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美国空军X-51A高超音速飞行器试验成功

作者:杨岩 王野 侣军胜 马轶涵责任编辑:许光辉2013-10-08 17:05

为了应对高超音速飞行时飞行器表面面临的气动压力、阻力以及气动加热等不利因素,X-51A机身采用镍合金制造,机头部位采用钨合金配以二氧化硅作隔热层,以承受高温及气动载荷。X-51A的进气系统采用由飞行器头锥前部以及下方戽斗组合而成的复合多波系2元进气道,借助乘波构型,将高超音速气流产生的激波汇聚到腹部矩形2元进气口处,除产生预压缩空气外,对机体还产生额外抬升力。

高超音速来流受楔形头锥到戽斗形进口段的多个波系激波作用逐级减速增压并进入矩形的进气道内。进气道内专门设计有被称为“扰流器”或者“湍流发生器”的楔形凸台,目的是对来流进行预压缩以及将高速层流变成湍流。这样的设计有利于空气进入燃烧室后与喷射燃料掺混。进气道后端为调节隔离段,是超燃冲压发动机的关键部件。通过该调节段,可将高压气流调整到适合燃烧室工作的稳定压力,保证发动机在不同马赫数下能够稳定燃烧,稳定工作。同时它还可防止燃气压力反方向影响冲压气流,阻塞进气,导致进气道不起动。

与前辈X-43不同,X-51A独具匠心地采用了目前世界上首创的多项前沿技术。首先,X-5IA采用的SJX61-2双模式冲压/超燃冲压发动机率先使用了常规碳氢航空燃料,即与著名的SR-71“黑鸟”相同的JP-7燃料。相对于液氢燃料来说,JP-7的化学性能更加稳定可靠,且无毒无腐蚀,耐高温、抗爆性能好,可长时间存储,填充加注简单,随时使用,特别适合战备。因此相对于X-43来说,X-5IA的军事用途明显。

其次,X-51A还在世界上首创了燃料裂解汽化主动冷却技术。所谓主动冷却技术,即通过燃油泵闭环循环燃油实现热交换。该技术除了可以给发动机以及飞行器表面降温外,还变相给油料预热,使其更适合燃烧。这一技术被前辈X-43甚至更久远的SR-71“黑鸟”采用,似乎没有什么新意。但在X-51A机体内,JP-7燃料通过数字变频燃油泵输送到SJX61-2发动机以及机身前部,通过发动机外机匣壁面上加工成数百条细如真丝的沟槽油道由前至后流经发动机尾部。它可确保机体表面以及发动机结构不会被气动加热的高温以及发动机燃烧工作高温熔化,同时又可保证JP-7燃料不至过热焦化。

在这些细如真丝的沟槽油道内,喷涂有特殊催化材料。当JP-7燃料在吸收机身气动加热以及来自SJX61-2发动机的热量时,随着温度压力增加,在微细油道内特殊催化材料的催化下,本来不易燃烧的JP-7燃料发生“裂解”现象,将高分子链分解成氢、甲烷、乙烯等更易燃烧的燃料成分,从而提高了燃料的燃烧性能。经过一轮由前至后的催化裂解循环后,裂解的燃料在机身后部收集汇聚,通过增压泵向前输入到热分配阀,并被喷注到SJX61-2的燃烧室,与迎面超音速气流掺混,在千分之一秒内即被点燃。高温高压的燃气在喷管内急剧膨胀,产生大约4.5千牛的推进力。在此期间,燃油的流量、速度以及压力必须要在不同的高度和不同的马赫数下自动调整,以保证足够的冷却、预热和燃料的充分裂解,可见这一任务是相当艰巨的。

此外,X-5IA还首创了燃油喷射位置调节技术。通过调节燃油喷射位置以及方向,X-5IA上的SJX61-2发动机可以精确控制燃烧,完成双模态转化。此前试验的冲压/超燃冲压发动机在实现传统冲压到超音速冲压之间转换时,一般通过调节进气扩压段后方腔道的截面形状以及尾喷口截面形状来实现。为了在亚音速燃烧到超音速燃烧过渡过程中实现平稳过渡不熄火,一般双模态冲压发动机都采用助燃或补燃技术,例如:在燃烧室中补氧助燃或者干脆在燃烧室后部加一个小型液体火箭发动机做值班火焰(美国70年代的D-21改进型和90年代俄罗斯试验的“冷”、“彩虹”计划的方案,但这样做造成体积过于庞大)。而SJX61-2发动机则采用起动前首先向燃烧室内喷射乙烯的办法,随着易燃的乙烯点火燃烧放热,再将JP-7燃料经过预热裂化后喷注入燃烧室与乙烯混合燃烧。待乙烯燃烧耗尽时,JP-7燃料开始自主燃烧。由于在冲压发动机燃烧室内,燃料必须在几毫秒内与高速的气流混合并燃烧。为了使燃料掺混更充分,燃料燃烧位置应该尽可能靠近进气道进口。同时,为了防止激波前移导致进气不畅,燃料应该向后喷射,因此SJX61-2发动机在刚起动的低速阶段,燃油先向发动机的后方喷射。随着速度的增加,动压增加,进气道已很难发生阻塞不起动现象,此时燃油向前喷射,使燃料掺混更充分,燃烧效率更高。

通过对不同空速以及发动机不同工作状态下的燃油喷射位置进行合理调整,SJX61-2发动机可以精确控制燃烧速度,完成双模态转化,在提高效率的同时又确保燃烧过程中的热平衡

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