國外TBCC發動機發展研究

王巍巍，郭 琦，曾 軍，李 丹

(中國燃氣渦輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

渦輪基組合循環(TBCC)發動機是指由渦輪發動機與其它類型發動機組合而成的動力裝置，是高超聲速飛行器實現自加速、帶動力水平著陸及重復使用的關鍵動力系統之一[1，2]。國外提出了渦輪沖壓組合發動機、空氣渦輪沖壓發動機及變循環渦扇沖壓發動機等，其中對渦輪沖壓組合發動機研究最多，并開展了很多有關TBCC技術發展的計劃，如美國的RTA[3]、日本的 HYPR[4]和歐洲的 LAPCAT[5]計劃等。

TBCC發動機用途多樣，既可作高超聲速巡航導彈、高速偵察機和遠程高速攻擊機的動力，又可用作軌道飛行器第一級的理想動力。其具有靈活的發射和著陸地點、耐久性高、單位推力大，能采用普通燃料和潤滑劑，且運行成本很低和安全性很高，是未來很有前途的高超聲速動力之一。

國外從上世紀50年代開始探索研究TBCC概念。1957年，裝配了ATAR101E3渦輪沖壓組合發動機的法國GRIFFON 2飛機在100 km航線上創造了當時新的飛行速度，驗證了TBCC發動機的可行性。1966年裝備在美國SR-71黑鳥偵察機的J58發動機具有渦輪沖壓組合動力特征，飛行高度達30 km，最大馬赫數達3.5[6]。七八十年代，俄羅斯中央航空發動機研究院(CIAM)進行了全尺寸TBCC發動機地面試驗，對TBCC的關鍵技術進行了研究。近年來，隨著高超聲速技術研究的廣泛開展，對實現高超聲速飛行關鍵的發動機的研究越來越受到重視，其中對TBCC發動機的研究也越來越深入。目前，世界上對TBCC發動機研究比較深入的是美國和日本，且其研究成果顯著。

2 美國典型的TBCC研發項目

2.1 RTA項目

革新渦輪加速器(RTA)項目目標是研制渦輪基組合動力裝置。RTA發動機的研制分兩個階段，第一階段發動機代號RTA-1，主要通過地面試驗驗證、考核渦輪發動機能否在較寬馬赫數范圍下工作；第二階段發動機代號為RTA-2，主要通過地面試驗考核推重比為15的渦輪發動機能否在馬赫數5.0下工作[7，8]。

RTA-1以YF120加力渦扇發動機為基礎。采用其成熟部件，如高壓壓氣機第4和第5級、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪、后機匣等；研制了一些新的部件，如流量為113 kg/s的新風扇、新的風扇承力框架、新核心機驅動風扇、新的加力沖壓燃燒室，及根據給定噴管出口截面尺寸設計加工的新噴管。

當飛行馬赫數大于3.0時，發動機從渦輪模式過渡到沖壓模式，飛行器可加速到馬赫數4.0以上。在馬赫數3.0～4.0以上渦輪發動機進入到飛行慢車工作狀態，這樣可使高溫工作條件下的旋轉部件機械載荷降低，同時延長其壽命。由于渦輪發動機在馬赫數3.0～4.5范圍內沒有完全關閉，因此在與二級空天飛行器分離時，發動機不需要重啟。

RTA-1通過試驗驗證了采用渦扇發動機工作至馬赫數3.0，然后再轉入沖壓模式工作至馬赫數4.5的可行性；考核了高馬赫數飛行時渦輪和控制系統的可靠性、耐久性，及使用JP-8燃料的可行性。

RTA-2最明顯的特征是其尺寸按批生產發動機尺寸，與RTA-1的比較見圖1。該發動機融入了RTA-1渦扇沖壓發動機技術和IHPTET、VAATE及UEET計劃開發的先進技術，以滿足推重比、耗油率、比沖、安全性和費用等要求。RTA-2的工作馬赫數達5.0以上，部件壽命是J58發動機的4倍[9～11]。

圖1 RTA-2與RTA-1的比較Fig.1 Potential RTA-2 engine definition compared to RTA-1

美國希望通過開展RTA項目，使TBCC的技術成熟度達到6級，以滿足空天飛行器對TBCC的性能、安全性、費用、維修性和使用性等要求。

2.2 FaCET項目

Falcon組合循環發動機技術(FaCET)項目的目標，是研發一種采用TBCC技術的高超聲速試驗飛行器。該飛行器可自主起飛和降落，借助TBCC中的渦噴發動機加速到馬赫數4.0，然后由液氫燃料超燃沖壓發動機加速到馬赫數10及以上飛行速度。

FaCET項目由美國國防預研局和美國空軍聯合贊助，總承包商為洛克希德·馬丁公司，發動機由普惠洛克達因公司負責研制。根據FaCET項目研發的TBCC示意圖(圖2)，該發動機由雙模態沖壓發動機和高速渦輪加速器計劃中研究的渦噴發動機組合而成。在TBCC推進系統中，高速渦噴發動機把飛行器從馬赫數0加速到2.5，再從馬赫數2.5加速到3.5。在馬赫數2.5～3.5之間，渦噴發動機和沖壓發動機同時工作，而在馬赫數3.5～6.0時，由沖壓發動機單獨提供動力。在馬赫數3.5時，渦噴發動機停止工作，返回時又重新啟動。在返回階段，推進系統的整個工作過程與前面相反[10]。

圖2 FaCET項目中研發的TBCC示意圖Fig.2 Major TBCC components in the FaCET program

FaCET項目的核心是研制三個關鍵部件：一體化內旋式進氣道、亞燃和超燃沖壓雙模態燃燒室和飛發一體化噴管。該項目分兩個階段開展，第一階段主要對這三個關鍵部件進行設計，對每一個關鍵部件單獨反復進行縮尺模型試驗；第二階段是把三個部件組合在一起進行地面自由射流試驗。

一體化內旋式進氣道采用可變幾何結構，從第一階段到第二階段初期，共進行了三組風洞試驗。對模態轉換進行優化，以確定模態轉換最佳時的馬赫數，同時確定出渦輪發動機和亞燃超燃雙模態沖壓發動機的工作邊界條件。亞燃超燃雙模態沖壓燃燒室的燃料供給為環形供給，可在較低馬赫數下點火。選擇這種環形設計可使冷卻更有效，同時能夠更好地控制TBCC流道與飛行器一體化設計時的結構載荷。在第一階段和第二階段初期，進行了兩組直聯式燃燒室試驗，確定在軸向與徑向位置上如何組合噴油，以保證燃燒室在低馬赫數時的點火性能和持續燃燒能力，同時保證渦輪發動機順利進行了模態轉換。一體化噴管采用特征線法設計，并進行了靜態試驗，其，中冷流試驗采用的是9%縮尺模型。在第一階段和第二階段各進行了一組試驗，以預測渦噴模態、渦噴與亞燃工作模態和單獨的亞燃超燃工作模態下總推力的情況[12～14]。

FaCET項目設計和試驗驗證結果使美國空軍增強了對TBCC的發展信心。2011年5月發表的高超聲速飛機發展路線圖中明確指出，該型發動機是可重復使用水平起降飛機最適合的動力裝置[15]。

2.3 Trijet項目

Trijet發動機是將渦輪發動機、火箭引射沖壓發動機和雙模態沖壓發動機三種推進形式組合在一起形成的三噴氣發動機(圖3)，是一種新型的TBCC動力裝置。火箭引射沖壓發動機在馬赫數0～4.0區間工作，彌補了渦輪發動機向雙模態沖壓發動機轉換時推力不足的問題[16，17]。

圖3 Trijet發動機CAD模型Fig.3 CAD model of Trijet engine

Trijet項目中引進了先進組合循環集成進氣道、中心燃燒技術等很多先進技術。中心燃燒技術旨在解決高超聲速飛行條件下燃燒室內長期存在的極限熱載荷，可顯著減少冷卻發動機燃料用量，從而使發動機獲得比常規設計更大的熱安全裕度或更高的飛行速度。Trijet發動機通過采用中心燃燒技術，可使發動機熱載荷降低40%～50%；通過采用火箭引射沖壓發動機，可使高超聲速飛行器實現馬赫數從0到7.0的無縫過渡。由于具有這些優勢，使得其成為可重復使用高超聲速飛行器的最具吸引力和潛力的動力方案之一。目前，美國航空噴氣公司正積極開展該項目。

3 日本典型的TBCC研發項目

3.1 HYPR90-C項目

組合循環發動機驗證項目(HYPR90-C)研究的TBCC發動機以變循環發動機為基礎，由一個變循環渦扇發動機和一個亞燃沖壓發動機組成。HY?PR90-C項目主要是驗證馬赫數2.5～3.0之間渦扇發動機與沖壓發動機模態轉換的可行性。

HYPR90-C發動機采用串聯結構。渦扇發動機由2級風扇，5級高壓壓氣機，環形燃燒室，單級高、低壓渦輪和與沖壓發動機共用的可調面積二元噴管組成。發動機可調部分包括：前、后可調面積放氣門，壓氣機可調靜子葉片，低壓渦輪導向器和可調面積尾噴管。起飛狀態關小低壓渦輪導向器，以加大涵道比、降低排氣噪聲；高速飛行時，則開大，以加大核心機空氣流量、提高單位推力。前可調放氣門控制風扇涵道出口壓力，防止氣流倒流進沖壓進氣涵道；后可調放氣門調整風扇工作點。利用閥門控制渦扇工作模式、沖壓工作模式或渦扇-沖壓同時工作模式。渦扇發動機工作范圍從起飛到馬赫數3.0；馬赫數2.5～3.0時，渦扇和沖壓發動機工作轉接；馬赫數3.0以上時沖壓發動機單獨工作，渦扇發動機關閉，并能在最大飛行馬赫數5.0下長時間巡航飛行[18～20]。

HYPR90-C發動機渦扇部分單獨進行的地面和高空試驗，及整機試驗表明，此種類發動機具有工程可實現性。

3.2 ATREX項目

吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(ATREX)發動機是日本航空航天科學研究所聯合幾家公司(IHI、KHI、MHI等)共同研制的，可用作高超聲速飛行器或兩級入軌可往返式空天飛機的推進系統。ATREX發動機的有效推力可使飛行器從海平面靜止狀態推到高30 km、飛行馬赫數6.0的飛行狀態[21]。

ATREX發動機的主要部件包括軸對稱進氣道、預冷卻器、燃燒室、塞式噴管等。預冷卻器是ATREX發動機的關鍵部件之一，主要作用是擴展渦輪發動機的工作包線，提高其推力。預冷卻器研制中，分別對其進行了縮尺模型試驗和地面試驗。試驗結果表明，預冷卻器還存在不少設計問題，如結冰等。日本國家航天實驗室正積極嘗試新的方法，試圖解決預冷卻器結冰問題[22～24]。

ATREX項目實施過程中顯示，吸氣式渦輪沖壓膨脹循環中，渦輪基的工作范圍可明顯增大，最大飛行馬赫數有望從常規渦噴發動機的3.0～3.5擴展到5.5～6.0。采用這種帶預冷裝置的TBCC組合動力裝置，可使高超聲速飛行器實現水平起降。ATREX發動機地面試驗驗證進一步表明，該類型組合循環具有可實現性。

4 其他國家和地區TBCC技術的發展

4.1 俄羅斯的TBCC研究

俄羅斯對TBCC發動機的研究也較早，做過許多試驗驗證，并取得了不少成果。

1993年，俄羅斯宇航局制定了為先進可重復使用空間飛行器研制組合式推進系統的計劃，并指定CIAM為最主要的承擔單位，其它一些俄羅斯科研機構也參加了該項計劃的研究。CIAM的主要任務是為兩級入軌飛行器MIGAKS研發先進的渦輪沖壓組合動力。為此，CIAM探索了并聯式和串聯式TBCC，分析了兩種結構方案的優缺點。研究顯示，并聯式TBCC的結構方案比串聯式TBCC好，并在后續研究中主要傾向于并聯式TBCC。同時，還對TBCC的關鍵技術進行了研究，針對不同的飛行器需求，優化渦輪發動機方案，開展飛行器與組合動力一體化研究[25]。

4.2 歐洲的TBCC研究

目前歐洲正在研發的TBCC源于LAPCAT計劃。該計劃分為LAPCAT I和LAPCAT II兩個階段。

LAPCAT I計劃目的是研究保持高超聲速飛行的推進概念，重點研究馬赫數5.0的采用氫燃料的預冷發動機Scimitar。LAPCAT I計劃執行期間就采用哪種動力裝置展開了大量方案論證。盡管火箭基組合循環(RBCC)動力有些優勢，但不符合飛行器對動力裝置的總體要求，第二輪論證中決定采用TBCC。

LAPCAT II計劃，目的是實現巡航速度為馬赫數5.0和8.0兩種超遠程民用運輸飛機的初始設計。對于馬赫數8.0的巡航飛機，參與單位中各有兩家采用TBCC和RBCC推進系統。后來，考慮到亞聲速巡航的經濟性及乘客只能接受有限的軸向加速，最終選擇了TBCC。

LAPCAT計劃論證了以TBCC為動力的民用高超聲速飛行器實現半環球航程的可行性。該計劃開展過程中，評估了飛行馬赫數4.0～8.0時，高超聲速飛行器的性能和推進效率的發展趨勢。LAPCAT計劃研究表明，配裝氫燃料TBCC發動機可使飛行器以馬赫數8.0的速度實現半環球飛行[26～28]。

5 結束語

TBCC發動機技術之所以得到廣泛而深入的研究，與該類型發動機本身特有的優勢密不可分。TBCC發動機是馬赫數7.0以下的超聲速、高超聲速飛行器和馬赫數大于7.0的二級入軌空天飛行器低速段的理想推進系統，具有鮮明的技術特點和優勢。首先，從安全性講，TBCC發動機作為二級入軌飛行器的第一級推進系統，可使空天飛行器實現從地面跑道起飛，進入軌道飛行。如果遇到緊急情況，可隨時終止飛行或選擇其它機場著陸，這是使用火箭動力裝置難以企及的。第二，從經濟性講，TBCC比RBCC的運行費用低得多，美國和歐洲等在制定新的空天計劃時，明確要求新一代高超聲速飛行器的運行費用要極大地降低。第三，從可靠性講，TBCC發動機比火箭發動機熱負荷低、燃料泵壓力低、流量小，這些均有利于提高可靠性。第四，從可實現性講，基于目前對TBCC開展的廣泛而深入的設計研究和試驗驗證，且現階段研究的TBCC技術大多基于已有的渦噴或渦扇發動機，這充分說明TBCC在不久的將來的可實現性。第五，從發展趨勢上講，TBCC發動機是未來最具潛力的空天動力。美國在空天動力領域進行了多年的探索，對多種動力方案進行了比較，并在高速飛機發展路線圖中明確指出，未來的空天動力為TBCC動力裝置，這也表明該型動力具有非常好的發展前景。

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