并聯(lián)TBCC動(dòng)力對(duì)高超聲速飛行器性能的影響*

馬 松，林 鵬，左林玄，王 霄，譚建國

(1. 國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院， 湖南 長沙 410073;2. 沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 遼寧 沈陽 110035)

高超聲速飛行器技術(shù)作為未來航空航天領(lǐng)域的戰(zhàn)略制高點(diǎn)，成為世界各主要軍事強(qiáng)國研究的重點(diǎn)。從掌握的資料來看，美國發(fā)展高超聲速飛行器采取“技術(shù)驗(yàn)證機(jī)、短壽命飛機(jī)、長壽命飛機(jī)”三步走的總體技術(shù)路線，計(jì)劃在2030年左右形成裝備。美國洛馬公司在2013年首次公開披露SR-72高超聲速飛行器驗(yàn)證機(jī)，大小與F-22相當(dāng)且最大速度可達(dá)6Ma，采用單臺(tái)全尺寸渦輪基組合循環(huán)(Turbine-Based Combined Cycle, TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)，2018年開始驗(yàn)證機(jī)的研制并預(yù)計(jì)在2023年完成首飛。波音公司在2018年1月首次對(duì)外展示了高超聲速飛行器驗(yàn)證機(jī)概念方案，同樣采用單臺(tái)TBCC推進(jìn)系統(tǒng)并且大小與F-16相當(dāng)?？梢钥吹?，美國主要研究機(jī)構(gòu)在高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)方案的認(rèn)識(shí)上逐步達(dá)成一致，即TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)將會(huì)是高超聲速飛行器一種較為理想的動(dòng)力選型方案[1]。

目前，6Ma一級(jí)的TBCC動(dòng)力裝置通過采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和雙模態(tài)超燃沖壓(Dual-Mode ScramJet, DMSJ)發(fā)動(dòng)機(jī)組合的形式，二者共用進(jìn)氣道和尾噴管，由于現(xiàn)役渦輪的工作馬赫數(shù)上限(2.0～2.5)與雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)工作下限(4.0～4.5)無法銜接，存在推力接力的問題。解決該問題一方面需要在保證渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作的前提下提高發(fā)動(dòng)機(jī)的馬赫數(shù)上限，另一方面則需要降低雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的馬赫數(shù)下限。目前，國內(nèi)外提高渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)工作范圍有以下兩種解決方案：①超級(jí)燃燒室技術(shù)[2-3]，即采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)串聯(lián)的形式，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的加力燃燒室與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室共用，這個(gè)燃燒室被稱為超級(jí)燃燒室。在飛行馬赫數(shù)達(dá)到傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)馬赫數(shù)上限后，來流可通過旁路繞過發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子部件直接進(jìn)入超級(jí)燃燒室中。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)將工作在沖壓模態(tài)，可繼續(xù)在高飛行馬赫數(shù)下為飛行器提供推力。②預(yù)冷卻技術(shù)[4-5]，即在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口采用射流預(yù)冷或換熱預(yù)冷來降低壓氣機(jī)的入口溫度，提高渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子在高馬赫數(shù)來流下的換算轉(zhuǎn)速，提高其轉(zhuǎn)子的效率和工作范圍。此外，來流溫度降低使得在渦輪前溫度受限的條件下，燃燒室內(nèi)可以加入更多的燃料，提高渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的循環(huán)功，因此可以在高飛行馬赫數(shù)下獲得較大的推力。

國內(nèi)大多數(shù)關(guān)于組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)總體方面的研究多停留在發(fā)動(dòng)機(jī)方案本身，很少涉及組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)于其高超聲速飛行器的性能影響研究。高超聲速飛行器究竟采用哪種組合動(dòng)力形式，需要從飛行器的任務(wù)需求出發(fā)，開展相關(guān)研究[6-8]。因此，本文從高超聲速飛行器飛行任務(wù)性能的角度出發(fā)，采用飛/發(fā)性能一體化的分析手段，比較以上兩種組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案：①渦輪/亞燃沖壓/雙模態(tài)超燃沖壓(Turbine/RamJet/Dual-Mode ScramJet, T/RJ/DMSJ)組合動(dòng)力；②射流預(yù)冷渦輪/亞燃超燃/雙模態(tài)超燃沖壓(Pre-Cooled Turbine/RamJet/Dual-Mode ScramJet, PCT/RJ/DMSJ)組合動(dòng)力。在統(tǒng)一的飛行平臺(tái)模型和飛行任務(wù)下，對(duì)比在完成相同飛行器任務(wù)時(shí)，采用這兩種組合動(dòng)力的飛行器的任務(wù)性能。

1 數(shù)學(xué)模型

給定飛行器的起飛重量、起飛推力以及燃油重量，則可以根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的高度速度特性和飛行器的升阻特性，獲得飛行器沿飛行剖面的飛行時(shí)間和航程。飛行過程中飛行器的重量計(jì)算將根據(jù)航段中剩余功率Ps的不同分為兩種形式[9]：

(1)

每一任務(wù)航段的飛行時(shí)間則為

(2)

(3)

在計(jì)算過程中，每一任務(wù)航段飛行區(qū)間較小，可用平均剩余功率Ps,avg來進(jìn)行計(jì)算，則

(4)

每一任務(wù)航段消耗的燃油重量為

(5)

總的航程即為燃油完全消耗時(shí)所有任務(wù)航段的飛行距離S之和

(6)

2 組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案與特性

圖1 給出了兩種組合動(dòng)力方案的示意圖，其中圖1(a)為方案一T/RJ/DMSJ，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)串聯(lián)作為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的低速通道，而雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為組合發(fā)動(dòng)機(jī)的高速通道，高速通道與低速通道采用并聯(lián)的形式；圖1(b)為方案二PCT/RJ/DMSJ，其組合形式與圖1(a)相同，此外，在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)入口安置了預(yù)冷器。

(a) T/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案 (a) Combined cycle engine concept of T/RJ/DMSJ

(b) PCT/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案 (b) Combined cycle engine concept of PCT/RJ/DMSJ圖1 兩種組合動(dòng)力方案示意Fig.1 Sketches of two kinds of combined cycle engines

在進(jìn)行飛行器飛行任務(wù)的計(jì)算時(shí)，需要以飛行器的升阻特性和發(fā)動(dòng)機(jī)的高度速度特性作為輸入?yún)?shù)。本文中，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)采用雙轉(zhuǎn)子混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，并采用通用特性進(jìn)行性能計(jì)算[10]。雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)特性計(jì)算采用準(zhǔn)一維計(jì)算模型，并采用MacCormack 有限差分進(jìn)行求解[11]。超級(jí)燃燒室是NASA 發(fā)展的RTA 發(fā)動(dòng)機(jī)中一種加力/沖壓一體化燃燒室[12]，在亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算中，沖壓燃燒室的出口參數(shù)通過采用加力燃燒室的通用部件特性外插得到。在組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的計(jì)算過程中，考慮了模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力的連續(xù)變化[13]。在射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)特性計(jì)算中對(duì)射流預(yù)冷卻熱交換系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化。在簡(jiǎn)化模型中只考慮氣流總參數(shù)在系統(tǒng)中的傳遞以及系統(tǒng)的質(zhì)量守恒和能量守恒。射流預(yù)冷的冷卻介質(zhì)采用水，水和水蒸氣性質(zhì)由IAPWS-IF97國際標(biāo)準(zhǔn)中水和蒸汽的計(jì)算公式求得[14-15]。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)選擇參考了目前現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)的水平，兩個(gè)方案的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力循環(huán)參數(shù)如表1所示。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力循環(huán)參數(shù)

在飛行馬赫數(shù)0～6范圍內(nèi)，計(jì)算得到的組合動(dòng)力方案一T/RJ/DMSJ的高度速度特性如圖2和圖3所示。圖2為方案一T/RJ/DMSJ的推力特性圖，圖中發(fā)動(dòng)機(jī)推力T除以渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)海平面最大推力TSL進(jìn)行無量綱處理，RJ/DMSJ控制規(guī)律為保持當(dāng)量比不變。如圖所示，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)范圍為0～2.3；串聯(lián)的亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)從2.3Ma工作到4.0Ma；雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)從4.0Ma工作到6.0Ma。圖3為T/RJ/DMSJ的比沖特性，比沖性能代表了發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)濟(jì)性，對(duì)于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，其比沖性與發(fā)動(dòng)機(jī)的部件效率直接相關(guān)。隨著來流馬赫數(shù)增加，來流總溫增加，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中壓氣機(jī)的換算轉(zhuǎn)速降低，效率有所下降。當(dāng)飛行高度小于11 km 時(shí)，大氣溫度隨著高度增加而下降，因此在相同的飛行馬赫數(shù)下，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖隨之升高；當(dāng)飛行高度大于11 km時(shí)，在同溫層內(nèi)大氣溫度基本保持不變，因此渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖基本不變。亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖在其飛行范圍內(nèi)變化不大，雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖隨著高度變化不大，隨著飛行馬赫數(shù)增加而降低。

圖2 方案一組合動(dòng)力推力特性Fig.2 Thrust performance of case 1 combined propulsion

圖3 方案一組合動(dòng)力比沖特性Fig.3 Specific impulse performance of case 1 combined propulsion

方案二采用PCT/RJ/DMSJ組合動(dòng)力，選取兩種工作模態(tài)進(jìn)行對(duì)比。工作模態(tài)一，射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷器在2.2Ma開始工作，一直工作到2.6Ma，保持壓氣機(jī)進(jìn)口總溫Tt2=420 K；工作模態(tài)二，預(yù)冷器在2.2Ma開始工作，一直工作到4.0Ma。工作模態(tài)一下的推力和比沖特性分別如圖4和圖5所示。工作模態(tài)二下的推力和比沖特性分別如圖6和圖7所示。由圖可以看到，采用了射流預(yù)冷器后，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍得到擴(kuò)展，并在2.2～4.0Ma范圍內(nèi)保持了較大的推力。但隨著馬赫數(shù)的上升，其噴水量顯著增大，從而導(dǎo)致比沖性能大幅度下降，到4.0Ma時(shí)，射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖性能已接近400 s。盡管如此，發(fā)動(dòng)機(jī)方案的優(yōu)劣還需要從飛行器完成整個(gè)飛行任務(wù)時(shí)的任務(wù)性能來進(jìn)行評(píng)估。

圖4 方案二工作模態(tài)一的推力特性Fig.4 Thrust performance of case 2 combined propulsion on mode 1

圖5 方案二工作模態(tài)一的比沖特性Fig.5 Specific impulse performance of case 2 combined propulsion on mode 1

圖6 方案二工作模態(tài)二的推力特性Fig.6 Thrust performance of case 2 combined propulsion on mode 2

圖7 方案二工作模態(tài)二的比沖特性Fig.7 Specific impulse performance of case 2 combined propulsion on mode 2

3 高超聲速巡航飛行任務(wù)

基于文獻(xiàn)[16-17]對(duì)高超聲速巡航飛行器的任務(wù)的描述，本文確定的一個(gè)高超聲速飛行器的飛行任務(wù)如圖8所示。該飛行任務(wù)首先采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)從海平面起飛，加速至0.8Ma后，等馬赫數(shù)爬升至高度11 km，接著以等動(dòng)壓q=46.3 kPa爬升至2.3Ma，此后分別采用亞燃沖壓和雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等動(dòng)壓爬升至6.0Ma，高度27 km，最后，飛行器以6Ma在高度27 km處進(jìn)行巡航。方案一中，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在2.0～2.3Ma進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換；方案二中，射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在2.3～2.6Ma進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)向沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力希望保持不變[13]。文獻(xiàn)[18]針對(duì)串聯(lián)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程開展了過渡態(tài)的性能計(jì)算，其通過調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何和燃油流量，獲得了模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中恒定的推力和空氣流量。因此，在本文計(jì)算中，將發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的推力連續(xù)作為已知條件，假設(shè)組合發(fā)動(dòng)機(jī)的總推力保持不變，由此來確定和渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)相匹配的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

圖8 高超聲速巡航飛行器飛行任務(wù)剖面Fig.8 Mission profile of hypersonic cruise vehicle

進(jìn)行飛行器的飛行任務(wù)分析時(shí)，還需要飛行器的升阻特性作為輸入條件。一種5.0Ma巡航的高超聲速飛行器具有高效的氣動(dòng)性能[19-21]，在亞聲速飛行范圍內(nèi)，其升阻比為9，在超聲速和高超聲速飛行范圍內(nèi)，其升阻比為5～6。本文基于上述高超聲速飛行器，對(duì)一種6.0Ma巡航的高超聲速飛行器的升阻特性進(jìn)行了拓展，并考慮了較大的跨聲速阻力，其升阻比CL/CD如表2所示。

表2 高超聲速巡航飛行器升阻比

4 結(jié)果與分析

由上述計(jì)算得到的組合發(fā)動(dòng)機(jī)特性和給出的飛行器升阻模型，計(jì)算了兩種狀態(tài)下的飛行器任務(wù)性能。狀態(tài)一：飛行器起飛重量WTO=30 000 kg，起飛推力TSL=24 000 kg, 燃料重量WF=12 000 kg。狀態(tài)二：飛行器起飛重量WTO=30 000 kg，起飛推力TSL=30 000 kg, 燃料重量WF=12 000 kg。這兩種狀態(tài)下的飛行器起飛重量保持一致，所攜帶的燃料重量保持一致(其中射流預(yù)冷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)所攜帶的冷卻劑水的重量包含在燃料重量之中)，不同的是飛行器的起飛推重比TSL/WTO分別為0.8和1.0。

圖9 給出了兩種組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案分別在0.8和1.0起飛推重比條件下，瞬時(shí)重量因子隨飛行任務(wù)的變化。瞬時(shí)重量因子反映了燃料在飛行過程中的消耗，從圖中可以看到，在相同的起飛推重比下，PCT/RJ/DMSJ在工作模態(tài)一下的瞬時(shí)重量因子與T/RJ/DMSJ變化的差別不大；在工作模態(tài)二，其在3.0～4.0Ma段，瞬時(shí)重量因子下降較快。較小的推重比下，跨聲速段的瞬時(shí)重量因子下降較快，這說明飛行器在此飛行任務(wù)段消耗了大量的燃料；在6Ma處，瞬時(shí)重量因子垂直下降，其表示在飛行器巡航時(shí)燃料的消耗，燃料耗盡時(shí)瞬時(shí)重量因子為0.6。

圖9 瞬時(shí)重量因子在飛行任務(wù)過程中的變化Fig.9 Weight fraction variation with mission phases

從圖9中還可以看出，在0～0.8Ma航段內(nèi)，飛行器的升阻比較高，這意味著當(dāng)飛行器升重平衡時(shí)，其阻力較小，而起飛推重比0.8和1.0下的飛行器推力均要遠(yuǎn)大于阻力，在該航段的u較小，在該航段起飛推重比從0.8增加到1.0對(duì)飛行器重量因子的影響較小，因而曲線幾乎重合。接近跨聲速時(shí)，飛行器阻力劇增，此時(shí)在推重比0.8和1.0下的u差異較大，在0.8下的u值較高，此時(shí)飛行器重量因子大幅度下降，但此后，在高馬赫數(shù)范圍內(nèi)，隨著飛行器升阻比的提高，推重比0.8和1.0下的u的差異減小，因此可以看到推重比0.8和1.0下的兩條曲線在高馬赫數(shù)下幾乎平行。

表3給出了在起飛推重比TSL/WTO=0.8下，兩種組合動(dòng)力方案飛行任務(wù)性能的對(duì)比?？梢园l(fā)現(xiàn)，在工作模態(tài)一下兩種組合動(dòng)力的航程和飛行時(shí)間相當(dāng)，采用PCT/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案比T/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案的航程高出3.7%，飛行時(shí)間高出3.8%。飛行器在跨聲速時(shí)的阻力較大，在跨聲速時(shí)，兩種組合動(dòng)力均采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行飛行，沒有額外的增推裝置，因此在跨聲速階段，飛行器的燃料消耗較大，所用的時(shí)間較長，其中跨聲速燃料消耗占整個(gè)加速爬升階段燃料消耗的26%左右，飛行時(shí)間占32%以上。PCT/RJ/DMSJ組合動(dòng)力的全程消耗的冷卻水重量?jī)H為86 kg，占整個(gè)燃料重量的0.7%。在工作模態(tài)二下，由于冷卻的需求，PCT/RJ/DMSJ的耗水量大大增加，為1606 kg，約占整個(gè)燃料重量的13.4%，因此可用于巡航的燃料減少，巡航距離相比于工作模態(tài)一減小了12.1%。

表4 給出了在起飛推重比TSL/WTO=1.0條件下，兩種組合動(dòng)力方案飛行任務(wù)性能的對(duì)比。在工作模態(tài)一下，PCT/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案的航程和飛行時(shí)間比T/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案分別高出4.6%和4.8%，在工作模態(tài)二下PCT/RJ/DMSJ的航程相比于工作模態(tài)一減小了18.9%，可見PCT/RJ/DMSJ在工作模態(tài)一下的方案較優(yōu)。

隨著起飛推重比的增加，加速階段尤其是跨聲速段的燃料消耗較少。在TSL/WTO=1.0下，跨聲速段的燃料消耗和時(shí)間約占加速爬升段的8%和13%左右。這是因?yàn)殡S著飛行器的起飛推重比增加，飛行器在跨聲速時(shí)可用的推力增加，這使得飛行器在跨聲速所用的時(shí)間大幅度下降，由此在該飛行任務(wù)段的燃料消耗量有所下降。減少了飛行器在加速爬升階段的燃料消耗量，則有更多的燃料用于高超聲速巡航，從而提高了飛行器的巡航距離和整個(gè)航程。

此外，隨著推重比增加，T/RJ/DMSJ和PCT/RJ/DMSJ工作模態(tài)一的航程分別增加了22.6%和23.8%，飛行時(shí)間分別減小了7.5%和6.6%。

5 結(jié)論

圍繞6Ma高超聲速巡航飛行器的飛行任務(wù)需求，開展了T/RJ/DMSJ和PCT/RJ/DMSJ兩種組合動(dòng)力方案的研究。采用了相同的飛行器升阻模型和飛行剖面，對(duì)不同起飛推重比下的飛行器性能進(jìn)行對(duì)比分析，得到以下結(jié)論：

1)當(dāng)起飛推重比TSL/WTO為0.8或1.0時(shí)，工作模態(tài)一下兩種方案計(jì)算得到的航程與飛行時(shí)間相差不大，PCT/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案比T/RJ/DMSJ組合動(dòng)力方案略有優(yōu)勢(shì)。工作模態(tài)二下PCT/RJ/DMSJ的飛行時(shí)間有所縮短，但航程較短，相應(yīng)地減小了14%～19%，主要原因是隨著飛行速度的增大，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口噴水量增加，導(dǎo)致比沖降低，影響飛行航程。PCT/RJ/DMSJ工作模態(tài)一的性能要優(yōu)于工作模態(tài)二。

表3 兩種組合動(dòng)力飛行任務(wù)性能對(duì)比(TSL/WTO=0.8，WF=12 000 kg)

表4 兩種組合動(dòng)力飛行任務(wù)性能對(duì)比(TSL/WTO =1.0，WF=12 000 kg)

2)隨著起飛推重比的增加，跨聲速段的燃料消耗和飛行時(shí)間占整個(gè)爬升段的比例減小，飛行器在加速爬升階段的燃料消耗量有所減小，則有更多的燃料用于高超聲速巡航，從而提高了飛行器的巡航距離和整個(gè)航程。

3)提高起飛推重比可以提高超聲速飛行器的航程并縮短飛行時(shí)間。推重比從0.8增加到1.0，工作模態(tài)一下的PCT/RJ/DMSJ和T/RJ/DMSJ的航程分別增加了22.6%和23.8%，飛行時(shí)間分別減小了7.5%和6.6%。