王占學(xué)，劉增文,，王鳴，李斌

（1.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710072；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015）

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)發(fā)展趨勢和應(yīng)用前景

王占學(xué)1，劉增文1,2，王鳴2，李斌2

（1.西北工業(yè)大學(xué)動力與能源學(xué)院，西安710072；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015）

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機將是未來高超聲速飛行器的主要動力裝置，針對空間運載、高速運輸、遠程快速打擊等任務(wù)需求，總結(jié)了國內(nèi)外關(guān)于渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的研究現(xiàn)狀，分析了開展渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)研究必須解決涵蓋了耐溫、性能、匹配性、飛發(fā)一體化等諸多方面的關(guān)鍵技術(shù)，并闡述了渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機潛在的技術(shù)優(yōu)勢和可能的應(yīng)用方向。結(jié)合未來軍民用領(lǐng)域?qū)Ω咚亠w行器的需求，分析了中國開展渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)研究的必要性。

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機；高超聲速推進技術(shù)；亞/超燃沖壓發(fā)動機

0 引言

空間載荷的快速低成本投送、對超遠距離目標的快速打擊以及全球范圍的高速運輸?shù)戎T如此類的應(yīng)用目標，使得世界各航空航天技術(shù)發(fā)達國家對遠程、高速飛行器的需求日益膨脹。21世紀以來，各國在20世紀高超聲速技術(shù)研究的基礎(chǔ)上，開展了數(shù)目繁多的高超聲速飛行器發(fā)展計劃，在這些研究中，吸氣式高超聲速推進技術(shù)始終是核心技術(shù)，并已成為高超聲速飛行技術(shù)能否取得突破性進展的關(guān)鍵。

本文重點針對TBCC發(fā)動機的研究現(xiàn)狀、關(guān)鍵技術(shù)特征、應(yīng)用前景和中國開展TBCC發(fā)動機研究的可行性和必要性進行分析。

圖1 吸氣式發(fā)動機性能隨馬赫數(shù)的變化

1 國內(nèi)外TBCC發(fā)動機技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

從當前的推進技術(shù)水平來看，尚未有1種吸氣式發(fā)動機能夠滿足高超聲速飛行器的寬廣工作范圍（亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速），如圖1所示。因此，為實現(xiàn)高超聲速飛行，必須結(jié)合各類型發(fā)動機有效工作范圍的特點，采用以渦輪、火箭、沖壓等發(fā)動機為基礎(chǔ)的不同形式組合循環(huán)發(fā)動機?？紤]到組合循環(huán)發(fā)動機的結(jié)構(gòu)復(fù)雜性和技術(shù)成熟性，目前比較常用的組合循環(huán)方式有3種：即渦輪基組合循環(huán)（TBCC）發(fā)動機、火箭基組合循環(huán)（RBCC）發(fā)動機和空氣渦輪火箭（ATR）發(fā)動機，如圖2所示。

圖2 基于不同發(fā)動機工作循環(huán)的組合形式

國外對TBCC發(fā)動機的研究起步較早，參研國家以西方航空技術(shù)發(fā)達國家為主，包括法國、美國、德國、俄羅斯和日本等，在眾多的高超項目（NASP、Sanger、HYPR、RTA、FAP等）計劃的支撐下，各國對TBCC發(fā)動機進行了從概念的探討、關(guān)鍵技術(shù)的分解、部件的設(shè)計到整機試驗地面臺架和飛行試驗驗證等研究工作，得出了值得借鑒的研究經(jīng)驗及結(jié)論。

自1951年起，法國北方航空公司開始研究TBCC發(fā)動機（如圖3所示），并于1957年在Griffon II飛機上完成了首次飛行，其Ma達到了2.19。由于該公司在TBCC發(fā)動機領(lǐng)域的巨大成就，美國空軍于20世紀60年代委托其進行了一系列串聯(lián)式TBCC發(fā)動機的研究，為Ma＝0～4.5的飛行器提供技術(shù)支撐[1]。該公司先后為美國空軍完成了基于前置風(fēng)扇渦輪發(fā)動機的X61發(fā)動機、基于PW公司JTF10發(fā)動機的X71發(fā)動機、基于斯奈克瑪公司TF-106 Pegasus 5和基于PW公司TF-33-P7的X81、X91和X101發(fā)動機等的方案設(shè)計和性能計算，進行了大量進排氣系統(tǒng)和加力沖壓燃燒室試驗。

圖3 法國的TBCC發(fā)動機方案

而美國對TBCC發(fā)動機的研究最早始于1956年P(guān)W公司的J-58發(fā)動機（如圖4所示），其最高飛行馬赫數(shù)超過3.2，這是美國第1種走完從設(shè)計、生產(chǎn)直至實際飛行的TBCC發(fā)動機，從此美國擁有了馬赫數(shù)3以上的發(fā)動機設(shè)計、生產(chǎn)經(jīng)驗，并且在長期的使用過程中獲得了大量的技術(shù)數(shù)據(jù)，對美國此后的高超聲速推進系統(tǒng)設(shè)計產(chǎn)生了深遠影響[2]。

圖4 J58發(fā)動機

20世紀70～80年代，TBCC發(fā)動機的研究機構(gòu)主要集中在蘇聯(lián)中央航空發(fā)動機研究院，該院對不同結(jié)構(gòu)的TBCC發(fā)動機進行了廣泛的計算和試驗研究[3]，主要有基于渦噴和渦扇發(fā)動機的串、并聯(lián)式TBCC發(fā)動機。試驗用的TBCC發(fā)動機主要改裝自60～70年代批量生產(chǎn)的R-11-300系列加力渦噴發(fā)動機、伊夫欽科AI-25渦扇發(fā)動機等。這些試驗均在中央航空發(fā)動機研究院的專用試驗臺上完成，該試驗臺能模擬的最高馬赫數(shù)為4.5，所完成的試驗內(nèi)容包括：TBCC發(fā)動機工作原理綜合、渦輪沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換、渦輪發(fā)動機風(fēng)車狀態(tài)、加力沖壓燃燒室以沖壓模態(tài)工作和冷卻、發(fā)動機結(jié)構(gòu)熱和傳動研究等。

1986～1995年，美國開展了國家空天飛機（NASP）計劃，發(fā)展單級入軌（SSTO）的高超聲速飛行技術(shù)，其推進系統(tǒng)分為高速（Ma＝6～25，超燃沖壓發(fā)動機）和低速（Ma＝0～6，TBCC發(fā)動機）2部分，除單級入軌飛行器外，還對各種衍生飛行器（Ma＝4、5、10、20）的高超聲速推進系統(tǒng)進行了研究，為降低技術(shù)難度，其低速推進系統(tǒng)采用上下并聯(lián)式TBCC方案（如圖5所示），在Ma＝3以下以渦輪模態(tài)工作，在Ma＝3以上以沖壓模態(tài)工作[4]。

圖5 NASP計劃的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機

此外，美國空軍和NASA還聯(lián)合開展了2級入軌（TSTO）飛行器BETA的研制，飛行器第1級使用上下并聯(lián)式TBCC發(fā)動機，Ma＝0～3發(fā)動機以渦輪模態(tài)工作，Ma＝3以上以沖壓模態(tài)工作（如圖6所示）。為了提高發(fā)動機的跨聲速推力，采用了變捕獲面積進氣道和變循環(huán)發(fā)動機設(shè)計，并在跨聲速段使用了飛行器俯沖、發(fā)動機超轉(zhuǎn)、噴水和沖壓點火等技術(shù)[5]。

圖6 BETA飛行器的上下并聯(lián)式TBCC發(fā)動機方案

在NASP和BETA 2項計劃的帶動下，美國空軍和NASA專門開展了TBCC發(fā)動機研究計劃，即高速推進評估（HiSPA）和高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機（HiMaTE）計劃。在這2個計劃中，通用公司對多個馬赫數(shù)為4～6的發(fā)動機方案進行了廣泛研究，并認為渦扇沖壓發(fā)動機（TFR）的推重比發(fā)展?jié)摿ψ畲螅ㄈ鐖D7所示）[6]。

圖7 不同TBCC發(fā)動機推重比性能比較

繼美國之后，德國于1988年也發(fā)起了1項為期5年的高超聲速發(fā)動機研究發(fā)展計劃，即桑格爾（Sanger）計劃，主要任務(wù)是完成TBCC發(fā)動機及進排氣系統(tǒng)的研制。MTU公司對6種TBCC發(fā)動機方案進行評估，并考慮綜合風(fēng)險、可靠性、性能等方面的問題，最終選擇了串聯(lián)式TBCC發(fā)動機作為桑格爾飛行器的第1級動力裝置[7]，如圖8所示。MTU公司提出的TBCC發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)包括：滿足全包線的推力需求的能力、飛行器推進系統(tǒng)一體化技術(shù)、高推重比設(shè)計、低耗油率設(shè)計（加速、巡航）、高可靠性設(shè)計、渦輪沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)、復(fù)雜進氣道和噴管設(shè)計、不加力起飛能力（低噪聲）以及低研制風(fēng)險。其后，歐空局于1994年開展了未來歐洲空間運載工具研究計劃（FESTIP）[8]，在該計劃下，歐空局與德國合作，利用德國在桑格爾計劃中的大量研究成果，采用高度集成的吸氣式推進系統(tǒng)，飛行器上下級將會在飛行馬赫數(shù)為4.0時分離。其推進系統(tǒng)的方案由德國MTU公司完成，渦輪基發(fā)動機采用低壓比設(shè)計的雙軸加力渦噴結(jié)構(gòu)，最大工作馬赫數(shù)為4.0，進氣道為幾何可調(diào)2斜板結(jié)構(gòu)和固定前緣設(shè)計，在超聲速時，由進氣道喉部面積和斜板位置確定捕獲系數(shù)。

圖8 Sanger飛行器的TBCC發(fā)動機

圖9 HYPR90-C渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機結(jié)構(gòu)

日本于1989年起實施為期10年的高超聲速運輸機推進系統(tǒng)研究計劃（HYPR），主要目標是為未來馬赫數(shù)為5.0的高超聲速民用運輸機（HST）提供推進系統(tǒng)[9]。在計劃初始階段，進行了TBCC發(fā)動機的方案研究，在12種不同的結(jié)構(gòu)中最后選擇了軸向前后布局結(jié)構(gòu)的串聯(lián)TBCC方案，如圖9所示。HYPR發(fā)動機具有雙外涵構(gòu)型和6處幾何調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)，工作馬赫數(shù)為0～5.0，其中渦輪發(fā)動機工作區(qū)間馬赫數(shù)為0～3.0，沖壓發(fā)動機工作區(qū)間馬赫數(shù)為2.5～5.0，渦輪-沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間馬赫數(shù)為2.5～3.0。當模態(tài)選擇閥關(guān)閉時，全部氣流進入渦輪發(fā)動機，發(fā)動機以典型的渦扇模態(tài)工作；當模態(tài)選擇閥打開時，則使氣流經(jīng)過前外涵，繞過渦輪發(fā)動機，直接進入加力沖壓燃燒室，發(fā)動機以沖壓模態(tài)工作。在HYPR計劃中對TBCC發(fā)動機進行了驗證機設(shè)計、加工和高空臺試驗，驗證了TBCC發(fā)動機方案的可行性。

在20世紀末NASP計劃終止之后，NASA制定了先進航天運輸計劃（ASTP），作為該計劃的一部分，2001年NASA專門提出了TBCC/RTA計劃，其任務(wù)是開發(fā)、驗證一系列先進渦輪技術(shù)并將其轉(zhuǎn)化到未來的商用或軍用TBCC發(fā)動機中[10]?；贕E公司前期在HiSPA和HiMaTE計劃中的研究成果，在RTA計劃中選擇雙外涵變循環(huán)發(fā)動機作為整個推進系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)形式，這種發(fā)動機集成了小涵道比渦扇發(fā)動機（高排氣速度、大單位推力）和大涵道比渦扇發(fā)動機（高流通能力、低耗油率）的特點。RTA發(fā)動機的工作模態(tài)主要有4種，如圖10所示。（1）小涵道比渦扇模態(tài)，R T A如同1個常規(guī)單外涵加力渦扇發(fā)動機，加力燃燒室的大部分氣流來自核心機，涵道比較小，單位推力大；（2）大涵道比渦扇模態(tài)，RTA發(fā)動機以雙外涵加力渦扇模態(tài)工作，此時涵道比變大，流通能力提高；（3）渦輪/沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換，發(fā)動機開始向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換，渦輪發(fā)動機核心機依然工作但其供油減少，轉(zhuǎn)速下降；（4）風(fēng)車沖壓模態(tài)，在馬赫數(shù)達到3.5以上，旋轉(zhuǎn)部件進入風(fēng)車狀態(tài)，發(fā)動機完全以沖壓模態(tài)工作。

圖10 RTA-1發(fā)動機工作模態(tài)

除了RTA計劃之外，美國于2005年還啟動了獵鷹組合循環(huán)發(fā)動機試驗（FaCET）計劃，其目標是發(fā)展可重復(fù)使用的、碳氫燃料的TBCC推進系統(tǒng)。FaCET計劃的TBCC發(fā)動機可以看作是1個3級推進系統(tǒng)[11]，從起飛到超聲速飛行（包括降落）由渦輪發(fā)動機完成（馬赫數(shù)為0～4.0），在較高的超聲速段和較低的高超聲速段由沖壓發(fā)動機模態(tài)完成（馬赫數(shù)為2.5～5.0），當飛行器加速到巡航條件，發(fā)動機以超燃沖壓模態(tài)工作（馬赫數(shù)為5.0以上）。

2009年之后，NASA在基礎(chǔ)航空計劃（FAP）中繼承RTA發(fā)動機的研究成果，延續(xù)了TBCC發(fā)動機的研究，其目標是：2014年開展小尺寸、帶進氣道的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗；2015年開展大尺寸、帶進氣道的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗。目前已完成的工作包括：2010年6月進行了Ma=3一級渦輪發(fā)動機（WJ38）的核心機地面試驗；2011年4月進行了全加力、單膨脹斜面噴管的整機試驗（如圖11所示）。目前正在進行模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗之前的安裝準備工作[12]。

圖11 威廉斯Ma=3的WJ38發(fā)動機全狀態(tài)結(jié)構(gòu)

國內(nèi)從20世紀80年代起，在TBCC發(fā)動機技術(shù)領(lǐng)域陸續(xù)開展了研究，參研單位包括：航天三院31所、沈陽飛機設(shè)計研究所、沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所、中科院工程熱物理研究所、北京航空航天大學(xué)、南京航空航天大學(xué)和西北工業(yè)大學(xué)等單位，但國內(nèi)研究更多地是處于跟蹤研究階段，僅有863計劃的一定經(jīng)費支持。21世紀以來，受國外TBCC發(fā)動機研究及新的軍事需求影響，國內(nèi)又將TBCC發(fā)動機技術(shù)作為高超聲速飛行器動力領(lǐng)域研究的重要方向之一，參與單位和投入經(jīng)費逐步增多。航天三院31所、中國燃氣渦輪研究院分別針對串、并聯(lián)式TBCC發(fā)動機開展了系統(tǒng)性研究，并進行了部件級的模型試驗研究?？偟膩碚f，國內(nèi)目前對高超聲速飛行器用TBCC發(fā)動機的研究工作還僅僅處于起步階段，僅對其做了些初步的概念研究，并沒有深入分析研究TBCC發(fā)動機的設(shè)計方法、不同工作模態(tài)之間的工作配合過程以及不同設(shè)計參數(shù)、調(diào)節(jié)規(guī)律對發(fā)動機性能的影響、組合發(fā)動機試驗方法等具體問題。

2 TBCC發(fā)動機的技術(shù)優(yōu)勢和關(guān)鍵技術(shù)

2.1技術(shù)優(yōu)勢

以TBCC發(fā)動機為動力裝置的吸氣式高超聲速飛行器具有以下技術(shù)優(yōu)勢：（1）可以實現(xiàn)真正意義上的水平起飛和著陸；（2）具有完全可重復(fù)使用性；（3）不受發(fā)射和著陸地點的限制，在一般軍民用機場即可；（4）可維護性好、維護成本低、使用壽命長；（5）可以完成每年1000次的飛行任務(wù)；（6）飛行馬赫數(shù)達到4以上；（7）推重比大于10；（8）發(fā)射成本低；（9）可以使用常規(guī)燃料和潤滑劑。

2.2關(guān)鍵技術(shù)

2.2.1發(fā)動機設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)

高速飛行器的飛行范圍為從大氣層內(nèi)到大氣層外，速度從Ma=0到Ma=10以上，如此大的跨度和工作環(huán)境變化是目前現(xiàn)有的所有單一類型吸氣式發(fā)動機都不可能勝任的，從而使為高速飛行器機研制全新的吸氣式發(fā)動機成為整個項目的關(guān)鍵。TBCC發(fā)動機必須解決的關(guān)鍵技術(shù)包括：能夠承受高飛行馬赫數(shù)引起的高溫氣流的沖擊；相比現(xiàn)在軍用渦輪發(fā)動機，TBCC發(fā)動機中的渦輪發(fā)動機必須能夠適應(yīng)寬廣的飛行范圍；TBCC發(fā)動機的渦輪發(fā)動機必須對質(zhì)量和長度等方面有嚴格限制；TBCC發(fā)動機的各系統(tǒng)必須能夠適應(yīng)亞、跨、超、高超聲速飛行的要求；進氣道不僅能夠滿足TBCC發(fā)動機進氣量的要求，還要保證進氣道出口氣流畸變度小及可在低馬赫數(shù)下起動；排氣噴管內(nèi)外特性必須保持高性能，滿足寬馬赫數(shù)范圍TBCC發(fā)動機的工作要求；所有的碳氫燃料必須保證可靠點火和燃燒的穩(wěn)定性；各部件或系統(tǒng)所用材料必須具有耐高溫能力且能與先進的冷卻方式兼容，同時必須發(fā)展耐高溫的熱涂層。

2.2.2與高超聲速飛行器一體化設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)

當高速飛行器以6倍聲速以上的速度在大氣層中飛行時，空氣阻力將急劇增大，所以其外形必須高度流線化。亞聲速飛機常采用的翼吊式發(fā)動機已不能使用，需要將發(fā)動機與機身合并，以構(gòu)成高度流線化的整體外形。即使前機身容納發(fā)動機吸入空氣的進氣道，使后機身容納發(fā)動機排氣的噴管。在一體化設(shè)計中，最復(fù)雜的是要使進氣道和排氣噴管的幾何形狀能隨飛行速度的變化而變化，以便調(diào)節(jié)進氣量，使發(fā)動機在低速時能產(chǎn)生額定推力，而在高速時又可降低耗油量，還要保證進氣道有足夠的剛度和耐高溫性能，以使其在再入大氣層的過程中，能經(jīng)受住高速氣流和氣動力熱的作用，不致發(fā)生明顯變形，才可多次重復(fù)使用。另外，在進行高速飛行器和發(fā)動機一體化設(shè)計時，還必須注意在跨聲速飛行時采用TBCC發(fā)動機可能產(chǎn)生推力不足的問題。

3 TBCC發(fā)動機的應(yīng)用前景

3.1作為軌道飛行器的第1級推進系統(tǒng)

無論是較早的美國NASP計劃，還是德國的Sanger計劃，針對TBCC發(fā)動機的研究都是為了滿足可重復(fù)使用的天地往返運輸系統(tǒng)的要求而開展的。隨著新的空間軍備競賽的不斷升溫，建立太空軍事基地已成為航天先進國家發(fā)展的方向，而其前提必須有快速、機動性強、具有可重復(fù)使用的高速飛行器，以滿足高頻率的運送任務(wù)。以TBCC發(fā)動機為動力裝置的高速飛行器在滿足未來向太空軍事基地運送有效載荷方面具有相當優(yōu)勢。

3.2作為低成本高速飛行試驗平臺的動力裝置

在飛行試驗過程中，高速飛行器的起飛一般由火箭助推或飛機攜帶發(fā)射完成。如果高速飛行器在飛行試驗過程中發(fā)生故障將無法返回，造成極大的試驗經(jīng)費損失，且延長了試驗周期。而采用TBCC發(fā)動機做動力裝置的飛行器具有能水平起飛和著陸的特點，可以避免此類問題。且用TBCC發(fā)動機做動力裝置的飛行器可以達到馬赫數(shù)6的飛行速度，基本能夠完成新型高速飛行器的飛行試驗（例如可作為類似美國X-43A高速飛行器的飛行試驗平臺的推進系統(tǒng)）。美國空軍對1種預(yù)冷卻的渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機（Steamjet）感興趣的原因之一就是希望Steamjet能夠作為小型高速飛行試驗平臺的動力裝置。

3.3作為高速巡航導(dǎo)彈的動力系統(tǒng)

目前，世界主戰(zhàn)巡航導(dǎo)彈的動力裝置主要是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。受渦輪風(fēng)扇發(fā)動機使用的限制，該類巡航導(dǎo)彈一般都是在亞聲速條件下飛行，因此很容易被防空導(dǎo)彈攔截，達不到有效攻擊的目的，所以必須提高巡航導(dǎo)彈的飛行速度。雖然超燃沖壓發(fā)動機是現(xiàn)在研究的熱點，而且其飛行馬赫數(shù)可以達到6以上，但由于技術(shù)上實現(xiàn)困難，暫時還難以用作巡航導(dǎo)彈的動力裝置。而TBCC發(fā)動機憑借其技術(shù)特點成為高速巡航導(dǎo)彈動力裝置的理想選擇之一，美國RTA計劃的近期目標就是將TBCC發(fā)動機用作高速巡航導(dǎo)彈動力裝置。

3.4作為高速偵察機的推進系統(tǒng)

受科索沃戰(zhàn)爭、阿富汗戰(zhàn)爭和伊拉克戰(zhàn)爭的影響，各國對發(fā)展無人偵察飛機給予了前所未有的重視。目前許多高空無人偵察飛機的飛行馬赫數(shù)都不超過1，很容易遭受導(dǎo)彈的攻擊。因此，發(fā)展高空高速無人偵察飛機是1個新的方向，而預(yù)冷卻的TBCC發(fā)動機是其理想的動力裝置。實際上，預(yù)冷卻的TBCC發(fā)動機最早是冷戰(zhàn)時期的產(chǎn)物，為了發(fā)展高速攔截機，美國于1955年開展了預(yù)冷卻的TBCC發(fā)動機研究，完成了大量的工作；但是隨著冷戰(zhàn)的結(jié)束，高速攔截機已經(jīng)失去了其存在的意義，預(yù)冷卻的TBCC發(fā)動機研究也就相應(yīng)終止。但TBCC發(fā)動機作為高空高速無人偵察飛機動力裝置是可行的。

4 中國開展TBCC發(fā)動機研究的必要性

（1）根據(jù)上述對TBCC發(fā)動機技術(shù)優(yōu)勢的分析可知，TBCC發(fā)動機是未來很有發(fā)展前途的高超聲速動力概念之一。美國、日本和俄羅斯等國都在發(fā)展TBCC發(fā)動機技術(shù)，并希望在2025年后可實際應(yīng)用。鑒于國外航空發(fā)達國家對TBCC發(fā)動機研究的重視程度多年不減，因此，中國對TBCC發(fā)動機的研究也應(yīng)給予重視。

（2）隨著各國對空間作戰(zhàn)平臺的的高度重視，亟需發(fā)展1種能按需及時發(fā)射的可重復(fù)使用的運載器，可將上面級送入近地軌道或僅使上面級達到亞軌道速度。作為這樣1種具有應(yīng)急發(fā)射能力的可重復(fù)使用運載器，近期目標應(yīng)該集中于2級入軌方案。其上面級可以是能重復(fù)使用的空間機動飛行器（SMV），或是一次性使用的通用航天航空飛行器（CAV）、模塊插入級（MIS）和軌道轉(zhuǎn)移飛行器（OTV）等，而第1級適合采用TBCC動力系統(tǒng)，因為以TBCC發(fā)動機為動力裝置的飛行器具有發(fā)射完成后可再入大氣層在機場跑道上著陸，并在短時間內(nèi)重新發(fā)射的優(yōu)點。

（3）從其他軍事需求方面開展TBCC發(fā)動機的研究也是非常必要的。許多軍事專家預(yù)測，高速、遠程巡航導(dǎo)彈將成為各國武器發(fā)展的主要方向。實現(xiàn)巡航導(dǎo)彈遠程、高速飛行的關(guān)鍵是動力系統(tǒng)，鑒于渦輪發(fā)動機在中低馬赫數(shù)的比沖高、航程參數(shù)大的特點，使得TBCC發(fā)動機在滿足巡航導(dǎo)彈遠程、高速、快速打擊方面具有明顯優(yōu)勢。

（4）除了上述空間開發(fā)和軍事應(yīng)用以外，TBCC發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展也將推動民用高超聲速客機的發(fā)展。21世紀跨太平洋的客運會大幅度增加，由于高超聲速客機飛行時間短，對于遠距離營運有著廣闊的應(yīng)用前景。例如，在歐盟的LAPCAT計劃中，就是希望發(fā)展1種能夠以TBCC發(fā)動機為動力裝置的馬赫數(shù)為4.5飛行的高速客機，而在后續(xù)的LAPCAT-II計劃中更是希望將民用客機的馬赫數(shù)提高到8.0，且仍然采用TBCC發(fā)動機，實現(xiàn)僅用3.0～3.5 h完成從布魯塞爾到悉尼18000 km航程的飛行。

5 結(jié)束語

通過分析國內(nèi)外TBCC發(fā)動機研究現(xiàn)狀可知，以TBCC為動力裝置的飛行器是實現(xiàn)低成本、高安全系數(shù)進入太空的有效途徑之一。開展TBCC發(fā)動機技術(shù)研究必須解決多項關(guān)鍵技術(shù)，包括耐溫、性能、匹配性、飛發(fā)一體化等諸多方面。TBCC發(fā)動機在航天運載、高速運輸、高速導(dǎo)彈以及飛機領(lǐng)域具有巨大的潛在技術(shù)優(yōu)勢和廣泛的應(yīng)用方向，從多方面的需求出發(fā)分析，中國開展TBCC發(fā)動機技術(shù)研究都是非常必要的。

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Future Development and Application Prospect of Turbine Based Combined Cycle Engine

WANG Zhan-xue1,LIU Zeng-wen1,2,WANG M ing2,LIBin2
（1.College of Powerand Energy,Northwestern PolytechnicalUniversity,Xi'an 710072, China;2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institution,Shenyang 110015,China）

Turbine Based Combined Cycle（TBCC）engine is the main power plant of future hypersonic vehicle.Aiming at the necessity for spatial loadings,high-speed transportation,and long-range fast attack,the present development status of TBCC engine was analyzed in the world.Some key technologies including the temperature resistance,performance,compatibility,and aircraft and engine integration were studied in the process of developing TBCC engine.The potential technical advantages and possible application direction of TBCC engine were discussed in detail.Combined with the requirement of futuremilitary and civil hypersonic vehicles,the necessity for making further research of TBCC engine technology was analyzed in China.

Turbine Based Combined Cycle（TBCC）Engine;hypersonic propulsion technology;ramjet/scram jetengine

2013-04-22

王占學(xué)（1969），男，博士，教授，研究方向為航空發(fā)動機氣動熱力學(xué)及新概念噴氣推進技術(shù)。