小鬼子的高超声速发动机开始试验了

S-发动机进行燃烧测试。


S-发动机将成为日本未来发展高超声速武器和无人飞行器的基石


S-发动机结构图

早在去年初，日本宇航研究开发机构（JAXA）成功进行了高速涡轮发动机（S-发动机）在马赫数4条件下的地面试验。该发动机是一台带有预冷却器的高速涡轮喷气发动机小尺寸验证机，目标应用对象是JAXA正在发展的一型100座级高超声速客机，其巡航速度达马赫数5，设想在东京与洛杉矶之间运营。本次试验是JAXA预冷却高速涡轮发动机研发计划的一项测试内容，试验的成功表明日本高速涡轮发动机技术研究计划进展顺利。从长远来看，高速涡轮发动机技术将对未来军、民用高超声速运输、侦察/打击和天地往返飞行器的发展带来深远影响，而预冷却技术无疑是高速涡轮发动机研究的重要技术途径。日本预冷却高速涡轮发动机的发展值得我们关注。
项目背景和研发进展
高速涡轮发动机是指以涡轮发动机为基础，采用先进技术手段将发动机使用包线扩展到马赫数3～5。日本从20世纪80年代就开始高速涡轮发动机技术研究，并同时进行了两种技术途径的探索：一种是串联式涡轮冲压组合动力的变循环高速涡轮发动机方案，由于技术难度太大，2003年日本放弃了该方案；另一种是采用预冷却技术的高速涡轮喷气发动机方案。
日本预冷却方案通过“吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机”（AtrEX）项目开展研究。该项目于1986年启动，发动机设计工作包线是马赫数0～6，高度0～35千米。1996年制造出了AtrEX-500验证机，开展了海平面静态点火试验和部件试验。2004年，JAXA在前期研究基础上，梳理出了预冷却高速涡轮发动机发展路线图，将后续研究工作的重点转为开展S-发动机的飞行试验验证。该路线图设定的主要发展里程碑如表1所示。
从路线图看，JAXA今后的工作重点是评估和验证S-发动机在马赫数5飞行条件下的性能，之后逐步开展飞行试验。用于试验的“高超声速技术试验飞行器”（HYTEX）正在研制中，将通过固体火箭推进器加速到马赫数5，以提供S-发动机的试验验证环境。飞行试验将主要验证S-发动机的部件性能，包括高马赫数飞行时高温条件下的预冷却器、低压条件下的核心机和苛刻条件下的燃料供给系统等性能碑。在飞行试验中，将采用安全介质（如液氦、液氮或其它安全介质）取代液氢作为冷却剂，使S-发动机更适合工程应用。
S-发动机技术特点
S-发动机由进气道、预冷却器、核心机、加力燃烧室和喷管组成（图1），发动机主要技术参数如表2所示。
以马赫数5巡航飞行时，发动机进口滞止温度将达到1000℃，超过了常规涡轮喷气发动机进口温度限制。为了解决此问题，S-发动机采用了预冷却技术，利用液氢冷却来流空气，将温度降低到300℃左右。另一方面，通过冷却使来流空气密度增大从而增加推力，能够保持发动机从马赫数0到5连续工作。
S-发动机的主要部件详情如下：
可变几何的进气道：采用矩形进气道，相比于圆形进气道拥有更大的喉道高度和更简单的调节机制，进气道内有3块斜板，其中后两个斜板可调以控制波系，将来流速度从马赫数5降低到马赫数1，2003～2004年，进气道部件试验成功进行。
预冷却器：预冷却器是一种壳体管路型的热交换器，形状为矩形，与进气道匹配，由1296个长320mm、外径2mm的不锈钢管组成，钢管壁厚为0.15mm，管路间距比AtrEX发动机增加一倍，已解决预冷却器最核心的技术难题——结霜问题。预冷却器热交换率约120kW。
核心机：流量仅为1.1kg/s，因此采用单转子设计，由较为简单的斜流压气机、回流环形燃烧室和单级轴流涡轮组成。
加力燃烧室：火焰稳定器同时作为燃油喷嘴。通过改变火焰稳定器的形状增强掺混能力。
可变几何尾喷管：采用复合材料，可通过调节喷管面积控制燃烧压力。
总之，S-发动机的特点是采用单转子涡轮喷气发动机加装预冷却器和加力燃烧室，构成高速涡轮发动机，发动机只有单一流道，不需采用模态转换可实现马赫数5的飞行。
几点认识
通过有序开展预冷却高速涡轮发动机技术的研究工作，日本在预冷却技术、可调进气道和喷管、核心机技术等方面均积累了大量地面试验和飞行试验数据，并成功进行了马赫数4的地面试验，在提高常规涡轮发动机马赫数方面走在了世界前列。总结JAXA在预冷却涡轮喷气发动机方面的研究进展，可以得出以下几点认识：
1．预冷却技术是提升涡轮发动机工作马赫数的重要途径
常规涡轮发动机由于受压气机进口温度和涡轮前温度的限制，飞行马赫数一般低于3。为了实现持续高超声速飞行和空天往返，都需要尽可能提高涡轮发动机的工作速度范围，以实现与冲压发动机和火箭发动机等其他动力形式的有效组合。目前高速涡轮发动机发展的技术途径有两种，一种是通过变循环方式来提高涡轮发动机马赫数，之后与冲压发动机组成串联式涡轮基组合动力；而另一种是采用预冷却技术扩大常规涡轮发动机马赫数及工作包线，构成预冷却高速涡轮发动机。两相比较，前者压气机出口温度高而燃油当量比较低，在比冲方面具有优势；后者则结构简单，省去了模态转换带来的进气道启动等问题，而且采用预冷却技术增加了空气流量，在推力方面具有优势。日本在高速涡轮发动机技术的发展过程中，对变循环技术和预冷却技术都进行了探索，最终选择了预冷却技术继续发展，并在构型上简化为预冷却涡轮喷气发动机，没有与冲压发动机进行组合。近期该项目的试验成功表明，预冷却涡轮喷气发动机能够显著提高涡轮发动机马赫数，是非常值得探索的高速涡轮发动机形式。
2．轻质高效的预冷却器是预冷却高速涡轮发动机的关键技术
在发动机流道内安装预冷却器会造成重量增加、进气畸变和压力损失，同时，采取密集管路形式的预冷却器极易产生结霜问题，严重影响换热效率并造成流道堵塞增大压力损失。因此，轻质高效的预冷却器是预冷却技术能够取得突破的重要一环。S-发动机在预冷却器的研究方面继承了AtrEX发动机的成果，在换热效率和重量方面取得平衡，通过加大冷却管路的间隙来解决结霜问题，今后的飞行试验验证也将采用双冷却回路的模式，采用其它惰性气体来替换液氢作为冷却介质，提高安全性。
JAXA于2005年制定了空天发展路线图，所关注的四大内容之一就是发展高超声速吸气式飞行器，其中预冷却高速涡轮发动机的发展是其动力技术发展的主要方向。尽管日本制定的高超声速发展路线图和预冷却高速涡轮发动机技术研究项目的公开背景均为民用，但所发展的各项技术无疑也能够转化应用于军用高超声速武器，为其今后发展高超声速武器装备奠定坚实基础。（张东宝）

http://mil.cankaoxiaoxi.com/2015/0423/753785.shtml
S-发动机进行燃烧测试。


S-发动机将成为日本未来发展高超声速武器和无人飞行器的基石


S-发动机结构图

早在去年初，日本宇航研究开发机构（JAXA）成功进行了高速涡轮发动机（S-发动机）在马赫数4条件下的地面试验。该发动机是一台带有预冷却器的高速涡轮喷气发动机小尺寸验证机，目标应用对象是JAXA正在发展的一型100座级高超声速客机，其巡航速度达马赫数5，设想在东京与洛杉矶之间运营。本次试验是JAXA预冷却高速涡轮发动机研发计划的一项测试内容，试验的成功表明日本高速涡轮发动机技术研究计划进展顺利。从长远来看，高速涡轮发动机技术将对未来军、民用高超声速运输、侦察/打击和天地往返飞行器的发展带来深远影响，而预冷却技术无疑是高速涡轮发动机研究的重要技术途径。日本预冷却高速涡轮发动机的发展值得我们关注。
项目背景和研发进展
高速涡轮发动机是指以涡轮发动机为基础，采用先进技术手段将发动机使用包线扩展到马赫数3～5。日本从20世纪80年代就开始高速涡轮发动机技术研究，并同时进行了两种技术途径的探索：一种是串联式涡轮冲压组合动力的变循环高速涡轮发动机方案，由于技术难度太大，2003年日本放弃了该方案；另一种是采用预冷却技术的高速涡轮喷气发动机方案。
日本预冷却方案通过“吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机”（AtrEX）项目开展研究。该项目于1986年启动，发动机设计工作包线是马赫数0～6，高度0～35千米。1996年制造出了AtrEX-500验证机，开展了海平面静态点火试验和部件试验。2004年，JAXA在前期研究基础上，梳理出了预冷却高速涡轮发动机发展路线图，将后续研究工作的重点转为开展S-发动机的飞行试验验证。该路线图设定的主要发展里程碑如表1所示。
从路线图看，JAXA今后的工作重点是评估和验证S-发动机在马赫数5飞行条件下的性能，之后逐步开展飞行试验。用于试验的“高超声速技术试验飞行器”（HYTEX）正在研制中，将通过固体火箭推进器加速到马赫数5，以提供S-发动机的试验验证环境。飞行试验将主要验证S-发动机的部件性能，包括高马赫数飞行时高温条件下的预冷却器、低压条件下的核心机和苛刻条件下的燃料供给系统等性能碑。在飞行试验中，将采用安全介质（如液氦、液氮或其它安全介质）取代液氢作为冷却剂，使S-发动机更适合工程应用。
S-发动机技术特点
S-发动机由进气道、预冷却器、核心机、加力燃烧室和喷管组成（图1），发动机主要技术参数如表2所示。
以马赫数5巡航飞行时，发动机进口滞止温度将达到1000℃，超过了常规涡轮喷气发动机进口温度限制。为了解决此问题，S-发动机采用了预冷却技术，利用液氢冷却来流空气，将温度降低到300℃左右。另一方面，通过冷却使来流空气密度增大从而增加推力，能够保持发动机从马赫数0到5连续工作。
S-发动机的主要部件详情如下：
可变几何的进气道：采用矩形进气道，相比于圆形进气道拥有更大的喉道高度和更简单的调节机制，进气道内有3块斜板，其中后两个斜板可调以控制波系，将来流速度从马赫数5降低到马赫数1，2003～2004年，进气道部件试验成功进行。
预冷却器：预冷却器是一种壳体管路型的热交换器，形状为矩形，与进气道匹配，由1296个长320mm、外径2mm的不锈钢管组成，钢管壁厚为0.15mm，管路间距比AtrEX发动机增加一倍，已解决预冷却器最核心的技术难题——结霜问题。预冷却器热交换率约120kW。
核心机：流量仅为1.1kg/s，因此采用单转子设计，由较为简单的斜流压气机、回流环形燃烧室和单级轴流涡轮组成。
加力燃烧室：火焰稳定器同时作为燃油喷嘴。通过改变火焰稳定器的形状增强掺混能力。
可变几何尾喷管：采用复合材料，可通过调节喷管面积控制燃烧压力。
总之，S-发动机的特点是采用单转子涡轮喷气发动机加装预冷却器和加力燃烧室，构成高速涡轮发动机，发动机只有单一流道，不需采用模态转换可实现马赫数5的飞行。
几点认识
通过有序开展预冷却高速涡轮发动机技术的研究工作，日本在预冷却技术、可调进气道和喷管、核心机技术等方面均积累了大量地面试验和飞行试验数据，并成功进行了马赫数4的地面试验，在提高常规涡轮发动机马赫数方面走在了世界前列。总结JAXA在预冷却涡轮喷气发动机方面的研究进展，可以得出以下几点认识：
1．预冷却技术是提升涡轮发动机工作马赫数的重要途径
常规涡轮发动机由于受压气机进口温度和涡轮前温度的限制，飞行马赫数一般低于3。为了实现持续高超声速飞行和空天往返，都需要尽可能提高涡轮发动机的工作速度范围，以实现与冲压发动机和火箭发动机等其他动力形式的有效组合。目前高速涡轮发动机发展的技术途径有两种，一种是通过变循环方式来提高涡轮发动机马赫数，之后与冲压发动机组成串联式涡轮基组合动力；而另一种是采用预冷却技术扩大常规涡轮发动机马赫数及工作包线，构成预冷却高速涡轮发动机。两相比较，前者压气机出口温度高而燃油当量比较低，在比冲方面具有优势；后者则结构简单，省去了模态转换带来的进气道启动等问题，而且采用预冷却技术增加了空气流量，在推力方面具有优势。日本在高速涡轮发动机技术的发展过程中，对变循环技术和预冷却技术都进行了探索，最终选择了预冷却技术继续发展，并在构型上简化为预冷却涡轮喷气发动机，没有与冲压发动机进行组合。近期该项目的试验成功表明，预冷却涡轮喷气发动机能够显著提高涡轮发动机马赫数，是非常值得探索的高速涡轮发动机形式。
2．轻质高效的预冷却器是预冷却高速涡轮发动机的关键技术
在发动机流道内安装预冷却器会造成重量增加、进气畸变和压力损失，同时，采取密集管路形式的预冷却器极易产生结霜问题，严重影响换热效率并造成流道堵塞增大压力损失。因此，轻质高效的预冷却器是预冷却技术能够取得突破的重要一环。S-发动机在预冷却器的研究方面继承了AtrEX发动机的成果，在换热效率和重量方面取得平衡，通过加大冷却管路的间隙来解决结霜问题，今后的飞行试验验证也将采用双冷却回路的模式，采用其它惰性气体来替换液氢作为冷却介质，提高安全性。
JAXA于2005年制定了空天发展路线图，所关注的四大内容之一就是发展高超声速吸气式飞行器，其中预冷却高速涡轮发动机的发展是其动力技术发展的主要方向。尽管日本制定的高超声速发展路线图和预冷却高速涡轮发动机技术研究项目的公开背景均为民用，但所发展的各项技术无疑也能够转化应用于军用高超声速武器，为其今后发展高超声速武器装备奠定坚实基础。（张东宝）

http://mil.cankaoxiaoxi.com/2015/0423/753785.shtml