大不列颠的通天之塔——云霄塔空天飞机简介（上）

消息来源:baojiabao.com 作者: 发布时间：2024-04-24

报价宝综合消息大不列颠的通天之塔——云霄塔空天飞机简介（上）

作者说

前几天，波音宣布对反作用发动机公司（Reaction Engines）的SABRE发动机项目注资。笔者今天就接着前传讲讲不甘心自己在HOTOL项目上的心血烟消云散的三位创始人，联合创办REL后，对空天飞机梦想的追求与探索。

本文作者：ScarletKaze

通向新世纪的云霄塔

上回书说道（大不列颠的通天之塔——“云霄塔”空天飞机及SABRE简介（前传）），英国人在美国航天飞机成功首飞的同时，开展了可重复使用航天运载器的研发工作。以艾伦?邦德这位天才工程师为核心的团队提出了RB545吸气式火箭发动机和HOTOL单级入轨空天飞机的概念，并且希望其成为当时欧洲下一代发射系统竞争中的佼佼者。但由于技术风险过大和其他种种原因，HOTOL项目最终被取消。艾伦?邦德、约翰?斯科特和理查德?瓦尔维尔这三位HOTOL项目的核心人物共同创办了反作用发动机公司（Reaction Engines Limited，REL）。自此，HOTOL的新篇章——“云霄塔”的故事开始了。

Skylon

作为故事开始的起点，首先就是“云霄塔”这个名字的由来。“云霄塔”是艾伦?邦德为他构想中的新空天飞机取的名字，其来源于1951年为不列颠节（Festival of Britain）所建的一座名为Skylon的艺术建筑物。Skylon的主体结构是一个被蒙皮覆盖的长梭形钢制框架，由三根插在地上的钢梁和钢缆支撑起来。Skylon是当年不列颠节的标志之一。虽然Skylon在1952年就被拆除，但它还是在二战后英国的不景气环境下给了年轻的邦德以希望。邦德在离开HOTOL项目，成立REL后，将“云霄塔”这个名字给予自己的新作，或许是希望“云霞塔”空天飞机能像当年的Skylon一样，给邦德一行人的梦想带来希望。另外，云霄塔空天飞机的机身酷似Skylon那长梭形的造型，也许这也是“云霄塔”命名的原因之一

左右这俩和蔼的老大爷就是艾伦?邦德和约翰?斯科特

1989年，三位不愿看到他们在HOTOL上付出的心血付之东流的创始人：艾伦?邦德、约翰?斯科特和理查德?瓦尔维尔成立了REL。在HOTOL项目中工作了五年以上的他们很清楚要做什么。首先，他们要拿预冷器开刀。

让5马赫的气流冷静一下

让我们复习一下预冷空气发动机的有关内容。

预冷空气发动机的概念由Carmichael R P 在 1955年提出，以氢为燃料的发动机，如果采用一个预冷器冷却来流，理论上会具有比碳氢燃料发动机更高的性能，低温环境使得发动机可采用轻质材料，质量流量更高。

毫无疑问，空气压气机前的预冷器是实现预冷空气发动机的核心技术之一。众所周知，飞行器在高超音速飞行时，被进气道压缩的，温度骤升的高速气流对于压气机叶片来说是场灾难。预冷器所要做的就是是1000℃以上空气，在进入进气道到被压气机吸入的短短的时间里，冷静下来，同时又回收了气流的热量，提高了发动机的效率。所以说，

预冷器技术直接影响预冷空气发动机的工作性能

。

那么，对预冷器的要求就十分明显了。一是高效！要能在气流流过预冷器短短几十毫秒的时间内将其冷却到发动机核心部分能接受的温度；二是质量要轻！由于不但要飞起来，还要挣脱重力的束缚，进入太空，重量的问题必须斤斤计较。所以预冷器必须尽量地轻质。下面这两张图是RB545发动机，以及HOTOL发动机部分的放大：

可以明显看出，RB545的预冷器不但体积、重量过大，而且为了保证冷却的效率，一台RB545配备了两台锥筒形的预冷器。高效不高效暂且不论，这点对于整机的载荷系数毫无疑问产生了巨大的不利影响。

所以，REL在成立后直到进入本世纪第二个十年，都在致力于在物理极限内，尽可能地提高预冷器的冷却效率，同时尽可能地压缩其重量。在经历了1989-2000年的实验室研究，以及进入新世纪，十几年的工程研究后。REL终于设计出了他们想要的、轻质而又高效的预冷器：

预冷器由数千根密密麻麻排列的薄壁微管道组成。这些弯曲的微管道首尾各自与一根管道相连，构成一个个微管道模块。一个个模块又排列在圆环状主管道上。构成了预冷器的主体结构。空气平行流过预冷器外壁时，由微管道间的微小空隙进入预冷器，与微管道中流过的冷却剂进行热交换，最后冷空气从预冷器中间的通道排出

。微管道的螺旋状排列和薄壁设计都是为了在控制预冷器质量的前提下尽可能地增大换热面积，以提高换热系数。微管道的制造和焊接技术决定了预冷器的性能，在这一点，REL宣称他们可以在焊接数千个微管道接头时实现“近乎零泄漏”，即从接头出泄露的气体“可以用分子计量”。

微管道模块前段接头处放大图

此外，预冷器的另一项关键技术是霜冻控制。

当飞行高度在12KM以下时，吸入发动机的气流会被冷却至0℃以下。气流中的水蒸气会迅速液化、凝结成霜，并附着在冷却管道表面，

堵塞冷却通道的同时大幅降低预冷器的换热效率

。这点十分致命，当年的RB545也遇上了这个问题。由于受当时技术水平限制，霜冻控制的问题并未在RB545上解决。REL在十几年的研究和实验后，发现通过改变冷却剂温度可实现霜冻控制。他们

实现了在来流温度为-80℃，来流速度为10m/s，空气质量流量为 13.3kg（/ m2 ?s）的情况下，预冷器微管道中维持100%相对湿度和恒定压降8分钟，证明了预冷器能满足飞行器4分钟的入轨过程的霜冻控制的指标要求

。

理查德?瓦尔维尔和地面试验用全尺寸预冷器在一起

2012年，在完成了实验室原理验证，以及采用镍铬铁718 合金的全尺寸预冷器部件的加工制造后，REL进行了全尺寸预冷器地面试验。REL将一台罗尔斯?罗伊斯Viper MK.522小型涡喷发动机前段装上预冷器，改造成了测试平台。Viper发动机不仅被用于多款小型飞机，累计交付超过5500台，累计飞行时间超过1300万小时，还被广泛用于测试各项航空感测器技术。REL用于地面试验的预冷器实机微管道总长50km，直径约1mm，壁厚为27μm。预冷器质量在50kg以内，实现了在20ms内将1000℃以上的气流温度降低到-150℃的目标。

基于Viper MK.522的预冷器试验平台

SABRE从前到后主要由可调进气锥、预冷器阵列、发动机核心和推力室，以及一个旁路燃烧装置组成。可以看出，SABRE的大概设计思路和RB545一脉相承，都是将氢燃料预冷空气发动机与火箭发动机融合，在大气中以高比冲的吸气模态工作，达到一定高度速度后切换到火箭模态直至入轨，从而实现单级入轨的目的。但在具体内循环系统的设计上，SABRE相对于RB545又有很大的不同。

SABRE内循环示意图

SABRE在RB545的基础上，加入了一个氦循环回路，并且预冷器的冷却介质由改为氦，空气压气机、氧泵由氦回路中被预燃室流出高温燃气加热后的气氦驱动。为什么又加了一个看似会让系统更加复杂的氦循环回路呢？来回过头看一下RB545的内循环系统：空气进入发动机后被分流。大部分进入预冷器，被液氢冷却，然后被高压比压气机送入推力室燃烧做功。经过预冷器被空气加热的液氢也分为两部分，一部分进入推力室与空气混合燃烧。另一部分推动涡轮驱动压气机后，与上面所述分流后的另一部分空气在一个旁路冲压燃烧装置中燃烧排出。

注意，RB545的空气压气机由气氢驱动，而且这部分气氢在驱动压气机后并未进入主推力室做功，而是通过旁路排出了发动机，即有相当多的燃料未通过效率最高的方式做功，而是白白被“浪费”掉了

。再加上需要驱动压气机涡轮，预冷器中的氢流量超过了冷却空气所需要的量，这就导致了被“浪费”掉的氢进一步增多，最后导致RB545整机的氢流量过大。

并且采用氢冷却空气的预冷器又要面对氢脆的问题

……（

氢脆：金属内氢聚合成氢分子，内应力升高，从而导致细微裂纹，并逐步扩展甚至断裂的现象，主页君注，往期文章中提过

）SABRE通过引入氦回路，将被“浪费”的氢的量减到了最少，并且消除了预冷器的氢脆现象。在SABRE的吸气模态下，氦循坏通过预冷器从空气中吸收热量来启动发动机内部的自启动布雷顿循环（

一种以气体为工质的制冷循环，主页君注

）。SABRE通过这一套内循环系统实现了高效率的热传导和热能的循坏利用，使SABRE的效率提高到了与RB545不可同日而语的水平。

按照设想，

配备两台SABRE的云霄塔在5.5km的跑道上加速到0.46马赫后起飞。此时SABRE工作在吸气模态

。空气被进气锥初步压缩后进入预冷器阵列，被四个纵向排列、直径逐渐扩大的预冷器冷却。预冷器阵列的这种排列方式是为了在发动机舱有限的空间内最大限度地增加换热面积。SABRE的预冷器阵列可以将5马赫、985℃的气流在20ms内冷却到-130℃。冷却后的空气被氦涡轮驱动的压气机压缩后，一部分直接进入推力室，另一部分则进入预燃室和氢燃烧。燃烧后的富氢燃气再进入推力室，与上述直接进入推力室的空气混合燃烧。

用于驱动压气机的氦涡轮

氦回路中的氦在预冷器中吸收空气的热量后，流经预燃室排气换热器HX3，被高温燃气加热膨胀后驱动与空气压气机同轴的氦涡轮。然后热氦在氢-氦换热器HX4中被-238℃的液氢冷却，重新进入预冷器，完成一个循环。氢则是被氢泵泵入HX4，吸收氦的热量后驱动氢泵涡轮与氦压缩机涡轮，然后全部进入预燃室燃烧。由于发动机舱设计和预冷器阵列冷却空气的需要，由进气口吸入的空气并未全部被冷却后吸入发动机核心。这部分富余的空气若是直接排出发动机，会因与发动机核心部分排气的速度差而对发动机核心排气造成阻力，影响发动机效率。所以必须使旁路的排气速度最大化，所以REL在旁路增加了几个冲压燃烧室，从发动机核心引出一小部分氢气，与富余的空气混合燃烧后排出，有效提高了旁路的排气速度。

在高度达到26km，速度达到5.14马赫时，SABRE的进气锥关闭，发动机切换至火箭模态

，此时预冷器与空气压气机停止工作。氢路的工作状态与吸气模态时基本相同。氦回路中加入了氧泵与氧泵涡轮。氦在HX3中受热膨胀后切换管路，由驱动压气机涡轮变为驱动氧泵涡轮，然后进入HX4。液氧被氧泵加压后一部分进入预燃室另一部分直接进入推力室。火箭模态下的SABRE实际上

类似于一台富燃分级燃烧火箭发动机

。不同的是SABRE中，驱动氢、氧泵涡轮的不是来自预燃室的高温高压燃气，而是温和得多的气氢与气氦。涡轮的工作环境也没传统火箭发动机那么恶劣，极大延长了涡轮的工作寿命，有利于提高整个发动机的复用次数。也免除了每次飞行后对涡轮的检测，缩短了复用周期。高效的SABRE发动机内循坏系统有效提高了云霄塔空天飞机的载荷系数，使云霄塔不必像前辈HOTOL那样，为了减重连起落架强度都要砍一刀……

如何让喷管一直工作在最佳状态

现在，有了将火箭发动机与吸气发动机融为一体的发动机核心，但要想进一步提高SABRE的性能，这还不算完。我们知道，SABRE的工作高度从地面直到几百公高里的太空，工作速度从零到25马赫，这就要求SABRE的喷管在大空域宽速域内能一直维持良好的性能。所以，SABRE的喷管要有高度补偿的能力，使从燃烧室出来的气流尽可能一直以接近最佳膨胀的状态下工作。

具有高度补偿功能的喷管分为两级喷管和气动边界喷管，前者包括可延伸喷管、可抛弃嵌入喷管和双钟形喷管，后者分为气动塞式喷管和膨胀偏转喷管

。其中，可延伸喷管（往期文章中有介绍，详见：高能金牌上面级——美国半人马液氢液氧上面级）、可抛弃嵌入喷管因为需要额外的作动机构首先被排除。而气动塞式喷管由于燃烧室直接暴露在外，高空燃烧稳定性问题和气动塞面的冷却问题难以解决，也被淘汰了。于是，负责SABRE喷管技术试验的布里斯托大学选择了双钟形喷管和膨胀偏转喷管进行最终的PK。

试验表明，在小压比补偿范围内，双锺型喷管的性能优于膨胀偏转喷管，但在大压比范围内，表现出了更优异的稳定性

。最终膨胀偏转喷管脱颖而出。

最下即为膨胀偏转喷管

膨胀偏转喷管（Expansion deflection Rocket Nozzle）的原理是在火箭发动机喷管喉部放置一个中心塞，离开燃烧室的热气流沿着中心塞表面膨胀

。这样，中心塞后就形成了与外界联通的一段“空白”，这时喷管扩张段中的的外界空气和热气流之间的气动分界面就形成了可流动的气动边界。

随着外界压力的降低，热气流逐渐充满喷管扩张段

。膨胀偏转喷管就是靠流动气动边界的这种变化和喷管外壁内部压力分布的变化来实现高度补偿的功能。

喷管的冷却也是喷管设计的重要一环，德国宇航中心（DLR）对此展开了专门的试验验证。

他们决定采用空气和液氢组合气膜冷却吸气模态下的发动机

，液氧冷却火箭模态下的推力室，解决了不同模态下的冷却问题。

用于ANE的喷管样机

2015年，REL开展了先进尾喷管试验（Advanced Nozzle Experiment，ANE）。2015年春季的初次试车阶段中，REL成功完成了15次点火，验证了燃料喷射系统3D 打印技术，主动冷却推进剂喷射器等等多项技术。今后，REL将围绕长时间燃烧和吸气/火箭模态过渡这两个方面继续开展喷管试验。

云霄塔的机身设计

云霄塔空天飞机机身布局示意图，是不是很像前面提到的那个Skylon?

有了在大空域宽速域下能以吸气/火箭双模态工作的SABRE，接下来就是飞行器的机身气动设计了。

HOTOL下马的一个重要原因就是机身布局设计问题，较重的发动机和货物位于机身后部，导致整机质心靠后，气动舵面控制效率较低。飞行过程中由于燃料的不断消耗，飞行器质心和压心移动明显，严重影响了飞行稳定性

。虽然计划增加液压系统改善飞行稳定性，但又导致载荷系数严重下降……云霄塔在设计时首先就吸取了这点教训。

把三角下单翼与发动机均移至机身中部，推进剂储箱分为前后两部分

，分别位于机身前后部，前后储箱之间布置货仓。通过在飞行中调整前后储箱向发动机供给的流量，改善飞行稳定性。云霄塔机身前段布置鸭翼，尾端布置单垂直尾翼。再入时三角下单主翼面处于飞行器头部弓形激波之外，热环境问题严重，所以在主翼面上采用了主动冷却控制技术。发动机位于翼尖位置，这么做是为了防止发动机喷出气流影响机身后段气动特性；每台发动机的四个喷管可在俯仰和偏航方向进行3°的摆动；

发动机舱前段有一定程度的下弯，主要是为了在上升段大攻角姿态下尽可能吸入更多的空气

……总的来讲，云霄塔空天飞机呈现了鸭式布局的大长细比机身设计。

云霄塔的飞行姿态控制方案如下：

大气层内吸气式模态时，俯仰由鸭翼控制，滚转由副翼控制，偏航由尾部方向舵控制

，此时发动机喷管摆动锁定；

火箭模态上升过程中偏航控制是通过两台发动机差分推力调节实现的

。上升时随着动压的减小，主发动机逐步接管俯仰控制，最后移交给姿控发动机。重新进入大气层过程中，姿控发动机保留控制许可权，然后

逐步将控制移交回鸭翼，副翼和方向舵

。

热防护设计也是云霄塔机身设计的重中之重。上文说道，云霄塔再入过程中，主翼面热环境问题严重，那么有多严重呢？请看这张图：

这张图显示了，在再入过程中热环境最恶劣的点（高度82.7km，速度24.6马赫，攻角42.7°），云霄塔主翼前缘最高温度达2250K，主翼面其余大部分也普遍在1000K以上。而在采取喷射冷却气体的主动冷却控制方式后，主翼面大面积降温至500K以下（此时冷却剂喷射流量62g/s）。研究表明，

若将冷却剂喷射流量提高到93g/s，则最高温度有望控制在1000K以下

。

云霄塔的机身热防护结构截面与碳纤维桁架结构

云霄塔的机身热防护结构也采用了从未有过的全新设计。云霄塔空天飞机机身设计的一个关键创新就是采用了非承载式的设计，其主要承载结构是一种采用碳纤维增强复合材料制成的桁架结构。推进剂储箱内壁由铝合金材料制成，其外壳采用耐高温碳化硅纤维增强陶瓷材料制成。推进剂储箱通过凯夫拉带悬挂在桁架结构中，桁架结构是由环形框架构成，间隔300mm，中间由斜拉加强筋连接。外壳蒙皮采用碳化硅纤维增强玻璃陶瓷基复合材料，这种材料能耐受1470K，而云霄塔在再入过程中通过控制飞行轨迹能将表面温度控制在1100K以下。云霄塔的低温推进剂储箱绝热结构由多箔片隔热毡、空气隙及罐状泡沫隔热材料构成，在云霄塔上升阶段可以保证推进剂蒸发量在允许范围内。

（未完待续）

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