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本帖最后由 晨枫 于 2020-12-10 22:03 编辑 . Z5 Z6 Z; s3 S, R( l; Z7 |
* D! @: w: w. y* e近来一条本来很偏门的消息弄得关心军事和航空的人们很激动。中科院力学所高温气体动力实验室的姜宗林团队在《航空学报》上发表文章，宣布已经在M9风洞里进行氢燃料的斜爆震发动机的成功测试。: `0 X! w& D$ M$ `- H& S) c/ w8 D9 k
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喷气发动机是飞行速度跨过音速的关键。但喷气发动机的基础是亚音速燃烧，换句话说，与其燃烧机制与篝火在基本原理上是一样的。篝火燃烧时，火焰的扩散速度较低，压力波以音速传递，所以火焰速度永远不会超过扩散速度。这使得温度一高，膨胀马上有效地降低了压力，形成等压燃烧。在喷气发动机里也是一样，燃烧室的压力是压气机产生的，不是燃烧升温产生的，升温导致的升压马上就通过气流向后流动而降低，依然是等压燃烧。; L: u+ n, V3 G" W) q0 s A- g
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; O+ b) u+ G2 i& W7 r常见的开放的燃烧是等压燃烧
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涡喷和涡扇的差别在于风扇和外涵道，但对于超音速推进来说，进气段都需要对来流减速到亚音速，同时增压，以确保在燃烧室里的亚音速燃烧0 W8 X% Q4 H* Y l: }8 j+ w8 B4 Q: Y' {
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需要通过收敛-扩散喷管才能加速到超音速喷流，也就是说，在收敛段加速，在喉道达到音速，然后在扩散段加速到超音速
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与等压燃烧对应的是等容燃烧。这是在封闭环境里的燃烧，温度压力都要升高。等容燃烧可以是亚音速燃烧，也可以是超音速燃烧。当燃烧速度大大超过音速时，即使在开放环境，压力波的传递依然以音速进行，与燃烧速度相比可以忽略不计，实际上使得压力波的锋面相当于固定不动的壁面，因此超音速燃烧可以看作等容燃烧。另一方面，固定不动的壁面内持续升温和升压的话，最终必将导致爆炸。所以超音速燃烧通常可以等同为爆炸。
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由于亚音速燃烧的限制，超音速飞行时，进气道必须把来流减速，通常降低到M0.5-0.6一级。减速的过程本身也增压，可以想象为减速过程中的积聚导致增压。压气机进一步把气流增压到燃烧室的压力，燃烧膨胀后，气流推动涡轮并驱动压气机，在通过收敛-扩散喷管时，在收敛段加速到音速，在扩散段继续加速到超音速，最后喷出，完成热力学循环。
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非加力涡扇的速度极限约M2，在实用中大概能达到M1.5；加力涡扇的速度极限大约M3.5，在实用中大概能达到M2.8-3.0；亚燃冲压也是一样，实际上M4-5就差不多到头了，尽管理论上可达差不多M6；超燃冲压可达M10) X3 S0 S3 `9 J2 f0 F4 \
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由于这个减速、加速过程，涡轮类喷气发动机在速度超过M3一级后，阻力上升快于推力上升，在理论上就不可能实现高超音速。7 Q. k) n& I p1 v: q7 h
" w7 ?, N. P. Y4 l常规的冲压发动机不用压气机，来流在进气道里通过动压直接完成减速增压，燃烧膨胀后喷气做功，同样通过收敛-扩散喷管达到超音速推进。在这里，燃烧依然是亚音速的，所以也称亚燃冲压，速度极限比涡轮类发动机更高，可到M4-5一级，理论上能达到M6，但那很勉强了。4 Y- k' H: W- s5 N" Q
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亚燃冲压发动机没有活动部件，但还是等压燃烧，依然不适合高超音速推进5 V5 C- s& e4 }3 i. g! u9 p* W; r2 l
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# k, J. `6 V- S: J6 B! }超燃冲压虽然也需要减速增压，但是超音速燃烧，减速幅度小，阻力小，更加适合高超音速飞行，但燃烧控制的难度极大0 N2 J e& G6 K! y/ y- ~
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超燃冲压把燃烧速度提高到超音速，与亚燃冲压实际上已经是完全不同的机理了。超燃冲压的进气道也要减速增压，但最终速度还是超音速的。超燃冲压要做到“受控爆炸”，关键在于用气流流动帮压力波的传递加速到超音速，这是通过超音速进气做到的。问题在于燃速和压力波速度需要精确匹配。如果燃速还是高于压力波速度，那就要爆炸了；如果燃速低于压力波速度，则可能熄火。. F9 D$ `4 Y* f
2 f% z; @" U3 \% N( E常有人把超燃冲压比作在12级台风天里点燃火柴，这不尽准确，或许在12级台风天里被吹上天时，在被风卷走的同时点燃火柴，更加贴近一点。不消说，难度是巨大的。这也是超燃冲压始终难以做到长时间稳定工作的原因，西方超燃冲压还在尽量延长稳定工作时间的阶段，很少有形成正推力的。这方面中国又领先了，但离实用也还是有距离。另外，超燃冲压还是从等压燃烧的理念延伸过来的。能降低高超音速飞行的阻力，但还是“带着镣铐前行”。
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3 ]7 J5 }* o( I' z/ B! x' U亚燃冲压和超燃冲压都需要启动速度才能开始工作。在导弹上，一般用火箭助推达到启动速度，超燃冲压则要直接用火箭助推到高超音速才能启动。这也是为什么西方超燃冲压能工作200秒以上但依然还没有产生正推力的原因，实际上是在“有动力滑翔”中苟延残喘，并不是真的动力推进。 b6 ^- D8 h2 t$ g: z! A" m
/ l5 r0 S- E- L( t$ ?$ ?但是换一个思路，可以用爆炸产生推力，燃烧在瞬间完成，具有自增压特点，这也是内燃机比蒸汽机具有更高热效率的关键。这样的受控爆炸一般称为爆震或者爆轰（detonation），爆炸（explosion）常用于特指不受控制的情况。, I* Z) {* y3 ?) @' W
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蒸汽机内是等压燃烧，但内燃机在气缸里产生爆震，压力大大超过蒸汽机，效率也更高。在理论上，把内燃机的排气形成喷气，这也是一种喷气发动机。这恰好就是脉冲爆震发动机（简称PDE）的基本原理。9 i3 [3 g, K% @" h
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$ |/ T/ u' `) ]9 T& H$ T* p' w爆震的难点在于火焰扩散的控制，在封闭的气缸里已经不容易，在开放的燃烧室里，还有激波控制的问题，这是形成等压燃烧的关键' S z7 e! s/ v. p7 x2 X- r/ e& O& b7 W
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PDE与二战时代的脉冲喷气发动机有传承关系，但不是一回事。德国V-1导弹是首先使用脉冲喷气发动机的飞行器，有进气阀，但排气端是直通环境大气的。在工作时，进气阀周期性打开，进气在冲压和排气的抽吸作用下进入燃烧室，在与燃料混合的同时进气阀关闭，油气混合体点燃后燃烧膨胀，从尾部喷出，同时打开进气阀，开始下一个循环。这样的间隙工作形成独特的“啪啪”声，伦敦人民一听到这声音，就必须赶紧跑防空了。脉动喷气发动机的结构比涡轮喷气发动机简单得多，但在燃烧膨胀的同时已经开始喷气，漏气损失可观，油耗很大，限制了进一步发展。
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V-1可算最早的巡航导弹。使用脉冲喷气发动机; k$ ^6 A% q6 c5 F
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% r: C& l! u, E. i/ I: E, F% I( H脉冲喷气发动机有进气阀，但排气端是开放的，所以有漏气问题
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y$ G' H2 c$ ~/ r要是在脉冲喷气发动机的排气端也加上排气阀，与进气阀交替开关，在两头关闭期间进行封闭的爆震燃烧，就避免了的漏气问题，不仅大大提高排气压力，热效率还显著高于涡轮类喷气发动机。当然，实际PDE并没有排气阀，而是通过爆震燃烧近似等容燃烧的性质“自然封闭”，也就是说，利用燃烧速度大大高于压力波速度的特点，把慢吞吞的压力波锋面当作近似固定的虚拟容器壁了。这就是爆震冲压发动机了。与涡喷适合高速、涡扇适合中低速不同，PDE对飞行速度较不敏感，在理论上可以从零到M4以上的全范围工作。PDE与脉冲喷气发动机的区别则像内燃机与蒸汽机的区别，前者是等容燃烧，后者是等压燃烧。PDE是未来航空动力的重要研究方向。# @' n$ _7 f$ X+ b' G% g+ J' f
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: u$ v7 {5 E% Y/ ^" [脉冲爆震发动机也是间隙工作，但是超音速燃烧与亚音速燃烧的本质不同使得脉冲爆震发动机与脉冲喷气发动机有本质不同
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PDE的速度极限比涡轮类喷气发动机更高，但低于冲压发动机。采用氢燃料（红色）的话，速度极限比用碳氢燃料（蓝色）更高
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7 p$ T; \( B# e3 |. |: Y! S6 e5 g8 u如果能做到精确控制时序的话，PDE的进气端都不需要机械的阀门闭锁。俄罗斯发明的超音速爆震发动机用周期性地改变预混合气体浓度的方法，使得燃烧模式在爆震和燃烧之间交替，周期性地将爆震波的锋面扩张、收缩，形成PDE循环。这是很精妙的设计，但还停留在理论层面。7 l3 U! x o9 K2 H) T- c/ p2 [
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PDE还是间隙工作的。实际PDE的工作频率较高，可能高达每秒100次，与连续推力实际上无差别，间隙推力并无大碍，但回旋爆震发动机（简称RDE）就是连续推力。RDE把PDE的轴向爆震改成连续旋转的径向爆震，连续的爆震在形成和扩散中后波推前波，使得爆震波在环形燃烧室里在像螺旋线一样斜向向后扩散中，一边回转，一边向后运动，在喷出的时候产生轴向的连续推力，而且避免了PDE间隙推力的缺点。
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8 N* L* i, Q, Z# M回转爆震发动机（RDE）的推力是连续的。蓝色为未燃的预混合气体，红蓝界面是爆震波位置，蓝线是爆震波沿管壁的运动轨迹，绿线是爆震产生的激波在管壁上的轨迹，管内红色由深变浅显示温度逐渐降低和压力释放的过程，每一个圆孔都是“进气口”，所有进气口同时工作，各自形成爆震波
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左为另一个视角，右为沿圆周展开后其中一个爆震波和激波的分布8 ?( ~ e3 p' Q( [9 n1 L
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% }& p# b7 ^* b7 O+ \) r0 b7 a" ZRDE是环管结构，爆震波在环管内回旋扩散，这样的三维爆震波的形成和扩散不是光有理论就能解决的，需要复杂、昂贵的实验来验证9 I* K) K/ c7 O" y- G2 F
+ i0 i5 U X1 w- \RDE是当前研发比较活跃的方面，中国自然不会落后。国防科技大学从2009年就开始研究RDE，在2017年的厦门高超音速国际大会上展示了660毫米直径的试验性样机，采用液氢或者乙烯燃料，在M4.5和18500米的台架和飞行条件下产生了静推力。& K) R1 Z5 w" m1 Y' d
; m. C6 |4 S' J2 lPDE和RDE都适合M5-6以下的准高超飞行，更高速度还是需要斜爆震发动机（简称ODE），也称驻定斜爆震冲压发动机（简称SODRAMJET）或者斜爆震波发动机（简称ODWE）。ODE利用一道或者多道斜激波对气流进行压缩，激波后的流动混合作用正好把燃料和空气混合均匀，下一道激波的高温高压正好点燃，然后在稍后的一个极薄锋面上产生爆震，形成推力。为了改善和在更大范围内可靠诱燃和起爆，也有用激光、热射流、磁流体点燃的。( i$ ]) d0 I/ B. ]+ F1 y
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: z; j( A( `) g ]8 T+ cODE结构十分简单，设计十分复杂，照猫别说画虎，连骆驼都不像( P' j- n$ W/ K5 ?/ @7 \7 u
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5 J3 D1 z/ ?5 a1 m7 ?# T" {) iODE的基本概念早就成型了，但工程实现还在摸索中，所以有多种构型不奇怪
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但ODE也是最难工程实现的，斜激波的起爆和激波、爆震波的驻定（维持在特定位置和角度）都高度依赖超音速条件，而且推进系统与飞行器设计高度整合。首先是理论上还有很多未知，难以精确分析和设计；其次是高超音速风洞是与高超音速推进同等级的世界难题，难以实验研究和具体测试。现在常用子弹模拟。这倒是成本低，容易实现，但子弹只能产生圆锥激波，与斜爆震的平面激波不是一回事，再近似、再等效总是不够给力。还有实际流动中的边界层和湍流问题，激波和爆震波在壁面的反射问题和动态稳定性问题。
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姜宗林团队最厉害的地方是把斜爆震发动机做出来了，还实际测试了
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斜爆震的原理不能说多复杂9 v" e$ x9 a& }
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8 |& J) G- M; P8 u* m但在实际测试中检验斜爆震的特点，实际解决难点，其意义是怎么说也不过分的
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) D/ w- @5 {+ c姜宗林团队在实验中观察到了白热的激波层，这是诱燃和起爆的关键
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这一切离不开高超音速风洞1 i: }" ^- Q/ {' { _
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工程实现有多少难题谁都知道，可贵的是工程样机做出来了，还在高超音速条件下测试成功了。这才是姜宗林团队的厉害之处。斜激波在理论上可以达到M16以上，但当前世界最高水平的高超音速风洞在中国，还只能达到M9，现阶段的实验只能到M9为止。中国已经在建M16一级的风洞，预计将继续推动高超音速推进的研究。* T! v2 p# o G$ ]7 v
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姜宗林团队的成果有两个世界第一：
# \) W0 ]$ I( a) _# L5 q( g1、 斜爆震发动机试验成功，
3 ?$ n# h6 Q& W% `$ H2、 中国能提供必要的高超音速风洞給斜爆震发动机测试
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这两个都是了不起的成就，值得在世界上吼一嗓子：“厉害了，中国！”一定会有人说，ODE的基本概念“人家外国人”早就发明了，现在不过是做出来了，没什么稀奇的。这是不对的。爱因斯坦发明了相对论，奠定了原子弹的理论基础，但直到费米建立了可控的核反应，才有曼哈顿计划才做出了原子弹的事情。每一步都是了不起的成就，不存在理论发明在先所以工程实现就不值一提的事情。姜宗林团队还没有到发明原子弹的地步，但相当于费米在芝加哥大学运动场看台下的第一台反应堆。$ h1 z# V2 ^* v& s
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斜爆震发动机最终会用于高超音速飞机和空天飞机，极大地缩短世界上任何两地之间的距离，同时军事应用也是显而易见的。在短期内，最可能的应用是高超音速无人侦察机，无侦-8采用火箭动力达到了初步要求，但是有缺憾的。采用超燃冲压或者斜爆震发动机可以大大增加续航时间，增加侦察范围，达到“大气层内无限变轨卫星”的作用。0 G. U0 T0 d$ ^$ Y; A! h# a
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2 x3 k: M+ x! V3 ]要是无侦-8能用上斜爆震发动机，航程和使用灵活性就是另一个境界了& S/ W. L) {$ V- H! N) i$ D
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“嫦娥5”返回时，采用水漂技术，这在探月和轨道航天器中是首创的。“阿波罗”和“联盟”飞船都是弹道式再入，用降落伞着陆。航天飞机是简单滑翔再入，以便水平着陆。“嫦娥5”依然是降落伞着陆，但采用水漂技术，或许是为了在水漂中降低再入速度，并更加精确地控制着陆点。不管是出于什么原因，中国对水漂技术已经玩熟了，不管是不是绝对必要，都可以玩一把，反正风险已经足够低。在这种情况下，空天飞机或者军事航天器可以在水漂中用斜爆震发动机加一把速就有特殊意义了，可以长时间无限制变轨，比现有的侦察卫星有用多了。前一段时间神秘的“中国X37”的意义似乎清晰了一点。1 \1 c, J1 n1 A5 g6 C
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用于高超音速洲际导弹的话，可以用小得多的助推火箭升空，然后在亚轨道高空转入水平飞行。不仅弹道更飘忽，还因为助推火箭的尾焰比洲际弹道导弹小得多，与战术弹道导弹的尾焰特征相似，而增加判别困难。如果用包括斜爆震的组合发动机起飞，那就像飞机一样，基本无法用红外预警卫星预警了，将彻底打破美国的反导弹体系。而且速度达到M15-16的话，差不多达到M25一级的洲际弹道导弹速度的2/3，比不超过M8的超燃冲压导弹快了一倍，M2-3一级的超音速巡航导弹就根本不可比了。
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& v- m$ r8 E" N+ d民兵III发射这样巨大的尾焰是红外预警卫星的最好捕获目标
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1 }. t5 s1 |5 V1 ^高超音速导弹达到洲际射程的战略意义更是不言而喻
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说到火箭，爆震发动机（不管是脉冲爆震、回旋爆震还是斜爆震）也是可以用于火箭发动机的，与大气层内使用相比，空气进气改成氧化剂进气而已。不过斜爆震需要进气就是超音速的，比较起来，脉冲爆震或者回旋爆震的火箭发动机可能更易实现一点。现有火箭发动机实际上还是等压燃烧，爆震的压力和比冲更高，用于火箭发动机可以把比冲至少提高30%。
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6 G: B1 H/ _6 x# C! Z: _" w, _RDE给炮弹增程是另一个可能的应用，用冲压发动机增程的炮弹已经实用化，RDE适应的速度范围更大，推进效率更高
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1 k9 b" g7 u/ @* h: l爆震发动机另一个有意思的应用是炮弹增程。RDE比较容易与炮弹的形状相整合，由于只需要携带燃料，不需要携带氧化剂，与火箭增程相比，可以增加射程，或者增加装药。: F. j! k7 g% M! R+ a; ?$ |2 U6 |
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至于斜爆震发动机与超燃冲压哪个更先进的问题，应该说各有有点，互相补充。等容燃烧的内燃机取代了等压燃烧的蒸汽机，但等压燃烧的燃气轮机重回江山了，所以不是等容燃烧必定比等压燃烧更先进那么简单。另一方面，等容燃烧的PDE和RDE或许有朝一日会补充等压燃烧的燃气轮机，在航空世界里各霸江山，而结合爆震燃烧的超燃冲压也在研究中。
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中国的人们在继续为大推力涡扇而焦虑，但高超音速和各式爆震发动机才是航空航天技术的前沿。超燃冲压、PDE、RDE、ODE……这是百花齐放的年代，在通往星辰大海的征程上，姜宗林及其团队还会再立新功，而这只是中国众多团队之一。" B6 b- s( I' s5 T1 q
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