行器的主体周围。

在工作过程上：首先是与亚燃/超燃发动机并联的火箭发动机的点火，高超音速飞行器从地面开始起飞，此时的速度，在0到3马赫之间。这时亚燃/超燃发动机都达不到工作条件。火箭—方面本身产生推力，另一方面，火箭产生的高温燃气，混合部分空气，从旁边并联的进气道进入亚燃/超燃发动机的燃烧室，与燃料一起燃烧，起的是一个补燃的补充作用。这时主要的推力都来自于火箭。

当高超音速飞行器达到3马赫之后，火箭的排气量就相应减少了，空气正常进入亚燃/超燃发动机，分别先后进入亚燃和超燃工作状态。最后高超音速飞行器速度达到8马赫(或10/12马赫)、飞出大气层，亚燃/超燃发动机的进气道彻底关闭，再次点燃火箭发动机。

至于TBCC涡轮基组合循环发动机与RBCC火箭基的对比，目前前者在安全性、可靠性和经济性上显得更为突出，在技术上难度或者说可行性上，后者若作为可重复使用的设计，技术研发难度将会是很大的。但后者在整体结构上相对简单，体积和质量上更容易控制，这就更利于可靠性和可维护性上的提高，而最大的优势还是在于火箭发动机优势性的高推重比，以及可在大气层外太空轨道环境下的使用。

简单盘点围绕“高超音速飞行器”的相关动力技术后，再看此前试飞的神秘无人机，仅从动力技术推进进度上来看，技术的节点乐观来看是超燃技术的初步尝试。以更为理性的视角参照美国在此领域几十载的深耕细作来看，某些媒体对该型无人机的过于乐观、乃至无限拔高的言论，只能是不负责的情绪煽动。关于国内冲压发动机技术的发展，最近的官八股新闻是“冯如奖”的获得者王振国，而相对早前的信息是中国工程院院士、中国冲压发动机事业的主要开创者之一刘兴洲所言的“中国立足于自主研发，冲压发动机技术保持了与国际先进技术水平的同步。”

根据已故刘兴洲院士提出的设想，我国的高超声速技术的发展将分三步走：1，2020年前，研制出高超声速巡航导弹，最大速度6马赫，射程1000~2000 km，可多平台装载;2，2020~2030年，研制出高超声速飞机，巡航速度超过5马赫，航程上万公里，实现1~2小时全球到达;3，到本世纪中叶，在前两步的技术基础上研制出空天飞机，可重复使用，跨大气层飞行，高空速度可达12~25马赫;能直接进入地球轨道，完成任务后再入大气层滑翔、水平降落。　　(作者：拦阻着舰)