高马赫数涡轮基推进系统的发展及挑战

尹泽勇，蔚夺魁，徐 雪

（1.中国航空发动机集团有限公司，北京100097；2.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）

0 引言

在更宽阔的空域内更快飞行是飞行器发展的永恒目标。随着传统的高度20 km、速度Ma≤2的军民用航空技术的成熟和广泛应用，未来飞机的重要发展方向之一是实现水平起降、临近空间高超声速飞行，即飞行高度达20~100 km、飞行马赫数远大于4的飞行。鉴于航程远、速度高和可重复使用等突出特点，临近空间高超声速飞机必将是未来航空和航天领域的战略制高点，也是各航空强国的必争之地[1-2]。

高马赫数飞机的动力系统形式较多，包括但不限于涡轮冲压组合动力（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、火箭助推涡轮冲压组合动力和吸气式涡轮火箭组合动力系统等[3-4]。就目前的技术基础而言，可能以高马赫数涡轮发动机为基础的涡轮冲压组合动力系统更为现实也更具发展前景。相对于Ma=2以内的航空发动机，其速域覆盖范围更大、入口气流及环境温度大幅提升，涉及多种动力的组合，技术挑战性大、新技术覆盖范围广，既是高马赫数飞机的核心和关键技术，也是航空发动机未来重要的技术发展方向之一。作为其重要组成部分的高马赫数涡轮发动机，则是航空燃气涡轮发动机在速度域、温度域上的一次重大跃升，不可避免地面临众多新的规律和特性，需要新的设计理念和方法。早期的高马赫数涡轮发动机继承第1代、第2代成熟涡轮发动机的技术，采用了如单转子涡喷构型、低压比压气机、连续放气循环和射流预冷等该时期典型的高马赫数特征技术，实现了从Ma=2至Ma=3的跨越。但是，该时期的高马赫数涡轮发动机受到温度负荷水平的限制，存在单位推力不高、高马赫数状态推力不足、耗油率较高等问题，不能适应目前组合动力涡轮基的需求。随着航空发动机技术及变循环技术的发展，新一代高马赫数涡轮发动机采用了双转子变循环的构型方案，利用发动机自身更强大的调节能力，实现低速高单位推力、高亚声速低油耗和高马赫数高流通能力兼顾。

通过文献综述国外高马赫数飞机及动力系统的发展历程，针对现阶段对高马赫数推进系统的使用需求，分析其能力特征及所面临的技术挑战，提出高马赫数的技术发展途径，为该领域的发展布局提供参考。

1 发展历程及趋势

在高马赫数飞机及其动力领域，随着各时期所提出的需求和所研究技术的不断变化，已经开展了多项技术研究和装备研制，大体分为3个阶段，见表1。

第1阶段在冷战时期，美国和苏联之间的军事对抗和军备竞赛加速了Ma=3级高马赫数飞机和发动机的发展；第2阶段主要集中在20世纪80年代末至21世纪初，美国等国开展了一系列包括高速涡轮发动机和TBCC组合动力在内的空天动力计划论证和技术探索研究，形成了较丰富的技术积累；第3阶段自21世纪以来，随着临近空间战略资源争夺的日趋激烈，以前期技术积累为基础，以高超声速技术及相关产品发展规划为牵引，推出了一系列高马赫数飞机方案，并加快了高马赫数涡轮发动机和组合动力系统的研究。

1.1 第1阶段的发展

20世纪70年代及以前的高马赫数飞机最高速度均为Ma=3级，动力系统主要是涡喷发动机，或基于涡喷发动机应用扩包线技术扩展并改进其高速性能。这一阶段，美国的SR-71高空高速战略侦察机和J58涡喷发动机，是研究高马赫数飞机及动力的设计（如图1、2所示）、使用特点的典型例子。该发动机从1956年起研制，飞机从1963年起研制、1966年投入使用、1998年退役。SR-71最大飞行马赫数为3.2，升限为30km，最大起飞总质量为78t，作战半径为5400km。推进系统采用双发半翼展短舱式布局，由多波系轴对称混合压缩式进气道、J58发动机、引射式尾喷管等构成。推进系统主要有3条流路：发动机主流路、发动机旁路和发动机舱流路。（1）J58涡喷发动机

图1 SR-71高空高速战略侦察机[8]

图2 SR-71高空高速战略侦察机的推进系统[8]

J58发动机为带旁路放气的单轴涡喷加力发动机，有9级压气机、8管环管燃烧室和2级涡轮。发动机进口流量为136 kg/s，总增压比为8.8，起飞推力为152.9kN，推重比为6。在之前原型基础上压气机第4级后增设有6根大直径放气管路，飞行马赫数低于2.2时，旁路放气系统关闭，发动机工作在涡喷模式；飞行马赫数高于2.2时，旁路放气系统打开，发动机工作在类似涡扇模式，涵道比约为0.15。6根放气管路将第4级压气机后部分气流引至加力燃烧室参与燃烧，缓解压气机堵塞问题，改善流通能力，提升发动机推力。

（2）进/排气系统

进气系统采用一套复杂调节机构（如图3所示），解决不同状态下与发动机的流量平衡、混合压缩进气道起动和进气道附面层吸除等问题。中心锥根据马赫数前后可调，6个辅助进/排气通道根据压力平衡自行调节。排气系统中主发动机采用可调收敛式喷管、吸开式辅助排气门，短舱后体结构尾喷管采用浮动式可调喷管。

图3 SR-71飞机的动力进气系统[8]

动力系统在不同马赫数下进气道、发动机、引射喷管所产生推力的占比见表2，从表中可见，在高马赫数状态下，推力主要来自进气道和引射喷管。

表2 在不同马赫数下动力系统各组成部分产生推力的占比[5]

综上所述，第1阶段高马赫数涡轮发动机的设计和使用具有以下特点：（1）在Ma≥3.0时，进气道压比已经较高，发动机主机的最主要设计目标不在于作功增压产生推力，而在于保持较高的流通能力和长时间加力工作的能力：（2）为了实现宽速域流量匹配，采用复杂的进/排气调节技术。SR-71飞机的推进系统的进气系统共7项可调、排气系统共3项可调，共有3条主要流路。

1.2 第2阶段的发展

第2阶段为20世纪80年代至2000年，以美国的“革命性涡轮加速器”（Revolutionary Turbine Accelera⁃tor，RTA）和国际合作的超声速运输推进系统研究（Hypersonic Transport Propulsion System Research,HY⁃PR）为代表的技术研究计划，将飞行器的最高马赫数目标提升到Ma=4~5。这一时期的技术发展特点为：动力系统均采用了串联式TBCC（HYPR90-C）或类似的构型（RTA）；涡轮发动机均为双转子变循环构型，风扇轮毂比较小，结构紧凑、迎风面积小、重量较轻，降低跨/超声速阻力；在循环参数方面，相较第1阶段，压气机出口许用温度和涡轮前温度限制均有提高，既允许提高发动机总增压比改善起飞和跨声速性能，又能保持高空高马赫数流通能力和推力性能；部件设计上，强调高马赫数时高风扇流通能力，强调加力燃烧室的宽进口马赫数范围工作能力，提升高马赫数工况下的推力，同时力求结构紧凑；重视耐高温设计，采用全高温合金压缩系统，提升主流路耐温能力，并采用新型封严结构和轴承腔被动冷却技术，降低高马赫数时的滑油池温度。

（1）RTA发动机[9]

RTA发动机（如图4所示）旨在通过一系列极具挑战性的参数，实现涡轮发动机兼顾飞机起飞、亚声速巡航、跨声速和高马赫数的性能需求。

图4 RTA变循环涡轮发动机[10]

RTA发动机通过核心机驱动风扇（Core Driven Fan Stage,CDFS）模式选择阀和前/后涵道引射器等变循环技术实现不同工况下的模式选择。发动机在亚声速巡航状态下采用高压比、大涵道比工作模式，以降低耗油率；在跨声速状态下，采用高压比、小涵道比模式，以提高单位推力；在高马赫数巡航状态下，采用低压比、大涵道比工作模式，大部分流量通过外涵直接进入超级加力燃烧室，发动机接近亚燃冲压发动机工作状态。在全速域范围内（Ma=0~Ma≥4）涵道比的变化达到10倍（0.4~4）。

RTA发动机在YF120发动机基础上，降低循环总压比（16~20，但仍远高于J58发动机的），压缩部件采用“1级风扇+1级CDFS+4级压气机”，共6级。单级可调风扇压比为2.4~2.6，压比较低，可适当延缓发动机进入压气机出口限温状态，提高高马赫数下的转速，同时在设计上改善中、低换算状态的流通能力，进而提高发动机高马赫数性能。

（2）HYPR发动机

HYPR计划（如图5所示）的推进系统为串联式TBCC，其涡轮基采用双转子变循环构型兼顾高、低速性能。

图5 HYPR90-C串联TBCC验证机[11]

该涡轮基采用2级可调风扇和变几何低压涡轮，高速时的流通能力提升15%。压缩部件采用“2级风扇+5级压气机”共7级，但总增压比不超过15。虽然其涡轮基风扇轮毂比较低，保证发动机结构紧凑、迎风面积小、质量较轻，但这种采用加力/冲压燃烧室的串联式TBCC构型的迎风面积较单纯涡轮发动机还是有大幅增加。

尽管第2阶段高速涡轮发动机和TBCC技术研究的成熟度不够高，但是各探索研究项目得到的若干经验值得借鉴：（1）该阶段的2项计划充分体现了技术牵引作用，指标具有很高的挑战性，RTA-1达到Ma=4、推重比达到7，RTA-2达到Ma=5、推重比达到15；（2）HYPR计划的推进系统所代表的串联式TBCC方案，很难实现在冲压工作时完全关闭涡轮通道使冲压流路光顺，从而难以实现低流阻的亚燃冲压工作模式以及超燃冲压工作模式。

1.3 21世纪第3阶段的发展

21世纪以来，美国将高超声速技术作为未来三大颠覆性技术方向重点发展，其动力系统均采用TBCC。最典型的是洛·马公司的SR-72飞机方案，采用并联式双发TBCC动力系统，实现Ma=0~6的有动力飞行（如图6所示）。其涡轮发动机提供的推力使飞行器加速到约Ma=3以上，然后由冲压发动机接力。涡轮发动机和双模态冲压发动机共用进气道和尾喷管，通过进气道和尾喷管的可调机构实现模态转换[11]。

图6 SR-72飞机及动力概念[13]

从公布的信息可知，SR-72飞机的动力方案主要继承HTV-3项目的TBCC组合动力方案。前期的技术验证可能利用现有军用发动机（如F100/F110），结合进气预冷、加力/冲压燃烧室等技术，突破在Ma=3附近的“速度陷阱”[12]。后期将继承高速涡轮发动机验证（High-Speed Turbine Engine Demonstration,HiST⁃ED）等项目，开展Ma≥3的涡轮发动机的工程研制和装备发展[13]。

2 工作特点及技术挑战

2.1 高马赫数推进系统工作特点

高马赫数飞机能够利用速度优势形成“速度隐身”，有效提升突防和远程打击能力，具有生存力强、打击效能高、响应速度快的压倒性优势。为了突出高马赫数的速度优势，其作战任务模式相对简单，仅需要在较窄的包线内加速、巡航，由于具有速度优势，也不需要剧烈的机动动作躲避拦截，对推进系统的姿态和过载要求较低。同时，其单次任务持续飞行时间较短，以Ma=7飞机为例，1h的航程接近6000 km，对推进系统单次循环内的使用时间要求不高，主要以使用频次作为推进系统寿命的考核要求。

高马赫数涡轮发动机在组合推进系统中作为低速通道的动力单元，需要满足高马赫数飞机在起飞、跨声速、低速段加速爬升等工况下的推力性能需求；在Ma=3~4的模态转换区间，高马赫数涡轮发动机需要保持足够的推力，配合冲压发动机的起动并达到最大状态；模态转换完成后，低速通道关闭，涡轮发动机在较高的舱温环境下停机贮存；在飞机返回阶段，涡轮发动机需要完成空中再起动，保证飞机平稳降落。

2.2 高马赫数推进系统构型分析

从技术发展历程来看，为了实现从地面水平起飞至临近空间高度、从Ma=0至Ma=4～6的宽广的飞行能力，动力系统的技术概念虽然多种多样，但其中TBCC是目前得到广泛认可的高马赫数飞机更理想的动力形式。美国国家科学研究委员会明确将TBCC列为优先发展目标。另外，考虑到高马赫数飞机载荷系数低，必须采用大吨位的飞行器才能携带足够的任务有效载荷，从而提出了大推力量级的TBCC尤其是高马赫数涡轮发动机需求。

高马赫数涡轮发动机构型由早期的单转子加力涡喷构型逐渐向双转子涡扇以及变循环构型发展，与Ma=2级军用小涵道比涡轮发动机的构型发展趋势基本一致。单转子构型采用多级压气机方案，在高马赫数状态下，压气机末级的堵塞现象明显。基于早期的高马赫数涡轮发动机研制经验，可以采用旁路放气和压气机前后多级可调等技术，提升高马赫数状态下的流通能力[14]。双转子方案将压缩部件拆分成风扇和高压压气机，缓解了多级压缩带来的堵塞问题。在高马赫数状态下，能够利用风扇的高流通特性和发动机外涵实现高流通。后续随着性能需求的进一步提升，发动机涵道比和压比调节的需求将进一步增大，变循环将是高马赫数涡轮发动机的理想构型方案。

2.3 对高马赫数涡轮发动机的技术挑战

2.3.1 环境温度高

随着飞行马赫数的提高，机体温度、发动机进口总温呈二次曲线趋势升高（如图7所示）。从图中可见，在Ma=4时，推进系统进口总温约为880 K；在Ma=7时，推进系统进口总温约为2170 K。发动机进口及压缩部件等传统的冷端部件受高温环境的影响，在选材和结构强度方面面临着类似传统发动机高、低压涡轮等高温部件的挑战，即“冷端部件高温化”。由于外部环境温度提升，将直接导致发动机舱温度及燃油来流温度、滑油循环温度的大幅提升，现有涡轮发动机外部结构及附件系统的耐温能力严重不足。同时，在该状态下推进系统已不存在空气冷源，在不考虑携带额外冷却剂的情况下，燃油将成为飞机和发动机唯一冷源，给飞机及推进系统的冷却和燃烧组织带来挑战，需要对外部附件进行集中冷却和热防护处理，并采用可耐受更高温度的燃油和滑油。

图7 发动机进口总温随飞行马赫数变化曲线

2.3.2 推力需求大

为达到较高的飞行速度，Ma=5~7的飞机需要采用“局部乘波体”机身和大后掠角机翼的布局形式[15]，造成飞机低速时升阻和控制面效率较低，需要推进系统提供较大的起飞推力与推力响应，从而降低飞机起降难度，满足飞机水平起降、全域部署的要求。而采用并联形式的组合推进系统在径向空间占位更大，跨声速时产生的阻力更大，因此要求推进系统具有较大的单位推力和迎风面积推力，飞/发成附件也要统筹考虑降低迎风面积。

2.3.3 模态转换难

为了满足宽广的速域范围，组合推进系统需要通过模态转换完成多种工作状态的切换。由于冲压发动机在Ma=3以上才可以单独支持飞机飞行的动力需求（目前，亚燃冲压发动机工作范围在Ma=2~4+，超燃冲压发动机工作范围在Ma=4~6+），因此必须要有可靠的增推手段以提升涡轮发动机高马赫数状态下的推力性能，采用各种预冷或火箭引射增推等方式以克服该飞行速度范围内组合动力总推力不足的“速度陷阱”。这对于飞行器快速、可靠地实现模态转换具有重要的意义。同时，随着速度的增加，推进系统各组成部分的推力占比也会出现显著变化，需要对推进系统进行一体化设计。这也是组合动力系统的技术关键点。

此外，高马赫数飞机在返回阶段需要完成组合动力的逆向模态转换，高马赫数涡轮发动机需要具有良好的风车起动性能和起动机辅助起动性能，以保证空中起动成功率。为了保证降落过程中的操控性，发动机应具有快速油门响应特性。

2.3.4 能量提取难

现有Ma=2级飞机通过发动机功率提取实现供油系统的驱动和飞行姿态控制。但对于采用组合推进系统的高马赫数飞机，在完成模态转换后，涡轮发动机将处于停机状态，无法提取功率支撑冲压发动机供油以及其他用电需求。因此需要开发全新的供电、供能系统，结合现有的飞机及发动机附件系统的功能需求，实现高马赫数涡轮发动机综合能量管理。

2.3.5 涡轮基马赫数高

高马赫数涡轮发动机面对的核心挑战是高马赫数的气动热及其引起的高低速性能平衡问题。进口温度的提升是影响推力性能的源头。在高温环境下，受到压缩部件末级构件耐温能力和转子强度的限制，发动机换算转速和流量大幅下降，导致高马赫数状态下发动机推力下降。针对这一挑战性问题，主要的技术措施是采用适应高马赫数性能需求的压缩部件，采用较低的总压比，尽量避免过早进入压缩部件出口温度限制状态；提升转子强度储备，使压缩部件能够在更宽的转速范围内工作；提升压缩部件低转速性能，在换算转速较低的情况下，使压气机具有较好的换算流量、压比和效率（如图8所示）；采用先进的预冷材料和结构技术，提升压缩部件耐温能力。

图8 适应高马赫数性能需求的压缩部件特性

3 技术发展途径

基于高马赫数推进系统的技术特征及挑战，需要对发动机总体及部件/系统进行关键技术（如图9所示）研究。同时，针对组合推进系统的性能及速域需求的不断提升，不仅需要扩展涡轮发动机本身的使用范围，并结合各种预冷、火箭引射增推等扩包线技术措施，使其能够与亚燃及超燃冲压动力形成速域和推力的交集，还要重点突破组合动力一体化设计及综合能热管理技术，解决内外流匹配、一体化控制、高效冷却和能量提取等一系列技术难题，才能实现组合动力技术的工程化发展[16-17]。

图9 高马赫数涡轮发动机关键技术

综合国外高马赫数飞机及推进系统的发展经验、国内的飞机需求以及推进系统的技术基础，在短期内，以成熟的航空发动机为基础，结合各种预冷及火箭引射助推等扩包线技术，快速形成Ma=3一级高速涡轮发动机技术验证平台，配合亚燃冲压发动机形成Ma=4一级的组合推进系统。同时，抓紧开展适应Ma=3.5一级的高速涡轮发动机的研究与验证，进一步提升Ma=4一级亚燃冲压组合推进系统的综合性能。另外，还应进一步采用更有效的扩包线等措施，配合超燃冲压发动机实现Ma=6~7一级的组合推进系统的技术验证。

4 结束语

（1）经过近70年的研究和发展，美国在高马赫数飞机及其推进系统方面已经积累了丰富的经验，并在加速推进。中国必须在高马赫数飞机及其推进系统的研究领域加大投入，奋力拼搏，积极创新。

（2）推进系统是高超声速飞机成败的关键，其新技术概念较多，从国内的技术基础和国外的发展情况来看，基于国内外的发展情况，涡轮基组合动力系统仍是高超声速动力更现实也是更有潜力的选择。

（3）高马赫数涡轮发动机是实现高马赫数飞机水平起降、组合推进系统跨声速和模态转换的核心系统，同时也是主要难点。针对发动机扩展速域范围、提升高速性能的发展目标，需考虑技术难度、研制周期、综合性能等多方面因素，合理规划，分阶段实现高马赫数涡轮发动机技术和产品的发展。

（4）高马赫数组合推进系统包含高马赫数涡轮发动机、冲压、预冷、火箭引射、组合模态转换、综合能热管理等若干个技术创新领域，需要“航空和航天、飞机和发动机、高校和工业部门、传统学科和交叉学科”之间紧密互动，集各家之所长，协同创新，实现高马赫数涡轮发动机及组合推进系统的工程发展。