超燃冲压发动机技术北约背景综述

1 介绍

本概述的目的是总结北约成员国目前的知识。所有的主题都将在本章中讨论，并附有参考文献和一些例子。这一背景提高了北约超燃冲压发动机领域的知识水平，这将用于编写报告的具体章节。国内外对超燃冲压发动机技术的一些综述已经发表。Tom Curran博士对超燃冲压发动机技术的概述中记载最充分的是[D1]。
美国国家航空航天局、国防部、美国工业界和国际社会已经对超燃冲压发动机驱动的高超音速飞行器进行了40多年的研究。仅在美国，NASA、DOD (DARPA、美国海军和美国空军)和工业界都参与了高超音速技术的发展。在此期间，NASA兰利研究中心持续研究高超声速系统设计、空气热力学、超燃冲压发动机推进、推进-机身集成、高温材料和结构体系，以及相关设施、仪器和测试方法。这些资金有限的项目在国家航空航天飞机(X-30)计划期间得到了实质性的增加，该计划在1984年到1995年间花费了超过30亿美元，并使国防部和其他NASA中心、大学和工业重新回到高超音速。此外，高超音速飞行所需的所有技术都取得了重大进展，其中大部分技术被转移到其他项目，如X-33、DC-X、X-37、X-43等。此外，技术转让影响了许多其他行业，包括汽车、医疗、体育和航空航天。

超燃冲压发动机和高超音速技术在美国的未来发展属于NASA的先进空间运输计划，尚未确定国防部的兴趣。完整的计划将于2002年完成。目前的ASTP项目是一个综合项目，旨在2018年完成技术开发和演示，并在2025年实现航天飞机替代航天器IOC。该项目专注于NASA的第三代目标，即降低成本，提高可靠性和安全性。假设每年飞行1000-2000次，第三代的目标是100美元/磅。和10-6的失败率。这些宏伟的目标不能用火箭推进来实现。该计划包括系统分析，重点和通用的研究和技术开发，以及地面和飞行技术演示。系统研究被用于评估多种运载工具结构:单级入轨(SSTO)和两级入轨(TSTO)、垂直和水平起飞、氢、碳氢化合物和双燃料，以及替代推进系统。推进系统一般分为两类:基于火箭的和基于涡轮机的。这两种方法都使用了双模超燃冲压发动机，在马赫3或4到马赫12到15的大部分飞行范围内。火箭基合循环发动机(RBCC)系统在超燃冲压发动机管道中使用火箭进行低速加速和/或轨道插入。涡轮基组合循环发动机(TBCC)系统使用基于涡轮的发动机进行低速加速，并使用某种形式的火箭进行轨道插入。在TSTO系统中，推进选项加倍。该项目还在开发系统研究确定的关键技术。从结构和材料，到轮胎，再到运营和集成飞行器健康监测(IVHM)。

法国国家先进高超音速推进(PREPHA)研究和技术计划于1999年结束。它的目标是获得氢燃料超燃冲压发动机的第一个技术知识，它可以与其他空气吸气模式(特别是冲压发动机)和火箭模式相结合，为未来可重复使用的空间发射器提供动力。它提供了获得超燃冲压发动机和双模冲压发动机部件设计(进气道、燃烧室、喷射支板和喷管)以及高超声速空气吸气飞行器系统研究(空间发射装置、导弹和实验飞行器的设计和性能评估)的第一个技术诀窍的机会[A1]。法国航空和空间研究中心(ONERA)和EADS航空空间马特拉导弹(现在在新的MBD中)。一个导弹系统欧洲集团及其“MBDA-F”法国子公司已经成为PREPHA计划的主要贡献者。

在法国，在国家PREPHA项目结束后，MBDA-F和ONERA已经主动开始了进一步的工作，以保护知识和物质投资，并提高高超音速喷气推进技术的掌握。自1997年以来，ONERA和DLR领导了内部研究项目JAPHAR(高超声速应用研究联合吸气推进)[A5]。该项目旨在研究在马赫数为4至8范围内工作的氢燃料双模冲压发动机。它还旨在为地面和飞行性能演示定义一种方法。这包括一个可能的实验飞行器的定义，能够在给定马赫数范围内自主飞行[A6]。MBDA-F牵头与莫斯科航空研究所(MAI)合作开发一种双模双燃料冲压发动机，从Mach 3到Mach 12，具有可变几何形状。MBDA-F和eads -运载火箭(EADS-LV)也在开发燃料冷却复合材料结构的创新技术。在法国国防部的支持下，MBDA-F和ONERA正在领导PROMETHEE研发计划，以提高对碳氢化合物燃料双模冲压发动机用于导弹应用的知识。它的目标是发展一种推进系统，能够为一枚Mach 2到Mach 8的导弹提供动力。第一阶段预计在2002年结束[A16]。

此前，德国与俄罗斯在TsAGI(俄罗斯朱可夫斯基)进行了一些关于高超音速飞行测试问题和超燃冲压发动机流动路径技术的合作。

对学生教育的贡献也是超燃冲压发动机技术努力的重要因素之一。学生、年轻的科学家或技术人员往往热衷于参与，甚至只是几个月的超燃冲压发动机技术开发工作[B10]、[B18]。

2系统研究

2.1可重复使用的空间发射器

美国在NASP时代专注于SSTO技术。这个计划失败了，因为天真乐观的预算成本和时间表。在NASP(1984-1994)之后，NASA启动了几个高超声速技术项目:1996年的LaRC/DFRC高超声速X-Plane项目，Hyper-X;1997年GRC开拓者;还有1997年的MSFC先进可重复使用运输ART技术项目，1997年的班塔姆，航天飞机d，最后是1999年的“航天飞机”。在这些程序中，只有Hyper-X和ART建立在X-30程序的技术增益之上。Hyper-X项目的重点是将超燃冲压发动机动力运载工具技术扩展到飞行中，尽可能多地提升技术，并在飞行中验证这一复杂多学科问题所需的设计系统、计算流体动力学(CFD)、分析和实验方法。较小的ART项目专注于火箭基组合循环(RBCC -即。单风道空气增强型冲压发动机/双模态超燃冲压发动机）替代机身综合超燃冲压发动机流道概念的风洞试验。

目前，美国所有以高超音速推进为重点的太空访问都纳入了NASA马歇尔太空飞行中心(MSFC)领导的“第三代”(风险之星替换)“航天飞机”计划。第三代的目标是降低成本，提高可靠性和安全性。假设每年飞行1000-2000次，第三代的目标是100美元/磅。和 10^-6的失败率。这些宏伟的目标不能用火箭推进来实现。该计划包括系统分析，重点和通用的研究和技术开发，以及地面和飞行技术演示。系统研究用于评估多种运载工具结构，包括单级至轨道(SSTO)或两级至轨道(TSTO)的排列，垂直或水平起飞，氢、碳氢化合物或双燃料，以及各种推进系统。推进系统一般分为两类:火箭推进系统和涡轮推进系统。这两种方法都使用了双模超燃冲压发动机，在马赫3或4到马赫12到15的大部分飞行范围内。基于火箭的联合循环(RBCC)系统在超燃冲压发动机导管中使用火箭进行低速加速和/或轨道插入。基于涡轮的联合循环(TBCC)系统使用基于涡轮的发动机进行低速加速，并使用某种形式的火箭进行轨道插入。在TSTO系统中，推进选项加倍。目前的高保真度分析仅限于NASP衍生的吸气式飞行器。这些单级飞行器接近100万磅起飞总重量50000磅到近地轨道。如图1所示，低速发动机的选择和组合发动机性能和重量的不确定性可以使飞行器重量变化40%。两级系统往往落在同一带内，但在封闭重量中有不确定性。

图1:飞行器效果图(进入空间)。

在20世纪80年代，世界各地开展了几个国家计划，研究空间发射器的联合推进和获得所需的技术。在法国进行了一些系统研究，以评估空间发射装置的联合推进兴趣。这些研究，考虑到TSTO和SSTO飞行器，得出结论，如果吸气阶段仅限于亚音速燃烧(最大飞行马赫数6/6.5)，联合推进没有任何优势。然后决定继续研究，探索超音速燃烧的可能性。以这种方式，法国国家先进高超声速推进研究和技术计划(PREPHA)于1992年在国防部、研究和技术部、国家航天局([C7])的支持下启动。

联合推进系统的四个概念，以泥氢为燃料，已经在PREPHA的开始考虑:两个双管道概念，即涡轮火箭-超燃冲压发动机-火箭和涡轮喷气-双模式冲压发动机-火箭;两个单管概念，分别是火箭-双模冲压发动机-火箭和引射双模冲压发动机-火箭([C17]和[C18])。在将这些推进系统集成到通用飞行器上之后，弹道仿真允许选择火箭-双模式冲压发动机-火箭概念(在单独的管道中)，并逐步改进机身和推进系统设计[C19]。最后，这些研究得出结论，在没有有效载荷的情况下，飞行器能够以487.3吨的总起飞质量或540吨有效载荷的情况下完成任务是可行的[C20]。

图2:PREPHA飞行器(550公吨起飞重量)

此外，欧洲航天局(ESA)的一些项目已经在90年代使用超音速燃烧冲压发动机和其他循环进行SSTO [B12]。在其中两个项目(FESTIP 1和2)中，比利时已经实现了使用超燃冲压发动机、高速冲压发动机、RBCC和其他循环对SSTO和TSTO的预设计和弹道计算的研究[E1]。

在MBDA-F和MAI之间的WRR合作范围内，已经讨论了几个主题，包括系统研究(从吸气发动机的角度)和技术工作[B3, B9, B24, B25, B26]。WRR原型开发阶段在推进性能和冷却系统技术方面获得的结果已被用于确定双模冲压发动机的完全可变几何形状如何真正影响SSTO飞行器的整体性能[A12]。WRR型发动机已经被定义并集成到PREPHA项目期间设计的通用SSTO飞行器中。该飞行器的可接受性能已与由PREPHA项目中设计的固定几何形状双模冲压发动机最终版提供动力的相同飞行器的性能进行了比较。这项研究表明了可变几何燃烧室的实际收益:性能的增加似乎远远高于重量的增加(驱动器…)。在MBDA-F和MAI进行面向推进的WRR空间发射系统研究的同时，ONERA仍在继续进行一些系统研究，以评估在空间发射应用中可能使用高速吸气式系统的收益[A20]。

2.2导弹

一般认为，高速吸气推进的首次应用将是导弹或战略无人机([A13]和[A14])。在法国，经过几次内部研究[D3]之后，PROMETHEE计划研究了一种通用导弹，以便更深入地研究军事应用，并开发一些所需的特定技术([A15]和[A16])。该技术计划以通用空对地导弹的概念设计为导向。一个可变几何引擎的概念已选定。其初步设计研究正在加强中。该设计研究允许性能的确定和大量预算特性的数值飞行模拟代码，以估计可实现的导弹的全球性能。一般的任务已经被考虑是空中发射空中对地的概念，但其他应用有可能衍生出来。

图3:PROMETHEE导弹的艺术效果图

在美国，一种提升体超燃冲压发动机导弹概念是在DARPA ARRMD下开发的。氢燃料发动机的演示目前正在地面设施中进行，它将在X-43C上飞行。在NASP之后，美国国防部出现了几个军事高超音速项目。这些计划包括美国空军AFRL高超声速技术(HyTech)计划[D7]、美国国防高级研究计划局(DARPA)负担得起快速反应导弹演示(ARRMD)计划、美国海军快速反应导弹计划和陆军超燃冲压发动机技术发展计划。

图4:ARRMD导弹

2.3飞机

在法国，只对超燃冲压发动机驱动的飞机进行了非常初步的研究(即马赫数为5的民用运输机或更高马赫数的商用或军用飞机，主要从推进的角度来看)。美国目前还没有考虑高超音速民用运输机的应用。除了导弹项目，美国空军航空系统中心与空战司令部合作，进行了一项未来打击研究，其中包括高超音速飞机。随着人们对高超声速飞行器重新产生兴趣，人们正在讨论只有高超声速系统才能满足的要求。这些包括美国空军con-美国远征航空航天部队的概念，以及“完整的航空连续体的控制”[U15]。

图5给出了一些潜在的高超音速飞行器的概念和能力。

图5:高超音速飞行器概念

3设计工具

3.1试验设施

目前有必要对超燃冲压发动机在地面设施中的飞行运行进行模拟。NASA兰利研究中心超燃冲压发动机测试综合设施由五个设施组成，直接连接超音速燃烧测试设施，燃烧加热超燃冲压发动机测试设施，电弧加热超燃冲压发动机测试设施，8英尺。高温风洞，高超音速脉冲装置。兰利DirectConnect超音速燃烧测试装置(DCSCTF)用于测试冲压发动机和超燃冲压发动机燃烧室模型在停滞焓相同的流动中，在马赫数为4至7.5之间的飞行。测试结果通常用于评估燃烧器模型的混合、点火、火焰保持和燃烧特性。该设备与燃烧室模型“直接连接”，整个设备的测试气体质量流量通过该模型。燃烧室模型可以自由排气(进入测试单元)，或直接(连接)到一个空气喷射器或70英尺直径的真空球。喷管几何模拟也可以添加在燃烧室的出口模型。

Langley燃烧加热超燃冲压发动机装置(CHSTF)过去一直用于测试完整的(进气道、燃烧室和部分喷管)缩比超燃冲压发动机部件集成模型，该模型的滞止焓与从3.5到6马赫数的飞行相同。CHSTF使用氢、空气和氧气加热器来获得发动机测试所需的飞行滞止焓。在加热器中补充氧气，以获得空气中氧摩尔分数(0.2095)的测试气体。该装置可用3.5马赫或4.7马赫的喷管工作。在超燃冲压发动机试验中，气态氢或气态烃(均在环境温度下)均可作为主要燃料。20%的硅烷，80%的氢混合物(按体积计算)可用于超燃冲压发动机模型，作为点火器/先导气体，以帮助主要燃料的燃烧。

Langley电弧加热超燃冲压发动机试验设施(AHSTF)用于在飞行马赫数为4.7至8的条件下测试机身集成超燃冲压发动机的部件集成模型。结果被用来评估超燃冲压发动机的性能，优化部件的设计，以及优化燃料方案。典型的型号包括进气道，隔离器，燃烧室和喷嘴的一个重要部分，是氢和硅烷燃料。设施喷管出口处的流动模拟了在飞行过程中进入超燃冲压发动机模块的流动，该流动经过了飞行器前体冲击的处理。飞行条件的总焓是通过使用林德电弧加热器对空气进行电加热来实现的。运行时间通常从8个模拟马赫数下的30秒到4.7个模拟马赫数下的60秒。

兰利8英尺高温风洞(8英尺)是一个燃烧加热高超音速风洞blowdown-to-vacuum提供模拟马赫数的飞行总焓4,5和7通过一系列从50000到120000英尺高度。开口式测试部分直径8英尺,12英尺长。测试部分将容纳非常大的模型，吸气式高超音速推进系统，以及结构和热保护系统(TPS)组件。稳定的风洞试验条件最多可提供约60秒。辐射加热器系统提供了额外的模拟能力，可以用来模拟上升或进入加热包线。高能试验介质是在增压燃烧室中燃烧的空气和甲烷的燃烧产物。为吸气式推进试验添加氧气。高超声速吸气推进系统测试是用推进试验件(例如NASP概念演示发动机，Hyper-X飞行器)进行的，附加到一个安装在外力测量天平上的模型支撑座上。推进剂燃料(例如气态氢、液态烃)和空气来流由设施提供给试验品。

图6:NASA Langley超燃冲压发动机测试综合体

高超声速脉冲装置(HYPULSE)是一种双模激波风洞装置。它可以在反射激波通道模式和激波膨胀模式下工作。一个7英尺直径的测试部分可用于15英尺长的模型的气动和推进测试。HYPULSE是作为一个路德维希管来模拟飞行条件高达2马赫，作为一个反射激波风洞的飞行条件从马赫4到马赫12，以及作为激波膨胀管的飞行条件从马赫12到马赫25。当在风洞模式下运行时，HYPULSE使用一个直径26英寸的轴对称喷管将测试气体扩展到6.5马赫。光学通路可用于纹影图像和激光诊断，仪器可用于从压力、热传导和温度传感器收集测量数据。

位于田纳西州的阿诺德工程和发展中心(AEDC)设施被用于高速发动机或目前中等马赫数(D5)发动机的耐力测试。位于格伦研究中心的美国宇航局高超音速测试设施被用来做Mach 7条件下的自由喷气测试，进入空气中没有水或二氧化碳[D6]。由于采用了高面积比轴向可移动喷管，GASL测试设施用于模拟弹道变化。

得益于PREPHA计划，ONERA和MBDA-F将法国冲压发动机测试设施的模拟能力扩展到7.5马赫飞行条件和100公斤/秒的空气([A2]和[A3])。有两个设施被广泛使用:ONERA Palaiseau的ATD 5测试单元和Bourges-Subdray冲压发动机测试设施的MBDA-F高超声速测试装置。第一个设施在尺寸上受到限制(4公斤/秒和4 MPa, 2400 K总温条件，10秒测试)，但能够模拟7.5马赫条件。第二个设施(Subdray)目前限制在马赫6.5的条件下，但具有更高的质量流量(在8 MPa下高达100 kg/s，测试持续时间2分钟)。这些都是被水污染的设施。

新的光学诊断方法正在开发中，这将允许探索进入工业设施燃烧室的流量[A22]， [D4]。到目前为止，激光诱导光学方法大多用于实验室或更学术的超音速燃烧构型[A16] [A21]。欧洲也在考虑使用可用的脉冲高焓风洞来达到更高的滞止试验条件[D11]， [D15]。

3.2系统分析、CFD与建模

任何高超声速飞行器发展或技术计划的关键是一个可靠的初步系统分析，以确定技术需求和指导技术发展。高超声速吸气式系统的复杂性和小推力裕度要求在启动任何重点技术开发之前进行彻底的系统分析。系统分析分为四个层次。最低级别，指定为“0”，不需要物理几何形状。零级分析利用理想的发动机循环性能，气动性能的历史L/D和Cd值，结构和部件重量的设计表(或重量分数)，飞行轨迹的“火箭方程”，以及包线估算。这种分析不需要特定的飞行器、发动机流道或系统定义。所有更高层次的分析都需要飞行器、发动机流道形状和运行模式、系统定义等。

下一个级别的系统分析，在这里称为第一级，利用未经认证的循环性能和/或CFD、冲击理论、单元或未经认证的有限元模型(FEM)权重、单方程涉及关系和能源状态飞行器性能。这种层次的分析没有捕获可操作性的限制，因此具有很大的不确定性。

2级分析使用“认证的”方法;即用户有足够的相关经验。这一级别使用相同的方法推进，空气动力学，结构和重量(但认证)，修剪3自由度(自由度)飞行器性能分析和多重方程，线性或非线性关系。只有通过证明所使用的方法对所模拟的问题类有效才能获得认证(这与方法以及应用该方法的操作者有关)。例如，第2级分析模型利用对已知错误的修正，如进气道质量溢出、相关经验燃料混合模型[U1]、剪切和热流模型[U2]等。这种经验方法是基于实验(风洞试验、结构构件试验等)数据。采用更高层次的方法(CFD, FEM)来改进飞行器和推进系统封闭。

最高的设计水平(3级)只有通过实际飞行器的很大一部分的制造和测试才能实现。风洞和其他地面测试提供的验证比飞行测试要少。虽然已经建造了许多部件并进行了地面测试，但飞行数据对于最高水平的设计是必需的。这还没有被用于高超声速吸气飞行器(见下文6)。无论系统分析的级别是什么，闭合都是通过调整飞行器的大小来实现的，以便所需的推进剂组分(任务)等于可用的推进剂组分(包装在大小飞行器内)。然而，报告的闭合权重仅与“闭合”中使用的最低层次分析一样好。

计算流体力学(CFD)在高超声速推进系统的设计中具有多重作用。它主要作为详细设计和分析的工程工具[U3]。此外，CFD分析的结果为循环层面和性能代码提供了输入数据。最后，CFD在发动机测试程序中有几个应用，以发展发动机概念。CFD首先用于指导测试设置，并确定仪器在发动机中的正确位置。它也被证明是确定一个设施对测试的影响的有效工具;例如，燃烧加热设备中污染物对发动机燃烧室测试的影响。在测试期间和之后，CFD可以用来预测流场测量数据，作为测量数据的补充。超燃冲压发动机的进气道、燃烧室和喷管采用了多种计算策略。

进气道的计算分析通常采用求解欧拉方程的代码，或Euler代码与边界层方程迭代的粘性效应，进行初始分析。更详细的计算利用抛物Navier-Stokes方程，或完整Navier-Stokes方程，如果必须考虑重大的流动分离。所有的计算通常解决稳态方程，以便模拟可以在合理的时间内完成。湍流模型使用代数或两方程湍流模型与经验压缩修正和壁函数。目前还没有采用过渡模式。热力学性质通常由假设进气道流动表现为理想气体或平衡空气来决定。在多区域域100,000到3,000,000点的固定网格上进行计算。必要时采用有限程度的动态网格自适应。发展先进的转捩和湍流模型是非常必要的。这可能是对进气道流场进行精确建模的最大限制区域。目前正在开展有前景的工作，开发新的代数雷诺应力紊流模型，其控制方程可以有效地求解[U4]， [U5]。然而，对于非平衡流动，微分雷诺应力方程必须求解，为了更有效地求解，还需要进一步的工作。大涡模拟的进展，随着适合高速可压缩流动的亚网格尺度模型的发展，也可能使该技术在未来应用于进气道流动[U6]。最后，还需要为进气道流动开发改进的过渡模型，特别是具有逆压力梯度的流动。有些模型在预测过渡的起始区域方面是相当可行的，但通常不是它的结束区域。

燃烧室流场的计算通常采用代码来求解抛物式或完整的Navier-Stokes方程，这取决于所建模的燃烧室区域以及遇到的流动分离和逆压力梯度的程度。稳态方法通常与有限的非稳态分析一起用于混合研究或燃烧不稳定性分析。湍流的模型再次使用代数或两方程模型与经验压缩修正和壁函数。基于概率密度函数的模型用于描述紊流-化学相互作用是有限的。热力学性质是利用理想气体或在某些情况下，实际气体模型来确定的。化学反应采用简化反应集有限速率模型。对于氢燃料超燃冲压发动机中发生的氢-空气反应，一个典型的反应机制包括9种化学物质和18种化学反应，尽管根据情况也采用了其他机制[U7]。氢燃料超燃冲压发动机的概念是用更复杂的机制建模的，必须进一步简化，以允许实际计算。每种情况下的计算通常是在多区域域的20万到850万点的固定结构网格上进行的。典型的Cray C-90电脑运行时间从10小时到300小时不等。燃烧室模拟的许多未来技术需求与前面描述的进气道需求有关，但一些附加要求将更难实现。对于燃烧室建模，稳态和时域Navier-Stokes代码的效率需要提高10倍，以实现必要的精度和设计反复时间所需的计算。多重网格方法再次为显著提高收敛速度提供了希望，但将多重网格方法应用于反应流也给该方法的成功带来了额外的挑战[U8]。目前，将多重网格方法应用于高速反应流的研究，使收敛速度比单一网格方法有了显著的提高。动态网格自适应对于捕捉燃烧器中复杂的流动结构，特别是流动中的激波膨胀和涡动结构将变得更加重要。涡旋流的正确分辨率需要非常高的分辨率来保持角动量。同样，我们迫切需要改进高速反应流中的湍流建模，既要建模湍流场，又要恰当地耦合湍流对化学反应和反应对湍流的影响。有希望的工作再次在这一领域使用几种方法[D8]。使用速度组成概率密度函数的技术已经成功地应用于不可压缩的反应流，这项工作现在正在扩展[U9]，以模拟可压缩的反应流。将大涡模拟(LES)技术应用于可压缩材料的工作也在进行中。

图7:Hyper-X头尾和通用燃烧室计算解决方案

喷管流场的计算通常采用欧拉程序进行，或者在初始工程设计研究中，将欧拉程序与边界层计算进行迭代;用抛物或完整的NavierStokes代码进行更详细的研究。通常采用稳态法。湍流模型是由代数或双方程模型与经验压缩修正和壁函数。理想气体模型或在必要时使用真实气体模型来确定热力学性质。化学反应模型采用简化的动力学模型作为上游燃烧室流动。整个喷管需要进行有限速率分析，以评估持续的反作用程度，并确定增加可用推力的复合反应程度。完整喷管的计算通常是在由10万到50万节点组成的结构网格上进行的。喷管模拟的未来技术需求，尽管要求不那么高，但与燃烧室模拟的要求非常相似。动态网格自适应将有助于捕获激波结构和解决由于激波-边界层相互作用可能产生的壁面分离问题。进一步需要改进湍流模型，特别是用于捕获由有利压力梯度造成的喷管壁面边界层再层流化。代数雷诺应力湍流模型为描述这些流场提供了重要的前景[U4]， [U5]。目前应用于喷管流动的简化动力学模型似乎是相当准确的，尽管进一步改进对复合的描述可能是必要的。此外，准确预测燃烧过程和小反应集的复合过程的方法将加快溶解时间。
在欧洲，CFD也是高速推进发展的一个大问题。在这种观点下，ONERA和MBDA-F以及几个研究实验室正在进行一项研究计划，通过非常详细的基础测试来提高物理模型的准确性。ONERA和AMM将改进后的模型集成到代码中并进行全局验证。这项工作主要集中在MSD代码上，该代码最初由ONERA开发，用于模拟内部空气动力流动，在ONERA和MBDA-F的合作下进行了升级，用于执行亚音速和超音速反应流模拟。在多域结构曲线网格上采用有限体积算法求解非定常三维平均Navier-Stokes方程[C2]。它包括多物种的能力，并考虑到气体的热力学性质随温度的变化。在法国，工业或研究实验室已经使用了MSD代码，用于基本配置，直至实际的燃烧器，如CHAMOIS超燃冲压发动机。它能够计算热释放量，预测以氢为燃料的点火过程，并大致表示三维紊流[D8]， [D2]， [C11]， [C13]中液体喷射及其液滴。

图8 CHAMOIS超燃冲压发动机燃烧室CFD分析

在法国，自1993年以来，CFD分析已经系统地与测试结果相关联。自1994年以来，MSD代码和相关模型一直在定性地再现热阻现象，这是由于热释放不充分而导致的热释放过度。但他们仍然有困难：

• 在一个足够大的范围内预测碳氢化合物/空气动力学效应(点火，…)
• 用于预测水或二氧化碳污染时的设施效应
• 定量预测给定超燃冲压发动机燃烧室热阻ER快速进行准确的头尾三维流场计算。
• 提供热点和局部传热位置的定量信息
• 用于计算碳氢燃料(催化或热分解，…)和/或复合材料(非各向同性和多孔)情况下的真实尺寸、实际的再生冷却超燃冲压发动机燃烧室。

两个测试设施在JAPHAR程序用于检查扩散/混合/燃烧过程与所有可用光学诊断系统:的M11公路试验台的DLR Lampoldshausen(测试区:40 x50mm²,马赫2喷管)和LAERTE试验台,开发期间PREPHA程序(测试区45 x45mm²,马赫2喷管)。得到的数据库用于验证PREPHA程序发布的物理模型，这些物理模型已在MSD代码中实现，用于超燃冲压发动机的设计和试验分析。

一些LES或DNS代码和基本计算已经在法国完成(超音速混合或反应层，与来袭激波的相互作用，湍流增强，…)。但是，到目前为止，这些结果还没有被直接使用或应用到效价测试中。

由于改进CFD工具所需的时间和计算机能力增强的速度，似乎主要的工作必须在建模(湍流、燃烧、边界层过渡和分离、耦合，……)。

4超燃冲压发动机FLOWPATH

4.1前体和进气道

在PREPHA项目中，一个通用前体在ONERA S4MA风洞中进行了测试，进行了壁面压力和热通量测量，利用了进气道平面上的总压力和静压倾斜以及红外热像仪。此外，在JAPHAR研究中还进行了一些特定的CFD参数研究[A8]。

高超声速吸气推进进气道的主要问题在于结构和进气道未启动。从辅助系统到主推进系统(涡喷发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机)的多种应用的二维、轴对称和三维进气道设计可以完成。通常这些设计接受捕获形状和总体要求(质量流量、收缩比、压力上升、总压力恢复等)的一些预先想法。计算机代码有时用于生成复杂的三维形状的网格，尽管二维和侧壁压缩配置不需要这一步。首先绘制激波图，然后进行边界层厚度修正，然后应用变几何来满足马赫数范围。

完成初步设计后，对进气道进行了实验评估。然后使用完整的Navier-Stokes计算机代码，首先通过与实验数据的比较进行验证，然后评估进气道性能和其他不易通过实验程序获得的参数。通常模型没有经过马赫数范围的测试(或者不能)，数据是在分析工具的帮助下推断出来的。当小型模型扩展到飞行器时，规模也被推断出来。

进气道起动知识对所有进气道都很重要，但对固定的几何设计尤其有价值。通常，获得进气启动信息的最可靠的方法是通过实验程序。由于进气道收缩比通常增加到极限以获得最大性能，进气道的“可启动性”通常很难准确预测。这是可以理解的，考虑到可能有两个或更多的实际实验流解决方案。隧道流动、来流边界层特性甚至模型壁面温度的微小变化都会影响启动。进气道也可以在风洞中脉冲启动，这必须通过提供一种方法来补偿，即在测试期间取消启动，然后重新启动进气道。小型、相对便宜的模型通常用于获取这些信息，但将数据外推到较大的模型和飞行规模并不一定准确。更大的进气道模型在大型测试设施中可能更容易启动，但更大的飞行部件可能不会重新启动，如果它必须吞下在风洞测试中没有模拟过的厚飞行器边界层。

PREPHA考虑了一个固定的燃烧室几何形状，以限制技术上的困难。然后，由于一个可变捕获面积入口，一个推进流管的几何形状被调整，使尽可能多的适应几何收缩比变化作为马赫数的函数。这种进气道在法国已经研究了好几年[C8]。基本概念[C9]已被改编以适应SSTO通用飞行器的需求和约束。在ONERA R2Ch风洞中，一个模块化模型以5马赫和7马赫的速度进行了测试，使用一个特殊的设备帮助进气道启动。这使得几何收缩比优于4，尽管大偏移角限制了长度，然后是质量，一个操作入口。在马赫数为2至5.5 (ONERA S3MA风洞)的第二次实验中实现了一种新的模型定义，旨在定义最大收缩比、前体边界层厚度的影响和压缩坡道的最大偏差角。

JAPHAR程序期间,两种类型的二维水湾进行了研究:一个混合,外部/内部,压缩进气道研究在DLR H2K测试和TMK风洞,和一个内部压缩进气道,从PREPHA程序设计,测试S3MA那里拿来的风洞马赫数3.5到5.5马赫(A8)。

4.2燃料

候选的超燃冲压发动机燃料包括氢、碳氢化合物、自燃物和奇异的高能量密度燃料。氢的点火和燃烧将发生在中等加热的空气在非常稀薄的条件下，并且是足够快的超燃冲压发动机燃烧是可能在一个合理的长度。此外，由于在典型温度下，使用气态轻质烃(hc)时，H2着火和燃烧的应变率比火焰高10至30倍，仅从反应性来看，氢是吸气式超燃冲压发动机的必要/首选燃料。此外，液体H2对于高速行驶时需要的飞行器结构的主动冷却是非常有效的。不幸的是，液体(或泥浆)H2很难在常规基础上存储和处理，它的能量密度比典型的可存储碳氢化合物低三到四倍。

虽然在主动冷却期间加热的hc会变得更加活跃，但这种增加是有限的，没有显著的分解。所谓的可储存吸热燃料可以通过催化加氢、脱氢和/或原位裂解，从而吸收额外的热量，从而产生燃料碎片(包括H2和CO)变得更具活性。然而，如果不在催化剂、燃料通道和喷油器内形成大量的碳沉积，这种多相催化过程很难完成、复制和控制。自燃物(例如在H2中含有20mol的硅烷)会自燃，并在注入空气时燃烧，从而起到良好的点火和引导作用。然而，它们不是吸热的，它们通常具有分子量损失，是有毒的，并产生麻烦的缩合相产品(如二氧化硅)。

最后，燃料化学家在过去的40年里已经发明了一些所谓的奇异的高能量密度燃料(如立方体，各种应变环化合物，聚合BxNyHz和液体H2与轻的hc凝胶)，和/或有机添加剂(如硝酸盐，亚硝酸盐，硝基化合物，醚和过氧化物)，提高反应性和能量释放。这些材料的典型问题是稳定性、在野外条件下的安全储存和处理、毒性和成本增加;然而，这些问题并不一定是不可克服的。

法国、德国、意大利和美国目前正在计划使用气态或液态氢。在美国，HyTech项目通过催化再生冷却突破了吸热障碍。这允许操作1300F使用JP7燃料很少，如果有冷却。在法国，对于没有主动冷却的超音速导弹，新的高密度燃料已经被研制出来并进行了飞行测试。由于特定的先进开发，生产、老化、储存、调节、喷射和燃烧都得到了演示[C4]。在PROMETHEE计划[D10]、[D11]或PTAH-SOCAR冷却结构实验评估[D12]的范围内，已经对液态烃用于再生冷却的高速发动机进行了一些初步工作。这项工作目前正在法国进行。

4.3燃烧室

在过去，燃烧室流道的设计主要采用的是试验和误差组成的实验过程。在直连试验中，超音速喷管与加热炉连接，喷管出口流动条件模拟冲压发动机或超燃冲压发动机的燃烧室入口条件。一个包含燃油喷射器的燃烧室管道连接到超音速喷管上，并改变(实验)燃烧室流道的面积变化，以达到所需的压力和反应的燃料分布。freejet引擎测试(或者semi-direct-connect测试),冲压喷气或超燃冲压发动机引擎,通常截断弹体前部和截断后体/喷管,放置在设备测试舱,然后测试期间进行发动机的几何是多种多样的,获得了理想的性能。最近，发动机(或测试件)已经建造了高收缩比的入口，它将自由流压缩到比过去尝试的更高水平。预测试计算通常是在入口的CFD解决方案产生喉部流动特性的情况下进行的。然后进行了一个简单的化学平衡准一维计算，以表明在流动成为阻塞之前，燃烧室内可以实现多少燃油喷射和燃烧。这些相对简单的计算提醒研究人员在发动机建造或测试之前可能出现的任何性能问题。

燃烧室流道的设计还必须包括选择喷油器的位置和类型。各种燃料喷射混合“配方”可以帮助工程师完成这项任务[U11, U16]。“兰利混合配方”是在70年代早期开发的一种方法，用于将燃油喷射混合效率与在马赫4到8的中速范围内运行的超燃冲压发动机的下游距离联系起来。最近，计算方法被用于研究和优化喷油器部件，并评估和优化安装在发动机流道上的喷油器[U12]。将计算方法与早期工程设计技术相结合，为超燃冲压发动机燃烧室的设计提供了最佳策略。

在PREPHA的范围内，AMM开发了一种名为CHAMOIS的实验燃烧器。尽管它的尺寸有限(入口面积212 x 212 mm2)，这个燃烧室尽可能呈现出与大型运行燃烧室相同的困难，如支板燃油喷射、壁/喷射支板相互作用、支板/支板相互作用、上游流动不均匀性(边界层和激波)。一、二、三维数值研究允许定义其燃烧室几何形状。然后，几个CHAMOIS测试系列(1994年，1995年，1996年和1997年)已成功执行。在MBDA-F Bourges-Subdray测试设施中，在马赫6 ([C12]和[C13])的条件下，采用连接管道模式、均匀或非均匀来流进行测试。1997年在同一设施中测试了液体煤油燃料的CHAMOIS燃烧室，并计算了流量[D2]。

图9:Bourges-Subdray CHAMOIS超燃冲压发动机测试

在PREPHA期间，为了获得马赫数为7.5的飞行条件下的一些数据和观察水的侵蚀效应，一个新的小燃烧室(100 x 100毫米²入口处)已经开发了一个互补测试在ATD 5设施7.5马赫条件与污浊空气和6马赫条件或多或少的污浊空气由于换热器提供测试设备(1000 K纯空气)。此外，这个名为MONOMAT的小型燃烧室已经被用来分析跨音速燃烧模式，以确认热扼流双模态冲压发动机[D13]的可行性。

为运载工具提供动力的JAPHAR双模冲压发动机超过了ONERA Palaiseau测试中心的ATD5测试设施的范围，该测试设施提供了7.5马赫的飞行条件，但有限的空气质量流量为4公斤/秒(水污染空气)。考虑到不可能按照科学的方法设计发动机的亚尺度模型，决定开发一个更小的模型，基于相同的概念，但不是同类的，并验证该概念的整个设计方法。飞行器发动机及其与机身的集成目前仅通过数值模拟进行研究。然后ONERA设计制作了不锈钢散热器模型(进口截面为100x100mm²)。它只在上游喷射层配置一个支杆，在下游喷射层配置两个支杆。如今，ONERA正在进行直连管道测试。燃烧室已经在马赫4.9,6.3和7.4的条件下进行了测试。在燃烧室的末端有一个稳定的热喉，可以实现亚音速燃烧。在较高马赫数时，超音速燃烧得以维持。

在DGA的部分支持下，MBDA-F和莫斯科航空研究所(MAI)正在开发一种具有完全可变几何燃烧室的双模双燃料冲压发动机的大型原型机(参考文献[A9])。这种被称为“宽射程冲压发动机”(WRR)的发动机具有具有挑战性的规格，比如从至少3马赫到12马赫的操作，在沿轨道运行时使用可移动面板，修改的内部几何控制命令计算机与传感器在发动机实时为了最大化性能,使用亚音速和超音速燃烧,使用煤油,然后氢作为燃料,和大规模的引擎(入口面积0.05平方米,几米长)。该发动机正在最终制造中，并将在布尔吉斯- subdray进行测试，届时相应的资金将可用。WRR原型的冷结构框架已经制造完成，主要部件已经开发和测试，包括混合氢气气泡煤油、点火装置和3d形状的喷射支柱[A10]。超过一半的必要冷却面板称为热保护元件，已经实现。控制代码已经编写，测试和验证了模拟原型操作(等待测试)，考虑到每个执行器的瞬态实际行为。PROMETHEE燃烧室模型(212毫米宽，1尺高，不锈钢散热器)已经在MBDA-F设计，并将于2002年在ONERA ATD测试单元进行测试。

4.4喷管

超燃冲压发动机内喷管和外喷管的设计与燃烧室的设计活动一致，使用类似的设计策略，如前所述。的特点是多喷管流场的流燃烧室的物理,但有附加条件包括高速度和高初始温度,大量的散度和表面摩擦损失,潜在的流relaminarization, energy-bound化学自由基,不会放松在一个有限的喷管长度,和激发态。喷管内良好的压力梯度消除了对激波-边界层相互作用和分离的担忧。喷管的设计仍然使用设备测试，但通过使用从Euler到完整Navier-Stokes代码的程序进行计算建模和设计，已经取得了重大成功。

PREPHA为法国提供了一些超燃冲压发动机发动机喷管和后车身设计的结果。基础研究使人们对沿膨胀坡道的边界层演化和射流与单膨胀坡道喷管出口外边界层的相互作用有了更深入的了解。在概念定义领域，采用数值方法来确定不同参数的影响，包括整流罩长度、活动襟翼或固定襟翼和扩张斜剖面[C10]。为了在喷管和后体的情况下对FLU3M规范进行总体评估，在Modane的S4MA风洞中对一个带有内部氢燃烧器的通用模型进行了测试[C4]。

4.5与其他模式集成

4.5.1双模超燃冲压发动机(在同一台发动机中进行亚音速-超音速燃烧)

双模冲压发动机的设计操作限制通常由飞行器结构(SSTO/TSTO等)和发动机循环选择决定。对于SSTO RBCC飞行器，双模超燃冲压发动机的设计一般为3到12 – 15马赫。它必须包括控制收缩比和燃烧室面积长度的可变几何形状。对于超过/低于TBCC，超燃冲压发动机的运行速度预计为3.5 – 4.2至15马赫。更高的超燃冲压发动机“接管”速度是基于高速涡轮发动机，这种发动机在更高马赫数下仍然比超燃冲压发动机更高效，正如美国的研究得出的结论。美国的双模超燃冲压发动机设计将在下一段中讨论。
在PREPHA计划中，考虑了不同的吸气推进系统，具有固定的几何管道，他们的比较导致选择了双模式冲压发动机概念(亚音速燃烧到马赫~6飞行条件，然后超音速燃烧)与第一个准恒截面燃烧室，用于超音速燃烧(第一喷射级)，位于发散式燃烧的上游，后者用于带有热节流(第二喷射级)的亚音速燃烧。JAPHAR的固定几何形状双模超燃冲压发动机与PREPHA项目中选择的双燃烧室双模冲压发动机概念相同，并在Radiance项目中进行了研究。WRR原型使用了一个可移动的几何形状(在测试期间)和一个几何喉部。它的测试(计划在2002年)将提供大量时间相关的信息，通过控制轮廓修改来实现ram到scram的过渡。

图10:可变几何双模式冲压发动机的例子

对于PROMETHEE导弹，选择的发动机是一种可变几何双模冲压发动机，工作速度从1.8马赫到8马赫。几何变化是通过罩壁旋转放置在最小横截面上游的轴来实现的。在低飞行马赫数时，由于热阻塞，燃烧是亚音速的。

4.5.2火箭集成在气道内

对于导弹应用，由于超燃冲压发动机燃烧室的二维横截面，固体推进剂助推器(从火箭发射到喷气发动机启动所需的加速装置)不是集成的，而是外部的，可以丢弃。在单级入轨(SSTO)进入太空(ATS)任务中，需要火箭进行最后一级助推、轨道插入、轨道机动和脱轨。SSTO飞行器的一个候选是基于火箭的联合循环(RBCC)发动机。RBCC发动机采用一个空气增强火箭用于低速，一个冲压发动机/超燃冲压发动机用于中速，一个火箭用于高速运行。美国宇航局马歇尔太空飞行中心正在领导一个项目，开发RBCC推进系统，以演示未来发射系统的技术。RBCC推进系统可能在一个项目(X-43B)中进行测试，该项目是Hyper-X项目的后续项目，将在这个十年的晚些时候进行。
西欧对这一问题只进行了论文研究。在法国PREPHA计划的范围内，对通用SSTO飞行器的研究得出结论，最佳的吸气式发动机类型可能是双模冲压发动机(亚音速然后超音速燃烧)[B1] [B2]，起飞和最终加速采用分开的火箭。对[B4] [B5] [B6] [B7] [B8] [B13]进行了广泛的技术研究。

4.5.3基于爆炸的循环(odwe和pde)

NASA Langley在20世纪90年代早期开始研究斜爆轰波发动机(ODWE)和冲击诱发内燃机的可行性。预混合激波诱导燃烧(PMSIC)概念利用强烈的激波在发动机燃烧室入口处启动燃料-空气预混物的燃烧，其想法是显著缩短超燃冲压发动机的燃烧室。计算研究已经完成，模型设计也开始了，但是程序并没有继续到测试阶段[D16]。这一时期也开展了斜波爆震发动机[U13]和脉冲爆震发动机的计算研究。
从理论上讲，WRR概念设计用于ODWE模式，而不是传统的超燃冲压发动机，在马赫10后使用。只进行了一些一维和二维计算。ODWE基础研究已经在普瓦捷的ENSMA/CNRS实验室以氢为燃料，在马赫10的条件下进行了实验演示。
目前在美国和法国正在努力探索脉冲爆震发动机(PDE)的概念。一些将PDE或PDR(火箭)概念集成到超燃冲压发动机的初步研究[U17]。PDE和ODWE的共同科学挑战之一是不完全混合气体的爆轰理论和控制。最近的研究表明，现实的、可达到的性能限制了PDE有用的马赫数下限和上限。因此，在开发过程中，将继续对这种发动机进行仔细的现实审查，以确定它是否适用于高超声速系统。

4.5.4与涡轮管道的关联

NASA兰利和美国空军的研究表明，超燃冲压发动机与高速涡轮喷气发动机结合在一起，以“过低”的配置，可能在起飞总重量、可靠性、运行成本和安全性方面提供最佳的飞行器。与火箭相比，涡轮喷气发动机具有高可靠性。两种发动机流道的整合目前处于概念阶段。之前的设计，可以追溯到60年代末，已经包括了这些发动机系统的推进-机身集成问题的风洞测试。

图11:“上-下”涡轮冲压发动机。

4.5.5冷风二次风道

美国、欧洲和日本已经对液体-空气系统进行了研究。美国的研究表明，在进入太空方面，基于液体空气火箭的联合循环发动机与涡轮喷气发动机-超燃冲压发动机系统具有竞争力[U16]。欧洲已经就这一主题进行了几篇论文研究，特别是在ESA/CEPS研究(非液化空气，见[B12])和PREPHA(巡航期间空气收集，见[A4])期间。

图12:ScramLACE系统

4.6机身集成

高超声速空气呼吸结构的特点是高度集成的推进流路径和机身系统[U13]。这类飞行器的推进/机身集成(PAI)研究重点是了解各种部件的相互作用及其对集成飞行器气动推进性能的影响。先进的机身集成概念寻求利用这些相互作用，最大限度地提高性能，并改善稳定性和控制特性。研究这些现象需要一系列的分析、计算和实验方法[U15]。

机身-推进一体化在法国和德国进行了广泛的研究，但仅使用了不同层次的计算[A1] [B2] [D11] [B12] [B19] [B25]。已经准备好了测试演示和相关的方法，但还没有在西欧进行具体的实验工作。

美国目前在这一领域的能力和经验大多来自于对NASA各种高超音速项目的支持，如国家航空航天飞机(NASP)和Hyper-X (X-43A)项目。这些项目的工作调查代表了这一研究领域的最新水平。X-43A配置的发展为评估测试和分析能力提供了机会，并突出了一些改进方法的领域，从而导致了全尺寸超燃冲压发动机动力飞行器的发展。在PAI的进展中，首次完成了完整的超燃冲压发动机动力飞行器配置的实验风洞测试，并在马赫7时验证了动力空气动力学。

5材料与结构

高超音速飞行器和推进系统的结构概念随着整个系统的设计而发展。目前许多概念都使用冷积分或非积分石墨/环氧LH2罐(在X-30下开发并成功测试，并用于DC-X和X-33)。迎风侧采用机械绝缘多壁隔热(IMI)热保护系统(TPS)，背风侧采用现已过时的定制高级隔热毯(TABI)作为衬里。这种组合提供了一个轻量级的TPS与持久的外部皮肤。机翼和尾部结构是为X-30开发的钛金属基复合材料。发动机的主要结构是石墨聚酰亚胺(正在X-37上演示)。发动机采用了再生冷却铜、铝和高温高温合金面板，X-30冷却发动机和飞行器尖锐前缘采用了对流冷却工艺。

图13:发动机热交换器和前缘测试(参考U17)

WRR项目提供了并将提供机会获得大量设计和实验验证双模冲压发动机主动冷却系统的技术诀窍，该系统适用于不同的部件，包括喷射支柱、燃烧室壁、活动面板和铰链[A11]。在WRR项目的框架下，已经开发了30多个用于保护固定和移动燃烧室壁的冷却板概念。其中大多数研究的是基于金属结构的被称为HPEs(热保护元件)的冷却板。然后,为了保持的温度热壁的相对有限的能力下钢合金,有必要同时使用3 d配置,特别是多层架构,如“两个阶段”HPE(材料FeCrAl)和换热增强系统的冷却通道。这些HPE概念都已经在MAI设施中进行了测试，在MAI设施中，氢燃料超燃冲压发动机燃烧室被用作高温气体发生器。测试的HPE (100×200 mm²)放置在超燃冲压发动机燃烧室出口。一个楔形正对着测试的HPE，以产生冲击波，其与HPE的相互作用增加了热流。对于金属和复合材料版本，冷却板或冷却整体结构的未来发展，将利用WRR合作期间收集的大型数据库。参考文献[D14]是这个专有技术的综合。

图14 WRR部件热测试(超燃冲压发动机前缘)

法国最近的研究导致考虑燃烧室技术基于使用热结构复合材料冷却燃料。在该领域，EADS和SNECMA在PREPHA项目期间进行了非常有限的工作，在ONERA进行了基本测试[A1]。在DGA和美国空军的支持下，ONERA和SNECMA正与普惠公司在吸热燃料冷却复合材料结构([A17])的A3CP计划中进行合作。该技术包括在复合材料片(C/SiC)中制造通道，并钎焊第二种复合材料片形成冷却板。该项目正在处理与这种冷却面板相关的不同困难，包括能够承受高温(> 1000 K)的复合材料钎焊技术，材料之间的兼容性，吸热燃料和可能的催化剂，以及通过复合材料孔隙率燃料泄漏。A3C面板的首次热测试计划在2002年进行。

在1993年和1996年之间，MBDA-F和EADS-LV运载火箭(EADS-LV)领导了St ELME(高马赫数流先进喷射系统的法语首字母缩写)项目。该项目包括在CHAMOIS超燃冲压发动机上设计、制造和测试一种高性能超燃冲压发动机喷射支杆[A18]。

图15:热结构复合材料的SAINT-ELME注塑支柱

如今，MBDA-F和EADS-LV正致力于开发一种低成本、高可靠性和有效的燃料冷却复合材料结构技术，特别是用于冲压发动机/超燃冲压发动机燃烧室的内壁。这项技术被称为PTAH-SOCAR(编织墙应用于高超声速-先进冲压发动机的简单操作复合材料的法语首字母缩写)，利用了EADS-LV在预成型制造领域的专有技术，特别是编织纤维结构的技术[A19]。自2001年7月以来，三种不同的复合材料面板在以气态氮和液态煤油为冷却剂、最高壁温为1850K的条件下成功地进行了测试。在流道设计和发动机集成方面，美国已经对具有飞行价值的超燃冲压发动机进行了长时间试验(见§6.3，[A17]， [B16])。

6飞行测试

6.1 Hyper – X

Hyper-X项目的主要目标是在飞行中验证机身集成的双模态超燃冲压发动机动力飞行器，并为设计方法和工具的验证提供数据库[U14]。这将利用X-43-A飞行器在7马赫和10马赫动力条件下的数据，以及在无动力条件下亚音速飞行的数据来完成。为了准备这些X-43飞行，需要使用优化方法改进飞行器设计，以确保小型、紧凑的X-43飞行器加速。此外，还对高超声速系统的每个细节进行了评估，包括高马赫数、高动压级分离。迄今为止为这类飞行器生成的最广泛的高超声速气动、推进和热数据库被用于开发自主飞行控制、TPS尺寸，并为这首超音速冲压发动机驱动的高超声速飞行降低风险。(B14)

2001年6月的X-43A任务，是一系列三次任务中的第一次，在X-43A及其运载火箭从NASA B-52航空母舰的机翼上被释放后不久就消失了。运载火箭点火后，联合运载火箭和X-43A发生结构故障，偏离飞行轨迹，被故意终止。委员会研究了6月2日第一个X-43A任务的损失，预计将发现造成损失的不止一个因素。在对故障进行全面分析之后，将计划进行一次新的飞行试验。

图16:Hyper-X飞行器集成

6.2 ciam – ” kholod “超燃冲压发动机飞行试验

这种轴对称双模超燃冲压发动机已经由俄罗斯进行了飞行测试，首先是在内部资助(1991年)，然后是在1993年和1995年，与法国合作[C14]，参加测试的有三名专家，也是目前RTO小组的成员。最后的测试是在CIAM-NASA合作的范围内进行的。该测试系列提供了类似自由流条件下的地面和飞行数据，显示了类似的结果。这次测试也让我们对自主飞行控制有了更深的了解。

图17:Kholod俄罗斯实验系统。

6.3 ASTP -用于空间访问的高超声速发展

超燃冲压发动机和高超音速技术在美国的未来发展属于NASA的先进空间运输计划，尚未确定国防部的兴趣。完整的计划将于2002年完成。
ASTP计划是一个综合性的计划，旨在2018年完成技术开发和演示，并在2025年实现航天飞机替代飞行器。推进系统通常分为两类:基于火箭的和基于涡轮机的联合循环。这两种方法都使用了双模超燃冲压发动机，在马赫3或4到马赫12到15的大部分飞行范围内。该项目还在开发系统研究确定的关键技术。从结构和材料，到轮胎，再到操作和集成飞行器健康监测(IVHM)。

图18:高级空间运输路线图。

此外，该项目还包括关键技术的地面和飞行演示，如超燃冲压发动机、RBCC和TBCC推进系统以及主要机身结构。在目前的计划和概念设计中，正在为超燃冲压发动机的飞行演示、RBCC和TBCC演示的地面测试以及RBCC或TBCC配置的飞行演示制定计划。目前的项目还需要一个大型飞行器，它将展示所有的推进和其他系统技术。这个分阶段、增量的计划旨在专注于技术开发，只考虑具有地面/风洞开发传统的飞行系统，推迟飞行器架构选择，直到获得飞行数据，并满足美国宇航局和美国空军2025年IOC的要求。

第一个飞行演示目前被称为X-43C。它是X-43的一个略微放大版本，带有3个HyTech碳氢化合物发动机，是为AARMD项目开发的。这些轻质、碳氢化合物燃料和冷却发动机是由美国空军开发的，将由美国空军提供。NASA将提供该飞行器，与现有发动机集成，并使用Hyper-X项目使用的相同方法(即火箭推进，不回收)飞行三架飞行器。这些飞行器将被提升到5马赫，从5-7马赫加速，双模式冲压发动机模式从冲压发动机模式过渡到超燃冲压发动机模式，以及发动机性能、可操作性和耐久性。测试时间大约为4-6分钟。这一小小的步骤将生产出第一辆再生冷却、飞行重量轻的超燃冲压发动机动力飞行器，并代表着Hyper-X的一个可负担的、渐进的进步。(Hyper-X团队将在美国空军和其他NASA中心的帮助下执行这个项目，计划于2005年首次飞行)。这也是自1972年NASA高超音速研究引擎完成风洞测试以来，美国建造的首个飞行重量超燃冲压发动机系统。

图19:X-43C飞行器

在进行了轻型RBCC和TBCC的地面开发和测试之后，完成了飞行测试的概念设计，将选择一个发动机系统进行飞行测试。按照目前的设想，该发动机系统将使用X-43提升体配置的空气发射版本X-43B进行测试。该飞行器将从NASA B-52飞机上降落，然后加速到7马赫，滑行到固定着陆，很像X-15。目前的研究表明，通过使用碳氢化合物燃料来减小飞行器的尺寸，这种飞行器的长度应该在13 – 15米之间，下落时的重量应该在25000磅左右。目前预计有两辆车。每架飞机需要执行25次飞行任务，不需要更换/修理主要发动机。这种可重复使用的飞行器将提供这类飞行器运行/成本的第一个真实数据。根据预算，这些飞行器可以在2008- 2012年飞行。该飞行器很可能是由美国国防部和美国宇航局联合资助的项目，于2008年首次飞行。

美国正在考虑使用其他地面示范装置，用于大型机身结构部件。

在X-43C完成后，ASTP将评估“超高速”超燃冲压发动机操作的系统研究和要求。超高速超燃冲压发动机演示机正在进行研究。这将利用LH2，火箭推进，并验证LH2燃料/冷却超燃冲压发动机在马赫12-15速度范围内运行。由于预算考虑，该飞行器被设想为Hyper-X规模。

最终的演示将基于选定的视觉飞行器，将所有可用技术整合在一起，并演示所有推进模式和其他关键技术。发动机循环，飞行器结构，阶段数量和燃料将基于系统研究的向下选择。显然，这个飞行器演示将是一个大的事业。但是，由于使用的是渐进式方法，因此它的风险要比X-30或X-33低得多。该演示机计划在2010 – 2012年用于ASTP，并在2015-2017年首次飞行。

6.4欧洲飞行测试问题(可能是俄罗斯)

考虑到测试设施的困难和成本，以及气动推进平衡的极端敏感性，超燃冲压发动机技术的发展需要大量的飞行测试。一个操作飞行器的演示非常昂贵，相关的技术风险非常高，这样的飞行实验应该从小型实验飞行器的开发开始。

法国有限地参与了CIAM(莫斯科)的试验，推进“Kholod”轴对称氢燃料发动机是第一步[C14]。然而，测试的Kholod发动机的设计非常接近HRE或ESOPE的燃烧室设计(1970年在美国和法国进行地面测试)，燃烧室的有限高度并不代表大型运行超燃冲压发动机。在这第一步之外，一项需求分析评估了一组大型典型实验飞行器满足这些要求的能力[C15]。

根据得到的结果，ONERA和MBDA-F绘制了一些自动力实验飞行器的草图[C16]。

对于JAPHAR实验飞行器，燃烧室入口的高度为100毫米，作为空间发射器应用的代表。这种高度的燃烧室需要使用喷射支柱。由于选用燃烧室的高度，一般实验车比较大(~10m长)。两个400毫米宽的推进系统模块为它提供动力。在初步设计的基础上，进行了一些设计研究，以优化试验飞行器[A7]的总体配置，特别是前体形状[A8]。

所有这些努力,计划与科学界(DLR,那里,一个mm, CNRS俄罗斯研究院),将导致一个小规模实验工具,能够证明在飞行中,不管最终的应用程序,能够开发一个双模冲压发动机加速飞行器从马赫2马赫8。

7结论与建议

高速吸气推进技术已经取得了重大进展。该工作组的报告中讨论了许多这些进展。这些进步终于在新世纪的头几年得到了利用。
必须解决的进入空间要求包括可重复使用的运载工具，能够以大幅度降低成本和提高可靠性的方式快速(按需)进入近地轨道。也有必要发展高超声速、吸气式导弹，以提供对时间敏感/关键目标的快速响应，并应对来自敌对高超声速武器的威胁。高超音速飞行器的概念可能被认为可以迅速到达任何关键区域，并提供侦察和防御的平台。对于所有这些可能的应用，有必要掌握双模冲压发动机的技术，使其能够有效地运行在1.5/2马赫到8/12马赫之间，这取决于应用。
因此，高速吸气推进的进展对北约联盟和其他一些国家来说至关重要

主题应该被处理，如图21所示。

图21:掌握双模冲压发动机的关键研究领域

这些关键点将受益于:

•系统研究和任务分析•CFD增强•地面测试。

图22显示了高超声速吸气推进的两个主要问题:

1. 定义和验证一种设计方法，预测高速飞行器的空气推进平衡，无论其类型、大小和应用，以保证操作开发的强制性设计余量所需的准确性。由于空气推进平衡的极端敏感性和地面测试设施的限制(特别是空中阻力、尺寸、测试持续时间和/或最大飞行马赫数)，这种方法必须紧密结合部分测试和CFD工具。这种方法的验证只能通过飞行测试。

2. 演示建造SCRJ燃烧室的能力，燃料冷却结构，可变几何，最小重量，耐久性和可操作性。以系统研究为指导方针，可以在组件级开发技术“砖块”。但是，当每个部件都达到了足够的技术准备水平时，必须至少在地面上设计、制造和测试一个发动机演示器(对于操作开发之前的第一次演示，飞行技术演示似乎不是强制性的)。

在这两个步骤之后，进一步的研究和技术发展努力应集中于:

1. 基于对空气推进平衡的理解进行自动驾驶发动机的飞行测试(美国计划于2002年进行，法国计划于2010-2012年进行)。这个飞行器可以是一个简单的实验飞行器，没有任何技术演示目的。但它必须配备一个非常广泛的测量系统，允许准确确定飞行条件和每个推进系统组件的贡献。

2. 适合飞行的再生冷却双模冲压发动机的地面测试(计划于2003年在美国进行，2010年在法国进行)

在达到这两个关键里程碑之后，将有可能进行操作运载工具的开发，如有必要，还可能进行技术演示的飞行测试。

图22:双模冲压发动机发展的主要方向

8参考资料

[A1] F. FALEMPIN, D. SCHERRER, G. LARUELLE, Ph. ROSTAND, G. FRATACCI

              French Hypersonic Propulsion programme PREPHA – Results, Lessons and Perspectives

           AIAA – 98 – 1565 – Norfolk

[A2] A. CHEVALIER, F. FALEMPIN

           Review of new French facilities for PREPHA Program

            AIAA – 95 – 6128 – Chattanooga – 1995

[A3] F. FALEMPIN

             Ramjet/Scramjet technology – French capabilities

             AIAA – 99 – 2377 – Los Angeles 

[A4] F. FALEMPIN

           French hypersonic program PREPHA – System studies synthesis

• ISABE – Chattanooga – 1997 [A5] F.FALEMPIN, W. KOSCHEL Combined rocket and air-breathing propulsion – European perspectives

           3d International Symposium on Space Propulsion – Beijing – 1997

[A6] Ph. NOVELLI, W. KOSCHEL

            JAPHAR: a joint ONERA-DLR research project for high-speed airbreathing propulsion

• ISABE – Florence – IS 7091 – 1999

[A7] Th. EGGERS, Ph. NOVELLI

           Design studies for a Mach 8 dual mode ramjet flight test vehicle

           AIAA – 99 – 4877 – Norfolk

[A8] Ph. DUVEAU, R. HALLARD, Ph. NOVELLI, Th. EGGERS

            Aerodynamic perf. analysis of the hypers. airbreathing vehicle JAPHAR

           XIV ISABE – Florence – IS 7286 – 1999

[A9] M.BOUCHEZ, V.LEVINE,F.FALEMPIN

              D.DAVIDENKO, V. AVRASHKOV, 

          Airbreathing space launcher – interest of a fully variable geometry propulsion system – status in 1999

             AIAA – 99 – 2376 – Los Angeles

[A10]  M. BOUCHEZ, V. LEVINE, V. AVRASHKOV, D. DAVIDENKO, F. FALEMPIN

           France-Russia partnership on hypersonic Wide Range Ramjet: status in 1999

AIAA – 99 – 4845 – Norfolk

[A11]  F. FALEMPIN, V. LEVINE, V. AVRASHKOV, D. DAVIDENKO, M. BOUCHEZ     MAI/AEROSPATIALE Cooperation on a hypersonic Wide Range Ramjet:

           evaluation of thermal protection systems

           XIV ISABE – Florence – IS 7140 – 1999

[A12] M.BOUCHEZ, V.LEVINE, V. AVRASHKOV, D. DAVIDENKO,

1. GENEVIEVE

           Airbreathing space launcher interest of a fully variable propulsion system

           AIAA – 2000 – 3340 – Huntsville 

[A13]  L. SERRE

            Hypersonic UAV for reconnaissance in the depth

           AGARD 594 – Athens – 1997

[A14]  L. SERRE, F. FALEMPIN

           High altitude high-speed UAV for reconnaissance operations

           Projection of forces international symposium

           AAAF – Paris – Dec. 99

[A15]  F. FALEMPIN, L. SERRE

           The French PROMETHEE Program – Main goals and status in 1999

           AIAA – 99 – 4814 – Norfolk

[A16]  F. FALEMPIN, L. SERRE

           The French PROMETHEE Program – status in 2000

           AIAA – 2000 – 3341 – Huntsville

[A17] D.G. MEDWICK, J.H. CASTRO, D.R. SOBEL, G. BOYET, J.P. VIDAL

           Direct fuel cooled composite structure

           XIV ISABE – Florence – IS 7284 – 1999

[A18] M. BOUCHEZ, E. SAUNIER, P. PERES, J. LANSALOT

Advanced carbon/carbon injection strut for actual scramjet

AIAA – 96 – 4567  [A20] L. SERRE

          Towards a low risk airbreathing SSTO program: a continuous robust PREPHA based TSTO

           AIAA – 99 – 4946 – Norfolk 

[A21] U. BRUMMUND, B. MESNIER

 Flow field visualization of non-reacting and reacting supersonic flows in a scramjet model combustor using non-intrusive optical diagnostic

            8th Int. Symposium of Flow Visualization, Sorrento, Italy, 1998

[A22] M. BOUCHEZ        

        Status of measurement techniques for supersonic and hypersonic ramjets in industrial facilities       XIV ISABE – Florence – IS 7168 – 1999

 

[B1] F. Falempin, D. Scherrer, G. Laruelle, Ph. Rostand, G. Fratacci, J.L.Schultz, French hypersonic propulsion program PREPHA -results, lessons & perspectives , AIAA – 98 – 1565 – Norfolk

 

[B2] F. Falempin, PREPHA Program – System studies synthesis, XIII ISABE – Chattanooga – 1997

[B3] A. Chevalier, V. Levine, M. Bouchez, D. Davidenko, French-Russian Partnership on Hypersonic Wide Range Ramjets, AIAA – 96 – 4554

 

[B4] W.B. Scott, Space Access’ LaunchSsystem Based on Airbreathing Ejector Ramjet, Aviation Week and Space Technology, March 30, 1998

 

[B5] W.J.D. Escher, R.E. Schnnurstein, A Retrospective on Early Cryogenic Primary Rocket Subsystem Designs as Integrated Into RBCC Engines, AIAA-93-1944

 

[B6] W.J.D. Escher, Synerjet for Earth/orbit Propulsion: revisiting the 1966 NASA/Marquardt Composite (airbreathing/rocket) propulsion study, AIAA 96-3040

 

[B7] M.J. Bullman, A. Siebenhaar, RBCC propulsion for Space Launch, IAF-95-S.5.02

 

[B8] R. Engers, D. Cresci, C. Tsai, A combined Cycle Engine Test Facility, AIAA-95-6152

 

[B9] M. Bouchez et al. French-Russian Partnership on Hypersonic Wide Range Ramjet: status in 1999 AIAA99-4845, Norfolk, Hypersonics Conference, November 1999

 

[B10] J. Olds et al., Hyperion: An SSTO Vision Vehicle Concept Utilizing Rocket-Based Combined Cycle Propulsion, AIAA 99-4944

 

[B12] A. Wagner et al., Integration of a Combined Engine Propulsion System into a SSTO launcher, 1995, AIAA-95-6044

 

[B13] DE Pryor, EH Hyde, WJD Escher, Development of a 12-thrust chamber kerosene/oxygen primary rocket subsystem for an early (1964) air-augmented rocket ground test system, AIAA 99-4896 

 

[B14] V. Rausch, C. McClinton, J. Sitz, Hyper-X program overview, ISABE-99-7213

 

[B16] NASA RFP (NASA Lewis) NASA RESEARCH ANNOUNCEMENT Air-Breathing Launch Vehicle (ABLV) Rocket-Based Combined Cycle (RBCC) Propulsion System Materials, Structures, And Integrated Thermal Management , 1998, NRA-98-LERC-2 (FINAL)

 

 [B17] F. Falempin, L Serre, The Promethee Program – Status in 2000, AIAA–2000-3341, Huntsville, Joint Propulsion Conference, June 2000

 

[B18] M. Bouchez, High speed propulsion: a ten years Aerospatiale-Matra education contribution, AIAA-994894, Norfolk, November 1999

 

[B19] T. Bonnefond, F. Falempin, P. Viala: Study of a Generic SSTO Vehicle Using Airbreathing Propulsion, AIAA-96-4490-CP

 

[B23] Ph. Novelli, W. Koschel, JAPHAR: a joint ONERA-DLR research project for high-speed airbreathing propulsion, XIV ISABE – Florence – IS 7091 – 1999

 

[B24] Marc Bouchez, Vadim Levine, François Falempin, Dmitri Davidenko, Valery Avrashkov, Airbreathing space launcher interest of a fully variable geometry propulsion system, AIAA-98-3728, Cleveland, Joint Propulsion Conference, June 1998

 

[B25] Marc Bouchez, Vadim Levine, François Falempin, Dmitri Davidenko, Valery Avrashkov, , Airbreathing space launcher interest of a fully variable geometry propulsion system, AIAA-99-2376, Los Angeles, Joint Propulsion Conference, June 1999

 

[B26] Marc Bouchez, Vadim Levine, Dmitri Davidenko, Valery Avrashkov, Pascal Genevieve, Airbreathing space launcher interest of a fully variable geometry propulsion system and corresponding French Russian Partnership, AIAA-2000-3340, Hunstville, Joint Propulsion Conference, July 2000

 

[C2]       Ph. Novelli, D. Scherrer, D. Gaffié

	Scramjet flowfields investigation by numerical simulation
	XIIth ISABE – Melbourne – 1995
[C4]	F. Falempin
	Overview of French Research Center ONERA activities on hypersonic airbreathing propulsion
	XII ISABE – Melbourne – 1995
	published in Australian Mechanical Engineering Transactions – vol.ME20 N°4 – 1995
[C7]	M. Sancho, Y. Colin, C. Johnson  The French hypersonic research program PREPHA
	AIAA – 96 – Norfolk
[C8]	P. Garnero, I. Auneau, Ph. Duveau
	Design and optimization methods for scramjet inlets
	AIAA – 95 – 6017 – Chattanooga – 1995
[C9]	F. Falempin, Ph. Duveau
	variable capture area inlets – application to space launchers
	AGARD CP 498 – Fort Worth – 1991
[C10]	P.Perrier, M. Rapuc, P. Rostand, R. Hallard,
	D. Regard, A. Dufour, O. Penanhoat
	Nozzle and afterbody design for hypersonic airbreathing vehicles
	AIAA – 96 – 4548 – Norfolk
[C11]	D. Scherrer, O. Dessornes, N. Montmayeur,
	O.Ferrandon
	Injection studies in the French hypersonic technology program
	AIAA – 95 – 6096 – Chattanooga
[C12]	M. Bouchez, J-V. Hachemin, C. Leboucher
	D. Scherrer, D. Saucereau
	Scramjet combustor design in French PREPHA program – status in 96
	AIAA – 96 – 4582 – Norfolk
[C13]	M. Bouchez, Y. Kergaravat,D. Scherrer,
	M. Souchet,D.Saucereau
	Scramjet combustor design in French PREPHA Program – final status in 1998
	AIAA    – Norfolk – April 1998
[C14]	A. Roudakov, Y. Schickmann, V. Semenov,
	Ph. Novelli, O. Fourt
	Flight testing an axisymmetric scramjet – Russian recent advances
	IAF – 93 – S.4.485 – Gratz
[C15]	F. Falempin, Ph. Vancamberg, R. Thevenot,
	Ph. Girard, H. Joubert
	Hypersonic airbreathing propulsion: flight tests needs
	AIAA – 95 – 6013 – Chattanooga
[C16]	F. Falempin, M. Forrat, J. Baldeck,
	E. Hermant
	Flight test vehicles: A mandatory step in scramjet development
	AIAA – 92 – 5052 – Orlando
[C17]	R. Zendron, P. Bellande, B. Forrat, D. Scherrer
	Comparison of different propulsive systems for air-breathing launcher
	AIAA – 95 – 6077 – Chattanooga
[C18]	C. Rothmund, D. Scherrer, F. Levy, M.Bouchez
	Propulsion system for airbreathing launcher in the French PREPHA program
	AIAA – 96 – 4498 – Norfolk
[C19]	T. Bonnefond, F. Falempin, P. Viala
	Study of a generic SSTO vehicle using airbreathing propulsion
	AIAA – 96 – 4490 – Norfolk
[C20]	F. Falempin
	PREPHA program – System studies synthesis
	XIII ISABE – Chattanooga – 1997

[C22]     M. Bouchez, E. Saunier, P. Peres, J. Lansalot

              “Advanced carbon/carbon injection strut for actual scramjet”

              AIAA – 96 – 4567 – Norfolk – 1996

[C23]     F. Falempin, W. Koschel

              Combined rocket and airbreathing propulsion – European perspectives

              3d International on Space propulsion

              Beijing – August 1997

 

[D1] E.T. Curran, “Scramjet Engines: The First Forty Years,” AIAA Journal of Propulsion and Power, Vol. 17, No. 6, November-December 2001

 

[D2] E. Dufour, M. Bouchez: “Post-Experimental Computations of a Kerosene-Fueled Scramjet,” AIAA-20011817, Kyoto, Japan, April 2001

 

[D3] M. Bouchez, X. Montazel, E. Dufour: “Hydrocarbon fueled airbreathing propulsion for high speed missiles,” AIAA 98-3729, Joint Propulsion Conference, Cleveland, 1998

 

[D4] M. Bouchez, O. Legras, V. Avrashkov, et al.: “RAPIERE: An innovative industrial optical measurement system for scramjet flows,” AIAA-2001-1861, Kyoto, Japan, April 2001

 

[D5] Garrard, Doug and Rigney, Sharon: “Building for the Future—AEDC’s Investment in Hypersonic Aeropropulsion T&E,” AIAA 2000-2644, 21st AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, June 19-22, 2000, Denver, Colorado.

 

[D6] Thomas, S. R.; Trefny, C. J.; and Pack, W. D.: “Operating Capability and Current Status of the Reactivated NASA Lewis Research Center Hypersonic Tunnel Facility.” AIAA 95-6146 and NASA TM-106808, April 1995.

 

[D7] O.A. Powell, J.T. Edwards, R.B. Norris, K.E. Numbers, J.A. Pearce: “Development of Hydrocarbon-fueled

Scramjet 

Engines: the Hypersonic Technology (HyTech) Program,” AIAA Journal of Propulsion and Power, Vol. 17, No. 6, November-December 2001.

 

 [D8] D. Gaffie, U. Wepler, P. Magre, W. Koschel, Ph. Novelli: Numerical Investigation of Supersonic Reacting Hydrogen Jets in a Hot Air Coflow at AIAA-2001-1864, Kyoto, Japan, April 2001.

 

[D9] Walther, R., Sabelnikov V. , Koschel, W., Koronsvit, Y., Ivanov, V. “Investigations into the aerodynamic characteristics of Scramjet components,” ISABE 97-7085.

 

[D10] B. Heinrich, Agnes Luc-Bouhali, F. Ser, C. Vigot: “Endothermic Liquid Fuels: Some Chemical Considerations on the Cooling Processes,” AIAA-2001,  Kyoto, Japan, April 2001.

 

[D11] L. Serre, F. Falempin, “PROMETHEE: the French Military Hypersonic Propulsion program,” AIAA2001-1871, Kyoto, Japan, April 2001.

 

[D12] F. Falempin, M. Bouchez, T. Salmon, P. Lespade, V. Avrashkov: “An Innovative Technology For FuelCooled Composite Materials Structure”, AIAA-2001-1880, Kyoto, Japan, April 2001.

 

[D13] Jourdren, Christine and Dessornes O.: “One Strut Scramjet Chambers Studies In The Frame Of The PREPHA Program.”, AIAA 98-1560, Norfolk, USA, April 1998.

 

[D14] M. Bouchez, Dual-Mode Ramjet Thermo-Mechanical Design And Associated Performance, AIAA-20011918, Kyoto, Japan, April 2001.

 

 [D15] Walter H. Beck “Modifications to the DLR High Enthalpy Shock Tunnel HEG for Measurements on Supersonic Combustion”, AIAA-2001,  Kyoto, Japan, April 2001. 

 

[D16] G.P. Menees, H.G. Adelman, J.L. Cambier, J.V. Bowles, “Wave Combustors for Trans-Atmospheric Vehicles,” Journal of Propulsion and Power, Vol. 8, N3, 1992, pp. 709-713.

 

[E1] Hendrick, P., VPSC: a Vehicle Parametric Sizing Code, AIAA-2001-1846, Kyoto, April 2001.

 

 [U1] Anderson, G.Y. and Rogers, R.C.: A Comparison of Experimental Supersonic Combustor Performance with an Empirical Correlation of Non Reactive Mixing Results. NASA TM X-2429, Oct. 1971.

 

[U2] Pinckney, S.Z.: Turbulent Heat-Transfer Prediction Methods for Application to Scramjet Engines. NASA TN D-7810, 1974. Conference. Norfolk, Va. AIAA, Nov. 1999.

 

[U3] Drummond, J. P.: Supersonic Reacting Internal Flow Fields. Numerical Approaches to Combustion Modeling, Chapter 12, ed. E. Oran and J. Boris, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington D. C., 1991. Also NASA-TM-103480, 1992. 

 

[U4] Adumitroaie, V., Colucci, P. J., Taulbee, D. B., and Givi, P., LES, DNS and RANS for the Analysis of High-Speed Turbulent Reacting Flows, Annual Report, NASA Grant NAG 1-1122, 1994.

 

[U5] Girimaji, S. S,  A Galilean Invariant Explicit Algebraic Reynolds Stress Model for Curved Flows, NASA CR-198340, pp. 1-28 June 1996.

 

[U6] Jaberi, F. A., Colucci, P. J., James, S., Givi, P., and Pope, S. B., Filtered Mass Density Function for Large Eddy Simulation of Turbulent Reacting Flows, J. Fluid Mechanics, Vol. 401, 85-121, 1999.

 

[U7] Jachimowsik, C. J., An Analytical Study of the Hydrogen-Air Reaction Mechanism with Application to Scramjet Combustion, NASA TP-2791, Feb. 1988.

 

[U8] Edwards, J. R., Development of an Upwind Relaxation Multigrid Method for Computing ThreeDimensional Viscous Internal Flows, AIAA Paper 95-0208, Jan. 1995.

 

[U9] Delarue, B. J., and Pope, S. B., Calculation of Subsonic and Supersonic Turbulent Reacting Mixing Layers Using Probability Density Function Methods, Physics of Fluids, Vol. 10, 487-498, 1998.

 

[U10] Mass, U., and Pope, S. B., Simplifying Chemical Kinetics: Intrinsic Low-Dimensional Manifolds in Composition Space, Combustion and Flame, Vol. 88, pp. 239-264, 1992.

 

[U11] Anderson, G.Y.: Supersonic Combustion Ramjet Performance. NASA TM X-968, Feb. 1964.

 

[U12] McClinton, C.R.: CFD Support of NASP Design. AIAA 90-3252, Sept. 1990.

 

[U13] Heiser, William H. and Pratt, Davis T.: Hypersonic Airbreathing Propulsion. AIAA Education Series. AIAA, Inc., Washington, D.C., USA. 1994.

 

[U14] Rausch, et. al. Hyper-X Program Overview, Presented 7th International Spaceplanes and Hypersonic Systems and Technology Conference. Norfolk, Va. AIAA, Nov. 1999.

 

[U15] Hunt, J. L., Eiswirth, E. A., NASA’s Dual-Fuel Airbreathing Hypersonic Vehicle Study. AIAA CP-964591, 7th International Space Planes and Hypersonics Systems & Technology Conference, Nov. 1996.

 

[U16] McClinton,C.R; Andrews, E.H.; and Hunt,J.L: Engine Development for Space Access: Past, Present and Future. Paper no. 2001-1074, XV ISOABE Conference, Bangalore, India, Sept. 2001.

 

[U17] Escher, W. J. D. and Flornes, B. J., A Study of Composite Propulsion Systems. Marquardt Company Report 25.194. Final Report, Sep. 1966.