馬 松，林 鵬，左林玄，王 霄，譚建國

(1. 國防科技大學 空天科學學院， 湖南 長沙 410073;2. 沈陽飛機設計研究所， 遼寧 沈陽 110035)

高超聲速飛行器技術作為未來航空航天領域的戰(zhàn)略制高點，成為世界各主要軍事強國研究的重點。從掌握的資料來看，美國發(fā)展高超聲速飛行器采取“技術驗證機、短壽命飛機、長壽命飛機”三步走的總體技術路線，計劃在2030年左右形成裝備。美國洛馬公司在2013年首次公開披露SR-72高超聲速飛行器驗證機，大小與F-22相當且最大速度可達6Ma，采用單臺全尺寸渦輪基組合循環(huán)(Turbine-Based Combined Cycle, TBCC)發(fā)動機，2018年開始驗證機的研制并預計在2023年完成首飛。波音公司在2018年1月首次對外展示了高超聲速飛行器驗證機概念方案，同樣采用單臺TBCC推進系統(tǒng)并且大小與F-16相當。可以看到，美國主要研究機構在高超聲速飛行器推進系統(tǒng)方案的認識上逐步達成一致，即TBCC發(fā)動機將會是高超聲速飛行器一種較為理想的動力選型方案[1]。

目前，6Ma一級的TBCC動力裝置通過采用渦輪發(fā)動機和雙模態(tài)超燃沖壓(Dual-Mode ScramJet, DMSJ)發(fā)動機組合的形式，二者共用進氣道和尾噴管，由于現(xiàn)役渦輪的工作馬赫數(shù)上限(2.0～2.5)與雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機馬赫數(shù)工作下限(4.0～4.5)無法銜接，存在推力接力的問題。解決該問題一方面需要在保證渦輪發(fā)動機穩(wěn)定工作的前提下提高發(fā)動機的馬赫數(shù)上限，另一方面則需要降低雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的馬赫數(shù)下限。目前，國內(nèi)外提高渦輪發(fā)動機馬赫數(shù)工作范圍有以下兩種解決方案：①超級燃燒室技術[2-3]，即采用渦輪發(fā)動機與亞燃沖壓發(fā)動機串聯(lián)的形式，渦輪發(fā)動機的加力燃燒室與沖壓發(fā)動機的燃燒室共用，這個燃燒室被稱為超級燃燒室。在飛行馬赫數(shù)達到傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機馬赫數(shù)上限后，來流可通過旁路繞過發(fā)動機轉(zhuǎn)子部件直接進入超級燃燒室中。此外，發(fā)動機將工作在沖壓模態(tài)，可繼續(xù)在高飛行馬赫數(shù)下為飛行器提供推力。②預冷卻技術[4-5]，即在渦輪發(fā)動機進口采用射流預冷或換熱預冷來降低壓氣機的入口溫度，提高渦輪發(fā)動機轉(zhuǎn)子在高馬赫數(shù)來流下的換算轉(zhuǎn)速，提高其轉(zhuǎn)子的效率和工作范圍。此外，來流溫度降低使得在渦輪前溫度受限的條件下，燃燒室內(nèi)可以加入更多的燃料，提高渦輪發(fā)動機的循環(huán)功，因此可以在高飛行馬赫數(shù)下獲得較大的推力。

國內(nèi)大多數(shù)關于組合循環(huán)發(fā)動機總體方面的研究多停留在發(fā)動機方案本身，很少涉及組合循環(huán)發(fā)動機對于其高超聲速飛行器的性能影響研究。高超聲速飛行器究竟采用哪種組合動力形式，需要從飛行器的任務需求出發(fā)，開展相關研究[6-8]。因此，本文從高超聲速飛行器飛行任務性能的角度出發(fā)，采用飛/發(fā)性能一體化的分析手段，比較以上兩種組合發(fā)動機方案：①渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓(Turbine/RamJet/Dual-Mode ScramJet, T/RJ/DMSJ)組合動力；②射流預冷渦輪/亞燃超燃/雙模態(tài)超燃沖壓(Pre-Cooled Turbine/RamJet/Dual-Mode ScramJet, PCT/RJ/DMSJ)組合動力。在統(tǒng)一的飛行平臺模型和飛行任務下，對比在完成相同飛行器任務時，采用這兩種組合動力的飛行器的任務性能。

1 數(shù)學模型

給定飛行器的起飛重量、起飛推力以及燃油重量，則可以根據(jù)發(fā)動機的高度速度特性和飛行器的升阻特性，獲得飛行器沿飛行剖面的飛行時間和航程。飛行過程中飛行器的重量計算將根據(jù)航段中剩余功率Ps的不同分為兩種形式[9]：

(1)

每一任務航段的飛行時間則為

(2)

(3)

在計算過程中，每一任務航段飛行區(qū)間較小，可用平均剩余功率Ps,avg來進行計算，則

(4)

每一任務航段消耗的燃油重量為

(5)

總的航程即為燃油完全消耗時所有任務航段的飛行距離S之和

(6)

2 組合發(fā)動機方案與特性

圖1 給出了兩種組合動力方案的示意圖，其中圖1(a)為方案一T/RJ/DMSJ，渦輪發(fā)動機與亞燃沖壓發(fā)動機串聯(lián)作為組合發(fā)動機的低速通道，而雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機作為組合發(fā)動機的高速通道，高速通道與低速通道采用并聯(lián)的形式；圖1(b)為方案二PCT/RJ/DMSJ，其組合形式與圖1(a)相同，此外，在渦輪發(fā)動機入口安置了預冷器。

(a) T/RJ/DMSJ組合動力方案 (a) Combined cycle engine concept of T/RJ/DMSJ

(b) PCT/RJ/DMSJ組合動力方案 (b) Combined cycle engine concept of PCT/RJ/DMSJ圖1 兩種組合動力方案示意Fig.1 Sketches of two kinds of combined cycle engines

在進行飛行器飛行任務的計算時，需要以飛行器的升阻特性和發(fā)動機的高度速度特性作為輸入?yún)?shù)。本文中，渦輪發(fā)動機采用雙轉(zhuǎn)子混排渦扇發(fā)動機，并采用通用特性進行性能計算[10]。雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機特性計算采用準一維計算模型，并采用MacCormack 有限差分進行求解[11]。超級燃燒室是NASA 發(fā)展的RTA 發(fā)動機中一種加力/沖壓一體化燃燒室[12]，在亞燃沖壓發(fā)動機性能計算中，沖壓燃燒室的出口參數(shù)通過采用加力燃燒室的通用部件特性外插得到。在組合循環(huán)發(fā)動機性能的計算過程中，考慮了模態(tài)轉(zhuǎn)換時發(fā)動機的總推力的連續(xù)變化[13]。在射流預冷發(fā)動機特性計算中對射流預冷卻熱交換系統(tǒng)的數(shù)學模型進行了簡化。在簡化模型中只考慮氣流總參數(shù)在系統(tǒng)中的傳遞以及系統(tǒng)的質(zhì)量守恒和能量守恒。射流預冷的冷卻介質(zhì)采用水，水和水蒸氣性質(zhì)由IAPWS-IF97國際標準中水和蒸汽的計算公式求得[14-15]。發(fā)動機設計點參數(shù)選擇參考了目前現(xiàn)有發(fā)動機的水平，兩個方案的發(fā)動機設計點熱力循環(huán)參數(shù)如表1所示。

表1 發(fā)動機設計點熱力循環(huán)參數(shù)

在飛行馬赫數(shù)0～6范圍內(nèi)，計算得到的組合動力方案一T/RJ/DMSJ的高度速度特性如圖2和圖3所示。圖2為方案一T/RJ/DMSJ的推力特性圖，圖中發(fā)動機推力T除以渦輪發(fā)動機海平面最大推力TSL進行無量綱處理，RJ/DMSJ控制規(guī)律為保持當量比不變。如圖所示，渦輪發(fā)動機的工作馬赫數(shù)范圍為0～2.3；串聯(lián)的亞燃沖壓發(fā)動機從2.3Ma工作到4.0Ma；雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機從4.0Ma工作到6.0Ma。圖3為T/RJ/DMSJ的比沖特性，比沖性能代表了發(fā)動機的經(jīng)濟性，對于渦輪發(fā)動機，其比沖性與發(fā)動機的部件效率直接相關。隨著來流馬赫數(shù)增加，來流總溫增加，渦輪發(fā)動機中壓氣機的換算轉(zhuǎn)速降低，效率有所下降。當飛行高度小于11 km 時，大氣溫度隨著高度增加而下降，因此在相同的飛行馬赫數(shù)下，渦輪發(fā)動機的比沖隨之升高；當飛行高度大于11 km時，在同溫層內(nèi)大氣溫度基本保持不變，因此渦輪發(fā)動機的比沖基本不變。亞燃沖壓發(fā)動機比沖在其飛行范圍內(nèi)變化不大，雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機的比沖隨著高度變化不大，隨著飛行馬赫數(shù)增加而降低。

圖2 方案一組合動力推力特性Fig.2 Thrust performance of case 1 combined propulsion

圖3 方案一組合動力比沖特性Fig.3 Specific impulse performance of case 1 combined propulsion

方案二采用PCT/RJ/DMSJ組合動力，選取兩種工作模態(tài)進行對比。工作模態(tài)一，射流預冷渦輪發(fā)動機的預冷器在2.2Ma開始工作，一直工作到2.6Ma，保持壓氣機進口總溫Tt2=420 K；工作模態(tài)二，預冷器在2.2Ma開始工作，一直工作到4.0Ma。工作模態(tài)一下的推力和比沖特性分別如圖4和圖5所示。工作模態(tài)二下的推力和比沖特性分別如圖6和圖7所示。由圖可以看到，采用了射流預冷器后，渦輪發(fā)動機的工作范圍得到擴展，并在2.2～4.0Ma范圍內(nèi)保持了較大的推力。但隨著馬赫數(shù)的上升，其噴水量顯著增大，從而導致比沖性能大幅度下降，到4.0Ma時，射流預冷渦輪發(fā)動機的比沖性能已接近400 s。盡管如此，發(fā)動機方案的優(yōu)劣還需要從飛行器完成整個飛行任務時的任務性能來進行評估。

圖4 方案二工作模態(tài)一的推力特性Fig.4 Thrust performance of case 2 combined propulsion on mode 1

圖5 方案二工作模態(tài)一的比沖特性Fig.5 Specific impulse performance of case 2 combined propulsion on mode 1

圖6 方案二工作模態(tài)二的推力特性Fig.6 Thrust performance of case 2 combined propulsion on mode 2

圖7 方案二工作模態(tài)二的比沖特性Fig.7 Specific impulse performance of case 2 combined propulsion on mode 2

3 高超聲速巡航飛行任務

基于文獻[16-17]對高超聲速巡航飛行器的任務的描述，本文確定的一個高超聲速飛行器的飛行任務如圖8所示。該飛行任務首先采用渦輪發(fā)動機從海平面起飛，加速至0.8Ma后，等馬赫數(shù)爬升至高度11 km，接著以等動壓q=46.3 kPa爬升至2.3Ma，此后分別采用亞燃沖壓和雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機等動壓爬升至6.0Ma，高度27 km，最后，飛行器以6Ma在高度27 km處進行巡航。方案一中，渦輪發(fā)動機與亞燃沖壓發(fā)動機在2.0～2.3Ma進行模態(tài)轉(zhuǎn)換；方案二中，射流預冷渦輪發(fā)動機與亞燃沖壓發(fā)動機在2.3～2.6Ma進行模態(tài)轉(zhuǎn)換。渦輪發(fā)動機向沖壓發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換時，發(fā)動機的總推力希望保持不變[13]。文獻[18]針對串聯(lián)TBCC發(fā)動機的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程開展了過渡態(tài)的性能計算，其通過調(diào)節(jié)發(fā)動機的幾何和燃油流量，獲得了模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中恒定的推力和空氣流量。因此，在本文計算中，將發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的推力連續(xù)作為已知條件，假設組合發(fā)動機的總推力保持不變，由此來確定和渦輪發(fā)動機相匹配的沖壓發(fā)動機推力。

圖8 高超聲速巡航飛行器飛行任務剖面Fig.8 Mission profile of hypersonic cruise vehicle

進行飛行器的飛行任務分析時，還需要飛行器的升阻特性作為輸入條件。一種5.0Ma巡航的高超聲速飛行器具有高效的氣動性能[19-21]，在亞聲速飛行范圍內(nèi)，其升阻比為9，在超聲速和高超聲速飛行范圍內(nèi)，其升阻比為5～6。本文基于上述高超聲速飛行器，對一種6.0Ma巡航的高超聲速飛行器的升阻特性進行了拓展，并考慮了較大的跨聲速阻力，其升阻比CL/CD如表2所示。

表2 高超聲速巡航飛行器升阻比

4 結果與分析

由上述計算得到的組合發(fā)動機特性和給出的飛行器升阻模型，計算了兩種狀態(tài)下的飛行器任務性能。狀態(tài)一：飛行器起飛重量WTO=30 000 kg，起飛推力TSL=24 000 kg, 燃料重量WF=12 000 kg。狀態(tài)二：飛行器起飛重量WTO=30 000 kg，起飛推力TSL=30 000 kg, 燃料重量WF=12 000 kg。這兩種狀態(tài)下的飛行器起飛重量保持一致，所攜帶的燃料重量保持一致(其中射流預冷渦輪發(fā)動機所攜帶的冷卻劑水的重量包含在燃料重量之中)，不同的是飛行器的起飛推重比TSL/WTO分別為0.8和1.0。

圖9 給出了兩種組合發(fā)動機方案分別在0.8和1.0起飛推重比條件下，瞬時重量因子隨飛行任務的變化。瞬時重量因子反映了燃料在飛行過程中的消耗，從圖中可以看到，在相同的起飛推重比下，PCT/RJ/DMSJ在工作模態(tài)一下的瞬時重量因子與T/RJ/DMSJ變化的差別不大；在工作模態(tài)二，其在3.0～4.0Ma段，瞬時重量因子下降較快。較小的推重比下，跨聲速段的瞬時重量因子下降較快，這說明飛行器在此飛行任務段消耗了大量的燃料；在6Ma處，瞬時重量因子垂直下降，其表示在飛行器巡航時燃料的消耗，燃料耗盡時瞬時重量因子為0.6。

圖9 瞬時重量因子在飛行任務過程中的變化Fig.9 Weight fraction variation with mission phases

從圖9中還可以看出，在0～0.8Ma航段內(nèi)，飛行器的升阻比較高，這意味著當飛行器升重平衡時，其阻力較小，而起飛推重比0.8和1.0下的飛行器推力均要遠大于阻力，在該航段的u較小，在該航段起飛推重比從0.8增加到1.0對飛行器重量因子的影響較小，因而曲線幾乎重合。接近跨聲速時，飛行器阻力劇增，此時在推重比0.8和1.0下的u差異較大，在0.8下的u值較高，此時飛行器重量因子大幅度下降，但此后，在高馬赫數(shù)范圍內(nèi)，隨著飛行器升阻比的提高，推重比0.8和1.0下的u的差異減小，因此可以看到推重比0.8和1.0下的兩條曲線在高馬赫數(shù)下幾乎平行。

表3給出了在起飛推重比TSL/WTO=0.8下，兩種組合動力方案飛行任務性能的對比?？梢园l(fā)現(xiàn)，在工作模態(tài)一下兩種組合動力的航程和飛行時間相當，采用PCT/RJ/DMSJ組合動力方案比T/RJ/DMSJ組合動力方案的航程高出3.7%，飛行時間高出3.8%。飛行器在跨聲速時的阻力較大，在跨聲速時，兩種組合動力均采用渦輪發(fā)動機進行飛行，沒有額外的增推裝置，因此在跨聲速階段，飛行器的燃料消耗較大，所用的時間較長，其中跨聲速燃料消耗占整個加速爬升階段燃料消耗的26%左右，飛行時間占32%以上。PCT/RJ/DMSJ組合動力的全程消耗的冷卻水重量僅為86 kg，占整個燃料重量的0.7%。在工作模態(tài)二下，由于冷卻的需求，PCT/RJ/DMSJ的耗水量大大增加，為1606 kg，約占整個燃料重量的13.4%，因此可用于巡航的燃料減少，巡航距離相比于工作模態(tài)一減小了12.1%。

表4 給出了在起飛推重比TSL/WTO=1.0條件下，兩種組合動力方案飛行任務性能的對比。在工作模態(tài)一下，PCT/RJ/DMSJ組合動力方案的航程和飛行時間比T/RJ/DMSJ組合動力方案分別高出4.6%和4.8%，在工作模態(tài)二下PCT/RJ/DMSJ的航程相比于工作模態(tài)一減小了18.9%，可見PCT/RJ/DMSJ在工作模態(tài)一下的方案較優(yōu)。

隨著起飛推重比的增加，加速階段尤其是跨聲速段的燃料消耗較少。在TSL/WTO=1.0下，跨聲速段的燃料消耗和時間約占加速爬升段的8%和13%左右。這是因為隨著飛行器的起飛推重比增加，飛行器在跨聲速時可用的推力增加，這使得飛行器在跨聲速所用的時間大幅度下降，由此在該飛行任務段的燃料消耗量有所下降。減少了飛行器在加速爬升階段的燃料消耗量，則有更多的燃料用于高超聲速巡航，從而提高了飛行器的巡航距離和整個航程。

此外，隨著推重比增加，T/RJ/DMSJ和PCT/RJ/DMSJ工作模態(tài)一的航程分別增加了22.6%和23.8%，飛行時間分別減小了7.5%和6.6%。

5 結論

圍繞6Ma高超聲速巡航飛行器的飛行任務需求，開展了T/RJ/DMSJ和PCT/RJ/DMSJ兩種組合動力方案的研究。采用了相同的飛行器升阻模型和飛行剖面，對不同起飛推重比下的飛行器性能進行對比分析，得到以下結論：

1)當起飛推重比TSL/WTO為0.8或1.0時，工作模態(tài)一下兩種方案計算得到的航程與飛行時間相差不大，PCT/RJ/DMSJ組合動力方案比T/RJ/DMSJ組合動力方案略有優(yōu)勢。工作模態(tài)二下PCT/RJ/DMSJ的飛行時間有所縮短，但航程較短，相應地減小了14%～19%，主要原因是隨著飛行速度的增大，渦輪發(fā)動機進口噴水量增加，導致比沖降低，影響飛行航程。PCT/RJ/DMSJ工作模態(tài)一的性能要優(yōu)于工作模態(tài)二。

表3 兩種組合動力飛行任務性能對比(TSL/WTO=0.8，WF=12 000 kg)

表4 兩種組合動力飛行任務性能對比(TSL/WTO =1.0，WF=12 000 kg)

2)隨著起飛推重比的增加，跨聲速段的燃料消耗和飛行時間占整個爬升段的比例減小，飛行器在加速爬升階段的燃料消耗量有所減小，則有更多的燃料用于高超聲速巡航，從而提高了飛行器的巡航距離和整個航程。

3)提高起飛推重比可以提高超聲速飛行器的航程并縮短飛行時間。推重比從0.8增加到1.0，工作模態(tài)一下的PCT/RJ/DMSJ和T/RJ/DMSJ的航程分別增加了22.6%和23.8%，飛行時間分別減小了7.5%和6.6%。