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来源：高端装备发展研究中心 导读 ▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼▼ 随着蓝源公司成功发射并回收新谢帕德飞行器、SpaceX公司回收猎鹰9运载火箭的一子级，重复使用技术再次回到各国航天界的关注当中。一次性使用运载火箭成本高昂，如何降低发射费用已成为整个航天工业界面临的主要挑战之一。就当各国航天企业纷纷投入液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机的怀抱当中时，英国Reaction Engines Ltd公司另辟蹊径，研制由涡轮发动机、冲压发动机和氢氧火箭发动机组成的组合发动机，绰号“佩刀”发动机。 ▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲▲ 项目背景 “佩刀”发动机设计理念的起源来自于英国“霍托尔”空天飞机方案的RB-545发动机。1982年，英国提出“霍托尔”空天飞机方案，旨在降低有效载荷入轨成本。该方案是第一个可飞至低地球轨道且完全可重复使用的单级入轨运载器方案，主要用于卫星发射和回收。“霍托尔”方案最具创新的部分是采用了RB-545发动机，该发动机以液氢为燃料，在吸气式工作过程中液化空气循环，利用空气中的氧降低空天飞机携带液氧的质量。1989年“霍托尔”空天飞机计划终止后，罗罗公司3名“霍托尔”项目团队成员成立了REL公司，继承“霍托尔”项目研究成果，并在“液态空气循环”发动机的基础上提出“佩刀”发动机方案。 项目的发展 “佩刀”发动机设计理念一经提出就受到了广泛的质疑。彼时以航天飞机主发动机为代表的液氢液氧发动机已经实现了可重复使用性能，以NK-33、RD-170发动机为代表液氧煤油发动机同样具备可重复使用的设计。“佩刀”发动机以涡轮发动机、冲压发动机和氢氧火箭发动机的组合形式出现，这种形式在当时看似是天马行空、不着边际。 首先涡轮发动机在工作时空气是在进气道被减速，同时压力和温度升高，如果要推动飞行器以超过5倍及以上的音速飞行，那么这个温度是压气机叶片所承受不了的，并且空气在进气道的压气比（空气被压缩后与压缩前之比）要高出压气机中的压气比十几倍二十几倍，这时没有压气机反而更好，单靠速度冲压，所以就有了冲压发动机。而涡轮发动机一般在低于3马赫时效率最好，在5马赫以上现在普遍用冲压发动机，但是冲压发动机必须借助于助推器使速度达到能够启动时才能工作。但是如何将涡轮发动机和冲压发动机组合起来，这在当时就是制约的瓶颈之一。除此之外，还有诸多难点在当时的技术水平条件下是无法解决的，因此“佩刀”发动机的发展前景被蒙上了一层阴影。 英国Reaction Engines Ltd公司面对诸多难题，通过近30年的研究突破，将“佩刀”发动机的概念一步步变成了现实。下面对Reaction Engines Ltd公司的研制工作做了梳理： 项目的成果 2015年4月，美国空军研究实验室正式确定了“佩刀”发动机概念的可行性。“佩刀”发动机由此以成熟的姿态走入人们的视野。那么不走寻常路的“佩刀”发动机是什么原理呢？ “佩刀”发动机在结构上由涡轮发动机、冲压发动机和氢氧火箭发动机组成，具有吸气和火箭两种工作模式，能够将飞行器从静止状态无缝加速到入轨速度。在稠密大气层低速（Ma5.5以下，28千米以下）飞行时，采用“涡轮为主、冲压为辅”的吸气工作模式，相比一般涡轮、冲压组合发动机，“佩刀”发动机在比冲基本相当的情况下，推重比有较为明显的优势（Ma2-5.5，推重比比传统涡轮发动机和冲压发动机高25%-100%）。在高空高速（Ma5.5以上，28千米以上）飞行时，“佩刀”发动机采用在氢氧火箭工作模式，将飞行器加速到入轨速度。“佩刀”发动机两种工作模式共用涡轮泵、可调尾喷管等关键部件，有效降低发动机结构质量。 “佩刀”发动机循环（不包括外函道流场）如下图所示。在吸气式模式下，空气由进气道吸入，通过一套简单的双激波锥形系统减速。在飞行达到马赫数5时，发动机吸入并减速后的气流驻点温度达到950℃。随后，气流被分为两部分，其中一部分通过预冷器进入发动机核心机，而另一部分气流则通过周围的溢流管绕过核心机（这部分气流未在图中显示）。一个高压缩比（约为150∶1）涡轮压气机将空气压缩并输送至火箭燃烧室。为了最小化动力需求同时达到理想的压气机出口温度，必须对来流进行冷却。在高马赫数飞行状态下，这一过程更为重要。冷却过程在预冷器中通过低温高比热氢燃料实现。 在“佩刀”发动机内，引入一套氦循环作为热空气和低温氢燃料之间的媒介，通过这一过渡体系可以实现高效率的热传导，并能有效消除预冷器中的氢脆现象。在实际应用中，预冷器出口温度应保持在－130℃左右。在这一循环中，通过使用氦循环能量驱动涡轮压气机将来流的一部分焓转换为功，将传递给氢燃料的热量消耗掉，进而减小冷却所需的氢燃料量。此外，氦循环媒介的压缩比由于其高比热而降到最低。当飞行器速度达到马赫数5以上时，“佩刀”发动机的工作模式从吸气式转为火箭助推。尽管进气道和预冷器在这一过程中不再发挥作用，但氦循环仍持续工作，同时整个发动机变为闭环氢氧火箭发动机。 如前所述，“佩刀”发动机的空气、氢、氧及氦循环系统具有理论上很高的可行性。但结合工程实际，其预冷器的热交换器组件便成为了一个复杂的问题。“佩刀”发动机预冷器呈螺旋状，由大量金属管组成，这些微管道增大与空气接触的面积，提高热交换效率，可以有效冷却来流。其不足之处在于发动机吸入的高速气流经过热交换器时，动能会有明显损失。气流经过前排管道时尚能维持层流状态，仅在紧贴管道的下风区域形成小范围分离涡。但在后排管道附近，气流已经明显转捩为湍流。但进入发动机核心机的气流温度通过预冷器后得到了大幅降低，弥补了总压损失，使得这一过程得以在“佩刀”发动机上有效应用。 但是微管道的制造和焊接的要求非常高，必须实现几乎零泄漏。按照Reaction Engines Ltd公司的设想，未来将被用在“佩刀”发动机上的预冷器微管道直径1mm，微管道壁厚20μm，采用高温真空铜焊技术完成超过一百万个密封接头的焊接，总传热量大于400MW。预冷器质量将会被控制在约1吨以内。 预冷器还要进行霜冻控制，当飞行在12000米以下时，吸入的气流会被冷却到零度以下。气流中的水蒸气会迅速液化、凝结成霜，附着在管道表面，阻塞通道，从而降低了热交换效率。Reaction Engines Ltd公司通过研究，以改变冷却剂的温度来实现霜冻控制。他们实现了在冷却了的空气为-80℃时，预冷器微管道中维持100%相对湿度和恒定压降8分钟，完全能够满足飞行器4分钟入轨过程的霜冻控制。在2012年，Reaction Engines Ltd公司采用镍铬铁718合金制造的全尺寸预冷器装在了一台罗尔斯·罗伊斯Viper MK.522小型涡喷发动机前段进行了地面试验，这次用于地面试验的预冷器微管道总长50km，直径约1mm，壁厚为27μm。预冷器质量在50kg以内，实现了在20ms内将1000℃以上的气流温度降低到-150℃的目标。由此解决了“佩刀”发动机最为困扰的预冷器问题。 “佩刀”发动机目前已受到广泛的认可，其未来可用于高超声速飞机、两级或单级入轨空天飞机，英国BAE系统公司于2016年7月发布了基于“佩刀”发动机的高超声速快速响应飞机概念设计方案及作战应用设想。该机采用鸭式气动布局、头部进气道、小展弦比机翼，采用单台“佩刀”发动机，飞行速度可达Ma5，载荷舱置于翼梢，可携带炸弹、无人机等载荷，主要执行快速物资补给、载荷（无人机）投送以及精确侦察和信息支援等任务。 “云霄塔”（Skylon）空天飞机同样采用“佩刀”发动机作为动力。“云霄塔”设想能够像常规飞机一样从机场跑道上起飞，采用吸气模式加速至Ma5.4以及26千米高度后，两台“佩刀”发动机切换至纯火箭模式以达到入轨高度。 “佩刀”发动机的成功研制表明了组合发动机的可行性。虽然传统的液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机能够满足可重复使用，但是其重复使用次数和维护成本仍受到相应的限制。相比之下组合动力将航空发动机、冲压发动机和火箭发动机有机结合，可以实现大气层内外的接力或协同工作，满足飞行器快速、便捷进出空间要求。组合动力是未来空天技术融合发展的必然趋势，是实现飞行器水平起降天地往返的最可行的动力方案，也是我国需要发挥优势资源长远布局的研究工作。 主要参考资料： 1 SABRE ENGINE: Single Stage to Orbit Rocket Engine _Rupesh Aggarwa, Khushin Lakhara, 2佩刀_发动机技术进展分析_张连庆 3 SKYLON飞行器与SABRE发动机研究_牛文 4英国空天飞机“云霄塔”的心脏——“佩刀”发动机详解 5详解“佩刀”发动机在高超声速领域的应用 6“佩刀”协同吸气式火箭发动机技术发展 |
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