大不列顛的通天之塔——「雲霄塔」空天飛機簡介（上）

科技 04-19

作者說

前幾天，波音宣布對反作用發動機公司（Reaction Engines）的SABRE發動機項目注資。筆者今天就接著前傳講講不甘心自己在HOTOL項目上的心血煙消雲散的三位創始人，聯合創辦REL後，對空天飛機夢想的追求與探索。

本文作者：ScarletKaze

通向新世紀的雲霄塔

上回書說道（大不列顛的通天之塔——「雲霄塔」空天飛機及SABRE簡介（前傳）），英國人在美國太空梭成功首飛的同時，開展了可重複使用航天運載器的研發工作。以艾倫?邦德這位天才工程師為核心的團隊提出了RB545吸氣式火箭發動機和HOTOL單級入軌空天飛機的概念，並且希望其成為當時歐洲下一代發射系統競爭中的佼佼者。但由於技術風險過大和其他種種原因，HOTOL項目最終被取消。艾倫?邦德、約翰?斯科特和理查德?瓦爾維爾這三位HOTOL項目的核心人物共同創辦了反作用發動機公司（Reaction Engines Limited，REL）。自此，HOTOL的新篇章——「雲霄塔」的故事開始了。

Skylon

作為故事開始的起點，首先就是「雲霄塔」這個名字的由來。「雲霄塔」是艾倫?邦德為他構想中的新空天飛機取的名字，其來源於1951年為不列顛節（Festival of Britain）所建的一座名為Skylon的藝術建築物。Skylon的主體結構是一個被蒙皮覆蓋的長梭形鋼製框架，由三根插在地上的鋼樑和鋼纜支撐起來。Skylon是當年不列顛節的標誌之一。雖然Skylon在1952年就被拆除，但它還是在二戰後英國的不景氣環境下給了年輕的邦德以希望。邦德在離開HOTOL項目，成立REL後，將「雲霄塔」這個名字給予自己的新作，或許是希望「雲霞塔」空天飛機能像當年的Skylon一樣，給邦德一行人的夢想帶來希望。另外，雲霄塔空天飛機的機身酷似Skylon那長梭形的造型，也許這也是「雲霄塔」命名的原因之一

左右這倆和藹的老大爺就是艾倫?邦德和約翰?斯科特

1989年，三位不願看到他們在HOTOL上付出的心血付之東流的創始人：艾倫?邦德、約翰?斯科特和理查德?瓦爾維爾成立了REL。在HOTOL項目中工作了五年以上的他們很清楚要做什麼。首先，他們要拿預冷器開刀。

讓5馬赫的氣流冷靜一下

讓我們複習一下預冷空氣發動機的有關內容。

預冷空氣發動機的概念由Carmichael R P 在 1955年提出，以氫為燃料的發動機，如果採用一個預冷器冷卻來流，理論上會具有比碳氫燃料發動機更高的性能，低溫環境使得發動機可採用輕質材料，質量流量更高。

毫無疑問，空氣壓氣機前的預冷器是實現預冷空氣發動機的核心技術之一。眾所周知，飛行器在高超音速飛行時，被進氣道壓縮的，溫度驟升的高速氣流對於壓氣機葉片來說是場災難。預冷器所要做的就是是1000℃以上空氣，在進入進氣道到被壓氣機吸入的短短的時間裡，冷靜下來，同時又回收了氣流的熱量，提高了發動機的效率。所以說，

預冷器技術直接影響預冷空氣發動機的工作性能

。

那麼，對預冷器的要求就十分明顯了。一是高效！要能在氣流流過預冷器短短几十毫秒的時間內將其冷卻到發動機核心部分能接受的溫度；二是質量要輕！由於不但要飛起來，還要掙脫重力的束縛，進入太空，重量的問題必須斤斤計較。所以預冷器必須盡量地輕質。下面這兩張圖是RB545發動機，以及HOTOL發動機部分的放大：

可以明顯看出，RB545的預冷器不但體積、重量過大，而且為了保證冷卻的效率，一台RB545配備了兩台錐筒形的預冷器。高效不高效暫且不論，這點對於整機的載荷係數毫無疑問產生了巨大的不利影響。

所以，REL在成立後直到進入本世紀第二個十年，都在致力於在物理極限內，儘可能地提高預冷器的冷卻效率，同時儘可能地壓縮其重量。在經歷了1989-2000年的實驗室研究，以及進入新世紀，十幾年的工程研究後。REL終於設計出了他們想要的、輕質而又高效的預冷器：

預冷器由數千根密密麻麻排列的薄壁微管道組成。這些彎曲的微管道首尾各自與一根管道相連，構成一個個微管道模塊。一個個模塊又排列在圓環狀主管道上。構成了預冷器的主體結構。空氣平行流過預冷器外壁時，由微管道間的微小空隙進入預冷器，與微管道中流過的冷卻劑進行熱交換，最後冷空氣從預冷器中間的通道排出

。微管道的螺旋狀排列和薄壁設計都是為了在控制預冷器質量的前提下儘可能地增大換熱面積，以提高換熱係數。微管道的製造和焊接技術決定了預冷器的性能，在這一點，REL宣稱他們可以在焊接數千個微管道接頭時實現「近乎零泄漏」，即從接頭出泄露的氣體「可以用分子計量」。

微管道模塊前段接頭處放大圖

此外，預冷器的另一項關鍵技術是霜凍控制。

當飛行高度在12KM以下時，吸入發動機的氣流會被冷卻至0℃以下。氣流中的水蒸氣會迅速液化、凝結成霜，並附著在冷卻管道表面，

堵塞冷卻通道的同時大幅降低預冷器的換熱效率

。這點十分致命，當年的RB545也遇上了這個問題。由於受當時技術水平限制，霜凍控制的問題並未在RB545上解決。REL在十幾年的研究和實驗後，發現通過改變冷卻劑溫度可實現霜凍控制。他們

實現了在來流溫度為-80℃，來流速度為10m/s，空氣質量流量為 13.3kg（/ m2 ?s）的情況下，預冷器微管道中維持100%相對濕度和恆定壓降8分鐘，證明了預冷器能滿足飛行器4分鐘的入軌過程的霜凍控制的指標要求

。

理查德?瓦爾維爾和地面試驗用全尺寸預冷器在一起

2012年，在完成了實驗室原理驗證，以及採用鎳鉻鐵718 合金的全尺寸預冷器部件的加工製造後，REL進行了全尺寸預冷器地面試驗。REL將一台羅爾斯?羅伊斯Viper MK.522小型渦噴發動機前段裝上預冷器，改造成了測試平台。Viper發動機不僅被用於多款小型飛機，累計交付超過5500台，累計飛行時間超過1300萬小時，還被廣泛用於測試各項航空感測器技術。REL用於地面試驗的預冷器實機微管道總長50km，直徑約1mm，壁厚為27μm。預冷器質量在50kg以內，實現了在20ms內將1000℃以上的氣流溫度降低到-150℃的目標。

基於Viper MK.522的預冷器試驗平台

雲霄塔的一段介紹視頻，1:30之後有2012年試車的視頻

按照REL的設想，未來將被用在SABRE上的預冷器微管道總長超過1000km，直徑1mm，微管道壁厚20μm，採用高溫真空銅焊技術完成超過一百萬個密封接頭的焊接，總傳熱量大於400MW。預冷器質量將會被控制在「一輛小轎車的重量」（約1噸）。輕質高效預冷器技術的突破，為SABRE的實現打下了最初，也是最重要的一個基礎。

將火箭與吸氣發動機融為一體的內循環系統

攻克了預冷器技術只是走出了第一步。REL接下來要面對的問題是：

如何設計SABRE的內循環系統，使其能在從地面到幾百公里的地球軌道都能穩定地提供推力，並且實現吸氣發動機和火箭發動機兩個工作模態的平穩轉換

。由於在RB545上已經做了大量的工作，REL決定在RB545內循環系統結構的基礎上，發展出SABRE的核心部分。

SABRE從前到後主要由可調進氣錐、預冷器陣列、發動機核心和推力室，以及一個旁路燃燒裝置組成。可以看出，SABRE的大概設計思路和RB545一脈相承，都是將氫燃料預冷空氣發動機與火箭發動機融合，在大氣中以高比沖的吸氣模態工作，達到一定高度速度後切換到火箭模態直至入軌，從而實現單級入軌的目的。但在具體內循環系統的設計上，SABRE相對於RB545又有很大的不同。

SABRE內循環示意圖

SABRE在RB545的基礎上，加入了一個氦循環迴路，並且預冷器的冷卻介質由改為氦，空氣壓氣機、氧泵由氦迴路中被預燃室流出高溫燃氣加熱後的氣氦驅動。為什麼又加了一個看似會讓系統更加複雜的氦循環迴路呢？來回過頭看一下RB545的內循環系統：空氣進入發動機後被分流。大部分進入預冷器，被液氫冷卻，然後被高壓比壓氣機送入推力室燃燒做功。經過預冷器被空氣加熱的液氫也分為兩部分，一部分進入推力室與空氣混合燃燒。另一部分推動渦輪驅動壓氣機後，與上面所述分流後的另一部分空氣在一個旁路衝壓燃燒裝置中燃燒排出。

注意，RB545的空氣壓氣機由氣氫驅動，而且這部分氣氫在驅動壓氣機後並未進入主推力室做功，而是通過旁路排出了發動機，即有相當多的燃料未通過效率最高的方式做功，而是白白被「浪費」掉了

。再加上需要驅動壓氣機渦輪，預冷器中的氫流量超過了冷卻空氣所需要的量，這就導致了被「浪費」掉的氫進一步增多，最後導致RB545整機的氫流量過大。

並且採用氫冷卻空氣的預冷器又要面對氫脆的問題

……（

氫脆：金屬內氫聚合成氫分子，內應力升高，從而導致細微裂紋，並逐步擴展甚至斷裂的現象，主頁君注，往期文章中提過

）SABRE通過引入氦迴路，將被「浪費」的氫的量減到了最少，並且消除了預冷器的氫脆現象。在SABRE的吸氣模態下，氦循壞通過預冷器從空氣中吸收熱量來啟動發動機內部的自啟動布雷頓循環（

一種以氣體為工質的製冷循環，主頁君注

）。SABRE通過這一套內循環系統實現了高效率的熱傳導和熱能的循壞利用，使SABRE的效率提高到了與RB545不可同日而語的水平。

按照設想，

配備兩台SABRE的雲霄塔在5.5km的跑道上加速到0.46馬赫後起飛。此時SABRE工作在吸氣模態

。空氣被進氣錐初步壓縮後進入預冷器陣列，被四個縱向排列、直徑逐漸擴大的預冷器冷卻。預冷器陣列的這種排列方式是為了在發動機艙有限的空間內最大限度地增加換熱面積。SABRE的預冷器陣列可以將5馬赫、985℃的氣流在20ms內冷卻到-130℃。冷卻後的空氣被氦渦輪驅動的壓氣機壓縮後，一部分直接進入推力室，另一部分則進入預燃室和氫燃燒。燃燒後的富氫燃氣再進入推力室，與上述直接進入推力室的空氣混合燃燒。

用於驅動壓氣機的氦渦輪

氦迴路中的氦在預冷器中吸收空氣的熱量後，流經預燃室排氣換熱器HX3，被高溫燃氣加熱膨脹後驅動與空氣壓氣機同軸的氦渦輪。然後熱氦在氫-氦換熱器HX4中被-238℃的液氫冷卻，重新進入預冷器，完成一個循環。氫則是被氫泵泵入HX4，吸收氦的熱量後驅動氫泵渦輪與氦壓縮機渦輪，然後全部進入預燃室燃燒。由於發動機艙設計和預冷器陣列冷卻空氣的需要，由進氣口吸入的空氣並未全部被冷卻後吸入發動機核心。這部分富餘的空氣若是直接排出發動機，會因與發動機核心部分排氣的速度差而對發動機核心排氣造成阻力，影響發動機效率。所以必須使旁路的排氣速度最大化，所以REL在旁路增加了幾個衝壓燃燒室，從發動機核心引出一小部分氫氣，與富餘的空氣混合燃燒後排出，有效提高了旁路的排氣速度。

在高度達到26km，速度達到5.14馬赫時，SABRE的進氣錐關閉，發動機切換至火箭模態

，此時預冷器與空氣壓氣機停止工作。氫路的工作狀態與吸氣模態時基本相同。氦迴路中加入了氧泵與氧泵渦輪。氦在HX3中受熱膨脹後切換管路，由驅動壓氣機渦輪變為驅動氧泵渦輪，然後進入HX4。液氧被氧泵加壓後一部分進入預燃室另一部分直接進入推力室。火箭模態下的SABRE實際上

類似於一台富燃分級燃燒火箭發動機

。不同的是SABRE中，驅動氫、氧泵渦輪的不是來自預燃室的高溫高壓燃氣，而是溫和得多的氣氫與氣氦。渦輪的工作環境也沒傳統火箭發動機那麼惡劣，極大延長了渦輪的工作壽命，有利於提高整個發動機的復用次數。也免除了每次飛行後對渦輪的檢測，縮短了復用周期。高效的SABRE發動機內循壞系統有效提高了雲霄塔空天飛機的載荷係數，使雲霄塔不必像前輩HOTOL那樣，為了減重連起落架強度都要砍一刀……

如何讓噴管一直工作在最佳狀態

現在，有了將火箭發動機與吸氣發動機融為一體的發動機核心，但要想進一步提高SABRE的性能，這還不算完。我們知道，SABRE的工作高度從地面直到幾百公高里的太空，工作速度從零到25馬赫，這就要求SABRE的噴管在大空域寬速域內能一直維持良好的性能。所以，SABRE的噴管要有高度補償的能力，使從燃燒室出來的氣流儘可能一直以接近最佳膨脹的狀態下工作。

具有高度補償功能的噴管分為兩級噴管和氣動邊界噴管，前者包括可延伸噴管、可拋棄嵌入噴管和雙鐘形噴管，後者分為氣動塞式噴管和膨脹偏轉噴管

。其中，可延伸噴管（往期文章中有介紹，詳見：高能金牌上面級——美國半人馬液氫液氧上面級）、可拋棄嵌入噴管因為需要額外的作動機構首先被排除。而氣動塞式噴管由於燃燒室直接暴露在外，高空燃燒穩定性問題和氣動塞面的冷卻問題難以解決，也被淘汰了。於是，負責SABRE噴管技術試驗的布里斯託大學選擇了雙鐘形噴管和膨脹偏轉噴管進行最終的PK。

試驗表明，在小壓比補償範圍內，雙鍾型噴管的性能優於膨脹偏轉噴管，但在大壓比範圍內，表現出了更優異的穩定性

。最終膨脹偏轉噴管脫穎而出。

最下即為膨脹偏轉噴管

膨脹偏轉噴管（Expansion deflection Rocket Nozzle）的原理是在火箭發動機噴管喉部放置一個中心塞，離開燃燒室的熱氣流沿著中心塞表面膨脹

。這樣，中心塞後就形成了與外界聯通的一段「空白」，這時噴管擴張段中的的外界空氣和熱氣流之間的氣動分界面就形成了可流動的氣動邊界。

隨著外界壓力的降低，熱氣流逐漸充滿噴管擴張段

。膨脹偏轉噴管就是靠流動氣動邊界的這種變化和噴管外壁內部壓力分布的變化來實現高度補償的功能。

噴管的冷卻也是噴管設計的重要一環，德國宇航中心（DLR）對此展開了專門的試驗驗證。

他們決定採用空氣和液氫組合氣膜冷卻吸氣模態下的發動機

，液氧冷卻火箭模態下的推力室，解決了不同模態下的冷卻問題。

用於ANE的噴管樣機

2015年，REL開展了先進尾噴管試驗（Advanced Nozzle Experiment，ANE）。2015年春季的初次試車階段中，REL成功完成了15次點火，驗證了燃料噴射系統3D 列印技術，主動冷卻推進劑噴射器等等多項技術。今後，REL將圍繞長時間燃燒和吸氣/火箭模態過渡這兩個方面繼續開展噴管試驗。

雲霄塔的機身設計

雲霄塔空天飛機機身布局示意圖，是不是很像前面提到的那個Skylon?

有了在大空域寬速域下能以吸氣/火箭雙模態工作的SABRE，接下來就是飛行器的機身氣動設計了。

HOTOL下馬的一個重要原因就是機身布局設計問題，較重的發動機和貨物位於機身後部，導致整機質心靠後，氣動舵面控制效率較低。飛行過程中由於燃料的不斷消耗，飛行器質心和壓心移動明顯，嚴重影響了飛行穩定性

。雖然計劃增加液壓系統改善飛行穩定性，但又導致載荷係數嚴重下降……雲霄塔在設計時首先就吸取了這點教訓。

把三角下單翼與發動機均移至機身中部，推進劑儲箱分為前後兩部分

，分別位於機身前後部，前後儲箱之間布置貨倉。通過在飛行中調整前後儲箱向發動機供給的流量，改善飛行穩定性。雲霄塔機身前段布置鴨翼，尾端布置單垂直尾翼。再入時三角下單主翼面處于飛行器頭部弓形激波之外，熱環境問題嚴重，所以在主翼面上採用了主動冷卻控制技術。發動機位於翼尖位置，這麼做是為了防止發動機噴出氣流影響機身後段氣動特性；每台發動機的四個噴管可在俯仰和偏航方向進行3°的擺動；

發動機艙前段有一定程度的下彎，主要是為了在上升段大攻角姿態下儘可能吸入更多的空氣

……總的來講，雲霄塔空天飛機呈現了鴨式布局的大長細比機身設計。

雲霄塔的飛行姿態控制方案如下：

大氣層內吸氣式模態時，俯仰由鴨翼控制，滾轉由副翼控制，偏航由尾部方向舵控制

，此時發動機噴管擺動鎖定；

火箭模態上升過程中偏航控制是通過兩台發動機差分推力調節實現的

。上升時隨著動壓的減小，主發動機逐步接管俯仰控制，最後移交給姿控發動機。重新進入大氣層過程中，姿控發動機保留控制許可權，然後

逐步將控制移交回鴨翼，副翼和方向舵

。

熱防護設計也是雲霄塔機身設計的重中之重。上文說道，雲霄塔再入過程中，主翼面熱環境問題嚴重，那麼有多嚴重呢？請看這張圖：

這張圖顯示了，在再入過程中熱環境最惡劣的點（高度82.7km，速度24.6馬赫，攻角42.7°），雲霄塔主翼前緣最高溫度達2250K，主翼面其餘大部分也普遍在1000K以上。而在採取噴射冷卻氣體的主動冷卻控制方式後，主翼面大面積降溫至500K以下（此時冷卻劑噴射流量62g/s）。研究表明，

若將冷卻劑噴射流量提高到93g/s，則最高溫度有望控制在1000K以下

。

雲霄塔的機身熱防護結構截面與碳纖維桁架結構

雲霄塔的機身熱防護結構也採用了從未有過的全新設計。雲霄塔空天飛機機身設計的一個關鍵創新就是採用了非承載式的設計，其主要承載結構是一種採用碳纖維增強複合材料製成的桁架結構。推進劑儲箱內壁由鋁合金材料製成，其外殼採用耐高溫碳化硅纖維增強陶瓷材料製成。推進劑儲箱通過凱夫拉帶懸掛在桁架結構中，桁架結構是由環形框架構成，間隔300mm，中間由斜拉加強筋連接。外殼蒙皮採用碳化硅纖維增強玻璃陶瓷基複合材料，這種材料能耐受1470K，而雲霄塔在再入過程中通過控制飛行軌跡能將表面溫度控制在1100K以下。雲霄塔的低溫推進劑儲箱絕熱結構由多箔片隔熱氈、空氣隙及罐狀泡沫隔熱材料構成，在雲霄塔上升階段可以保證推進劑蒸發量在允許範圍內。

（未完待續）

雲霄塔工作模式簡介視頻

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