組合動力技術比較及TBCC 關鍵技術展望

孫啟榮

（中國航空研究院，北京 100029）

0 引言

從二戰(zhàn)時期的P-51、Bf-109、零式等早期螺旋槳戰(zhàn)斗機， 到F-86、MIG-15 等一代噴氣式戰(zhàn)斗機，到F-4、F-15、F-22 等超聲速二、三、四代飛機，再到 SR-71、XB-70、MIG-25、MIG-31 等高速飛機，速度的提高不斷地重塑著空中戰(zhàn)場形態(tài)，“更快”一直是航空武器裝備的不懈追求。

20 世紀60 年代初，美國研制了SR-71 高空高速偵察機，該型飛機采用J-58 串聯(lián)式TBCC 發(fā)動機（該發(fā)動機是世界首個走完設計、生產(chǎn)直至飛行使用全過程的渦輪沖壓組合發(fā)動機）， 最大飛行馬赫數(shù)達到3.2，實用升限 24 000 m，在 1998 年退役前的30 余年服役時間中，執(zhí)行任務3551 次，從未被擊落。2001 年，美國提出并開始實施國家航空航天倡議（NAI），可重復使用、 目標速度定于Ma0～6+的高超聲速飛機被正式納入美國高超聲速技術整體發(fā)展規(guī)劃。

在軍用方面，高超聲速飛機作戰(zhàn)響應快，戰(zhàn)場生存力高，察打效能高，將全面超越現(xiàn)有各國地面空防力量極限和空中力量極限，獲得碾壓性軍事優(yōu)勢，懾戰(zhàn)一體，將是未來顛覆戰(zhàn)爭形態(tài)、改變游戲規(guī)則的重大戰(zhàn)略裝備。在民用方面，高超聲速飛機同樣優(yōu)勢明顯， 可在2～3 小時內(nèi)完成洲際飛行， 同時票價預計與現(xiàn)有普通客機頭等艙相當，將極大促進洲際人、物運輸。

1 組合動力類型及優(yōu)缺點分析

面對更快的速度需求，動力裝置是高超聲速飛機需要解決的核心問題。 但目前世界上現(xiàn)有的火箭發(fā)動機、沖壓發(fā)動機、渦扇發(fā)動機都不能滿足高超聲速飛機的需求。 其中，火箭發(fā)動機工作不受飛行高度和速度限制，推重比較高，但由于自身需攜帶大量氧化劑，比沖較低，推進劑消耗大；沖壓發(fā)動機有較高的比沖和飛行馬赫數(shù)，內(nèi)部沒有旋轉(zhuǎn)部件，但燃燒效率受進氣道來流影響較大，且需借助助推器解決初始速度問題；渦輪發(fā)動機工作可靠，壽命長，但受限于渦輪機材料等因素很難用于速度Ma3 以上飛行器的動力系統(tǒng)。

與單一類型的動力相比，組合動力具有工作范圍寬、平均比沖高、使用靈活等特點。 不同動力通過有機組合，相互取長補短，能夠充分發(fā)揮各型動力在其工作范圍內(nèi)的性能優(yōu)勢，極大地拓展飛行包線，滿足高超聲速飛機寬速域飛行要求。 基于目前的火箭發(fā)動機、渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機，基本形成了渦輪-沖壓組合動力（TBCC）、火箭-沖壓組合動力（RBCC）、渦輪-火箭組合動力（ATR）和三組合發(fā)動機（T/RBCC）等組合動力方案[1]。

TBCC 發(fā)動機工作范圍為 0～30 km、Ma0～6+，可用于高超聲速飛行器、 兩級天地往返系統(tǒng)的第一動力，可水平起降。 優(yōu)點是綜合比沖性能高，重復使用能力強；缺點是渦輪動力與沖壓動力在Ma3～4 存在“推力鴻溝”。

RBCC 發(fā)動機的工作范圍是全空域、全速域，可用于高超聲速飛行器、空天飛行器（兩級入軌系統(tǒng)的一、二級或單級入軌飛行器）， 可水平/垂直起飛、 水平降落。 優(yōu)點是火箭/沖壓模式推力大，加速性好，推重比大；缺點是低速階段比沖較低，引射階段油耗較大。

ATR 發(fā)動機的工作范圍為 0～30 km、Ma0～5，可用于高超聲速飛行器，可水平起降。 優(yōu)點是推重比高、單位推力大，系統(tǒng)簡單，成本低；缺點是速度上限較低。

T/RBCC 工作范圍是全空域、全速域，可用于兩級天地往返系統(tǒng)一子級動力、 單級入軌天地往返飛行器動力，可水平起降。 優(yōu)點是不存在推力陷阱，缺點是系統(tǒng)復雜、尺寸較大。

從性能、費用、安全和技術可行性等方面考慮，目前TBCC 發(fā)動機和RBCC 發(fā)動機最有希望成為高超聲速飛機的動力。 高超聲速飛機不同于空天飛行器，后者由于需要沖出地球大氣層入軌飛行，因此，需要自帶氧化劑等燃料，會在一定程度上降低比沖；而高超聲速飛機可水平起降， 目標高度為20～30 km 大氣層內(nèi)臨近空間，使用吸氣式發(fā)動機，可以充分利用大氣層中的氧氣作為氧化劑， 更加靈活高效， 因此，TBCC 發(fā)動機與 RBCC 發(fā)動機相比，在 Ma0～3 范圍內(nèi)具有更高比沖的優(yōu)勢。同時，TBCC 能夠利用現(xiàn)有機場常規(guī)水平起降，安全性、可靠性、環(huán)保性都優(yōu)于RBCC發(fā)動機，更有發(fā)展前景。

對于TBCC 發(fā)動機的技術方案，又存在渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機串聯(lián)和并聯(lián)兩個方案。 其中， 串聯(lián)TBCC 發(fā)動機的好處是尺寸和重量均較小， 缺點是高馬赫數(shù)飛行時渦輪發(fā)動機保護困難，飛行速度上限較低。 因此，并聯(lián)TBCC 極有可能是未來高超聲速飛機的最佳動力[2]。

事實上，1998 年SR-71 飛機退役后，美國希望研制一型具有更快速度的高超聲速飛機。 21 世紀初，美國開始實施FALCON 計劃，其中研制內(nèi)容之一就是高速巡航飛行器（HCV），該飛行器的飛行驗證平臺代號HTV-3X（黑雨燕），采用并聯(lián)式TBCC 發(fā)動機方案，最高飛行馬赫數(shù)在6 以上。 2009 年，由于技術成熟度過低、經(jīng)費緊張等一系列原因，美國取消了對HTV-3X的支持。 2013 年 11 月，在 HTV-3X 的研究基礎上，美國洛克希德馬丁公司提出SR-72 高超聲速飛機計劃，該型飛機也采用并聯(lián)TBCC 動力，可用于情報、監(jiān)視、偵察（ISR）和打擊任務。

2 TB C C 發(fā)動機關鍵技術展望

根據(jù)NASA 基礎航空計劃高超項目組以及國內(nèi)外相關學者研究，目前，TBCC 發(fā)動機面臨的主要核心關鍵技術如下[3～5]。

2.1 模態(tài)轉(zhuǎn)換技術

模態(tài)轉(zhuǎn)換是TBCC 發(fā)動機的核心難題。 模態(tài)轉(zhuǎn)換是指高超聲速飛機從超聲速飛行轉(zhuǎn)為高超聲速飛行時，需要將TBCC 從渦輪發(fā)動機的工作狀態(tài)轉(zhuǎn)換為沖壓發(fā)動機的工作狀態(tài)，以獲得更高的馬赫數(shù)。 而目前的渦輪發(fā)動機的工作上限約為Ma3，沖壓發(fā)動機的工作下限約為Ma4， 兩者推力無法順暢銜接， 形成了Ma3～4 的“推力鴻溝”。

為解決“推力鴻溝”問題，目前一種方案是由美國噴氣公司提出的“三噴氣”（Trijet）動力組合方案。該方案實際上是一種T/RBCC 組合動力方案，由渦輪發(fā)動機、 沖壓發(fā)動機和火箭引射沖壓發(fā)動機并聯(lián)組合而成。 其中，在模態(tài)轉(zhuǎn)換時，使用火箭引射沖壓發(fā)動機工作， 用以彌補渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機之間的推力縫隙[6]。

另一種方案是使用預冷技術從而增大渦輪發(fā)動機的馬赫數(shù)上限， 預冷發(fā)動機可以作為TBCC、ATR和T/RBCC 的組成部分。目前實現(xiàn)預冷的技術途徑主要有三種[7]：（1）超臨界工質(zhì)預冷/強預冷技術，采用換熱器和閉式氦循環(huán)對進口高溫空氣進行快速冷卻。目前，英國REL 公司提出的強預冷方案發(fā)展較好，能夠提高渦輪發(fā)動機工作包線到Ma5+（但該公司提出的SABRE 發(fā)動機實際上是帶強預冷的渦輪發(fā)動機與火箭發(fā)動機的 ATR 組合[8～10]，用于單級入軌的“云霄塔”空天飛機）。 （2）燃料預冷技術，將燃料液氫送經(jīng)發(fā)動機進口預冷器， 通過液氫深度液化來冷卻空氣，隨后發(fā)生熱解反應成為氣態(tài)氫氣，再作為燃料進入燃燒室。 （3）質(zhì)量射流預冷卻，將一定比例的冷卻劑（水/液氧等）直接噴入來流空氣中進行蒸發(fā)冷卻，未完全蒸發(fā)的液滴與濕空氣一同進入發(fā)動機繼續(xù)冷卻。

2.2 飛發(fā)一體化設計技術

高超聲速飛機的一個典型特征是飛機和發(fā)動機結構融為一體，一體化設計。 飛發(fā)一體化設計是在飛機的戰(zhàn)術技術指標要求與約束條件下，尋找最優(yōu)的飛發(fā)整體布局、使用控制模態(tài)和能源利用方式，以便在整個飛行包線內(nèi)獲得高效的內(nèi)外流氣動特性以及良好的飛行性能和飛行品質(zhì)，滿足不同飛行階段的飛機推力及能源需求[12]。

飛發(fā)一體化設計技術的難點主要包括內(nèi)外流緊耦合技術、結構綜合減重設計技術、高精度自適應控制技術、能源生產(chǎn)與熱管理技術、隱身一體化技術、性能一體化設計技術等，涵蓋了飛機和發(fā)動機設計的主要方面。

2.3 寬域進排氣系統(tǒng)設計技術

TBCC 發(fā)動機進排氣系統(tǒng)的設計難點在于覆蓋Ma0～6+寬域工作范圍帶來的進排氣系統(tǒng)匹配設計問題。

一是幾何可變進氣道的設計技術。 一般將高超聲速飛機的前體下壁面作為組合動力進氣道預壓縮面，提供高壓力的入口流場給為進氣道內(nèi)壓段。 要進行流場控制設計，合理布置進氣道波系，保證進氣道能夠正常起動， 提高氣流捕獲流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)，并具備較好的出口流場品質(zhì)和抗反壓能力。

二是幾何可變排氣系統(tǒng)設計技術。 一般將飛機平臺后體下表面作為排氣系統(tǒng)的外膨脹段， 降低靜壓，增加動量，獲得推力。 排氣系統(tǒng)要同時滿足不同類型發(fā)動機在各自工作時的需求，降低不同流道氣流干擾對推力造成的影響，尤其是模態(tài)轉(zhuǎn)換時要精確調(diào)節(jié)噴管喉道面積，平穩(wěn)過渡推力，同時還要滿足尾噴管在高熱載荷和氣動載荷下的對結構強度和熱防護等的需求。

2.4 發(fā)動機自適應控制技術

高超聲速飛機速域?qū)挘?動力系統(tǒng)工作模態(tài)多，進排氣系統(tǒng)調(diào)節(jié)機構復雜，控制邏輯復雜，對精度以及反應時間要求極高，要求動力系統(tǒng)能夠需根據(jù)飛行狀態(tài)進行實時動態(tài)自適應調(diào)節(jié)，并具備強魯棒性。 同時高超聲速飛機平臺的熱管理系統(tǒng)、 能源生成系統(tǒng)、熱防護系統(tǒng)等均與動力系統(tǒng)關系密切，也需要動力系統(tǒng)能夠?qū)嵤┳詣颖O(jiān)控相關狀態(tài)，并能夠根據(jù)平臺總體需求自動進行適應性調(diào)整。

2.5 熱管理技術

高超聲速飛行時發(fā)動機產(chǎn)生的內(nèi)部熱和飛機平臺外部熱需要統(tǒng)籌考慮管理。 除采用陶瓷、碳/碳復合材料等耐熱、隔熱材料外進行熱防護，還要考慮采取被動和主動冷卻措施，既要保證冷卻效果，又要保證冷卻系統(tǒng)重量和結構不影響平臺和動力系統(tǒng)的性能，還要滿足可重復使用的長壽命需求。

對于動力系統(tǒng)內(nèi)部，除了高速通道、低速通道以及熱部件的熱防護需求外，還需要考慮進氣道和尾噴管的分流調(diào)節(jié)板與固定側壁之間存在高溫動態(tài)密封問題，若氣體泄漏率過大，則不僅會降低發(fā)動機性能，甚至會導致整個發(fā)動機結構破壞，必須高度重視。

2.6 高效、長壽命沖壓燃燒室設計技術

TBCC 發(fā)動機沖壓燃燒室進口氣流的溫度、 速度變化范圍較大（進口溫度范圍為400～1 300 K，進口速度Ma0.1～0.7）， 要求提高燃油的點火性能和燃燒效率。 同時，為了滿足沖壓燃燒室連續(xù)巡航工作，其壽命應達到千小時量級，這對燃燒室的可靠性和壽命設計等提出了極高的要求。

3 結語

高超聲速飛機已成為各國空天戰(zhàn)略競爭的焦點，不管是軍用還是民用，其技術本身及其衍生技術的發(fā)展都將為人類社會帶來巨大變革。 并聯(lián)式TBCC 組合動力是目前較有希望成為高超聲速飛機的動力系統(tǒng)，已成為世界各國研究的焦點。 我國航空工業(yè)必須在未來短暫的5～10 年歷史機遇窗口期，緊按時代脈搏，抓住高超聲速飛機這條“生命線”，奮力攻關，大力協(xié)作，盡快掌握核心關鍵技術，為保障我國國家安全、推進我國航空事業(yè)的發(fā)展和增進人類福祉貢獻力量。