涡轮基组合动力技术发展分析

王玉男，韩 佳，徐 雪，刘太秋，刘旭阳，郭帅帆

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）

0 引言

推进系统是飞行器的心脏，其性能的优劣直接影响整个飞行器的设计方案能否付诸成功。对于在大气层内高超声速飞行的临近空间飞行器来说，有多种可供选择的推进形式，比如火箭、冲压发动机和涡轮发动机等。然而，目前没有一种吸气式动力装置能够独立满足临近空间飞行器在宽广工作范围（亚声速、跨声速、超声速和高超声速）的使用需求[1]。

随着航空、航天动力技术的不断融合发展，出现了组合循环推进方式，有效提高了临近空间飞行器的动力性能[2]。在诸多的组合循环推进方式中，当前研究比较多的主要有涡轮基组合（Turbine Based Com⁃bined Cycle，TBCC）动力，火箭基组合（Rocket Based Combined Cycl，RBCC）动力，空气涡轮火箭（Air Tur⁃bine Rocket，ATR）发动机等。

其中，TBCC动力因其有着较高的比冲、宽广的飞行包线，更符合高速侦察机、高速轰炸机等临近空间飞行器对动力的需求，配装TBCC 动力装置的临近空间飞行器具有以下技术优势[3]：（1）可以实现真正意义上的水平起飞和着陆；（2）具有完全可重复使用性；（3）使用频次高，不受发射和着陆地点的限制，可以使用一般的军民用机场；（4）可维护性好、维护成本低、使用寿命长；（5）飞行速度达到Ma≥4；（6）作为天地往返运输系统的第1 级动力装置，发射成本低；（7）可以使用常规燃滑油。

TBCC 动力技术是重要的军民两用技术，其发展将对未来作战模式和国家安全将产生战略性影响，现已成为世界航空、航天领域研究的焦点，美、俄、英、日等国家已开展了较为系统的技术研究及试验验证。其中，美国最为活跃，先后制定了一系列研究计划，在关键技术方面取得了诸多突破，率先完成了若干标志性的飞演验证，目前正向着工程研制方向迈进[4-5]。

本文通过研究国外TBCC 动力技术发展路径、技术特点和研制经验，可以为我国相关技术发展提供方向性建议。

1 美国TBCC动力研究情况

美国在TBCC 动力技术研究和发展历程中，研究计划和项目繁多，各有侧重，其研究主要围绕高速涡轮发动机技术、冲压发动机技术，以及组合循环技术开展。

1.1 高速涡轮发动机技术

1968 年，美国洛克希德公司成功研制了Ma=3 一级SR-71黑鸟侦察机，该飞机采用2台PW 公司的J58发动机。J58 发动机在高马赫数时，采用连续旁路放气循环，可以认为是高速涡轮发动机的雏形。1986～1995 年，美国推出了国家空天飞机（National Aero-Space Plane，NASP）计划[6]，在该计划之下，美国空军和NASA 相继推出了高速推进评估（High Speed Pro⁃pulsion Assessment，HiSPA）和高马赫数涡轮发动机（High Mach Turbine Engine，HiMaTE）计划。GE 公司基于前期在HiSPA 和HiMaTE 计划中的研究结果，在RTA计划中，选择了双外涵变循环涡轮发动机作为整个推进系统的基本结构形式，开展了适合于Ma=3~4使用涡轮发动机技术研究，自此拉开了适用于TBCC动力的高速涡轮发动机发展的序幕[7-8]。继RTA 计划后，在HiSTED 计划[9]的支持下，RR 公司和威廉姆斯国际公司分别开发了各自的HiSTED 验证机，其机型分别为XTE18/SL1（代号YJ102R）和XTE88/SL1（代号WJ38-15）。其中，WJ38-15 发动机在2011 年的地面试验中完成了Ma=2.0~2.5及Ma=3.2下的运转。2013年，作为NASA 并联式TBCC 的涡轮基，在风洞中开展了组合动力模态转换技术验证；STELR 计划是HiST⁃ED 计划的后续工程研制计划，最终设计目标是发动机在Ma=3.2 的飞行条件工作1 h。HiSTED 计划和STELR计划开发的高速涡轮发动机技术，弥补了传统涡轮发动机和高速双模态超燃冲压发动机之间的鸿沟，搭起了亚声速和超声速动力衔接的桥梁。

1.2 冲压发动机技术

在冲压发动机技术方面美国一直走在前列，特别是在超燃冲压领域率先完成了一系列技术验证。2004年3月和11月，美国NASA 的氢燃料超燃冲压发动机在X-43A 飞行器上先后创造了Ma=7 和Ma=10的飞行记录。2010 年5 月，PW 公司的吸热碳氢燃料SJY61 冲压发动机在X-51A 飞行器上成功实现了首次长时间飞行试验验证，飞行速度达到Ma=4.87，总共持续工作时间达到143 s，飞行验证基本成功，标志着超燃冲压发动机技术工程应用成为可能。继X-51A 计划之后，美国开始关注更大尺寸的推进系统，提出了MSCC 计划，研究的超燃冲压发动机的进气流量是X-51A 的10 倍，旨在验证第1 代较大尺寸超燃冲压发动机的性能，同时验证并改进部件设计方法、分析工具及地面试验技术[10]。虽然超燃冲压发动机更适合用于高超声速飞行，但因其研制的技术难度较大，难以快速得到应用。相比之下，亚燃冲压发动机具有技术成熟度高，结构相对简单等特点，飞行速度可达Ma=4 一级，能够在40 km 以下的临近空间工作[11]，可以通过大尺寸设计后，作为先期TBCC动力演示验证的高速动力单元。

1.3 组合循环技术

在攻克高速涡轮发动机和冲压发动机技术的同时，美国正在逐步模态转换等组合循环技术集成验证方向发展。2003 年开始，在FaCET 计划支持下，对TBCC动力系统的部件（进气道、燃烧室、喷管）进行了充分研究，并通过地面试验完成各部件的验证，随后又将各部件组合成一体，进行地面情况下的TBCC 动力系统验证[12]。为进一步开展全尺寸的TBCC动力地面试验验证奠定了基础。2009 年，洛马公司和普惠火箭动力公司开始实施模态转换演示计划（Modal Transition Demonstration，MoTr 计划），用来验证Ma=0～6、采用碳氢燃料的吸气式TBCC 动力推进系统，该计划继承了FaCET 计划和HiSTED 计划的研究成果，开展TBCC 动力推进系统的模态转换过程的地面验证。2011 年已经完成TBCC 动力模型设计和试验设备改造。2016 年，美国DARPA 启动了先进全航程发动机（Advanced Full Range Engine，AFRE）验证计划，尝试对TBCC 动力在Ma=0~5 全速域工况能力进行验证[13]，值得注意的是方案明确提在Ma=1.5~3.0完成模态转换，若这一技术指标能够实现，可以推测TBCC 动力工程应用将成为可能。所以，有必要对TBCC 的动力特点进行分析，基于未来临近空间飞行器的需求，立足于现有技术基础和可预见的技术方向，梳理发展思路。

2 TBCC动力的技术特点

2.1 结构布局技术

从结构布局来考虑，涡轮发动机和冲压发动机可以有2 种组合方式。第1 种是串联布局，冲压发动机位于涡轮发动机之后，二者共用进排气系统和加力-冲压燃烧室（又被称为“超级燃烧室”）。其进排气系统设计相对简单，调节便利，省却了膨大的进气分流活门及作动机构，而“超级燃烧室”是其的设计关键之一，需要对进气模态的转换具备高度适应性，既能在涡轮发动机加力工作模态良好工作，又要在逐步转为冲压发动机模态后，以冲压燃烧室模式高效、稳定燃烧，以及避免出现气流从冲压管道回流等问题[14]。这就需要突破进气控制、燃烧室组织和状态调节等关键技术。

第2 种结构是并联式布局，涡轮发动机和冲压发动机各有其单独的燃烧室和尾喷管的收敛段，但有公共的喷管扩张段和进气段。在前体预压缩和进气道下游，分流为涡轮发动机通道和冲压发动机通道。涡轮发动机的尾喷管和冲压发动机的尾喷管都与公共的后体组合管连接。在涡轮发动机工作时，涡轮通道打开，气流经过涡轮发动机产生推力，此时冲压通道也有气流通过，可作为多余空气放气通道，也可在冲压燃烧室喷入少量燃料产生推力。在冲压发动机工作时，涡轮通道关闭以防止高温空气进入涡轮发动机。

综合来看，串联式布局方式结构紧凑，没有单独的冲压通道，附加阻力小，但由于串联决定了其设计既要考虑2 类发动机的各自特点，又要兼顾组合动力的系统集成，以实现涡轮/冲压工作模态之间平稳过渡。并联式布局方式能够很大程度解决串联布局结构下模态转换对发动机稳定工作影响的难题，高马赫数工作性能更好。缺点是迎风面积相对较大，但若采用等能够与涡轮通道高度集成的特殊冲压通道构型设计，可有效降低迎风阻力。

2.2 模态转换技术

对于基于现货涡轮发动机发展组合动力，确定模态转换区间是重点[15]。以某型涡轮发动机为例，通过分析压气机进口、涡轮出口的总压、静压参数沿飞行轨迹的变化规律（沿飞行轨迹涡轮发动机关键截面压力的变化如图1 所示），以及涡轮发动机最大工作能力和冲压发动机最小工作能力，即可确定涡轮模态向冲压模态转换的合理区间（根据涡轮发动机和冲压发动机工作能力确定模态转换区间如图2所示）。

图1 沿飞行轨迹涡轮发动机关键截面压力的变化

图2 根据涡轮发动机和冲压发动机工作能力确定模态转换区间

按照模态转换过程保持推力连续的原则，可明确模态转换过程高、低速通道流量调节规律，以及沿飞行轨迹的涡轮发动机、冲压发动机和TBCC 动力的推力、比冲等性能参数变化规律如图3、4所示。

图3 沿飞行轨迹的TBCC动力推力变化

图4 沿飞行轨迹的TBCC动力比冲变化

在模态转换区间，涡轮发动机接近工作马赫数上限，推力下降，冲压发动机接近工作马赫数下限，能力不足，要实现推力和速度平稳衔接，一是要提高涡轮发动机工作马赫数上限并保障高马赫数性能。美国选用F100 发动机作为射流预冷发动机的验证平台，完成模拟到Ma=3.5、60 km 射流预冷地面试验测试[16]；二是要降低冲压发动机工作马赫数下限，采取措施降低冲压发动机起动马赫数，提高燃烧效率、增大燃烧室进口马赫数，以减小尺寸带来的阻力。

2.3 内部流动及燃烧组织技术

2.3.1 抗畸变进气道设计技术

TBCC 动力的进气道不同于涡轮发动机的进气道，它需要在较宽广的飞行范围内向发动机提供优良稳定的流场，且要保持较高的总压恢复系数。流过进气道的气流由于激波与附面层的干扰等因素造成进气道出口气流分离或不均匀，进气道出口流场发生畸变。进气道出口流场畸变使燃烧室总压恢复系数降低，并使冲压燃烧室的油气分布不均匀，燃烧效率降低。气动格栅能明显改善进气道出口流场品质，NASA 开展了利用气动格栅减少进气道扩压器出口气流畸变的研究，发现气动格栅效果良好[17]。气动格栅按它的截面形状可分为方孔形、圆孔形、径向和环形[18]，气动格栅结构如图5 所示，其中圆孔形和环形气动格栅得到了实际使用。

图5 气动格栅结构

针对圆孔形进气格栅整流效果进行了研究，通过开展进气道风洞试验（气动格栅整流效果对比如图6所示）可知，进气道在小流量、中等流量、大流量的条件下，采用进气格栅能够有效抑制进气道流场畸变。

图6 气动格栅整流效果对比

2.3.2 低温低压稳定燃烧技术

随着飞行高度的增加，冲压燃烧室压力随着大气压力的下降而降低（高空状态点燃烧室的压力低于50 kPa），在低压条件下不利于高效稳定燃烧[19]。通过试验发现，在进口温度相当的情况下，进口低压对点火和稳定边界的影响显著，当进口压力低于50 kPa时，压力对点火边界的不利影响超过温度。而在进口压力超过50 kPa时，进口温度对点火和稳定边界的影响更加显著。为解决低压燃烧的问题需要一方面通过优化燃烧室的结构参数（包括进气角度、进气速度、燃烧室头部高度、燃料喷射方向、喷射位置、喷射速度），开展深入的参数设计以及匹配与优化研究；另一方面需要开展助燃技术研究，即通过在燃烧室内加入能量，在燃烧室合适的位置设置助燃装置，拓宽发动机熄火边界，提高燃烧效率。

此外，冲压燃烧室在宽范围机动飞行时易出现熄火问题。需要综合分析机动飞行时燃烧室的内流场情况，通过燃烧室结构设计提高燃烧机动飞行的稳定性[20]；同时在助燃技术研究基础上，通过开展多次点火技术研究，即发动机熄火后可再次点火，保证机动飞行时能够稳定工作。

3 对TBCC动力技术方向的认识

3.1 发动机的单位迎面推力要大

临近空间飞行器起飞吨位大、迎风面积大、升阻比低、载荷系数低，要求组合动力具备较大的起飞推力和跨声速能力。涡轮发动机是TBCC 动力的核心系统，低马赫数条件下涡轮发动机推力即为TBCC 动力推力，涡轮发动机单位迎面推力越大，克服飞行阻力后剩余推力越大。GEAE 对波音公司定义的一系列Ma=4 一级的临近空间飞行器对动力需求分析得出：为了满足可维修性、安全性和成本等目标要求，TBCC 动力系统的起飞总推力必须在445 kN 这一级别[21]。可见，基于高推重比、大推力涡轮发动机的TBCC动力将成为未来临近空间飞行器用组合动力的发展目标。

临近空间作战飞行器需要进行作任务快速响应及远程火力投送，应具备快的机动性和爬升能力，这很大程度上依懒于大推力冲压发动机，例如直径1 m以上[22]的大尺寸亚燃冲压发动机。所以，将弹用冲压发动机相似放大的设计理念可能不再适用，设计中需要考虑大流道燃烧组织等问题，对火焰稳定器等部件进行全新设计。

3.2 涡轮发动机工作马赫数要高

高马赫数条件下，涡轮发动机采用进气预冷技术既能降低进气温度扩展包线，又能增大进气流量改善性能，是在现有技术条件下实现涡轮发动机扩包线的有效、便捷途径，但由于加入进气预冷介质，使得发动机综合比冲降低。为根本解决涡轮发动机在高马赫数任务场景气动热及其引起的高低速性能平衡问题，发展高速涡轮发动机，是改善TBCC 动力性能的必要技术途径。高速涡轮发动机在继承涡轮发动机先进技术的基础上，通过采用提高压缩部件、涡轮部件等的耐高温能力，并配装加力和单边膨胀喷管等部件，使发动机不仅具有Ma≥3 的工作速域[23]，还具备良好的低速推力性能。此外，通过更加合理的附件空间布局，以进一步降低整个推进系统的迎风面积，能够保证飞机能够实现可靠的起降、爬升和跨音速。通过分析发现双转子变循环高速涡轮机能够更好地兼顾高低速性能，是未来高速涡轮发动机的发展趋势[24]。

3.3 需要采取综合能/热技术

解决气动热问题是发展TBCC 动力技术的关键，以高超声速分界点Ma=5 为例，此时进气温度高达950 ℃，此时组合动力系统处于“高热少转”状态，需要综合能/热管理系统解决冲压发动机供油系统及飞机姿态控制所需的电能、机械能来源问题。发动机热管理需要与飞机相关系统进行一体化设计，主动冷却和被动隔热相结合，充分考虑借助飞机能力实现。同时，要求热管理技术向智能化发展，按需统筹分配有限热沉，提高热管理效率，降低热沉非必要损失。此外，需要发展应用新型耐高温复合材料和新型大热沉吸热燃料，以保证高马赫数飞行条件下发动机的寿命和可靠性等要求。

4 对TBCC动力技术发展的建议

4.1 提前开展关键技术预研

TBCC 动力技术难度大，需要提前开展关键技术预研。目前传统的发动机设计方法和设计准则已无法完全满足TBCC 动力设计要求，急需通过开展系统的、深入的基础研究和预先研究工作，强化空天动力研发的原始创新力和集成创新力，制定详细地技术研究路线，均遵循“简单到复杂、短时到长时、试验风险逐步释放、考核目标逐步实现”的技术路径。基于小型涡轮发动机，适当改进后构建TBCC 动力原理样机验证平台，研究组合动力系统内部流动、模态转换等关键技术。加深对在现有涡轮发动机的基础上发展组合动力的技术认识和技术积累。

4.2 基于现有资源发展演示验证平台

国外TBCC 动力技术研究大多以现货涡轮发动机为基础，开展涡轮基小幅改进设计，助推飞机平台完成飞演等初步验证。据推测，SR-72技术验证阶段使用的涡轮发动机可能是F100 或F110 发动机的改型[25]。2021年，NASA向Aerion超声速公司和GE公司授出高超声速飞机和推进系统研究合同。GE公司获得合同总额为1300 万美元，研制周期为5 年，负责为苍穹（Aether）高超声速飞机研制TBCC 动力和耐高温陶瓷基复合材料，并评估F101 涡扇发动机能否适用于苍穹高超声速飞机，基于成熟发动机发展TBCC 动力的方案又被重新提及。

对于TBCC 用冲压发动机，亚燃冲压发动机仍有较大的潜力可挖，可在已有成熟技术基础上，通过加强一体化设计、高效稳定燃烧、热防护等技术攻关，其工作范围可进一步拓宽，从而实现发动机在高空高速条件下稳定工作。将Ma=4 级亚燃冲压发动机与现有涡轮发动机进行集成匹配，有望早日实现临近空间组合动力的工程应用。

4.3 基于技术发展需求的飞发协同设计

对于发展更高速度的TBCC 动力装置，应建立基于高马赫数技术发展需求的飞发协同工作模式，支持飞行器、推进系统联合开展设计。在前期飞演验证的基础上，针对飞行器平台全域性能提升，需要采取综合措施进一步发动机工作能力，按照“尺寸一步到位，功能/性能分步实现”的技术途径，发展大推力高速涡轮发动机和大尺寸超燃冲压发动机。针对临近空间飞行器的机体与推进系统一体化、进排气系统与发动机一体化、综合能/热管理、多变量组合控制等飞/发相关性强、结合紧密的关键技术共同研究与联合验证。

5 结束语

当前临近空间飞行器及其动力装置已成为航空航天装备发展的热点，TBCC 动力技术发展应基于未来临近空间飞行器的需求，立足于现有技术基础和可预见的技术发展，系统开展技术研究和试验验证，不断提升自主创新能力，相信TBCC 动力技术在未来会有广阔的应用前景。