用于超聲速民機的變循環發動機研究進展

王占學，郝 旺，張曉博，周 莉

（西北工業大學動力與能源學院，西安710129）

0 引言

20 世紀60 年代，美、英、法和前蘇聯開始研制超聲速民機。然而，在研發第1 代超聲速民機的過程中，各研究機構皆遭遇動力不“適”的難題。例如，作為惟一投入商業運營的超聲速民機——由英、法2 國聯合研制的“協和”式民機（安裝了4 臺Olympus 593加力式雙轉子渦噴發動機）最終因高噪聲和經濟性差的問題而退出歷史舞臺[1]；前蘇聯的圖-144（安裝了4臺NK144 加力式雙轉子渦扇發動機）雖是最早首飛的超聲速民機，但由于設計倉促而引發的技術問題導致災難不斷[2-3]；美國在超聲速運輸機（Supersonic Transport ，SST）計劃下的波音 2707（安裝了 4 臺 GE4單轉子加力渦噴發動機）雖然設計指標更高（馬赫數2.7，載客234人），但也由于發動機噪聲、臭氧層破壞、經濟性等問題無法解決而胎死腹中[4]。這些飛機無論因為經濟性不高還是因環保不達標（噪聲和排放問題）而失敗，究其根本都與沒有理想的動力裝置有關。

雖然在第1 代超聲速民機的研究熱潮中各國皆鎩羽而歸，但這并未影響研究人員將民航運輸推向超聲速的雄心。眾所周知，亞聲速民機的主流動力裝置是大涵道比渦扇發動機，但大涵道比渦扇發動機不適用于超聲速飛行。若采用小涵道比渦扇甚至是渦噴發動機作為超聲速民機的動力裝置，其較高的排氣速度會導致起飛噪聲較大，且高的排氣速度使得推進效率顯著降低，亞聲速時的耗油率較高，會重蹈第1 代超聲速民機研究的覆轍。因此，急需一種兼具渦噴發動機的超聲速特性和渦扇發動機的噪聲和經濟特性的推進系統。基于這些考慮，在20世紀60年代，美國GE 公司提出了變循環發動機（Variable Cycle Engine，VCE）的概念，目的是融合大涵道比渦扇發動機起飛低排氣速度（低噪聲）、亞聲速巡航低耗油率以及小涵道比渦扇發動機超聲速巡航低耗油率的優勢[5]。

變循環發動機概念的提出給超聲速民機的發展注入了新的活力，被公認為是適用于馬赫數介于2～3超聲速民機的理想動力裝置。在第1 代超聲速民機之后，各國開展了一系列雄心勃勃的超聲速運輸計劃。本文主要分析了變循環發動機在這些超聲速運輸計劃中的研究進展，并總結了一些需突破的關鍵技術，為中國超聲速民機用變循環發動機的發展提供參考。

1 美國超聲速巡航研究（SCR）計劃

1973 年，美國啟動了超聲速巡航研究（Superson?ic Cruise Aircraft Research ，SCR/SCAR）計劃，在其子項目先進超聲速推進系統技術研究中，對百余種發動機方案（包括變循環發動機方案）進行了論證與對比。

1.1 GE公司

GE 公司在SCR 計劃的第1 階段初步分析了變吸氣壓氣機、柔性循環、渦輪增強循環、涵道可調等變循環方案以及混排加力渦扇、帶外涵燃燒渦扇等常規循環方案的性能[6]。其中涵道可調變循環方案（如圖1所示）采用3 轉子雙外涵結構，以期解決常規循環發動機在節流狀態下安裝損失過大的問題。在亞聲速節流狀態下，前外涵打開，發動機工作在雙外涵模式；在最大推力狀態下，前外涵關閉，發動機工作在單外涵模式。涵道可調方案通過2 個外涵之間的調節，可有效控制3 個轉軸的轉差，從而實現在不同飛行條件下發動機與進氣道的良好匹配，減少亞聲速節流狀態時的安裝損失。涵道可調變循環發動機雖然有效地降低了發動機的安裝損失，但其本身結構過于復雜（3個轉子、3個噴管、3個可調渦輪和2個外涵道）。

總的來說，涵道可調方案通過外涵道數量的變化，實現了調節涵道比的目標，這一思想很好地協調了發動機部件幾何調節難度和涵道比大范圍調節能力之間的矛盾，在GE 公司后續的變循環發動機研究項目中得到了進一步發展。為了簡化涵道可調變循環方案，GE 公司在SCR 計劃的第2 階段重點研究了單外涵和雙外涵變循環發動機，并將其與常規循環發動機進行對比，證明了雙外涵變循環發動機相比于常規循環發動機安裝損失更小、耗油率更低、經濟性更佳以及相同噪聲水平下航程更遠，由此確定了雙外涵變循環發動機的基本結構，這就是GE21 變循環發動機[7-9]，如圖2 所示。其涵道比調節范圍為0.25～0.60。GE 公司在SCR 計劃的第3、4 階段聯合洛克希德公司、麥道公司、波音公司3家飛機公司，分別進行了馬赫數2.55、載重26308 kg，馬赫數2.2、載重25383 kg，馬赫數2.32、載客273 人的超聲速民機與變循環發動機一體化設計的研究[10-12]。

圖1 涵道可調變循環發動機

圖2 GE21雙外涵變循環發動機

1.2 PW公司

PW 公司在先進超聲速推進系統技術研究項目中的工作方式與GE 公司的一致，即第1 階段為發動機方案論證[13]；第2 階段進行重點方案的詳細參數研究[14]；第3、4階段與飛機公司進行飛機/發動機一體化研究[15-16]。然而其提出的變循環方案及定義的關鍵技術卻有所不同。PW 公司在第1 階段提出的串聯/并聯方案變循環發動機（如圖3 所示），通過1 個轉換氣流閥門（Inverting Flow Valve，IFV）控制風扇和壓氣機以串聯或并聯模式工作。在超聲速巡航條件下，發動機以串聯模式工作，此時類似于常規小涵道比渦扇發動機；在起飛和亞聲速巡航條件下，發動機以并聯模式工作，IFV 使前段風扇出口氣流繞過后段壓氣機，引至外涵噴管后排出；同時將外界大氣繞過前段風扇，直接引入后段壓氣機中，最終使得發動機進口總流量增加，涵道比增大，排氣速度減小且噪聲降低。串聯/并聯變循環方案性能提升的關鍵在于IFV 的流量轉換范圍，該方案的缺陷在于IFV 需保證同軸的2股內、外涵氣流在不摻混的情況下，將內涵氣流引到外涵道，同時將外涵氣流引至內涵道，因而IFV 設計難度較大。其次，在模態轉換過程中易引起壓氣機失速或喘振[17-18]。雖然并聯/串聯變循環發動機未成為PW 公 司 在 SCR 計 劃中 的最終方案，但其設計思想在短距/垂直起降（Short/Vertical Takeoff and Land?ing，S/VTOL）飛機用串聯風扇方案中得以延續[19-20]。

圖3 串聯/并聯方案的變循環發動機

變流路控制變循環發動機是PW 公司在SCR 計劃中所選擇的最終變循環方案，如圖4 所示。其結構與雙轉子外涵加力渦扇發動機的相同，通過變幾何部件和獨特的控制規律，匹配不同工作條件下的主燃燒室溫度、外涵燃燒室溫度以及發動機流通能力，實現獨立控制風扇外涵及核心機內涵氣流的溫度與速度，從而滿足起飛低噪聲以及亞聲速、超聲速巡航低油耗的要求[21-22]。

由于變循環發動機性能優勢突出，1976 年，變循環發動機項目被單獨列出，成為SCR計劃后期研究的重點。1981年，SCR 計劃因資金限制而終止。SCR 計劃研究經費分布如圖5 所示[23]。在此期間，變循環發動機的性能特征得到了試驗驗證且結構形式得以確定，GE 公司雙外涵變循環發動機方案的試驗驗證過程介紹如下[24-26]。

圖4 變流路控制變循環發動機

圖5 SCR計劃研究經費分布

1.3 美國空軍

1976年，美國空軍在YJ101低涵道比渦扇發動機上試驗了后可變面積涵道引射器（Rear Variable Area Bypass Injector ，RVABI）對發動機性能的改善，RVA?BI 將雙噴管結構簡化為單噴管結構，而且內外涵氣流摻混時的靜壓平衡條件的適應性也大大增強。具有1 個全長外涵道和1 個噴管結構的單外涵變循環發動機方案如圖6所示[27]。

1976年，美國空軍在3轉子涵道可調循環方案的基礎上驗證了1×2 雙外涵變循環發動機方案。發動機采用雙轉子結構，而且將3級風扇分為前后2段（分布式風扇），第1 級和第3 級風扇后都有1 個外涵道，這樣就在雙轉子的基礎上實現了雙外涵結構，如圖7所示。這也是GE公司第1個雙外涵試驗發動機，這一設計思想大大簡化了變循環發動機的結構（雙轉子、2 個全長外涵道和 3 個噴管）[28]。

圖6 帶RVABI單外涵變循環發動機

圖7 1×2雙外涵變循環發動機

1.4 美國海軍

1977 年，美國海軍驗證了帶RVABI 和可變面積渦輪的2×1 雙外涵變循環發動機方案及其加力燃燒室特性。相比于之前的1×2 結構，2×1 分布式風扇結構將后段風扇安放在高壓轉軸上，以充分發揮高壓渦輪的作功能力，因此后段風扇被稱為核心機驅動風扇級。高壓渦輪功率的增大可降低低壓渦輪進口氣流溫度，從而減少低壓渦輪的冷氣量，配合渦輪幾何調節還可進一步合理分配高、低壓渦輪功率。另外，RVABI 結構將原來的3 個噴管簡化為2 個噴管。具有2個全長外涵道和2個噴管結構的雙外涵變循環發動機結構如圖8所示[29]。

圖8 2×1帶RVABI雙外涵變循環發動機

1.5 美國NASA

1978 年，NASA 驗證了 2×1 帶前可變面積涵道引射器（Forward Variable Area Bypass Injector，FVABI）的變循環發動機。之前，2 股風扇外涵氣流各需要1個涵道噴管和1 個排氣噴管將其排出。FVABI 減少了1個全外長涵道，使得2股風扇外涵氣流有效摻混，然后進入發動機外涵道，最后在RVABI 處與渦輪出口主燃氣流摻混。FVABI 可保證發動機在單外涵和雙外涵2 個模式之間順利切換，并且有效控制風扇和核心機驅動風扇級的工作狀態以及內外涵的流量分配。具有1個全長外涵道和1個噴管結構的雙外涵變循環發動機如圖9所示[30]。

圖9 2×1帶FVABI雙外涵變循環發動機

2 美國高速研究（HSR）計劃

由于第1 代超聲速民機的經濟性差、噪聲高、污染物排放高等問題未得到很好地解決，1991 年，由美國NASA 主持，GE、PW、波音和洛克希德公司等單位共同參與了高速研究（High Speed Research，HSR）計劃[31-32]。部分文獻中將HSR 計劃稱為高速民用運輸機（High Speed Civil Transport，HSCT）計劃，這樣稱呼是不合適的，HSCT 只是HSR 計劃的研究對象，HSR計劃的目的是為未來的HSCT 提供環境相關問題的解決方案。HSR 計劃分為2 個階段，第1 階段共投資2.84 億美元，重點研究發動機污染物排放、機場噪聲和聲爆問題，至1996 年結束；第2 階段自1994 年底啟動，投資13 億美元，主要研究推進系統（變循環發動機）論證、推進系統關鍵部件及一體化技術、機體/推進器一體化技術以及飛機飛行系統，選中的變循環方案包括GE 公司的雙外涵、3 外涵變循環發動機和PW公司的串聯/并聯、變流路控制變循環發動機[33-34]。HSR 項目第2 階段關于推進器的研究課題如圖10 所示。至1999 年結束時，HSR 項目取得了非常豐富的研究成果[35-36]。需要注意的是，NASA 的工業推進團隊并沒有選擇變循環發動機作為其首選動力裝置，而是選擇了混排渦扇發動機。這是因為隨著技術的發展，此時的混排渦扇發動機也已經具備了良好的性能，安裝混排渦扇發動機比安裝變循環發動機的超聲速民機起飛總質量更低，同時由于混排渦扇發動機風險性和復雜性較低，使其可獲取相比其余動力裝置具有最佳的直接運營成本，這也是在美國后期的超聲速計劃中依然可以看到混排渦扇發動機方案的原因[37]。

圖10 HSR計劃推進器主要研究內容

3 歐洲超聲速研究（ESRP）計劃

1994 年，法國宇航、英國宇航及德國戴姆克萊斯宇航共同制定了歐洲超聲速研究（European Superson?ic Research，ESRP）計劃，在 ESPR 計劃的支持下，英國RR 公司和法國的斯奈克瑪公司分別提出了可適用于超聲速民機的變循環動力方案[38-40]。英國RR 公司提出了串聯風扇概念的變循環發動機方案如圖11所示。該方案是在常規雙轉子渦扇發動機的基礎上，在低壓軸的前端（即主風扇之前）增加了1 段前風扇，并且在前風扇和主風扇之間安裝有軸向的輔助進氣道和輔助噴管。在起飛和爬升階段，輔助進氣道和輔助噴管打開，從主進氣道進入的氣流經前風扇壓縮后由輔助噴管排出，從輔助進氣道進入的氣流進入下游的渦扇發動機，并由主噴管排出，故而發動機進口總流量得以增加。在超聲速巡航階段，輔助進氣道和輔助噴管關閉，從主進氣道進入的氣流由前風扇和主風扇共同壓縮，發動機的工況與常規渦扇發動機的類似。

圖11 串聯風扇方案的變循環發動機

法國斯奈克瑪公司提出了中間風扇概念的變循環發動機（即MCV99 變循環發動機）方案，如圖12 所示。MCV99 發動機是在常規雙轉子渦噴發動機的基礎上，在高壓壓氣機后增加了1 段由單獨的動力渦輪驅動的中間風扇。在起飛和爬升階段，輔助進氣道打開，氣流經輔助進氣道進入中間風扇，動力渦輪的功率來源于高壓壓氣機向渦輪的引氣流（或者級間燃燒室的加熱氣流）。在超聲速巡航階段，輔助進氣道和高壓引氣關閉，發動機的工況與常規渦噴發動機的類似。由于中間風扇靠近核心機，使得發動機的徑向尺寸不會大幅增加。

圖12 2×1中間風扇方案的變循環發動機

結合法國中間風扇概念和英國串聯風扇概念，歐洲又提出了中間串聯風扇概念的變循環發動機方案，如圖13 所示。在起飛和爬升階段，輔助進氣道打開，發動機進口總流量增加且涵道比可達到2.0，因而使發動機噪聲大幅降低。在超聲速巡航階段，輔助進氣道關閉，發動機涵道比可降到0.7。

圖13 中間串聯風扇方案的變循環發動機

4 日本高超聲速運輸機推進系統研究HYPR計劃

為給研制超聲速/高超聲速運輸飛機奠定技術基礎，日本從1989 年開始實施高超聲速運輸機推進系統研究（Hypersonic Transport Propulsion System Re?search，HYPR）計劃，該計劃有美、英、法等國公司參與，總耗資約 3 億美元，已于 1999 年 3 月結束[41]。HY?PR 計劃驗證了組合循環發動機用于超聲速/高超聲速運輸飛機的可行性，試驗機型HYPR90-C發動機由雙軸不帶加力的變循環發動機和亞燃沖壓發動機串聯組成。變循環發動機由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變面積噴管組成。發動機可調部件包括：前后可變面積涵道引射器、壓氣機可調靜子葉片、低壓渦輪導向器和可調面積尾噴管。在起飛、著陸狀態下，變循環發動機涵道比增大，以減小排氣噪聲；在馬赫數為3 以下工作時，變循環發動機的涵道比減小，發動機單位推力更大，但會提高燃油消耗率；在馬赫數為3以上巡航時，沖壓發動機工作。前可變面積涵道引射器控制風扇涵道出口壓力，防止氣流倒流到沖壓進氣涵道；后可變面積涵道引射器調整風扇工作點。用閥門選擇渦扇、沖壓或渦扇-沖壓同時的工作模式[42-44]。在此基礎上，1999 年日本又實施了“與環境相適應的下一代超聲速運輸推進系統”（Research and Develop?ment of Environmentally Compatible Propulsion System for Next-Generation Supersonic Transport ，ESPR）計劃，為期5 年，重點是為下一代超聲速民機發動機開發必要的技術，實現一種商業可行的超聲速民機推進系統。其發展目標是：機場噪聲在ICAO 第3 階段標準上降低3 dB；同溫層NOx排放減少至5×10-6；CO2排放減少25%，該計劃已于2004年完成。

5 美國商業超聲速技術（CST）項目

為了保持美國在世界民航產業中的領先地位，NASA 于 2005 年對未來 20～30 年民航產業的長遠發展做出新一輪規劃，即商業超聲速技術（Commercial Supersonic Technology ，CST）項目[46-48]。在該項目中，按照時間順序分為“N+1”、“N+2”和“N+3”3 個階段，對應的超聲速民機分別定位為超聲速商務機、小型超聲速班機和高效高馬赫民機項目發展目標及目前狀態見表1[49-51]。從表中可見，目前已經基本實現了“N+3”階段的目標，同時NASA 對每項關鍵技術都進行了評估，并確定了主要風險技術，以確保所有技術都能在2030～2035年達到技術成熟度6級[52]。項目技術方案如圖14所示。從圖中可見，在第3階段的技術研究中，推進/動力系統研究包括在革新渦輪加速器（Rev?olutionary Turbine Accelerator，RTA）的基礎上開展的高速風扇穩定性技術、低噪聲噴管、變循環發動機和超聲速民機的一體化設計技術、幾何可調低壓渦輪設計技術等；試驗驗證系統研究包括變循環發動機性能模擬精度校核以及變循環發動機進氣道、風扇、外涵道、噴管部件的工作性能測試[53-54]。在“N+3”項目中，洛克希德和GE公司合作開展了變循環發動機與渦扇發動機對超聲速民機的影響，結果表明，與變循環發動機相比，渦扇發動機使得超聲速民機的航程縮短了444 km[55-56]。

表1 CST項目發展目標及目前狀態

圖14 CST項目技術分級

6 超聲速民機變循環發動機的關鍵技術

6.1 進/發匹配技術

進/發匹配是超聲速飛行所需解決的經典問題。眾所周知，相同面積的長方形和圓形，圓形的周長最短，因此軸對稱進氣道在結構層面上比二元進氣道更輕。然而軸對稱進氣道的中心體只能軸向移動，大大限制了進氣道各截面面積調節的靈活度，因此在軸對稱進氣道設計時需要在總壓恢復系數、溢流和流通能力之間進行相互協調以實現綜合性能最優。二元進氣道可靈活調節各斜板角度，從而實現各關鍵截面面積的精準調節，這就使得二元進氣道通常具有較好的流動特性和較高的總壓恢復系數。早期的SST 計劃中使用了一種具有變直徑中心體的軸對稱進氣道，通過改變中心體的直徑可實現進氣道截面面積的精準調節，從而可使軸對稱噴管也具有與二元噴管類似的氣動性能。然而，由于變直徑中心體的泄漏和結構問題，該進氣道方案最終被放棄。洛克希德公司聯合GE公司開展了裝備軸對稱和二元進氣道的變循環發動機與超聲速民機的一體化分析研究，結果表明，軸對稱進氣道比二元進氣道輕635 kg，且裝配軸對稱進氣道的超聲速民機的升阻比比裝配二元進氣道的大0.19，最終前者的航程比后者長65 km（設計航程為7408 km）。在以上方案論證過程中發現2 種進氣道與發動機的流量匹配性都較差，GE 公司隨后對發動機進行了進一步改進，主要包括發動機內在性能及其與進氣道流量匹配性的提升。最終裝配軸對稱進氣道的超聲速民機的航程增加了1082 km，其中209 km歸功于發動機內在性能的提升，其余873 km 歸功于發動機與進氣道流量匹配性的提升[11，57]。

PW 公司提出了一種獨特的逆向節流策略（In?verted Throttle Schedule，ITS），可使發動機和進氣道在幾乎整個飛行航段都保持良好的流量匹配，在SCR計劃中起到了決定性的作用。ITS 的核心思想是：代表核心機功率水平的主燃燒室出口總溫從起飛到超聲速巡航時會顯著增加，加之風扇和噴管的調節，使得核心機轉速增大的同時風扇換算流量基本不變，核心機轉速的增大使得核心機的流量增加，從而使發動機涵道比減小，這樣就在保證發動機和進氣道具有良好流量匹配的同時實現了涵道比的大范圍調節。ITS的使用減少了對加力燃燒室的依賴，同時大幅降低了超聲速巡航時的耗油率，使得PW 公司在SCR 計劃中的發動機方案達到了超聲速巡航時的耗油率目標[58]。

6.2 低排放技術

為了降低排放，在 SCR 計劃中，NASA 于 1972 年啟動了為期5 年的潔凈燃燒室試驗（Experimental Clean Combustor Program，ECCP）計劃，旨在提高壓比為20～35 的用于常規起飛/著陸型飛機發動機的低排放技術。ECCP計劃分為3個階段。

第1 階段旨在初步識別并篩選出具有潛力的設計概念，并獲取足夠詳細的參數變化規律，為第2 階段的概念改進提供堅實的基礎。在能模擬發動機慢車和起飛條件的90°扇區試驗臺上測試了32 種燃燒室概念。第1 階段包括2 個附加工作，分別為先進超聲速技術和燃燒噪聲。先進超聲速技術附加工作的目的是發展燃燒室設計技術，以減少超聲速巡航時NOX的排放。燃燒噪聲附加工作的目的是為了獲取低排放燃燒室的試驗噪聲特性。

第2階段主要對第1階段確定的最有前景的概念進行了改進和優化，選擇的燃燒室概念是Vorbix燃燒室和一種組合概念燃燒室。Vorbix 燃燒室本質上是一種多級燃燒室，利用旋流器將空氣射入來自預燃室的燃氣，主燃區的燃油在旋流器之前射入燃燒室以使燃油在進入主燃區之前就有一定的預蒸發，旋流的徑向不穩定性大大增強了油氣混合的強度，從而達到提升燃燒品質并降低排放的目的。組合概念燃燒室將分級預混合燃燒室的預混區與旋流器燃燒室的主燃區相結合以降低排放。針對以上2 種燃燒室概念進行了更加全面的試驗，以確定在全包線范圍內燃燒室的氣動和排放性能。最終保留了Vorbix燃燒室，并致力于其性能的提升。針對Vorbix 燃燒室的2 級燃燒方案還設計了相應的燃油控制系統，從而為第3 階段整機環境下的驗證做準備。第2階段包括2個附加工作，分別為燃燒噪聲和燃油替換。燃燒噪聲附加工作的目的是獲取完整的噪聲數據和燃燒室設計、氣動參數與噪聲參數之間的關系。燃油替換附加工作的目的是明確航空燃油降級對排放和性能的影響。

第3階段在JT9D發動機上詳細評估了Vorbix燃燒室穩態和瞬態加減速的排放和氣動性能，以證明該燃燒室可以顯著減少污染，且能滿足發動機的性能、運行和安裝要求。第3階段包括2個附加工作，分別為壓氣機出口湍流特性和聯邦航空管理局的尾氣取樣探針評估。壓氣機出口湍流特性附加工作的目的是通過熱線或熱膜測量JT9D壓氣機出口的湍流強度和尺度。EC?CP 計劃結束后，與目標值相比，NOX、CO 和 UCH 的排放分別降低10%、26%和75%。與JT9D相比，NOX、CO和UCH的排放分別減少58%、69%和96%，遺憾的是，煙霧的排放水平高于JT9D發動機的[59-61]。

PW 公司為了降低SCR 計劃下變流路控制變循環發動機中涵道燃燒室的排放水平，基于ECCP 計劃中Vorbix 燃燒室概念，提出了3 級Vorbix 涵道燃燒室概念[62]。ECCP 計劃中要求 NOX排放應小于 3×10-6，PW 公司將NOX的排放目標定為了更加激進的3×10-6，結果導致除了NOX，其余排放物在各工況下都達到了目標。但即便如此，該燃燒室NOX的排放也遠低于現役的高性能燃燒室[63-65]。PW 公司在先進超聲速推進系統技術研究中，在小尺寸、理想實驗室環境下證明了預混合和催化燃燒室具有將NOX的排放減少到1×10-6的能力，但是將這些有潛力的概念轉化為工程應用，還需要實施一個龐大、漫長且昂貴的計劃[58]。

為了提高超聲速飛行的效率，不斷增長的燃燒室的溫度和壓力使得NOX成為了最難減少的污染物[64]。在同樣的油氣比條件下，油氣摻混越差，產生的局部高溫區使得NOX的生成量越多，因此降低NOX排放的關鍵在于如何提高燃油和空氣摻混的均勻性。多級燃燒技術可從根本上解決燃油和空氣的摻混問題，因此在隨后的HSR 計劃中也基于復雜的多級燃燒技術來降低NOX的排放[37]。

在過去的40年里，NASA 一直致力于減少航空工業中NOX的排放，并以每15 年大約減少50%的速度在推進[64]。針對亞聲速民機，NASA 提出在“N+1”、“N+2”和“N+3”3 個階段分別將發動機 NOX排放降低到比 CAEP/6（Committee on Aviation Environment Pro?tection/6）標準低60%、75%和75%以上的水平[65]。針對超聲速民機，NASA 提出在“N+1”、“N+2”和“N+3”3個階段分別將發動機NOX排放降低到現役亞聲速民機、10×10-6和5×10-6以下的水平[54]。在 NASA 的環境負責航空（Environmental Responsible Aviation，ERA）項目中，GE 和PW 公司分別將亞聲速民機的NOX排放降低到比CAEP/6 標準低81%和88%的水平，已經超過了亞聲速民機“N+3”階段的目標[64]，這些寶貴的燃燒室設計經驗可以很方便地用于超聲速民機項目中。在超聲速民機的“N+3”階段項目中，洛克希德公司的“超聲速綠色飛機”方案中NOX排放量已經小于5×10-6，達到了“N+3”階段的目標[55]。

6.3 低噪聲技術

統計表明，75 dB 噪聲即可造成人員聽力損傷，135 dB 噪聲能引起電子儀器的連接部位錯動，140 dB噪聲能使窗戶玻璃破裂，150 dB噪聲會造成暴振性耳聾，并且會嚴重損壞電阻、電容等電子元件[66]。NASA于1973 年開展了噪聲約束對長途運輸飛機發動機的影響研究，結果表明，假設以1979 年的技術水平，如果要將噪聲降低到聯邦航空條例第36 部（FederalAviation Regulation Part 36，FAR36）噪聲水平低10 dB以下，需要發動機涵道比從3 增大到8 的同時配合使用降噪技術，這會導致飛機起飛質量增加14%，從而導致直接運行成本增加13%、投資收益減少24%。經濟統計表明，對于擁有280 架巡航馬赫數為0.98 的機隊，投資收益降低1%意味著每年損失8000 萬美元。先進的降噪技術可以顯著減少為降噪所付出的經濟成本，如果以1985年的降噪水平，想要將FAR36噪聲水平降低10 dB 以下，只會使起飛質量增加2%，并且隨著發動機性能的提升可以補償甚至完全抵消由此帶來的經濟成本的提高。該研究還表明，壁面處理是一種具有潛力的降噪手段，以1979 年的技術水平為例，壁面處理可以在降低8 dB 噪聲的同時只減少0.6%的投資收益。如果在保持發動機推力不變的情況下增大20%噴管面積，還可以降低3.5 dB噪聲[67]。

變循環發動機特有的流量保持能力使得變循環發動機在全包線內都可以具有較大的流量，在相同推力的條件下，流量的增加直接導致排氣速度的降低，增加20%流量可降低噪聲4.2 dB[8]。GE公司將GE21/J11 變循環發動機的風扇放大20%以增加發動機的流量，從而降低起飛噪聲。為了盡可能降低起飛噪聲，即使該發動機配備了加力燃燒室，在起飛時也不開加力。此外，在洛克希德公司和GE 公司合作的過程中發現，將發動機布置在機翼上方，利用機翼的遮擋作用，可減少噪聲3～5 dB[11]。

在SCR 計劃實施的前期，即便使用變循環發動機，也無法滿足FAR36 的噪聲要求。在SCR 計劃下的降噪技術項目中，PW 公司研制了一種可將噪聲降低8～10 dB 的同心環聲學噴管（也稱為反向速度剖面噴管），隨后GE公司也對該噴管的降噪有效性進行了獨立的驗證，該項技術被認為是SCR計劃中的重大突破[58]。同心環聲學噴管將風扇出口的氣流通過噴管支板導入噴管內環，而核心機的氣流則通過噴管外環排出，這樣就構成了與常規噴管不同的反向速度剖面，噴管外環的氣流速度比內環的高50%～70%，如果外環具有較大的環形半徑比，那么就可以顯著降低噪聲。這個看似與降噪毫無關系的設計理念曾一度被認為是“黑魔法”或“無中生有”，然而后期的SRC計劃中大量的試驗都證明該噴管具有相當強的降噪能力，裝配同心環噴管的變循環發動機噪聲達到了FAR36的噪聲要求[8]。

日本于1992 年研究了引射噴管對發動機噪聲的影響，研究表明，為了達到FAR36 第3 階段的噪聲要求，若不采取任何降噪措施，需要將排氣速度控制到400 m/s以下，但使用引射噴管在保證達到FAR36第3階段的噪聲要求的情況下，排氣速度可提高到550～600 m/s[68]。

在超聲速項目的“N+2”階段，RR 和GE 公司分別對引射噴管和反向速度剖面噴管開展了詳細設計。RR 公司在引射噴管設計中，由于堵塞和離散頻率噪聲的產生使得降噪效果不佳；而GE 公司在反向速度剖面噴管設計中結合了流體屏蔽的概念，可降低噪聲6 dB[69]。NASA 在“N+2”階段設計了一種偏心降噪噴管，噴管射流較厚的一側由于摻混增強縮短了核心射流區，從而減弱了馬赫波輻射，可降低噪聲1 dB 左右[70]；目前，NASA在“N+3”階段的噪聲目標已經實現，后續工作集中在將其技術成熟度提高到6級以上[55]。

7 結束語

超聲速民機研制費用巨大、研制周期極長，需要政府持久的支持，即便如此，未來超聲速民機的發展還需通過國際合作的方式以結合各家所長，并降低研制風險。

變循環發動機通過可調機構的調節，獲取良好的內在循環性能并實現與進氣道的最佳匹配，同時還具有降低排氣噪聲的能力。目前來看，變循環發動機依然是超聲速民機動力裝置的理想選擇。

目前美國在超聲速民機研究中處于領先地位，在排放、噪聲等關鍵技術方面取得了重要成果，且已經達到了目標要求，預計到2030～2035 年，所有關鍵技術都將提高到技術成熟度6級。