廖孟豪論述從高超聲速導彈跨越到高超聲速平臺所面臨的若干問題

空天防務觀察
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導讀:美《航空周刊》長期跟蹤高超聲速領域的資深編輯蓋伊·諾里斯2020年6月16日在《航空周刊》網站發表長文,通過與美高超聲速領域軍地高級官員和資深專家的訪談和摘錄,從若干方面詳細論述了從小尺寸、一次性的高超聲速導彈到大尺寸、可重復使用的高超聲速飛行平臺(含飛機和兩級入軌飛行器等)所面臨的巨大技術跨度和關鍵問題,包括推進、機體/推進一體化、尺寸、材料、涂層和工業基礎能力等六個方面。雖然實際問題遠不止這個六個方面,但就這六個方面的問題來說,本文論述的觀點具有很好的參考價值。特別是相關領域專家的論述,總結了他們多年高超聲速科研實踐得出的寶貴經驗。觀點明確,通俗易懂,且含有大量經驗數據。因此,特編譯此文,供參考借鑒。

美國正在開展高超聲速助推滑翔導彈和巡航導彈研發,預計未來幾年內就可以投入戰場。但圍繞尺寸更大的、定位于打擊與偵察/高速民用和軍用運輸/甚至多級入軌等任務的高超聲速飛行平臺(編者注:如高超聲速飛機和兩級入軌飛行器等),目前仍有大量科研工作需要做。美國此前開展的高超聲速助推滑翔飛行器和吸氣式超燃沖壓驗證飛行器等科研項目取得了一系列研究成果。美國防部國防現代化研究與工程局局長馬克·劉易斯表示,“我們可以確信,設計研制能夠產生正推力的超燃沖壓發動機已不存在技術障礙。但從一次性使用的助推滑翔飛行器和巡航飛行器跨越到可重復使用的高超聲速飛機,這中間還要做大量的(科研)工作。如發動機與機體的一體化,特別是推進系統的模態轉換問題。我們需要一個可以從馬赫數0加速到馬赫數5或6、然后再減速到馬赫數0的推進系統,我們正在開展這項研究(編者注:美國防部國防高級研究計劃局DARPA即將在2021年完成一型馬赫數0~5+全尺寸渦輪基沖壓組合發動機地面集成驗證)。但問題是,這應該是一臺組合發動機還是多臺發動機的組合?我能夠直接從渦輪轉到亞燃沖壓/超燃沖壓發動機嗎?我是否需要做一些中間過渡措施?”盡管超燃沖壓發動機已經有幾十年的研究經驗了,但各種有競爭力的推進概念仍在不斷涌現。因此,超燃沖壓發動機還是(編者注:唯一)正確的答案嗎?劉易斯表示,“我個人認為不一定。我們應該盡量放開思想,認真思考是否還有其他的高速推進選項。我不想現在就收斂我們的技術路線。”

一、推進系統的潛在可選方案除了渦輪基沖壓組合發動機以外(編者注:即TBCC,目前是美國軍民用高超聲速飛機動力系統的主流技術路線,也是美國航空航天局NASA開展兩級入軌飛行器第一級動力研究的主要技術路線),目前正在研究的多類推進方案都有作為馬赫數0~6+高超聲速飛行器動力的潛力。一類是采用液氫作為熱沉和燃料的動力,包括日本航宇研發機構(JAXA)研究的ATREX空氣渦輪沖壓膨脹循環發動機、俄羅斯研究的ATRDC深度預冷空氣渦輪火箭發動機、(編者注:美國MSE公司)綜合了深度預冷渦輪與液體火箭的KLIN發動機、以及吸氣式火箭發動機等。一類是正在興起的旋轉和脈沖爆震發動機以及磁流體/磁-等離子體發動機,其中有研究認為,將脈沖爆震火箭發動機與引射沖壓、亞燃沖壓、超燃沖壓和火箭等模態組合起來,可用于實現太空進入。另外還有一個備選方案就是英國反作用發動機公司(REL)正在研制的“佩刀”協同吸氣式火箭發動機,研發團隊在2019年10月完成了預冷卻器樣機在馬赫數5條件下的地面考核試驗。劉易斯認為,“液態空氣循環發動機和深度預冷循環發動機的整個理念都極具發展前景。我不知道它們最終是否能夠成功研制出來,但它們看上去都有獨到的優勢。我真正關心的是我們(必須)保持充分多樣化的研發路線,確保給各類概念都留有足夠的發展空間。”

二、機體/推進一體化隨著速度和高度增加,吸氣式飛行器都必須滿足一個相對較小的飛行包線的約束。碳氫燃料超燃沖壓發動機需要從馬赫數3開始啟動,燃料熱值限制了它最多只能飛到馬赫數7.5,而氫燃料則可以將這個速度極限擴展到馬赫數14。從飛行高度來看,大多數雙模態超燃沖壓發動機飛行包線的上邊界都限定在500磅力/平方英尺(psf,約合24千帕,24kPa),即從,馬赫數5/高度30千米到馬赫數15/高度45千米的動壓線;下邊界一般受結構強度限制,限定在2000磅力/平方英尺(psf,約合98千帕,96kPa),即從馬赫數2.5/高度12千米到馬赫數14/高度33千米的動壓線。此外,需要面臨的挑戰還有:設計條件隨著馬赫數變化帶來的氣動特性變化而更加復雜;優化機翼面積來適應多種飛行模態;高載油系數的飛行器布局設計;以及設計恰當的進氣道和尾噴管尺寸,這兩個部件的最優外形設計理論上會緊密隨著馬赫數變化而顯著變化。劉易斯表示,“我們知道怎么設計一個好的進氣道,但不知道什么是最好的進氣道設計。這里面仍然有大量的研發和優化工作需要做。”高推阻比對于快速加速到馬赫數5+至關重要。研究人員發現進氣流量與發動機推力必須高度匹配才能在各速度段都獲得2以上的推阻比。與此同時,為了使飛行器能夠順利跨過馬赫數1附近的跨聲速段,一方面進氣道既要足夠大以便捕獲足夠多的空氣來獲得足夠的推力,另一方面進氣道和尾噴管又要足夠小以便減小飛行器的阻力。波音公司高超聲速首席科學家鮑卡特表示,“設計進氣道要面臨方方面面的挑戰,要兼容大范圍變化的空氣流量捕獲要求(通常以捕獲面積計算)和收縮比要求(實現高壓比和來流穩定性),還要確保進氣畸變足夠低和溢流阻力足夠小。而以上每個參數的具體要求都會隨著馬赫數、高度和攻角等飛行參數的大范圍變化而變化。”劉易斯也認為,“過去這么多年,我接觸了非常多的高超聲速飛行器概念設計,決定它們最終氣動外形方案的往往都不是它們的高超聲速性能要求,而是跨聲速性能要求。你可以設計出一個在馬赫數5、6、7或8有良好性能的氣動外形,但它們都沒法跨過馬赫數1。推阻平衡在跨聲速段總是無法接續上。我們在設計導彈的時候,總是用火箭來快速跨過馬赫數1,因此也就不存在這個問題了。但(編者注:對于需要水平起降的高超聲速飛機來說,)低馬赫數段的性能就變得非常重要了。”

上圖空天飛機概念方案經過多學科設計優化后實現近40%減重(美國波音公司圖片)機體與推進緊密耦合以后又帶來了對飛行器內部機載系統重量、功率、尺寸等最小化的要求,這使得問題進一步復雜化。劉易斯認為,通過多學科優化等方法實現高度一體化的飛行器架構“絕對是一個關鍵技術問題。我們35年前就明白了高超聲速飛行器必須是一個高度一體化的系統,今天我們對這一點更加深信不疑。”

三、尺寸與流動問題尺寸放大會帶來諸多問題。美國約翰霍普金斯大學應用物理實驗室防空反導部門負責人大衛·萬·懷爾(David Van Wie)表示,“隨著飛行器尺寸增加,其他問題又會耦合進來,比如結構彎曲與屈伸。飛行器都不可能是剛體。飛行載荷將深入影響到發動機乃至推進系統。而尺寸越大,這種耦合影響就越顯著和復雜。”尺寸小了也會有問題。雖然剛度變好了,但又會面臨容量和熱管理等難題。萬·懷爾表示,“NASA很早以前就研究指出,越細長的飛行器升阻比越高。但如果飛行器尺寸太小的話,就沒法做到細長,因為那樣的話機體內部容量就不夠了。這里面需要各方權衡。”外形尺寸需要考慮的另一個問題涉及到邊界層,這是一個影響高超聲速飛行器設計的核心問題。高超聲速邊界層的特性往往會與激波耦合在一起。激波與邊界層耦合會產生額外的摩擦阻力,并且在某些情況下可以使氣動加熱比在層流條件下增加8倍。隨著激波位置變化,兩者的耦合區域也會變化。鮑卡特指出,“因此,氣動加熱加劇現象會在飛行器各處游走,這樣就會顯著增加飛行器需要進行熱防護或熱管理的面積(導致重量和成本增加)。邊界層精確預測和邊界層轉捩推遲就變得非常重要。”

Hexafly-INT項目對高超聲速飛行器激波與流動干擾進行更高精度的預測(歐洲航天局圖片)劉易斯認為,“我們現在還無法精確預測高超聲速邊界層轉捩,我們只能大概地進行預測,并不斷提高預測精度。”劉易斯作為學生參與美國國家空天飛機計劃(NASP)項目時曾有一位非常資深的老師告訴他,如果飛行器的邊界層都是湍流而不是層流,那它永遠沒法飛行。“我過去的經驗告訴我,如果我們的飛行器設計得這么敏感,那它肯定沒法飛行,我們必須要設計出足夠魯棒的氣動布局。這是一件很難的事情。”萬·懷爾同意這個觀點,“不斷提高我們的飛行器設計能力,使它在空中飛行時具有足夠的操縱魯棒性,是當前面臨的一個更大的問題。你肯定不希望這個飛行器只能按照特定的剖面來飛行。我希望它可以像其他飛行器一樣自由飛行。”

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