空天飛機

    航空與航天兩大技術(shù)存在不可分離的聯(lián)系和很強的互補性。因為無論什么航天器進出太空，都必須穿越大氣層與空氣打交道，后者顯然屬于航空技術(shù)范疇。航空與航天緊密聯(lián)系的必然結(jié)果，就導致了人們對一種既能在大氣層內(nèi)飛行，又能在大氣層外航行、水平起飛、水平降落的新型飛行器的構(gòu)想，這就是“航空航天飛機”，簡稱“空天飛機”。

　　60年代初，就有人對空天飛機作過一些探索性試驗，當時它被稱為“跨大氣層飛行器”。由于當時的技術(shù)、經(jīng)濟條件相差太遠，且應用需求不明確，因而中途夭折；80年代中期，在美國的“阿爾法”號永久性空間站計劃的刺激下，一些國家對發(fā)展載人航天事業(yè)的熱情普遍高漲，積極參加“阿爾法”號空間站的建造。據(jù)估計，空間站建成后，為了開發(fā)和利用太空資源。向空間站運送人員、物資和器材等任務每年將達到數(shù)千次之多。這些任務如果用一次性運載火箭、載人飛船或航天飛機來完成，那么一年的運輸費用將達到上百億美元。為了尋求一種經(jīng)濟的天地往返運或系統(tǒng)，美、英、德、法、日等國紛紛推出了可重復使用的天地往返運輸系統(tǒng)方案。

　　1986年，美國提出研制代號為X-30的完全重復使用的單級水平起陣的“國家航空航天飛機”，其特點是采用組合式超音速燃燒沖壓噴氣發(fā)動機。英國提出了一種名叫“霍托爾”單級水平起降空天飛機，其特點是采用一種全新的空氣液化循環(huán)發(fā)動機。90年代，他們又提出了一個技術(shù)風險小，開發(fā)費用低的新方案。德國則提出兩級水平起降空天飛機“桑格爾”，第一級實際上相當于一架超音速運輸機，第二級是以火箭發(fā)動機為動力的有翼飛行器。兩級都能分別水平著陸。法國和日本也提出過自己的空天飛機設想。

　　80年代末，這股空天飛機熱達到高潮。也激起了中國航空航天專家的很大興趣。

　　發(fā)展空天飛機的主要目的是想降低空天之間的運輸費用。其途徑歸納起來主要有三條：一是充分利用大氣層中的氧，以減少飛行器攜帶的氧化劑，從面減輕起飛重量；二是整個飛行器全部重復使用，除消耗推進劑外不拋棄任何部件；三是水平起飛，水平降落，簡化起飛（發(fā)射）和降落（返回）所需的場地設施和操作程序，減少維修費用。

　　但是，經(jīng)過幾年的研究分析，科學家們發(fā)規(guī)，過去的估計過于樂觀。實際上。上述三條途徑知易而行難。需要解決的關(guān)鍵技術(shù)難度決非短時間內(nèi)能突破，這些關(guān)鍵技術(shù)有：

1．新構(gòu)思的吸氣式發(fā)動機

　　因為，空天飛機的飛行范圍為從大氣層內(nèi)到大氣層外，速度從0到M=25，如此大的跨度和工作環(huán)境變化是目前現(xiàn)有的所有單一類型的發(fā)動機都不可能勝任的，從而也就使為空天飛機研制全新的發(fā)動機成為整個項目的關(guān)鍵。

　　眾所周知，噴氣式發(fā)動機需要在大氣層中吸入空氣，無需攜帶氧化劑，但無法在大氣層外工作，且實用速度較��；而火箭發(fā)動機自帶氧化劑，可以工作在大氣層內(nèi)外，使用速度范圍較廣，但攜帶的氧化劑較笨重，比沖小。目前設想的空天飛機的動力一般為采用超音速燃燒沖壓發(fā)動機+火箭發(fā)動機或渦輪噴氣+沖壓噴氣+火箭發(fā)動機的組合動力方式。但超燃沖壓發(fā)動機的研制上存在相當多的技術(shù)問題，而多種發(fā)動機的組合方式又使結(jié)構(gòu)變得過于復雜和不可靠。

2．計算空氣動力學分析

　　航天飛機返回再入大氣層的空氣動力學問題，曾經(jīng)耗費了科學家們多年的心血，作了約10萬小時的風洞試驗�？仗祜w機的空氣動力學問題比航天飛機復雜得多。因為飛機速度變化大，馬赫數(shù)從0變化到25；飛行高度變化大，從地面到幾百公里高的外層空間；返回再入大氣層時下行時間長，航天飛機只有十幾分鐘，空天飛機則為l～2小時。

　　解決空氣動力學問題的基本手段是風洞。目前，就連美國也不具備馬赫數(shù)可以跨越這樣大范圍的試驗風洞。即使有了風洞還需要作上百萬小時的試驗，那意味著就是晝夜不停地試驗，也需要花費100多年的時間。于是，只能求助于計算機，用計算方法來解決，而對那維爾斯托克斯方程的求解目前尚存在，許多理論上和計算速度上的問題。

3．發(fā)動機和機身一體化設計

　　當空天飛機以6倍于音速以上的速度在大氣層中飛行時，空氣阻力將急劇上升，所以其外形必須高度流線化。亞音速飛機常采用的翼吊式發(fā)動機已不能使用．需要將發(fā)動機與機身合并，以構(gòu)成高度流線化的整體外形。即讓前機身容納發(fā)動機吸人空氣的進氣道，讓后機身容納發(fā)動機排氣的噴管。這就叫做“發(fā)動機與機身一體化”。

　　在一體化設計中，最復雜的是要使進氣道與排氣噴管的幾何形狀，能隨飛行速度的變化而變化，以便調(diào)節(jié)進氣量，使發(fā)動機在低速時能產(chǎn)生額定推力，而在高速時又可降低耗油量，還要保證進氣道有足夠的剛度和耐高溫性能，以使它在返回再入大氣層的過程中，能經(jīng)受住高速氣流和氣動力熱的作用，這樣才不致發(fā)生明顯變形，才可多次重復使用。

4．防熱結(jié)構(gòu)與材料

　　空天飛機需要多次出人大氣層，每次都會由于與空氣的劇烈摩擦而產(chǎn)生大量氣動加熱，特別是以高超音速返回再入大氣層時，氣動加熱會使其表面達到極高的溫度。機頭處溫度約為1800攝氏度，機翼和尾翼前緣溫度約為1460攝氏度，機身下表面約為980攝氏度，上表面約為760攝氏度。因此，必須有一個重量輕、性能好、能重復使用的防熱系統(tǒng)。

　　空天飛機在起飛上升階段要經(jīng)受發(fā)動機的沖擊力、振動、空氣動力等的作用，在返回再入階段要經(jīng)受顫振、科振、起落架擺振等的作用。在這種情況下，防熱系統(tǒng)既要保持良好的氣動外形，又要能長期重復使用，維護方便，所以其技術(shù)難度是相當大的。

　　目前的航天飛機，由于受氣動加熱的時間短，表面覆蓋氧化硅防熱瓦即可達到滿意的防熱效果，但對空天飛機則遠遠不夠。如果單靠增加防熱層厚度來解決問題，則將使重量大大增加，而且防熱層還不能被燒壞，否則會影響重復使用。一個較簡單的解決辦法是在機頭、機翼前緣等局部高溫區(qū)，使用傳熱效率特別高的吸熱管來吸熱，以便把熱量轉(zhuǎn)移到溫度較低的部位。更好的辦法是采用主動式冷卻防熱系統(tǒng)，也就是把機體結(jié)構(gòu)與防熱系統(tǒng)一體化，即把機體結(jié)構(gòu)設計成夾層式或管道式，讓推進劑在夾層內(nèi)或管道內(nèi)流動，使它吸走空氣對結(jié)構(gòu)外表面摩擦所生成的熱量。

　　為了滿足空天飛機的防熱要求，目前正在研究用快速固化粉末冶金工藝制造純度很高、質(zhì)量很輕的耐高溫合金。美國已研制出高速固化鈦硼合金，它在高溫下的強度可達到目前使用的鈦合金在室溫下的強度，這種合金適宜用來制造機身內(nèi)層結(jié)構(gòu)骨架。

　　機頭與機翼等溫度最高的部位，要求采用碳復合材料，這種復合材料表面有碳化硅涂層，重量輕，耐高溫性能好。此外，還需要研究金屬基復合材料，例如碳化硅纖維增強的鈦復合材料等。這種材料應該兼有碳化硅的耐高溫性能，又具有鈦合金的高強度特性。

　　空天飛機技術(shù)難度大，所需投資多，研制周期長，所以將來進入全尺寸樣機研制，勢必也會象空間站那樣采取國際合作的方式。

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