第1章绪论
　　飞行速度大于5倍声速、以超燃冲压及其组合发动机为动力的高超声速飞行器是未来军民两用的新型航空航天飞行器，被称为是继螺旋桨、涡轮喷气推进的飞行器之后航空史上的“第三次革命”。超声速燃烧和耐高温结构是超燃冲压发动机技术实现与应用的两大基本问题。当飞行马赫数达到7时，超燃冲压发动机前缘驻点温度超过1400℃，气动加热形成了很高的热流；燃烧室内气流速度高达1000m/s，最高温度达2700℃；流动与燃烧激励产生的振动载荷，以及大推重比提出的结构质量轻质化要求，使得高温难熔金属、金属氧化物材料的直接应用已经没有可能；碳/碳复合材料能够承受这样的力热载荷，但难以承受燃烧产生的水和剩余部分氧气等的强氧化作用，以及高速气流的冲刷剥蚀。严苛的服役环境对发动机的结构、材料与热防护技术提出了很大挑战。
　　近年来，国内外对材料在超燃冲压发动机服役环境条件下的烧蚀机理进行了深入了解，形成了一些规律性认识，探明了基于碳/碳陶瓷复合等材料的改性方向，在高温结构与热防护技术方面得到了快速发展，有望促进超燃冲压发动机走向工程应用。
　　1.1超燃冲压发动机概述
　　1.1.1超燃冲压发动机基本工作原理与组成
　　超燃冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室以及尾喷管（图1.1）等典型部件构成［1］。迎面高超声速空气进入进气道和隔离段，通过激波压缩和减速作用，形成较高压力、较低流速的空气进入燃烧室；气流在燃烧室内与燃料掺混燃烧，将化学能转化为高温气体的热能；燃烧后的高温气体通过尾喷管膨胀加速排出，将热能转换为动能，从而产生推力。
　　超燃冲压发动机没有涡轮、压气机等转子部件，结构简单、迎风面积小、发动机飞行器一体化程度高，但不能够零速工作，需要借助涡轮发动机或火箭发动机加速到马赫数2左右；因为气流速度快，燃烧后气流温度高，所以高效燃烧和耐高温是其两大核心问题。
　　图1.1超燃冲压发动机工作过程［2］
　　图1.2是不同类型发动机比冲（单位质量燃料产生的推力，与飞行时燃料的消化率相关）随飞行马赫数变化图［2］。一般而言，当马赫数大于6时，超燃冲压发动机性能优势开始显现，适用于作为高马赫数飞行时的动力。它与亚燃冲压发动机融合，形成亚燃、超燃的双模态冲压发动机，可以实现在马赫数2～15的宽速域高效工作；与火箭或涡轮发动机组合，能够实现在马赫数0～25的范围工作。
　　图1.2不同类型发动机比冲与飞行马赫数关系示意图
　　1.1.2超燃冲压发动机应用
　　超燃冲压发动机可应用于高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机［3］。经过六十多年的发展，美国、俄罗斯等国近年来相继取得技术上的重大突破，美国超燃冲压发动机技术已经全面进入了演示验证和工程应用阶段。
　　1. 高超声速巡航导弹
　　凭借其高速度，高超声速巡航导弹能在十分钟内打击上千千米外的军事目标。美国发展高超声速巡航导弹重要目标就是增强快速反应与打击能力，尤其是打击时间敏感目标，如导弹发射系统、航空母舰等高价值目标。图1.3所示为洛克希德？马丁公司某一型高超声速导弹的概念图。高超声速巡航导弹能有效地遏制地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥。
　　图1.3洛克希德？马丁公司某一型高超声速导弹概念图
　　2. 高超声速飞机
　　高超声速飞机在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有明显军事价值。高超声速飞机具有突防能力强、被拦截概率小、能深入敌方纵深进行侦察的特点。高超声速战斗机佩挂防区外攻击武器，以高空高速进入或退出目标区，必将大大提高航空武器系统的突防概率、作战生存能力和作战效能。高超声速飞行配挂高超声速巡航导弹则更是如虎添翼。
　　超燃冲压发动机技术进一步发展还能够用于洲际飞机，实现两小时全球到达，有很大的潜在市场。
　　3. 空天飞机
　　空天飞机能够像普通飞机一样起飞，以高超声速在大气层中飞行，在30～100km高空飞行速度可达12～25倍声速；空天飞机能够加速进入地球轨道，安全返回并再入大气层，可以像普通飞机一样在机场降落并且可以重复使用；空天飞机将作为反卫星武器平台、监视平台和侦察平台，在未来的空间控制、空间作战以及太空信息港运行中发挥重要作用。图1.4所示为洛克希德？马丁公司的SR72空天飞机。
　　图1.4洛克希德？马丁公司SR72空天飞机
　　1.2超燃冲压发动机热防护概述
　　发动机高温热防护技术按照技术原理和防护方式一般可分为三种［4］：被动式、半被动式和主动式（图1.5）。被动式是采用轻质的耐烧蚀＋隔热材料等组成高温热防护结构，热量被材料吸收或辐射出去；半被动式是指部分热量由工质流动带走，主要有热管和烧蚀两种方式；主动式是指利用低温冷却剂进行防护（如用燃料来冷却发动机结构的方式），全部热量或大部分热量被工质带走，包括发散冷却、气膜冷却和对流冷却。三类热防护方式分别具有相应的优缺点，需要根据服役环境与时间、成本等综合考虑选取。
　　图1.5发动机热防护一般方式
　　一方面，超燃冲压发动机高比冲性能来自不需要自带氧化剂，但这也造成了结构冷却只能依靠燃料（还原剂），冷却能力大幅度下降；另一方面，超燃冲压发动机的热防护面积又明显超出其他发动机的热防护面积，很难全部或大面积使用冷却方式来进行热防护。发动机燃烧室、喷注器等燃烧区的热结构常采用燃料冷却的金属结构；前缘、隔离段、尾喷管等非燃烧区域的结构则采用新型超高温材料。在飞行马赫数小于6的条件下，对于非重复性使用的发动机，结构全部采用超高温材料也是可行的，如图1.6所示。此外，冷却结构将会导致系统复杂和重量增加，影响发动机综合性能。
　　图1.6无冷却燃烧室不同马赫数条件下可选材料方案［5］
　　超燃冲压发动机的热防护对高温结构及其材料提出了苛刻要求，具体表现如下。华氏度（）与摄氏度（℃）的换算关系：t℃=（1.8t+32）。
　　（1）高温。在马赫数为6～8的状态下，发动机流道中的主燃烧区热气流温度将达到2000～3000℃。另外，发动机内部的复杂激波系、燃烧脉动和振荡很容易使燃烧室局部壁面热流过高，而且高热流部位会随着工况的变化而变化，导致发动机壁面热流分布不均匀且多变。
　　（2）抗氧化。超燃冲压发动机的特点是充分吸收大气中的氧气进行燃烧，燃烧产物中有较高浓度的H2O/CO2/CO，对材料的抗氧化性能提出了更高的要求。
　　（3）承受复杂热机械载荷。发动机结构要承受热流分布不均匀而产生的热应力、气流速度快而产生的冲刷和噪声载荷、发动机/机身一体化而导致的气动力载荷。发动机气动燃烧性能对结构形状和尺寸很敏感，所以在复杂热机械载荷作用下，结构要保持不变形或者变形量不足以影响性能。
　　（4）耐烧蚀。在使用过程中，结构要具备零（微）烧蚀特性。对于长时间甚至可重复使用的结构，还要求材料在高温氧化载荷的耦合条件下具备高度的性能稳定性、优异的抗疲劳特性。
　　（5）有效可靠的制备技术。高超声速飞行器的发动机与机身高度一体化，导致结构紧凑，具备尖锐前缘、不对称、型面突变等几何特征，系统复杂度高，对零部件制备技术提出了更高的要求。
　　（6）轻质。轻质是航空航天飞行器永恒的追求，以满足飞行重量要求和提高有效载荷。
　　超燃冲压发动机的服役环境是吸气式发动机中相对恶劣的，如果要实现长时间甚至可重复使用，就需要迫切发展以超高温材料为基础的高温结构与热防护技术。
　　1.3热防护技术的材料基础
　　材料是超燃冲压发动机高温结构与热防护的基础，主要包括高温结构/功能材料与高温防护/隔热材料两大类。高温结构/功能材料除了要求具有高温抗烧蚀、抗氧化性能外，还要求具有良好的高温力学等综合性能；高温防护/隔热材料重点要求具有高温抗氧化和隔热等性能。
　　1.3.1高温结构/功能材料
　　在超燃冲压发动机中常用的高温结构/功能材料通常包括高温合金、难熔金属及其合金、超高温陶瓷复合材料、纤维增强改性超高温陶瓷基复合材料［如碳/碳（C/C）及碳/碳化硅（C/SiC）］等。
　　高温合金在800～1100℃仍然有较高强度，在航空发动机、亚燃冲压发动机中作为主体结构材料得到广泛应用，在工作马赫数不大于6的超燃冲压发动机的非燃烧区结构上也可以使用，在工作马赫数大于6的超燃冲压发动机管路、非高温区连接件中也有重要应用。高温合金的应用已相对成熟，本书不再进行论述。
　　1. 难熔合金
　　常见的难熔金属的熔点与密度如图1.7所示［6］。
　　图1.7难熔金属物理性能
　　（1）钨及其合金。钨（W）的熔点最高（3400℃），具有较好的抗氧化性和良好的抗热震性以及很好的抗烧损和抗冲刷能力，早期应用于弹道导弹的燃气舵和固体火箭发动机喉衬。但其高密度（19.3g/cm3）、低强度不利于其在航空航天领域的广泛应用。常在钨中添加碳化物颗粒［如碳化锆（ZrC）和碳化钛（TiC）颗粒］或渗入铜（Cu），能够显著提高其力学性能和抗烧蚀性能。