國外水平起降臨近空間高速飛機動力的發(fā)展

王巍巍，李丹，曾軍

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

國外水平起降臨近空間高速飛機動力的發(fā)展

王巍巍，李丹，曾軍

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

臨近空間高速飛機的飛行包線寬廣，常規(guī)動力不能滿足需求，必須采用組合動力。渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機能實現高超聲速飛行器水平起降，是臨近空間高超聲速飛機的最佳動力。首先從TBCC技術研發(fā)路線入手，總結出TBCC主要技術研發(fā)領域，如高速渦輪基技術、沖壓/超燃沖壓發(fā)動機技術、飛發(fā)一體化技術和熱防護技術；其次結合TBCC典型研究計劃(RTA、FaCET、TriJet、LAPCAT和SR-72)，歸納出每個計劃的關鍵技術及進展，并對各方案的未來發(fā)展應用進行闡述；最后對TBCC的發(fā)展趨勢和技術特點進行了總結。

高速飛機；水平起降；組合動力；渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機；沖壓/超燃沖壓發(fā)動機

1 引言

從美國高速飛機SR-72發(fā)展計劃和歐洲高速飛機發(fā)展計劃LAPCAT看，組合動力是水平起降臨近空間高速飛機的基本動力形式。這是因為臨近空間水平起降高速飛機的飛行包線十分寬廣，高度0～40 km或更高，飛行馬赫數從亞聲速一直擴展到高超聲速，這就要求推進系統(tǒng)必須能在寬的馬赫數范圍內工作。傳統(tǒng)的渦輪發(fā)動機可在馬赫數0～3范圍工作，亞燃沖壓發(fā)動機可在馬赫數2～6范圍工作，超燃沖壓發(fā)動機可在馬赫數5以上工作。顯然，單一類型的發(fā)動機都不能滿足上述要求，必須積極發(fā)展組合動力(圖1)[1]。

組合動力的方案有多種，從性能、費用、安全和技術可行性等方面綜合考慮，渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機和火箭基組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動機是目前最有希望的兩種高超聲速組合動力。美國在Hy?per-X超聲速飛行計劃中，通過開發(fā)X-43B飛行試驗平臺，探索驗證了TBCC和RBCC兩種方案；歐洲在LAPCAT計劃的初始方案論證階段，也探索了這兩種方案。最終都選擇了TBCC發(fā)動機作為水平起

降高速飛行器的動力。主要原因有：①采用TBCC做動力，高速飛機不需要專門的發(fā)射裝置，可使用普通機場，常規(guī)水平起降；若遇到緊急情況，可隨時選擇機場著陸，這是RBCC裝置無法做到的。②TBCC發(fā)動機的低周疲勞壽命在100次以上，能使高速飛行器實現重復使用。此外，TBCC比RBCC經濟性好、可靠性高，在寬馬赫數范圍內具有較高的比沖(圖2)[2]等。

2 國外水平起降臨近空間高速飛機動力技術研發(fā)路線

國外TBCC的技術開發(fā)圍繞高速渦輪基技術、沖壓/超燃沖壓發(fā)動機技術、飛發(fā)一體化技術及熱防護技術四個領域并行開展。發(fā)展路線基本上是按單項技術(渦輪基技術、沖壓/超燃沖壓發(fā)動機技術和模態(tài)轉換技術等)攻關、關鍵部件(共用進氣道、共用噴管和沖壓/超燃沖壓燃燒室等)技術驗證、小尺寸原理驗證機、全尺寸地面驗證機和飛行驗證幾個步驟來實施，見圖3[3]。

在渦輪基技術領域，美國重點開展了IHPTET/ VAATE、HiSTED和RATTLRS三個計劃。IHPTET/ VAATE計劃中，對燃氣渦輪發(fā)動機主要部件(高通流風扇，核心機驅動風扇，高負載4級壓氣機，更耐高溫、更長壽命對轉渦輪和超緊湊燃燒室)技術進行了研究，目的是通過改進部件的結構和性能，來提高燃氣渦輪發(fā)動機的推進能力和擴大其工作范圍。VAATE計劃的子計劃ADVENT，重點研究自適應變循環(huán)發(fā)動機技術，目的是提高渦扇發(fā)動機的工作能

力。HiSTED主要驗證高速渦輪發(fā)動機是否具有為馬赫數4以上飛行平臺提供動力的能力，并對一馬赫數達4的渦噴發(fā)動機進行了地面試驗。RATTLRS主要驗證飛行器僅依靠渦輪動力達到巡航馬赫數3的能力。

在沖壓/超燃沖壓發(fā)動機領域開展的計劃較多，典型的有HyTech、X-51A和FALCON等。HyTech計劃探索研究馬赫數4～8范圍工作的超燃沖壓發(fā)動機，制造并試驗了地面驗證發(fā)動機，驗證了超燃沖壓發(fā)動機能在馬赫數4.5～6.5范圍內可靠工作。X-51A計劃中對超燃沖壓發(fā)動機進行了飛行驗證，其驗證的發(fā)動機是由普惠洛克達因公司研制的碳氫燃料雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機SJX61。X-51A計劃的成功，表明美國在超燃沖壓發(fā)動機技術方面取得了重大突破。在開展飛行試驗之前，SJX61已進行了馬赫數4.5～5.0范圍內的一系列地面考核試驗(包括性能考核試驗、閉環(huán)主動結構冷卻試驗和點火試驗等)，累計超過10 000 h。FALCON計劃通過可重復使用高超聲速試驗平臺HTV-3X，對并聯(lián)TBCC開展了試驗驗證。在該試驗平臺中，渦噴發(fā)動機流路模擬給出，超燃沖壓發(fā)動機是實體。

飛發(fā)一體化設計領域開展的典型計劃有MoTr，重點研究模態(tài)轉換技術。MoTr計劃的關鍵點集中在將渦輪發(fā)動機的工作區(qū)域延伸到馬赫數3以上，或將沖壓/超燃沖壓發(fā)動機降低到馬赫數3以下，以此來實現模態(tài)轉換[4]。該計劃將驗證從渦噴到沖壓/超燃沖壓循環(huán)的轉換，這是臨近空間高速飛機實現高超聲速飛行的關鍵。

綜上所述，國外TBCC技術通過逐步推進、層層突破的手段來開展技術攻堅。如超燃沖壓發(fā)動機技術：依次開展關鍵技術攻關，縮尺模型地面驗證試驗，飛行試驗，實際應用考核。實際應用考核方面，先把超燃沖壓發(fā)動機技術應用在導彈上，驗證后，再把目標轉向軍用飛機和空間往返運輸系統(tǒng)。

3 典型動力方案的關鍵技術、進展及應用前景

TBCC技術方案探索始于上世紀50～60年代。法國的GriffonII飛機是第一個采用TBCC發(fā)動機的飛行器，驗證了TBCC發(fā)動機的技術可行性。美國在此期間推出的J58發(fā)動機是目前唯一形成裝備的TBCC發(fā)動機。近年來，較典型的TBCC研究計劃有RTA、FaCET、TriJet、LAPCAT和SR-72。

3.1 RTA

3.1.1 關鍵技術

RTA計劃探索串聯(lián)TBCC技術。該計劃于2001年啟動，研究驗證的關鍵技術包括：①變循環(huán)結構的先進渦輪發(fā)動機技術，②串聯(lián)TBCC結構的飛發(fā)一體化設計技術，③加力/沖壓燃燒室技術，④單邊膨脹噴管技術，⑤熱管理技術，⑥模態(tài)轉換技術，⑦控制技術等。

RTA計劃推出了RTA-1和RTA-2兩臺驗證機。RTA-1發(fā)動機是一臺帶加力/沖壓燃燒室的變循環(huán)渦扇發(fā)動機，其渦輪發(fā)動機代號為GE-57，在YF120發(fā)動機基礎上研制，并借鑒了IHPTET和VAATE計劃的研究成果。渦輪發(fā)動機從馬赫數0加速到馬赫數2，并以高風扇壓比模式工作，然后轉換成低風扇壓比模式加速到馬赫數3。馬赫數3以上加力燃燒室轉換成沖壓燃燒室，渦扇發(fā)動機轉換到接近慢車狀態(tài)工作，使飛行速度達到馬赫數4以上。

RTA-2是在RTA-1基礎上發(fā)展的，主要用于考核飛發(fā)一體化技術，TBCC性能和可操作性，及可靠性和耐久性。RTA-2項目推出的TBCC飛行試驗選擇X-43B為飛行驗證平臺，并在2010～2011年開展了飛行試驗，主要驗證飛發(fā)一體化和模態(tài)轉換，全尺寸RTA將在2018年以后制造并試驗[5]。

3.1.2 取得的進展

(1)驗證了渦扇+沖壓發(fā)動機是渦輪基組合動力中最具推重比潛力的結構形式。

(2)驗證了飛發(fā)一體化設計的重要性。

(3)研究發(fā)現渦輪發(fā)動機在整個工作過程(啟動、加速、開加力、沖壓發(fā)動機開始工作、切斷渦輪發(fā)動機加力燃燒室、渦輪發(fā)動機主燃燒室關閉、渦輪發(fā)動機進入風車狀態(tài)、完成模態(tài)轉換、超燃沖壓發(fā)動機加速、巡航、下降、超燃沖壓發(fā)動機關閉、再啟動渦輪發(fā)動機、著陸和停車)中機匣溫度，已達到常規(guī)鈦合金材料能承受的極限溫度。

(4)研究了模態(tài)轉換馬赫數范圍，考察了渦輪基能否在馬赫數4以上工作及雙模態(tài)沖壓發(fā)動機在馬赫數3.5附近工作的能力[6]。

3.1.3 發(fā)展及應用前景

RTA計劃對串聯(lián)式TBCC開展了大量探索性研究，認為串聯(lián)式TBCC發(fā)動機雖然具有輪廓尺寸小、重量輕等優(yōu)點，但其受飛行馬赫數的限制較大，在高馬赫數飛行時難以保護渦輪發(fā)動機，且渦輪發(fā)動機在氣路中會造成很大的性能損失，進而導致高馬赫

數狀態(tài)性能欠佳。這可能是FaCET計劃和SR-72平臺都采用并聯(lián)式TBCC的主要原因。目前，國外并無采用串聯(lián)結構形式的TBCC。

3.2 FaCET

3.2.1 關鍵技術

FaCET計劃源于FALCON計劃，始于2005年，重點研究推進系統(tǒng)的一體化設計技術、燃燒室技術、一體化噴管技術和模態(tài)轉換技術。一體化設計主要研究了渦輪基與亞燃/超燃沖壓發(fā)動機的一體化內旋式進氣道，及一體化噴管。組合進氣道、燃燒室和噴管部件開展了地面縮尺模型試驗。

3.2.2 取得的進展

(1)對一體化進氣道、燃燒室和噴管三個部件單獨開展了縮尺模型試驗，驗證了各部件具有在寬馬赫數范圍(Ma3～6)內工作的能力。

(2)在阿諾德工程發(fā)展中心的氣動推進試驗臺上，采用變幾何進氣道，分別在馬赫數3、4和6條件下進行了自由射流試驗，模擬了不同馬赫數下的流動狀態(tài)[4]。驗證了該推進系統(tǒng)能成功點火和穩(wěn)定燃燒，進一步驗證了設計工具和計算方法。

(3)將進氣道、亞燃/超燃沖壓燃燒室和噴管，與一高馬赫數渦輪發(fā)動機(模擬流路)組合在一地面試驗設備上，驗證了從渦噴到沖壓模態(tài)和從沖壓到渦噴的模態(tài)轉換。

3.2.3 發(fā)展及應用前景

FaCET計劃把TBCC重要部件組合到一起，進行了地面試驗和自由射流試驗。盡管自由射流試驗中沒有真實的渦輪發(fā)動機，但模擬給出了渦輪流道，為真正開展渦輪發(fā)動機與沖壓/超燃沖壓發(fā)動機的一體化試驗奠定了基礎，使TBCC部件集成技術得到了驗證。下一步進行的MoTr計劃，會將FaCET計劃驗證的技術集成到一個試驗件上，一旦試驗成功，就能制造出具有工程應用價值的TBCC發(fā)動機。

3.3 TriJet

3.3.1 關鍵技術

TriJet是美國航空噴氣公司新近提出的三噴氣TBCC方案，采用了渦輪、火箭引射沖壓和雙模沖壓三種發(fā)動機(圖4)。其關鍵技術有火箭引射沖壓技術、中心燃燒技術、燃燒室與噴管一體化設計技術。火箭引射沖壓是指在渦輪發(fā)動機通道內安裝引射沖壓發(fā)動機，這樣可在傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機工作馬赫數范圍內將其關掉，保持火箭引射沖壓發(fā)動機活門打開直至馬赫數4或更高。中心燃燒技術用來解決燃燒室內部組織燃燒的問題[7]。

3.3.2 取得的進展

(1)驗證了中心燃燒技術。采用該技術可增大燃燒面積，產生更大推力。

(2)驗證了火箭引射沖壓發(fā)動機可為雙模沖壓發(fā)動機創(chuàng)造持續(xù)氣動節(jié)流條件。

(3)驗證了燃燒室與噴管一體化設計技術。該技術即便用于馬赫數4一級渦輪發(fā)動機，仍將有助于改善飛行器性能。

3.3.3 發(fā)展及應用前景

在馬赫數能達到4的渦輪發(fā)動機投入使用前，可暫時采用TriJet方案作為高超聲速飛行器的組合動力。但TriJet方案的應用前景并不樂觀，因為該方案不僅結構復雜，而且與渦輪基和沖壓/超燃沖壓組合的TBCC方案相比，飛行器航程短。

3.4 LAPCAT

3.4.1 關鍵技術

LAPCAT是歐洲2005年啟動的高超聲速飛行器及其動力研制計劃。其在TBCC動力方案中提出的關鍵技術有：預冷發(fā)動機技術、變循環(huán)發(fā)動機技術、單邊膨脹斜面噴管試驗研究和超聲速燃燒試驗技術[8]。

3.4.2 取得的進展

(1)對輕質換熱器和對轉渦輪開展了試驗研究，設計并制造了兩個模型試驗件，試驗驗證了該試驗件作為預冷發(fā)動機的關鍵部件，能使預冷卻發(fā)動機投入工程應用。

(2)對壓氣機級數、風扇級數和涵道比不同的三種變循環(huán)發(fā)動機方案進行了研究。對比了分別以變循環(huán)和常規(guī)渦噴發(fā)動機作為渦輪基的TBCC，指出前者在延長高速飛機航程方面具有優(yōu)勢。

(3)開展了完整的超燃沖壓發(fā)動機結構試驗，包括進氣道、燃燒室和噴管。

(4)制造了單邊膨脹斜面噴管風洞試驗模型并開展了相應試驗，考察了噴管周圍流場對飛行器的影響及噴管產生推力的效果。

(5)開展了超聲速燃燒的模型試驗，考核設計工具，并對設計方法進行修正。

3.4.3 發(fā)展及應用前景

通過開展LAPCAT計劃，驗證了采用變循環(huán)發(fā)動機技術的TBCC，能使馬赫數4～8的高超聲速飛行器實現半環(huán)球飛行。目前歐洲有16家單位正積極致力于此方案的進一步研究。

3.5 SR-72

3.5.1 關鍵技術

SR-72是洛克希德·.馬丁公司于2013年11月公布的馬赫數6的高超聲速飛行器，采用并聯(lián)式TBCC發(fā)動機。該項目的技術源自FALCON計劃的HTV-3X項目，特別是動力裝置。SR-72采用的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機與HTV-3X驗證的很相似(圖5、圖6)。項目中的關鍵技術有：推力接力技術、射流預冷卻技術、超級燃燒技術、渦噴發(fā)動機與超燃沖壓發(fā)動機集成技術。

3.5.2 研究情況

在SR-72項目中，臭鼬工廠與航空噴氣洛克達因共同合作，借鑒FaCET項目技術，解決了TBCC動力中現有渦噴發(fā)動機與超燃沖壓發(fā)動機的集成問題。FaCET項目完成的TBCC縮尺模型地面試驗，由小型高馬赫渦輪發(fā)動機和亞燃/超燃沖壓發(fā)動機組成，兩種發(fā)動機共用一軸對稱進氣道和噴管。SR-72項目的動力集成方式與該模式聯(lián)系緊密。解決推力接力問題時，SR-72一方面借助HiSTED計劃開發(fā)的高速渦輪發(fā)動機技術，提升渦輪發(fā)動機的性能，使渦輪發(fā)動機的工作馬赫數能提高到2.5以上；另一方面對沖壓發(fā)動機進行改進，使其工作包線能下移到馬赫數2.5左右。同時，還考慮采用射流預冷技術和超級燃燒技術來擴大渦輪基工作包線。在SR-72概念構想階段，TBCC的渦輪基采用戰(zhàn)斗機成熟發(fā)動機改型，超燃沖壓發(fā)動機技術則繼承X-51A計劃中飛行驗證過的技術[9～11]。

3.5.3 發(fā)展及應用前景

SR-72計劃在2018年進入驗證機開發(fā)階段，并在2023年實現首飛。其發(fā)展將以有人駕駛的飛行研究機(FRV)為起點，該研究機長約18.3 m。預計SR-72驗證機大小與F-22相當，采用單臺發(fā)動機，并能以馬赫數6飛行數分鐘。設想中的實用型SR-72將是雙發(fā)無人飛行器，機長超過30.5 m，預計2030年交付部隊。

4 TBCC發(fā)展前景及啟示

4.1 TBCC發(fā)展勢頭迅猛

歐美等國從上世紀中期開始就堅持不懈地發(fā)展TBCC技術。2011年，美國推出了高超聲速飛機發(fā)展路線圖(圖7)，明確提出TBCC動力為2025年形成裝備的飛行器的主要動力。圖8也清晰地展示了美國海陸空三軍都在探索研究高超聲速飛行器及其動力技術。2013年SR-72信息的披露，再次證實TBCC具有很好的發(fā)展前景和技術可實現性。

從美國空軍發(fā)表的高超聲速飛機發(fā)展路線圖

中清晰看出，TBCC是可重復使用水平起降飛機最適合的動力裝置，要求在2015財年TBCC集成技術達到技術成熟度5級水平，2017―2020財年完成TBCC飛行研究驗證機的研制，在2021財年完成配裝TBCC發(fā)動機的飛機試飛，2025年形成裝備[12，13]。

4.2 TBCC技術特點總結

(1)模態(tài)轉換區(qū)間多設定在馬赫數2.5～3.0。這是因為沖壓發(fā)動機在馬赫數2.5以上具備較好的推進效率，而渦輪發(fā)動機工作的極限在馬赫數3.0。

(2)并聯(lián)式TBCC是組合動力領域的主要研究方向。

4.3 TBCC發(fā)展啟示

(1)TBCC技術難度大，對此要有充分的估計。國外在發(fā)展TBCC技術時，早期開展的很多計劃都低估了該項技術的研究難度，在發(fā)動機單項技術成熟度不高時就開始部件集成，部件集成技術還未充分驗證就開始整機研制，最終導致失敗。截止目前，國外TBCC技術成熟度也僅僅是4級水平。為此，應充分注重技術成熟度，只有在技術儲備到了一定階段才啟動相應研究，不應急于求成。

(2)注重夯實基礎，充分挖掘渦輪基的潛力。國外在TBCC技術發(fā)展中對渦輪基給予了高度關注，如RTA和LAPCAT等計劃，都把TBCC關鍵技術突破重點放在渦輪發(fā)動機上。一方面希望通過變循環(huán)方案使渦輪發(fā)動機推力提高；另一方面希望借助于預冷卻技術擴展渦輪發(fā)動機的工作包線，拓展其工作馬赫數范圍，以便TBCC順利實現模態(tài)轉換。

(3)開展大量的地面試驗與飛行試驗。關鍵技術攻關基本通過部件模型試驗、地面試驗和飛行試驗梯次開展，逐步驗證。

[1]Chen Min，Tang Hai-long，Zhu Zhi-li，et al.Inlet/TBCC/ Nozzle Integration Concept Design[R].AIAA 2008-4588，2008.

[2]McClinton C R.High Speed/Hypersonic Aircraft Propulsion Technology Development[R].RTO-EN-AVT-150，2008.

[3]Richman M S，Kenyon J A，Sega R M.High Speed and Hy?personic Science and Technology[R].AIAA 2005-4099，2005.

[4]Tang Ming，Mamplata C，TBCC Propulsion for a Mach 6 Hypersonic Airplane[R].AIAA 2009-7238，2009.

[5]Bartolotta P，McNelis N.NASA’s Advanced Space Trans?portation Program-RTA Project Summary[R].NASA，2002.

[6]Snyde L E，Escher D W，DeFrancesco R L，et al.Turbine Based Combination Cycle(TBCC)Propulsion Subsystem Integration[R].AIAA 2004-3649，2004.

[7]Bulman M J，Siebenhaar A，Combined Cycle Propulsion: Aerojet Innovations for Practical Hypersonic Vehicles[R]. AIAA 2011-2397，2011.

[8]Steelant J.Achievements Obtained for Sustained Hypersonic Flight within the LAPCAT Project[R].AIAA 2008-2578，2008.

[9]溫杰.臭鼬工廠透露SR-71后繼機計劃[J].國際航空，2013，(11)：10—12.

[10]Sandrermakoff Проект гиперзвукового разведывательного самолета SR-72[EB/OL].http//：2013/sr72/sandrermakoff Проект гиперзвукового разведывательного самолета SR-72.htm.

[11]Tang Ming，Hamilton B A，Morris S.Falcon HTV-3X-A Reusable Hypersonic Test Bed[R].AIAA 2008-2544，2008.

[12]Erbland P J.Current and Near-Term RLV/Hypersonic Ve?hicle Programs[R].RTO-EN-AVT-116，2004.

[13]王巍巍，郭琦，曾軍，等.國外TBCC發(fā)動機發(fā)展研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2012，25(3)：58—62.

Development of Propulsion System for Near-Space HTHL High-Speed Vehicles Abroad

WANG Wei-wei，LI Dan，ZENG Jun
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Combined propulsion system is necessary for near-space high-speed vehicles because of broad flight envelop.TBCC,which enables horizontal takeoff/horizontal landing of hypersonic vehicles,is the best choice for that.Started with technology development roadmap of TBCC,the main technology domains of TBCC were summarized e.g.high-speed TBCC,ramjet/scramjet,airframe-engine integration and thermal protection.Combined with typical research projects as RTA,FaCET,Trijet,LAPCAT and SR-72,the key technologies and development of each project as well as future application were illustrated.In the end,the development trend and technology characteristics of TBCC were concluded.

high-speed vehicle；HTHL(horizontal takeoff/horizontal landing)；combined propulsion；TBCC engine；ramjet/scramjet

V235

：A

：1672-2620(2014)01-0057-06

2013-11-27；

：2013-12-15

王巍巍(1972-)，女，內蒙古通遼人，譯審，碩士，長期從事航空發(fā)動機情報研究與科技翻譯工作。