渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機推力陷阱問題解決方案

鄭日恒，陳操斌

(1. 北京航空航天大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，北京 100083；2.北京動力機械研究所，北京 100074)

0 引言

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(TBCC)通常指渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機的組合。高超聲速TBCC發(fā)動機在低馬赫數(shù)下以渦輪模態(tài)工作，在高馬赫數(shù)下以沖壓模態(tài)工作，在2～4

Ma

之間進行模態(tài)轉(zhuǎn)換。由于TBCC發(fā)動機在低、高馬赫數(shù)下均具有較好的比沖性能，被視作寬馬赫數(shù)高超聲速飛機和兩級入軌飛行器一級動力的較好選擇。

TBCC發(fā)動機無論串聯(lián)還是并聯(lián)形式，都需要實現(xiàn)從低馬赫數(shù)渦輪模態(tài)到高馬赫數(shù)沖壓模態(tài)的模態(tài)轉(zhuǎn)換。由于模態(tài)轉(zhuǎn)換點往往處于渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)上限和沖壓發(fā)動機馬赫數(shù)下限，此時傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機由于折合轉(zhuǎn)速過低已逐步進入風(fēng)車狀態(tài)附近，發(fā)動機推力較小，而且模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中空氣流量從內(nèi)涵逐漸切換至外涵，內(nèi)涵推力隨著流量的降低迅速下降。而沖壓發(fā)動機流量由小增大過程中推力增長幅度低于核心機的推力下降幅度，因此TBCC發(fā)動機整機在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中需經(jīng)歷一段推力顯著降低的階段。在這個過程中，可能出現(xiàn)推阻不平衡的情況導(dǎo)致飛行器持續(xù)減速，無法為沖壓發(fā)動機正常起動提供合適的來流條件，或者即使沖壓發(fā)動機能夠起動但仍舊無法實現(xiàn)推阻平衡而導(dǎo)致模態(tài)轉(zhuǎn)換失敗。此外，在跨聲速階段，由于發(fā)動機阻力顯著增加也可能導(dǎo)致飛行器跨聲速失敗。這類由于推阻不平衡導(dǎo)致飛行器無法完成低速向高速轉(zhuǎn)換被稱為推力陷阱問題，如圖1所示。

圖1 TBCC發(fā)動機存在的推力陷阱問題Fig.1 Trust trap problem of TBCC engine

推力陷阱問題的解決可從飛行器的氣動外形優(yōu)化或彈道優(yōu)化入手，盡量降低模態(tài)轉(zhuǎn)換時飛行器的阻力，但最主要的途徑是發(fā)動機方案設(shè)計中引入新的解決方案，為飛行器跨聲速及完成沖壓發(fā)動機的接力提供足夠的推力和速域裕度。

1 推力陷阱問題的解決方案

TBCC推力陷阱問題解決的原理是提高渦輪基發(fā)動機馬赫數(shù)上限或者降低沖壓發(fā)動機馬赫數(shù)下限，使得渦輪基與沖壓發(fā)動機在接力點附近具有足夠的推力與速度裕度。

1.1 變循環(huán)方案

1.1.1 渦噴基旁路放氣方案

J58發(fā)動機最高工作馬赫數(shù)可達3.2，是最早獲得應(yīng)用的串聯(lián)TBCC發(fā)動機。而J58發(fā)動機實現(xiàn)寬域飛行的關(guān)鍵在于采用了旁路放氣技術(shù)擴展工作邊界，其結(jié)構(gòu)形式如圖 2所示。

圖2 J58發(fā)動機Fig.2 J58 engine

J58渦輪通道為單軸渦噴，在壓氣機第4級后設(shè)計了6根從壓氣機到加力燃燒室的旁路放氣管道，在大于2.2

Ma

時，通過控制旁路放氣，使得壓氣機特性圖中共同工作點位置下移，流通能力大幅增強，核心機喘振裕度增加，根據(jù)壓力及流量平衡，核心機流量降低，但發(fā)動機總流量增加了22%，因此，發(fā)動機在高馬赫數(shù)下的推力相較于常規(guī)渦輪發(fā)動機顯著增加，具備了高馬赫數(shù)工作能力。此時發(fā)動機已工作在渦輪-沖壓共同工作模態(tài)，隨著馬赫數(shù)進一步增加，放氣管路中流量也進一步增加，馬赫數(shù)3之后引氣管至加力燃燒室的氣流燃燒后貢獻了J58發(fā)動機80%以上的推力，而渦輪基本進入了風(fēng)車狀態(tài)。

J58發(fā)動機通過渦噴發(fā)動機旁路放氣方案來解決推力陷阱問題，其成功實現(xiàn)寬速域工作的關(guān)鍵在于寬速域內(nèi)壓氣機中間級旁路放氣的設(shè)計以及復(fù)雜高效的氣流流動控制。旁路放氣措施早期是解決壓氣機在高馬赫數(shù)下喘振問題的有效手段，基本原理是通過調(diào)整壓氣機中前后級速度三角形，使得壓氣機前面級失速狀態(tài)顯著改善，壓氣機效率提高。

在J58發(fā)動機中，充分利用了放氣對發(fā)動機括穩(wěn)的好處，并將大量的引入加力燃燒室的氣流作為發(fā)動機推力的重要來源，大幅增強了渦噴發(fā)動機在更高馬赫數(shù)下的工作能力。此外，復(fù)雜高效的氣流流動控制也是該發(fā)動機寬域飛行的重要保障。SR-71飛機進氣道與J58發(fā)動機在不同狀態(tài)下的流動狀態(tài)如圖 3所示，其中間體放氣裝置與進氣錐連通，在亞聲速狀態(tài)下進氣道通過中間體放氣裝置從飛行器外部引入空氣，使得發(fā)動機可以吸入更多的空氣，同時除去進氣錐附近的附面層；在高馬赫數(shù)下旁路通道閥門的開閉配合進氣錐的前后移動，實現(xiàn)了較高的總壓恢復(fù)性能。

圖3 SR-71飛機進氣道與J58發(fā)動機在不同狀態(tài)下的流動狀態(tài)Fig.3 Flow state of SR-71 aircraft inlet and J58 engine under different conditions

1.1.2 渦扇基變循環(huán)方案

1.1.2.1 RTA方案

美國推出了多項高速渦輪發(fā)動機研究計劃，用于研究4+

Ma

的高速渦輪發(fā)動機技術(shù)。1999年，NASA 與GE公司在高速渦輪機RTA計劃第一階段提出RTA-1方案(見圖 4)。RTA-1發(fā)動機為雙轉(zhuǎn)子渦扇，前端單級風(fēng)扇由低壓渦輪驅(qū)動，與常規(guī)小涵道比渦扇發(fā)動機不同之處在于，RTA的二級核心風(fēng)扇與高壓壓氣機在同一根軸上，由高壓渦輪驅(qū)動。

圖4 RTA-1高速渦輪發(fā)動機Fig.4 RTA-1 high speed turbine engine

RTA發(fā)動機的變循環(huán)通過控制調(diào)節(jié)一級風(fēng)扇后的模態(tài)選擇閥和后可變面積引射器來實現(xiàn)。其中模態(tài)選擇閥用于控制流量分配，后可變面積引射器用于沖壓流路與核心機流路摻混時的壓力平衡調(diào)節(jié)。在1.6

Ma

之前，模態(tài)選擇閥關(guān)閉，RTA以二級風(fēng)扇、四級高壓壓氣機的常規(guī)渦扇模式工作；在1.6

Ma

以后，模態(tài)選擇閥打開，來流經(jīng)過一級風(fēng)扇后，經(jīng)模態(tài)選擇閥分流進入渦扇外涵，這部分氣流可定義為外涵一次流。剩余氣流進入二級風(fēng)扇增壓后，位于風(fēng)扇外側(cè)的空氣也注入外涵通道，成為外涵二次流。外涵二次流與外涵一次流匯合后，經(jīng)可變面積引射器進入加力燃燒室，構(gòu)成了RTA-1的沖壓通道。二級風(fēng)扇內(nèi)側(cè)氣流進入核心機燃燒做功。3

Ma

以后，基本進入沖壓模態(tài)。不同馬赫數(shù)下，發(fā)動機的狀態(tài)由可調(diào)結(jié)構(gòu)的調(diào)節(jié)規(guī)律與燃油控制規(guī)律共同確定。

2009年，在RTA-1基礎(chǔ)上，結(jié)合IHPTET、VAATE及UEET計劃研究得到通用核心機和融合的發(fā)動機/機身噴管技術(shù)，推出了RTA-2方案(見圖5)，其基本循環(huán)形式與RTA-1基本相同。

圖5 RTA-2高速渦輪發(fā)動機Fig.5 RTA-2 high speed turbine engine

RTA發(fā)動機是典型的沒有獨立外涵沖壓通道的渦扇發(fā)動機變循環(huán)方案。徐思遠等通過對RTA發(fā)動機的建模分析發(fā)現(xiàn)，RTA發(fā)動機通過主動變循環(huán)切換工作模態(tài)，在0～4

Ma

的過程中涵道比從0.2增加到了1.57，變化了8倍左右。其中雙外涵通道的設(shè)計，是實現(xiàn)2.5～4

Ma

強力穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。此外，寬速域風(fēng)扇、超級燃燒室等關(guān)鍵部件的設(shè)計也是決定RTA發(fā)動機方案能否成功的關(guān)鍵。

文獻[12]中強調(diào)了RTA-1超級燃燒室所面臨的主要風(fēng)險之一是新的火焰穩(wěn)定器是否能夠在單旁通模式和雙旁通模式下實現(xiàn)穩(wěn)定的火焰?zhèn)鞑ァＮ墨I[13]給出了采用APNASA 仿真和試驗得到的RTA發(fā)動機寬速域風(fēng)扇縮比模型在工作線上37%～100%轉(zhuǎn)速內(nèi)典型轉(zhuǎn)速下的性能，可見變循環(huán)渦扇方案中對于風(fēng)扇的寬域工作性能有較高的要求。

1.1.2.2 HYPR90-C發(fā)動機方案

日本HYPR90-C發(fā)動機是帶有獨立外涵沖壓通道的TBCC。HYPR90-C發(fā)動機中共有6處幾何調(diào)節(jié)機構(gòu)，分別是模態(tài)轉(zhuǎn)換閥、高壓壓氣機可變靜子葉片、前可變面積涵道引射器、后可變面積涵道引射器、低壓渦輪可變導(dǎo)向器與可調(diào)尾噴管，如圖6所示。核心機外涵與獨立沖壓外涵之間經(jīng)前可變面積涵道引射器連通。在0～2.5

Ma

之間時，渦扇發(fā)動機單獨工作；2.5～3

Ma

時渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機進行模式轉(zhuǎn)換；馬赫數(shù)3以上時沖壓發(fā)動機單獨工作，并繼續(xù)加速至5.0

Ma

。前、后可變面積引射器均用于調(diào)節(jié)核心機與沖壓流路的壓力平衡，防止倒流。

圖6 HYPR90-C發(fā)動機的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Structure of HYPR90-C engine

從HYPR90-C發(fā)動機結(jié)構(gòu)形式來看，渦輪核心機與外涵沖壓無能量傳遞，其克服推力陷阱問題實現(xiàn)寬域工作能力的關(guān)鍵在于利用多個幾何調(diào)節(jié)機構(gòu)的共同調(diào)節(jié)，以實現(xiàn)寬速域內(nèi)發(fā)動機流動狀態(tài)的控制。早在HYPR計劃結(jié)束之時，HYPR90-C發(fā)動機2.5

Ma

渦扇模態(tài)向沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換、3

Ma

狀態(tài)下長時間工作能力以及風(fēng)車沖壓狀態(tài)下的起動均獲驗證。

綜合分析渦噴發(fā)動機旁路放氣方案的典型代表J58發(fā)動機以及RTA發(fā)動機、HYPR-90C渦扇發(fā)動機變循環(huán)方案，該類方案解決推力陷阱問題的核心機理就在于通過多種幾何結(jié)構(gòu)的調(diào)節(jié)，配合相應(yīng)的控制規(guī)律，通過主動控制渦輪流路與沖壓流路在不同馬赫數(shù)下的流量分配，及時減緩渦輪發(fā)動機在高馬赫數(shù)下的推力衰減，同時通過沖壓流路推力及時補充，從而實現(xiàn)低速狀態(tài)向高速狀態(tài)的轉(zhuǎn)換。因此，變循環(huán)方案中基于渦噴、渦扇核心機解決推力陷阱問題的途徑雖然有所不同，但其解決該問題的核心機理是一致的。渦噴基方案與渦扇基方案相比，高馬赫數(shù)下由于全部氣流需經(jīng)過多級壓氣機，限制了其馬赫數(shù)的進一步提高，因此渦扇基方案的馬赫數(shù)上限略高于渦噴基方案。此外，渦噴發(fā)動機旁路放氣方案其核心機為渦噴發(fā)動機，因此其低馬赫數(shù)下的單位推力高但耗油率也高，而渦扇發(fā)動機變循環(huán)方案亞聲速段耗油率低，這是由其基礎(chǔ)循環(huán)形式?jīng)Q定的。渦噴發(fā)動機旁路放氣方案已在SR-71高速偵察機上獲得充分驗證，技術(shù)成熟度較高；但變循環(huán)渦扇發(fā)動機方案技術(shù)成熟度較低，尚未進入工程實用階段。

1.2 預(yù)冷方案

預(yù)冷方案主要包含射流預(yù)冷、燃料直接預(yù)冷以及使用中間介質(zhì)間接預(yù)冷的方案。使用中間介質(zhì)間接預(yù)冷的典型代表SABRE系列、Scimitar發(fā)動機，雖然是渦輪基動力，但由于其產(chǎn)生推力的空氣路為吸氣式火箭循環(huán)，且?guī)в袕?fù)雜的閉式布雷頓裝置，與常規(guī)TBCC的渦輪核心機差異較大，因此本文不涉及此類預(yù)冷方案，僅對TBCC發(fā)動機總體設(shè)計具有重要參考意義的射流預(yù)冷方案與燃料直接預(yù)冷方案進行探討。

1.2.1 射流預(yù)冷方案

射流預(yù)冷方案通過在壓氣機前噴射冷卻工質(zhì)對來流降溫，使得傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機甚至可以工作到馬赫數(shù)為6(見圖7)，在2～5

Ma

之間均具有較高的推力性能，因此射流預(yù)冷方案可以有效解決TBCC發(fā)動機在2～4

Ma

之間的推力陷阱問題。

圖7 射流預(yù)冷發(fā)動機、渦噴發(fā)動機推力與比沖隨馬赫數(shù)的變化曲線Fig.7 Curves of thrust and impulse with Mach number

射流預(yù)冷方案中，水是最常見的噴射流體，但是隨著馬赫數(shù)的增加，來流總溫迅速升高，需要噴射的水量也迅速增加，發(fā)動機比沖迅速降低。此外由于大量噴水有可能造成發(fā)動機熄火，通常需在壓氣機前后注入氧化劑。根據(jù)文獻[18]中的預(yù)冷方案，2

Ma

時噴水質(zhì)量流量比例在3%左右，3

Ma

時達到10%，4

Ma

時達到17%。如圖8所示，射流預(yù)冷核心機在2～4

Ma

之間，比沖從2 100 s左右下降到1 300 s。

圖8 噴水噴氧比例隨馬赫數(shù)的變化曲線Fig.8 Curve of water spray and oxygen spray ratio with Mach number

盡管射流預(yù)冷方案對渦輪發(fā)動機性能的提升有重要作用，但射流預(yù)冷方案的關(guān)鍵難題在于射流霧化裝置的設(shè)計。在總體性能計算中，對冷卻射流與主流的摻混以及冷卻劑的霧化、蒸發(fā)過程，通常簡化成等壓熱平衡過程來處理。但文獻[21]研究發(fā)現(xiàn)，即使高馬赫數(shù)下，噴注到進氣道后的水也不會完全蒸發(fā)，部分液態(tài)水會進入風(fēng)扇，發(fā)動機推力損失與未蒸發(fā)量存在對應(yīng)關(guān)系，最大值達到了20%。李艷軍等采用FLUENT計算了多種噴射方案下的流場溫度、壓力變換規(guī)律，采用敏感性分析法對溫降和蒸發(fā)量的影響因素進行了分析，得出來流溫度、射流流量和蒸發(fā)距離是影響溫降的主要因素。羅佳茂等采用數(shù)值仿真的方法研究了不同來流馬赫數(shù)、不同水氣比條件下TBCC發(fā)動機進氣道噴水預(yù)冷的流動蒸發(fā)特性。研究結(jié)果表明，特定馬赫數(shù)下，隨著水氣比的增加，溫降效果越好，但是進氣道中完全蒸發(fā)所需要長度也更大，因此特定工況下噴水量要適中；通過噴水預(yù)冷有效擴展了渦輪通道馬赫數(shù)上限，但計算中工質(zhì)水采用離散相加入空氣中，忽略了水的霧化過程。文獻[24-25]以 NASA Stage 35壓氣機為對象，研究了射流預(yù)冷中未蒸發(fā)水滴在進氣道預(yù)冷段和壓氣機中的流動、蒸發(fā)和摻混過程，如圖9所示。研究結(jié)果表明，在噴水量較大時預(yù)冷段會產(chǎn)生激波，降低冷卻效果的同時帶來了增壓效果，且激波隨噴水量增大而后移；應(yīng)適當(dāng)增加中心區(qū)噴水比例，減小壓氣機中離心力作用下的徑向溫度分布不均勻度。

圖9 射流預(yù)冷中水滴運動圖Fig.9 Motion of water droplets in jet pre-cooling

1.2.2 燃料直接預(yù)冷方案

燃料直接預(yù)冷方案是以低溫燃料作為冷卻工質(zhì)，通過進氣道后的預(yù)冷器直接給高溫空氣降溫，從而拓寬渦輪通道馬赫數(shù)上限。燃料直接預(yù)冷發(fā)動機典型代表是日本的吸氣式膨脹循環(huán)ATREX發(fā)動機和預(yù)冷渦輪噴氣發(fā)動機PCTJ。由于ATREX發(fā)動機采用燃料蒸氣來驅(qū)動空氣壓氣機，空氣流量遠大于燃料流量，空氣壓氣機壓比受限。因此，燃料直接預(yù)冷方案主要指預(yù)冷渦輪噴氣發(fā)動機，如圖10所示。

圖10 S-engine循環(huán)原理圖Fig.10 Schematic of S-engine cycle

這種方案與常規(guī)渦輪發(fā)動機相比，是在加力式渦輪發(fā)動機前加裝預(yù)冷器，相對傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機改動較小，因此有望成為解決TBCC推力陷阱問題的重要舉措之一，日本的S-engine就是采用這一循環(huán)。文獻[27]基于T-BEAT軟件對比了液氫直接預(yù)冷發(fā)動機與常規(guī)渦噴發(fā)動機的性能差異，研究結(jié)果表明通過預(yù)冷可以顯著提高發(fā)動機的推力性能，且在4

Ma

以前推力隨馬赫數(shù)增加而增大，如圖11所示。但由于馬赫數(shù)增加導(dǎo)致燃料冷卻用量急劇增加，所以預(yù)冷渦噴發(fā)動機比沖隨馬赫數(shù)增加單調(diào)遞減。

圖11 液氫直接預(yù)冷渦噴發(fā)動機與常規(guī)渦噴發(fā)動機性能對比Fig.11 Performance comparison between liquid hydrogen direct pre-cooling turbojet and traditional turbojet

常見的低溫燃料有液氫、液體甲烷等。使用20 K左右的液氫燃料預(yù)冷，由3

Ma

左右冷卻至380 K左右時核心機當(dāng)量比為1.2左右；使用111 K左右的液體甲烷預(yù)冷，在3

Ma

時冷卻至380 K左右，核心機當(dāng)量比在1.3左右，可見3

Ma

以前，燃料直接預(yù)冷方案下燃料冷卻用量與燃燒用量基本相當(dāng)，基本不存在燃料浪費的問題。另外，低溫燃料的使用使得發(fā)動機加力燃燒室及飛行器的熱防護難度顯著降低。日本S-engine以液氫為燃料，北京航天大學(xué)提出了以液體甲烷為燃料的7

Ma

級TBCC方案設(shè)想。但由于低溫燃料相對常溫燃料使用存儲較為不便，因此煤油、吸熱型碳氫燃料等常溫燃料也在燃料直接預(yù)冷方案的考慮之列。周兵等對以煤油為冷卻介質(zhì)的進氣預(yù)冷渦輪風(fēng)扇發(fā)動機性能進行了計算，結(jié)果如圖12所示(

Ψ

為當(dāng)量比)。此外，發(fā)現(xiàn)低馬赫數(shù)時預(yù)冷渦扇推力的增加是由于空氣流量與單位推力增加的共同結(jié)果，高馬赫數(shù)時主要源于空氣流量的大幅增加。但實質(zhì)上，在低馬赫數(shù)下預(yù)冷器的總壓損失占主導(dǎo)地位導(dǎo)致發(fā)動機性能下降，在高馬赫數(shù)下溫降占主導(dǎo)，對發(fā)動機性能有所提高但提高有限，主要原因在于煤油熱沉較小，冷卻能力不足。

圖12 煤油預(yù)冷渦扇發(fā)動機性能Fig.12 Performance of turbofan engine with kerosene pre-cooling

預(yù)冷器的設(shè)計是燃料直接預(yù)冷方案的關(guān)鍵。與常規(guī)換熱器不同的是，預(yù)冷器要求功質(zhì)比達到100 kW/kg以上，且對空氣側(cè)壓降有嚴格要求。在預(yù)冷器研制方面，日本自1995年以來，在ATREX發(fā)動機研制計劃下設(shè)計和制造了3種型號的預(yù)冷器。這些預(yù)冷器為管殼式換熱器，由多行由內(nèi)向外層疊的換熱管路構(gòu)成(見圖13)。

圖13 ATREX發(fā)動機預(yù)冷器(單位：mm)Fig.13 Precooler of ATREX engine(unit:mm)

此外，日本JAXA對預(yù)冷器進行了大量試驗，成功將氣流冷卻至180 K，并探索實踐了使用噴醇技術(shù)來防止微細管結(jié)霜的方法。但由于早期微細管成型及設(shè)計加工技術(shù)較為落后，預(yù)冷器功質(zhì)比較低。2011年，反應(yīng)發(fā)動機公司對外展出了其首個全尺寸的SABRE發(fā)動機用預(yù)冷器(見圖14)，功質(zhì)比宣稱達到400 kW/kg，并于2019月完成了5

Ma

來流條件下的預(yù)冷器1/4縮比模型的高溫試驗，在0.05 s內(nèi)將1 000 ℃的來流冷卻到了100 ℃左右，該試驗的成功被譽為預(yù)冷發(fā)動機研制史上的重要里程碑。國內(nèi)北京航空航天大學(xué)、北京動力機械研究所等單位相繼開展了高緊湊微通道預(yù)冷器的研制工作，并對外展示了與反應(yīng)發(fā)動機公司類似的預(yù)冷器樣機，標(biāo)志著國內(nèi)在高功質(zhì)比預(yù)冷器技術(shù)領(lǐng)域取得了重要進步。

圖14 SABRE發(fā)動機預(yù)冷器Fig.14 Precooler of SABRE engine

綜合分析射流預(yù)冷與燃料直接預(yù)冷方案，可以看出預(yù)冷方案不僅在拓展現(xiàn)有發(fā)動機邊界方面具有顯著優(yōu)勢，而且相較于常規(guī)渦輪發(fā)動機，在2～3

Ma

左右推力增加1倍以上。預(yù)冷方案解決推力陷阱問題的核心機理就在于通過外部冷卻介質(zhì)的引入，從根本上解決了高馬赫數(shù)飛行時高溫來流對壓氣機的影響。在高馬赫數(shù)下壓氣機仍可工作在高折合轉(zhuǎn)速區(qū)域，具有較高的壓比和流量，為沖壓通道的順利接力提供較好的推力和速度條件，因此預(yù)冷方案解決TBCC推力陷阱問題具有明顯的性能優(yōu)勢。此外，國內(nèi)外在預(yù)冷器技術(shù)上的進步，也顯著推進了該方案在TBCC發(fā)動機上的應(yīng)用。2021年，美國Hermeus公司提出了以預(yù)冷渦輪發(fā)動機與亞燃沖壓組合的TBCC為動力的5

Ma

級高超聲速飛機項目。綜合來看，預(yù)冷方案不失為解決以現(xiàn)有渦輪發(fā)動機為基礎(chǔ)的TBCC發(fā)動機推力陷阱問題的較佳技術(shù)途徑。

1.3 火箭助力方案

火箭發(fā)動機具有工作速域?qū)?、推力大、比沖低的特點，可在短時間內(nèi)大幅提高飛行器速度和高度。TBCC發(fā)動機的推力陷阱主要存在于跨聲速及渦輪-沖壓接力段，利用火箭發(fā)動機結(jié)構(gòu)緊湊、推力大的優(yōu)勢，可以快速加速通過這一階段，轉(zhuǎn)入沖壓工作模態(tài)。因此，火箭助力也是解決TBCC推力陷阱的方案之一。

TriJet發(fā)動機通過將渦輪發(fā)動機、火箭引射沖壓發(fā)動機(RBCC)及雙模態(tài)沖壓發(fā)動機組合起來，實現(xiàn)從靜止到7+

Ma

的無縫銜接，如圖15所示。

圖15 TriJet發(fā)動機循環(huán)Fig.15 Schematic of TriJet engine cycle

與常規(guī)TBCC相比，TriJet發(fā)動機中為雙模態(tài)沖壓，其接力馬赫數(shù)在4左右，而常規(guī)渦輪發(fā)動機馬赫數(shù)上限在2.5

Ma

左右，因此渦輪與沖壓之間僅靠自身動力顯然無法完成從渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換。因此TriJet發(fā)動機采用了獨立的火箭引射沖壓通道，利用的RBCC組合在0.8～4

Ma

之間工作，從而解決了TriJet發(fā)動機的推力陷阱的問題。北京動力機械研究所提出的TRRE發(fā)動機中，也采用火箭助力方案解決推力陷阱問題。TRRE發(fā)動機將引射火箭與雙模態(tài)沖壓設(shè)計在同一通道中，相比于TriJet發(fā)動機，減去了獨立的寬域沖壓通道。TRRE方案中渦輪發(fā)動機工作在2

Ma

左右，后火箭引射沖壓開始工作，在2～6

Ma

之間可根據(jù)飛行任務(wù)需要選擇在沖壓模態(tài)或火箭沖壓模態(tài)工作，集合了雙模態(tài)沖壓速域?qū)捙cRBCC推力大的優(yōu)勢。TRRE發(fā)動機工作速域為0～6

Ma

、高度區(qū)間為0～33 km，其結(jié)構(gòu)如圖16所示。文獻[34]中研究了TRRE發(fā)動機的性能，通過性能仿真指出TRRE發(fā)動機在火箭助力后可為發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換提供充裕的推力增量，可實現(xiàn)發(fā)動機模態(tài)的平穩(wěn)、可靠轉(zhuǎn)換。

圖16 TRRE發(fā)動機循環(huán)Fig.16 Schematic of TRRE engine

從TriJet發(fā)動機和TRRE發(fā)動機的發(fā)展來看，火箭助力方案是解決推力陷阱問題最直接的手段。但由于火箭發(fā)動機比沖過低，往往不直接將火箭發(fā)動機與TBCC發(fā)動機組合，而是采用火箭與沖壓構(gòu)成火箭引射沖壓的RBCC組合增推，在獲得推力增益的同時兼顧發(fā)動機比沖性能。但這些方案的推重比是否能夠達到要求，尚存在結(jié)構(gòu)減重方面很大的技術(shù)挑戰(zhàn)。

2 TBCC發(fā)動機推力陷阱問題解決方案選擇的影響因素分析

2.1 飛行器任務(wù)需求

飛行器任務(wù)需求是決定發(fā)動機方案選擇最核心的要素。寬域高超聲速飛行器的任務(wù)需求總結(jié)起來主要有兩類：一類是運輸型任務(wù)，在追求速度的同時對航程具有較高的要求，具有典型的巡航過程；另一類是加速型任務(wù)，要求飛行器在較短的時間內(nèi)達到一定的高度和速度，無明顯巡航點，對航程的要求較低，但對加速過程中總的燃油消耗有要求。

文獻[16]指出，HYPR90-C與RTA發(fā)動機設(shè)計方案及變循環(huán)模式存在差異的根本原因就在于應(yīng)用對象不同。其中HYPR90-C用于高超聲速客機，主要傾向于對發(fā)動機油耗和起飛噪聲的嚴格要求；而RTA發(fā)動機本就是在美國先進航天運輸計劃ASTP和下一代發(fā)射技術(shù)NGLT計劃下的產(chǎn)物，用于兩級入軌飛行器第一級，因此側(cè)重于對單位面積迎風(fēng)推力的要求。此外，變循環(huán)方案下，雖然采用幾何調(diào)節(jié)解決了高馬赫數(shù)下渦輪發(fā)動機部件匹配的困難，但隨著高馬赫數(shù)下來流總溫的上升，壓縮部件的性能惡化無法避免，變循環(huán)方案中高馬赫數(shù)下渦輪發(fā)動機的推力難以大幅提高，因此變循環(huán)方案更適用于推力陷阱問題不過于突出、超聲速與亞聲速間頻繁切換的任務(wù)環(huán)境。

可見，飛行器任務(wù)需求對整機動力方案具有決定性作用。但由于運輸型任務(wù)與加速型任務(wù)之間沒有明確界限，因此選用何種方案，需根據(jù)飛行器具體指標(biāo)要求，通過優(yōu)化對比，綜合性能、技術(shù)成熟度、燃料選擇等各方面要素確定。

2.2 發(fā)動機性能

發(fā)動機性能對TBCC發(fā)動機推力陷阱問題解決方案的選擇具有重要的影響。表征TBCC發(fā)動機性能的關(guān)鍵參數(shù)主要有推力、比沖和推重比等。從推力角度來看，采用射流預(yù)冷和燃料直接預(yù)冷，通過主動冷卻來流，使得渦輪發(fā)動機在高馬赫數(shù)下仍然具有與地面推力相當(dāng)?shù)耐屏λ?。采用火箭助力方案，短時間內(nèi)火箭發(fā)動機增加工質(zhì)流量也可顯著提升推力。但變循環(huán)方案在2.5

Ma

以上推力性能相對較差。從比沖角度來看，渦扇基變循環(huán)方案與燃料直接預(yù)冷方案在整個加速段比沖均較高，而尾噴基變循環(huán)方案亞聲速段比沖性能較差；火箭助力方案則在2.5

Ma

到完全轉(zhuǎn)入沖壓模態(tài)前比沖性能最差。從推重比角度來看，由于TBCC發(fā)動機的研制尚處于初級階段，發(fā)動機推重比對飛行器性能的影響往往通過敏感性分析獲得一個范圍，具體的方案之間可對比性較弱。但也不難發(fā)現(xiàn)，由于預(yù)冷器技術(shù)的進步，燃料直接預(yù)冷方案中加速段動力的推重比相對較高，而火箭助力方案和帶獨立通道的渦扇基變循環(huán)方案，調(diào)節(jié)機構(gòu)繁雜，因此發(fā)動機推重比提升難度較大。但是在方案論證早期，性能往往不是決定TBCC發(fā)動機推力陷阱問題的關(guān)鍵點。文獻[4]選用了一種以JP10為燃料的可滿足7

Ma

巡航的23 m長的飛行器，對比研究了以火箭助力的TriJet 和基于4

Ma

級的高速渦輪機PyroJet兩種方案下飛行器的性能。其中雙模態(tài)沖壓發(fā)動機在2.5

Ma

左右產(chǎn)生實質(zhì)推力，兩種發(fā)動機高、低馬赫數(shù)接力橋如圖17所示，兩臺發(fā)動機推力與比沖性能對比如圖18所示。兩種方案的研究結(jié)果表明，以PyroJet為動力的方案航程為5 797 km，而以TriJet為動力的方案航程為5 337 km，兩種動力方案下的飛行器航程能力差別在10%以內(nèi)。因此，發(fā)動機性能的影響程度仍然與具體的飛行器任務(wù)需求下的指標(biāo)要求直接關(guān)聯(lián)，不能視作決定方案選擇的唯一要素。

圖17 PyroJet發(fā)動機與TriJet發(fā)動機高、低馬赫數(shù)接力橋的對比Fig.17 Comparison of high and low Mach number relay bridge between PyroJet engine and TriJet engine

圖18 PyroJet發(fā)動機與TriJet發(fā)動機性能的對比Fig.18 Comparison of performance between PyroJet engine and TriJet engine

2.3 燃料選擇

美國吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展早期以謀求空天飛行器一次性完成起飛、加速、巡航、減速和著陸的全過程為目標(biāo)，從20世紀60年代開始，在DARPA、NASA以及美國空軍等多個項目的支持下，開展了以NASP和Blackswift為代表的多種高超聲速空天飛行器概念的探索研究。從其發(fā)歷史的經(jīng)驗來看，文獻[36]認為燃料和推進方案的選擇對于整個項目的推進、系統(tǒng)測試及風(fēng)險具有重要影響，而推進方案的設(shè)計同樣與燃料的選擇密切相關(guān)，因此燃料選擇也是決定發(fā)動機應(yīng)用場景及推力陷阱解決方案的關(guān)鍵要素之一。

常溫碳氫燃料密度大、使用維護方便，但熱沉較低。綜合美國ASALM、X-43A、X-51等獲得成功演示驗證的經(jīng)驗，最高飛行馬赫數(shù)在6及以下、對飛行器航程有較高要求的飛行器，往往更傾向于選用常溫碳氫燃料。液氫燃料熱值高、熱沉大，但由于其密度低、儲存使用相對困難，因此對于追求8+

Ma

的高超聲速飛機以及執(zhí)行入軌任務(wù)的空天飛行器，往往選用液氫燃料。而液體甲烷燃料熱值、熱沉能力介于常溫碳氫燃料與液氫之間，被視為商業(yè)航天運載火箭的理想燃料之一。在TBCC發(fā)動機推力陷阱解決方案中，變循環(huán)方案與火箭助力方案主要以常溫碳氫燃料為主；而燃料直接預(yù)冷方案采用低溫燃料可實現(xiàn)渦輪通道更高馬赫數(shù)的擴展，因此主要選用液氫、液體甲烷等低溫燃料。

2.4 技術(shù)成熟度

當(dāng)前，獲得工程化應(yīng)用的TBCC發(fā)動機，僅有美國J58超聲速TBCC發(fā)動機技術(shù)成熟度最高，其余方案均處于研制階段，技術(shù)成熟度較低。文獻[16]中提及NASA對于技術(shù)成熟度的評定標(biāo)準，當(dāng)前美國RTA發(fā)動機由于處于早期研發(fā)階段，技術(shù)成熟度為3級；日本HYPR90-C發(fā)動機由于已完成關(guān)鍵技術(shù)的驗證，因此技術(shù)成熟度較高，達到了6級，但RTA發(fā)動機與HYPR90-C發(fā)動機的研制均已停止；國內(nèi)在變循環(huán)方案的研究方面尚處于預(yù)研階段，對變循環(huán)方案下發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)的研究比較缺乏。射流預(yù)冷方案結(jié)構(gòu)簡單，對現(xiàn)有渦輪發(fā)動機的改動最小，技術(shù)難度較低，因此基于現(xiàn)貨發(fā)動機有望快速形成工程實用的TBCC動力方案。此外，高緊湊微通道預(yù)冷器技術(shù)的快速進步，增大了燃料直接預(yù)冷方案在TBCC發(fā)動機方案設(shè)計中的應(yīng)用可能性，值得關(guān)注。隨著國內(nèi)外RBCC發(fā)動機技術(shù)的逐步成熟，火箭助力方案也將在推力陷阱問題的解決中扮演獨特的角色，但渦輪通道與RBCC發(fā)動機集成后的寬速域的性能結(jié)構(gòu)匹配調(diào)節(jié)及減重等方面，依舊存在較大困難。

3 結(jié)語

本文綜合對比研究了TBCC推力陷阱的解決方案。變循環(huán)方案屬于無外來能量介入的“主動適應(yīng)”方案，是以延緩渦輪發(fā)動機推力衰減來解決陷阱問題；而預(yù)冷方案和火箭助力方案均屬于有外來能量介入的“主動加力”方案，是以顯著提高發(fā)動機整機推力來解決推力陷阱問題。TBCC發(fā)動機推力陷阱解決方案的選擇，與飛行器的任務(wù)需求、發(fā)動機性能、燃料選擇及技術(shù)成熟度等多重要素相關(guān)聯(lián)，需要根據(jù)飛行器的具體要求及自身技術(shù)積累權(quán)衡確定。射流預(yù)冷方案具有較好的性能，且結(jié)構(gòu)簡單。而燃料直接預(yù)冷方案在0～3

Ma

之間綜合性能最優(yōu)，隨著預(yù)冷器技術(shù)的成熟，其應(yīng)用可能性在增大。