王巍巍，郭 琦，曾 軍，李 丹

(中國燃氣渦輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機是指由渦輪發(fā)動機與其它類型發(fā)動機組合而成的動力裝置，是高超聲速飛行器實現(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、空氣渦輪沖壓發(fā)動機及變循環(huán)渦扇沖壓發(fā)動機等，其中對渦輪沖壓組合發(fā)動機研究最多，并開展了很多有關(guān)TBCC技術(shù)發(fā)展的計劃，如美國的RTA[3]、日本的 HYPR[4]和歐洲的 LAPCAT[5]計劃等。

TBCC發(fā)動機用途多樣，既可作高超聲速巡航導(dǎo)彈、高速偵察機和遠程高速攻擊機的動力，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、耐久性高、單位推力大，能采用普通燃料和潤滑劑，且運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)動機的法國GRIFFON 2飛機在100 km航線上創(chuàng)造了當(dāng)時新的飛行速度，驗證了TBCC發(fā)動機的可行性。1966年裝備在美國SR-71黑鳥偵察機的J58發(fā)動機具有渦輪沖壓組合動力特征，飛行高度達30 km，最大馬赫數(shù)達3.5[6]。七八十年代，俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院(CIAM)進行了全尺寸TBCC發(fā)動機地面試驗，對TBCC的關(guān)鍵技術(shù)進行了研究。近年來，隨著高超聲速技術(shù)研究的廣泛開展，對實現(xiàn)高超聲速飛行關(guān)鍵的發(fā)動機的研究越來越受到重視，其中對TBCC發(fā)動機的研究也越來越深入。目前，世界上對TBCC發(fā)動機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)項目

2.1 RTA項目

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

RTA-1以YF120加力渦扇發(fā)動機為基礎(chǔ)。采用其成熟部件，如高壓壓氣機第4和第5級、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、后機匣等；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)計加工的新噴管。

當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于3.0時，發(fā)動機從渦輪模式過渡到?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)動機進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)部件機械載荷降低，同時延長其壽命。由于渦輪發(fā)動機在馬赫數(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，發(fā)動機不需要重啟。

RTA-1通過試驗驗證了采用渦扇發(fā)動機工作至馬赫數(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)動機尺寸，與RTA-1的比較見圖1。該發(fā)動機融入了RTA-1渦扇沖壓發(fā)動機技術(shù)和IHPTET、VAATE及UEET計劃開發(fā)的先進技術(shù)，以滿足推重比、耗油率、比沖、安全性和費用等要求。RTA-2的工作馬赫數(shù)達5.0以上，部件壽命是J58發(fā)動機的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項目，使TBCC的技術(shù)成熟度達到6級，以滿足空天飛行器對TBCC的性能、安全性、費用、維修性和使用性等要求。

2.2 FaCET項目

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

FaCET項目由美國國防預(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)動機由普惠洛克達因公司負責(zé)研制。根據(jù)FaCET項目研發(fā)的TBCC示意圖(圖2)，該發(fā)動機由雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和高速渦輪加速器計劃中研究的渦噴發(fā)動機組合而成。在TBCC推進系統(tǒng)中，高速渦噴發(fā)動機把飛行器從馬赫數(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)動機和沖壓發(fā)動機同時工作，而在馬赫數(shù)3.5～6.0時，由沖壓發(fā)動機單獨提供動力。在馬赫數(shù)3.5時，渦噴發(fā)動機停止工作，返回時又重新啟動。在返回階段，推進系統(tǒng)的整個工作過程與前面相反[10]。

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

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

一體化內(nèi)旋式進氣道采用可變幾何結(jié)構(gòu)，從第一階段到第二階段初期，共進行了三組風(fēng)洞試驗。對模態(tài)轉(zhuǎn)換進行優(yōu)化，以確定模態(tài)轉(zhuǎn)換最佳時的馬赫數(shù)，同時確定出渦輪發(fā)動機和亞燃超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的工作邊界條件。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)下點火。選擇這種環(huán)形設(shè)計可使冷卻更有效，同時能夠更好地控制TBCC流道與飛行器一體化設(shè)計時的結(jié)構(gòu)載荷。在第一階段和第二階段初期，進行了兩組直聯(lián)式燃燒室試驗，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)時的點火性能和持續(xù)燃燒能力，同時保證渦輪發(fā)動機順利進行了模態(tài)轉(zhuǎn)換。一體化噴管采用特征線法設(shè)計，并進行了靜態(tài)試驗，其，中冷流試驗采用的是9%縮尺模型。在第一階段和第二階段各進行了一組試驗，以預(yù)測渦噴模態(tài)、渦噴與亞燃工作模態(tài)和單獨的亞燃超燃工作模態(tài)下總推力的情況[12～14]。

FaCET項目設(shè)計和試驗驗證結(jié)果使美國空軍增強了對TBCC的發(fā)展信心。2011年5月發(fā)表的高超聲速飛機發(fā)展路線圖中明確指出，該型發(fā)動機是可重復(fù)使用水平起降飛機最適合的動力裝置[15]。

2.3 Trijet項目

Trijet發(fā)動機是將渦輪發(fā)動機、火箭引射沖壓發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機三種推進形式組合在一起形成的三噴氣發(fā)動機(圖3)，是一種新型的TBCC動力裝置?；鸺錄_壓發(fā)動機在馬赫數(shù)0～4.0區(qū)間工作，彌補了渦輪發(fā)動機向雙模態(tài)沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)換時推力不足的問題[16，17]。

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

Trijet項目中引進了先進組合循環(huán)集成進氣道、中心燃燒技術(shù)等很多先進技術(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)動機燃料用量，從而使發(fā)動機獲得比常規(guī)設(shè)計更大的熱安全裕度或更高的飛行速度。Trijet發(fā)動機通過采用中心燃燒技術(shù)，可使發(fā)動機熱載荷降低40%～50%；通過采用火箭引射沖壓發(fā)動機，可使高超聲速飛行器實現(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目。

3 日本典型的TBCC研發(fā)項目

3.1 HYPR90-C項目

組合循環(huán)發(fā)動機驗證項目(HYPR90-C)研究的TBCC發(fā)動機以變循環(huán)發(fā)動機為基礎(chǔ)，由一個變循環(huán)渦扇發(fā)動機和一個亞燃沖壓發(fā)動機組成。HY?PR90-C項目主要是驗證馬赫數(shù)2.5～3.0之間渦扇發(fā)動機與沖壓發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換的可行性。

HYPR90-C發(fā)動機采用串聯(lián)結(jié)構(gòu)。渦扇發(fā)動機由2級風(fēng)扇，5級高壓壓氣機，環(huán)形燃燒室，單級高、低壓渦輪和與沖壓發(fā)動機共用的可調(diào)面積二元噴管組成。發(fā)動機可調(diào)部分包括：前、后可調(diào)面積放氣門，壓氣機可調(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，則開大，以加大核心機空氣流量、提高單位推力。前可調(diào)放氣門控制風(fēng)扇涵道出口壓力，防止氣流倒流進沖壓進氣涵道；后可調(diào)放氣門調(diào)整風(fēng)扇工作點。利用閥門控制渦扇工作模式、沖壓工作模式或渦扇-沖壓同時工作模式。渦扇發(fā)動機工作范圍從起飛到馬赫數(shù)3.0；馬赫數(shù)2.5～3.0時，渦扇和沖壓發(fā)動機工作轉(zhuǎn)接；馬赫數(shù)3.0以上時沖壓發(fā)動機單獨工作，渦扇發(fā)動機關(guān)閉，并能在最大飛行馬赫數(shù)5.0下長時間巡航飛行[18～20]。

HYPR90-C發(fā)動機渦扇部分單獨進行的地面和高空試驗，及整機試驗表明，此種類發(fā)動機具有工程可實現(xiàn)性。

3.2 ATREX項目

吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)(ATREX)發(fā)動機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的推進系統(tǒng)。ATREX發(fā)動機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)動機的主要部件包括軸對稱進氣道、預(yù)冷卻器、燃燒室、塞式噴管等。預(yù)冷卻器是ATREX發(fā)動機的關(guān)鍵部件之一，主要作用是擴展渦輪發(fā)動機的工作包線，提高其推力。預(yù)冷卻器研制中，分別對其進行了縮尺模型試驗和地面試驗。試驗結(jié)果表明，預(yù)冷卻器還存在不少設(shè)計問題，如結(jié)冰等。日本國家航天實驗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項目實施過程中顯示，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)動機的3.0～3.5擴展到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現(xiàn)水平起降。ATREX發(fā)動機地面試驗驗證進一步表明，該類型組合循環(huán)具有可實現(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)動機的研究也較早，做過許多試驗驗證，并取得了不少成果。

1993年，俄羅斯宇航局制定了為先進可重復(fù)使用空間飛行器研制組合式推進系統(tǒng)的計劃，并指定CIAM為最主要的承擔(dān)單位，其它一些俄羅斯科研機構(gòu)也參加了該項計劃的研究。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。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，還對TBCC的關(guān)鍵技術(shù)進行了研究，針對不同的飛行器需求，優(yōu)化渦輪發(fā)動機方案，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計劃。該計劃分為LAPCAT I和LAPCAT II兩個階段。

LAPCAT I計劃目的是研究保持高超聲速飛行的推進概念，重點研究馬赫數(shù)5.0的采用氫燃料的預(yù)冷發(fā)動機Scimitar。LAPCAT I計劃執(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計劃，目的是實現(xiàn)巡航速度為馬赫數(shù)5.0和8.0兩種超遠程民用運輸飛機的初始設(shè)計。對于馬赫數(shù)8.0的巡航飛機，參與單位中各有兩家采用TBCC和RBCC推進系統(tǒng)。后來，考慮到亞聲速巡航的經(jīng)濟性及乘客只能接受有限的軸向加速，最終選擇了TBCC。

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

5 結(jié)束語

TBCC發(fā)動機技術(shù)之所以得到廣泛而深入的研究，與該類型發(fā)動機本身特有的優(yōu)勢密不可分。TBCC發(fā)動機是馬赫數(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系統(tǒng)，具有鮮明的技術(shù)特點和優(yōu)勢。首先，從安全性講，TBCC發(fā)動機作為二級入軌飛行器的第一級推進系統(tǒng)，可使空天飛行器實現(xiàn)從地面跑道起飛，進入軌道飛行。如果遇到緊急情況，可隨時終止飛行或選擇其它機場著陸，這是使用火箭動力裝置難以企及的。第二，從經(jīng)濟性講，TBCC比RBCC的運行費用低得多，美國和歐洲等在制定新的空天計劃時，明確要求新一代高超聲速飛行器的運行費用要極大地降低。第三，從可靠性講，TBCC發(fā)動機比火箭發(fā)動機熱負荷低、燃料泵壓力低、流量小，這些均有利于提高可靠性。第四，從可實現(xiàn)性講，基于目前對TBCC開展的廣泛而深入的設(shè)計研究和試驗驗證，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，這充分說明TBCC在不久的將來的可實現(xiàn)性。第五，從發(fā)展趨勢上講，TBCC發(fā)動機是未來最具潛力的空天動力。美國在空天動力領(lǐng)域進行了多年的探索，對多種動力方案進行了比較，并在高速飛機發(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。

[1]Snyder L E，Escher D W.Turbine Based Combination Cy?cle(TBCC)Propulsion Subsystem Integration[R].AIAA 2004-3649，2004.

[2]文 科，李旭昌，馬岑睿，等.國外高超聲速組合推進技術(shù)概述[J].航天制造技術(shù)，2011，(1)：4—7.

[3]Bartolotta P A，McNelis N B.High Speed Turbines：Devel?opment of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[4]Miyagi H，Kimura H，Kishi K，et al.Combined Cycle En?gine Research in Japanese HYPR Program[R].AIAA 98-3728，1998.

[5]Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hyper?sonicFlightwithin theLAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008.

[6]Kloesel K J，Ratnayake N A，Clark C M.A Technology Pathway for Airbreathing,Combined-Cycle,Horizontal Space Launch Through SR-71 Based Trajectory Modeling[R].AIAA 2011-2229，2011.

[7]McNelis N，Bartolotta P.NASA’s Advanced Space Trans?portation Program-RTA Project Summary[R].NASA GRC，2002.

[8]Shafer D G，McNelis N.Development of a Ground Based Mach 4+Revolutionary Turbine Accelerator Technology Demonstrator(RTATD)for Access to Space[R].ISABE 2003-1125，2003.

[9]Buehrle R J，Lee J H.The GE-NASA RTA Hyperburner Design and Development[R].NASA TM-2005-213803，2005.

[10]McNelis N M，Bartolotta P.Revolutionary Turbine Accel?erator(RTA)Demonstrator[R].AIAA 2005-3250，2005.

[11]Shaw R J，Peddie C L.Overview of NASA’s UEET and TBCC/RTA Programs[R].NASA Seal/Secondary Air Sys?tem Workshop，2002.

[12]Mamplata C，Tang M，Technical Approach to Tur?bine-Based Combined Cycle: FaCET[R]. AIAA 2009-5537，2009.

[13]Tang M，Hamilton B A，Mamplata C.Two Steps Instead of A Giant Leap–An Approach for Air Breathing Hyperson?ic Flight[R].AIAA 2011-2237，2011.

[14]Walker S H.Falcon Overview[R].DARPA/TTO，2006.

[15]Mark C，Koch D.AF Science,Technology,and Engineer?ing Overview SAF/PA Case[R].AIAA 2011-265，2011.

[16]Bulman M J，Siebenhaar A.Combined Cycle Propulsion:Aerojet Innovations for Practical Hypersonic Vehicles[R].AIAA 2011-2397，2011.

[17]Norris G，Warwick G.Aerojet Unveils Novel Hypersonics Plan[J].Aviation Week&Space Technology，2011,173.

[18]Miyagi H，Monji T，Kishi K，et al.Combined Cycle Engine Research in Japanese HYPR Project[R].AIAA 95-2751，1995.

[19]Okazaki M，Miyazawa K，Ishizawa K.Engineering Re?search for Huper/Hypersonic Transport Propulsion System(HYPR)[R].ISABE 99-7004，1999.

[20]朱大明，張 津.日本HYPR計劃中組合循環(huán)發(fā)動機研究[C]//.高超聲速渦輪沖壓組合動力文集，2005：465—475.

[21]Sawai S，Sato T，Kobayashi H，et al.Flight Test Plan for ATREX Engine Development[R].AIAA 2003-7027，2003.

[22]Taguchi H，Kobayashi H，Kojima T，et al.Systems Analy?sis on Hypersonic Airplanes Using Pre-Cooled Turbojet Engine[R].AIAA 2011-2320，2011.

[23]Harada K，Tanatsugu N，Sato T.Development Study on Precooler for ATREX Engine[R].AIAA 99-4897，1999.

[24]Isomura K，Omi J.A Comparative Study of an ATREX En?gine and a Turbo Jet Engine[R].AIAA 2001-3239，2001.

[25]Tsrhovrebov M M，Solonin V I，Palkin V A，et al.Turbo?ramjet Propulsion for Hypersonic Booster-aircraft of TS?TO Aerospace System[R].AIAA 96-4499，1996.

[26]Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hyper?sonicFlightwithin theLAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008..

[27]Steelant J.LAPCAT:High-Speed Propulsion Technology[R].RTO-EN-AVT-150：12—38.

[28]Defoort S，F(xiàn)errier M，Serre L，et al.LAPCAT-II：Conceptu?al Design of a Mach 8 TBCC Civil Aircraft,Enforced by Full Navier-Stokes 3D Nose-to-Tail Computation[R].AIAA 2011-2317，2011.