TBCC發動機的典型方案及試驗技術發展分析

李俊杰，胡秋晨，劉鵬超，薛永廣，關振宇

(北京動力機械研究所，北京 100074)

0 引言

具有常規水平起降、可重復使用能力的臨近空間高速飛行器，飛行包線十分寬廣，工作高度范圍為0～30 km或更高，馬赫數范圍為0～4.0及以上，具有生存能力強、航行時間長、響應速度快的特點，寬廣的飛行包線對動力系統提出地面零速啟動、高單位推力和比沖、結構緊湊、可重復使用等極高要求，現有單一類型的發動機難以滿足臨近空間飛行器對動力發展需求，目前各國正在積極發展組合動力。

組合動力的方案和分類很多，TBCC發動機是將渦輪發動機與沖壓發動機熱力循環、結構布局進行一體化集成的創新型組合動力，兼顧渦輪發動機水平起降和沖壓發動機高速巡航的優勢，具有燃油經濟性好、結構緊湊、可重復使用等特點，一直以來是國外航空航天技術強國在臨近空間高速動力領域的發展重點[1-6]。

TBCC發動機的技術進步在很大程度上取決于試驗技術的研究與發展情況，發動機在高溫、高壓、高負荷等苛刻條件下的工作能力必須通過嚴格的試驗來進行檢驗，為對寬包線工作能力進行驗證，國外開展了嚴格的部件和整機試驗，形成了組合動力部件試驗、整機直連試驗和自由射流試驗能力，為組合動力設計提供大量的技術數據和設計計算結果的驗證。本文主要以臨近空間高速飛行器對動力裝置的發展需求為牽引，研究了國外TBCC發動機近十年的發展趨勢與典型案例，并結合TBCC發動機部件試驗與整機集成驗證需求，對組合動力的主要試驗技術進行了分析，提出了發展建議，以支撐組合動力的試驗驗證與技術成熟度的不斷提升。

1 TBCC發動機應用前景分析

與傳統航空發動機相比，TBCC發動機工作包線進一步拓寬，具有更加廣泛的應用前景，可作為寬域巡航導彈、臨近空間高速飛行器、天地往返運輸系統等飛行器的優選動力[7-11]。

1.1 作為寬域巡航導彈的動力裝置

基于TBCC發動機的超/高超聲速巡航導彈可突破以往采用沖壓發動機需要助推器加速和巡航速度固定的限制，具有亞音速巡航、超音速巡航、中低空偵察、超音速突防等作戰能力，突防能力和多類型目標毀傷能力強，作戰任務靈活性好，平臺適應性強，可實現潛艇/水面艦艇/機載/地面多平臺發射，是未來巡航導彈技術的重要發展方向。

1.2 作為臨近空間高速作戰平臺動力裝置

臨近空間高速作戰飛機要求動力裝置具有寬工作包線、良好的經濟性、長壽命、高可靠性。TBCC發動機兼具航空發動機可零速起動、使用維護簡單、可靠性高、低馬赫數區間經濟性好以及沖壓發動機適用于高空高速飛行的特點，在寬速域和空域范圍內可高效工作，是臨近空間高速作戰飛機動力裝置的理想選擇。典型應用實例如進入工程應用的SR-71“黑鳥”飛行器(采用串聯TBCC，能夠以高于3.0Ma速度在20～30 km的臨近空間巡航飛行)。

1.3 作為天地往返運輸系統的一級動力裝置

隨著科技的進步及對太空利用的深入，天地往返運輸任務需求不斷增長。未來天地往返運輸系統將以低成本、可重復使用、安全可靠、快速響應等能力為發展目標。目前以火箭發動機為動力的航天器存在發射準備周期長，發射/回收受場地、氣象條件限制大，成本高等固有缺陷，難以滿足未來天地往返運輸系統的需求，限制了太空資源的利用。

與純火箭發動機相比，TBCC發動機可充分發揮吸氣式動力裝置比沖高的優勢，作為天地往返運輸系統的第一級動力裝置，使天地往返航天運輸系統具備起降靈活、安全性好、可靠性高、可重復使用、成本低、快速響應等能力，是未來實現安全、廉價、快速航天發射的可選動力。

2 TBCC發動機進展及典型方案分析

國外TBCC發動機技術研究起步較早，自20世紀50年代開始，以美國為代表的航空航天技術強國開展了一系列研究計劃，驗證了TBCC發動機應用于寬域巡航導彈、臨近空間高速作戰飛機及兩級入軌航天運輸系統等方面的可行性。20世紀50年代至70年代，基于當時的渦輪發動機技術水平進行系統集成，形成了TBCC發動機，工作馬赫數在0～3.0左右，應用于有人駕駛的戰斗機/偵察機，典型代表為普惠公司研制的J-58串聯TBCC發動機[12-13]。20世紀80年代至90年代中期，針對超聲速運輸、天地往返大型飛行器發展需求開展了TBCC推進技術研究，該階段的技術特征是工作包線進一步拓寬，最大工作速度(5.0～6.0Ma)和高度指標顯著提高[14-17]。但由于技術基礎儲備不足，難度大，同時國際政治軍事形勢緩和，相關計劃進行了調整，但為后續研究奠定了良好基礎。

國內TBCC發動機的研究起步較晚，在臨近空間飛行器應用需求的牽引下，國內開展了TBCC發動機關鍵技術攻關工作，提出了TBCC發動機技術發展思路、關鍵技術問題和應用前景，在發動機總體、關鍵部件設計等方面取得了一定進展，完成了寬范圍高通流壓縮系統、高溫升燃燒室、綜合熱管理、模態轉換、進排氣系統等關鍵技術研究與驗證工作，初步掌握了相關設計與驗證方法。

進入21世紀，為占領未來戰略制高點，各國重啟了TBCC推進技術的研究，TBCC發動機已經成為組合發動機領域的重點發展對象之一[18-25]。以美國為例：民用領域，美國國家委員會在NASA資助下撰寫了《民用航空技術10年發展規劃：未來的基礎》[26]，將具有模態轉換功能的TBCC發動機為基礎的高超聲速推進系統作為有高度優先權的研究與技術項目；軍用領域，美國國防部高級計劃局(Defense Advanced Research Projects Agency, DARPA)在獵鷹計劃支持下開展了對TBCC發動機的技術研究[27]。美國波音公司進行的MANTA高超聲速飛行發展規劃，采用高速渦輪發動機與超燃沖壓發動機組合作為其第二階段動力裝置，最大飛行速度達6.0Ma以上[28]。

2.1 美國赫爾姆斯公司(Hermeus)的飛機及其TBCC(5 Ma)

美國赫爾姆斯公司在2019年披露一型超聲速民用飛機研發項目，通過采用現有和近期內可實現的先進技術，研制一型巡航速度馬赫數5.0左右的高超聲速民用飛機。在公布了高超聲速飛機研制計劃后，赫爾姆斯公司于2020年3月構建了推力1 274 N級TBCC發動機縮比驗證機，并分別在亞特蘭大試驗臺和普度大學完成了TBCC發動機縮比驗證機海平面靜態試驗和高速試驗，試驗高度達到24 km、馬赫數達到5.0。

正是由于TBCC技術研究的不斷深入，2021年7月，美空軍聯合私營投資公司授予赫爾姆斯公司一份總額6 000萬美元、為期3年的科研合同，要求完成一型渦輪基沖壓組合發動機的飛行驗證和3架“夸特馬”飛行演示驗證機的研制試飛等工作[29-31]，圖1為赫爾姆斯公司官網發布的5Ma概念飛機。

圖1 赫爾姆斯公司的5 Ma概念飛機

該飛機驗證機采用的TBCC由單臺J-85-21現貨渦噴發動機、一個自主研發的射流預冷器和沖壓發動機組成。渦噴發動機提供從起飛到馬赫數3.3的動力，地面試驗情況如圖2所示，模態轉換馬赫數為2.8～3.0，然后沖壓發動機將飛行器加速到馬赫數5.0。J-85-21發動機主要性能參數如表1所示。

圖2 J-85-21發動機地面試驗

表1 J-85-21發動機主要參數

為實現0～5.0Ma的寬范圍飛行，赫爾姆斯采用了串聯TBCC作為動力的技術方案，主要考慮到串聯方案具有結構高度集中、迎風阻力小、裝機適用性好等特點，對于5.0Ma級高超聲速飛行器，串聯方案具有較高的技術優勢，而并聯方案結構質量高，迎風阻力大，在低速(Ma<5.0)下其推進效率較串聯布局低，在超過5.0Ma后，逐漸體現出性能優勢，因此并聯布局一般適用于飛行馬赫數更高的組合動力。

赫爾姆斯公司曾多次披露寬速域的內轉進氣道設計、模態轉換匹配是該型發動機技術難點，根據公開資料顯示，基于J-85-21的組合發動機采用了類似J-58發動機的引氣管路沖壓涵道，設置了多處可調機構，增加了模態轉換的設計難度，同時，“夸特馬”高超聲速飛行驗證機起飛總質量約4 t，但將飛行速度上探到馬赫數5.0，初步分析其僅具備短時加速能力，在5.0Ma狀態、來流溫度1 200 K以上的條件下并不具備長時間工作條件，可見“夸特馬”定位主要為演示驗證，距離工程應用有較大差距，后續在動力工程尺度轉化、加速性能提升、高馬赫數熱防護等系列問題上仍具有較大技術攻關挑戰。

2.2 先進全狀態發動機(AFRE)項目(6 Ma以上)

串聯TBCC為渦輪發動機的加力燃燒室與沖壓發動機燃燒室共用，其結構占據空間較小，常用于5.0Ma級臨近空間飛行器，在超過5.0Ma后，并聯TBCC發動機逐漸體現出性能優勢，為實現更寬速域的高速飛行，國外同步提出了較多并聯組合的技術方案，其中SR-72飛行器用動力系統(見圖3)為具有代表性的方案之一，該方案由美國洛馬公司于2016年3月公布，計劃以一種經濟可承受的方式驗證新型推進系統，將飛行器加速至巡航速度6.0Ma以上。而美國DARPA于2016年2月宣布啟動“先進全狀態發動機”(advanced full range engine, AFRE)項目[32]，擬利用成熟渦輪基完成全尺寸TBCC發動機雙通道模態轉換試驗驗證，故推測在AFRE項目安排的正是洛馬公司所提出的“經濟可承受的”渦輪沖壓組合動力方案驗證。

圖3 SR-72飛行器及推進系統方案設想

6.0Ma級TBCC發動機的技術難點是實現低速通道與高速通道的有效接力，傳統渦輪發動機高效工作區間為0～2.5Ma、超燃沖壓發動機高效工作區間為4.0～7.0Ma，因此低速通道與高速通道之間存在著顯著的“推力陷阱”，為實現渦輪基與超燃沖壓高速通道的有效接力與模態轉換，推測AFRE采用以下幾種可能的技術途徑。

1)可能性1：采用現役成熟渦輪發動機+基于特殊手段的雙模態沖壓發動機組合

傳統雙模態沖壓發動機最低工作馬赫數只能到4.0，可能通過特殊手段拓展高速通道工作馬赫數下限至2.0，進而與成熟渦輪發動機進行組合，實現雙通道并聯的可靠接力。該方案最大的技術難度是雙模態沖壓發動機在低馬赫數燃燒組織困難，拓寬到2.0Ma具有極高的技術難度，即使擴展到馬赫數2.0以下，其低速段工作效率低，可能推力不足，具有較高的技術難度。

2)可能性2：采用成熟渦輪發動機+沖壓發動機(火箭引射)+雙模態沖壓發動機的三組合TBCC方案(Trijet)

為解決雙模態沖壓發動機在低速段推力不足的問題，AFRE也可能通過增加火箭引射沖壓發動機通道，解決TBCC發動機2.0～4.0Ma的“推力陷阱”問題，形成成熟渦輪發動機+沖壓發動機(火箭引射)+雙模態沖壓發動機的三組合TBCC方案。該方案最大問題是比沖性能低、集成復雜度高、維護使用成本高、迎風面積大。

3)可能性3：采用基于射流預冷技術的成熟渦輪發動機+雙模態沖壓發動機組合

前期，美國進行了F100渦輪發動機射流預冷地面試驗，將渦輪發動機工作包線擴展至3.5Ma以上，可以作為AFRE項目的高速渦輪基，與工作范圍3.5～7.0Ma的寬域雙模態沖壓發動機接力。該方案的技術難點是采用射流預冷的成熟渦輪發動機系統更加復雜，比沖性能低，3.0Ma以上考慮噴水后的綜合比沖不足600 s，導致飛行器載荷和有效航程的降低，因此采用射流預冷措施可提升渦輪基工作馬赫數的范圍有限，需同步將高速通道下限拓展至3.5以下，以具備雙通道并聯組合接力的能力。

盡管上述幾種可能性可實現渦輪發動機與超燃沖壓發動機的組合，形成6.0Ma級的TBCC發動機產品，但不同方案均具有較大的技術攻關難度，推測AFRE項目仍是“模態轉換演示驗證”(MoTr)項目的承接與發展，是美國眾多單項驗證計劃的一項，其提出的利用成熟渦輪進行全尺寸TBCC地面集成驗證思路仍然是針對模態轉換技術的工程可行性驗證。根據分析，可能的驗證方案在工作性能、系統集成程度上與工程實用差距較大，是高速渦輪發動機技術成熟前的先期驗證手段。美國確立的高速渦輪發動機技術、雙模態沖壓發動機技術與組合技術多途徑發展思路沒有改變，各個計劃在有連續性地研究，并沒有明確的資料顯示美國6.0Ma級TBCC發動機已經收斂到具體技術方案[33-43]。

2.3 歐洲深化ATR-沖壓組合形式的研究(8 Ma)

除以渦輪發動機作為組合發動機低馬赫的動力裝置外，以歐洲為代表的西方國家同步發展了以ATR發動機作為組合發動機低速通道的技術方案，與渦輪發動機相比，其ATR發動機的主要優勢為推重比更高。2018年6月，歐洲“高速推進概念的平流層飛行應用”(StratoFly)項目正式啟動，該項目是在歐洲“地平線2020”計劃資助下啟動的一個高超聲速客機技術驗證項目，目標為2035年前使300座級高超聲速民用飛機技術成熟度達到6級[44]。

StratoFly項目擬采用液氫作為燃料，最高工作馬赫數達到8級，可在高度33 km條件下巡航飛行，目標航程18 700 km。其MR3型飛行器為目前發展的主要方案，長94 m，翼展41 m，外部布局沿用MR2.4型(基線方案)的推進裝置和外部結構，只對移動表面、所有前緣的鈍化和噴嘴區域略加修改。其推進系統由ATR發動機與雙模態沖壓發動機組合而成，如圖4所示，6臺ATR可使飛機從起飛爬升到馬赫數4.5；速度達到馬赫數4.5后，雙模沖壓發動機接力工作，亞燃模態可加速至馬赫數5，并最終依靠超燃模態加速到馬赫數8.0[45]。

圖4 StratoFly MR3的推進系統

3 TBCC發動機試驗技術分析

TBCC發動機工作包線寬廣，長時間工作在高溫、高壓、高轉速和高載荷等極其復雜和苛刻的環境，為保證發動機及其系統安全可靠地工作，在研制時除了必須經過詳細設計計算分析外，國外開展了嚴格的部件和整機試驗，利用專門的試驗和測試設備，檢驗發動機的性能、操縱性和耐久性。組合動力的試驗研究不僅為發動機設計提供了大量的技術數據和設計計算結果的驗證，而且完善了計算方法，鞏固了設計的理論基礎和依據，所以渦輪沖壓組合動力的研制很大程度上取決于試驗技術的先進性。

目前渦輪沖壓組合動力的試驗方法主要分為飛行試驗和地面試驗兩大類。在地面試驗方面，國外具有良好的直連試驗和定馬赫自由射流試驗技術基礎，自20世紀中期起，世界范圍內包括法國、美國、蘇聯、日本、德國在內的多個國家結合各自的技術能力和試驗條件開展了進氣道、燃燒室、噴管的部件試驗，部分氣流通道和全氣流通道的直連試驗、自由射流試驗，實現了從部件級到整機級的組合動力技術驗證。近年來，為對飛行軌跡中的模態轉換進行驗證，美國在先進推進試驗技術焦點領域中制定發展了變馬赫數自由射流技術、清潔空氣蓄熱式加熱器等試驗技術，實現了變馬赫自由射流的試驗能力逐步提升，并對TBCC發動機的研制起到了關鍵的推動作用。

3.1 變馬赫數自由射流技術分析

變馬赫自由射流試驗設施的關鍵在于可連續變馬赫的自由射流噴管技術，該技術廣泛應用在連續式跨音速風洞中，最早在20世紀60年代末期到80年代，為了滿足協和號超音速運輸機用奧林帕斯593發動機研制需求，英國國家燃氣渦輪研究中心(National Gas Turbine Establishment, NGTE)建立了大型自由射流艙4號艙，完成了協和號飛機在馬赫數1.5～3.5不同飛行姿態下的模擬與驗證。

20世紀90年代末期，美國投資6.253億美元花費10年時間建成目前世界上最大的航空推進系統試驗設備(aeropropulsion systems test facility, ASTF)，ASTF由C-1和C-2兩個高空試驗艙組成，主要參數如表2所示，ASTF通常用于大流量帶加力渦輪發動機性能試驗、空氣動力學試驗、矢量推力試驗、結冰試驗及壓力與溫度畸變試驗，為F119、F135發動機研制起到巨大推動作用。

表2 ASTF試驗艙主要參數

2012年開始，美國空軍研究實驗室與阿諾德工程中心合作改進了氣動與推進試驗單元(aerodynamic and propulsion test unit, APTU)[46]，并在該試驗設備上進行了大量的組合發動機試驗，如圖5所示。APTU是一座下吹式自由射流試驗設備，可以在模擬真實溫度條件下進行空氣動力學、推進技術以及材料與結構的自由射流試驗。APTU在持續的改造升級過程中對多個試驗技術進行了深入研究，其中包括以下幾個方面。

圖5 組合發動機在ATPU進行測試

1)試驗方法研究：主要針對異丁烷和富氧空氣燃燒產生的污染組分影響研究，提出了多種修正和優化試驗方案。

2)試驗分析技術研究：包括高溫噴管喉道的設計、自由射流噴管啟動方面。

3)設備的建模及控制系統集成研究：通過針對APTU設備建模并與設備本身耦合，在試驗前對控制邏輯進行驗證，降低試驗風險。

4)診斷技術研究：對高焓燃燒狀態下的攝像進行改造，確保清晰顯示燃燒室內火焰結構。

2018年11月，在AFRE項目的支持下，美國洛克達因公司在NASA蘭利研究中心的約24.38 m高溫風洞中完成了雙模態沖壓發動機的低馬赫數模態轉換試驗，驗證了渦輪發動機與沖壓發動機在變壓力變馬赫數環境下的雙向模態轉換能力。

通過變馬赫數自由射流技術的發展情況分析，目前國外先進的試驗設施主要表現在變馬赫數模擬、純凈空氣加熱能力與連續試驗時間3個方面。在變馬赫數模擬方面，國外先進高空試驗設施已具備自由射流試驗過程中變馬赫數模擬能力，如英國國家燃氣渦輪研究院大型自由射流試驗倉、美國阿諾德工程發展中心航空推進系統試驗設備、阿諾德工程發展中心超聲速推進風洞等；在純凈空氣加熱能力方面，國外先進高空試驗設施具有較強的純凈空氣加熱能力，模擬溫度超過850 K，基本能承擔飛行馬赫數3.5以下試驗任務，最高超過1 000 K，具備承擔飛行馬赫數達4.3試驗任務，如美國NASA格倫研究中心推進系統實驗室；在連續試驗時間方面，國外先進高空試驗設施采用連續氣源設計，具備連續長時間試驗能力，如美國NASA格倫研究中心推進系統實驗室、英國國家燃氣渦輪研究院大型自由射流試驗倉利用航空發動機驅動壓縮機供氣。

3.2 清潔空氣蓄熱式加熱器技術

清潔空氣蓄熱式加熱器技術最早在NASA的格林研究中心高超聲速風洞設備(hypersonic tunnel facility, HTF)就有了成熟應用[47]，其主要原理是采用電磁感應加熱石墨蓄熱體，再通過蓄熱體加熱流通的純凈氮氣產生高溫氮氣，最后與氧氣摻混形成人工合成的高焓純凈空氣，如圖6所示。

圖6 HTF蓄熱體剖視圖

1996年，在HTF上進行了RBCC發動機工作能力驗證，該試驗驗證了發動機在自由射流條件下的性能，同時也驗證了HTF進行RBCC發動機試驗的能力。進行了40多次試驗，馬赫數達到了6.6[48]。

此外，美國、日本和法國也分別開展了利用氧化鋁/氧化鋯材料產生高焓清潔空氣的技術研究及應用。其中美國高超聲速氣動推進清潔空氣試驗臺(hypersonic aero propulsion clean air testbed, HAPCAT)的核心部件研制開展了大量的蓄熱材料選擇與性能評估工作[49]。其中采用氧化釔—氧化鋯材料的加熱器方案工作溫度可超過2 500 K，在規定的所有馬赫數條件下持續運行時間不少于120 s，能為高速/高超聲速推進試驗平臺提供高溫清潔空氣。其中氧化鋁蓄熱材料可以提供1 800 K的高溫純凈空氣，氧化釔—氧化鋯蓄熱材料有望提供2 593 K的高溫純凈空氣。

日本防衛廳研究開發局建造了一套以氧化鋁為蓄熱材料的高超聲速自由射流試驗平臺(ramjet engine test facility, RJTF)[50]。該設備的溫度模擬采用兩級加熱方式，最高模擬總溫為2 600 K。第一級為該試驗平臺的關鍵設備，通過無污染的氧化鋁空心磚型蓄熱體空氣加熱器(storage air heater, SAH)，如圖7所示，可將純凈空氣溫度加熱到1 700 K，第二級為直接燃燒式氫燃料空氣加熱器(vitiated air heater, VAH)，可進一步將純凈空氣溫度加熱到2 600 K。

圖7 RJTF蓄熱式空氣加熱器(單位：mm)

4 結語

經過近十年的研究發展，國外TBCC發動機完成了地面整機集成和模態轉換試驗，技術成熟度達到4～5級，并規劃了飛行試驗驗證工作，但為滿足飛行演示驗證需求，TBCC發動機還需進一步攻克飛/發一體化設計、寬范圍進排氣、雙通道模態轉換等關鍵技術。

TBCC發動機研制依賴于多專業多學科的同步提升，尤其在試驗技術方面，目前國外具有良好的直連試驗和自由射流試驗技術基礎，但為對TBCC發動機進行全面的地面驗證，美國在先進推進試驗技術焦點領域中制定發展了變馬赫數自由射流技術和清潔空氣蓄熱式加熱器技術等關鍵的試驗技術，以支撐組合動力的驗證工作。

TBCC發動機技術的發展需注重理論與試驗技術的結合，逐步提升關鍵技術成熟度，經過長期的研究與一系列的計劃支持，國外TBCC發動機的技術先進性和工程可實現性已經被驗證，建議我國加強相關研究工作，創造社會經濟效益。