高速渦輪發動機技術發展淺析

楊天宇，張彥軍，芮長勝

(中航工業沈陽發動機設計研究所，遼寧沈陽110015)

高速渦輪發動機技術發展淺析

楊天宇，張彥軍，芮長勝

(中航工業沈陽發動機設計研究所，遼寧沈陽110015)

根據高速飛行器的發展趨勢，介紹了高速渦輪發動機概念及應用背景。通過分析國外典型高速渦輪發動機產品及研制計劃，歸納出高速渦輪發動機的基本特征：以現有渦輪發動機為基礎，采用組合循環、進氣預冷等擴包線技術，具有耐高溫能力。鑒于此，提出高速渦輪發動機的發展，需突破進氣預冷、先進加力/沖壓燃燒室設計、冷卻與熱防護、先進進排氣系統設計等關鍵技術。同時，對高速渦輪發動機的技術發展也提出了初步設想。

高超聲速；高速渦輪發動機；擴包線技術；組合循環；進氣預冷；熱防護

1 引言

追求高速飛行一直是航空動力技術努力發展的方向。上世紀60年代開始，以美國和前蘇聯為代表的航空大國相繼邁進高超聲速領域，裝備先進動力系統的SR-71高空偵察機和米格-25截擊機都實現了Ma3飛行，隨即在世界范圍內掀起了高超聲速動力的研究熱潮[1]。

沖壓發動機概念的出現，使人類有能力達到更高的飛行速度。目前的研究認為，超燃沖壓發動機在飛行速度Ma4以上時才能實現起動，因此需要另一種動力達到超燃沖壓發動機的起動馬赫數[2]。亞燃沖壓發動機能在較低馬赫數狀態下起動，但在Ma 3以下推進效率較低，同樣需要輔助動力以實現推力的有效連續。于是沖壓發動機和其它動力相結合的組合循環動力概念應運而生。火箭發動機能達到相應的飛行速度，但在低速階段其比沖較小，且需要固定的發射裝置或利用飛行平臺掛飛發射，限制了高速飛行器的反應速度和靈活性[2]。高速渦輪發動機的出現，有效解決了這一矛盾，同時也將提升現有渦輪發動機的性能。

高速渦輪發動機是以渦輪發動機為基礎，采用先進技術手段使發動機使用包線擴展到Ma3～4，能在通用機場實現水平起降、重復使用。目前，我國的航空動力系統能達到的最高馬赫數不到2.3，與國際先進水平有較大差距，急需開展高速渦輪發動機的相關研究。

2 國外高速渦輪發動機技術研究情況

2.1 美國J58發動機

J58發動機是美國上世紀60年代研制的高速渦輪發動機。該發動機可在渦輪噴氣模式和壓氣機輔助放氣沖壓模式之間轉換，把發動機本體與進氣道、尾噴管及發動機與艙壁之間的氣流流動過程結合起來，綜合設計。發動機在低速環境以近似于渦噴發動機模式工作，在高速環境下則轉換為近似于沖壓發動機模式工作，被認為是變循環渦輪沖壓組合發動機的雛形。

J58發動機采用的關鍵技術是增加了壓氣機旁路放氣系統，即在第4級壓氣機后增設旁路放氣活門。高馬赫數時，打開旁路放氣活門，使氣流通過6根旁路管道直接進入加力燃燒室，可用于增加推力和冷卻(圖1)。此外，J58發動機還配備了軸對稱混壓式變幾何進氣道、采用四環同心燃油噴嘴和V型火焰穩定器的加力/沖壓燃燒室及可調節引射噴管等先進部件。考慮到高速飛行時的高溫會對發動機產生很大影響，發動機采用了進氣道、壓氣機引氣冷卻和使用耐高溫鎳基合金材料等熱防護及熱管理辦法，并采用高熱安定性的JP7燃油。其后續研究中，為增大推力，采用的措施有：使渦輪后溫度、轉速分別增加23.9 K和150 r/min，修正壓氣機引氣和進口導流葉片角度，使加力燃燒室燃油流量增加4%，及在加力進口注入有利于加力燃燒的N2O氧化劑等。轉速和渦輪后溫度的增加，會影響主燃油控制和加力燃油控制，可使發動機在飛行包線內平均增加凈推力5%[3]。

圖1 J58發動機Fig.1 J58engine

2.2 美國革新渦輪加速器(RTA)

RTA(圖2)是美國GE公司在YF120發動機基礎上，設計開發的變循環渦扇/沖壓組合發動機方案。常規起飛后，RTA發動機先以單涵道帶加力的模式工作并加速到Ma2，之后轉為雙涵道模式工作到Ma 3，在Ma3以上從加力工作模式轉換到沖壓工作模式，最終達到Ma4以上[4]。

圖2 RTA發動機Fig.2 RTA engine

RTA繼承了YF120發動機的成熟技術部件，同時針對高超聲速工作特點，全新設計了高流通風扇、核心機驅動風扇(CDFS)、可調面積涵道引射器(VA?BI)及軸對稱從動噴管等部件系統。與J58發動機不同的是，RTA采用了真正意義上的變循環方案，通過前、后VABI的控制，使發動機在單涵道和雙涵道之間轉換。超級燃燒室也是RTA的一項關鍵技術，在常規加力燃燒室的基礎上，采用了高度一體化的徑向燃油噴嘴火焰穩定器結構，使用常規燃料或烴燃料，在雙外涵沖壓工作模態下能使飛行器加速到Ma4以上。此外，RTA還采用了全權限數字式電子控制(FADEC)、受控冷卻等先進技術。

2.3 日本HYPR發動機

日本從1989年開始，與美國合作實施超聲速/高超聲速運輸推進系統(HYPR)計劃。該計劃包括研制一個采用變循環方案的渦輪加速器和一個沖壓發動機，以串聯形式構成一個最高飛行速度達Ma5的高速推進系統。在Ma3以下巡航時，以加力渦扇發動機模式工作；在Ma3以上高超聲速巡航時，以沖壓發動機模式工作[5]。

圖3 HYPR發動機與RTA發動機的對比Fig.3 The comparison between HYPR engine and RTA engine

HYPR發動機與RTA的進氣方案不同，如圖3所示。進入沖壓模態時，RTA打開前、后VABI，更多的空氣經外涵進入超級燃燒室，相當于放大了涵道比，但總的進氣量仍取決于風扇狀態。HYPR發動機采用共用外涵方案，進入沖壓模態時，模態選擇閥和前、后VABI打開，相當于放大了發動機的進口面積，使外涵進氣流量大幅提高。此外，HYPR發動機以甲烷為沖壓燃燒室燃料，進一步提升了沖壓發動機產生的總能量，以實現最高達Ma5的飛行速度。

2.4 美國MIPCC發動機概念[6]

美國MSE技術應用公司開展了進氣預冷(MIPCC)發動機概念研究，并在F100發動機的基礎上開展了相關試驗。當飛行速度達到Ma3時，常規渦噴發動機的壓氣機進口溫度已達600 K。為此，MSE公司提出了進氣預冷方案。該方案是在常規渦輪發動機的壓氣機前部加裝液體噴射系統，將流體噴射到進氣道，蒸發冷卻進氣道中的氣流，使氣流溫度下降，擴展渦輪發動機的可工作范圍。采用噴水預冷卻的渦噴發動機，其推力在較高飛行馬赫數狀態下還可繼續增加，即使是在Ma6的飛行環境下，發動機推力也比海平面標準條件時的高，且發動機的比沖仍然較大。

如圖4所示，進氣預冷裝置與F100發動機的尺寸相匹配，其中包括一道液氧噴射裝置和兩道噴水裝置。最后一道噴水裝置與發動機進口距離，可根據水完全霧化所需的最短距離確定。噴水量控制在整個容積內水的飽和度以下，液氧噴射量需使容積內維持正常空氣、水、氧氣混合氣中氧氣的濃度(20.9%)。開加力時，需增大氧氣濃度，噴入更多大量液氧以代替部分水的冷卻功能。

3 高速渦輪發動機基本特征

通過對國外高速渦輪發動機技術發展(表1)的分析發現，高速渦輪發動機方案通常有以下3方面的基本特征：

表1 各國基于現有渦輪發動機開展的高速渦輪發動機研究Table 1 Research on the high speed turbine engine based on traditional turbine engine

(1)以現有渦輪發動機為基礎。從國外高超聲速發動機技術的研究情況看，在現有成熟渦輪發動機基礎上開展研究，是各國普遍采用的方法。通過繼承渦輪發動機核心機、低壓系統、控制系統、傳動潤滑系統等成熟部件和系統，并針對高速渦輪發動機的工作特點進行適應性改進(如通過葉型設計提高風扇、壓氣機的流通能力，采用新材料和冷卻結構提高耐溫能力，采用先進燃油噴嘴和火焰穩定器設計技術擴大加力燃燒室點火邊界等)，能大幅降低高速渦輪發動機的研制風險和成本。

圖4 MIPCC發動機基本構造及預冷裝置試驗件Fig.4 MIPCC engine configuration and test specimen

(2)采用擴包線技術。具有寬廣的使用包線是高速渦輪發動機的一個主要特點，也是其與傳統渦扇發動機的主要區別所在。傳統渦扇發動機無法進一步提高飛行速度的主要原因是：在較高馬赫數下，渦輪發動機的比沖和效率快速下降。為解決這一問題，高速渦輪發動機方案多采用變循環和加力/沖壓燃燒室技術，在高馬赫數狀態下轉變為沖壓工作模態，以達到更高的飛行速度。射流預冷技術也是擴展發動機使用包線的重要技術手段，通過降低壓氣機進口溫度，使發動機在高馬赫數狀態仍能產生較大推力。另外，高速渦輪發動機還采用高流通風扇、高超聲速進氣道、一體化噴管等技術，以滿足工作狀態的大幅變化。

(3) 具有耐高溫能力。隨著進口馬赫數的提高，發動機進口溫度不斷上升，Ma4左右的飛行速度使進氣溫度高達1 100 K。高速渦輪發動機通過采用先進的熱防護和熱管理技術，對熱端部件及傳感器、控制元件等系統進行防護和冷卻，并解決高溫狀態下密封、潤滑和燃油結焦等問題，以保證發動機能夠在高馬赫數下長時間持續工作。

4 高速渦輪發動機關鍵技術

4.1 進氣預冷技術

進氣預冷發動機是高速渦輪發動機的重要發展方向。噴流預冷和換熱預冷的共同點，都是在發動機進口對來流進行降溫。基于對技術現狀的分析，進氣預冷技術可分解為以下4點[7]：

(1)預冷技術的核心是在發動機前端安裝預冷卻裝置，因此設計輕質、高效的預冷卻裝置是進氣預冷的一項關鍵技術。

(2)預冷卻器的加裝會引起進氣道嚴重的總壓損失和一定的流動畸變。因此在保證換熱率不降低的前提下，設計出總壓損失低、氣流畸變小的冷卻器及對流程影響小的流道是關鍵。

(3) 進氣預冷發動機作為高速渦輪加速器，較高的內外溫差，對機匣等部件的溫度效應，進而對葉尖間隙等的影響，均需仔細研究。如采用射流預冷，噴入介質對發動機燃燒穩定性的影響也值得特別關注。

(4) 為適應寬廣的工作范圍，預冷卻發動機的進氣道應可調。因此，基于CFD技術和風洞試驗技術，設計出重量輕、可調節性好、適應范圍廣的進氣道是關鍵。

此外，還應在燃料、材料密封和熱防護等方面開展相關研究。

4.2 變循環技術

變循環技術是發展高速渦輪發動機的關鍵技術。變循環技術可使渦扇發動機在低速區有較低的耗油率，在高速區有較高的單位推力；通過調節進入補氣模式，使發動機進入沖壓工作模態，以達到更高的飛行速度。變循環技術具體可分解為以下3點：

(1) 變循環發動機的性能仿真和流動模擬是需要解決的關鍵技術。使用變循環技術前，需對變循環概念及工作機理進行深入研究。

(2)前、后VABI的設計及作動控制是實現變循環的關鍵技術。變循環發動機的前VABI是改變核心涵道流量的活門，后VABI是改變涵道氣流馬赫數的活門，兩者是實現發動機調節涵道比、改變工作模式的關鍵部件。

(3) 核心驅動風扇的設計也是實現變循環的關鍵技術。變循環發動機與常規混排渦扇發動機的另一個不同是核心驅動風扇級，帶可調進口導流葉片，可在寬廣的工作范圍內更好地控制空氣流量。

4.3 先進加力/沖壓燃燒室技術

組合發動機的加力/沖壓燃燒室的工作特點與常規軍用加力燃燒室的明顯不同。從起飛到超聲速飛行期間，加力/沖壓燃燒室作為傳統的加力燃燒室來增加渦輪發動機的推力；高馬赫數飛行期間，轉變為沖壓發動機燃燒室，使飛行器進一步加速至Ma3以上。在模態轉換過程中，大量空氣經外涵直接進入加力/沖壓燃燒室，導致加力/沖壓燃燒室進口總溫、總壓較低，使進氣流場發生變化，不利于加力/沖壓燃燒室的點火和組織燃燒。所以，加力/沖壓燃燒設計的關鍵技術包括：先進火焰穩定器設計技術，先進燃油噴嘴設計技術。另外，加力/沖壓燃燒控制和冷卻等技術也需突破。

4.4 冷卻與熱防護技術

高超聲速飛行時，面臨嚴重的氣動加熱問題。高溫部件受到高溫燃氣的對流、輻射等耦合作用，承受很強的熱負荷。同時，傳感器、控制單元等部件要求工作在溫度相對較低的環境，需對其進行冷卻或熱防護。鑒于此，需采用先進的耐溫材料、先進冷卻結構設計等熱防護措施，保證動力裝置系統、子系統及各部件在飛行包線內，在安全可靠的溫度水平下工作。因此，冷卻與熱防護設計技術也是高速渦輪發動機必需解決的關鍵技術。

4.5 先進的進、排氣系統設計技術

進、排氣系統的工作特性與性能，對發動機整個推進系統的性能具有十分重要的影響。由于高速渦輪發動機的工作馬赫數較寬，因此需要進氣道在全包線范圍內具有較高的流量系數和較低的總壓損失。若采用可調進氣道，則需突破進氣道變幾何設計和控制等技術；若采用固定幾何進氣道，則需突破寬范圍固定幾何進氣道設計技術。對于高速渦輪發動機，排氣系統設計的關鍵，在于尾噴管矢量調節、控制技術及與飛機后體的一體化技術。

5 高速渦輪發動機發展初步設想

(1)統籌安排和規劃高速渦輪發動機關鍵技術的研究與驗證，并積極在現有成熟發動機的基礎上，進行射流預冷、加力/沖壓燃燒室、熱防護等高速渦輪發動機技術的先期驗證，并逐步進行新技術的轉移，為TBCC動力的研制奠定基礎。

(2)制訂專門的研究計劃，支持發動機與飛機聯合開展高速飛行器飛/發一體化設計技術研究。針對推進系統的進氣道/高速渦輪發動機/噴管之間的調節、匹配等技術開展研究與驗證。

(3)高速渦輪發動機的發展應在以進氣預冷和組合循環發動機為主的同時，擴大技術研究探索方向，緊跟國際先進概念的發展，發掘新型的組合形式和新概念發動機。

(4) 臨近空間飛行器動力的研究與發展風險高、耗資大、覆蓋面廣，需聯合國內相關研究機構，廣泛開展技術交流與合作，集智攻關[8]。

[1] 芮長勝，張彥軍，邱明星，等.馬赫數3一級渦輪發動機設計特點及關鍵技術淺析[J].航空科學技術，2012，24 (6)：64—67.

[2] 李剛團，李繼保，周人治.渦輪-沖壓組合發動機技術發展淺析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2006，19(2)：57—62.

[3] Lockheed Aeronautical Systems Company.SR-71 Flight Manual[M].2001.

[4] Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High Speed Tur?bines:Development of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[5] Miyagi H，Miyagawa H，Kishi K，et al.Combined Cycle Engine Research in Japanese HYPR Project[R].AIAA 95-2751，1995.

[6] Balepin V，Engers R.MIPCC Technology Development [R].ISABE 2005-1297，2005.

[7] 王占學，喬渭陽.預冷卻渦輪基組合循環發動機發展現狀及應用前景[J].燃氣渦輪試驗與研究，2005，18(1)：53—56.

[8] 弓 升，李 斌，李瑞軍.臨近空間作戰飛行器動力發展研究[J].國際航空，2013，(3)：77—79.

High Speed Turbine Engine Technology Development

YANG Tian-yu，ZHANG Yan-jun，RUI Chang-sheng

(AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China)

Advanced high speed turbine engine concept and the application background were introduced based on the development trend of high speed vehicle.Typical high speed turbine engines and research projects were analyzed to conclude essential characteristics of advanced high speed turbine engine.Based on traditional turbine engine,the high speed engine adopts combined cycle,mass injection pre-compressor cooling(MIPCC)and other technologies to extend envelope,and be high-temperature resistant.In view of the essential characteristics mentioned above,it is believed that MIPCC technology,advanced afterburner/ ramjet burner design,cooling and thermal protection,advanced inlet and exhaust design and other key tech?nologies should be applied to break the bottleneck of high speed turbine engine development.At the same time,the preliminary visualization of high speed turbine engine development was proposed.

hypersonic；high speed turbine engine；envelope-extension technology；combined cycle；MIPCC；thermal protection technology

V235

A

1672-2620(2013)06-0026-05

2013-11-14；

2013-11-22

航空科學基金(2012ZB06002)

楊天宇(1987-)，男，遼寧盤錦人，助理工程師，主要從事空天動力技術研究。