渦輪基組合循環發動機推力陷阱問題解決方案

鄭日恒，陳操斌

(1. 北京航空航天大學 能源與動力工程學院，北京 100083；2.北京動力機械研究所，北京 100074)

0 引言

渦輪基組合循環發動機(TBCC)通常指渦輪發動機與沖壓發動機的組合。高超聲速TBCC發動機在低馬赫數下以渦輪模態工作，在高馬赫數下以沖壓模態工作，在2～4

Ma

之間進行模態轉換。由于TBCC發動機在低、高馬赫數下均具有較好的比沖性能，被視作寬馬赫數高超聲速飛機和兩級入軌飛行器一級動力的較好選擇。

TBCC發動機無論串聯還是并聯形式，都需要實現從低馬赫數渦輪模態到高馬赫數沖壓模態的模態轉換。由于模態轉換點往往處于渦輪發動機工作馬赫數上限和沖壓發動機馬赫數下限，此時傳統渦輪發動機由于折合轉速過低已逐步進入風車狀態附近，發動機推力較小，而且模態轉換過程中空氣流量從內涵逐漸切換至外涵，內涵推力隨著流量的降低迅速下降。而沖壓發動機流量由小增大過程中推力增長幅度低于核心機的推力下降幅度，因此TBCC發動機整機在模態轉換過程中需經歷一段推力顯著降低的階段。在這個過程中，可能出現推阻不平衡的情況導致飛行器持續減速，無法為沖壓發動機正常起動提供合適的來流條件，或者即使沖壓發動機能夠起動但仍舊無法實現推阻平衡而導致模態轉換失敗。此外，在跨聲速階段，由于發動機阻力顯著增加也可能導致飛行器跨聲速失敗。這類由于推阻不平衡導致飛行器無法完成低速向高速轉換被稱為推力陷阱問題，如圖1所示。

圖1 TBCC發動機存在的推力陷阱問題Fig.1 Trust trap problem of TBCC engine

推力陷阱問題的解決可從飛行器的氣動外形優化或彈道優化入手，盡量降低模態轉換時飛行器的阻力，但最主要的途徑是發動機方案設計中引入新的解決方案，為飛行器跨聲速及完成沖壓發動機的接力提供足夠的推力和速域裕度。

1 推力陷阱問題的解決方案

TBCC推力陷阱問題解決的原理是提高渦輪基發動機馬赫數上限或者降低沖壓發動機馬赫數下限，使得渦輪基與沖壓發動機在接力點附近具有足夠的推力與速度裕度。

1.1 變循環方案

1.1.1 渦噴基旁路放氣方案

J58發動機最高工作馬赫數可達3.2，是最早獲得應用的串聯TBCC發動機。而J58發動機實現寬域飛行的關鍵在于采用了旁路放氣技術擴展工作邊界，其結構形式如圖 2所示。

圖2 J58發動機Fig.2 J58 engine

J58渦輪通道為單軸渦噴，在壓氣機第4級后設計了6根從壓氣機到加力燃燒室的旁路放氣管道，在大于2.2

Ma

時，通過控制旁路放氣，使得壓氣機特性圖中共同工作點位置下移，流通能力大幅增強，核心機喘振裕度增加，根據壓力及流量平衡，核心機流量降低，但發動機總流量增加了22%，因此，發動機在高馬赫數下的推力相較于常規渦輪發動機顯著增加，具備了高馬赫數工作能力。此時發動機已工作在渦輪-沖壓共同工作模態，隨著馬赫數進一步增加，放氣管路中流量也進一步增加，馬赫數3之后引氣管至加力燃燒室的氣流燃燒后貢獻了J58發動機80%以上的推力，而渦輪基本進入了風車狀態。

J58發動機通過渦噴發動機旁路放氣方案來解決推力陷阱問題，其成功實現寬速域工作的關鍵在于寬速域內壓氣機中間級旁路放氣的設計以及復雜高效的氣流流動控制。旁路放氣措施早期是解決壓氣機在高馬赫數下喘振問題的有效手段，基本原理是通過調整壓氣機中前后級速度三角形，使得壓氣機前面級失速狀態顯著改善，壓氣機效率提高。

在J58發動機中，充分利用了放氣對發動機括穩的好處，并將大量的引入加力燃燒室的氣流作為發動機推力的重要來源，大幅增強了渦噴發動機在更高馬赫數下的工作能力。此外，復雜高效的氣流流動控制也是該發動機寬域飛行的重要保障。SR-71飛機進氣道與J58發動機在不同狀態下的流動狀態如圖 3所示，其中間體放氣裝置與進氣錐連通，在亞聲速狀態下進氣道通過中間體放氣裝置從飛行器外部引入空氣，使得發動機可以吸入更多的空氣，同時除去進氣錐附近的附面層；在高馬赫數下旁路通道閥門的開閉配合進氣錐的前后移動，實現了較高的總壓恢復性能。

圖3 SR-71飛機進氣道與J58發動機在不同狀態下的流動狀態Fig.3 Flow state of SR-71 aircraft inlet and J58 engine under different conditions

1.1.2 渦扇基變循環方案

1.1.2.1 RTA方案

美國推出了多項高速渦輪發動機研究計劃，用于研究4+

Ma

的高速渦輪發動機技術。1999年，NASA 與GE公司在高速渦輪機RTA計劃第一階段提出RTA-1方案(見圖 4)。RTA-1發動機為雙轉子渦扇，前端單級風扇由低壓渦輪驅動，與常規小涵道比渦扇發動機不同之處在于，RTA的二級核心風扇與高壓壓氣機在同一根軸上，由高壓渦輪驅動。

圖4 RTA-1高速渦輪發動機Fig.4 RTA-1 high speed turbine engine

RTA發動機的變循環通過控制調節一級風扇后的模態選擇閥和后可變面積引射器來實現。其中模態選擇閥用于控制流量分配，后可變面積引射器用于沖壓流路與核心機流路摻混時的壓力平衡調節。在1.6

Ma

之前，模態選擇閥關閉，RTA以二級風扇、四級高壓壓氣機的常規渦扇模式工作；在1.6

Ma

以后，模態選擇閥打開，來流經過一級風扇后，經模態選擇閥分流進入渦扇外涵，這部分氣流可定義為外涵一次流。剩余氣流進入二級風扇增壓后，位于風扇外側的空氣也注入外涵通道，成為外涵二次流。外涵二次流與外涵一次流匯合后，經可變面積引射器進入加力燃燒室，構成了RTA-1的沖壓通道。二級風扇內側氣流進入核心機燃燒做功。3

Ma

以后，基本進入沖壓模態。不同馬赫數下，發動機的狀態由可調結構的調節規律與燃油控制規律共同確定。

2009年，在RTA-1基礎上，結合IHPTET、VAATE及UEET計劃研究得到通用核心機和融合的發動機/機身噴管技術，推出了RTA-2方案(見圖5)，其基本循環形式與RTA-1基本相同。

圖5 RTA-2高速渦輪發動機Fig.5 RTA-2 high speed turbine engine

RTA發動機是典型的沒有獨立外涵沖壓通道的渦扇發動機變循環方案。徐思遠等通過對RTA發動機的建模分析發現，RTA發動機通過主動變循環切換工作模態，在0～4

Ma

的過程中涵道比從0.2增加到了1.57，變化了8倍左右。其中雙外涵通道的設計，是實現2.5～4

Ma

強力穩定工作的關鍵。此外，寬速域風扇、超級燃燒室等關鍵部件的設計也是決定RTA發動機方案能否成功的關鍵。

文獻[12]中強調了RTA-1超級燃燒室所面臨的主要風險之一是新的火焰穩定器是否能夠在單旁通模式和雙旁通模式下實現穩定的火焰傳播。文獻[13]給出了采用APNASA 仿真和試驗得到的RTA發動機寬速域風扇縮比模型在工作線上37%～100%轉速內典型轉速下的性能，可見變循環渦扇方案中對于風扇的寬域工作性能有較高的要求。

1.1.2.2 HYPR90-C發動機方案

日本HYPR90-C發動機是帶有獨立外涵沖壓通道的TBCC。HYPR90-C發動機中共有6處幾何調節機構，分別是模態轉換閥、高壓壓氣機可變靜子葉片、前可變面積涵道引射器、后可變面積涵道引射器、低壓渦輪可變導向器與可調尾噴管，如圖6所示。核心機外涵與獨立沖壓外涵之間經前可變面積涵道引射器連通。在0～2.5

Ma

之間時，渦扇發動機單獨工作；2.5～3

Ma

時渦扇發動機和沖壓發動機進行模式轉換；馬赫數3以上時沖壓發動機單獨工作，并繼續加速至5.0

Ma

。前、后可變面積引射器均用于調節核心機與沖壓流路的壓力平衡，防止倒流。

圖6 HYPR90-C發動機的結構示意圖Fig.6 Structure of HYPR90-C engine

從HYPR90-C發動機結構形式來看，渦輪核心機與外涵沖壓無能量傳遞，其克服推力陷阱問題實現寬域工作能力的關鍵在于利用多個幾何調節機構的共同調節，以實現寬速域內發動機流動狀態的控制。早在HYPR計劃結束之時，HYPR90-C發動機2.5

Ma

渦扇模態向沖壓模態的轉換、3

Ma

狀態下長時間工作能力以及風車沖壓狀態下的起動均獲驗證。

綜合分析渦噴發動機旁路放氣方案的典型代表J58發動機以及RTA發動機、HYPR-90C渦扇發動機變循環方案，該類方案解決推力陷阱問題的核心機理就在于通過多種幾何結構的調節，配合相應的控制規律，通過主動控制渦輪流路與沖壓流路在不同馬赫數下的流量分配，及時減緩渦輪發動機在高馬赫數下的推力衰減，同時通過沖壓流路推力及時補充，從而實現低速狀態向高速狀態的轉換。因此，變循環方案中基于渦噴、渦扇核心機解決推力陷阱問題的途徑雖然有所不同，但其解決該問題的核心機理是一致的。渦噴基方案與渦扇基方案相比，高馬赫數下由于全部氣流需經過多級壓氣機，限制了其馬赫數的進一步提高，因此渦扇基方案的馬赫數上限略高于渦噴基方案。此外，渦噴發動機旁路放氣方案其核心機為渦噴發動機，因此其低馬赫數下的單位推力高但耗油率也高，而渦扇發動機變循環方案亞聲速段耗油率低，這是由其基礎循環形式決定的。渦噴發動機旁路放氣方案已在SR-71高速偵察機上獲得充分驗證，技術成熟度較高；但變循環渦扇發動機方案技術成熟度較低，尚未進入工程實用階段。

1.2 預冷方案

預冷方案主要包含射流預冷、燃料直接預冷以及使用中間介質間接預冷的方案。使用中間介質間接預冷的典型代表SABRE系列、Scimitar發動機，雖然是渦輪基動力，但由于其產生推力的空氣路為吸氣式火箭循環，且帶有復雜的閉式布雷頓裝置，與常規TBCC的渦輪核心機差異較大，因此本文不涉及此類預冷方案，僅對TBCC發動機總體設計具有重要參考意義的射流預冷方案與燃料直接預冷方案進行探討。

1.2.1 射流預冷方案

射流預冷方案通過在壓氣機前噴射冷卻工質對來流降溫，使得傳統渦輪發動機甚至可以工作到馬赫數為6(見圖7)，在2～5

Ma

之間均具有較高的推力性能，因此射流預冷方案可以有效解決TBCC發動機在2～4

Ma

之間的推力陷阱問題。

圖7 射流預冷發動機、渦噴發動機推力與比沖隨馬赫數的變化曲線Fig.7 Curves of thrust and impulse with Mach number

射流預冷方案中，水是最常見的噴射流體，但是隨著馬赫數的增加，來流總溫迅速升高，需要噴射的水量也迅速增加，發動機比沖迅速降低。此外由于大量噴水有可能造成發動機熄火，通常需在壓氣機前后注入氧化劑。根據文獻[18]中的預冷方案，2

Ma

時噴水質量流量比例在3%左右，3

Ma

時達到10%，4

Ma

時達到17%。如圖8所示，射流預冷核心機在2～4

Ma

之間，比沖從2 100 s左右下降到1 300 s。

圖8 噴水噴氧比例隨馬赫數的變化曲線Fig.8 Curve of water spray and oxygen spray ratio with Mach number

盡管射流預冷方案對渦輪發動機性能的提升有重要作用，但射流預冷方案的關鍵難題在于射流霧化裝置的設計。在總體性能計算中，對冷卻射流與主流的摻混以及冷卻劑的霧化、蒸發過程，通常簡化成等壓熱平衡過程來處理。但文獻[21]研究發現，即使高馬赫數下，噴注到進氣道后的水也不會完全蒸發，部分液態水會進入風扇，發動機推力損失與未蒸發量存在對應關系，最大值達到了20%。李艷軍等采用FLUENT計算了多種噴射方案下的流場溫度、壓力變換規律，采用敏感性分析法對溫降和蒸發量的影響因素進行了分析，得出來流溫度、射流流量和蒸發距離是影響溫降的主要因素。羅佳茂等采用數值仿真的方法研究了不同來流馬赫數、不同水氣比條件下TBCC發動機進氣道噴水預冷的流動蒸發特性。研究結果表明，特定馬赫數下，隨著水氣比的增加，溫降效果越好，但是進氣道中完全蒸發所需要長度也更大，因此特定工況下噴水量要適中；通過噴水預冷有效擴展了渦輪通道馬赫數上限，但計算中工質水采用離散相加入空氣中，忽略了水的霧化過程。文獻[24-25]以 NASA Stage 35壓氣機為對象，研究了射流預冷中未蒸發水滴在進氣道預冷段和壓氣機中的流動、蒸發和摻混過程，如圖9所示。研究結果表明，在噴水量較大時預冷段會產生激波，降低冷卻效果的同時帶來了增壓效果，且激波隨噴水量增大而后移；應適當增加中心區噴水比例，減小壓氣機中離心力作用下的徑向溫度分布不均勻度。

圖9 射流預冷中水滴運動圖Fig.9 Motion of water droplets in jet pre-cooling

1.2.2 燃料直接預冷方案

燃料直接預冷方案是以低溫燃料作為冷卻工質，通過進氣道后的預冷器直接給高溫空氣降溫，從而拓寬渦輪通道馬赫數上限。燃料直接預冷發動機典型代表是日本的吸氣式膨脹循環ATREX發動機和預冷渦輪噴氣發動機PCTJ。由于ATREX發動機采用燃料蒸氣來驅動空氣壓氣機，空氣流量遠大于燃料流量，空氣壓氣機壓比受限。因此，燃料直接預冷方案主要指預冷渦輪噴氣發動機，如圖10所示。

圖10 S-engine循環原理圖Fig.10 Schematic of S-engine cycle

這種方案與常規渦輪發動機相比，是在加力式渦輪發動機前加裝預冷器，相對傳統渦輪發動機改動較小，因此有望成為解決TBCC推力陷阱問題的重要舉措之一，日本的S-engine就是采用這一循環。文獻[27]基于T-BEAT軟件對比了液氫直接預冷發動機與常規渦噴發動機的性能差異，研究結果表明通過預冷可以顯著提高發動機的推力性能，且在4

Ma

以前推力隨馬赫數增加而增大，如圖11所示。但由于馬赫數增加導致燃料冷卻用量急劇增加，所以預冷渦噴發動機比沖隨馬赫數增加單調遞減。

圖11 液氫直接預冷渦噴發動機與常規渦噴發動機性能對比Fig.11 Performance comparison between liquid hydrogen direct pre-cooling turbojet and traditional turbojet

常見的低溫燃料有液氫、液體甲烷等。使用20 K左右的液氫燃料預冷，由3

Ma

左右冷卻至380 K左右時核心機當量比為1.2左右；使用111 K左右的液體甲烷預冷，在3

Ma

時冷卻至380 K左右，核心機當量比在1.3左右，可見3

Ma

以前，燃料直接預冷方案下燃料冷卻用量與燃燒用量基本相當，基本不存在燃料浪費的問題。另外，低溫燃料的使用使得發動機加力燃燒室及飛行器的熱防護難度顯著降低。日本S-engine以液氫為燃料，北京航天大學提出了以液體甲烷為燃料的7

Ma

級TBCC方案設想。但由于低溫燃料相對常溫燃料使用存儲較為不便，因此煤油、吸熱型碳氫燃料等常溫燃料也在燃料直接預冷方案的考慮之列。周兵等對以煤油為冷卻介質的進氣預冷渦輪風扇發動機性能進行了計算，結果如圖12所示(

Ψ

為當量比)。此外，發現低馬赫數時預冷渦扇推力的增加是由于空氣流量與單位推力增加的共同結果，高馬赫數時主要源于空氣流量的大幅增加。但實質上，在低馬赫數下預冷器的總壓損失占主導地位導致發動機性能下降，在高馬赫數下溫降占主導，對發動機性能有所提高但提高有限，主要原因在于煤油熱沉較小，冷卻能力不足。

圖12 煤油預冷渦扇發動機性能Fig.12 Performance of turbofan engine with kerosene pre-cooling

預冷器的設計是燃料直接預冷方案的關鍵。與常規換熱器不同的是，預冷器要求功質比達到100 kW/kg以上，且對空氣側壓降有嚴格要求。在預冷器研制方面，日本自1995年以來，在ATREX發動機研制計劃下設計和制造了3種型號的預冷器。這些預冷器為管殼式換熱器，由多行由內向外層疊的換熱管路構成(見圖13)。

圖13 ATREX發動機預冷器(單位：mm)Fig.13 Precooler of ATREX engine(unit:mm)

此外，日本JAXA對預冷器進行了大量試驗，成功將氣流冷卻至180 K，并探索實踐了使用噴醇技術來防止微細管結霜的方法。但由于早期微細管成型及設計加工技術較為落后，預冷器功質比較低。2011年，反應發動機公司對外展出了其首個全尺寸的SABRE發動機用預冷器(見圖14)，功質比宣稱達到400 kW/kg，并于2019月完成了5

Ma

來流條件下的預冷器1/4縮比模型的高溫試驗，在0.05 s內將1 000 ℃的來流冷卻到了100 ℃左右，該試驗的成功被譽為預冷發動機研制史上的重要里程碑。國內北京航空航天大學、北京動力機械研究所等單位相繼開展了高緊湊微通道預冷器的研制工作，并對外展示了與反應發動機公司類似的預冷器樣機，標志著國內在高功質比預冷器技術領域取得了重要進步。

圖14 SABRE發動機預冷器Fig.14 Precooler of SABRE engine

綜合分析射流預冷與燃料直接預冷方案，可以看出預冷方案不僅在拓展現有發動機邊界方面具有顯著優勢，而且相較于常規渦輪發動機，在2～3

Ma

左右推力增加1倍以上。預冷方案解決推力陷阱問題的核心機理就在于通過外部冷卻介質的引入，從根本上解決了高馬赫數飛行時高溫來流對壓氣機的影響。在高馬赫數下壓氣機仍可工作在高折合轉速區域，具有較高的壓比和流量，為沖壓通道的順利接力提供較好的推力和速度條件，因此預冷方案解決TBCC推力陷阱問題具有明顯的性能優勢。此外，國內外在預冷器技術上的進步，也顯著推進了該方案在TBCC發動機上的應用。2021年，美國Hermeus公司提出了以預冷渦輪發動機與亞燃沖壓組合的TBCC為動力的5

Ma

級高超聲速飛機項目。綜合來看，預冷方案不失為解決以現有渦輪發動機為基礎的TBCC發動機推力陷阱問題的較佳技術途徑。

1.3 火箭助力方案

火箭發動機具有工作速域寬、推力大、比沖低的特點，可在短時間內大幅提高飛行器速度和高度。TBCC發動機的推力陷阱主要存在于跨聲速及渦輪-沖壓接力段，利用火箭發動機結構緊湊、推力大的優勢，可以快速加速通過這一階段，轉入沖壓工作模態。因此，火箭助力也是解決TBCC推力陷阱的方案之一。

TriJet發動機通過將渦輪發動機、火箭引射沖壓發動機(RBCC)及雙模態沖壓發動機組合起來，實現從靜止到7+

Ma

的無縫銜接，如圖15所示。

圖15 TriJet發動機循環Fig.15 Schematic of TriJet engine cycle

與常規TBCC相比，TriJet發動機中為雙模態沖壓，其接力馬赫數在4左右，而常規渦輪發動機馬赫數上限在2.5

Ma

左右，因此渦輪與沖壓之間僅靠自身動力顯然無法完成從渦輪模態向沖壓模態的轉換。因此TriJet發動機采用了獨立的火箭引射沖壓通道，利用的RBCC組合在0.8～4

Ma

之間工作，從而解決了TriJet發動機的推力陷阱的問題。北京動力機械研究所提出的TRRE發動機中，也采用火箭助力方案解決推力陷阱問題。TRRE發動機將引射火箭與雙模態沖壓設計在同一通道中，相比于TriJet發動機，減去了獨立的寬域沖壓通道。TRRE方案中渦輪發動機工作在2

Ma

左右，后火箭引射沖壓開始工作，在2～6

Ma

之間可根據飛行任務需要選擇在沖壓模態或火箭沖壓模態工作，集合了雙模態沖壓速域寬與RBCC推力大的優勢。TRRE發動機工作速域為0～6

Ma

、高度區間為0～33 km，其結構如圖16所示。文獻[34]中研究了TRRE發動機的性能，通過性能仿真指出TRRE發動機在火箭助力后可為發動機模態轉換提供充裕的推力增量，可實現發動機模態的平穩、可靠轉換。

圖16 TRRE發動機循環Fig.16 Schematic of TRRE engine

從TriJet發動機和TRRE發動機的發展來看，火箭助力方案是解決推力陷阱問題最直接的手段。但由于火箭發動機比沖過低，往往不直接將火箭發動機與TBCC發動機組合，而是采用火箭與沖壓構成火箭引射沖壓的RBCC組合增推，在獲得推力增益的同時兼顧發動機比沖性能。但這些方案的推重比是否能夠達到要求，尚存在結構減重方面很大的技術挑戰。

2 TBCC發動機推力陷阱問題解決方案選擇的影響因素分析

2.1 飛行器任務需求

飛行器任務需求是決定發動機方案選擇最核心的要素。寬域高超聲速飛行器的任務需求總結起來主要有兩類：一類是運輸型任務，在追求速度的同時對航程具有較高的要求，具有典型的巡航過程；另一類是加速型任務，要求飛行器在較短的時間內達到一定的高度和速度，無明顯巡航點，對航程的要求較低，但對加速過程中總的燃油消耗有要求。

文獻[16]指出，HYPR90-C與RTA發動機設計方案及變循環模式存在差異的根本原因就在于應用對象不同。其中HYPR90-C用于高超聲速客機，主要傾向于對發動機油耗和起飛噪聲的嚴格要求；而RTA發動機本就是在美國先進航天運輸計劃ASTP和下一代發射技術NGLT計劃下的產物，用于兩級入軌飛行器第一級，因此側重于對單位面積迎風推力的要求。此外，變循環方案下，雖然采用幾何調節解決了高馬赫數下渦輪發動機部件匹配的困難，但隨著高馬赫數下來流總溫的上升，壓縮部件的性能惡化無法避免，變循環方案中高馬赫數下渦輪發動機的推力難以大幅提高，因此變循環方案更適用于推力陷阱問題不過于突出、超聲速與亞聲速間頻繁切換的任務環境。

可見，飛行器任務需求對整機動力方案具有決定性作用。但由于運輸型任務與加速型任務之間沒有明確界限，因此選用何種方案，需根據飛行器具體指標要求，通過優化對比，綜合性能、技術成熟度、燃料選擇等各方面要素確定。

2.2 發動機性能

發動機性能對TBCC發動機推力陷阱問題解決方案的選擇具有重要的影響。表征TBCC發動機性能的關鍵參數主要有推力、比沖和推重比等。從推力角度來看，采用射流預冷和燃料直接預冷，通過主動冷卻來流，使得渦輪發動機在高馬赫數下仍然具有與地面推力相當的推力水平。采用火箭助力方案，短時間內火箭發動機增加工質流量也可顯著提升推力。但變循環方案在2.5

Ma

以上推力性能相對較差。從比沖角度來看，渦扇基變循環方案與燃料直接預冷方案在整個加速段比沖均較高，而尾噴基變循環方案亞聲速段比沖性能較差；火箭助力方案則在2.5

Ma

到完全轉入沖壓模態前比沖性能最差。從推重比角度來看，由于TBCC發動機的研制尚處于初級階段，發動機推重比對飛行器性能的影響往往通過敏感性分析獲得一個范圍，具體的方案之間可對比性較弱。但也不難發現，由于預冷器技術的進步，燃料直接預冷方案中加速段動力的推重比相對較高，而火箭助力方案和帶獨立通道的渦扇基變循環方案，調節機構繁雜，因此發動機推重比提升難度較大。但是在方案論證早期，性能往往不是決定TBCC發動機推力陷阱問題的關鍵點。文獻[4]選用了一種以JP10為燃料的可滿足7

Ma

巡航的23 m長的飛行器，對比研究了以火箭助力的TriJet 和基于4

Ma

級的高速渦輪機PyroJet兩種方案下飛行器的性能。其中雙模態沖壓發動機在2.5

Ma

左右產生實質推力，兩種發動機高、低馬赫數接力橋如圖17所示，兩臺發動機推力與比沖性能對比如圖18所示。兩種方案的研究結果表明，以PyroJet為動力的方案航程為5 797 km，而以TriJet為動力的方案航程為5 337 km，兩種動力方案下的飛行器航程能力差別在10%以內。因此，發動機性能的影響程度仍然與具體的飛行器任務需求下的指標要求直接關聯，不能視作決定方案選擇的唯一要素。

圖17 PyroJet發動機與TriJet發動機高、低馬赫數接力橋的對比Fig.17 Comparison of high and low Mach number relay bridge between PyroJet engine and TriJet engine

圖18 PyroJet發動機與TriJet發動機性能的對比Fig.18 Comparison of performance between PyroJet engine and TriJet engine

2.3 燃料選擇

美國吸氣式高超聲速飛行器發展早期以謀求空天飛行器一次性完成起飛、加速、巡航、減速和著陸的全過程為目標，從20世紀60年代開始，在DARPA、NASA以及美國空軍等多個項目的支持下，開展了以NASP和Blackswift為代表的多種高超聲速空天飛行器概念的探索研究。從其發歷史的經驗來看，文獻[36]認為燃料和推進方案的選擇對于整個項目的推進、系統測試及風險具有重要影響，而推進方案的設計同樣與燃料的選擇密切相關，因此燃料選擇也是決定發動機應用場景及推力陷阱解決方案的關鍵要素之一。

常溫碳氫燃料密度大、使用維護方便，但熱沉較低。綜合美國ASALM、X-43A、X-51等獲得成功演示驗證的經驗，最高飛行馬赫數在6及以下、對飛行器航程有較高要求的飛行器，往往更傾向于選用常溫碳氫燃料。液氫燃料熱值高、熱沉大，但由于其密度低、儲存使用相對困難，因此對于追求8+

Ma

的高超聲速飛機以及執行入軌任務的空天飛行器，往往選用液氫燃料。而液體甲烷燃料熱值、熱沉能力介于常溫碳氫燃料與液氫之間，被視為商業航天運載火箭的理想燃料之一。在TBCC發動機推力陷阱解決方案中，變循環方案與火箭助力方案主要以常溫碳氫燃料為主；而燃料直接預冷方案采用低溫燃料可實現渦輪通道更高馬赫數的擴展，因此主要選用液氫、液體甲烷等低溫燃料。

2.4 技術成熟度

當前，獲得工程化應用的TBCC發動機，僅有美國J58超聲速TBCC發動機技術成熟度最高，其余方案均處于研制階段，技術成熟度較低。文獻[16]中提及NASA對于技術成熟度的評定標準，當前美國RTA發動機由于處于早期研發階段，技術成熟度為3級；日本HYPR90-C發動機由于已完成關鍵技術的驗證，因此技術成熟度較高，達到了6級，但RTA發動機與HYPR90-C發動機的研制均已停止；國內在變循環方案的研究方面尚處于預研階段，對變循環方案下發動機關鍵技術的研究比較缺乏。射流預冷方案結構簡單，對現有渦輪發動機的改動最小，技術難度較低，因此基于現貨發動機有望快速形成工程實用的TBCC動力方案。此外，高緊湊微通道預冷器技術的快速進步，增大了燃料直接預冷方案在TBCC發動機方案設計中的應用可能性，值得關注。隨著國內外RBCC發動機技術的逐步成熟，火箭助力方案也將在推力陷阱問題的解決中扮演獨特的角色，但渦輪通道與RBCC發動機集成后的寬速域的性能結構匹配調節及減重等方面，依舊存在較大困難。

3 結語

本文綜合對比研究了TBCC推力陷阱的解決方案。變循環方案屬于無外來能量介入的“主動適應”方案，是以延緩渦輪發動機推力衰減來解決陷阱問題；而預冷方案和火箭助力方案均屬于有外來能量介入的“主動加力”方案，是以顯著提高發動機整機推力來解決推力陷阱問題。TBCC發動機推力陷阱解決方案的選擇，與飛行器的任務需求、發動機性能、燃料選擇及技術成熟度等多重要素相關聯，需要根據飛行器的具體要求及自身技術積累權衡確定。射流預冷方案具有較好的性能，且結構簡單。而燃料直接預冷方案在0～3

Ma

之間綜合性能最優，隨著預冷器技術的成熟，其應用可能性在增大。