吸氣式空天飛機對TBCC動力的需求分析

梅東牧，林 鵬，王 戰(zhàn)

(沈陽飛機設計研究所，遼寧沈陽110035)

吸氣式空天飛機對TBCC動力的需求分析

梅東牧，林 鵬，王 戰(zhàn)

(沈陽飛機設計研究所，遼寧沈陽110035)

隨著空天技術的迅猛發(fā)展，研究以吸氣式發(fā)動機或以組合式發(fā)動機為動力的空天飛機，成為航空航天事業(yè)發(fā)展的一個主要方向。吸氣式空天飛機的發(fā)展面臨著一系列技術挑戰(zhàn)，動力就是決定因素之一。對空天飛機動力技術進行了分析，指出渦輪基組合循環(huán)(TBCC)動力因其工作范圍較大而成為空天動力的最佳選擇。對比分析了串聯(lián)/并聯(lián)TBCC的技術特點，歸納總結(jié)了空天飛機對組合動力的技術需求。

吸氣式；空天飛機；渦輪基組合循環(huán)動力；串聯(lián)/并聯(lián)布局；飛行任務

1 引言

21世紀的空天裝備面臨著低成本、高可靠性、高機動及低污染等新的挑戰(zhàn)。垂直發(fā)射的航天飛機一旦遇到故障難以終止飛行并回收載荷，這就使得水平起降、吸氣式推進的空天飛機受到重視?？仗祜w機是一種綜合了航空航天技術、可重復使用、水平起降、往返穿越大氣層和空間、執(zhí)行空天任務的復雜系統(tǒng)，具有重要的軍事/經(jīng)濟價值和廣泛的應用前景，必將成為航空航天技術領域的戰(zhàn)略制高點。

由于不同飛行任務(如加速與巡航)對推進裝置及飛行器的要求差異很大(表1)：巡航任務要求發(fā)動機比沖(I)高及飛行器升阻力比(L/D)大，巡航速度(V)高及初終狀態(tài)質(zhì)量比(W0/W)大，同時其敏感度與航程參數(shù)(IVL/D)成正比、與瞬時質(zhì)量成反比；而加速任務則要求發(fā)動機的有效比沖(Ie)高，即Ie=I(1-D/T)大，和W0/W大，其敏感度與Ie成正比、與W成反比。另外加速要求凈推力，如果發(fā)動機比沖高，但飛行器推阻比也大(如渦輪類發(fā)動機在跨聲速階段)，則其加速性能不好。正因這一特點，有/無巡航任務要求的空天飛機對同一種組合發(fā)動機的評估結(jié)論迥異。如對于加速任務，火箭發(fā)動機最具優(yōu)勢；而對于具有遠程巡航的飛機任務，渦輪發(fā)動機性能更優(yōu)。正因為不同類型的發(fā)動機在不同飛行范圍各具性能優(yōu)勢，世界上許多國家曾將不同類型發(fā)動機在每一任務段的優(yōu)勢進行組合，形成一種組合循環(huán)發(fā)動機。

表1 不同飛行任務對發(fā)動機和飛行器的要求Table 1 Requirements for propulsion and vehicle on different missions

隨著論證和研究工作的深入，對于組合循環(huán)發(fā)動機存在的問題也揭示得越來越多，遇到的技術困難也越來越大。一方面是進氣道、燃燒室、尾噴管對工質(zhì)空氣的供應與需求的矛盾，另一方面是部件冷卻、做功、燃燒對工質(zhì)氫的供需匹配。由此，世界上一些大型的空天飛機研制計劃，如美國的NASP計劃，德國的Sanger計劃，法國的STS2000、STAR-H計劃等，都停止了論證和研究。但隨著科技的發(fā)展，一些新的更具發(fā)展前景的吸氣式組合循環(huán)概念不斷涌現(xiàn)，其中以火箭為基礎的組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動機概念、以渦輪發(fā)動機為基礎的預冷卻渦輪基組合循環(huán)(PCTBCC)發(fā)動機概念，受到人們更多的重視。本文將側(cè)重于分析吸氣式空天飛機對渦輪基組合循環(huán)(TBCC)動力的需求。

2 空天飛機動力技術

2.1 TBCC是空天飛機動力的最佳選擇

空天飛機的發(fā)展面臨一系列技術挑戰(zhàn)，動力是決定因素之一。如圖1所示，渦輪動力加預冷技術工作范圍可從0到30 km高度，最大速度在Ma3.0以上；亞燃沖壓動力從高度20 km以上、速度Ma2.5開始，達到45 km、Ma6.5；超燃沖壓從高度35 km、速度Ma5.0開始，達到60 km、Ma10.0。所以空天飛機要達到60 km以上高度、Ma10.0以上速度，單一類型的動力不能滿足需求，必須有多種動力形式組合搭配使用。

圖1 不同發(fā)動機的工作包線范圍Fig.1 Operating envelop for different engines

TBCC發(fā)動機是指由渦輪發(fā)動機與其它類型發(fā)動機組合而成的動力裝置，是帶動力水平起降、可重復使用的高超聲速飛行器的關鍵動力系統(tǒng)之一[1，2]。國外提出了渦輪沖壓組合發(fā)動機、空氣渦輪沖壓發(fā)動機及變循環(huán)渦扇沖壓發(fā)動機等，其中對渦輪沖壓組合發(fā)動機研究得最多，并開展了很多有關其技術發(fā)展的計劃，如美國的RTA[3]、日本的HYPR[4]和歐洲的LAPCAT[5]計劃等。從圖1中可看出，以渦輪為基礎的沖壓組合循環(huán)發(fā)動機的工作范圍較大，滿足空天飛機對動力的需求，因此TBCC發(fā)動機為發(fā)展空天動力的最佳選擇。

基于空天飛機對動力的需求及空天技術的發(fā)展，應先行發(fā)展對空天作戰(zhàn)飛機至關重要的空天動力系統(tǒng)，包括當前正在大力發(fā)展且未來潛力巨大的空天動力技術——射流預冷技術、吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機技術和渦輪沖壓組合動力技術。

2.2 串聯(lián)/并聯(lián)TBCC的技術特點

TBCC根據(jù)渦輪和沖壓兩類發(fā)動機主要部件的關系與流程，可分為串聯(lián)布局和并聯(lián)布局?？傮w上，并聯(lián)式TBCC迎風面積較大，研制難度相對較小，周期短；串聯(lián)式TBCC迎風面積小，推重比高，設計難度大。表2列舉了兩種布局TBCC發(fā)動機的關鍵技術及比較。可見，串聯(lián)式TBCC主要難在組合動力設計——高速、高溫下渦輪發(fā)動機改進，加力/沖壓雙模態(tài)燃燒室設計，熱管理，熱防護，及高溫材料技術等；并聯(lián)式TBCC主要難在動力應用——飛/發(fā)一體化設計和進排氣系統(tǒng)設計。由于存在顯著的技術差異，TBCC技術應分串聯(lián)和并聯(lián)兩條主線來發(fā)展。

3 空天飛機對組合動力的技術需求

(1) 飛機與發(fā)動機的一體化綜合設計技術

從飛機平臺設計角度出發(fā)，發(fā)動機工作模式的復雜性給飛機/發(fā)動機一體化綜合設計帶來了諸多困難。與傳統(tǒng)飛行器相比，空天飛機更需要加強飛發(fā)一體化設計。

空天飛機設計的一個關鍵難點，是在提供高效氣動產(chǎn)生高效推進的同時，配合飛行器的高容積率、結(jié)構(gòu)的有效性、可控性及好的熱防護性的一體化要求。各種性能的耦合程度及緊密的一體化設計，引起了很多關于高超聲速飛行的實際設計問題，其中包括燃料選擇、發(fā)動機循環(huán)及非設計工況性能的最基本問題。

表2 串聯(lián)式和并聯(lián)式TBCC動力技術特點比較Table 2 The characteristics comparison between co-axial and over-under type of TBCC

TBCC發(fā)動機飛/發(fā)一體化綜合設計技術，是從整個飛行器系統(tǒng)出發(fā)來進行機體、組合發(fā)動機的研究設計，主要是指將進氣道與飛行器前機體集成、將尾噴管與飛行器后機體集成的一種設計方法。通過飛發(fā)一體化設計，可實現(xiàn)飛機設計工作中的技術集成、系統(tǒng)集成、過程集成、人員集成和管理信息集成。即在飛行器設計過程中，同時考慮多項技術對飛行器總體性能的影響，對各項技術參數(shù)進行統(tǒng)一優(yōu)化。將過去彼此獨立的系統(tǒng)集成在一起，實現(xiàn)信息和資源共享，降低全系統(tǒng)的重量和成本，提高系統(tǒng)的可靠性，提高系統(tǒng)間的協(xié)調(diào)性，增強飛行器的作戰(zhàn)能力。由于當前TBCC技術尚不成熟，發(fā)動機的工作特性與性能規(guī)律欠缺試驗數(shù)據(jù)支撐，很多高馬赫數(shù)飛行器的氣動外形設計仍以氣動特性為設計指標，只是在設計過程中考慮發(fā)動機的性能需求，并未完全納入氣動外形優(yōu)化設計過程，并且影響高馬赫數(shù)飛行器性能的參數(shù)較多，飛行器一體化設計優(yōu)化目標較多，需深入研究TBCC動力與氣動外形性能變化規(guī)律，簡化優(yōu)化設計模型，才能進行高效率的一體化優(yōu)化設計。因此，開展飛發(fā)一體化綜合設計技術攻關尤為重要。

(2)組合動力模態(tài)轉(zhuǎn)換與控制技術

TBCC動力不同于以往其它任何一個單獨的發(fā)動機，其整個工作歷程經(jīng)歷了從傳統(tǒng)的渦輪基發(fā)動機工作，到渦輪沖壓發(fā)動機共同工作，最終到?jīng)_壓發(fā)動機單獨工作，對飛機推進系統(tǒng)控制率的設計都提出了挑戰(zhàn)。兩種不同的發(fā)動機涉及到接力轉(zhuǎn)換，進氣道斜板調(diào)節(jié)控制機構(gòu)、TBCC發(fā)動機的安裝形式和冷卻等與以往都有很大差別。如何實現(xiàn)飛機與TBCC發(fā)動機的協(xié)調(diào)控制，實現(xiàn)TBCC發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中對進氣流量的控制和對發(fā)動機推力的連續(xù)控制等，確定最佳模態(tài)轉(zhuǎn)換時機和最佳轉(zhuǎn)換點，保證各分系統(tǒng)之間協(xié)調(diào)、安全、穩(wěn)定工作，是飛機部門與發(fā)動機部門需共同研究的問題。

(3)高速推進系統(tǒng)冷卻與熱防護技術

目前采用的發(fā)動機艙冷卻技術，主要是利用飛機機身、垂尾表面沖壓進氣口進氣，當飛機高速飛行時實現(xiàn)沖壓進氣，實施對發(fā)動機冷卻。對于高超聲速空天飛機，若采用傳統(tǒng)的沖壓進氣冷卻方式，高馬赫數(shù)飛行時將導致飛機駐點溫度過高，沖壓進氣口氣流溫度很高，加之發(fā)動機艙內(nèi)電子設備對工作環(huán)境溫度敏感，因此必須采用新的冷卻方法和冷卻技術，滿足發(fā)動機及其附件的工作環(huán)境要求。高速推進系統(tǒng)冷卻與熱防護技術研究目標，是希望將組合動力艙工作環(huán)境溫度能控制在150℃內(nèi)，保證發(fā)動機穩(wěn)定工作。

(4)基于TBCC推進系統(tǒng)的能源生成技術

傳統(tǒng)單一的渦噴發(fā)動機通過齒輪傳動部件與發(fā)動機轉(zhuǎn)軸連接，通過軸功率輸出轉(zhuǎn)化為飛機的需求功率。TBCC發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束后，渦輪發(fā)動機停止工作，沖壓發(fā)動機沒有轉(zhuǎn)子部件，無法從發(fā)動機轉(zhuǎn)軸提取功率滿足飛機的需求。若采用備用蓄電池，必然增加飛機的重量，影響飛機的飛行性能。特別是對于長時間飛行的飛行平臺來說，影響顯著。因此，如何實現(xiàn)TBCC發(fā)動機正常工作中滿足飛機功率提取要求，也是需要解決的難題。

[1] Snyder L E，Escher D W.Turbine Based Combination Cy?cle(TBCC)Propulsion Subsystem Integration[R].AIAA 2004-3649，2004.

[2] 文 科，李旭昌，馬岑睿，等.國外高超聲速組合推進技術概述[J].航天制造技術，2011，(1)：4—7.

[3] Bartolotta P A，McNelis N B.High Speed Turbines：Devel?opment of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access 2003[R].AIAA 2003-6943，2003.

[4] Miyagi H，Kishi K，Kimura H，et al.Combined Cycle En?gine Research in Japanese HYPR Program[R].AIAA 98-3728，1998.

[5] Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hyper?sonic Flightwithin the LAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008.

Requirements for TBCC Propulsion of Air-Breathing Aerospace Vehicle

MEI Dong-mu，LIN Peng，WANG Zhan
(Shenyang Aircraft Design&Research Institute，Shenyang 110035，China)

With the quick development of the aerospace technology,the aerospace vehicle propelled by air-breathing engine or combined engine has been the main research field.The development of air-breath?ing aerospace plane is faced with a lot of technology challenges of which propulsion system is a key ele?ment.Propulsion technology has been analyzed,and it was concluded that TBCC would be the optimal choice for aerospace vehicles for its wide operation range.Technology characteristics of co-axial and over-under types of TBCC were compared and analyzed to summarize the requirements for TBCC.

air-breathing；aerospace vehicle；TBCC；co-axial/over-under type；flight mission

V221；V236

A

1672-2620(2013)06-0012-03

2013-11-18；

2013-12-20

梅東牧(1974-)，男，遼寧沈陽人，高級工程師，博士，主要從事飛行器總體設計研究。