并聯TBCC動力對高超聲速飛行器性能的影響*

馬 松，林 鵬，左林玄，王 霄，譚建國

(1. 國防科技大學 空天科學學院， 湖南 長沙 410073;2. 沈陽飛機設計研究所， 遼寧 沈陽 110035)

高超聲速飛行器技術作為未來航空航天領域的戰略制高點，成為世界各主要軍事強國研究的重點。從掌握的資料來看，美國發展高超聲速飛行器采取“技術驗證機、短壽命飛機、長壽命飛機”三步走的總體技術路線，計劃在2030年左右形成裝備。美國洛馬公司在2013年首次公開披露SR-72高超聲速飛行器驗證機，大小與F-22相當且最大速度可達6Ma，采用單臺全尺寸渦輪基組合循環(Turbine-Based Combined Cycle, TBCC)發動機，2018年開始驗證機的研制并預計在2023年完成首飛。波音公司在2018年1月首次對外展示了高超聲速飛行器驗證機概念方案，同樣采用單臺TBCC推進系統并且大小與F-16相當。可以看到，美國主要研究機構在高超聲速飛行器推進系統方案的認識上逐步達成一致，即TBCC發動機將會是高超聲速飛行器一種較為理想的動力選型方案[1]。

目前，6Ma一級的TBCC動力裝置通過采用渦輪發動機和雙模態超燃沖壓(Dual-Mode ScramJet, DMSJ)發動機組合的形式，二者共用進氣道和尾噴管，由于現役渦輪的工作馬赫數上限(2.0～2.5)與雙模態超燃沖壓發動機馬赫數工作下限(4.0～4.5)無法銜接，存在推力接力的問題。解決該問題一方面需要在保證渦輪發動機穩定工作的前提下提高發動機的馬赫數上限，另一方面則需要降低雙模態沖壓發動機的馬赫數下限。目前，國內外提高渦輪發動機馬赫數工作范圍有以下兩種解決方案：①超級燃燒室技術[2-3]，即采用渦輪發動機與亞燃沖壓發動機串聯的形式，渦輪發動機的加力燃燒室與沖壓發動機的燃燒室共用，這個燃燒室被稱為超級燃燒室。在飛行馬赫數達到傳統渦輪發動機馬赫數上限后，來流可通過旁路繞過發動機轉子部件直接進入超級燃燒室中。此外，發動機將工作在沖壓模態，可繼續在高飛行馬赫數下為飛行器提供推力。②預冷卻技術[4-5]，即在渦輪發動機進口采用射流預冷或換熱預冷來降低壓氣機的入口溫度，提高渦輪發動機轉子在高馬赫數來流下的換算轉速，提高其轉子的效率和工作范圍。此外，來流溫度降低使得在渦輪前溫度受限的條件下，燃燒室內可以加入更多的燃料，提高渦輪發動機的循環功，因此可以在高飛行馬赫數下獲得較大的推力。

國內大多數關于組合循環發動機總體方面的研究多停留在發動機方案本身，很少涉及組合循環發動機對于其高超聲速飛行器的性能影響研究。高超聲速飛行器究竟采用哪種組合動力形式，需要從飛行器的任務需求出發，開展相關研究[6-8]。因此，本文從高超聲速飛行器飛行任務性能的角度出發，采用飛/發性能一體化的分析手段，比較以上兩種組合發動機方案：①渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓(Turbine/RamJet/Dual-Mode ScramJet, T/RJ/DMSJ)組合動力；②射流預冷渦輪/亞燃超燃/雙模態超燃沖壓(Pre-Cooled Turbine/RamJet/Dual-Mode ScramJet, PCT/RJ/DMSJ)組合動力。在統一的飛行平臺模型和飛行任務下，對比在完成相同飛行器任務時，采用這兩種組合動力的飛行器的任務性能。

1 數學模型

給定飛行器的起飛重量、起飛推力以及燃油重量，則可以根據發動機的高度速度特性和飛行器的升阻特性，獲得飛行器沿飛行剖面的飛行時間和航程。飛行過程中飛行器的重量計算將根據航段中剩余功率Ps的不同分為兩種形式[9]：

(1)

每一任務航段的飛行時間則為

(2)

(3)

在計算過程中，每一任務航段飛行區間較小，可用平均剩余功率Ps,avg來進行計算，則

(4)

每一任務航段消耗的燃油重量為

(5)

總的航程即為燃油完全消耗時所有任務航段的飛行距離S之和

(6)

2 組合發動機方案與特性

圖1 給出了兩種組合動力方案的示意圖，其中圖1(a)為方案一T/RJ/DMSJ，渦輪發動機與亞燃沖壓發動機串聯作為組合發動機的低速通道，而雙模態超燃沖壓發動機作為組合發動機的高速通道，高速通道與低速通道采用并聯的形式；圖1(b)為方案二PCT/RJ/DMSJ，其組合形式與圖1(a)相同，此外，在渦輪發動機入口安置了預冷器。

(a) T/RJ/DMSJ組合動力方案 (a) Combined cycle engine concept of T/RJ/DMSJ

(b) PCT/RJ/DMSJ組合動力方案 (b) Combined cycle engine concept of PCT/RJ/DMSJ圖1 兩種組合動力方案示意Fig.1 Sketches of two kinds of combined cycle engines

在進行飛行器飛行任務的計算時，需要以飛行器的升阻特性和發動機的高度速度特性作為輸入參數。本文中，渦輪發動機采用雙轉子混排渦扇發動機，并采用通用特性進行性能計算[10]。雙模態超燃沖壓發動機特性計算采用準一維計算模型，并采用MacCormack 有限差分進行求解[11]。超級燃燒室是NASA 發展的RTA 發動機中一種加力/沖壓一體化燃燒室[12]，在亞燃沖壓發動機性能計算中，沖壓燃燒室的出口參數通過采用加力燃燒室的通用部件特性外插得到。在組合循環發動機性能的計算過程中，考慮了模態轉換時發動機的總推力的連續變化[13]。在射流預冷發動機特性計算中對射流預冷卻熱交換系統的數學模型進行了簡化。在簡化模型中只考慮氣流總參數在系統中的傳遞以及系統的質量守恒和能量守恒。射流預冷的冷卻介質采用水，水和水蒸氣性質由IAPWS-IF97國際標準中水和蒸汽的計算公式求得[14-15]。發動機設計點參數選擇參考了目前現有發動機的水平，兩個方案的發動機設計點熱力循環參數如表1所示。

表1 發動機設計點熱力循環參數

在飛行馬赫數0～6范圍內，計算得到的組合動力方案一T/RJ/DMSJ的高度速度特性如圖2和圖3所示。圖2為方案一T/RJ/DMSJ的推力特性圖，圖中發動機推力T除以渦輪發動機海平面最大推力TSL進行無量綱處理，RJ/DMSJ控制規律為保持當量比不變。如圖所示，渦輪發動機的工作馬赫數范圍為0～2.3；串聯的亞燃沖壓發動機從2.3Ma工作到4.0Ma；雙模態超燃沖壓發動機從4.0Ma工作到6.0Ma。圖3為T/RJ/DMSJ的比沖特性，比沖性能代表了發動機的經濟性，對于渦輪發動機，其比沖性與發動機的部件效率直接相關。隨著來流馬赫數增加，來流總溫增加，渦輪發動機中壓氣機的換算轉速降低，效率有所下降。當飛行高度小于11 km 時，大氣溫度隨著高度增加而下降，因此在相同的飛行馬赫數下，渦輪發動機的比沖隨之升高；當飛行高度大于11 km時，在同溫層內大氣溫度基本保持不變，因此渦輪發動機的比沖基本不變。亞燃沖壓發動機比沖在其飛行范圍內變化不大，雙模態超燃沖壓發動機的比沖隨著高度變化不大，隨著飛行馬赫數增加而降低。

圖2 方案一組合動力推力特性Fig.2 Thrust performance of case 1 combined propulsion

圖3 方案一組合動力比沖特性Fig.3 Specific impulse performance of case 1 combined propulsion

方案二采用PCT/RJ/DMSJ組合動力，選取兩種工作模態進行對比。工作模態一，射流預冷渦輪發動機的預冷器在2.2Ma開始工作，一直工作到2.6Ma，保持壓氣機進口總溫Tt2=420 K；工作模態二，預冷器在2.2Ma開始工作，一直工作到4.0Ma。工作模態一下的推力和比沖特性分別如圖4和圖5所示。工作模態二下的推力和比沖特性分別如圖6和圖7所示。由圖可以看到，采用了射流預冷器后，渦輪發動機的工作范圍得到擴展，并在2.2～4.0Ma范圍內保持了較大的推力。但隨著馬赫數的上升，其噴水量顯著增大，從而導致比沖性能大幅度下降，到4.0Ma時，射流預冷渦輪發動機的比沖性能已接近400 s。盡管如此，發動機方案的優劣還需要從飛行器完成整個飛行任務時的任務性能來進行評估。

圖4 方案二工作模態一的推力特性Fig.4 Thrust performance of case 2 combined propulsion on mode 1

圖5 方案二工作模態一的比沖特性Fig.5 Specific impulse performance of case 2 combined propulsion on mode 1

圖6 方案二工作模態二的推力特性Fig.6 Thrust performance of case 2 combined propulsion on mode 2

圖7 方案二工作模態二的比沖特性Fig.7 Specific impulse performance of case 2 combined propulsion on mode 2

3 高超聲速巡航飛行任務

基于文獻[16-17]對高超聲速巡航飛行器的任務的描述，本文確定的一個高超聲速飛行器的飛行任務如圖8所示。該飛行任務首先采用渦輪發動機從海平面起飛，加速至0.8Ma后，等馬赫數爬升至高度11 km，接著以等動壓q=46.3 kPa爬升至2.3Ma，此后分別采用亞燃沖壓和雙模態超燃沖壓發動機等動壓爬升至6.0Ma，高度27 km，最后，飛行器以6Ma在高度27 km處進行巡航。方案一中，渦輪發動機與亞燃沖壓發動機在2.0～2.3Ma進行模態轉換；方案二中，射流預冷渦輪發動機與亞燃沖壓發動機在2.3～2.6Ma進行模態轉換。渦輪發動機向沖壓發動機模態轉換時，發動機的總推力希望保持不變[13]。文獻[18]針對串聯TBCC發動機的模態轉換過程開展了過渡態的性能計算，其通過調節發動機的幾何和燃油流量，獲得了模態轉換過程中恒定的推力和空氣流量。因此，在本文計算中，將發動機模態轉換過程中的推力連續作為已知條件，假設組合發動機的總推力保持不變，由此來確定和渦輪發動機相匹配的沖壓發動機推力。

圖8 高超聲速巡航飛行器飛行任務剖面Fig.8 Mission profile of hypersonic cruise vehicle

進行飛行器的飛行任務分析時，還需要飛行器的升阻特性作為輸入條件。一種5.0Ma巡航的高超聲速飛行器具有高效的氣動性能[19-21]，在亞聲速飛行范圍內，其升阻比為9，在超聲速和高超聲速飛行范圍內，其升阻比為5～6。本文基于上述高超聲速飛行器，對一種6.0Ma巡航的高超聲速飛行器的升阻特性進行了拓展，并考慮了較大的跨聲速阻力，其升阻比CL/CD如表2所示。

表2 高超聲速巡航飛行器升阻比

4 結果與分析

由上述計算得到的組合發動機特性和給出的飛行器升阻模型，計算了兩種狀態下的飛行器任務性能。狀態一：飛行器起飛重量WTO=30 000 kg，起飛推力TSL=24 000 kg, 燃料重量WF=12 000 kg。狀態二：飛行器起飛重量WTO=30 000 kg，起飛推力TSL=30 000 kg, 燃料重量WF=12 000 kg。這兩種狀態下的飛行器起飛重量保持一致，所攜帶的燃料重量保持一致(其中射流預冷渦輪發動機所攜帶的冷卻劑水的重量包含在燃料重量之中)，不同的是飛行器的起飛推重比TSL/WTO分別為0.8和1.0。

圖9 給出了兩種組合發動機方案分別在0.8和1.0起飛推重比條件下，瞬時重量因子隨飛行任務的變化。瞬時重量因子反映了燃料在飛行過程中的消耗，從圖中可以看到，在相同的起飛推重比下，PCT/RJ/DMSJ在工作模態一下的瞬時重量因子與T/RJ/DMSJ變化的差別不大；在工作模態二，其在3.0～4.0Ma段，瞬時重量因子下降較快。較小的推重比下，跨聲速段的瞬時重量因子下降較快，這說明飛行器在此飛行任務段消耗了大量的燃料；在6Ma處，瞬時重量因子垂直下降，其表示在飛行器巡航時燃料的消耗，燃料耗盡時瞬時重量因子為0.6。

圖9 瞬時重量因子在飛行任務過程中的變化Fig.9 Weight fraction variation with mission phases

從圖9中還可以看出，在0～0.8Ma航段內，飛行器的升阻比較高，這意味著當飛行器升重平衡時，其阻力較小，而起飛推重比0.8和1.0下的飛行器推力均要遠大于阻力，在該航段的u較小，在該航段起飛推重比從0.8增加到1.0對飛行器重量因子的影響較小，因而曲線幾乎重合。接近跨聲速時，飛行器阻力劇增，此時在推重比0.8和1.0下的u差異較大，在0.8下的u值較高，此時飛行器重量因子大幅度下降，但此后，在高馬赫數范圍內，隨著飛行器升阻比的提高，推重比0.8和1.0下的u的差異減小，因此可以看到推重比0.8和1.0下的兩條曲線在高馬赫數下幾乎平行。

表3給出了在起飛推重比TSL/WTO=0.8下，兩種組合動力方案飛行任務性能的對比。可以發現，在工作模態一下兩種組合動力的航程和飛行時間相當，采用PCT/RJ/DMSJ組合動力方案比T/RJ/DMSJ組合動力方案的航程高出3.7%，飛行時間高出3.8%。飛行器在跨聲速時的阻力較大，在跨聲速時，兩種組合動力均采用渦輪發動機進行飛行，沒有額外的增推裝置，因此在跨聲速階段，飛行器的燃料消耗較大，所用的時間較長，其中跨聲速燃料消耗占整個加速爬升階段燃料消耗的26%左右，飛行時間占32%以上。PCT/RJ/DMSJ組合動力的全程消耗的冷卻水重量僅為86 kg，占整個燃料重量的0.7%。在工作模態二下，由于冷卻的需求，PCT/RJ/DMSJ的耗水量大大增加，為1606 kg，約占整個燃料重量的13.4%，因此可用于巡航的燃料減少，巡航距離相比于工作模態一減小了12.1%。

表4 給出了在起飛推重比TSL/WTO=1.0條件下，兩種組合動力方案飛行任務性能的對比。在工作模態一下，PCT/RJ/DMSJ組合動力方案的航程和飛行時間比T/RJ/DMSJ組合動力方案分別高出4.6%和4.8%，在工作模態二下PCT/RJ/DMSJ的航程相比于工作模態一減小了18.9%，可見PCT/RJ/DMSJ在工作模態一下的方案較優。

隨著起飛推重比的增加，加速階段尤其是跨聲速段的燃料消耗較少。在TSL/WTO=1.0下，跨聲速段的燃料消耗和時間約占加速爬升段的8%和13%左右。這是因為隨著飛行器的起飛推重比增加，飛行器在跨聲速時可用的推力增加，這使得飛行器在跨聲速所用的時間大幅度下降，由此在該飛行任務段的燃料消耗量有所下降。減少了飛行器在加速爬升階段的燃料消耗量，則有更多的燃料用于高超聲速巡航，從而提高了飛行器的巡航距離和整個航程。

此外，隨著推重比增加，T/RJ/DMSJ和PCT/RJ/DMSJ工作模態一的航程分別增加了22.6%和23.8%，飛行時間分別減小了7.5%和6.6%。

5 結論

圍繞6Ma高超聲速巡航飛行器的飛行任務需求，開展了T/RJ/DMSJ和PCT/RJ/DMSJ兩種組合動力方案的研究。采用了相同的飛行器升阻模型和飛行剖面，對不同起飛推重比下的飛行器性能進行對比分析，得到以下結論：

1)當起飛推重比TSL/WTO為0.8或1.0時，工作模態一下兩種方案計算得到的航程與飛行時間相差不大，PCT/RJ/DMSJ組合動力方案比T/RJ/DMSJ組合動力方案略有優勢。工作模態二下PCT/RJ/DMSJ的飛行時間有所縮短，但航程較短，相應地減小了14%～19%，主要原因是隨著飛行速度的增大，渦輪發動機進口噴水量增加，導致比沖降低，影響飛行航程。PCT/RJ/DMSJ工作模態一的性能要優于工作模態二。

表3 兩種組合動力飛行任務性能對比(TSL/WTO=0.8，WF=12 000 kg)

表4 兩種組合動力飛行任務性能對比(TSL/WTO =1.0，WF=12 000 kg)

2)隨著起飛推重比的增加，跨聲速段的燃料消耗和飛行時間占整個爬升段的比例減小，飛行器在加速爬升階段的燃料消耗量有所減小，則有更多的燃料用于高超聲速巡航，從而提高了飛行器的巡航距離和整個航程。

3)提高起飛推重比可以提高超聲速飛行器的航程并縮短飛行時間。推重比從0.8增加到1.0，工作模態一下的PCT/RJ/DMSJ和T/RJ/DMSJ的航程分別增加了22.6%和23.8%，飛行時間分別減小了7.5%和6.6%。