一、背景
美國東部時(shí)間2017年5月7日上午8時(shí)左右，美空軍X-37B“軌道試驗(yàn)飛行器-4”（OTV-4）在執(zhí)行完機(jī)密軍事任務(wù)、經(jīng)過718天的太空飛行后，降落在NASA肯尼迪航天中心的跑道上。X-37B空天飛機(jī)是美國研制的一種超高聲速軌道試驗(yàn)飛行器，其飛行速度最高可達(dá)到聲速的25倍以上，迄今已經(jīng)完成四次飛行試驗(yàn)。
美國空軍曾經(jīng)提出1小時(shí)內(nèi)打擊全球任何目標(biāo)的“即時(shí)全球打擊”概念。正在試驗(yàn)的X-37B有可能轉(zhuǎn)化為承擔(dān)這一任務(wù)的空間作戰(zhàn)飛行器，對地面目標(biāo)進(jìn)行毀滅性打擊。目前，美國空軍下達(dá)遠(yuǎn)程轟炸任務(wù)后，需要根據(jù)基地和目標(biāo)位置決定派遣B-2遠(yuǎn)程隱形轟炸機(jī)還是B-52轟炸機(jī)。這往往需要12-24個(gè)小時(shí)才能完成。而X-37B不受大氣層影響，既能在外太空巡航，又能進(jìn)入大氣層直接執(zhí)行打擊任務(wù)，而且飛行速度為超高聲速，實(shí)現(xiàn)了全球快速打擊。
X-37B是美國搶占制天權(quán)的關(guān)鍵武器裝備。高超聲速飛行器日益成為維護(hù)國家太空安全的重要力量。高超聲速飛行器技術(shù)涵蓋面很廣，包含超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)、組合推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)、熱防護(hù)技術(shù)、制導(dǎo)與控制技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)。而超燃沖壓發(fā)動機(jī)（Scramjet）技術(shù)在高超聲速飛行器技術(shù)體系中處于核心地位。
二、超燃沖壓發(fā)動機(jī)的概念
進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣有一個(gè)最佳壓縮量，能夠使發(fā)動機(jī)的效率達(dá)到最高。如果進(jìn)入的空氣低于或者高于這個(gè)量，發(fā)動機(jī)效率都將降低。因此，飛行速度很低時(shí)，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣動能全部用來增壓還不夠，必須進(jìn)一步增大壓力。渦輪發(fā)動機(jī)就是很好的例子。進(jìn)入渦輪的氣流在壓縮機(jī)內(nèi)被壓縮成高密度、高壓、低速的氣流，以增加發(fā)動機(jī)的效率。當(dāng)飛行速度為超高聲速時(shí)，將吸入的空氣按最佳壓縮量壓縮，此時(shí)進(jìn)入燃燒室的氣流仍為高超聲速。如果繼續(xù)減速增壓，氣流將變?yōu)閬喡曀?。由于巨大總壓損失和熵增，發(fā)動機(jī)很難產(chǎn)生較大推力。
因此只能適當(dāng)進(jìn)行減速增壓，將燃燒過程維持在超聲速氣流中。因此，這種在超聲速氣流條件下工作的吸氣式發(fā)動機(jī)被稱為超聲速燃燒沖壓發(fā)動機(jī)，簡稱超燃沖壓發(fā)動機(jī)。其一般應(yīng)用于飛行馬赫數(shù)高于6的飛行器。（馬赫數(shù)是指飛行器在空氣中的運(yùn)動速度與該高度遠(yuǎn)前方未受擾動的空氣中的聲速的比值）
三、超燃沖壓發(fā)動機(jī)的原理及構(gòu)成
超燃沖壓發(fā)動機(jī)屬于吸氣式噴氣發(fā)動機(jī)，由進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管構(gòu)成，沒有壓氣機(jī)和渦輪等旋轉(zhuǎn)部件，結(jié)構(gòu)簡單。
飛行器以超高聲速飛行時(shí)，擾動來不及傳到飛行器的前面去，結(jié)果前面的氣體受到飛行器突躍式的壓縮，形成集中的強(qiáng)擾動。這時(shí)出現(xiàn)一個(gè)壓縮過程的界面，稱為激波。經(jīng)過激波，氣體的壓強(qiáng)、密度、溫度都會突然升高，流速則突然下降。超燃沖壓發(fā)動機(jī)就是利用進(jìn)氣道中形成的激波來將氣體減速增壓。之后氣體直接進(jìn)入燃燒室與燃料混合燃燒，燃燒產(chǎn)生的高溫燃?xì)饨?jīng)尾噴管膨脹加速排出，產(chǎn)生推力。
進(jìn)氣道位于超燃沖壓發(fā)動機(jī)的最前端。它需要有尺寸和重量較小、能夠提供高效壓縮、產(chǎn)生極低阻力等特點(diǎn)。進(jìn)氣道能否正常啟動十分關(guān)鍵。當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)、流場結(jié)構(gòu)、壁面溫度等都會影響進(jìn)氣道的啟動。在研究進(jìn)氣道啟動時(shí)還應(yīng)充分考慮以下幾個(gè)方面：
1.高溫效應(yīng)。當(dāng)進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流溫度較高時(shí)，氣流會出現(xiàn)振動能激發(fā)、電離、離解等現(xiàn)象。此時(shí)氣體不能再被當(dāng)成理想氣體對待。
2.鈍前緣效應(yīng)。出于熱防護(hù)的需要，高超聲速飛行器的前緣需要進(jìn)行鈍化處理。但是前緣鈍化會明顯推遲進(jìn)氣道壓縮面邊界層（一種流動薄層）轉(zhuǎn)捩。當(dāng)流速很小時(shí)，流體分層流動，互不混合，稱為層流；當(dāng)流速增加到很大時(shí)，流場中有許多小漩渦，層流被破壞，相鄰流層間不但有滑動，還有混合，稱為湍流。轉(zhuǎn)捩就是指層流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鞯倪^程。前緣鈍化會導(dǎo)致在臨界前緣半徑時(shí)邊界層不轉(zhuǎn)捩。此時(shí)必須采取一定的人工轉(zhuǎn)捩措施，使得邊界層在進(jìn)入進(jìn)氣道之前為湍流，保證進(jìn)氣道的啟動。
隔離段是位于進(jìn)氣道和燃燒室之間的一段管道。它主要有兩個(gè)作用：一是盡可能減小進(jìn)氣道與燃燒室間的相互影響；二是使超燃沖壓發(fā)動機(jī)以雙模態(tài)方式工作，即在亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)之間相互轉(zhuǎn)換。
燃燒室是超燃沖壓發(fā)動機(jī)的核心部件。其設(shè)計(jì)必須考慮燃料和空氣的充分混合與燃料的穩(wěn)定燃燒。由于燃燒室來流氣體為超高聲速，氣流在燃燒室內(nèi)停留時(shí)間僅為毫秒量級。在極其短暫的時(shí)間完成燃料與空氣的混合難度很大。此外，碳?xì)淙剂宵c(diǎn)火時(shí)間長、反應(yīng)速度慢，若采用傳統(tǒng)的燃料噴射方法，碳?xì)淙剂虾茈y實(shí)現(xiàn)高效率燃燒。國內(nèi)外研究者往往采用從壁面直接噴射燃料、斜坡噴射等方法使燃料與空氣混合充分并解決點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定等問題。
尾噴管的主要設(shè)計(jì)方法有最大推力理論和最短噴管長度理論。最大推力理論就是在噴管長度一定或通過噴管的質(zhì)量流量一定的約束下研究尾噴管的最大推力。最短噴管理論就是把全部膨脹壓縮在噴管喉部的一個(gè)銳角中，從而得到長度最短的噴管。
四、總結(jié)
超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)涉及空氣動力學(xué)、氣動熱力學(xué)、計(jì)算流體力學(xué)、燃燒學(xué)、材料學(xué)等眾多學(xué)科的前沿問題。以其為動力的高超聲速飛機(jī)、高超聲速巡航導(dǎo)彈、空間作戰(zhàn)飛行器勢必對太空安全、國防安全產(chǎn)生極其重要的影響。
參考文獻(xiàn):
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