万磁王
发表于 2015-12-5 10:53:11
现在串联式涡轮基组合循环发动机，除了在J58上的冲压燃烧室在涡轮发动机后面的串联式，还有冲压燃烧室在涡轮发动机的外涵管道中的环绕式。串列式的组合循环发动机，有着结构紧凑、重量较轻、便于安装、技术相对成熟等特点。但由于两种不同类型发动机的共用流道部分较多，相互间的控制和协调工作问题变得十分复杂。而且要求涡轮发动机有着更大的工作范围，这一般就需采用可变循环技术了，所以现在新的高超音速飞行器项目中TNCC多是并联式。
万磁王
发表于 2015-12-5 10:53:47
相对串列式，比较典型的还有并联式涡轮基组合循环发动机，主要采用的是上下并联的方式。一般多是涡轮发动机位于组合发动机的上半部分，冲压发动机位于下半部分，二者也是共用进气道和喷管，但为适应两型发动机，进气道和喷管均为可调结构。这种类型组合发动机的优势是在控制上相对简单、两型发动机的切换相对容易，对涡轮发动机的要求低了些，但这种并联也造成机体结构上的复杂、空间上的尺寸大、与飞行器一体化设计上的困难等问题。图为SR-72上的并列式TBCC，同样两型发动机工作状态的平稳切换是外界不断猜测的技术要点之一。
万磁王
发表于 2015-12-5 10:54:10
RBCC火箭基组合循环发动机，实际上就是在亚燃/超燃发动机的基础上增加一个火箭发动机。增加了火箭发动机之后，整个火箭基组合循环发动机的工作过程相比涡轮基就有了很大变化，分为火箭引射、亚燃、超燃和纯火箭四个工作状态。图为 NASA盖伦研究中心研制的GTX飞行器方案，其RBCC在飞行器的布置上选择的是轴对称构型，三个RBCC吊舱紧贴附在飞行器的主体周围。
万磁王
发表于 2015-12-5 10:54:31
在工作过程上：首先是与亚燃/超燃发动机并联的火箭发动机的点火，高超音速飞行器从地面开始起飞，此时的速度，在0到3马赫之间。这时亚燃/超燃发动机都达不到工作条件。火箭—方面本身产生推力，另一方面，火箭产生的高温燃气，混合部分空气，从旁边并联的进气道进入亚燃/超燃发动机的燃烧室，与燃料一起燃烧，起的是一个补燃的补充作用。这时主要的推力都来自于火箭。
万磁王
发表于 2015-12-5 10:55:17
当高超音速飞行器达到3马赫之后，火箭的排气量就相应减少了，空气正常进入亚燃/超燃发动机，分别先后进入亚燃和超燃工作状态。最后高超音速飞行器速度达到8马赫（或10/12马赫）、飞出大气层，亚燃/超燃发动机的进气道彻底关闭，再次点燃火箭发动机。
万磁王
发表于 2015-12-5 10:55:48
至于TBCC涡轮基组合循环发动机与RBCC火箭基的对比，目前前者在安全性、可靠性和经济性上显得更为突出，在技术上难度或者说可行性上，后者若作为可重复使用的设计，技术研发难度将会是很大的。但后者在整体结构上相对简单，体积和质量上更容易控制，这就更利于可靠性和可维护性上的提高，而最大的优势还是在于火箭发动机优势性的高推重比，以及可在大气层外太空轨道环境下的使用。
简单盘点围绕“高超音速飞行器”的相关动力技术后，再看此前试飞的神秘无人机，仅从动力技术推进进度上来看，技术的节点乐观来看是超燃技术的初步尝试。以更为理性的视角参照美国在此领域几十载的深耕细作来看，某些媒体对该型无人机的过于乐观、乃至无限拔高的言论，只能是不负责的情绪煽动。关于国内冲压发动机技术的发展，最近的官八股新闻是“冯如奖”的获得者王振国，而相对早前的信息是中国工程院院士、中国冲压发动机事业的主要开创者之一刘兴洲所言的“中国立足于自主研发，冲压发动机技术保持了与国际先进技术水平的同步。”
万磁王
发表于 2015-12-5 10:56:23
根据已故刘兴洲院士提出的设想，我国的高超声速技术的发展将分三步走：1，2020年前，研制出高超声速巡航导弹，最大速度6马赫，射程1000~2000 km，可多平台装载；2，2020~2030年，研制出高超声速飞机，巡航速度超过5马赫，航程上万公里，实现1~2小时全球到达；3，到本世纪中叶，在前两步的技术基础上研制出空天飞机，可重复使用，跨大气层飞行，高空速度可达12~25马赫；能直接进入地球轨道，完成任务后再入大气层滑翔、水平降落。