史 超

(西安航天動力試驗技術研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

地面試驗技術水平和能力在沖壓發(fā)動機研制和技術進步過程中起重要作用，它影響和制約一個國家沖壓發(fā)動機的研究水平，是各航空航天大國大力投入和研究的重點領域。近幾十年來，隨著對高超聲速武器軍事需求的進一步增長，以及現(xiàn)有地面試驗設施、能力與試驗需求間差距的客觀存在，美國等航空航天大國穩(wěn)步推動高超聲速試驗科學技術發(fā)展的同時，大力加強試驗能力提升和建設[1-3]。國外的研制經(jīng)驗表明，高超飛行器系統(tǒng)的開發(fā)周期通常為5～10年時間，而規(guī)模大、系統(tǒng)復雜的新型地面試驗設施的研發(fā)、建設周期約為10～15年的時間[2,4]。如何高效率推動我國沖壓發(fā)動機地面試驗技術水平和能力的快速提升，從而有力保障我國沖壓發(fā)動機技術以及高超聲速飛行器技術的發(fā)展，是沖壓發(fā)動機研制人員今后面臨的重要課題。為此，從地面試驗技術發(fā)展和試驗能力建設兩個維度，重點分析了美國、俄羅斯等航空航天強國的發(fā)展現(xiàn)狀，總結了沖壓發(fā)動機地面試驗發(fā)展趨勢，為我國沖壓發(fā)動機地面試驗技術發(fā)展和能力建設提供技術參考。

1 地面試驗關鍵技術發(fā)展趨勢

隨著沖壓及組合發(fā)動機技術的快速發(fā)展，對地面設施能力提出了更高、更新的需求，主要體現(xiàn)在：變馬赫數(shù)試驗、長程試驗、大尺度整機自由射流試驗、低污染/純凈空氣模擬試驗以及流場精細化測量等方面。為適應以上試驗需求，國外相關科研機構在試驗氣體加熱技術、變馬赫數(shù)噴管設計技術、流場精細化測量技術等方面開展了大量的創(chuàng)新性技術研究。

1.1 試驗氣體加熱技術

試驗氣體加熱技術是沖壓及組合動力發(fā)動機地面試驗技術的關鍵技術。加熱方式?jīng)Q定了地面試驗設施建設/運行成本、運行效率以及結構尺度上限、模擬參數(shù)范圍、試驗時間等能力指標。近年來，為適應沖壓發(fā)動機技術快速發(fā)展的需要，美國等發(fā)達國家不斷加大燃燒加熱、蓄熱加熱和電弧加熱等試驗氣體加熱技術的研發(fā)力度。

自上世紀50年代，美俄便開展應用于沖壓發(fā)動機地面試驗的燃燒加熱技術研究，推動燃燒加熱技術日趨成熟，并取得了較為豐碩的成果。目前，世界范圍內(nèi)采用燃燒加熱技術的沖壓發(fā)動機地面試驗設施有美國NASA蘭利研究中心8ft HTT風洞、美國阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的APTU設施、俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院(CIAM)的C—16K和C—16VK試驗臺以及法國航空航天研究院(ONERA)位于皮爾及斯地區(qū)的大型沖壓發(fā)動機直連臺等。針對近年來出現(xiàn)的沖壓發(fā)動機地面試驗新要求，美國阿諾德工程發(fā)展中心不斷探索包括燃燒加熱技術在內(nèi)的多種空氣加熱技術，并提出了燃燒加熱技術發(fā)展的新方向和新要求：

1)能夠滿足變馬赫數(shù)地面試驗的寬范圍可調(diào)節(jié)燃燒加熱技術；

2)能夠滿足全尺度沖壓發(fā)動機地面試驗的大尺寸燃燒加熱器技術；

3)能夠滿足苛刻工況下長程試驗的燃燒加熱器熱防護技術[5]。

針對燃燒加熱地面試驗“污染效應”問題，各國一直在進行各種形式的純凈空氣地面試驗技術研究，并努力提高純凈空氣試驗能力，以獲得更加貼近真實飛行狀態(tài)的試驗數(shù)據(jù)。蓄熱加熱方式可產(chǎn)生大流量高溫純凈空氣的優(yōu)點使其獲得了較為廣泛的應用[6]。法國航空航天研究院的S4設施[7]、美國格林研究中心的高超聲速風洞設備(HTF)[8]和位于通用科學實驗室(GASL)的ATK—GASL leg IV風洞[9]、日本宇宙航空研究開發(fā)機構(JAXA)的RJTF設備等均采用蓄熱加熱方式生成高溫純凈空氣[10]。針對現(xiàn)有成熟蓄熱加熱技術模擬能力有限的問題，美國、法國和日本等國不斷加大氧化鋯、氧化釔等新型蓄熱材料技術方面的研究投入。例如，法國航空航天研究院將S4設施的蓄熱材料改為氧化鋯蓄熱材料，可提供總溫2 500 K的純凈空氣[7,11]；美國阿諾德工程發(fā)展中心計劃在原有APTU燃燒加熱試驗設施旁建設一個并行的采用蓄熱加熱方式的地面試驗設施，可以供應總溫模擬范圍覆蓋馬赫數(shù)2～8的大流量純凈試驗空氣，試驗時間120 s以上，其目標是滿足未來彈用尺度發(fā)動機變馬赫數(shù)試驗[6,12]。

采用電弧加熱方式的電弧風洞和熱射風洞多用于高超聲速飛行器熱考核和氣動熱研究，可將試驗氣體加熱到3 000～10 000 K，模擬馬赫數(shù)達20以上[13-14]。電弧加熱方式可以模擬較高總溫和較高馬赫數(shù)的特點，越來越多地被應用在沖壓發(fā)動機8Ma以上的推進試驗當中，其中目前較為典型的試驗設施有美國NASA的AHSTF風洞[15]、AEDC的H1/H2/H3[13，16]和法國ONERA的F4高焓風洞[17]。

1.2 變馬赫數(shù)噴管設計技術

近年來，隨著沖壓及組合發(fā)動機技術的快速發(fā)展，迫切需要開展變馬赫數(shù)地面試驗，以解決其在加減速過程中出現(xiàn)的問題。2002年，美國國防部試驗資源管理中心(TRMC)推出了“試驗與評估/科學與技術計劃(T&E/S&T)”，并由阿諾德工程發(fā)展中心牽頭執(zhí)行。T&E/S&T計劃下，先后推出“高速/高超聲試驗(HS/H)”、“先進推進試驗技術(APTT)”和“高速系統(tǒng)試驗(HSST)”3個具有一定延續(xù)性的高超試驗專項[18]。在T&E/S&T計劃3個不同階段下的高超專項內(nèi)，始終將變馬赫數(shù)地面試驗技術作為重點研究領域之一。高速系統(tǒng)試驗項目(HSST)先進推進試驗技術領域的兩個子項目均涉及變馬赫數(shù)噴管技術，包括“高超聲速吸氣式推進潔凈空氣試驗臺(HAPCAT)”項目涉及的變馬赫數(shù)自由射流噴管設計技術以及用于超燃沖壓發(fā)動機變馬赫數(shù)直連試驗的變形陶瓷部件變馬赫數(shù)噴管設計技術。

在以上高超試驗專項框架內(nèi)，美國自2005年提出了對阿諾德工程與發(fā)展中心的氣動與推進試驗設備(APTU)進行變馬赫數(shù)試驗能力改造的計劃，其目標是實現(xiàn)覆蓋2.5～8.0Ma范圍的變馬赫數(shù)能力[19]。截至目前，美國已探索研究了包括柔壁噴管、滑塊式噴管、可變流體控制、飛行加速模擬試驗和變形陶瓷等多種變馬赫數(shù)方案的可行性，并取得了一定的成果[20-21]。美國在變馬赫數(shù)噴管技術領域起步較早，技術最為先進，但至今尚未完全攻克變馬赫數(shù)技術難題和解決變馬赫數(shù)試驗能力不足的問題。

1.3 光學測量技術

傳統(tǒng)接觸式測量手段難以滿足沖壓發(fā)動機高超聲速、高溫和燃燒反應流場的精細化測量要求。為滿足沖壓發(fā)動機燃料霧化混合、燃燒穩(wěn)定以及高超音速附面層轉(zhuǎn)捩等機理問題研究需要和發(fā)動機燃燒效率以及進氣道捕獲流量等關鍵性能參數(shù)測量需求，美國等航空航天大國不斷加大對新型光學測量技術的探索研究和工程應用技術研究(見表1)。為解決沖壓及組合發(fā)動機寬范圍飛行工作能力，美國NASA公布了《航空基礎研究計劃，F(xiàn)AP》，將基于激光的光學診斷技術列入高超聲速國際飛行研究試驗(HIFiRE)和渦輪基組合循環(huán)項目研究內(nèi)容。值得注意的是，在HIFiRE計劃中，HIFiRE—1飛行試驗搭載了由 Zolo Technologies 和 Southwest Sciences 公司開發(fā)出的一套利用工作波長760 nm 垂直腔面發(fā)射半導體激光器的流量測量系統(tǒng)，用來監(jiān)測進氣道空氣捕獲流量，并獲得成功[22]。近年來，隨著激光技術、光譜圖像傳感技術的蓬勃發(fā)展，用于流場參數(shù)測量的光學測量技術得到了快速發(fā)展和應用，主要有：粒子成像速度測量技術(PIV)、激光多普勒技術(LDV)、相位多普勒粒子分析儀(PDPA)、平面激光誘導熒光技術(PLIF)、相干反斯托克斯喇曼散射測溫技術(CARS)、可調(diào)諧二極管吸收光譜流場參數(shù)測試技術(TDLAS)、自發(fā)振動喇曼散射濃度測量技術(SVRS)、分子示蹤速度測量技術(MTV)、激光全息技術、激光誘導熾光(LII)、激光誘導擊穿光譜(LIBS)、極化光譜(PS)等[23-24]。

表1 國外部分科研機構光學測量能力

2 國外典型試驗設施能力

2.1 美國

在世界各主要國家高超聲速技術快速發(fā)展的背景下，美國全面加速推進高超聲速打擊武器實用化發(fā)展，并開始著手制訂首個高超聲速武器裝備型譜，持續(xù)推動包括沖壓發(fā)動機及其地面試驗在內(nèi)的高超聲速技術發(fā)展。在地面試驗技術和試驗能力方面，加緊開展高超聲速試驗設施能力升級和試驗科學技術攻關，加大對現(xiàn)有試驗設施升級改造力度， 重點試驗設施能力大幅擴展；穩(wěn)步推動高超聲速試驗科學技術專項發(fā)展。在此背景下，美國對地面試驗能力建設現(xiàn)狀和存在的問題進行了評估，整合地面試驗能力的同時，持續(xù)推進老舊試驗設施改造，并確定了16處核心試驗設施[25-29]。

美國沖壓發(fā)動機試驗設施管理與運營機構主要包括國防部試驗資源管理中心、NASA蘭利研究中心、空軍阿諾德工程發(fā)展中心、NASA艾米斯研究中心、能源部桑迪亞國家實驗室(SNL)、卡爾斯潘大學巴佛羅研究中心(CUBRC)等，具體如表2所示。

NASA在蘭利研究中心、格林研究中心和通用科學實驗室建設了多座采用不同加熱方式、不同類型的推進試驗設施，較為典型的有蘭利研究中心的8ft HTT風洞、格林研究中心的純凈空氣高超聲速風洞設備(HTF)以及位于GASL的4號試驗艙和激波加熱設備HYPULSE等。圖1中的8ft HTT風洞是世界范圍內(nèi)尺寸最大、可進行推進/飛行器一體化試驗的高超音速地面試驗設施，采用液氧/甲烷/空氣燃燒加熱器生成高溫試驗氣體，具備模擬飛行馬赫數(shù)3～7Ma，模擬總溫900～2 000 K，最高模擬總壓為27.6 MPa的能力，噴管出口直徑為2.44 m，試驗時間可達120 s[13]；位于GASL的HYPULSE設備具備模擬飛行馬赫數(shù)5～25真實飛行條件的能力，可進行沖壓發(fā)動機地面試驗研究[13]；GASL 4號試驗艙可進行純凈空氣試驗和污染空氣試驗，可進行沖壓發(fā)動機污染效應對比試驗研究，因其獨特特點被美國國防部試驗資源管理中心確認為核心高超聲速試驗設施之一[1,6,29]。此外，NASA還在蘭利研究中心和艾米斯研究中心建設了多座世界領先的、可滿足沖壓發(fā)動機部件及整機氣動和氣動熱試驗的地面試驗設施，其中包括被TRMC確認為核心高超聲試驗設施的蘭利研究中心31in Ma10/20in Ma6/15in Ma6風洞和艾米斯研究中心的電弧噴流設施[1,8]。

表2 美國主要試驗設施

圖1 蘭利8ft HTT風洞超燃沖壓發(fā)動機試驗Fig.1 Scramjet engine test in LaRC 8ft HTT

美國空軍阿諾德工程發(fā)展中心的氣動與推進試驗單元、電弧加熱試驗設施H1/H2/H3、9號風洞和馮卡門氣動試驗設施(VKF)A/B/C風洞以及空軍研究試驗室的推進試驗設施單元18、19和22號均被美國國防部試驗資源管理中心確認為核心高超聲速試驗設施之一。從公開資料上看，APTU試驗設施為采用液氧/異丁烷/空氣燃燒加熱器的自由射流臺，模擬馬赫數(shù)覆蓋3～8Ma，模擬總溫覆蓋589～2 613 K，最高模擬總壓為19.3 MPa，噴管出口直徑為1.07 m，試驗時間可達12 min，承擔了沖壓發(fā)動機變馬赫數(shù)試驗技術研究任務，并取得了一定成果[13,30]。蘭利研究中心的31in Ma10/20in Ma6/15in Ma6風洞，其具備世界范圍內(nèi)獨一無二的高超聲速氣動試驗能力，模擬馬赫數(shù)覆蓋1.5～10，并可進行變密度連續(xù)長時間試驗，可滿足(高)超聲速飛行器進氣道—機體一體化、外掛分離等研究試驗要求。

美國國防部試驗資源管理中心確認的核心高超聲試驗設施中還包括隸屬TRMC的推進試驗設施(高超聲速氣動推進潔凈空氣試驗臺)、隸屬能源部桑迪亞國家實驗室的氣動試驗設施(高超聲速風洞以及隸屬卡爾斯潘大學巴佛羅研究中心的LENS系列大能量國家激波風洞。圖2中的LENS系列大型激波風洞具備真實飛行環(huán)境下的全尺寸超燃沖壓發(fā)動機氣動熱和推進試驗能力，是世界范圍內(nèi)的主流高超聲速試驗設備，LENS—I可提供7～18Ma，最高總溫達8 300 K的能力，LENS—II能夠復現(xiàn)沖壓發(fā)動機3～9Ma的真實飛行環(huán)境，試驗時間80 ms；LENS—XX可產(chǎn)生最高30Ma試驗氣流的能力[13,31-33]。

圖2 激波風洞LENS承擔的多個工況下的全尺寸試驗Fig.2 Full scale flight vehicles tested in the LENS tunnels at fully duplicated flight conditions

作為沖壓及組合發(fā)動機技術及其試驗技術的領跑者，美國擁有規(guī)模最大、數(shù)量最多、技術最先進的試驗設施。其確定的16處核心試驗設施各有特色，囊括了大尺度自由射流推進試驗設施、大尺度氣動試驗設施、氣動熱/結構試驗設施、高焓純凈空氣試驗設施、變馬赫數(shù)地面試驗設施等，且均為世界范圍內(nèi)的先進高超聲速地面試驗設施。從公開發(fā)表文獻上看，美國正在全力整合、提升其地面試驗能力，加緊關鍵測試技術研究，優(yōu)先滿足高超聲速導彈武器地面試驗需求。

2.2 俄羅斯

蘇聯(lián)及其繼承者俄羅斯擁有數(shù)量眾多且能力突出的沖壓發(fā)動機試驗設施。自20世紀60年代建成第一座大型自由射流試驗設施BMG開始，相繼在茹科夫斯基中央空氣動力學研究院(TSAGI)、中央航空發(fā)動機研究院和中央通用機械研究院(TSNIIMASH)等機構相繼建成了多種類型的沖壓發(fā)動機推進、氣動和氣動熱試驗設施(見表3)。

俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院擁有眾多沖壓發(fā)動機地面試驗設施，其中的綜合試驗體TS—16是歐洲最大的超燃沖壓發(fā)動機試驗設施，可進行全尺寸超燃沖壓發(fā)動機地面試驗；自由射流臺BGM的噴管出口直徑為0.4 m，試驗氣體總溫為2 300 K，可滿足模擬飛行5～8Ma的沖壓發(fā)動機半自由射流試驗[5,34-35]；C—16K直連試驗工位和C-16VK自由射流試驗工位采用兩級空氣加熱方式(電加熱+燃燒加熱)，直連工位采用燒氫補氧二級加熱器，模擬來流總溫2 500 K時的試驗氣體總流量為25 kg/s，自由射流工位可進行全尺寸沖壓發(fā)動機地面試驗，其可采用氫燃料二級加熱器或碳氫燃料二級加熱器，可分別實現(xiàn)最高模擬來流總溫2 300 K和2 100 K的能力[36-37]。

表3 俄羅斯主要試驗設施

茹科夫斯基中央空氣動力學研究院擁有80多處試驗設施，包括多座可用于沖壓發(fā)動機推進試驗和氣動試驗的試驗設施[5,14,38]。其中，可用于沖壓發(fā)動機推進試驗的自由射流臺T—131B和直連臺T—131V均采用煤油燃料加熱器生成高溫試驗氣體，最高模擬總溫為2 350 K，最高模擬總壓為10 MPa，模擬飛行馬赫數(shù)覆蓋4～8，自由射流臺T—131B的噴管出口直徑為400 mm。另外，TSAGI還擁有多座可用于沖壓發(fā)動機氣動試驗的高超聲速風洞。較為典型高超聲風洞T—116的噴管出口尺寸為1 m×1 m，模擬馬赫數(shù)覆蓋1.8～10。

俄羅斯中央機械制造研究院多級壓縮設備PGU采用絕熱壓縮空氣方式生成純凈空氣試驗氣體，參與了幾乎所有蘇聯(lián)時期高超聲飛行器的空氣動力特性研究，其中的自由射流設備PGU—11噴管出口直徑為0.4 m/0.8 m，可模擬沖壓發(fā)動機4～10Ma真實飛行條件下的溫度和壓力參數(shù)，最長工作時間可達5 s[13,39]。TSNIIMASH的高超聲速氣動試驗設施Y—306—3采用電加熱方式防止試驗氣體膨脹過程中發(fā)生凝結(最高總溫1 100 K)，噴管出口直徑為1.2 m，模擬馬赫數(shù)覆蓋2～10，最長試驗時間達600 s[38,40]。U—12大型激波管是世界范圍內(nèi)較為先進的高超聲試驗設施，采用激波加熱方式生成高溫、高壓試驗氣體，其噴管直徑為0.92～3.0 m，可產(chǎn)生5～20Ma的試驗氣流，廣泛應用于高超聲速空氣動力學問題研究、飛行器氣動特性研究以及電磁波物理研究等[13]。

隸屬俄羅斯科學院西伯利亞分院理論與應用力學研究所(ITAM)的AT—303絕熱壓縮高超風洞與PGU—11相似，也采用絕熱壓縮方式產(chǎn)生高溫純凈試驗氣體[34]。AT—303采用兩級加熱方式生成高溫純凈試驗空氣，首先采用電阻加熱方式將獲得900～1 300 K和20～30 MPa的高溫空氣，而后采用絕熱壓縮方式獲得300 MPa和2 500 K的高溫高壓試驗氣體，試驗時間40～200 ms，噴管出口直徑為0.3～0.6 m。高超聲速風洞AT—303具備開展8～20Ma的氣動試驗能力，也可開展模擬8Ma飛行條件下的超燃沖壓發(fā)動機推進試驗能力。圖3為AT—303試驗設施原理圖。

圖3 AT—303風洞原理示意圖Fig.3 Schematic drawing of wind tunnel AT—303

綜上所述，俄羅斯在地面試驗設備數(shù)量、種類以及試驗能力方面僅略遜于美國，在蓄熱加熱技術、變馬赫數(shù)噴管技術、光學測量技術等方面與美國等有一定差距。盡管如此，作為沖壓發(fā)動機技術的先行者之一，蘇聯(lián)及其繼承者俄羅斯擁有較為先進行沖壓發(fā)動機技術，并具備豐富的設計、生成和試驗能力和經(jīng)驗。例如，俄羅斯新星設計局、彩虹設計局以及機械制造科研生產(chǎn)聯(lián)合體等研制的Kh—31A、3M—80E、Kh—41及寶石等型號反艦導彈均采用沖壓發(fā)動機作為推進系統(tǒng)。蘇聯(lián)解體后，俄羅斯繼承了大部分蘇聯(lián)時期的沖壓發(fā)動機地面試驗設施。經(jīng)歷了20世紀90年代困難時期后的俄羅斯，加緊開展沖壓發(fā)動機技術研究，全面推進高超聲速技術基礎研究。依托其先進試驗能力，俄羅斯于2017年完成了3K—22“鋯石”高超聲速導彈試射，飛行速度達到8Ma，高超聲速打擊體系初見端倪(見圖4)。

圖4 “鋯石”高超聲速導彈出口型Fig.4 The export—oriented Zicron hypersonic missile

2.3 歐洲國家

歐洲高超聲速技術及沖壓發(fā)動機技術發(fā)展路線與美國有交叉但也不同，其主要側(cè)重于空天運輸和宇宙探索的高超聲技術和適用大型高超音速飛行器的沖壓及組合動力發(fā)動機技術。歐洲領導和從事高超聲技術及沖壓發(fā)動機技術研究的機構有歐空局(ESA)、法國航空航天研究院(ONERA)和德國航空航天中心(DLR)等(見表4)。

自20世紀60年代開始，法國航空航天研究院(ONERA)相繼建成了自由射流/直連試驗設施S4、自由射流/直連試驗設施ATD5、沖壓發(fā)動機直連試驗設施LAERTE和F4高焓風洞，并在皮爾斯地區(qū)建設了一座大型沖壓及超燃沖壓發(fā)動機直連臺[11,13,34,41]。圖5中S4原為采用氧化鋁卵石床蓄熱材料的自由射流試驗設施，噴管出口尺寸為φ0.67 m/φ1.0 m，可提供最高總溫1 850 K、最高流量150 kg/s的純凈空氣，具備進行6Ma以下沖壓發(fā)動機推進試驗的能力和10、12Ma的氣動試驗能力。為適應法國LEA研究計劃要求，ONERA針對S4風洞進行了能力擴展改造。改造后的S4風洞采用“蓄熱+燃燒加熱”的方式生成2 400 K以上的高溫試驗氣體，并具備全尺寸超燃沖壓發(fā)動機直連試驗能力。皮爾斯地區(qū)的大型沖壓及超然的沖壓發(fā)動機直連臺采用燒氫補氧加熱器，可生成總溫達1 800 K、流量達100 kg/s的試驗氣體。

表4 歐洲主要試驗設施

圖5 風洞S4布局圖Fig.5 S4 general view

德國航空航天中心擁有多座可進行沖壓發(fā)動機地面試驗的高超聲速風洞，包括高焓激波風洞HEG[13]、高超聲速風洞H2K[42]以及VG系列高超聲風洞[43]。高焓激波風洞HEG噴管出口直徑為0.88 m，最高模擬總溫達9 900 K，最高模擬壓力為90 MPa，主要用于再入飛行器的氣動熱研究；高超聲速風洞H2K試驗段直徑為0.61 m，采用電阻加熱方式防止試驗氣體膨脹冷凝，模擬馬赫數(shù)覆蓋4.5～11.2Ma，可用于沖壓發(fā)動機氣動特性研究。此外，德國亞琛工業(yè)大學擁有一座大型激波風洞TH2，其噴管出口直徑覆蓋0.59～2.0 m，模擬馬赫數(shù)覆蓋6～18[44]。

綜上所述，經(jīng)過多年地面試驗技術研究，以法德為代表的歐洲國家建設了一系列沖壓發(fā)動機地面試驗設施，并在純凈空氣和長程直連地面試驗技術和能力建設方面取得了很大的進展，但在試驗臺種類、數(shù)量以及尺寸、試驗時間等方面與美俄相比仍有一定差距。

2.4 日本

日本在高超聲速技術方面的研究起步較早，相繼提出并參與了一系列高超聲速研究計劃。從公開發(fā)表文獻上看，日本在沖壓發(fā)動機方面的研究起步較晚，但發(fā)展迅速，且大部分研究側(cè)重應用于空天往返輸運推進系統(tǒng)的氫燃料沖壓發(fā)動機和組合發(fā)動機技術。日本宇宙航空研究開發(fā)機構(JAXA)在20世紀90年代相繼建成了沖壓發(fā)動機自由射流試驗設施RJTF[6,13]和大型自由活塞激波風洞HIEST[45]。

RJTF沖壓發(fā)動機自由射流試驗設施采用了氧化鋁空心磚型蓄熱式加熱器來產(chǎn)生高焓純凈試驗空氣，并在蓄熱式加熱器出口配置二級燃燒加熱器繼續(xù)提高溫度。RJTF設備的噴管尺度為510 mm×510 mm，具備馬赫數(shù)4、6、8 三個模擬狀態(tài)的試驗能力。RJTF設備的3種加熱模式：

1)單獨蓄熱式加熱，可以產(chǎn)生1 700 K左右的純凈空氣；

2)單獨燃燒加熱，最高可產(chǎn)生2 600 K的污染空氣；

3)蓄熱式加熱(1 700 K)加上二級燃燒加熱，最高可產(chǎn)生2 600 K的低污染空氣。圖6中給出了RJTF風洞發(fā)動機試驗現(xiàn)場圖片。表5列出了RJTF設備模擬的主要試驗狀態(tài)及參數(shù)[6]。

圖6 RJTF風洞發(fā)動機試驗Fig.6 Engine test in RJTF

為滿足空天往返飛行器HOPE—X和超燃沖壓發(fā)動機研制試驗需求而建設的、位于日本JAXA角田宇宙中心的大型自由活塞激波風洞HIEST可模擬超過7 km/s的速度，是世界上唯一能夠觀測附面層轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象并生成高雷諾數(shù)氣流的試驗設備。HIEST配套的錐型噴管出口直徑為1.2 m，型面噴管出口直徑為0.8 m，具備產(chǎn)生總焓達25 MJ/kg，總壓達150 MPa，最高達16Ma試驗氣流的能力，可滿足高超聲速飛行器氣動和氣動熱試驗需求。此外，試驗設備還具備生成飛行馬赫數(shù)5～12，飛行動壓50～100 kPa范圍內(nèi)高溫純凈空氣的能力，具備沖壓發(fā)動機推進試驗能力。

日本地面試驗設施數(shù)量不多，但特色明顯，技術先進，能力指標突出，其在變馬赫數(shù)噴管、純凈空氣加熱、激波加熱等試驗技術研究方面積累了豐富的經(jīng)驗。

表5 RJTF設備模擬的主要試驗狀態(tài)及參數(shù)

3 國內(nèi)試驗技術發(fā)展及能力

國內(nèi)吸氣式高超聲速飛行器技術起步較晚，發(fā)展較快。20世紀90年代以來，在一系列國家預研項目支持下，國內(nèi)多個科研機構相繼啟動了吸氣式高超聲速飛行器技術研究，持續(xù)推進關鍵地面試驗技術研究。

目前，國內(nèi)主要從事沖壓發(fā)動機及其地面試驗技術研究的科研院所有：北京動力機械研究所、國防科技大學、航天推進技術研究院、中國空氣動力研究與發(fā)展中心、中國科學院力學研究所、西北工業(yè)大學等。其中，北京動力機械研究所是我國最早從事沖壓發(fā)動機技術研究的科研機構，為推動我國沖壓發(fā)動機及其組合動力技術的發(fā)展，研制了一系列功能完善、技術先進的地面試驗設施，代表了我國沖壓發(fā)動機及其地面試驗技術領域的最高水平。

國內(nèi)除北京動力機械研究所外的部分相關科研機構及其典型地面試驗設施有：中國科學院力學研究所研制的國內(nèi)第一座可用于超燃沖壓發(fā)動機地面試驗的高超聲速推進試驗風洞(HPTF)[34]以及具有國際先進水平、可復現(xiàn)25～50 km、5～9Ma高超聲速飛行條件的JF12激波風洞[46]；中國空氣動力研究與發(fā)展中心研制了包括連續(xù)燃燒加熱、電弧加熱、激波加熱、脈沖燃燒加熱等多種加熱形式的可進行沖壓發(fā)動機推進系統(tǒng)推進試驗及飛行器氣動試驗的地面試驗設施，其中部分試驗設施有脈沖燃燒風洞[47]、 激波風洞FD—14[31,48]、CARDC連續(xù)式燃燒加熱自由射流風洞[49-50]、CARDC脈沖燃燒直連式風洞[51]等；作為最早開展超燃沖壓發(fā)動機技術研究的科研院所之一，國防科技大學在相關基礎科學及工程化應用研究方面處于國內(nèi)領先水平，研制了采用氣氧—酒精—空氣燃燒加熱、氣氧—氫氣—空氣燃燒加熱以及電加熱等多種空氣加熱技術的多臺沖壓發(fā)動機自由射流及直連試驗設施[52-56]。

西安航天動力試驗技術研究所是我國最大的液體火箭發(fā)動機試驗與試驗技術研究的專業(yè)機構。經(jīng)過十余年不懈努力，在沖壓發(fā)動機及組合動力地面試驗技術研究及能力建設方面取得了長足進步，相繼研制了吸氣式動力自由射流臺和長程直連臺。

2013年建成的吸氣式動力自由射流臺，具備3～8Ma工況試驗能力，是當時國內(nèi)尺寸最大的沖壓及組合發(fā)動機自由射流試驗設施。該自由射流試驗設施在國內(nèi)首次采用液氧—酒精—空氣加熱技術生成大流量高焓試驗空氣。該技術和采用氣氧—燃料—空氣燃燒加熱、蓄熱加熱、電阻加熱、電弧加熱、激波加熱等試驗空氣加熱技術比較，具有占地規(guī)模小、安全風險較低、使用/維護便捷、試驗準備周期短、配套電力基礎設施要求低、高溫試驗空氣產(chǎn)量大、可長時間連續(xù)工作等優(yōu)點，可以滿足大尺度碳氫燃料沖壓發(fā)動機全彈道高溫來流模擬需求。2015年建成了采用液氧—酒精—空氣燃燒加熱技術的吸氣式動力直連臺，攻克了三組元加熱器介質(zhì)供應寬范圍連續(xù)變化精確調(diào)節(jié)和快速同步控制等技術難題，掌握了直連臺連續(xù)變彈道精確調(diào)節(jié)技術，具備了亞燃沖壓發(fā)動機全包線連續(xù)變彈道試驗能力。

針對真空球罐引射時間短、空氣及燃氣引射高壓氣源容積需求大、水環(huán)泵引射電力配套基礎設施要求高等問題以及大尺度沖壓發(fā)動機耐久性考核試驗的迫切需求，西安航天動力試驗技術研究所持續(xù)開展引射技術研究，在2009年研制的某姿控發(fā)動機高模試車臺引射系統(tǒng)上，首次采用液氧酒精水蒸汽發(fā)生器技術生成動力蒸汽，利用了高溫蒸汽焓值高、做功能力強的特點，系統(tǒng)具有抽真空能力強、占地面積小、電力配套基礎設施要求低等優(yōu)點。在此技術成功應用的基礎上，研制了采用8臺液氧酒精水蒸汽發(fā)生器提供動力蒸汽、總蒸汽耗量可達3 200 t/h、引射能力僅次于美國斯坦尼斯中心A3臺的蒸汽引射系統(tǒng)，可滿足吸氣式動力直連臺3 000 s量級和自由射流臺典型工況300 s量級長程試驗引射需求。

為保障吸氣式高超聲速飛行器技術發(fā)展需求，國內(nèi)相關科研機構正在開展2 m量級及以上大尺度自由射流試驗、高焓純凈空氣地面試驗、變馬赫數(shù)地面試驗、試驗流場非接觸測量等領域技術研究及能力建設，但在新技術開發(fā)與應用、試驗能力等方面與世界先進水平仍有一定差距。

4 分析及展望

現(xiàn)階段，高超聲速打擊武器進入快速發(fā)展時期，美俄等國持續(xù)加大沖壓及組合發(fā)動機等高超聲速關鍵技術研究投入，努力推動高超聲速技術實用化。為全力保障其高超聲速技術發(fā)展，美國不斷加強對高超聲速試驗與鑒定基礎設施的升級改造力度，并確定了16處核心試驗設施和3處重要試驗設施以滿足近期和中期高超飛行器和推進系統(tǒng)試驗需求。與此同時，美國國防部通過實施“試驗與鑒定/科學與技術”(T&E/S&T)計劃，持續(xù)加強高超聲速核心試驗技術領域的研發(fā)投入，以加快新技術向未來高超聲武器系統(tǒng)試驗和鑒定能力的轉(zhuǎn)化，并為大型試驗設施建設奠定技術基礎。 近年來，我國在沖壓發(fā)動機地面試驗技術研究和能力建設方面取得了長足進步，但由于起步較晚、技術積累不夠，與美俄等航空航天大國仍有一定差距。通過梳理和分析國外沖壓發(fā)動機地面試驗能力和關鍵技術發(fā)展趨勢，認為我國應在以下幾個方面開展試驗能力建設和技術研究：

1)著力提升沖壓發(fā)動機整機長程自由射流試驗等大型推進試驗能力建設。美國和俄羅斯均建設有可滿足全尺寸沖壓發(fā)動機自由射流試驗的大尺度自由射流試驗設施，其中美國蘭利研究中心的8英尺風洞的噴管出口尺寸為2.44 m，試驗時間可達120 s，是世界范圍內(nèi)獨一無二的大尺度長程自由射流試驗設施。我國相關試驗設施在尺度和試驗時間方面與發(fā)達國家仍有較大差距，應加強相關大型推進試驗設施能力建設，保障高超聲速導彈武器整機操作性能和耐性性能試驗需求。

2)加強純凈空氣試驗技術研究力度，加速大型純凈空氣試驗能力建設。美國、法國和日本均建有采用蓄熱加熱方式的大型沖壓發(fā)動機試驗設施，并在蓄熱材料方面不斷加大研究投入，以滿足更高馬赫數(shù)下高溫純凈空氣的生成。俄羅斯則基于較為獨特的絕熱壓縮技術，也建設了一系列高溫純凈空氣試驗臺。我國僅有幾座用于科學研究的小型純凈空氣試驗臺，還沒有大型純凈空氣試驗設施，且在相關核心技術方面的儲備嚴重不足。

3)加大變馬赫數(shù)噴管技術等新技術研究投入，加強變馬赫數(shù)地面試驗技術儲備。為解決沖壓發(fā)動機加減速過程中暴露出來的問題，評估沖壓發(fā)動機動態(tài)特性，美國等航空航天大國持續(xù)推動變馬赫數(shù)地面試驗技術研究。為保障我國沖壓發(fā)動機研制試驗能力需求，需著重開展變馬赫數(shù)噴管技術等核心技術研究，增強變馬赫數(shù)地面試驗技術儲備。

4)持續(xù)推進新型非接觸測量技術研發(fā)，滿足沖壓發(fā)動機試驗流場精細化測量要求。由于傳統(tǒng)測量手段難以滿足沖壓發(fā)動機研究流場參數(shù)準確測量需求，國外科研機構不斷探索以激光診斷技術為代表的新型非接觸測量技術研究，并在工程化應用方面取得了較大進展。