鄭日恒，陳操斌

(1. 北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京 100083；2.北京動(dòng)力機(jī)械研究所，北京 100074)

0 引言

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(TBCC)通常指渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合。高超聲速TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在低馬赫數(shù)下以渦輪模態(tài)工作，在高馬赫數(shù)下以沖壓模態(tài)工作，在2～4

Ma

之間進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換。由于TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在低、高馬赫數(shù)下均具有較好的比沖性能，被視作寬馬赫數(shù)高超聲速飛機(jī)和兩級入軌飛行器一級動(dòng)力的較好選擇。

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)無論串聯(lián)還是并聯(lián)形式，都需要實(shí)現(xiàn)從低馬赫數(shù)渦輪模態(tài)到高馬赫數(shù)沖壓模態(tài)的模態(tài)轉(zhuǎn)換。由于模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)往往處于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)下限，此時(shí)傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)由于折合轉(zhuǎn)速過低已逐步進(jìn)入風(fēng)車狀態(tài)附近，發(fā)動(dòng)機(jī)推力較小，而且模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中空氣流量從內(nèi)涵逐漸切換至外涵，內(nèi)涵推力隨著流量的降低迅速下降。而沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流量由小增大過程中推力增長幅度低于核心機(jī)的推力下降幅度，因此TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中需經(jīng)歷一段推力顯著降低的階段。在這個(gè)過程中，可能出現(xiàn)推阻不平衡的情況導(dǎo)致飛行器持續(xù)減速，無法為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常起動(dòng)提供合適的來流條件，或者即使沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能夠起動(dòng)但仍舊無法實(shí)現(xiàn)推阻平衡而導(dǎo)致模態(tài)轉(zhuǎn)換失敗。此外，在跨聲速階段，由于發(fā)動(dòng)機(jī)阻力顯著增加也可能導(dǎo)致飛行器跨聲速失敗。這類由于推阻不平衡導(dǎo)致飛行器無法完成低速向高速轉(zhuǎn)換被稱為推力陷阱問題，如圖1所示。

圖1 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)存在的推力陷阱問題Fig.1 Trust trap problem of TBCC engine

推力陷阱問題的解決可從飛行器的氣動(dòng)外形優(yōu)化或彈道優(yōu)化入手，盡量降低模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)飛行器的阻力，但最主要的途徑是發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)中引入新的解決方案，為飛行器跨聲速及完成沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的接力提供足夠的推力和速域裕度。

1 推力陷阱問題的解決方案

TBCC推力陷阱問題解決的原理是提高渦輪基發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)上限或者降低沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)下限，使得渦輪基與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在接力點(diǎn)附近具有足夠的推力與速度裕度。

1.1 變循環(huán)方案

1.1.1 渦噴基旁路放氣方案

J58發(fā)動(dòng)機(jī)最高工作馬赫數(shù)可達(dá)3.2，是最早獲得應(yīng)用的串聯(lián)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)。而J58發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)寬域飛行的關(guān)鍵在于采用了旁路放氣技術(shù)擴(kuò)展工作邊界，其結(jié)構(gòu)形式如圖 2所示。

圖2 J58發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.2 J58 engine

J58渦輪通道為單軸渦噴，在壓氣機(jī)第4級后設(shè)計(jì)了6根從壓氣機(jī)到加力燃燒室的旁路放氣管道，在大于2.2

Ma

時(shí)，通過控制旁路放氣，使得壓氣機(jī)特性圖中共同工作點(diǎn)位置下移，流通能力大幅增強(qiáng)，核心機(jī)喘振裕度增加，根據(jù)壓力及流量平衡，核心機(jī)流量降低，但發(fā)動(dòng)機(jī)總流量增加了22%，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)下的推力相較于常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)顯著增加，具備了高馬赫數(shù)工作能力。此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)已工作在渦輪-沖壓共同工作模態(tài)，隨著馬赫數(shù)進(jìn)一步增加，放氣管路中流量也進(jìn)一步增加，馬赫數(shù)3之后引氣管至加力燃燒室的氣流燃燒后貢獻(xiàn)了J58發(fā)動(dòng)機(jī)80%以上的推力，而渦輪基本進(jìn)入了風(fēng)車狀態(tài)。

J58發(fā)動(dòng)機(jī)通過渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)旁路放氣方案來解決推力陷阱問題，其成功實(shí)現(xiàn)寬速域工作的關(guān)鍵在于寬速域內(nèi)壓氣機(jī)中間級旁路放氣的設(shè)計(jì)以及復(fù)雜高效的氣流流動(dòng)控制。旁路放氣措施早期是解決壓氣機(jī)在高馬赫數(shù)下喘振問題的有效手段，基本原理是通過調(diào)整壓氣機(jī)中前后級速度三角形，使得壓氣機(jī)前面級失速狀態(tài)顯著改善，壓氣機(jī)效率提高。

在J58發(fā)動(dòng)機(jī)中，充分利用了放氣對發(fā)動(dòng)機(jī)括穩(wěn)的好處，并將大量的引入加力燃燒室的氣流作為發(fā)動(dòng)機(jī)推力的重要來源，大幅增強(qiáng)了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在更高馬赫數(shù)下的工作能力。此外，復(fù)雜高效的氣流流動(dòng)控制也是該發(fā)動(dòng)機(jī)寬域飛行的重要保障。SR-71飛機(jī)進(jìn)氣道與J58發(fā)動(dòng)機(jī)在不同狀態(tài)下的流動(dòng)狀態(tài)如圖 3所示，其中間體放氣裝置與進(jìn)氣錐連通，在亞聲速狀態(tài)下進(jìn)氣道通過中間體放氣裝置從飛行器外部引入空氣，使得發(fā)動(dòng)機(jī)可以吸入更多的空氣，同時(shí)除去進(jìn)氣錐附近的附面層；在高馬赫數(shù)下旁路通道閥門的開閉配合進(jìn)氣錐的前后移動(dòng)，實(shí)現(xiàn)了較高的總壓恢復(fù)性能。

圖3 SR-71飛機(jī)進(jìn)氣道與J58發(fā)動(dòng)機(jī)在不同狀態(tài)下的流動(dòng)狀態(tài)Fig.3 Flow state of SR-71 aircraft inlet and J58 engine under different conditions

1.1.2 渦扇基變循環(huán)方案

1.1.2.1 RTA方案

美國推出了多項(xiàng)高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)研究計(jì)劃，用于研究4+

Ma

的高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。1999年，NASA 與GE公司在高速渦輪機(jī)RTA計(jì)劃第一階段提出RTA-1方案(見圖 4)。RTA-1發(fā)動(dòng)機(jī)為雙轉(zhuǎn)子渦扇，前端單級風(fēng)扇由低壓渦輪驅(qū)動(dòng)，與常規(guī)小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)不同之處在于，RTA的二級核心風(fēng)扇與高壓壓氣機(jī)在同一根軸上，由高壓渦輪驅(qū)動(dòng)。

圖4 RTA-1高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.4 RTA-1 high speed turbine engine

RTA發(fā)動(dòng)機(jī)的變循環(huán)通過控制調(diào)節(jié)一級風(fēng)扇后的模態(tài)選擇閥和后可變面積引射器來實(shí)現(xiàn)。其中模態(tài)選擇閥用于控制流量分配，后可變面積引射器用于沖壓流路與核心機(jī)流路摻混時(shí)的壓力平衡調(diào)節(jié)。在1.6

Ma

之前，模態(tài)選擇閥關(guān)閉，RTA以二級風(fēng)扇、四級高壓壓氣機(jī)的常規(guī)渦扇模式工作；在1.6

Ma

以后，模態(tài)選擇閥打開，來流經(jīng)過一級風(fēng)扇后，經(jīng)模態(tài)選擇閥分流進(jìn)入渦扇外涵，這部分氣流可定義為外涵一次流。剩余氣流進(jìn)入二級風(fēng)扇增壓后，位于風(fēng)扇外側(cè)的空氣也注入外涵通道，成為外涵二次流。外涵二次流與外涵一次流匯合后，經(jīng)可變面積引射器進(jìn)入加力燃燒室，構(gòu)成了RTA-1的沖壓通道。二級風(fēng)扇內(nèi)側(cè)氣流進(jìn)入核心機(jī)燃燒做功。3

Ma

以后，基本進(jìn)入沖壓模態(tài)。不同馬赫數(shù)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)由可調(diào)結(jié)構(gòu)的調(diào)節(jié)規(guī)律與燃油控制規(guī)律共同確定。

2009年，在RTA-1基礎(chǔ)上，結(jié)合IHPTET、VAATE及UEET計(jì)劃研究得到通用核心機(jī)和融合的發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)身噴管技術(shù)，推出了RTA-2方案(見圖5)，其基本循環(huán)形式與RTA-1基本相同。

圖5 RTA-2高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.5 RTA-2 high speed turbine engine

RTA發(fā)動(dòng)機(jī)是典型的沒有獨(dú)立外涵沖壓通道的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)變循環(huán)方案。徐思遠(yuǎn)等通過對RTA發(fā)動(dòng)機(jī)的建模分析發(fā)現(xiàn)，RTA發(fā)動(dòng)機(jī)通過主動(dòng)變循環(huán)切換工作模態(tài)，在0～4

Ma

的過程中涵道比從0.2增加到了1.57，變化了8倍左右。其中雙外涵通道的設(shè)計(jì)，是實(shí)現(xiàn)2.5～4

Ma

強(qiáng)力穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。此外，寬速域風(fēng)扇、超級燃燒室等關(guān)鍵部件的設(shè)計(jì)也是決定RTA發(fā)動(dòng)機(jī)方案能否成功的關(guān)鍵。

文獻(xiàn)[12]中強(qiáng)調(diào)了RTA-1超級燃燒室所面臨的主要風(fēng)險(xiǎn)之一是新的火焰穩(wěn)定器是否能夠在單旁通模式和雙旁通模式下實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的火焰?zhèn)鞑?。文獻(xiàn)[13]給出了采用APNASA 仿真和試驗(yàn)得到的RTA發(fā)動(dòng)機(jī)寬速域風(fēng)扇縮比模型在工作線上37%～100%轉(zhuǎn)速內(nèi)典型轉(zhuǎn)速下的性能，可見變循環(huán)渦扇方案中對于風(fēng)扇的寬域工作性能有較高的要求。

1.1.2.2 HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)方案

日本HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)是帶有獨(dú)立外涵沖壓通道的TBCC。HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)中共有6處幾何調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，分別是模態(tài)轉(zhuǎn)換閥、高壓壓氣機(jī)可變靜子葉片、前可變面積涵道引射器、后可變面積涵道引射器、低壓渦輪可變導(dǎo)向器與可調(diào)尾噴管，如圖6所示。核心機(jī)外涵與獨(dú)立沖壓外涵之間經(jīng)前可變面積涵道引射器連通。在0～2.5

Ma

之間時(shí)，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作；2.5～3

Ma

時(shí)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行模式轉(zhuǎn)換；馬赫數(shù)3以上時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作，并繼續(xù)加速至5.0

Ma

。前、后可變面積引射器均用于調(diào)節(jié)核心機(jī)與沖壓流路的壓力平衡，防止倒流。

圖6 HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Structure of HYPR90-C engine

從HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)形式來看，渦輪核心機(jī)與外涵沖壓無能量傳遞，其克服推力陷阱問題實(shí)現(xiàn)寬域工作能力的關(guān)鍵在于利用多個(gè)幾何調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的共同調(diào)節(jié)，以實(shí)現(xiàn)寬速域內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)流動(dòng)狀態(tài)的控制。早在HYPR計(jì)劃結(jié)束之時(shí)，HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)2.5

Ma

渦扇模態(tài)向沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換、3

Ma

狀態(tài)下長時(shí)間工作能力以及風(fēng)車沖壓狀態(tài)下的起動(dòng)均獲驗(yàn)證。

綜合分析渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)旁路放氣方案的典型代表J58發(fā)動(dòng)機(jī)以及RTA發(fā)動(dòng)機(jī)、HYPR-90C渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)變循環(huán)方案，該類方案解決推力陷阱問題的核心機(jī)理就在于通過多種幾何結(jié)構(gòu)的調(diào)節(jié)，配合相應(yīng)的控制規(guī)律，通過主動(dòng)控制渦輪流路與沖壓流路在不同馬赫數(shù)下的流量分配，及時(shí)減緩渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)下的推力衰減，同時(shí)通過沖壓流路推力及時(shí)補(bǔ)充，從而實(shí)現(xiàn)低速狀態(tài)向高速狀態(tài)的轉(zhuǎn)換。因此，變循環(huán)方案中基于渦噴、渦扇核心機(jī)解決推力陷阱問題的途徑雖然有所不同，但其解決該問題的核心機(jī)理是一致的。渦噴基方案與渦扇基方案相比，高馬赫數(shù)下由于全部氣流需經(jīng)過多級壓氣機(jī)，限制了其馬赫數(shù)的進(jìn)一步提高，因此渦扇基方案的馬赫數(shù)上限略高于渦噴基方案。此外，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)旁路放氣方案其核心機(jī)為渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，因此其低馬赫數(shù)下的單位推力高但耗油率也高，而渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)變循環(huán)方案亞聲速段耗油率低，這是由其基礎(chǔ)循環(huán)形式?jīng)Q定的。渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)旁路放氣方案已在SR-71高速偵察機(jī)上獲得充分驗(yàn)證，技術(shù)成熟度較高；但變循環(huán)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)方案技術(shù)成熟度較低，尚未進(jìn)入工程實(shí)用階段。

1.2 預(yù)冷方案

預(yù)冷方案主要包含射流預(yù)冷、燃料直接預(yù)冷以及使用中間介質(zhì)間接預(yù)冷的方案。使用中間介質(zhì)間接預(yù)冷的典型代表SABRE系列、Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)，雖然是渦輪基動(dòng)力，但由于其產(chǎn)生推力的空氣路為吸氣式火箭循環(huán)，且?guī)в袕?fù)雜的閉式布雷頓裝置，與常規(guī)TBCC的渦輪核心機(jī)差異較大，因此本文不涉及此類預(yù)冷方案，僅對TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)具有重要參考意義的射流預(yù)冷方案與燃料直接預(yù)冷方案進(jìn)行探討。

1.2.1 射流預(yù)冷方案

射流預(yù)冷方案通過在壓氣機(jī)前噴射冷卻工質(zhì)對來流降溫，使得傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)甚至可以工作到馬赫數(shù)為6(見圖7)，在2～5

Ma

之間均具有較高的推力性能，因此射流預(yù)冷方案可以有效解決TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在2～4

Ma

之間的推力陷阱問題。

圖7 射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)推力與比沖隨馬赫數(shù)的變化曲線Fig.7 Curves of thrust and impulse with Mach number

射流預(yù)冷方案中，水是最常見的噴射流體，但是隨著馬赫數(shù)的增加，來流總溫迅速升高，需要噴射的水量也迅速增加，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖迅速降低。此外由于大量噴水有可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)熄火，通常需在壓氣機(jī)前后注入氧化劑。根據(jù)文獻(xiàn)[18]中的預(yù)冷方案，2

Ma

時(shí)噴水質(zhì)量流量比例在3%左右，3

Ma

時(shí)達(dá)到10%，4

Ma

時(shí)達(dá)到17%。如圖8所示，射流預(yù)冷核心機(jī)在2～4

Ma

之間，比沖從2 100 s左右下降到1 300 s。

圖8 噴水噴氧比例隨馬赫數(shù)的變化曲線Fig.8 Curve of water spray and oxygen spray ratio with Mach number

盡管射流預(yù)冷方案對渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提升有重要作用，但射流預(yù)冷方案的關(guān)鍵難題在于射流霧化裝置的設(shè)計(jì)。在總體性能計(jì)算中，對冷卻射流與主流的摻混以及冷卻劑的霧化、蒸發(fā)過程，通常簡化成等壓熱平衡過程來處理。但文獻(xiàn)[21]研究發(fā)現(xiàn)，即使高馬赫數(shù)下，噴注到進(jìn)氣道后的水也不會(huì)完全蒸發(fā)，部分液態(tài)水會(huì)進(jìn)入風(fēng)扇，發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失與未蒸發(fā)量存在對應(yīng)關(guān)系，最大值達(dá)到了20%。李艷軍等采用FLUENT計(jì)算了多種噴射方案下的流場溫度、壓力變換規(guī)律，采用敏感性分析法對溫降和蒸發(fā)量的影響因素進(jìn)行了分析，得出來流溫度、射流流量和蒸發(fā)距離是影響溫降的主要因素。羅佳茂等采用數(shù)值仿真的方法研究了不同來流馬赫數(shù)、不同水氣比條件下TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道噴水預(yù)冷的流動(dòng)蒸發(fā)特性。研究結(jié)果表明，特定馬赫數(shù)下，隨著水氣比的增加，溫降效果越好，但是進(jìn)氣道中完全蒸發(fā)所需要長度也更大，因此特定工況下噴水量要適中；通過噴水預(yù)冷有效擴(kuò)展了渦輪通道馬赫數(shù)上限，但計(jì)算中工質(zhì)水采用離散相加入空氣中，忽略了水的霧化過程。文獻(xiàn)[24-25]以 NASA Stage 35壓氣機(jī)為對象，研究了射流預(yù)冷中未蒸發(fā)水滴在進(jìn)氣道預(yù)冷段和壓氣機(jī)中的流動(dòng)、蒸發(fā)和摻混過程，如圖9所示。研究結(jié)果表明，在噴水量較大時(shí)預(yù)冷段會(huì)產(chǎn)生激波，降低冷卻效果的同時(shí)帶來了增壓效果，且激波隨噴水量增大而后移；應(yīng)適當(dāng)增加中心區(qū)噴水比例，減小壓氣機(jī)中離心力作用下的徑向溫度分布不均勻度。

圖9 射流預(yù)冷中水滴運(yùn)動(dòng)圖Fig.9 Motion of water droplets in jet pre-cooling

1.2.2 燃料直接預(yù)冷方案

燃料直接預(yù)冷方案是以低溫燃料作為冷卻工質(zhì)，通過進(jìn)氣道后的預(yù)冷器直接給高溫空氣降溫，從而拓寬渦輪通道馬赫數(shù)上限。燃料直接預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)典型代表是日本的吸氣式膨脹循環(huán)ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)和預(yù)冷渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)PCTJ。由于ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)采用燃料蒸氣來驅(qū)動(dòng)空氣壓氣機(jī)，空氣流量遠(yuǎn)大于燃料流量，空氣壓氣機(jī)壓比受限。因此，燃料直接預(yù)冷方案主要指預(yù)冷渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，如圖10所示。

圖10 S-engine循環(huán)原理圖Fig.10 Schematic of S-engine cycle

這種方案與常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相比，是在加力式渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)前加裝預(yù)冷器，相對傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)改動(dòng)較小，因此有望成為解決TBCC推力陷阱問題的重要舉措之一，日本的S-engine就是采用這一循環(huán)。文獻(xiàn)[27]基于T-BEAT軟件對比了液氫直接預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的性能差異，研究結(jié)果表明通過預(yù)冷可以顯著提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能，且在4

Ma

以前推力隨馬赫數(shù)增加而增大，如圖11所示。但由于馬赫數(shù)增加導(dǎo)致燃料冷卻用量急劇增加，所以預(yù)冷渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)比沖隨馬赫數(shù)增加單調(diào)遞減。

圖11 液氫直接預(yù)冷渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能對比Fig.11 Performance comparison between liquid hydrogen direct pre-cooling turbojet and traditional turbojet

常見的低溫燃料有液氫、液體甲烷等。使用20 K左右的液氫燃料預(yù)冷，由3

Ma

左右冷卻至380 K左右時(shí)核心機(jī)當(dāng)量比為1.2左右；使用111 K左右的液體甲烷預(yù)冷，在3

Ma

時(shí)冷卻至380 K左右，核心機(jī)當(dāng)量比在1.3左右，可見3

Ma

以前，燃料直接預(yù)冷方案下燃料冷卻用量與燃燒用量基本相當(dāng)，基本不存在燃料浪費(fèi)的問題。另外，低溫燃料的使用使得發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室及飛行器的熱防護(hù)難度顯著降低。日本S-engine以液氫為燃料，北京航天大學(xué)提出了以液體甲烷為燃料的7

Ma

級TBCC方案設(shè)想。但由于低溫燃料相對常溫燃料使用存儲較為不便，因此煤油、吸熱型碳?xì)淙剂系瘸厝剂弦苍谌剂现苯宇A(yù)冷方案的考慮之列。周兵等對以煤油為冷卻介質(zhì)的進(jìn)氣預(yù)冷渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行了計(jì)算，結(jié)果如圖12所示(

Ψ

為當(dāng)量比)。此外，發(fā)現(xiàn)低馬赫數(shù)時(shí)預(yù)冷渦扇推力的增加是由于空氣流量與單位推力增加的共同結(jié)果，高馬赫數(shù)時(shí)主要源于空氣流量的大幅增加。但實(shí)質(zhì)上，在低馬赫數(shù)下預(yù)冷器的總壓損失占主導(dǎo)地位導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降，在高馬赫數(shù)下溫降占主導(dǎo)，對發(fā)動(dòng)機(jī)性能有所提高但提高有限，主要原因在于煤油熱沉較小，冷卻能力不足。

圖12 煤油預(yù)冷渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能Fig.12 Performance of turbofan engine with kerosene pre-cooling

預(yù)冷器的設(shè)計(jì)是燃料直接預(yù)冷方案的關(guān)鍵。與常規(guī)換熱器不同的是，預(yù)冷器要求功質(zhì)比達(dá)到100 kW/kg以上，且對空氣側(cè)壓降有嚴(yán)格要求。在預(yù)冷器研制方面，日本自1995年以來，在ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)研制計(jì)劃下設(shè)計(jì)和制造了3種型號的預(yù)冷器。這些預(yù)冷器為管殼式換熱器，由多行由內(nèi)向外層疊的換熱管路構(gòu)成(見圖13)。

圖13 ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷器(單位：mm)Fig.13 Precooler of ATREX engine(unit:mm)

此外，日本JAXA對預(yù)冷器進(jìn)行了大量試驗(yàn)，成功將氣流冷卻至180 K，并探索實(shí)踐了使用噴醇技術(shù)來防止微細(xì)管結(jié)霜的方法。但由于早期微細(xì)管成型及設(shè)計(jì)加工技術(shù)較為落后，預(yù)冷器功質(zhì)比較低。2011年，反應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)公司對外展出了其首個(gè)全尺寸的SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)用預(yù)冷器(見圖14)，功質(zhì)比宣稱達(dá)到400 kW/kg，并于2019月完成了5

Ma

來流條件下的預(yù)冷器1/4縮比模型的高溫試驗(yàn)，在0.05 s內(nèi)將1 000 ℃的來流冷卻到了100 ℃左右，該試驗(yàn)的成功被譽(yù)為預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)研制史上的重要里程碑。國內(nèi)北京航空航天大學(xué)、北京動(dòng)力機(jī)械研究所等單位相繼開展了高緊湊微通道預(yù)冷器的研制工作，并對外展示了與反應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)公司類似的預(yù)冷器樣機(jī)，標(biāo)志著國內(nèi)在高功質(zhì)比預(yù)冷器技術(shù)領(lǐng)域取得了重要進(jìn)步。

圖14 SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷器Fig.14 Precooler of SABRE engine

綜合分析射流預(yù)冷與燃料直接預(yù)冷方案，可以看出預(yù)冷方案不僅在拓展現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)邊界方面具有顯著優(yōu)勢，而且相較于常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，在2～3

Ma

左右推力增加1倍以上。預(yù)冷方案解決推力陷阱問題的核心機(jī)理就在于通過外部冷卻介質(zhì)的引入，從根本上解決了高馬赫數(shù)飛行時(shí)高溫來流對壓氣機(jī)的影響。在高馬赫數(shù)下壓氣機(jī)仍可工作在高折合轉(zhuǎn)速區(qū)域，具有較高的壓比和流量，為沖壓通道的順利接力提供較好的推力和速度條件，因此預(yù)冷方案解決TBCC推力陷阱問題具有明顯的性能優(yōu)勢。此外，國內(nèi)外在預(yù)冷器技術(shù)上的進(jìn)步，也顯著推進(jìn)了該方案在TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用。2021年，美國Hermeus公司提出了以預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與亞燃沖壓組合的TBCC為動(dòng)力的5

Ma

級高超聲速飛機(jī)項(xiàng)目。綜合來看，預(yù)冷方案不失為解決以現(xiàn)有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力陷阱問題的較佳技術(shù)途徑。

1.3 火箭助力方案

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有工作速域?qū)挕⑼屏Υ?、比沖低的特點(diǎn)，可在短時(shí)間內(nèi)大幅提高飛行器速度和高度。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的推力陷阱主要存在于跨聲速及渦輪-沖壓接力段，利用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊、推力大的優(yōu)勢，可以快速加速通過這一階段，轉(zhuǎn)入沖壓工作模態(tài)。因此，火箭助力也是解決TBCC推力陷阱的方案之一。

TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)通過將渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(RBCC)及雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合起來，實(shí)現(xiàn)從靜止到7+

Ma

的無縫銜接，如圖15所示。

圖15 TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)Fig.15 Schematic of TriJet engine cycle

與常規(guī)TBCC相比，TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)中為雙模態(tài)沖壓，其接力馬赫數(shù)在4左右，而常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)上限在2.5

Ma

左右，因此渦輪與沖壓之間僅靠自身動(dòng)力顯然無法完成從渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換。因此TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)采用了獨(dú)立的火箭引射沖壓通道，利用的RBCC組合在0.8～4

Ma

之間工作，從而解決了TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)的推力陷阱的問題。北京動(dòng)力機(jī)械研究所提出的TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)中，也采用火箭助力方案解決推力陷阱問題。TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)將引射火箭與雙模態(tài)沖壓設(shè)計(jì)在同一通道中，相比于TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)，減去了獨(dú)立的寬域沖壓通道。TRRE方案中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作在2

Ma

左右，后火箭引射沖壓開始工作，在2～6

Ma

之間可根據(jù)飛行任務(wù)需要選擇在沖壓模態(tài)或火箭沖壓模態(tài)工作，集合了雙模態(tài)沖壓速域?qū)捙cRBCC推力大的優(yōu)勢。TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)工作速域?yàn)?～6

Ma

、高度區(qū)間為0～33 km，其結(jié)構(gòu)如圖16所示。文獻(xiàn)[34]中研究了TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，通過性能仿真指出TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)在火箭助力后可為發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換提供充裕的推力增量，可實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)的平穩(wěn)、可靠轉(zhuǎn)換。

圖16 TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)Fig.16 Schematic of TRRE engine

從TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)和TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展來看，火箭助力方案是解決推力陷阱問題最直接的手段。但由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)比沖過低，往往不直接將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)組合，而是采用火箭與沖壓構(gòu)成火箭引射沖壓的RBCC組合增推，在獲得推力增益的同時(shí)兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能。但這些方案的推重比是否能夠達(dá)到要求，尚存在結(jié)構(gòu)減重方面很大的技術(shù)挑戰(zhàn)。

2 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力陷阱問題解決方案選擇的影響因素分析

2.1 飛行器任務(wù)需求

飛行器任務(wù)需求是決定發(fā)動(dòng)機(jī)方案選擇最核心的要素。寬域高超聲速飛行器的任務(wù)需求總結(jié)起來主要有兩類：一類是運(yùn)輸型任務(wù)，在追求速度的同時(shí)對航程具有較高的要求，具有典型的巡航過程；另一類是加速型任務(wù)，要求飛行器在較短的時(shí)間內(nèi)達(dá)到一定的高度和速度，無明顯巡航點(diǎn)，對航程的要求較低，但對加速過程中總的燃油消耗有要求。

文獻(xiàn)[16]指出，HYPR90-C與RTA發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方案及變循環(huán)模式存在差異的根本原因就在于應(yīng)用對象不同。其中HYPR90-C用于高超聲速客機(jī)，主要傾向于對發(fā)動(dòng)機(jī)油耗和起飛噪聲的嚴(yán)格要求；而RTA發(fā)動(dòng)機(jī)本就是在美國先進(jìn)航天運(yùn)輸計(jì)劃ASTP和下一代發(fā)射技術(shù)NGLT計(jì)劃下的產(chǎn)物，用于兩級入軌飛行器第一級，因此側(cè)重于對單位面積迎風(fēng)推力的要求。此外，變循環(huán)方案下，雖然采用幾何調(diào)節(jié)解決了高馬赫數(shù)下渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)部件匹配的困難，但隨著高馬赫數(shù)下來流總溫的上升，壓縮部件的性能惡化無法避免，變循環(huán)方案中高馬赫數(shù)下渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的推力難以大幅提高，因此變循環(huán)方案更適用于推力陷阱問題不過于突出、超聲速與亞聲速間頻繁切換的任務(wù)環(huán)境。

可見，飛行器任務(wù)需求對整機(jī)動(dòng)力方案具有決定性作用。但由于運(yùn)輸型任務(wù)與加速型任務(wù)之間沒有明確界限，因此選用何種方案，需根據(jù)飛行器具體指標(biāo)要求，通過優(yōu)化對比，綜合性能、技術(shù)成熟度、燃料選擇等各方面要素確定。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)性能

發(fā)動(dòng)機(jī)性能對TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力陷阱問題解決方案的選擇具有重要的影響。表征TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能的關(guān)鍵參數(shù)主要有推力、比沖和推重比等。從推力角度來看，采用射流預(yù)冷和燃料直接預(yù)冷，通過主動(dòng)冷卻來流，使得渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)下仍然具有與地面推力相當(dāng)?shù)耐屏λ?。采用火箭助力方案，短時(shí)間內(nèi)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)增加工質(zhì)流量也可顯著提升推力。但變循環(huán)方案在2.5

Ma

以上推力性能相對較差。從比沖角度來看，渦扇基變循環(huán)方案與燃料直接預(yù)冷方案在整個(gè)加速段比沖均較高，而尾噴基變循環(huán)方案亞聲速段比沖性能較差；火箭助力方案則在2.5

Ma

到完全轉(zhuǎn)入沖壓模態(tài)前比沖性能最差。從推重比角度來看，由于TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的研制尚處于初級階段，發(fā)動(dòng)機(jī)推重比對飛行器性能的影響往往通過敏感性分析獲得一個(gè)范圍，具體的方案之間可對比性較弱。但也不難發(fā)現(xiàn)，由于預(yù)冷器技術(shù)的進(jìn)步，燃料直接預(yù)冷方案中加速段動(dòng)力的推重比相對較高，而火箭助力方案和帶獨(dú)立通道的渦扇基變循環(huán)方案，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)繁雜，因此發(fā)動(dòng)機(jī)推重比提升難度較大。但是在方案論證早期，性能往往不是決定TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力陷阱問題的關(guān)鍵點(diǎn)。文獻(xiàn)[4]選用了一種以JP10為燃料的可滿足7

Ma

巡航的23 m長的飛行器，對比研究了以火箭助力的TriJet 和基于4

Ma

級的高速渦輪機(jī)PyroJet兩種方案下飛行器的性能。其中雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在2.5

Ma

左右產(chǎn)生實(shí)質(zhì)推力，兩種發(fā)動(dòng)機(jī)高、低馬赫數(shù)接力橋如圖17所示，兩臺發(fā)動(dòng)機(jī)推力與比沖性能對比如圖18所示。兩種方案的研究結(jié)果表明，以PyroJet為動(dòng)力的方案航程為5 797 km，而以TriJet為動(dòng)力的方案航程為5 337 km，兩種動(dòng)力方案下的飛行器航程能力差別在10%以內(nèi)。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響程度仍然與具體的飛行器任務(wù)需求下的指標(biāo)要求直接關(guān)聯(lián)，不能視作決定方案選擇的唯一要素。

圖17 PyroJet發(fā)動(dòng)機(jī)與TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)高、低馬赫數(shù)接力橋的對比Fig.17 Comparison of high and low Mach number relay bridge between PyroJet engine and TriJet engine

圖18 PyroJet發(fā)動(dòng)機(jī)與TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)性能的對比Fig.18 Comparison of performance between PyroJet engine and TriJet engine

2.3 燃料選擇

美國吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展早期以謀求空天飛行器一次性完成起飛、加速、巡航、減速和著陸的全過程為目標(biāo)，從20世紀(jì)60年代開始，在DARPA、NASA以及美國空軍等多個(gè)項(xiàng)目的支持下，開展了以NASP和Blackswift為代表的多種高超聲速空天飛行器概念的探索研究。從其發(fā)歷史的經(jīng)驗(yàn)來看，文獻(xiàn)[36]認(rèn)為燃料和推進(jìn)方案的選擇對于整個(gè)項(xiàng)目的推進(jìn)、系統(tǒng)測試及風(fēng)險(xiǎn)具有重要影響，而推進(jìn)方案的設(shè)計(jì)同樣與燃料的選擇密切相關(guān)，因此燃料選擇也是決定發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用場景及推力陷阱解決方案的關(guān)鍵要素之一。

常溫碳?xì)淙剂厦芏却?、使用維護(hù)方便，但熱沉較低。綜合美國ASALM、X-43A、X-51等獲得成功演示驗(yàn)證的經(jīng)驗(yàn)，最高飛行馬赫數(shù)在6及以下、對飛行器航程有較高要求的飛行器，往往更傾向于選用常溫碳?xì)淙剂?。液氫燃料熱值高、熱沉大，但由于其密度低、儲存使用相對困難，因此對于追求8+

Ma

的高超聲速飛機(jī)以及執(zhí)行入軌任務(wù)的空天飛行器，往往選用液氫燃料。而液體甲烷燃料熱值、熱沉能力介于常溫碳?xì)淙剂吓c液氫之間，被視為商業(yè)航天運(yùn)載火箭的理想燃料之一。在TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力陷阱解決方案中，變循環(huán)方案與火箭助力方案主要以常溫碳?xì)淙剂蠟橹?；而燃料直接預(yù)冷方案采用低溫燃料可實(shí)現(xiàn)渦輪通道更高馬赫數(shù)的擴(kuò)展，因此主要選用液氫、液體甲烷等低溫燃料。

2.4 技術(shù)成熟度

當(dāng)前，獲得工程化應(yīng)用的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，僅有美國J58超聲速TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)成熟度最高，其余方案均處于研制階段，技術(shù)成熟度較低。文獻(xiàn)[16]中提及NASA對于技術(shù)成熟度的評定標(biāo)準(zhǔn)，當(dāng)前美國RTA發(fā)動(dòng)機(jī)由于處于早期研發(fā)階段，技術(shù)成熟度為3級；日本HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)由于已完成關(guān)鍵技術(shù)的驗(yàn)證，因此技術(shù)成熟度較高，達(dá)到了6級，但RTA發(fā)動(dòng)機(jī)與HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)的研制均已停止；國內(nèi)在變循環(huán)方案的研究方面尚處于預(yù)研階段，對變循環(huán)方案下發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的研究比較缺乏。射流預(yù)冷方案結(jié)構(gòu)簡單，對現(xiàn)有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的改動(dòng)最小，技術(shù)難度較低，因此基于現(xiàn)貨發(fā)動(dòng)機(jī)有望快速形成工程實(shí)用的TBCC動(dòng)力方案。此外，高緊湊微通道預(yù)冷器技術(shù)的快速進(jìn)步，增大了燃料直接預(yù)冷方案在TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)中的應(yīng)用可能性，值得關(guān)注。隨著國內(nèi)外RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的逐步成熟，火箭助力方案也將在推力陷阱問題的解決中扮演獨(dú)特的角色，但渦輪通道與RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)集成后的寬速域的性能結(jié)構(gòu)匹配調(diào)節(jié)及減重等方面，依舊存在較大困難。

3 結(jié)語

本文綜合對比研究了TBCC推力陷阱的解決方案。變循環(huán)方案屬于無外來能量介入的“主動(dòng)適應(yīng)”方案，是以延緩渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力衰減來解決陷阱問題；而預(yù)冷方案和火箭助力方案均屬于有外來能量介入的“主動(dòng)加力”方案，是以顯著提高發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)推力來解決推力陷阱問題。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力陷阱解決方案的選擇，與飛行器的任務(wù)需求、發(fā)動(dòng)機(jī)性能、燃料選擇及技術(shù)成熟度等多重要素相關(guān)聯(lián)，需要根據(jù)飛行器的具體要求及自身技術(shù)積累權(quán)衡確定。射流預(yù)冷方案具有較好的性能，且結(jié)構(gòu)簡單。而燃料直接預(yù)冷方案在0～3

Ma

之間綜合性能最優(yōu)，隨著預(yù)冷器技術(shù)的成熟，其應(yīng)用可能性在增大。