【飛羽社】中國空天飛機發展計劃——“騰雲工程”到底是什麼？

關注我們收看飛宇社的更多精彩視頻 加入QQ粉絲交流群或關注我們的微博獲取最新動態 大家好,這裏是飛宇社 本期視頻其實是11月初那期中國可複用航天器的續集 也是我們空天飛機系列的最後一期視頻 在這個系列之前的三期視頻中 我們分別介紹了美軍的X-20、X-37 以及中國的CSSHQ低過載載入飛行器 他們的主要特點就是在載入階段依靠自己的高升足筆啓動設計平飛着陸 做到上面級的可重複使用 減少了航天成本 爲大規模的太空探索點亮前置科技 但是做到這一點還遠遠不夠 因爲發射上面級的助推器仍是一次性的 爲了解決這個問題 空X的馬一龍選擇了走可回收火箭的路線 我國除了跟進進行長征8R可回收火箭的研發以外 還走了另一條路線 那就是騰雲項目 什麼是騰雲項目 騰雲是我國兩級入軌航天器項目的代號 英文Two Stage to Orbit 簡稱TSTO 這是一種水平起飛水平降落的航天飛機 其全機總重高達180噸 其中一級重量在140噸左右 二級重量則在40噸左右 LEO載荷能力爲兩噸 騰雲的一級負責把二級運送到30到35千米的高度 並在2000至2200米每秒的速度下與二級分離 二級再不斷加速到7900米每秒 並最終達到300千米高的近地軌道 釋放載荷 這樣的描述不禁讓人聯想到小說三體中的高邊疆號空天飛機 但騰雲和高邊疆其實還是有一點區別的 比如高邊疆號其實是單級入軌 它並沒有騰雲那樣一二級分離的設計 高邊疆號顯然有更大的技術難點以及更小的應用價值 並且對航空航天領域認識並不系統的大流 還做出了入軌前分離渦扇發動機這種 易損高價值核心零部件的不科學設定 但是高邊疆號的基本思路還是正確的 那就是依靠組合動力系統再加速到第一宇宙速度 達到入軌高度前滿足不同速度段高度段條件下的使用需求 現實中的騰雲也是如此 騰雲的一級就是一種使用了吸氣式組合發動機爲動力的高超音速飛機 這是一種承波體飛行器 儘管在早期論證中騰雲一級的設計方案有很多 比如在某資料中曾出現過五種大象進停的一級構型 但考慮到技術成熟度路徑依賴以及航天科工的需求 騰雲極大概率是類似Singer II型的氣動佈局 不管是央視報道中展出的模型 中國航天空氣動力技術研究院於2019年10月21日發佈 《風動分離實驗成功消息》中的構型還是其他流出的方案 都證實了這一點 它們共同的特徵包括 使用一種全速域優化後的翼型 該翼型前緣部分近似菱形翼 用於優化超音速段 後緣部分近似超菱介翼 用於優化亞音速段 固定的V型垂尾以及肌腹進氣道 推測發動機數量爲6臺 機身長度可能在35到40米之間 翼展20到25米寬 去掉垂尾以及起落架後機身高度在4到4.5米左右 同雲的二級也就是上面級 則是使用火箭發動機作爲動力的無人航天飛機 不過二級的情況要更爲複雜一些 目前公開渠道中已知的二級構型就有三種 一種是高軌道載荷型 一種是亞軌道交通型 還有一種則是低軌道貨運型 低軌道貨運型沒什麼好說的 經典的升立體火箭可複用二級 其機身背部擁有一個貨艙用於搭載載荷 這也是一種最基本的二級 我們也一度認爲這就是其全部的設計方案 但是在2020年10月29號 我國著名航空發動機專家劉大祥院士的講座上 他向我們透露了另外兩種二級的設計 那就是亞軌道運輸型以及高軌道載荷型 亞軌道運輸型二級外形並不清楚 只能猜測爲升立體結構 其內部配備10個座位 可以在一小時內達到地球上任何一個位置 高軌道載荷型最令人意想不到 這種設計下的二級飛行器還可以分離出一個第三級 外形仍然是升立體的二級三級組合體 在利用二級上的火箭發動機上升到卡門線附近時 已經成爲死衆的二級就像蛇蛻皮一樣 從軌道器上蛻下 然後軌道器會再次點火入軌 從而擁有更大的高軌道載荷能力 在這些設計中 銅雲的一級和二級本質上都是一種飛機 因而都具備了可回收的性質 全機的可複用可回收能力 將會使銅雲在發射中小型載荷時擁有非常低的成本 其一級作爲高超音速飛機具備的靈活性 可以擴大一些對軌道參數有特殊要求衛星的發射窗口 這將使其可以廣泛地運用在太空探索當中 銅雲甚至可以在緊急情況下開展洲際快遞業務 同時這種能力也讓它擁有非常大的軍事應用潛力 銅雲發射全程不超過3G的過載 對諸如光學元件等過載敏感載荷非常友好 非常適合發射軍用偵察衛星 當然你願意的話發射個核彈頭也行 要研發這樣一種航天飛行器 要突破的技術非常多 氣動上的設計首當其衝 銅雲的二級其實已經比較成熟了 最基礎的低軌道混雲型二級 但它的一級將會是一種人類沒有任何設計 製造經驗的全新種類飛行器 由於銅雲的一二級分離前 需要從亞音速逐步加速到7馬赫的高超音速 所以它的一級必須對從亞音速到高超音速 整個速度區間進行減阻增生優化 我們稱之爲全速域優化 進行這種設計 除了需要擁有豐富設計經驗和領先思維的設計團隊 我們還需要非常多非常燒錢的硬件設施 譬如進行超燃衝壓燃燒實驗的直連臺 對脣口激波入射檢測的高超音速風洞 還有自由射流平臺 炮式風洞等一系列硬件設施 沒有對這些硬件下血本的投入 是無法拿到高超音速飛行器領域的入場券的 因爲和很多人的想象不同 現實中的工程師對高精尖產品的研發 不是好萊塢大片中一樣 開着全息投影 噼裏啪啦敲幾下鍵盤就能完成的 現在的CFD軟件對於高超音速來流條件下的 氣動模擬非常不成熟 連最基本的氣動熱力模型都尚未建立 因此準確的氣動外形和燃燒室設計 都只能依靠我們的科研人員在實際研發中 通過硬件設施反覆驗證 在這一方面 航天科工三院曾經在八股通告中這樣寫道過 充分建好用好世界領先的實驗條件 沒有之一也沒有水平 但由於目前同雲一級的具體氣動方案還沒有公佈 我們就不做過多分析 不過我們還是能以Singer2型的數據爲參考 給出一個深足比的大概區間 亞音速階段深足比大約是3到9 跨音速階段深足比大約是9到6 超音速階段深足比大約是3到5 高超音速階段深足比大約是5.5到6 具體數值可能和預估的有所差異 但基本上不會特別離譜 我們可以發現 同雲的深足比曲線在從亞音速到跨音速區上升結束後 在超音速區開始下跌 而到了高超音速區又開始回升 總體成橫躺的S型 同雲的最大深足比出現在跨音速區 是由於其更適合高速飛行的交大機身長細比翼 機翼後列角使其在亞音速區擁有更大的誘導阻力 而到了高音速區的深足比 下降是由於激波阻力的增大 以及激波導致的有效生力麪積減小 但到了高超音速區 激波被乘波體壓縮 深足比就出現了回升 且來流速度越快 壓縮效果就越好 深足比也就越高 這樣的基礎預估對後面的分析極爲重要 一直關注我們的觀衆可能會記得 我們在之前的視頻中提到過 在發動機推力包線已知的情況下 通過深足比可以得到戰機的航程 機動能力等信息 但在這裏我們正好反過來 要通過飛機的飛行任務包線和深足比 那麼接下來就要解析一下 騰雲的動力問題 這也是最核心的部分 騰雲的一級也就是高超音速飛機 使用的是TR21發動機 即渦輪火箭衝壓組合循環發動機 簡稱渦火衝發動機 TR21將渦輪風扇發動機 火箭發動機與雙魔態超燃衝壓發動機並聯起來 它總體分爲三層 上層是燃氣渦輪發動機 單獨使用一條進氣道 中間層是一條引射火箭 和下層的衝壓發動機共用一條進氣道 這種可調式進氣道會在低速魔態下遮蔽高速進氣道入口 而在高速魔態下會遮蔽低速進氣道入口 那麼爲什麼TR21發動機要將三種不同的動力系統並聯起來呢 因爲三者任意之一都無法單獨滿足騰雲的需求 作爲目前大多數航空飛行器的動力來源 渦扇發動機在工作時依靠壓氣機對來流進行壓縮 壓縮的氣流隨後進入燃燒室內與噴入的燃料摻混 燃燒後形成的高溫燃氣氣體分子動能增大 氣體體積膨脹 在推動燃氣渦輪並驅使其帶動壓氣機繼續工作的同時 會在尾噴管中進一步膨脹並高速噴出產生推力 但當我們把渦輪噴氣發動機放到來流速度高於2.5馬赫的環境中時 問題就來了 過高的來流速度對於渦輪發動機來說是一種極其惡劣的工況 因爲這時衝壓效應影響非常顯著 所謂的衝壓效應大致指氣流通過流道時 因爲減速增壓會不斷的自我壓縮 使流道內氣壓進一步升高的現象 這個流道包括進氣道和液片間 這種效應影響下 壓氣機液片會產生過厚的負面層 從而使得壓氣機無法有效處理來流而產生巨大溢流阻力 進氣與壓縮效率急劇下降 最終導致發動機停車 因此像米格25和S2-71那樣急速3馬赫以上的飛機 其使用的J58和25發動機在高速下都採用了旁通路導器 索死或怠速壓氣機與渦輪轉子改用衝壓模式工作的設計來規避這個問題 既然渦輪發動機難以觸及3馬赫以上的速度 那接下來的飛行就只能使用衝壓發動機 衝壓發動機的工作原理非常簡單 高速來流在衝壓效應下自己加壓 隨後進入預燃室裏降速升溫 再進入燃燒室爲燃料的燃燒提供氧化劑 最終通過噴管噴出以獲取推力 當然大家都看得出來 衝壓發動機工作有來流速度這一先決條件 如果來流速度不夠 衝壓效應不足 發動機就很難獲得淨推力 但這裏又會產生一個技術方向的選擇問題 那就是採用亞燃衝壓發動機還是超燃衝壓發動機 顧名思義 亞燃衝壓指氣流進入再排出燃燒室的速度都是亞因素的 採用這種工作模式的發動機會使用預燃燒等技術手段 把進氣道的高速氣流增壓降速至亞因素 燃料在燃燒室中與氣流摻混燃燒後 會通過拉瓦爾噴管再次增速到超因素 這種設計下的亞燃衝壓發動機工作區間一般爲2-4馬赫 但是在使用預冷碳氫燃料的情況下 其工作速度上限可以達到6馬赫 在氣體來流速度爲6馬赫以上時 爲了將高速氣流降低到亞因素會使槍內壓力劇增 從而導致流道穩定性不佳 伴隨增壓的升溫會使氣流吸熱能力下降 拉瓦爾噴管附近也會因爲大量高溫氣體增壓對流道產生堵塞 也就是我們常說的熱擁塞 從而導致推力損失 綜上我們可以看出 一架飛行器上如果只使用渦輪和亞燃衝壓發動機 雖然不存在魔態轉換過程中的銜接問題 不過速度上限會被卡在6馬赫左右 如果還想更快 比如達到設計指標中的7馬赫極速時 就必須使用超燃衝壓發動機 與亞燃衝壓相反 氣流在進入和排出這種發動機的燃燒適時都是超音速的 造成這種不同的原因是兩種發動機對氣流預壓縮程度的不同 比如同樣使用我們前文提到的預燃燒技術 在來流條件相等的情況下 氣流經過預燃適時 亞燃衝壓由於要求更低的進氣道入口流速 所以需要在預燃室裏摻混更多的燃料來降速增壓 隨着來流速度的增長 預摻混的燃料需求也就更大 而且預燃室裏總壓相比超燃衝壓也要更大 這也就是亞燃衝壓在5馬赫以上的高速來流條件下 相比超燃衝壓在比沖和推力上都失去優勢的原因之一 而超燃衝壓在對來流的預處理上要求更低 所付出的代價就是在燃燒室對穩定的點火點要求更高 暴露在超音速氣流下的點火點很容易不穩定燃燒甚至熄滅 並且在噴管設計上 超燃衝壓發動機往往採用大膨脹壁噴管 依靠阻流板和內外壓力差把燃燒室內的燃氣擠出去 防止燃氣迴流 而不是拉瓦爾噴管 因爲其並不需要後者將高溫燃氣加速至超音速 如果我們對比亞燃衝壓發動機和超燃衝壓發動機 我們可以發現 亞燃衝壓發動機在2到5馬赫區間更優 而超燃衝壓發動機更適合5馬赫以上的工況 雖然超燃衝壓發動機在高速上的表現更好 但起步速度要求也更高 現有技術水平下的超燃衝壓發動機 啓動的最低來流速度在2.9馬赫左右 相比亞燃衝壓的2馬赫左右還是較高 爲了更好的兼顧騰雲一級超音速以及高超音速區的需求 我們就需要把兩種發動機結合一下 也就是雙魔態超燃衝壓發動機 這種發動機是在超燃衝壓發動機的基礎上改進的 它有亞燃衝壓和超燃衝壓兩種工作模式 改進的要求有兩個 第一個是通過實現對來流的預壓縮程度可調 來達到切換氣流亞音速超音速進入排出燃燒室的目的 第二是在燃燒室後的噴管中額外提供一個熱源形成高壓區 創造一個類似於拉瓦爾噴管結構的流場 來將亞燃模式下亞音速排出燃燒室的高溫燃氣加速到超音速 而在來流速度達到5馬赫以上時 只需要關閉這個熱源 那噴管就會變成適合超燃衝壓的膨脹式噴管 但是僅僅靠渦輪發動機和雙魔態超燃衝壓發動機還不夠 因爲我們前文在騰雲的氣動部分提到過一個問題 那就是2馬赫左右的超音速區出現的升阻比降低 當飛機的重量不改變時 升阻比的降低會導致飛機在飛行過程中阻力的增大 推力需求也會隨之增大 而騰雲出現升阻比降低的超音速區 渦扇發動機即將關機 亞燃衝壓發動機則剛剛開始工作 無法彌平突然暴增的推力需求 這時候會產生一個所謂的推力鴻功 此時就要用到影射火箭了 影射火箭噴出的高溫高速射流 既可以與發動機近期到吸入的來流摻混後排出尾噴管 爲騰雲提供推力 滿足衝壓發動機進入全狀態工作前 超音速區飛行的推力需求 也可以在雙魔態衝壓發動機以亞燃模式工作時 提供我們上文提到的形成類似拉瓦爾噴管結構的熱源 到這裏 騰雲一級動力系統的基本框架就明晰了 但二級所採用的動力這裏就很難講了 因爲實在是一點資料也沒有 我們根據公式大致推測 如果騰雲起飛重量確實是180噸 那麼爲了能夠讓二級達到要求的軌道高度和載荷 再採用比重爲380秒左右的燃料 比如夜陽煤油 夜陽甲烷石 二級的重量差不多要54噸就可以攜帶足夠多的燃料 如果採用夜陽液氫作爲燃料 40噸就可以 至於更詳細的信息 其一我們不知道 其二知道了也無可奉告 現在我們就可以來總結一下騰雲發射的全過程了 首先TRR1發動機上層的渦扇發動機 將會負責騰雲一級在2馬赫以內 2萬米高度以下的飛行 在速度達到1馬赫時 騰雲對單臺TRR1發動機所需的最大推力是12噸左右 此時跨音速的騰雲擁有全速域最佳的聲阻比 所需推力本來應該不大 但之所以需要這麼大的推力 是因爲後面的引射火箭和衝壓段 對於燃料消耗都非常大 騰雲這種需要節約每1000克重量的飛行器 自然希望在耗油率最低的渦輪段時 用盡可能大的公角爬升到渦輪所能及的最大高度和最高速度 我們可以看到 此時的騰雲被設計爲以4度以上的引角 在起飛後的頭100千米爬升到1萬5千米的高度 並在這個高度上逐漸加速到2馬赫 隨後TRR1發動機會切換到引射火箭模式 這個時候低速進氣道關閉 高速進氣道打開 引射火箭工作並且推動整機繼續加速直至3馬赫 隨着速度進一步提高 引射模態慢慢和衝壓模態兼容 衝壓提供的推力佔比會逐漸增大 最終完全轉化到衝壓模態 此時騰雲已經飛行了200千米以上 並且爬升到2萬5千米的高空 在衝壓模態裏 一開始工作的衝壓發動機依靠來流形成熱力猴道 創造出一個拉瓦爾噴管的結構 進行亞音速燃燒和超音速噴射 負責3到5馬赫或6馬赫的加速爬升短 在10度引腳左右的暴力爬升下 飛行高度來到3萬千米到3萬5千米之間 而在5到6馬赫時 熱力猴道消失 來流在燃燒室內超音速燃燒 並且沿着外擴噴管噴出 這使得TRR1推動騰雲在當前高度下打一個水漂 完成驚險一跳 最終擁有7馬赫的極速 滿足騰雲二級的速度和高度需求 隨後二級與一級進行高速分離 二級的火箭發動機啓動 自行完成剩餘的入軌過程 至此 一個完整的入軌發射就全部完成了 我們可以發現 整個騰雲發射的後半段 都一直處在高超音速的環境當中 機身在飛行中會與空氣摩擦產生大量的熱能 即使是在3萬米高空這樣空氣稀薄的環境下 以7馬赫速度飛行的機體 仍然可以產生1800卡爾文以上的高溫 前沿溫度甚至可以達到2100卡爾文 因此 騰雲的另一個設計難點就是隔熱 騰雲預計會使用一種全新的隔熱技術 蓋板窩峯TPS 這是一種用多層蓋板或者中空窩峯 作爲支撐結構的熱防護系統 這種全新的TPS一方面可以降低結構重量 一方面可以提高維護效率 還可以降低採購成本 相對於以往給航天器使用的隔熱瓦 有非常大的重量和維護性優勢 拿主管騰雲項目的航天科工第三研究院 下屬的北京動力機械研究所正在研發的 典型納米多孔隔熱材料爲例 使用這種材料製成的蓋板外層工作溫度爲1873卡爾文 剛好契合騰雲機身一級最大速度下的熱防護需求上限 在降落回地面後 拆卸也只需要將螺絲擰開即可 甚至多次使用後 還可以只更換外層的蓋板和第一層絕熱毯 而不需要全部更換 不過對於騰雲的熱防護設計 內部其實比外部更加重要 騰雲的引射火箭燃燒室溫度可以達到3500卡爾文至3700卡爾文 遠超機體外表高速飛行下產生的溫度 而且引射火箭還需要重複理由 但即使是現在最先進的基礎機熱防護材料 也只能做到3000卡爾文下正常工作 火箭燃燒室內的溫度已經遠遠甩開了其正常工作的預知上限 火箭燃燒室需要採用一種發汗冷卻技術來降低避溫 發汗冷卻也分兩種 其中一種是在一塊板面打孔 並且填充入固體低溶點金屬或者其他材料 在遇到高溫時 這些填充物會蒸發就像人出汗一樣 帶走板面上的熱量 但是這種發汗冷卻有個缺點 就是不可複用 而可複用的發汗冷卻也就是TR21大概會採用的方法 則是微孔後連接着冷卻液箱 通過往微孔中噴注冷卻液並蒸發的方法 帶走板面上的熱量 而同樣的問題在衝壓燃燒室上也一樣出現 衝壓燃燒室溫度雖然沒有火箭燃燒室溫度那麼誇張 但是在來流式高超音速還需要亞音速燃燒的情況下 內部溫度也會高達2900卡爾溫 這也超出了一般的隔熱材料能長時間工作的溫度 對此依然是由北京動力機械所發表在推進技術上的 組合動力用過氧化氫煤油推力式熱防護設計方案說明了解決方法 那就是使用主動冷卻技術來降低衝壓燃燒室壁溫 這種方法將溫度低的燃料泵入燃燒室前 先經過貼着燃燒室壁的微管流動一圈 用低溫燃料給燃燒室壁散熱 再注入燃燒室燃燒 這種技術在超燃衝壓領域的應用已經成熟 2011年航天科工三月就成功啓動過 由主動冷卻技術的超燃衝壓發動機80秒 這樣動力系統的冷卻熱防護設計就基本定調了 氣動、動力、熱防護以上這些就是投雲空天飛機的大概面貌了 當然這時候肯定會有小部分觀衆想 這種東西什麼時候才能造出來呢 會不會像可控核聚變一樣變成雷聲大雨點小的永遠50年呢 這個大家真的不必擔心 2016年年底 中國航天包括投雲在內的五朵雲工程正式啓動 在隨後的一年 各種子系統的預研發展開工作 並且在寺院的ARAA大會論壇上 提出了一平方米進氣面積對應8噸推力的技術指標 2018年10月 T221發動機第一臺原理樣機下線 2019年10月21日 中國航天空氣動力技術研究院發佈消息 他們成功地在高超音速風洞中進行了一二級高速分離實驗 去年也就是2020年 推進技術、宇航技術等學術期刊發佈了多篇投雲項目相關論文 經過大量蒐集分析後 我們完整了投雲相關技術的全景拼圖 同年航天科工三院發佈消息 宣稱在經過12次改進後 T221發動機的子系統全部完成研發公關 而今年的T221全尺寸樣機可能就要進行試車 這個全尺寸樣機可能會以航空工業方面提供的渦扇石爲渦輪動力 按照航天科工的規劃 投雲項目將在未來十年中持續推進 並在2030年至2035年間完成隨後投入使用 在2035年後 我國的航班化航天運輸系統將會初步建成 即將會擁有不大於一週的飛行間隔 再到2045年 航班化航天運輸系統將會全面建成 其擁有一天一次的飛行間隔 100次以上的使用次數以及99.5%的成功率 如果這一計劃實現 我國的兩極入軌航天器投雲將以無可撼動的地位包攬所有中小型載荷的發射 我國全面進軍太空的時代也會隨之來臨 而以投雲項目爲基礎 也可以繼續研發起飛重量更大 軌道載荷更高的空天飛行器 將深空探索領域發起挑戰 空天飛機作爲人類永恆的夢想 是集浪漫色彩與實用主義於一身的偉大產物 世界主要國家都曾經在這一領域有過不少探索 從最初還在糾結於智能的大致設計的60年代 到已經有了詳盡研發框架的今時今日 可以說人類從來沒有放棄過去探索一種可回收 多次重複使用的跨大氣層飛行的飛行器 在前沿領域被西方主導的上世紀 排除一系列以Singer-1型爲代表的 不切實際的單級入軌空天飛機 最接近這一目標的 是德國80年代提出的同爲二級入軌航天器的Singer-2型 但冷戰結束後 忙於收割勝利果實的贏家們忘記了曾經的雄心壯志 最終Singer-2型變成了 甚至都沒有從概念設計進入研發階段的PPT 而騰雲項目 已經在子系統的研發上走出了重要的一步 滄海桑田令人唏噓 在這背後 是中國航天人乃至整個中華民族面對星辰大海的雄心壯志