王巍巍，郭 琦，曾 軍，李 丹

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機(jī)是指由渦輪發(fā)動機(jī)與其它類型發(fā)動機(jī)組合而成的動力裝置，是高超聲速飛行器實(shí)現(xiàn)自加速、帶動力水平著陸及重復(fù)使用的關(guān)鍵動力系統(tǒng)之一[1，2]。國外提出了渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)、空氣渦輪沖壓發(fā)動機(jī)及變循環(huán)渦扇沖壓發(fā)動機(jī)等，其中對渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)研究最多，并開展了很多有關(guān)TBCC技術(shù)發(fā)展的計(jì)劃，如美國的RTA[3]、日本的 HYPR[4]和歐洲的 LAPCAT[5]計(jì)劃等。

TBCC發(fā)動機(jī)用途多樣，既可作高超聲速巡航導(dǎo)彈、高速偵察機(jī)和遠(yuǎn)程高速攻擊機(jī)的動力，又可用作軌道飛行器第一級的理想動力。其具有靈活的發(fā)射和著陸地點(diǎn)、耐久性高、單位推力大，能采用普通燃料和潤滑劑，且運(yùn)行成本很低和安全性很高，是未來很有前途的高超聲速動力之一。

國外從上世紀(jì)50年代開始探索研究TBCC概念。1957年，裝配了ATAR101E3渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)的法國GRIFFON 2飛機(jī)在100 km航線上創(chuàng)造了當(dāng)時(shí)新的飛行速度，驗(yàn)證了TBCC發(fā)動機(jī)的可行性。1966年裝備在美國SR-71黑鳥偵察機(jī)的J58發(fā)動機(jī)具有渦輪沖壓組合動力特征，飛行高度達(dá)30 km，最大馬赫數(shù)達(dá)3.5[6]。七八十年代，俄羅斯中央航空發(fā)動機(jī)研究院(CIAM)進(jìn)行了全尺寸TBCC發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)，對TBCC的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究。近年來，隨著高超聲速技術(shù)研究的廣泛開展，對實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行關(guān)鍵的發(fā)動機(jī)的研究越來越受到重視，其中對TBCC發(fā)動機(jī)的研究也越來越深入。目前，世界上對TBCC發(fā)動機(jī)研究比較深入的是美國和日本，且其研究成果顯著。

2 美國典型的TBCC研發(fā)項(xiàng)目

2.1 RTA項(xiàng)目

革新渦輪加速器(RTA)項(xiàng)目目標(biāo)是研制渦輪基組合動力裝置。RTA發(fā)動機(jī)的研制分兩個(gè)階段，第一階段發(fā)動機(jī)代號RTA-1，主要通過地面試驗(yàn)驗(yàn)證、考核渦輪發(fā)動機(jī)能否在較寬馬赫數(shù)范圍下工作；第二階段發(fā)動機(jī)代號為RTA-2，主要通過地面試驗(yàn)考核推重比為15的渦輪發(fā)動機(jī)能否在馬赫數(shù)5.0下工作[7，8]。

RTA-1以YF120加力渦扇發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)。采用其成熟部件，如高壓壓氣機(jī)第4和第5級、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、后機(jī)匣等；研制了一些新的部件，如流量為113 kg/s的新風(fēng)扇、新的風(fēng)扇承力框架、新核心機(jī)驅(qū)動風(fēng)扇、新的加力沖壓燃燒室，及根據(jù)給定噴管出口截面尺寸設(shè)計(jì)加工的新噴管。

當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于3.0時(shí)，發(fā)動機(jī)從渦輪模式過渡到?jīng)_壓模式，飛行器可加速到馬赫數(shù)4.0以上。在馬赫數(shù)3.0～4.0以上渦輪發(fā)動機(jī)進(jìn)入到飛行慢車工作狀態(tài)，這樣可使高溫工作條件下的旋轉(zhuǎn)部件機(jī)械載荷降低，同時(shí)延長其壽命。由于渦輪發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)3.0～4.5范圍內(nèi)沒有完全關(guān)閉，因此在與二級空天飛行器分離時(shí)，發(fā)動機(jī)不需要重啟。

RTA-1通過試驗(yàn)驗(yàn)證了采用渦扇發(fā)動機(jī)工作至馬赫數(shù)3.0，然后再轉(zhuǎn)入沖壓模式工作至馬赫數(shù)4.5的可行性；考核了高馬赫數(shù)飛行時(shí)渦輪和控制系統(tǒng)的可靠性、耐久性，及使用JP-8燃料的可行性。

RTA-2最明顯的特征是其尺寸按批生產(chǎn)發(fā)動機(jī)尺寸，與RTA-1的比較見圖1。該發(fā)動機(jī)融入了RTA-1渦扇沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)和IHPTET、VAATE及UEET計(jì)劃開發(fā)的先進(jìn)技術(shù)，以滿足推重比、耗油率、比沖、安全性和費(fèi)用等要求。RTA-2的工作馬赫數(shù)達(dá)5.0以上，部件壽命是J58發(fā)動機(jī)的4倍[9～11]。

圖1 RTA-2與RTA-1的比較Fig.1 Potential RTA-2 engine definition compared to RTA-1

美國希望通過開展RTA項(xiàng)目，使TBCC的技術(shù)成熟度達(dá)到6級，以滿足空天飛行器對TBCC的性能、安全性、費(fèi)用、維修性和使用性等要求。

2.2 FaCET項(xiàng)目

Falcon組合循環(huán)發(fā)動機(jī)技術(shù)(FaCET)項(xiàng)目的目標(biāo)，是研發(fā)一種采用TBCC技術(shù)的高超聲速試驗(yàn)飛行器。該飛行器可自主起飛和降落，借助TBCC中的渦噴發(fā)動機(jī)加速到馬赫數(shù)4.0，然后由液氫燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)加速到馬赫數(shù)10及以上飛行速度。

FaCET項(xiàng)目由美國國防預(yù)研局和美國空軍聯(lián)合贊助，總承包商為洛克希德·馬丁公司，發(fā)動機(jī)由普惠洛克達(dá)因公司負(fù)責(zé)研制。根據(jù)FaCET項(xiàng)目研發(fā)的TBCC示意圖(圖2)，該發(fā)動機(jī)由雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)和高速渦輪加速器計(jì)劃中研究的渦噴發(fā)動機(jī)組合而成。在TBCC推進(jìn)系統(tǒng)中，高速渦噴發(fā)動機(jī)把飛行器從馬赫數(shù)0加速到2.5，再從馬赫數(shù)2.5加速到3.5。在馬赫數(shù)2.5～3.5之間，渦噴發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)同時(shí)工作，而在馬赫數(shù)3.5～6.0時(shí)，由沖壓發(fā)動機(jī)單獨(dú)提供動力。在馬赫數(shù)3.5時(shí)，渦噴發(fā)動機(jī)停止工作，返回時(shí)又重新啟動。在返回階段，推進(jìn)系統(tǒng)的整個(gè)工作過程與前面相反[10]。

圖2 FaCET項(xiàng)目中研發(fā)的TBCC示意圖Fig.2 Major TBCC components in the FaCET program

FaCET項(xiàng)目的核心是研制三個(gè)關(guān)鍵部件：一體化內(nèi)旋式進(jìn)氣道、亞燃和超燃沖壓雙模態(tài)燃燒室和飛發(fā)一體化噴管。該項(xiàng)目分兩個(gè)階段開展，第一階段主要對這三個(gè)關(guān)鍵部件進(jìn)行設(shè)計(jì)，對每一個(gè)關(guān)鍵部件單獨(dú)反復(fù)進(jìn)行縮尺模型試驗(yàn)；第二階段是把三個(gè)部件組合在一起進(jìn)行地面自由射流試驗(yàn)。

一體化內(nèi)旋式進(jìn)氣道采用可變幾何結(jié)構(gòu)，從第一階段到第二階段初期，共進(jìn)行了三組風(fēng)洞試驗(yàn)。對模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)行優(yōu)化，以確定模態(tài)轉(zhuǎn)換最佳時(shí)的馬赫數(shù)，同時(shí)確定出渦輪發(fā)動機(jī)和亞燃超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)的工作邊界條件。亞燃超燃雙模態(tài)沖壓燃燒室的燃料供給為環(huán)形供給，可在較低馬赫數(shù)下點(diǎn)火。選擇這種環(huán)形設(shè)計(jì)可使冷卻更有效，同時(shí)能夠更好地控制TBCC流道與飛行器一體化設(shè)計(jì)時(shí)的結(jié)構(gòu)載荷。在第一階段和第二階段初期，進(jìn)行了兩組直聯(lián)式燃燒室試驗(yàn)，確定在軸向與徑向位置上如何組合噴油，以保證燃燒室在低馬赫數(shù)時(shí)的點(diǎn)火性能和持續(xù)燃燒能力，同時(shí)保證渦輪發(fā)動機(jī)順利進(jìn)行了模態(tài)轉(zhuǎn)換。一體化噴管采用特征線法設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了靜態(tài)試驗(yàn)，其，中冷流試驗(yàn)采用的是9%縮尺模型。在第一階段和第二階段各進(jìn)行了一組試驗(yàn)，以預(yù)測渦噴模態(tài)、渦噴與亞燃工作模態(tài)和單獨(dú)的亞燃超燃工作模態(tài)下總推力的情況[12～14]。

FaCET項(xiàng)目設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果使美國空軍增強(qiáng)了對TBCC的發(fā)展信心。2011年5月發(fā)表的高超聲速飛機(jī)發(fā)展路線圖中明確指出，該型發(fā)動機(jī)是可重復(fù)使用水平起降飛機(jī)最適合的動力裝置[15]。

2.3 Trijet項(xiàng)目

Trijet發(fā)動機(jī)是將渦輪發(fā)動機(jī)、火箭引射沖壓發(fā)動機(jī)和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)三種推進(jìn)形式組合在一起形成的三噴氣發(fā)動機(jī)(圖3)，是一種新型的TBCC動力裝置?；鸺錄_壓發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)0～4.0區(qū)間工作，彌補(bǔ)了渦輪發(fā)動機(jī)向雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)換時(shí)推力不足的問題[16，17]。

圖3 Trijet發(fā)動機(jī)CAD模型Fig.3 CAD model of Trijet engine

Trijet項(xiàng)目中引進(jìn)了先進(jìn)組合循環(huán)集成進(jìn)氣道、中心燃燒技術(shù)等很多先進(jìn)技術(shù)。中心燃燒技術(shù)旨在解決高超聲速飛行條件下燃燒室內(nèi)長期存在的極限熱載荷，可顯著減少冷卻發(fā)動機(jī)燃料用量，從而使發(fā)動機(jī)獲得比常規(guī)設(shè)計(jì)更大的熱安全裕度或更高的飛行速度。Trijet發(fā)動機(jī)通過采用中心燃燒技術(shù)，可使發(fā)動機(jī)熱載荷降低40%～50%；通過采用火箭引射沖壓發(fā)動機(jī)，可使高超聲速飛行器實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)從0到7.0的無縫過渡。由于具有這些優(yōu)勢，使得其成為可重復(fù)使用高超聲速飛行器的最具吸引力和潛力的動力方案之一。目前，美國航空噴氣公司正積極開展該項(xiàng)目。

3 日本典型的TBCC研發(fā)項(xiàng)目

3.1 HYPR90-C項(xiàng)目

組合循環(huán)發(fā)動機(jī)驗(yàn)證項(xiàng)目(HYPR90-C)研究的TBCC發(fā)動機(jī)以變循環(huán)發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)，由一個(gè)變循環(huán)渦扇發(fā)動機(jī)和一個(gè)亞燃沖壓發(fā)動機(jī)組成。HY?PR90-C項(xiàng)目主要是驗(yàn)證馬赫數(shù)2.5～3.0之間渦扇發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換的可行性。

HYPR90-C發(fā)動機(jī)采用串聯(lián)結(jié)構(gòu)。渦扇發(fā)動機(jī)由2級風(fēng)扇，5級高壓壓氣機(jī)，環(huán)形燃燒室，單級高、低壓渦輪和與沖壓發(fā)動機(jī)共用的可調(diào)面積二元噴管組成。發(fā)動機(jī)可調(diào)部分包括：前、后可調(diào)面積放氣門，壓氣機(jī)可調(diào)靜子葉片，低壓渦輪導(dǎo)向器和可調(diào)面積尾噴管。起飛狀態(tài)關(guān)小低壓渦輪導(dǎo)向器，以加大涵道比、降低排氣噪聲；高速飛行時(shí)，則開大，以加大核心機(jī)空氣流量、提高單位推力。前可調(diào)放氣門控制風(fēng)扇涵道出口壓力，防止氣流倒流進(jìn)沖壓進(jìn)氣涵道；后可調(diào)放氣門調(diào)整風(fēng)扇工作點(diǎn)。利用閥門控制渦扇工作模式、沖壓工作模式或渦扇-沖壓同時(shí)工作模式。渦扇發(fā)動機(jī)工作范圍從起飛到馬赫數(shù)3.0；馬赫數(shù)2.5～3.0時(shí)，渦扇和沖壓發(fā)動機(jī)工作轉(zhuǎn)接；馬赫數(shù)3.0以上時(shí)沖壓發(fā)動機(jī)單獨(dú)工作，渦扇發(fā)動機(jī)關(guān)閉，并能在最大飛行馬赫數(shù)5.0下長時(shí)間巡航飛行[18～20]。

HYPR90-C發(fā)動機(jī)渦扇部分單獨(dú)進(jìn)行的地面和高空試驗(yàn)，及整機(jī)試驗(yàn)表明，此種類發(fā)動機(jī)具有工程可實(shí)現(xiàn)性。

3.2 ATREX項(xiàng)目

吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)(ATREX)發(fā)動機(jī)是日本航空航天科學(xué)研究所聯(lián)合幾家公司(IHI、KHI、MHI等)共同研制的，可用作高超聲速飛行器或兩級入軌可往返式空天飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)。ATREX發(fā)動機(jī)的有效推力可使飛行器從海平面靜止?fàn)顟B(tài)推到高30 km、飛行馬赫數(shù)6.0的飛行狀態(tài)[21]。

ATREX發(fā)動機(jī)的主要部件包括軸對稱進(jìn)氣道、預(yù)冷卻器、燃燒室、塞式噴管等。預(yù)冷卻器是ATREX發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵部件之一，主要作用是擴(kuò)展渦輪發(fā)動機(jī)的工作包線，提高其推力。預(yù)冷卻器研制中，分別對其進(jìn)行了縮尺模型試驗(yàn)和地面試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，預(yù)冷卻器還存在不少設(shè)計(jì)問題，如結(jié)冰等。日本國家航天實(shí)驗(yàn)室正積極嘗試新的方法，試圖解決預(yù)冷卻器結(jié)冰問題[22～24]。

ATREX項(xiàng)目實(shí)施過程中顯示，吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)中，渦輪基的工作范圍可明顯增大，最大飛行馬赫數(shù)有望從常規(guī)渦噴發(fā)動機(jī)的3.0～3.5擴(kuò)展到5.5～6.0。采用這種帶預(yù)冷裝置的TBCC組合動力裝置，可使高超聲速飛行器實(shí)現(xiàn)水平起降。ATREX發(fā)動機(jī)地面試驗(yàn)驗(yàn)證進(jìn)一步表明，該類型組合循環(huán)具有可實(shí)現(xiàn)性。

4 其他國家和地區(qū)TBCC技術(shù)的發(fā)展

4.1 俄羅斯的TBCC研究

俄羅斯對TBCC發(fā)動機(jī)的研究也較早，做過許多試驗(yàn)驗(yàn)證，并取得了不少成果。

1993年，俄羅斯宇航局制定了為先進(jìn)可重復(fù)使用空間飛行器研制組合式推進(jìn)系統(tǒng)的計(jì)劃，并指定CIAM為最主要的承擔(dān)單位，其它一些俄羅斯科研機(jī)構(gòu)也參加了該項(xiàng)計(jì)劃的研究。CIAM的主要任務(wù)是為兩級入軌飛行器MIGAKS研發(fā)先進(jìn)的渦輪沖壓組合動力。為此，CIAM探索了并聯(lián)式和串聯(lián)式TBCC，分析了兩種結(jié)構(gòu)方案的優(yōu)缺點(diǎn)。研究顯示，并聯(lián)式TBCC的結(jié)構(gòu)方案比串聯(lián)式TBCC好，并在后續(xù)研究中主要傾向于并聯(lián)式TBCC。同時(shí)，還對TBCC的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究，針對不同的飛行器需求，優(yōu)化渦輪發(fā)動機(jī)方案，開展飛行器與組合動力一體化研究[25]。

4.2 歐洲的TBCC研究

目前歐洲正在研發(fā)的TBCC源于LAPCAT計(jì)劃。該計(jì)劃分為LAPCAT I和LAPCAT II兩個(gè)階段。

LAPCAT I計(jì)劃目的是研究保持高超聲速飛行的推進(jìn)概念，重點(diǎn)研究馬赫數(shù)5.0的采用氫燃料的預(yù)冷發(fā)動機(jī)Scimitar。LAPCAT I計(jì)劃執(zhí)行期間就采用哪種動力裝置展開了大量方案論證。盡管火箭基組合循環(huán)(RBCC)動力有些優(yōu)勢，但不符合飛行器對動力裝置的總體要求，第二輪論證中決定采用TBCC。

LAPCAT II計(jì)劃，目的是實(shí)現(xiàn)巡航速度為馬赫數(shù)5.0和8.0兩種超遠(yuǎn)程民用運(yùn)輸飛機(jī)的初始設(shè)計(jì)。對于馬赫數(shù)8.0的巡航飛機(jī)，參與單位中各有兩家采用TBCC和RBCC推進(jìn)系統(tǒng)。后來，考慮到亞聲速巡航的經(jīng)濟(jì)性及乘客只能接受有限的軸向加速，最終選擇了TBCC。

LAPCAT計(jì)劃論證了以TBCC為動力的民用高超聲速飛行器實(shí)現(xiàn)半環(huán)球航程的可行性。該計(jì)劃開展過程中，評估了飛行馬赫數(shù)4.0～8.0時(shí)，高超聲速飛行器的性能和推進(jìn)效率的發(fā)展趨勢。LAPCAT計(jì)劃研究表明，配裝氫燃料TBCC發(fā)動機(jī)可使飛行器以馬赫數(shù)8.0的速度實(shí)現(xiàn)半環(huán)球飛行[26～28]。

5 結(jié)束語

TBCC發(fā)動機(jī)技術(shù)之所以得到廣泛而深入的研究，與該類型發(fā)動機(jī)本身特有的優(yōu)勢密不可分。TBCC發(fā)動機(jī)是馬赫數(shù)7.0以下的超聲速、高超聲速飛行器和馬赫數(shù)大于7.0的二級入軌空天飛行器低速段的理想推進(jìn)系統(tǒng)，具有鮮明的技術(shù)特點(diǎn)和優(yōu)勢。首先，從安全性講，TBCC發(fā)動機(jī)作為二級入軌飛行器的第一級推進(jìn)系統(tǒng)，可使空天飛行器實(shí)現(xiàn)從地面跑道起飛，進(jìn)入軌道飛行。如果遇到緊急情況，可隨時(shí)終止飛行或選擇其它機(jī)場著陸，這是使用火箭動力裝置難以企及的。第二，從經(jīng)濟(jì)性講，TBCC比RBCC的運(yùn)行費(fèi)用低得多，美國和歐洲等在制定新的空天計(jì)劃時(shí)，明確要求新一代高超聲速飛行器的運(yùn)行費(fèi)用要極大地降低。第三，從可靠性講，TBCC發(fā)動機(jī)比火箭發(fā)動機(jī)熱負(fù)荷低、燃料泵壓力低、流量小，這些均有利于提高可靠性。第四，從可實(shí)現(xiàn)性講，基于目前對TBCC開展的廣泛而深入的設(shè)計(jì)研究和試驗(yàn)驗(yàn)證，且現(xiàn)階段研究的TBCC技術(shù)大多基于已有的渦噴或渦扇發(fā)動機(jī)，這充分說明TBCC在不久的將來的可實(shí)現(xiàn)性。第五，從發(fā)展趨勢上講，TBCC發(fā)動機(jī)是未來最具潛力的空天動力。美國在空天動力領(lǐng)域進(jìn)行了多年的探索，對多種動力方案進(jìn)行了比較，并在高速飛機(jī)發(fā)展路線圖中明確指出，未來的空天動力為TBCC動力裝置，這也表明該型動力具有非常好的發(fā)展前景。

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