编者按：力学研究所高温气体动力学重点实验室研究员姜宗林近日在C-Talk科技演讲大会第8期上做了题为“高超声速飞行动力：梦想与实践”的报告。承蒙作者盛意，同意在本刊发布，以飨读者。 

　　  

　　高超声速飞行动力：梦想与实践 

　　姜宗林 

 

　　人类有一个航空航天梦，总是想飞得更快、更高、更远。在一百年前，有人试飞了80千米每小时的速度，那时候人们刚刚起步。之后我们可以以亚声速，飞到800千米/小时；现在的超声速技术可以飞到2800 千米/小时。未来我们计划以5倍以上的声速飞行，要飞8000 千米/小时。从宇航技术发展来看，我们深刻地感觉到：宇航技术推动了社会的发展，飞行速度改变了人类的生活模式。 

　　我们现在飞行技术的情况是什么样的呢？波音787可以飞到0.8倍声速；历史上来看，法国和英国的Concorde客机也飞到了2倍的声速。 

 

　　那么，未来10-20年，我们国家和国际社会要用什么样的飞行器？有两种飞行器是最典型的：一种叫空间进入飞行器，它可以水平起飞，天地往返，重复使用。我们要做到卫星发射成为航班定制，这样可以做到空间自由进出。相对火箭发射费用，可以把费用降低90%。另一种飞行器叫高超声速飞行器，这种飞行器可以装备吸气动力，超高空飞行，时行万里，全球朝出夕回。这种飞行器可以实现环球一日行，把北京到纽约的飞行时间从15个小时降到2个小时。从更高视角来看，它可以提高人们进入空间、探索空间、利用空间的能力，是航空航天领域的一个国际发展潮流。对我国来说，它可以强化航空航天工业和国家安全支柱，对于国民经济发展，国家安全的保障具有重大意义。 

　　对于航空飞行，现在用什么样的动力呢？现在，对低亚声速我们有活塞发动机，应用广泛，汽车也是这样用；对高亚声速或超声速，我们用涡轮喷气和涡扇发动机。这类涡扇发动机有两个特点，一是涡轮增压，先提高风扇后的压力，然后再去燃烧；二是亚声速状态燃烧。这是两个很关键的燃烧特征。 

　　假如我们用现在这样的发动机飞超高声速，即5倍以上的声速，情况会是什么样的呢？（1）美国黑鸟喷气/冲压变循环发动机的飞行试验发现，当飞行马赫数达到3的时候，激波锥后的燃料不再与核心气流混合，涡轮段不再能提供推力。（2）发动机依靠激波压缩，进气冲压与加力燃烧室产生推力，也就是说涡轮喷气这种模式不再有用，变成冲压模式。（3）更进一步的研究发现，在亚声速状态下，出现一种“气体解离”反应，氧气变成氧原子。如果烧氢气的话，氢气变成氢原子。两类分子解离以后不再完全复合。随着温度的升高，飞行速度加快，飞行器动能就会再提高。动能提高之后，空气温度也在提高，燃烧温度就更高了。 

  

　　大概2000-3000度时，水蒸气和氧气进入解离状态。马赫数5的时候，燃烧温度达到2900度，解离率达到40%。燃烧温度更高的时候，解离度更高。由于气体的解离是吸热的，不再放热，再加上来流压缩损失，使得整个发动机从动力元件变成阻力元件，这就是我们面临的问题。 

　　最核心的问题在什么地方呢？高超声速飞行带来哪些学科问题和关键技术上的挑战？飞行马赫数越高，就意味着气体总温越高，动能越大。马赫数10时可以达到4500度，马赫数25时可以达到11000度。这种高温带来了飞行器周边气体介质特性的改变，空气就不再是空气了。2000 度氧气解离，4000 度的氮气解离，外表面的空气就变成一种反应气体。所以，高超声速气体流动的特征变成了由激波主导的高温反应气体流动，其介质团的微观变化伴随着能量转移和热量传递，显著改变了宏观流动规律。高超声速反应气体流动超过了传统气体动力学理论范畴，呼唤着气动学科理论和飞行技术的创新。更困难的是它带来一种“热障”，相当于流星进入大气层时状态。看着是美丽的，但对我们飞行器的生存是残酷的。 

  

　　这种情况下，国际上怎么办？人们提出一种高超动力概念的创新，称为“超燃冲压发动机”。这种发动机通过来流冲压降速到超声速，不再降到亚声速。这时候冲压以后的气体静温就会低一些。然后在超声速条件下，人们实现燃料和气体的超声速混合。在燃料室，人们控制进气温度达到自燃点，混合气自己就着火了。我们再协调放热和随后的流动膨胀规律，再做发动机一体化设计。 

　  

　　这里我们给出发动机研究和试验的国际进展情况。这是目前做的事情，这种事情做的时候有几大困难。（1）这个发动机模型，比如在马赫7的时候，通过压缩之后，发动机的进气道入口速度可以达到1.5千米/秒。如果发动机长度1.5米，就是1毫秒内，空气从进去到出来之间，必须完成整个燃烧过程的组织。（2）来流越快，激波压缩损失越大。这没有办法的，因为是激波压缩。（3）高马赫数下也会出现气体解离问题。随着马赫数越高，它的解离度还是会很高的。近70年的研究进展，美国的X-43A以马赫数7和10倍的声速，飞了几毫秒；美国X-51A用碳氢燃料也飞成功了；X-43A用氢燃料。我国也做了相应的飞行试验。 

 

　　这是美国首次飞行的试验结果，他们是用火箭推动助推，达到高超声速，再进行飞行试验。他们的目的是研发一种安全、可靠、高效的动力技术，把更大的有效载荷送入空间。满足发展空间探测和商业航空技术飞行的需求。 

　　关于X-43A飞行试验的意义。NASA高超声速首席研究员Jim Pittman说：“X-43A飞行试验是转折点”，以前研究老是失败，包括NASP计划花了很多钱，最后给人的印象就是‘高超声速花钱’，所以这是个转折点。“我们确认两件事儿：超燃冲压发动机确实工作了，确实能够得到正推力。而且发动机和飞行器是可以集成的，可以一体化、可飞、可控的。这两件事的意义非常重大”。 

  

　　回过头再看，它问题在什么地方？就是推力小。这张图上面是马赫7和马赫10的结果，马赫7的时候还有点推力，但很小。有人就说这个推力是你的发动机的一种助燃剂带来的，不是真正的发动机产生的。但不管怎么样它是有推力的，马赫9.7已经没有推力了，甚至出现负值。但从它的研究结果对比来看，实验和计算的发动机负荷曲线是一致的。我认为，这个科研积累还是很深厚的。 

  

　　第二个问题从发动机进气道入口到出口的压力分布可以看出，有个上行激波。就是说，超燃冲压发动机内部压力出现明显的跳跃，是发动机内部燃烧产生的上行激波所致，也是人们实验中就经常发现的不稳定燃烧。上行激波还带来发动机运行的稳定性问题和额外的动能损失，是超高声速发动机设计需要关注的问题。但美国人的计算和试验结果符合度还是很不错的，这种积累对研究人员来说很重要。 

　　为什么会推力小？70年的研究，到现在没有能够使用的发动机。这张图的横坐标是马赫数，这个坐标是来流动能。当马赫数8.3时，飞行动能和燃烧释放的热能是相当的，即把所有空气中的氧气全部用氢气消耗掉以后所释放的热量。进气道来流压缩损失是多少呢？一般大约在20%-40%，在马赫5到马赫9之间。发动机的热效是多高呢？理想的是35%。这两个数据比较就可知道，对应马赫数的推力在这样的范畴里。来流压缩损失随着马赫数提高而提高，所以，推力不足的情况就是必然的，高马赫数问题更严重。所以，超燃发动机推力不足，因为效率在那儿，动能损失在那儿。发动机吞进去一部分气体，再吐出去一部分，吸收加进去的热量，推力在这里有个平衡问题。在没有讨论上行激波问题之前，给大家介绍一个关于超声速燃烧的质疑，即到底是“超燃”还是“亚燃”？到现在也没有人说得清楚。 

 

　　有人做过这样的实验，图的上面是超声速流动可燃气体，下面是激波诱导点火源。在上面气体流动中，下面点火。点着后的燃烧波面就会往上面传播，这样正好有个燃烧速度。实验做完之后发现，燃烧速度大概几十米/秒，依然是扩散火焰，依然依赖于分子扩散和对流机制。这是该机制能够达到的燃烧速度，包括湍流影响。所谓超声速燃烧，实际是超声速流动的可燃气体在燃烧，而不是以超声速的速度在燃烧。所以我们附加一个来流速度，依据伽利略变换，空气动力学的理论照样可以用。 

　　这里给出空气动力学的一个范例，即直管加热流动。直管流动，如果加热会出现什么情况？发动机也可以简化到这种情况。理论告诉我们：不管是亚声速还是超声速流动，加热之后它的状态都往声速走。这张图表明：亚声速的时候你可以加进很多能量，它才到声速；而一点能量就能够使超声速过渡到声速。由此，我们给出第一临界条件：假如加热量超过第一临界条件之后，流动状态就达到声速了。 

　　到达声速之后继续加热，多余的能量就会产生上行激波，这是必然现象的。上行激波产生以后，传统空气动力学理论告诉我们，有个马赫锥的概念。激波向上游传播时，来流压缩是压缩的；往下游时，流动是膨胀的，是加速的，是超声速的。也就是说，上游部分是亚声速的，下游部分是超声速的。在达到第一临界条件之后，继续加入热量，燃烧波经过发动机的壁面反射之后，很快把一个三维的压缩波变成一维的。一维波的衰减效应就大大低多了，壁面反射可以强化激波的生成。另外，在来流压缩过程中，温度是逐渐升高的。往上游传播的时候是逆向传播，当地声速不断降低，对激波形成有好处。在这样的环境下，上行激波既产生了，又强化了。 

　　要证明这样的现象是否确实产生了，这是不是物理存在，我们应用JF-12风洞做了一个实验。这个风洞长267米，喷管直径2.5米，可以把X-43A那样的飞行器带发动机的1：1尺寸模型放到里面做试验。由于带发动机，有燃烧之后没有办法应用缩比模型了。我们有两个科学发现：（1）科学发现I：发动机连续运行。在给定工况下，发动机燃烧虽然是不稳定的，从压力分布上可以看出有波动。但是发动机是连续工作的，喷管一直往外冒火，这说明发动机是连续工作的，这是我们得到的第一个结果。（2）科学发现II：发动机喘振。开始时发动机正常运行，运行到一定时间，发动机一会儿熄火，一会儿又着火，有周期性。我们发现大概喘振频率是200-300Hz，它与发动机长度，进气道不启动的程度都有关系，而上行激波是原因。上行激波传到进气道，导致发动机不启动；发动机熄灭以后，进气道又启动了，然后发动机也重新启动，重新燃烧。这就是典型的发动机热壅塞现象。 

　　能不能让上行激波驻定？由于这种不稳定，谁也不敢坐这样一个飞行器，它带个发动机随时会出现不稳定运行状态。我们给出第二个临界条件：基于对上行激波理解，上行激波生于燃烧，逐步强化，产生壅塞，导致发动机喘振。如果假定发动机是一维稳定流动，无限快释热率，考虑受限壁面，依据爆轰理论，我们给出第二临界条件，也是设计原则。即设计发动机时，要保证这个发动机是绝对稳定的，就是对于给定燃料，设计马赫数要大于第二临界马赫数。图示的发动机稳定运行点，对于氢气，马赫数大概是4.8以上，而其他的燃料就更高。不幸的是，现在国内外发动机设计点都在马赫4以下。 

　　我们做实验时，对超燃声速发动机，所用当量比大一点，就是加的油门大一点，它就亚声速了，就出现问题了。在发动机中持续放热，压力波就往前跑，进入进气道。来流条件随着马赫数的不断增加而变化，开始时，马赫数低于临界马赫数，波是往上游跑的，这就是上行激波；当来流马赫数等于临界马赫数时，波在发动机中间，它是驻定的。在高马赫的时候，来流就把燃烧波就吹下去了。对一个发动机来说，你把燃烧吹跑了，也是不可接受的。 

　　我们提出第三临界条件：在发动机燃烧室入口处搞出一个斜劈，产生一个斜激波。斜激波的强度要求是斜激波后的温度达到自燃，这样就会产生一个斜爆轰波。所以，固定起爆点加上临界温度要求就等于第三临界条件。这个临界条件说：对一定可燃气体，存在着一个对应上行激波的临界马赫数，如果来流马赫数大于该临界点，在固定的起爆源达到自然情况下，斜爆轰可以形成并且完成驻定。这就是我们得出的结论。

 

有这个结论之后，就可以设计自己的驻定斜爆轰冲压发动机。我们的研究论文在去年年底发展，年初国内媒体翻译成“站立式”，我们认为“驻定式”更贴切。 

　　三个临界条件，再加上高超声速混合技术、边界层燃烧控制技术、边界层吸附技术，我们建立了理论和核心技术。有了这个核心技术，我们设计出了概念验证机。这是我们概念验证示意图，这个是模型装到风洞里的实际照片，做了马赫数9的状态，采用了光学等测量技术。 

　  

　　这里给出其中两个工况的试验结果。发动机试验结果给出这个图实际上就是燃烧室的窗口，可以看到火焰在爆轰期间存在两种不同的斜爆轰情况。后面的结果是温度分布，就是在这么一个小缝隙中，我们就把燃料全部烧掉了，而且这两个波型都是稳定的，而且是可控的。 

　　稳定、可控的意义在什么地方？只要它稳定可控，第一优点是斜爆轰发动机的热效率高，理论上是定容燃烧，比等压燃烧（效率）高50%；第二个优点是它的来流压缩损失低，超燃冲压发动机把来流压缩到马赫2-4，驻定斜爆轰冲压发动机马赫5、6就可以工作。第三个优点是燃烧室缩短。由图可见，过了激波之后，几个毫米全烧掉了。燃烧室短，热损失就小。第四个优点是理论运行马赫数宽。来流速度越大，爆轰角度就越斜，但它照样是稳定的。另外，所有斜爆轰发展到最后，就都稳定在那一个温度上（CJ爆轰温度），所以燃气解离度是可控制的。 

　　何为爆轰？爆轰是可燃气中的燃烧激波，爆炸性是很厉害，而且传播速度非常快。加拿大国家防御机构做过一个实验，在塑料膜里装上可燃气体，在起爆之后，塑料膜还没破，燃烧激波已经走远了。另外，只要在可燃气体中，它就经久不衰，是一种增压燃烧，世界唯一的。 

　  

　　我们做过等压循环和爆轰循环的热力学计算，热效率大概增加50%。这个计算条件是通用的，世界上大家都这么用。 

　　为什么我们推荐这种爆轰循环？大家看这张图，就是前面气体进来了，它通过了激波。这个激波把气体压力提高了15-20倍，相当于涡轮增压。增压以后再燃烧，热效率就提高了。这个激波压缩的能量哪里来？是燃烧反应拿出一部分能量支持它。就像现在航空发动机的涡轮增压一样，后面的透平推动前面的压气机；前面的压气机提供压缩能量，压缩来流，然后形成这样的增压燃烧过程。所以，爆轰波自带一个压气机，燃烧带宽度只有毫米量级，属于高超声速传播。它的机制不是现在传统的燃烧模式，而是激波走到哪儿，它燃烧到哪儿。是激波诱导燃烧，而不是扩散火焰或者热对流火焰。 

　　下面有几点关于高超动力的几点结论： （1）推力问题。传统燃烧模式加上激波压缩损失，所以超燃冲压发动机推力有限。大家都在做，也能做出正推力出来，但距工程要求有距离，要看清它本质问题在哪里。70年国际范围的广泛研究，应用这个概念没有做出一个可以工程应用的东西出来，值得思考。（2）上行激波问题。由于低吸热极限、上游温度梯度、受限空间三个因素，所以，燃烧释热量一旦超过第一临界条件，产生上行激波是必然的，是燃烧不稳定的根源。（3）发动机喘振问题。当超过第二临界条件，就可能诱导发动机喘振，这是可以算出来的。频率与发动机尺寸和临界条件的超过程度密切相关。（4）高超动力新概念：只要满足这三个临界条件，驻定斜爆轰冲压发动机是可以实现的，具有高超声速的燃烧速率，具有自持和增压燃烧特性。（5）创新才有出路。我们认为高超声速飞行技术相对超声速飞行技术是革命性的，它的飞行器需要的发动机远远不同于传统的，它需要革命性的动力概念去支撑着。 

　　所以，我非常欣赏C-Talk提出的“论以致行·论以致用”。作为工程科学来讲“纸上得来终觉浅，绝知此时要躬行”。作为我们国家研究团队，对于高超声速动力我们应该下功夫。可以跟在别人后面去学习，但在某些方面我们要努力走到前面，不能只在山下看风景。只有在山顶上，你才可以看到最全面，最真实的景色。虽然这个很难，但我们坚信：“路阻且长，久行必至”。 

　　  

　　                             （本刊发布时对单位写法等做了规范化处理）