“彎刀”發(fā)動機：高超聲速客機新型動力裝置

■ 呂雅 楊旸 鄭思行 張升升 張永 / 中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心

高超聲速技術是21世紀航空航天領域的制高點，代表著未來軍民用航空器的戰(zhàn)略發(fā)展方向。面對高超聲速飛行器嚴苛的工作環(huán)境、巨大的推力需求，傳統(tǒng)的動力裝置已經“力不從心”，因此，新型動力裝置的研制已成為各國航空科技競賽的重中之重。

隨著世界經濟的發(fā)展，對于縮短跨洋洲際長航程飛行航時的需求逐漸增加，因此高超聲速客機（巡航馬赫數Ma ≥5）節(jié)約時間成本的優(yōu)勢逐漸凸顯。為拓展高速航空市場，在歐洲航天局（ESA）的支持下，歐盟自2005年起開展了“長期先進推進概念和技術”（LAPCAT）項目，設計了A2 構型高超聲速飛機，如圖1所示，為后續(xù)高速飛行器項目奠定了基礎。A2 構型高超聲速飛機配裝4 臺復合預冷“彎刀”（Scimitar）發(fā)動機，最大航程為 18700km，能夠用4h 左右的時間從布魯塞爾飛往悉尼。作為高超聲速客機的重要組成部分，“彎刀”發(fā)動機能夠為實現(xiàn)水平起飛、高超聲速巡航提供有效的動力。

A2構型高超聲速飛機機身長139m，直徑7.5m，翼展41m，機翼面積900m2，飛機最大起飛質量400t，液氫燃料198t，可以搭載300位乘客，可實現(xiàn)馬赫數Ma5巡航。

圖1 LAPCAT 項目A2構型高超聲速飛機

“彎刀”發(fā)動機工作原理分析

高超聲速遠程巡航飛行，動力系統(tǒng)需滿足Ma0～5飛行包線內性能最優(yōu)，傳統(tǒng)單一形式的發(fā)動機難以實現(xiàn)全速域范圍內的穩(wěn)定工作。渦輪沖壓組合循環(huán)發(fā)動機（TBCC）面臨模態(tài)轉換點的“推力鴻溝”問題（即現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機一般在Ma2.5以下可以穩(wěn)定工作，而沖壓發(fā)動機/超燃沖壓發(fā)動機正常工作的飛行速度至少在Ma3.5～4.0范圍內，二者之間存在一個Ma3左右的速度區(qū)域），而“火箭基組合循環(huán)發(fā)動機”（RBCC）低速引射段推力增益明顯不足。早期采用的來流空氣噴水預冷方案存在換熱效率低、發(fā)動機入口空氣“污染嚴重”、水的質量降低了比沖性能等問題。相比之下，“彎刀”發(fā)動機采用閉式氦氣循環(huán)系統(tǒng)對來流空氣進行冷卻，有效地解決了上述問題，同時避免了氫燃料直接冷卻來流空氣帶來的氫脆問題（即溶于鋼等材料中的氫聚合為氫分子，造成應力集中，超過鋼的強度極限，在鋼內部形成細小的裂紋），安全性更高?！皬澋丁卑l(fā)動機部件組成如圖2所示。

復合預冷發(fā)動機方案相比應用于“云霄塔”飛行器的“佩刀”發(fā)動機方案，取消了應用于Ma5以上飛行工況的火箭模態(tài)。在飛行包線內，隨著任務需求的不同，由起飛、亞聲速巡航至高超聲速巡航，“彎刀”發(fā)動機通過可調幾何機構實現(xiàn)不同模態(tài)的合理切換。發(fā)動機工作模態(tài)可分為低速模式（Ma0～2.5）和高速模式（Ma2.5～5），可實現(xiàn)在5.9km高度以Ma0.9亞聲速巡航，通過模態(tài)轉換，25～28km高度以Ma5高超聲速巡航。發(fā)動機各部件基本流程如圖3所示。

圖2 “彎刀”發(fā)動機部件組成示意圖

圖3 “彎刀”發(fā)動機基本流程圖

低速模式工作原理

飛行器由起飛至亞聲速巡航（Ma0.9）過程中，速度較低，來流空氣總溫較低，無須進行預冷。來流空氣由內涵道壓氣機壓縮后，經預燃室燃燒，預燃室內燃氣經燃氣渦輪做功，驅動外涵風扇對外涵空氣進行壓縮。由于起飛過程推力需求較大，做功后的燃氣在外涵燃燒室內與經外涵風扇壓縮的外涵空氣混合后，與氫氣一同燃燒，經外涵噴管排出，產生推力?！皬澋丁卑l(fā)動機在上述起飛過程中的工作模態(tài)與加力渦扇發(fā)動機類似。

起飛過程中，閉式氦氣循環(huán)系統(tǒng)不進行空氣預冷。壓縮后的低溫氦氣經預燃室加熱后成為高溫高壓氣體，通過氦氣渦輪做功，驅動內涵道壓氣機壓縮空氣。而后，氦氣經氦氣渦輪做功驅動氦氣壓氣機，做功后的氦氣經過氫換熱器降溫后，最后通過氦氣壓氣機恢復到高壓低溫氦氣狀態(tài)，從而完成一個閉式布雷頓循環(huán)。亞聲速巡航發(fā)動機原理如圖4所示。

飛行器達到亞聲速巡航狀態(tài)后將以該狀態(tài)進行巡航，此時考慮推阻平衡，推力需求較小，外涵燃燒室關閉，預燃室內燃氣與外涵空氣在外涵燃燒室混合后，經外涵噴管排出，產生推力?！皬澋丁卑l(fā)動機在亞聲速巡航過程中的工作模態(tài)與混排渦扇發(fā)動機類似。

圖4 亞聲速巡航發(fā)動機原理

飛行器由亞聲速逐漸加速至超聲速（Ma2.5）過程中，隨著飛行速度增加，發(fā)動機入口來流空氣總溫上升，受燃氣渦輪進口總溫限制，預燃室出口燃氣總溫存在溫度上限，來流空氣總溫的增加使得加熱量逐漸減小，外涵風扇轉速降低，外涵空氣流量減??；同時，隨著來流空氣總溫增加，內涵道空氣流量降低，預燃室內燃氣流量降低，吸熱后的氦氣做功能力減弱，氦氣渦輪轉速降低，壓氣機壓縮能力降低，內涵道空氣流量減小。綜上所述，發(fā)動機入口空氣流量降低，進氣道出現(xiàn)溢流，外涵噴管喉道面積隨之減小，推力下降。

圖5 高超聲速巡航發(fā)動機原理

高速模式工作原理

隨著飛行速度的增加（Ma2.5以上），推力逐漸下降，為滿足飛行器推力需求，“彎刀”發(fā)動機逐漸切換至高速巡航模式。發(fā)動機進口空氣分別流向內涵道與外涵道，內涵道空氣通過預冷器與低溫氦氣換熱降溫，經壓氣機壓縮后進入預燃室與氫氣燃燒，燃氣分別流向核心燃燒室與燃氣渦輪。核心燃燒室內的燃氣與氫氣燃燒后經核心噴管排出；燃氣流向燃氣渦輪做功，驅動外涵風扇壓縮外涵空氣，外涵空氣與做功后的燃氣混合，在外涵燃燒室與氫氣燃燒，經外涵噴管排出，產生推力。在飛行速度大于Ma2.5之后，隨著Ma 增加，外涵噴管通過可調幾何實現(xiàn)捕獲流量逐漸減小，Ma5 狀態(tài)下完全關閉，此時外涵風扇處于風車狀態(tài)，燃氣渦輪不做功。高超聲速巡航發(fā)動機工作原理如圖5所示。

高速狀態(tài)下，閉式氦氣循環(huán)系統(tǒng)中，高壓低溫氦氣進入預冷器，冷卻來流空氣；升溫后的氦氣進入預燃室吸熱后，成為高溫高壓氣體，進入氦氣渦輪做功，驅動核心壓氣機，而后經氦氣渦輪做功驅動氦氣壓氣機，做功后的氦氣經氫換熱器降溫后，最后通過氦氣壓氣機恢復到高壓低溫氦氣狀態(tài)，從而完成一個閉式布雷頓循環(huán)。

表1 “彎刀”發(fā)動機不同工作模態(tài)性能對比

不同工作模態(tài)性能對比

不同工作模態(tài)下，“彎刀”發(fā)動機各部件工作狀態(tài)及發(fā)動機性能如表1所示?；诿裼每蜋C經濟性最優(yōu)原則，亞聲速及高超聲速巡航狀態(tài)下，氫燃料消耗較少，流量較??；由于起飛及加速過程對推力需求較大，且時間較短，氫燃料流量較大。

“彎刀”發(fā)動機工作特點

“彎刀”發(fā)動機較傳統(tǒng)單一形式發(fā)動機的性能優(yōu)勢明顯。其工作速域更寬、工作空域更廣，同時避免了TBCC發(fā)動機模態(tài)轉換點“推力鴻溝”的問題、避免了RBCC發(fā)動機低速段引射模態(tài)推力增益不足的問題，系統(tǒng)集成度高，全工作區(qū)域內發(fā)動機各部件均可實現(xiàn)高效率工作?！皬澋丁卑l(fā)動機的方案設計，結合了高超聲速客機的飛行任務，以滿足全包線內推力需求為前提，以經濟性最優(yōu)為目標，通過可調幾何部件及模態(tài)轉換，自適應調節(jié)內涵道空氣流量、調節(jié)涵道比，進而調節(jié)發(fā)動機性能。因此，“彎刀”發(fā)動機實現(xiàn)了起飛、加速過程大推力，滿足飛行器需求，同時，巡航過程中耗油率低、燃料消耗最少，滿足民用客機經濟性要求，實現(xiàn)發(fā)動機在整個飛行包線內不同工況下的性能最優(yōu)。

同時，相比傳統(tǒng)發(fā)動機，“彎刀”發(fā)動機高效的熱管理技術是其突出的特點之一，也由此帶來了可調幾何部件更多、結構系統(tǒng)更復雜的問題。如何通過靈活地調節(jié)可調機構，實現(xiàn)空氣流量、氫燃料流量與飛行工況性能需求相匹配，進而確保氦氣循環(huán)系統(tǒng)能夠實現(xiàn)發(fā)動機內部熱量的合理分配，實現(xiàn)發(fā)動機總體性能最優(yōu)，成為了后續(xù)研究的主要技術挑戰(zhàn)。

“彎刀”發(fā)動機關鍵技術

為實現(xiàn)“彎刀”發(fā)動機性能指標要求，需要突破的幾大技術瓶頸為輕質高效換熱技術、可調幾何的進排氣技術、循環(huán)參數匹配設計技術及氦氣渦輪技術等。

輕質高效換熱器技術

輕質高效的熱交換器是“彎刀”發(fā)動機的一大亮點，同時也是研制中的最大障礙。換熱器需實現(xiàn)0.05s時間內將超過1000℃的發(fā)動機進口空氣冷卻到-150℃；為提高換熱效率，換熱器的管路須做得足夠細，管壁足夠薄，管路足夠多，但設計與加工難度更大；薄壁管路需要兼顧強度需求，低溫高壓氦氣換熱后成為可做功的高溫高壓氣體，薄壁管路的密封問題逐漸凸顯；由于換熱后空氣溫度遠低于空氣中的水蒸氣等成分的冰點，低空區(qū)域會出現(xiàn)水蒸氣結霜、降低換熱器效率甚至堵塞換熱器等問題。因此，高效、輕質、不結霜、耐高溫高壓的換熱器成為“彎刀”發(fā)動機研究過程的關鍵技術。

可調幾何的進排氣技術

“彎刀”發(fā)動機進排氣系統(tǒng)設計需要兼顧低速模式與高速模式的需求。隨著來流馬赫數的增加，共用進氣道一方面要兼顧起飛、降落低速段進氣道的起動問題，另一方面要保證高速巡航段進氣系統(tǒng)良好的流量捕獲和總壓恢復性能。如何實現(xiàn)進氣系統(tǒng)變幾何調節(jié)機構在復雜來流條件下流量捕獲及流場波系的精準控制，成為進氣系統(tǒng)設計的關鍵技術。外涵噴管通過幾何調節(jié)機構，實現(xiàn)“加力渦扇發(fā)動機”與“混排渦扇發(fā)動機”的排氣需求；外涵噴管與核心噴管通過可調機構實現(xiàn)低速模式與高速模式的有效切換。飛行過程中，隨著來流參數變化，發(fā)動機系統(tǒng)內部熱力循環(huán)復雜，如何通過調節(jié)噴管幾何面積，及時有效地滿足不同模態(tài)穩(wěn)定工作的需求，成為排氣系統(tǒng)設計的關鍵技術。

循環(huán)參數匹配設計技術

“彎刀”發(fā)動機循環(huán)系統(tǒng)包含空氣、氦氣及氫氣多種工質、多路循環(huán)、進排氣系統(tǒng)多級調節(jié)等。在動力系統(tǒng)工作包線內，多種工質的流量、溫度、壓力等參數在不同飛行狀態(tài)、不同部件內會不斷變化，系統(tǒng)設計與參數匹配對發(fā)動機性能產生重要影響。空氣預冷溫度越低將越有利于提升壓氣機壓比、有利于提高燃燒室燃燒效率，但同時會帶來預冷器結構設計、結霜、換熱效率低等問題；氦氣溫度、壓力、流量的選擇需要兼顧空氣預冷器高效換熱、氦氣渦輪做功能力、氫氦換熱器流量及溫度匹配、預燃室燃燒吸熱情況、氦氣壓氣機壓縮能力及閉式循環(huán)管路結構強度；同時，核心機及氦氣壓氣機、外涵風扇循環(huán)參數與三種工質的流量、壓比、溫度之間也存在相互耦合影響，參數選擇時需要綜合考慮。

氦氣渦輪技術

氦氣比定壓熱容較大，為空氣的5倍，在渦輪功率、進出口溫差相同的條件下，氦氣流量與比定壓熱容成反比，渦輪級數與比定壓熱容成正比，從而導致驅動空氣壓氣機的氦氣渦輪級數較多；同時，因氦氣流量小，流動通道較窄，導致葉片短小，氦氣的間隙效應泄漏及損失所占比例較大，渦輪效率將大大低于空氣渦輪；此外，氦氣易泄漏，機匣內外及轉靜子之間的密封也是渦輪結構設計的關鍵技術之一。

結束語

“彎刀”發(fā)動機結構系統(tǒng)復雜，涉及總體性能分析、結構強度設計、輕質高效換熱技術、燃燒組織分析、可調幾何進排氣技術、循環(huán)參數匹配設計等相關領域最新前沿技術?？紤]當前國內前沿技術研究同國際先進水平仍存在很大的差距，后續(xù)將會面臨巨大的挑戰(zhàn)。我國需要結合自身的技術水平和工程應用需求，明確適宜的發(fā)展路線，盡快開展相關關鍵技術研究，支撐未來在該領域的發(fā)展。