第1章 绪论和研究背景
1.1 研究背景
航天航空工业作为国家的重点发展领域，体现了国家的最高科技水平，对于国家的国防、通信、能源和经济等领域有着重要的战略意义。航天航空技术具有较强的综合性，囊括了多个学科的**技术，同时极大促进了能源动力、材料、机械、控制和通信等行业的发展。鉴于航天航空工业的重要战略意义和前沿科学技术，世界各大国均将航天航空工业作为国家中长期科学与技术发展的核心领域和方向。近些年的主要发展方向包括近临空间高超声速飞行器、大推力运载火箭和可重复使用的航天飞行器。近些年世界各地也涌现出一批民营航天航空科技公司，最具有代表性的是美国的太空探索技术公司SpaceX，该公司于2017年12月*次实现了一级火箭回收，并于2018年2月成功发射了目前全球现役运载能力最强的火箭“猎鹰9号”，SpaceX的里程碑式的革新技术将公众对于航天航空领域的关注度推向了新的高潮。
巡航速度和推重比是飞行器发展的重要指标。随着航天航空技术的发展，飞行器的推力和速度大幅提升，发动机内部的气流温度显著升高，飞行器在进行高超声速飞行时外壳也承受着剧烈的气动加热。飞行器的热防护成为航天航空技术发展中亟须解决的关键技术难题。
1.1.1 临近空间高超声速飞行器
飞行器速度的提升使得同等距离下的飞行时间大大缩短，使得作战武器的攻击能力、突防能力和主动性等增大。高超声速飞行器通常在大气层内以飞行马赫数大于5的速度飞行，主要应用在高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。高超声速飞行器的主要技术难点包括推进技术、总体技术、材料工艺及制造技术、试验验证技术、控制技术和飞行演示验证技术。高超声速飞行器的发展始于20世纪50年代的超声速燃烧冲压发动机技术的研究。目前，美国、俄罗斯、德国、法国、日本、英国、澳大利亚和印度在高超声速飞行器投入了大量的研究。目前的公开报道中，高超声速飞行器已有几个成功案例，具有代表性的是美国、俄罗斯和德国的高超声速飞行器计划，图1.1为国外典型的高超声速飞行器实物照片。
图1.1 国外高超声速飞行器实物照片［14］
美国在高超声速飞行器方面的研究较早并且较为系统，比较有代表性的是HyperX计划、ARRMD计划和FALCON计划。HyperX计划包括X43A、X43B和X43C三种型号的高超声速飞行器。其中，X43A于2004年成功进行了短时间的接近马赫数10的飞行试验。X43A采用液氢作为超燃冲压发动机的燃料。飞行器翼前缘处采用C/C复合材料，头锥处采用钨材料，外壳大面积采用耐高温隔热陶瓷材料。ARRMD计划中包括X51高超声速导弹，X51的持续飞行时间比X43A更长，飞行马赫数接近5。俄罗斯典型的高超声速飞行器计划为“Kholod”计划和“IGLA”计划。“Kholod”计划实现了发动机从亚声速到超声速燃烧的模态转化，最高的飞行速度为马赫数6.45。“IGLA”计划则实现了马赫数12～14的高超声速飞行，主要用于高超声速巡航导弹。德国开展了“SHEFEX”计划，其主要外形特点是前缘尖锐，其中SHEFEX 1飞行器实现了20s和马赫数为6的高超声速飞行。
高超声速飞行器由于飞行速度极高，气动热流密度和速度的三次方成正比，导致外壳热流密度较大，尤其是前缘承受了极高的热流密度。高效的热防护技术对于高超声速飞行器的长时间安全飞行以及可重复使用具有重要的意义。当飞行器的飞行马赫数为10时，总温高达3900K左右，现有的材料难以长时间承受如此高的温度，为了避免长时间飞行导致材料烧蚀脱落，需要采用高效的主动冷却技术对高超声速飞行器的关键部件进行热防护。
1.1.2 超燃冲压发动机
在高超声速飞行工况下，超声速燃烧冲压发动机（简称超燃冲压发动机）作为一种高效的推进系统被广泛地应用在高超声速飞行器上。超燃冲压发动机的研究开始于20世纪50年代。图1.2为超燃冲压发动机的结构示意图，其主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。超声速主流经过进气道被压缩，通过隔离段后进入到燃烧室与燃料进行掺混并燃烧，产生的高温高压燃气经过尾喷管喷出后产生巨大的推力。当飞行马赫数为8时，超燃冲压发动机内主流总温超过3000K，超燃冲压发动机内的高温气流以超声速流动，使得燃烧室壁面承受极高的气动热流密度，激波的入射使得局部的热流密度进一步地提高。进气道尖锐前缘也承受了极高的气动加热。当飞行马赫数大于10时，飞行器所携带的燃料不足以提供足够的热沉。高效的热防护方法对确保超燃冲压发动机的长时间安全运行至关重要。
图1.2 超燃冲压发动机结构图［5］
超燃冲压发动机燃烧室中的主流为超声速气流，燃烧室中的燃烧和混合过程十分迅速。因此需要加强燃料和超声速主流的掺混，使得燃烧更加充分，从而获得更大的推力。现有的研究表明，喷油支板（strut）可有效增强燃烧效率。如图1.2所示，喷油支板伸入燃烧室的中心区域，燃料通过喷油支板直接注入超声速主流的核心区域，可有效增加掺混效果。由于支板位于高温高速的环境中，因此承受着巨大的热负荷，尤其是支板前缘区域热流密度极高，需要有效的冷却方法对支板进行热防护。目前支板中常用的冷却方式为再生冷却，燃料通过支板内部的通道对支板进行热防护，然后通过喷注孔喷射到燃烧室中进行燃烧。随着超燃冲压发动机中主流的速度和温度提升，采用常规再生冷却的支板的前缘可能出现严重烧蚀。因此，需要更加高效的冷却方法对超燃冲压发动机中的支板进行热防护。
1.1.3 涡轮基组合发动机
临近空间高超声速飞行器是目前研究的热点，宽速域飞机是未来的发展方向。当前组合推进系统主要分为涡轮基组合循环动力系统（turbine-based combined cycle，TBCC）和火箭基组合循环动力系统（rocket-based combined cycle，RBCC）两大类。其中 TBCC 发动机是将涡轮发动机与冲压发动机结合起来，在起飞过程及低速时利用涡轮发动机提供动力。当马赫数逐渐增大至涡轮飞行上限而冲压发动机能开始工作的下限时，控制系统将逐渐关闭涡轮通道，开启冲压通道，最终在较高马赫数时推力完全由冲压发动机提供。一种并联形式的涡轮冲压组合发动机如图1.3所示。
图1.3 涡轮基组合发动机结构图［6］
涡轮冲压发动机概念从提出到现在已经有60多年，其研制进展一直局限在地面台架试验或高速风洞进行模拟。迄今，搭载 TBCC 发动机并成功完成空中试飞的国家只有法国（1957，GRIFFON2）、美国（1966，SR71黑鸟侦察机）、日本（2001，RTA）等为数不多的国家。尽管TBCC组合推进的原理比较成熟，但实际上仍然是一个复杂的工程，涡轮发动机和冲压发动机都面临着热防护的难题。
涡轮发动机作为TBCC推进系统的发动机之一，提供涡轮发动机工作模态下飞行所需的推进力。推重比指的是发动机推力和重量的比值，是衡量涡轮喷气式发动机的重要指标。通过提高涡轮透平的进口温度，可有效地增加航空发动机的推重比，同时也可以提升发动机的热效率。涡轮进气温度每增加55K，推力可提升将近10%。如图1.4所示，20世纪50年代时**代航空发动机的涡轮进口温度仅1200K左右，推重比为1～2。20世纪80年代以美国F110为代表的第三代航空发动机的涡轮进气温度升高到1600K左右，推重比为8左右。而目前的第五代航空发动机的进气温度则高达2000K以上，推重比高达15～20。随着航空发动机中进口温度的进一步升高，常规的金属材料难以承受如此高的温度，目前通常采用以下几种途径解决高温带来的问题：①发展新的材料，提高材料的耐热和抗氧化性能；②在叶片表面涂覆耐高温涂层（thermal barrier coating，TBC）；③通过高效的冷却方式对叶片进行降温，使得温度控制在现有材料的安全范围内。
图1.4 透平入口温度变化趋势及相应的冷却方法［7］
近些年耐高温材料得到了较快发展，耐高温涂层可以一定程度上阻隔高温气流，但是其发展速度依然赶不上涡轮透平进气温度的上升速度。因此，发展高效的主动冷却技术对于航空发动机的发展具有极其重要的意义。如图1.4所示，随着涡轮入口温度的增加，涡轮叶片的冷却方式从简单变得复杂。冷却方式从简单的内部对流冷却演化到复杂的气膜和冲击复合冷却。随着涡轮入口温度的进一步提升，发汗冷却被认为是涡轮叶片的重要热防护方式。通过发展高效的发汗冷却技术，可以降低对材料耐温性的需求，从而发展更大推力的航空发动机。
对于采用强预冷的涡轮基组合发动机，空气预冷器是其中的关键部件。英国REL公司研发的SABRE预冷器采用的是密集微细管束传热技术，也是目前研究成果最好的微细管束换热器之一，它能在0.01s的时间内，将约600kg的空气进行深度预冷，从1350K降温至150K左右，功率高达400MW，远大于已有的常规换热器功率，国内目前已开展相关研究。美国空军研究试验室2015年完成了对英国反应发动机公司SABRE发动机技术可行性评估，结论表明预冷发动机技术可能会更早地应用于两级入轨飞行器动力。因此预冷发动机相关技术在不远的将来会有大幅度发展。目前仍然缺乏对强预冷技术涉及的基础问题的全面深入研究，包括管内外流体耦合传热规律，大温差换热及复杂管束排列形式下换热性能等均需要进一步开展研究。
1.1.4 液体火箭发动机推力室
液体火箭发动机*早由20世纪20年代的美国发明并通过测试，于20世纪40年代进入实用。20世纪70年代后出现了一批以苏联高压补燃液氧煤油发动机RD191为代表的大推力高性能液体火箭发动机。图1.5为液体火箭发动机结构示意图。液体火箭发动机通过自身携带的推进剂进行燃烧或分解反应产生高温高压燃气，燃气通过喷管加速后以超声速喷出，产生巨大的反推力。
