美國高超聲速渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的進展及分析

劉紅霞，梁春華，孫明霞

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽，110015）

美國高超聲速渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的進展及分析

劉紅霞，梁春華，孫明霞

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽，110015）

旨在為未來空天動力技術研究和產(chǎn)品研制提供參考與借鑒。綜述了美國高超聲速渦輪基組合循環(huán)（TBCC）發(fā)動機的進展，重點對與渦輪發(fā)動機有關的預研計劃進行詳細描述，如國家空天飛機（NASP）計劃、高速推進評估（HiSPA）計劃、獵鷹組合循環(huán)發(fā)動機試驗（FaCET）計劃等。總結與歸納了TBCC發(fā)動機的研究發(fā)展的特點：TBCC發(fā)動機一直是高超聲速飛行器研究的關鍵技術；目前渦輪發(fā)動機的首選是現(xiàn)有渦輪發(fā)動機改進，未來可能選擇正在預研的高速渦輪發(fā)動機或自適應發(fā)動機；沖壓發(fā)動機和模態(tài)轉換技術已經(jīng)取得明顯進展，但還需長期深入驗證。

高超聲速推進系統(tǒng)；渦輪組合發(fā)動機；組合沖壓發(fā)動機；航空發(fā)動機

0 引言

高速偵察機、高速轟炸機、空天飛機等高速飛行器，具有航程遠、速度快、性能高等特點，對未來的作戰(zhàn)方式必將產(chǎn)生極其深遠的影響，很可能給未來戰(zhàn)爭帶來重大變革。作為其動力的最重要選擇之一，TBCC發(fā)動機被西方國家，特別是美國列為優(yōu)先發(fā)展的戰(zhàn)略性產(chǎn)業(yè)，不惜投入巨資加以扶持，集中高科技人才進行大力研發(fā)，已經(jīng)取得明顯進展。

據(jù)《航空周刊》網(wǎng)站2016年6月30日報道[1]，鑒于在建模和制造方面取得的進展，美國國防部先進研究計劃管理局（DARPA）已經(jīng)啟動AFRE驗證計劃，將再次嘗試對TBCC發(fā)動機在Ma 0～5.0內(nèi)的工作進行驗證，為未來吸氣式可重復使用高超聲速飛行器提供動力，這標志著美國高超聲速TBCC發(fā)動機又將向前邁進一步。

本文回顧和總結了美國典型高超聲速TBCC發(fā)動機技術研究計劃取得的進步和經(jīng)歷的彎路，以供相關研究借鑒和參考。

1 美國高超聲速TBCC發(fā)動機的發(fā)展歷程

在20世紀50年代，美國就開始進行TBCC發(fā)動機技術的研究工作，此期間研制了第1種高超聲速發(fā)動機即J58發(fā)動機，是首個走完設計、生產(chǎn)直至飛行使用全過程的渦輪沖壓組合發(fā)動機，其成功研制為美國后續(xù)高超聲速推進技術的發(fā)展奠定了基礎。自從20世紀80年代以來，美國國防部和航空航天局（NASA）實施了與高超聲速TBCC發(fā)動機有關的多項研究計劃如圖1所示，從不同方面對高超聲速TBCC發(fā)動機技術進行了驗證[2]。

NASA劉易斯研究中心高超聲速/跨聲速大氣飛行器（TAV）推進系統(tǒng)技術研究計劃包括3個子計劃：NASP計劃、HiMaTE部件技術計劃和通用高超聲速計劃[3-5]，這些計劃的實施對推動美國高超聲速推進系統(tǒng)技術的發(fā)展至關重要，但因年代久遠，且有不少關于他們的論述文章，因此，對這3項計劃不做闡述。

1.1 RTA計劃[6-7]

在20世紀90年代中期，美國總結由于低估了超燃沖壓發(fā)動機研制的難度，致使X-15、X-17、X-20、X-23、X-24、X-30國家空天飛機最終放棄或中途夭折的教訓，從1996年開始，對高超聲速導彈、高超聲速飛行器和空天飛行器技術的發(fā)展進行了調(diào)整，確立了以巡航導彈為突破口、而后轉入其他飛行器與天地往返運輸系統(tǒng)的分階段逐步發(fā)展的思路。作為先進航天運輸計劃（ASTP）的一部分，NASA于2001年由集成技術研制小組（ITD）提出RTA計劃。RTA將搭起超聲速飛行器動力在Ma3.0到Ma5.0之間的橋梁，如圖2所示。在RTA計劃下TBCC的技術發(fā)展路線如圖3所示。

RTA計劃的技術目標是在當時燃氣渦輪發(fā)動機（J58）的基礎上，充分利用 ASTP、UEET、VAATE 計劃開發(fā)和驗證的技術成果，開發(fā)和驗證TBCC發(fā)動機，到2010年，使其飛行速度提高25%、推重比提高250%、部件壽命延長2倍；到2015年，使其飛行速度提高35%、推重比提高375%、關鍵部件壽命延長4倍；最終，使發(fā)動機的推重比將達到15～20、飛行速度達到Ma 4.0～5.0。

GEAE公司基于前期在HiSPA和HiMaTE計劃中的研究成果，選擇雙外涵變循環(huán)發(fā)動機作為整個推進系統(tǒng)的基本結構。RTA-1發(fā)動機結構就是以F120變循環(huán)發(fā)動機核心機作為基礎設計的。

通過對RTA-1發(fā)動機進行試驗：（1）驗證了采用渦扇發(fā)動機工作至Ma 3.0，然后再轉入沖壓模式工作至Ma 4.5的可行性；（2）驗證了高馬赫飛行時，渦輪和控制系統(tǒng)的可靠性、耐久性及使用JP-8燃料的可行性。

在2005年，由于經(jīng)費和技術等多方面的原因，RTA計劃被迫結束，但其設計理念仍對目前的變循環(huán)發(fā)動機技術發(fā)展帶來了很大影響，美國及歐洲國家仍在對這個設計概念和方案進行研究。

1.2 FaCET計劃

在2001年，美國提出了國家航空航天倡議，重申了以高超聲速巡航導彈為“敲門磚”的發(fā)展戰(zhàn)略。在2002年，NASA終止了X-飛行器研究計劃，將太空發(fā)射（SLI）研究計劃重構作為下一代發(fā)射技術（NGLT）和軌道航天飛機（OSP）研究計劃，重點開發(fā)與驗證遠景所需的系統(tǒng)和技術。在2004年1月，美國總統(tǒng)布什宣布了新的太空探索倡議。在這樣的背景下，DARPA于2005年在從美國本土運送和應用兵力計劃（FALCON）下開始實施FaCET計劃。主承包商是洛克希德·馬丁公司（提供進氣道和噴管），推進系統(tǒng)承包商是PW公司的洛克達因公司（負責研制PW9221雙模態(tài)沖壓發(fā)動機燃燒室）。

FaCET計劃的目標是開發(fā)和驗證可重復使用的、碳氫燃料的、Ma 3.0～6.0的亞燃/超燃沖壓組合循環(huán)發(fā)動機，以降低研制獵鷹高超聲速巡航飛行器（HCV）發(fā)動機的技術風險[8]。

FaCET計劃的第1階段：通過30%縮比進氣道試驗，驗證了其質(zhì)量和壓力恢復能力，也在寬廣的速度范圍下驗證了維持可操作性的可調(diào)結構件的規(guī)律；通過40%縮比沖壓/超燃沖壓燃燒室的直連試驗，驗證了在低馬赫數(shù)狀態(tài)時從渦噴工作狀態(tài)轉換時的燃燒穩(wěn)定性；通過噴管冷流靜態(tài)試驗，驗證了總的推進效率。

FaCET計劃的第2階段：在縮比70%流路，在Ma 3.0、4.0和6.0的速度下，對由進氣道、燃燒室和改進噴管集成的渦輪基沖壓組合發(fā)動機進行自由射流試驗。該試驗驗證了飛行Ma 3.0～6.0的亞燃/超燃沖壓發(fā)動機的工作特性[8]。自由射流試驗模型和試驗臺架安裝如圖4所示。初步試驗結果表明，實測性能與計算性能相吻合。這些試驗為下一步的MoTr計劃打下了較好的基礎[9]。

1.3 HiSTED計劃

高速渦輪發(fā)動機驗證（HiSTED）計劃是DARPA和美國空軍在VAATE計劃下聯(lián)合實施的1項研究計劃，其目的是設計、制造和驗證1種高速（Ma 3.0～4.0）、短壽命渦輪發(fā)動機。該發(fā)動機是1種高溫、中等壓比的單轉子不帶加力渦噴發(fā)動機，將為多種平臺提供低成本，Ma 4.0+飛行的推進能力，使其到達目標時間縮短80%，并可靈活地執(zhí)行超聲速巡航/亞聲速待機任務。

HiSTED計劃的發(fā)動機驗證機由美國空軍/DARPA投資，由RR北美技術公司（負責YJ102R發(fā)動機）和Williams公司（負責XTE88/SL1發(fā)動機）合作開發(fā)和驗證。YJ102R發(fā)動機是在J58發(fā)動機的基礎上，采用層板技術發(fā)展而來的1種高溫、中等壓比、單轉子無加力渦噴發(fā)動機，其單位推力、質(zhì)量、直徑和長度分別為J58發(fā)動機的6倍、6%、25%和20%。其小型沖壓燃燒室于2008年在美國空軍推進試驗室開始試驗（如圖5所示），在2009年1月成功完成了初步試驗驗證。試驗結果表明：帶火焰穩(wěn)定器的發(fā)動機能使用JP8+100和JP10燃料起動和連續(xù)工作，在整個包線內(nèi)獲得的性能數(shù)據(jù)超過了全包線的設計值[10]；無火焰穩(wěn)定器的發(fā)動機使用JP8+100和JP10燃料，能夠在只有自動點火的情況下成功地起動和工作[11-12]。

在FaCET計劃下驗證的超燃沖壓發(fā)動機（X43、X51計劃驗證）組合動力技術、HiSTED計劃下驗證的高速渦噴發(fā)動機技術，最終都應用在SR-72（如圖6所示）動力系統(tǒng)上。

1.4 FAP計劃

在2006年12月，美國國家科學和技術委員會發(fā)布了“國家航空研究和開發(fā)政策”文件，指出美國聯(lián)邦航空研究和研制工作的重點之一是開展穩(wěn)定的和長期的基礎領域研究；在2009年，美國國家研究院發(fā)布了“民用航空的十年調(diào)查－未來的基礎研究”，描繪了技術性更強的航空藍圖。這些指導性文件指出了基線航空發(fā)展原則。在這樣的背景下，NASA實施了FAP計劃，開始了基礎研究和技術開發(fā)，以使未來飛行器具有更寬廣的速度范圍[13]。

在2009年之后，NASA在FAP計劃下開展了高可靠性、可重復使用發(fā)射系統(tǒng)（HRRLS）的研究工作。在HRRLS研究中，考慮了將吸氣式推進系統(tǒng)概念應用于進入太空的可重復使用的吸氣式發(fā)射飛行器（RALV）中。RALV概念飛行器的推進系統(tǒng)分2級：第1級是采用渦輪基沖壓/超燃沖壓組合循環(huán)發(fā)動機；第2級是采用火箭或火箭基組合循環(huán)發(fā)動機。RALV系統(tǒng)的TBCC繼承了RTA發(fā)動機的研究成果，其主要由前體壓縮翼面、渦輪發(fā)動機、渦輪發(fā)動機進氣道、雙模態(tài)超燃沖壓（DMSJ）燃燒室、DMSJ進氣道、DMSJ分流器、后部噴管系統(tǒng)等構成[14]。

FAP計劃的目標是：在2014年開展小尺寸、帶進氣道的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機模態(tài)轉換試驗（CCE IMX），以篩選進氣系統(tǒng)設計，并驗證設計性能；在2015年開展大尺寸、帶進氣道的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機模態(tài)轉換試驗（CCE LIMX）。

NASA格林研究中心在其1×1超聲速風洞（SWT）上進行了一系列小尺寸IMX試驗。試驗結果表明：低速通道的整流斜板不會給高速通道的操縱帶來困難，通過與計算結果的對比表明，CFD方法對此類雙流道結構有較好的模擬能力。試驗也獲得了不同流道設計方案的性能及工作裕度，為改進流道設計提供了支持[15]。

在小尺寸IMX試驗成功的基礎上，繼續(xù)開展了LIMX試驗，重點驗證并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的模態(tài)轉換過程，并獲得過程特性和相關限制條件，同時完成控制系統(tǒng)可行性和硬件系統(tǒng)驗證，以確定TBCC發(fā)動機的關鍵參數(shù)。LIMX試驗計劃在3年內(nèi)分4個階段在格林中心的10×10超聲速風洞中完成，目前，前2個階段的工作已經(jīng)完成，第3階段已對控制模擬渦輪發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機流道自動模態(tài)轉換時的算法進行了驗證；第4階段的驗證工作目前正在準備之中，在新的高超聲速計劃的資助下，將采用WJ38發(fā)動機和具有集成噴管的1個雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，評估推進系統(tǒng)模態(tài)轉換算法的有效性[15]。

1.5 模態(tài)轉換（MoTr）驗證計劃

在FaCET和FAP計劃的基礎上，在2009年，DARPA投資實施了模態(tài)轉換（MoTr）驗證計劃，目的是開展飛行Ma 0～6.0、碳氫燃料的吸氣式推進系統(tǒng)地面驗證。

MoTr計劃由洛克希德·馬丁公司（共用進口和噴管）領軍，推進系統(tǒng)分包商是PW的洛克達因公司（沖壓/超燃沖壓燃燒室）和ATK公司（試車臺評估）。

MoTr計劃分為2個階段。第1階段是完成試車臺測量，以選擇試車臺和執(zhí)行地面驗證所需的試驗技術；也要完成MoTr試驗件的方案設計，使之與所選擇的試驗技術和試車臺相匹配；第2階段是完成MoTr試驗件的關鍵設計并加工，通過必要的改進使試車臺升級，并完成試驗驗證。

MoTr計劃中的TBCC發(fā)動機，整合了通過FaCET計劃驗證的進氣道、雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和噴管，以及HiSTED計劃研制的高速渦輪發(fā)動機，在地面條件下進行由渦輪-亞燃沖壓-超燃沖壓和超燃-亞燃-渦輪的模態(tài)轉換過程試驗。這是完成重復使用、吸氣式高超聲速飛行所需的關鍵試驗。

在2010年，洛克達因公司和洛馬公司都完成了主動冷卻雙模態(tài)沖壓燃燒室的初始方案設計。洛克達因公司確定了模態(tài)轉換驗證時對試驗設備的需求，并認為NASA格林研究中心推進系統(tǒng)試驗室的連續(xù)流超聲速風洞適合于集成系統(tǒng)的試驗。MoTr計劃試驗臺和帶高速渦輪發(fā)動機的MoTr TBCC流路如圖7所示。地面試驗原計劃于2012年第1季度完成，但目前并未看到公開發(fā)表的結果[16]。

1.6 STELR計劃

STELR計劃是HiSTED計劃的后續(xù)計劃，旨在研制Ma 3以上的武器和飛行器的推進系統(tǒng)，其中包括遠程離岸導彈、空中發(fā)射巡航導彈、無人飛行器和能以最大馬赫數(shù)飛行1 h的先進巡航導彈等。在2011年12月簽訂合同，預計驗證工作分為2個階段，總計34個月完成。第1階段是評估現(xiàn)有的或新設計的硬件是否達到要求。第2階段是驗證發(fā)動機的耐久性、操作性和性能。在該計劃下，高速發(fā)動機的試驗由RR公司的自由工廠和威廉姆斯國際分別進行。

在2015年9月，自由工廠對外公布，STELR發(fā)動機已經(jīng)以Ma 2～2.5運行了2個多小時，在接下來的幾個月時間里會達到Ma 3.2。盡管RR公司從HiSTED計劃為RATTLRS（時敏目標遠程打擊）項目研發(fā)的YJ102R發(fā)動機上吸取了不少經(jīng)驗，并應用到STELR計劃研制的發(fā)動機上，但還是強調(diào)“這并不是相同的發(fā)動機”。STELR計劃研發(fā)的發(fā)動機馬赫數(shù)要低于YJ102R發(fā)動機，但耐久性更好。STELR發(fā)動機可以持續(xù)以Ma 2～3.2的速度運行，最終設計目標是希望該發(fā)動機能夠以Ma 3.2速度飛行1 h，或是航程超過3200 km。STELR發(fā)動機的尺寸與YJ102R發(fā)動機的相似，同樣也沒有加力燃燒室，但超聲速的航程更遠。由于在Ma 3.2時，STELR發(fā)動機的進口溫度達到699 K，所以對材料的要求很高。雖然STELR計劃的初衷是設計用于一次性高超聲速巡航導彈用的發(fā)動機，但在研究過程中挖掘出了將一次性技術轉換為多次可重復使用的技術，由此，STELR計劃開展了進一步驗證，以使這種高速發(fā)動機耐久性更強，使其適用于可重復使用飛行器。

作為SR-72高超聲速飛機的備選發(fā)動機之一，STELR計劃旨在探索近期可實現(xiàn)的、能夠工程應用的TBCC，重點在于論證“近期可實現(xiàn)的渦輪發(fā)動機”和可以在較低馬赫數(shù)下點火的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機組合而成的TBCC設計方案的可行性。美國空軍希望通過STELR計劃開發(fā)的技術，解決渦輪發(fā)動機和雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機模態(tài)轉換時存在的推力突變問題，搭起亞聲速和超聲速推進動力模塊之間的橋梁。STELR研發(fā)的技術除了能夠應用在超聲速導彈的動力上外，還為高超聲速發(fā)動機研制帶來了希望。

1.7 AFRE計劃

據(jù)《航空周刊》網(wǎng)站在2016年6月30日報道，鑒于在建模和制造方面取得的進展，美國國防部DARPA已經(jīng)投資實施AFRE計劃。AFRE計劃是美國國防部實施的FaCET計劃、HiSTED計劃、STELR計劃、MoTr計劃的繼承和發(fā)展，并借鑒了RTA計劃、FAP計劃等的成果。

該計劃將研發(fā)1款能夠靈活提供從低速到高超聲速所需動力的全速域航空動力系統(tǒng)，將再次嘗試對TBCC發(fā)動機在Ma 0～5.0下進行驗證，擬為未來吸氣式可重復使用高超聲速飛行器提供動力，AFRE發(fā)動機的結構如圖8所示。DARPA的1份聲明寫道：這套在高超聲速運行的發(fā)動機系統(tǒng)可以為遠程軍事行動提供更短的反應時間和更高的運行效率，能夠為美國帶來可觀的回報。這標志著美國高超聲速TBCC發(fā)動機技術發(fā)展又將向前邁進一步。

AFRE計劃是模態(tài)轉換（MoTr）計劃的持續(xù)計劃。MoTr計劃是驗證采用渦噴模式在轉換到?jīng)_壓/超聲速沖壓之前，達到Ma 3.0～4.0；而AFRE計劃是直接采用目前能夠達到Ma 2.5的發(fā)動機。AFRE計劃的目標是解決常規(guī)渦噴發(fā)動機在Ma 2.5時仍然能夠正常工作及沖壓發(fā)動機在Ma＜3.5時不能有效工作的問題。

DARPA的AFRE計劃的現(xiàn)成發(fā)動機，可能包括：RR公司在STELR下的YJ102R發(fā)動機，其在Ma 2.5～3.2下進行了試驗；威廉姆斯國際公司的WJ38-15發(fā)動機，進行了TBCC進氣道模態(tài)轉換試驗；洛克希德·馬丁公司SR-72高超聲速偵察/攻擊機的TBCC推進系統(tǒng)，其正在生產(chǎn)1個可控的、低阻力的、在氣動結構上能從亞音速、跨音速、超音速到高超音速，在Ma 6.0時仍然穩(wěn)定工作的發(fā)動機。

該計劃分為2個階段：第1階段將包括系統(tǒng)設計、縮比和大尺寸部件驗證；第2階段為進行全尺寸集成低速和高速流道的大尺寸直連或自由射流地面試驗。潛在競標者于2016年7月13～14日在華盛頓針對該項目作簡要匯報,DARPA將于2017年財年開始投資900萬美元資金，進行驗證機的初步設計、制造和大尺寸雙模態(tài)進氣道和直連燃燒室試驗件試驗。

2 美國高超聲速渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的發(fā)展特點

美國TBCC發(fā)動機技術研究計劃的發(fā)展路線如

圖9所示。回顧美國TBCC發(fā)動機技術研究與發(fā)展歷程，可以發(fā)現(xiàn)以下特點。

2.1 TBCC發(fā)動機始終是高超聲速飛行器研究的關鍵技術

自20世紀80年代中期以來，美國一直大力開展TBCC發(fā)動機的研究。

在1986～1995年，在美國空軍投資的HiSPA計劃和NASA投資的HiMaTE計劃下，GEAE公司對Ma 4.0～6.0的發(fā)動機方案、燃料類型和熱管理系統(tǒng)等進行了大量且廣泛的研究,研究結果表明，渦扇基沖壓組合發(fā)動機的推重比發(fā)展?jié)摿ψ畲骩17]。

在21世紀初，美國NASA實施RTA計劃，發(fā)展飛行速度至少可達到Ma 4.0，并且維修性和操作性大大改善的渦輪加速器。之后，美國DOD和NASA又繼續(xù)實施FaCET、MoTr、FAP和AFRE等計劃，不斷地研究和驗證渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的組合循環(huán)過渡、發(fā)動機/飛行器系統(tǒng)熱管理、高溫/輕質(zhì)材料、流動/燃燒的數(shù)值仿真以及設計敏感性、控制和燃料系統(tǒng)的小型化等關鍵技術，以突破吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)發(fā)展所面臨著一些挑戰(zhàn)。這些計劃的實施充分說明了TBCC對于高超聲速飛行器的重要作用。

2.2 現(xiàn)成發(fā)動機是目前首選，自適應發(fā)動機可能是未來方向

對于渦輪發(fā)動機的研究與驗證更多的還是在IHPTET和VAATE等計劃下進行。美國TBCC渦輪發(fā)動機的發(fā)展路線如圖10所示。對于TBCC/RTA計劃的渦輪發(fā)動機，最初選擇的是F120發(fā)動機，原計劃最終采用VAATE計劃驗證的發(fā)動機（但計劃因故取消）；對于SR-72偵察/打擊飛機TBCC的渦輪發(fā)動機，可能初步選擇F100/F110改發(fā)動機，最終可能選擇HiSTED計劃驗證的發(fā)動機。對于FaCET、MoTr計劃TBCC的渦輪發(fā)動機，選擇HiSTED計劃驗證的發(fā)動機；而AFRE計劃的渦輪發(fā)動機，選擇現(xiàn)成的發(fā)動機，包括HiSTED計劃驗證的YJ102R高速渦噴發(fā)動機和XTE88高速小涵道比渦扇發(fā)動機，以及基于現(xiàn)役成熟的F100/F110發(fā)動機的發(fā)展型發(fā)動機。

作為目前最有應用前景的前沿技術之一，自適應發(fā)動機一直得到美國政府和工業(yè)界的高度重視，自VAATE計劃初級階段就開始了對其的研究和驗證，已證明自適應發(fā)動機具有包線內(nèi)綜合性能好、耗油率低且使飛機航程長、飛/發(fā)組合性能好、隱身性能好及有利于熱管理設計等優(yōu)勢，這些技術特點也是未來高超聲速空天飛機動力所需要的。

因此，在渦輪發(fā)動機方面，現(xiàn)成發(fā)動機是目前首選，自適應發(fā)動機可能是未來方向。

2.3 沖壓發(fā)動機的關鍵技術還需長期深入驗證

超燃沖壓發(fā)動機概念于20世紀50年代中期提出。從1960～1975年，以美國空天飛機研究計劃和高超聲速試驗發(fā)動機（HRE）研究計劃為代表，開展原理探索與驗證研究。美國空軍研究試驗室推進理事會描述了高超聲速超燃沖壓發(fā)動機技術從小型導彈到大型RLV的階梯式開發(fā)途徑：在1980～2010年，研發(fā)配裝沖壓發(fā)動機的高超聲速導彈；在2010～2015年，研發(fā)配裝小型超燃沖壓發(fā)動機的高超聲速導彈和小型發(fā)射系統(tǒng)；在2015～2020年，研發(fā)配裝中型超燃沖壓發(fā)動機的大型高超聲速導彈和小型發(fā)射系統(tǒng)；在2020～2030年，研發(fā)配裝大型超燃沖壓發(fā)動機的可操作的太空進入飛行器如圖10所示。

超燃沖壓發(fā)動機技術經(jīng)過多年的研究，已經(jīng)在點火、火焰穩(wěn)定、高效低阻燃燒、防熱結構等關鍵技術取得了一些突破，但是進氣道匹配、發(fā)動機啟動與模態(tài)轉換等一些重要關鍵技術的驗證還不夠充分。以氫燃料雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機為動力的X-43A進行了3次飛行試驗：第1次以失敗告終；第2次成功達到Ma 7.0，成為以空氣噴氣發(fā)動機為動力裝置的世界上飛行速度最快的飛行器；第3次創(chuàng)造了Ma 9.8的飛行速度世界紀錄，標志著吸氣式高超聲速飛行器技術取得重要進展。以液體碳氫燃料雙模超燃沖壓發(fā)動機為動力的X-51A計劃進行4次飛行試驗：第1次在Ma 5.0左右工作了140 s取得部分成功，第2、第3次失敗，第4次于2013年5月1日成功完成，實現(xiàn)了以吸氣式超燃沖壓發(fā)動機為動力的Ma 5.0持續(xù)高超聲速飛行目標。HyFly驗證導彈也進行了3次飛行試驗，均以失敗告終。也就是說，美國的超燃沖壓發(fā)動機技術尚未成熟，還需深入的長期驗證[18]。

2.4 模態(tài)轉換可能一直是研究重點

模態(tài)轉換自NASP計劃以來一直是TBCC發(fā)動機需要攻克的關鍵技術。

美國在RTA計劃下就將驗證高速與低速推進系統(tǒng)一體化、模態(tài)轉換和解決與推進/機體一體化有關的關鍵問題列為核心研究內(nèi)容。在此后的FaCET、MoTr和AFRE等計劃下，仍然將TBCC研究重心放在模態(tài)轉換研究方面。

在FaCET計劃下，在對進氣道、燃燒室和噴管分別進行試驗驗證后，開展上述部件的集成，在沒有真實的渦輪發(fā)動機的情況下通過模擬渦輪流道完成了自由射流試驗，驗證了渦輪發(fā)動機與沖壓/超燃沖壓發(fā)動機的一體化。

在MoTr計劃下，將洛克希德·馬丁公司在FaCET計劃驗證的進氣道和噴管、HISTED計劃研制的高速渦輪發(fā)動機、PW洛克達因公司的PW9221雙模態(tài)沖壓發(fā)動機燃燒室集成為完整的TBCC發(fā)動機，以演示驗證從渦噴到亞燃沖壓再到超燃沖壓工作模式，實現(xiàn)Ma 0～6.0范圍的模態(tài)轉換，但在按照計劃于2012年進行地面試驗之前，此項目就被終止了。

在將要實施的AFRE計劃下，試圖基于現(xiàn)有成熟的貨架渦輪發(fā)動機，完成全速域TBCC發(fā)動機地面模態(tài)轉換演示驗證，解決常規(guī)渦噴發(fā)動機能夠在Ma 2.5時仍然正常工作及沖壓發(fā)動機在Ma＜3.5時不能有效工作的問題，驗證和確立未來吸氣式可重復使用高超聲速飛行器TBCC推進系統(tǒng)的可行性。

3 結束語

回顧近70年的美國高超聲速TBCC發(fā)動機發(fā)展歷史發(fā)現(xiàn)，以NASA、國防部和美國空軍為主導，實施了大量的先進預研計劃，無論是在渦輪發(fā)動機和超燃沖壓發(fā)動機方面，還是在渦輪發(fā)動機與超燃沖壓發(fā)動機模態(tài)轉換方面，都已經(jīng)取得了一定的進展。但是，高速渦輪發(fā)動機技術還存在巨大挑戰(zhàn)，目前還更多采用現(xiàn)有發(fā)動機改進型進行TBCC的驗證；超燃沖壓發(fā)動機技術也還需要進行深入驗證。總之，TBCC發(fā)動機既是現(xiàn)在也是未來的高超聲速飛行器動力，但是近期內(nèi)還不太可能進入實際應用。

[1]Take two for hypersonic combined-cycle propulsion[N/OL].[2016-06-30].hppt://Aviationweek.com.

[2]陳大光.高超聲速飛行與TBCC方案簡介[J].航空發(fā)動機,2006,32（3）:10-13.CHEN Daguang.Brief introduction of hypersonic flight and TBCC concept[J].Aeroengine,2006,32（3）:10-13.（in Chinese）

[3]張鐘林.空天飛機發(fā)展述評 [R].北京：中航工業(yè)發(fā)展研究中心，1991：2-4.ZHANG Zhonglin.The review about development of spacecraft[R].Beijing:China Aviation Industry Development Research Center,1991:2-4.（in Chinese）

[4]Horton D.National aero-space plane project overview[R].AIAA-1989-5002.

[5]John E R.Overview of hypersonic vehicle propulsion technology[R].N91-20092.

[6]Shafer D G,McNelis N B.High speed turbines:development of a ground based mach4+Revolutionary Turbine Accelerator Technology Demonstrator （RTATD） for access to space [R].ISABE-2003-1125.

[7]McNelis N,Bartolotta P.Revolutionary Turbine Accelerator（RTA）demonstrator[R].AIAA-2005-3250.

[8]Mamplata C,Tang Ming.Technical approach to Turbine-Based Combined Cycle:FaCET[R].AIAA-2009-5537.

[9]Tang M，Hamilton B A，Mamplata C.Two steps instead of a giant leap an approach for air breathing hypersonic flight[R].AIAA-2011-2237.

[10]AIAA High Speed Air Breathing Propulsion Technical Committee.High speed air-breathing propulsion[J].Aerospace America,2008（12）:64-65.

[11]梁春華.通用的經(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機研究計劃的主要特點[J].航空發(fā)動機 2011,37（5）:58-62.LIANG Chunhua.Key features of versatile affordable advanced turbine engine program[J].Aeroengine,2011,37（5）:58-62.（in Chinese）

[12]梁春華.通用的、可承擔起的先進渦輪發(fā)動機（VAATE）計劃[J].航空發(fā)動機.2001（3）:44.LIANG Chunhua.The Versatile,Advanced,Affordable Turbine Engines program[J].Aeroengine.2001（3）:44.（in Chinese）

[13]Auslender A H,Suder K L,Thomas S R.An Overview of the NASA FAP hypersonics project airbreathing propulsion research[R].AIAA-2009-7277.

[14]Stueber T J,Vrnak D R,Le D K,etc.Control activity in support of NASA Turbine Based Combined Cycle（TBCC） research[R].NASA/TM-2010-216109.

[15]Saunders J D,Stueber T J,Thomas S R,et al.Testing of the NASA hypersonic project Combined Cycle Engine Large scale Inlet Mode transition experiment （CCE LIMX） [R].NASA-TM-2012-217217.

[16]Walker Steven,Tang Ming,Mamplata Caesar.TBCC propulsion for a mach 6 hypersonic airplane[R].AIAA-2009-7238.

[17]Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High speed turbines:development of a Revolutionary Turbine Accelerator（RTA）for space access[R].AIAA-2003-6943.

Progress and Analysis of U.S.Supersonic Turbine Based Combined Cycle Engine

LIU Hong-xia,LIANG Chun-hua,SUN Ming-xia
（AECC Shenyang Engine Research Institute,Shenyang 110015,China）

Aim to provide references for future aerospace power technology investigation and product development,the progress of Trbine Based Combined Cycle engine （TBCC） and advanced programs on turbine engine for TBCC were overviewed and analyzed.These programs include the National Aerospace Plane （NASP）,High-Speed Propulsion Assessment （HiSPA）,Falcon Combined Cycle Engine Technology（FaCET）,etc.The analysis results show that TBCC is always key technology for supersonic flight vehicle,the in-service turbine engine is preferred for TBCC at present,high speed turbine engine and adaptive cycle engine will be selected for TBCC in future,ramjet for TBCC and mode transition between turbine engine and ramjet need to be researched deeply.

supersonic propulsion system;TBCC;combined ramjet engine;aeroengine

V236

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.017

2017-03-18 基金項目：航空動力基礎研究項目資助

劉紅霞（1976），女，高級工程師，主要從事航空發(fā)動機情報研究工作；Email:applecenter@163.com。

劉紅霞，梁春華，孫明霞.美國高超聲速渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機的進展及分析[J].航空發(fā)動機，2017，43（4）：96-102.LIU Hongxia,LIANG Chunhua,SUNMingxia.Progress and analysis ofU.S.supersonic Turbine Based Combined Cycle engine[J].Aeroengine，2017，43（4）：96-102.