可重復(fù)使用寬域高速飛行器低速段動力方案分析與選型

陳操斌，牛 軍

(北京動力機(jī)械研究所，北京 100074)

0 引 言

近年來，隨著高超聲速飛行器重大戰(zhàn)略需求的不斷提升和航空航天動力技術(shù)的快速發(fā)展，各軍事強(qiáng)國均提出了各自的高超聲速導(dǎo)彈與高超聲速飛機(jī)的研制計劃。高超聲速巡航導(dǎo)彈主要以一次性使用超燃沖壓發(fā)動機(jī)為動力，起飛加速段以火箭助推器為動力，高、低速段動力相對獨(dú)立，其技術(shù)正在日趨接近實(shí)戰(zhàn)化。相較于高超聲速巡航導(dǎo)彈的一次性使用，高超聲速飛機(jī)則要解決可重復(fù)使用、地面起降、馬赫數(shù)0～5甚至更寬速域工作的動力難題，這一挑戰(zhàn)已成為當(dāng)前各國空天飛行領(lǐng)域研究的前沿焦點(diǎn)。

現(xiàn)有航空航天飛行器的動力裝置主要包括火箭發(fā)動機(jī)、渦輪發(fā)動機(jī)以及沖壓發(fā)動機(jī)等。其中火箭發(fā)動機(jī)具備吸氣式動力所不能及的寬速域工作能力，但在大氣層內(nèi)存在比沖低、推進(jìn)劑消耗量大、同等起飛重量下有效載荷低等問題。渦輪發(fā)動機(jī)是當(dāng)前軍用、民用飛行器的主要動力裝置。裝備渦輪動力的飛行器具有可水平起降、經(jīng)濟(jì)性好的特點(diǎn)，但是其高速飛行能力有限，目前大多數(shù)渦輪發(fā)動機(jī)很難工作到馬赫數(shù)2以上[1]。亞燃沖壓發(fā)動機(jī)能夠較好地適應(yīng)馬赫數(shù)2.5～5的超聲速飛行，但是不能在亞聲速條件下工作，且寬速域加速能力有限[2]。超燃沖壓發(fā)動機(jī)理論上可以在馬赫4～10+的寬速域內(nèi)工作，但是當(dāng)前技術(shù)水平下超燃沖壓發(fā)動機(jī)面臨工作邊界窄、加速性不足等問題[3]。因此，除可重復(fù)利用火箭發(fā)動機(jī)外，其余單一類型發(fā)動機(jī)均無法滿足此類寬速域高超聲速飛行器可重復(fù)使用、經(jīng)濟(jì)性好等使用要求。目前主要的解決方法是通過不同類型的發(fā)動機(jī)組合，來滿足飛行器寬速域高性能的工作需要。

當(dāng)前典型的組合發(fā)動機(jī)有渦輪沖壓組合（TBCC）、火箭沖壓組合（RBCC）、渦輪火箭沖壓組合（TRRE，Trijet）、吸氣式預(yù)冷火箭組合（SABRE）方案等，其組合的基本原理均是以渦輪基或火箭基等具備地面起動能力、加速性能較優(yōu)的發(fā)動機(jī)作為低速段動力，以亞燃沖壓發(fā)動機(jī)或超燃沖壓發(fā)動機(jī)作為高速段巡航動力，低速段與高速段接力工作實(shí)現(xiàn)寬速域工作需求[4-7]。因此，低速段動力方案的選型，對于可重復(fù)使用寬速域高速飛行器發(fā)動機(jī)整機(jī)方案的選型設(shè)計具有關(guān)鍵作用。

本文中，可重復(fù)使用寬速域高速飛行器的低速段，定義為從地面零速起飛到高速段巡航型動力開始工作段或二級加速型動力接力前段。文章對寬速域高速飛行器低速段動力方案進(jìn)行了綜述分析，對比研究了各種方案的基本原理、綜合性能及其提出的背景需求，研究了不同任務(wù)需求的可重復(fù)使用寬速域高速飛行器與各種低速段動力方案的匹配性，為飛行器的動力選型提供參考。

1 變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)方案

變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)方案是美國在寬速域高速飛行器動力方案中的發(fā)展主線，歷經(jīng)多年發(fā)展取得了較為顯著的成果[8-9]。變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)寬速域工作的關(guān)鍵，是通過變循環(huán)技術(shù)在不同馬赫數(shù)下合理分配進(jìn)入渦輪核心機(jī)（“高壓壓氣機(jī)-燃燒室-高壓渦輪”系統(tǒng)）與經(jīng)壓氣機(jī)或風(fēng)扇直接進(jìn)入加力燃燒室的空氣流量，以滿足寬速域工作的要求。在低馬赫數(shù)下，變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)以常規(guī)渦噴發(fā)動機(jī)或者小涵道比渦扇模態(tài)工作；在高馬赫數(shù)下，發(fā)動機(jī)進(jìn)入類似于沖壓渦輪共同工作的模態(tài)，即大部分氣流經(jīng)風(fēng)扇外涵或壓氣機(jī)級間放氣進(jìn)入加力燃燒室，燃燒后直接膨脹產(chǎn)生推力，僅小部分氣流進(jìn)入渦輪核心機(jī)。

變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)當(dāng)前較為典型的方案有基于渦噴的變循環(huán)方案，如J58發(fā)動機(jī)。此外，還有基于渦扇的變循環(huán)方案，如RTA發(fā)動機(jī)、HYPR90-C發(fā)動機(jī)等[9]。

1.1 基于渦噴的變循環(huán)方案

由于渦噴發(fā)動機(jī)沒有外涵通道，因此只能從壓氣機(jī)處引氣進(jìn)入類似單軸渦扇的工作模態(tài)，這里稱之為基于渦噴的變循環(huán)方案。J58發(fā)動機(jī)是最早實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用的基于渦噴的變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 J58發(fā)動機(jī)[8]Fig. 1 J58 engine[8]

J58發(fā)動機(jī)為單軸渦噴，具有9級壓氣機(jī)、2級渦輪，采用環(huán)罐式燃燒室，加力燃燒室狀態(tài)可調(diào)，尾噴管出口面積可調(diào)。J58發(fā)動機(jī)與常規(guī)渦噴發(fā)動機(jī)的不同之處在于其在壓氣機(jī)第4級后設(shè)計了6根從壓氣機(jī)到加力燃燒室的旁路放氣管道，在Ma＞2.2時，通過控制旁路放氣，使得壓氣機(jī)特性圖中共同工作點(diǎn)位置下移，流通能力大幅增強(qiáng)，核心機(jī)喘振裕度增加，具備了高馬赫數(shù)工作能力[10]。J58最大馬赫數(shù)超過3.35，單臺發(fā)動機(jī)地面推力可達(dá)151 kN，其基本工作過程如圖2所示。

圖2 J58發(fā)動機(jī)工作過程[9]Fig. 2 Working process of the J58 engine[9]

張明陽等研究了旁路放氣循環(huán)高速單軸渦噴發(fā)動機(jī)安裝性能[11]，見圖3?？梢钥闯?，發(fā)動機(jī)超聲速段安裝推力約為亞聲速段的36%。在馬赫數(shù)2.3時打開旁路放氣管路后，發(fā)動機(jī)安裝推力先上升后下降，比沖上升。發(fā)動機(jī)在整個馬赫數(shù)0～3.5速域內(nèi)比沖在1150 ～1900 s之間。但是J58發(fā)動機(jī)攜帶外載荷時的跨聲速段推力較低，存在顯著的推力陷阱問題。文獻(xiàn)[12]中指出，SR-71理論上可以攜帶9 t左右的外部載荷，可作為大尺寸高超聲速飛行器的空中發(fā)射平臺。但如果沒有額外的推力增加，在攜帶外部載荷后僅依靠發(fā)動機(jī)自身推力無法克服跨聲速段的阻力上升。為提高J58發(fā)動機(jī)跨聲速段推力，普惠公司選擇在跨聲速段噴射氧化劑N2O，同時提高發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速和排氣溫度，使得發(fā)動機(jī)總推力提高了10%左右，滿足了SR-71使用需求。

圖3 發(fā)動機(jī)安裝推力和比沖沿著SR-71飛行軌跡的變化[11]Fig. 3 Variation of installation thrust and specific impulse along the SR-71 flight trajectory[11]

J58發(fā)動機(jī)是SR-71高空高速戰(zhàn)略偵察機(jī)的動力，支撐了SR-71飛機(jī)馬赫數(shù)0～3.2、高度0～25 km以上的寬速域工作能力。SR-71飛機(jī)以兩臺J58-1發(fā)動機(jī)為動力，選用低揮發(fā)性燃料JP-7，發(fā)動機(jī)布置于飛機(jī)機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼中間。發(fā)動機(jī)在飛行器中的布局如圖4所示。

圖4 SR-71 飛機(jī)的總體布置[12]Fig. 4 General layout of the SR-71 aircraft[12]

SR-71飛機(jī)最大起飛重量可達(dá)78 t，空重30.6 t，航程約為5 400 km，其工作包線如圖5所示[12]。但SR-71飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)除了J58發(fā)動機(jī)之外，還包含軸對稱混壓進(jìn)氣道和安裝在機(jī)身上的多組不同的進(jìn)氣/排氣噴嘴。其中進(jìn)氣道通過鼻錐調(diào)節(jié)控制不同馬赫數(shù)下的進(jìn)氣道流場，機(jī)身上的進(jìn)排氣噴嘴用于保持結(jié)尾正激波的位置，并從排氣口排出多余的空氣以及控制邊界層的生長。

圖5 SR-71飛機(jī)飛行包絡(luò)[12]Fig. 5 Fligh envelope of the SR-71 aircraft[12]

1.2 基于渦扇的變循環(huán)方案

美國提出的高速渦輪發(fā)動機(jī)RTA和日本提出的HYPR90系列發(fā)動機(jī)均屬于基于渦扇的變循環(huán)方案。

1.2.1 RTA發(fā)動機(jī)

1999年，NASA 與GE公司在高速渦輪機(jī)RTA計劃第一階段提出RTA-1方案（見圖6）[13]。RTA-1核心機(jī)為雙轉(zhuǎn)子渦扇，其中前端單級風(fēng)扇由單級的低壓渦輪驅(qū)動，為兼顧高馬赫數(shù)和低馬赫數(shù)性能，風(fēng)扇進(jìn)行了全新設(shè)計。與常規(guī)小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)不同之處在于，RTA的二級核心風(fēng)扇與高壓壓氣機(jī)在同一根軸上，由高壓渦輪驅(qū)動。

圖6 RTA-1高速渦輪發(fā)動機(jī)[13]Fig. 6 RTA-1 high-speed turbine engine[13]

RTA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(shí)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(jī)流路摻混時的壓力平衡調(diào)節(jié)。馬赫數(shù)1.6之前，模態(tài)選擇閥關(guān)閉，RTA以2級風(fēng)扇、4級高壓壓氣機(jī)的常規(guī)渦扇模式工作。馬赫數(shù)1.6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(jìn)入渦扇外涵，這部分氣流可定義為外涵一次流；剩余氣流進(jìn)入二級風(fēng)扇增壓后，部分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(jìn)入加力燃燒室，構(gòu)成RTA-1的沖壓通道[14-15]。二級風(fēng)扇內(nèi)側(cè)氣流進(jìn)入核心機(jī)燃燒做功。馬赫數(shù)3以后，進(jìn)入風(fēng)車沖壓模態(tài)。不同馬赫數(shù)下，發(fā)動機(jī)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[16]。2009年，在RTA-1基礎(chǔ)上，結(jié)合IHPTET、VAATE及UEET計劃研究得到的通用核心機(jī)和融合的發(fā)動機(jī)/機(jī)身噴管技術(shù)，推出了RTA-2方案（見圖7），其循環(huán)形式與RTA-1基本相同[13]。

圖7 RTA-2高速渦輪發(fā)動機(jī)[13]Fig. 7 RTA-2 high-speed turbine engine[13]

關(guān)于RTA發(fā)動機(jī)性能的研究鮮有報道，Goyvaerts在RTA建模研究中對比了RTA地面點(diǎn)和馬赫數(shù)2工作點(diǎn)的性能。其中地面點(diǎn)推力159.5 kN，比沖2137 s；馬赫數(shù)2時推力為161.4 kN，比沖與地面點(diǎn)相當(dāng)[17]。徐思遠(yuǎn)等研究了RTA發(fā)動機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換特性，給出了RTA發(fā)動機(jī)在沿50 kPa動壓頭軌跡下馬赫數(shù)0～4工作范圍內(nèi)的性能，見圖8[18]?？梢钥闯龃蜷_模態(tài)轉(zhuǎn)換閥，發(fā)動機(jī)的速域獲得了有效擴(kuò)展，最大工作馬赫數(shù)達(dá)到了4，但在馬赫數(shù)增長過程中發(fā)動機(jī)推力的下降依舊較為顯著。馬赫數(shù)3時發(fā)動機(jī)推力降至地面點(diǎn)的70%，但馬赫數(shù)3.5時發(fā)動機(jī)推力已降至不到地面點(diǎn)的50%。

圖8 RTA發(fā)動機(jī)推力特性[18]Fig. 8 Thrust performance of the RTA engine[18]

基于RTA發(fā)動機(jī)，美國構(gòu)建了兩種兩級入軌飛行器的總體方案[16]。第一種方案中一級飛行器利用總推力不小于45 t的RTA發(fā)動機(jī)從機(jī)場水平起飛并加速至馬赫數(shù)4，然后一級與二級分離。第二級使用超燃沖壓發(fā)動機(jī)從馬赫數(shù)4加速至馬赫數(shù)15，然后火箭發(fā)動機(jī)接力直至入軌，而第一級飛行器則水平降落至機(jī)場。該方案中可將9.1 t的有效載荷送入近地軌道，見圖9。第二種方案是以RTA發(fā)動機(jī)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)組合的TBCC作為第一級動力工作至馬赫數(shù)8，而第二級以消耗性火箭或者火箭基組合循環(huán)RBCC為動力，見圖10。

圖9 以RTA為第一級動力的兩級入軌方案[16]Fig. 9 TSTO concept utilizing RTA engines in the first stage[16]

圖10 以 RTA 和超燃沖壓發(fā)動機(jī)組合的TBCC為動力的兩級入軌飛行器[16]Fig. 10 TSTO concept utilizing combined RTA scramjet engines[16]

1.2.2 HYPR90發(fā)動機(jī)

日本HYPR90系列發(fā)動機(jī)HYPR90-T也是以雙軸渦扇為基礎(chǔ)構(gòu)建的變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)方案。HYPR90-T不帶有獨(dú)立的沖壓外通道，而HYPR90-C帶有獨(dú)立的外涵沖壓通道。HYPR90系列兩種發(fā)動機(jī)方案渦輪核心機(jī)均在馬赫數(shù)0～3之間工作，不過，高馬赫數(shù)下的沖壓模態(tài)不是本文研究的重點(diǎn)[19]。

HYPR90-T發(fā)動機(jī)調(diào)節(jié)部位較少，主要有低壓渦輪可變導(dǎo)葉、后可變面積涵道引射器和可調(diào)尾噴管。低壓渦輪可變導(dǎo)葉用于調(diào)整低壓轉(zhuǎn)子和高壓轉(zhuǎn)子在高低馬赫數(shù)下的功率分配。后可變面積涵道引射器用于控制風(fēng)扇壓比，優(yōu)化旁路與核心流混合時的總壓平衡，見圖11[20-21]。在HYPR計劃支持下，該發(fā)動機(jī)的調(diào)節(jié)技術(shù)獲得了試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖11 HYPR90-T發(fā)動機(jī)[19]Fig. 11 HYPR90-T engine[19]

表1給出了HYPR90-T發(fā)動機(jī)的性能?？梢钥闯?，在馬赫數(shù)0～3過程中，發(fā)動機(jī)單位推力由0.655 kN/(kg·s?1)下降至0.22 kN/(kg·s?1)，馬赫數(shù)3時約為地面點(diǎn)的1/3，耗油率為地面點(diǎn)的2倍以上。

表1 HYPR90-T發(fā)動機(jī)性能[19]Table 1 HYPR90-T engine performance[19]

HYPR90-C發(fā)動機(jī)帶有獨(dú)立的外涵沖壓通道。該發(fā)動機(jī)中共有6處幾何調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，分別是模態(tài)轉(zhuǎn)換閥、高壓壓氣機(jī)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12所示[20]。模式轉(zhuǎn)換閥用于模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中獨(dú)立沖壓流路的關(guān)閉和建立，前、后可變面積引射器均用于調(diào)節(jié)核心機(jī)與沖壓流路的壓力平衡，防止倒流。HYPR90-C發(fā)動機(jī)核心機(jī)的性能基本與HYPR90-T相當(dāng)。文獻(xiàn)[21]中指出HYPR90-C發(fā)動機(jī)是20世紀(jì)90年代日本HYPR計劃下的產(chǎn)物，是馬赫數(shù)5量級高超聲速飛機(jī)的動力裝置。

圖12 HYPR90-C發(fā)動機(jī)[20]Fig. 12 HYPR90-C engine[20]

1.3 小結(jié)

通過對基于渦噴和渦扇的變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)方案的研究，可以看出基于渦扇的變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)由于本身帶有外涵道，提高風(fēng)扇在高馬赫數(shù)下的通流能力后，具有比基于渦噴的變循環(huán)高速發(fā)動機(jī)更多的設(shè)計靈活性，同時具有更好的高馬赫數(shù)推力和比沖性能。此外，變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)方案在保有相對較優(yōu)的寬速域加速性能的同時，仍具有較好的亞聲速比沖性能?；跍u噴、渦扇的變循環(huán)方案不僅可以支持寬速域高超聲速飛機(jī)的使用需求，也可支撐兩級入軌飛行器一級的加速任務(wù)，但兩種任務(wù)需求下發(fā)動機(jī)的方案設(shè)計存在差異。

2 預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案

預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案是在渦輪發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)前噴射冷卻介質(zhì)，或者利用換熱器主動冷卻來流，使得高馬赫數(shù)下發(fā)動機(jī)正常工作，從而大幅拓展渦輪發(fā)動機(jī)的馬赫數(shù)上限的方案。預(yù)冷方案下的渦輪發(fā)動機(jī)較常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)推力顯著增加，尤其在高馬赫數(shù)下甚至增加1倍左右，因此引入預(yù)冷技術(shù)是解決寬速域高速飛行器低速段動力問題的重要措施。預(yù)冷方案主要包含射流預(yù)冷、換熱器燃料直接預(yù)冷以及使用中間介質(zhì)間接預(yù)冷的方案。

2.1 射流預(yù)冷發(fā)動機(jī)

射流預(yù)冷方案通過在渦輪發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)前噴射冷卻工質(zhì)對來流降溫，理論上可使傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機(jī)甚至可以工作到馬赫數(shù)6[22-23]，其基本循環(huán)形式如圖13所示。

圖13 射流預(yù)冷發(fā)動機(jī)[23]Fig. 13 Mass injection pre-compressor cooling (MIPCC) engine[23]

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，需要噴射的水的量也迅速增加，發(fā)動機(jī)比沖迅速降低。此外由于大量噴水有可能造成發(fā)動機(jī)熄火，通常需要在壓氣機(jī)前后注入氧化劑。根據(jù)文獻(xiàn)[24]中的預(yù)冷方案，馬赫數(shù)2時噴水質(zhì)量流量比例在3%左右，馬赫數(shù)3時達(dá)到10%，馬赫數(shù)4時達(dá)到17%，見圖14。

圖14 噴水量和噴氧量的比例隨馬赫數(shù)的變化曲線[24]Fig. 14 Variation of the water-to-oxygen ratio with the Mach number[24]

圖15給出了射流預(yù)冷發(fā)動機(jī)SteamJet在馬赫數(shù)0～6之間的推力與比沖變化曲線。馬赫數(shù)0～3時，隨著馬赫數(shù)增加，發(fā)動機(jī)推力與比沖均提高，馬赫數(shù)3時，發(fā)動機(jī)推力達(dá)到地面點(diǎn)的2倍，比沖也從1500 s提高至2600 s左右。此外，Balepin等[25]研究發(fā)現(xiàn)，即使高馬赫數(shù)下，噴注到進(jìn)氣道后的水也不會完全蒸發(fā)，部分液態(tài)水會進(jìn)入風(fēng)扇，發(fā)動機(jī)推力損失與未蒸發(fā)量存在對應(yīng)關(guān)系，最大值達(dá)到了20%。因此射流預(yù)冷方案中，冷卻射流與主流的摻混以及射流與進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室等部件特性的影響需要做進(jìn)一步研究。

圖15 SteamJet發(fā)動機(jī)性能[24]Fig. 15 SteamJet engine performance[24]

美國DARPA將射流預(yù)冷方案視作一種反應(yīng)靈敏且負(fù)擔(dān)得起的兩級入軌飛行器第一級動力方案。一級飛行器的尺度與F-22戰(zhàn)斗機(jī)相當(dāng)，利用MIPCC發(fā)動機(jī)將一級飛行器推至20萬英尺的高度，而第二級為消耗性火箭。在RASCAL計劃下，DARPA開展了基于現(xiàn)有渦噴發(fā)動機(jī)的速域拓展與飛發(fā)匹配工作，研究結(jié)果表明基于現(xiàn)貨發(fā)動的射流預(yù)冷方案可以支撐兩級入軌飛行器低馬赫數(shù)加速段的速度和高度需求，其飛行器的總體布局如圖16所示[26]。

圖16 RASCAL發(fā)射系統(tǒng)分解[26]Fig. 16 RASCAL launch system decomposition[26]

2.2 燃料直接預(yù)冷發(fā)動機(jī)

燃料直接預(yù)冷方案是以燃料作為冷卻工質(zhì)，通過進(jìn)氣道后的預(yù)冷器直接為高溫空氣降溫，從而拓寬渦輪通道馬赫數(shù)上限。燃料直接預(yù)冷主要循環(huán)形式有兩種。第一種是以吸熱后燃料蒸氣驅(qū)動空氣壓氣機(jī)的“油氣渦輪-空氣壓氣機(jī)”方案，典型代表是日本ATREX發(fā)動機(jī)，見圖17[27]。燃料蒸氣驅(qū)動空氣壓氣機(jī)時，往往由于空氣流量遠(yuǎn)大于燃料流量，燃料渦輪功率有限，因此空氣壓氣機(jī)壓比受限[28]。

圖17 ATREX發(fā)動機(jī)系統(tǒng)簡圖[27]Fig. 17 System diagram of the ATREX engine[27]

第二種是燃?xì)怛?qū)動空氣壓氣機(jī)的“燃?xì)鉁u輪-空氣壓氣機(jī)”方案，即預(yù)冷渦噴方案，如圖18所示[29-30]。這種方案與常規(guī)渦輪發(fā)動機(jī)相比，是在加力式渦輪發(fā)動機(jī)前加裝預(yù)冷器，相對傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機(jī)改動較小。

圖18 PCTJ發(fā)動機(jī)循環(huán)原理圖[29]Fig. 18 Principle diagram of the PCTJ engine cycle[29]

燃料直接預(yù)冷方案中常見的冷卻工質(zhì)有液氫、液體甲烷、吸熱型碳?xì)淙剂系?，這三種燃料使用溫度分別為20 K、111 K和288 K左右。在馬赫數(shù)3以下，三種燃料直接預(yù)冷發(fā)動機(jī)冷卻用量較燃燒用量增加較少。該方案下空氣壓氣機(jī)可用壓比大幅增加，發(fā)動機(jī)具有較高的推力。此外，低溫燃料的使用，使得發(fā)動機(jī)加力燃燒室及飛行器的熱防護(hù)難度顯著降低。

基于兩級入軌的常用軌跡，Isomura等對比了以液氫為燃料的ATREX和PCTJ發(fā)動機(jī)方案下性能的差異，見圖19[31]。可以看出，在馬赫數(shù)0～4之間PCTJ發(fā)動機(jī)方案優(yōu)于ATREX方案。PCTJ發(fā)動機(jī)單位迎風(fēng)面積的推力在160 ～280 kN之間，尤其是馬赫數(shù)2～4區(qū)間內(nèi)推力性能較優(yōu)。比沖方面，在馬赫數(shù)0～3之間，ATREX發(fā)動機(jī)約為PCTJ發(fā)動機(jī)比沖的一半左右，隨著馬赫數(shù)增加兩者差距迅速變小。

圖19 ATREX和PCTJ發(fā)動機(jī)性能的對比[31]（TIT = 1 200 K, π fan=3, π comp=10）Fig. 19 Performance comparison between ATREX and PCTJ engines[31] (TIT = 1 200 K, π fan=3, π comp=10)

日本空間與宇航科學(xué)研究所ISAS提出一種完全可重復(fù)使用的兩級入軌航天飛機(jī)計劃，由ATREX發(fā)動機(jī)承擔(dān)馬赫數(shù)0～6的加速助推任務(wù)，軌道器由火箭發(fā)動機(jī)驅(qū)動。但由于ATREX發(fā)動機(jī)循環(huán)層面存在的缺點(diǎn)及關(guān)鍵技術(shù)問題，該計劃被后續(xù)日本JAXA的預(yù)冷渦噴PCTJ發(fā)動機(jī)方案所取代。以液氫為燃料的PCTJ發(fā)動機(jī)，可在馬赫數(shù)0～6、高度0～26 km之間工作，被視作兩級入軌航天飛機(jī)第一級的理想動力，同時，JAXA的長期愿景規(guī)劃中指出，將PCTJ發(fā)動機(jī)用作馬赫數(shù)5量級高超聲速飛機(jī)的加速段動力[32]。

2.3 帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)

反應(yīng)發(fā)動機(jī)公司REL提出的SABRE系列預(yù)冷發(fā)動機(jī)創(chuàng)新地提出在高溫來流和低溫燃料之間構(gòu)建以超臨界氦為中間介質(zhì)的閉式布雷頓系統(tǒng)，利用閉式循環(huán)將來自高溫來流的部分熱能轉(zhuǎn)化為壓力能，有效避免了燃料直接預(yù)冷方案中預(yù)冷器的氫脆問題，同時具有優(yōu)異的推力和比沖性能，這類發(fā)動機(jī)我們定義為帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)[33]。

帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)循環(huán)方案記為SABRE3。SABRE3發(fā)動機(jī)通過低溫超臨界氦將1250 K的高溫來流冷卻到130 K左右，然后由氦渦輪驅(qū)動大約壓比為140的空氣壓氣機(jī)做功，壓縮后的空氣在主燃室中燃燒產(chǎn)生推力[34]。低馬赫數(shù)時由于來流溫度較低，需要預(yù)燃室對氦氣路進(jìn)行補(bǔ)熱。SABRE3發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)0～5范圍內(nèi)比沖介于1 500～3 500 s之間[35]。隨后，為進(jìn)一步提高預(yù)冷發(fā)動機(jī)的比沖性能，避免預(yù)冷器中的結(jié)霜問題，同時降低壓氣機(jī)設(shè)計難度，REL在SABRE3熱力循環(huán)的基礎(chǔ)上相繼推出了巡航型Scimitar發(fā)動機(jī)方案和加速型動力SABRE4方案，其熱力循環(huán)圖20所示[36-38]。SABRE3、SABRE4的性能如圖21、圖22所示。

圖20 帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)[34-37]Fig. 20 Thermodynamic cycles of precooled engines with intermediate medium[34-37]

圖21 SABRE3發(fā)動機(jī)性能[34]Fig. 21 SABRE3 engine performance[34]

圖22 SABRE4發(fā)動機(jī)性能[36]Fig. 22 SABRE4 engine performance[36]

從圖21、圖22性能曲線可以看出，帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)0～5的寬廣速域內(nèi)具有綜合較優(yōu)的推力和比沖性能，具有作為寬速域高速飛行器低速段動力的潛質(zhì)。SABRE發(fā)動機(jī)將吸氣模態(tài)與火箭模態(tài)高度集成，是歐洲單級入軌飛行器SKYLON的動力裝置。Scimitar發(fā)動機(jī)是在歐洲LAPCAT項(xiàng)目支持下的用于馬赫數(shù)5高超聲速飛機(jī)的動力裝置。但由于該類發(fā)動機(jī)均以液氫為燃料，相對于煤油燃料發(fā)動機(jī)，使用成本和復(fù)雜性在當(dāng)前技術(shù)水平上顯著增加，需要在飛行器總體方案中重點(diǎn)考慮。

2.4 小結(jié)

通過射流預(yù)冷發(fā)動機(jī)、燃料直接預(yù)冷發(fā)動機(jī)以及帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)的對比研究，可以看出預(yù)冷技術(shù)對于拓展渦輪基發(fā)動機(jī)工作速域具有獨(dú)特的性能優(yōu)勢。射流預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案中通過射流冷卻，不僅實(shí)現(xiàn)了渦輪發(fā)動機(jī)速域的拓展，還可實(shí)現(xiàn)對發(fā)動機(jī)的增推，搭載該動力的飛行器的提出，最早是面向低成本、高敏捷的兩級入軌飛行器第一級加速任務(wù)。燃料直接預(yù)冷發(fā)動機(jī)中預(yù)冷渦噴方案較優(yōu)，馬赫數(shù)2～4時發(fā)動機(jī)推力為地面點(diǎn)1.4倍左右，且變化較小，比沖較高，既可以獨(dú)立作為兩級入軌飛行器第一級動力，也可以用作高馬赫數(shù)飛機(jī)加速段動力。帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)0～5速域內(nèi)具有優(yōu)異的推力性能和比沖性能，國外基于單級入軌飛行器低馬赫數(shù)加速任務(wù)和高馬赫數(shù)巡航任務(wù)已經(jīng)開展了不同的方案設(shè)計。

3 火箭助力方案

火箭發(fā)動機(jī)可在短時間內(nèi)大幅提高飛行器速度和高度?；鸺l(fā)動機(jī)可獨(dú)立用作寬速域高速飛行器的低速段動力。但由于火箭發(fā)動機(jī)比沖過低，加速過程中需要使用大量的推進(jìn)劑，因此助推器往往占據(jù)了飛行器總重的絕大部分，導(dǎo)致飛行器有效載荷較低。因此通過將富燃的火箭與渦輪發(fā)動機(jī)組合來構(gòu)成空氣渦輪火箭ATR，或?qū)⒏蝗嫉幕鸺c沖壓發(fā)動機(jī)組合成為火箭引射沖壓（即RBCC），可在兼顧推力性能的前提下，獲得較高的比沖，也可作為寬速域高速飛行器低速段動力[39-40]。

3.1 空氣渦輪火箭ATR

空氣渦輪火箭ATR以火箭燃?xì)獍l(fā)生器中產(chǎn)生的富燃高溫燃?xì)怛?qū)動渦輪，帶動空氣壓氣機(jī)做功。經(jīng)過壓氣機(jī)增壓后的空氣與渦輪中膨脹做功后的富燃燃?xì)庠谕屏κ抑卸稳紵?，通過噴管膨脹產(chǎn)生推力，基本循環(huán)形式如圖23。ATR之所以具備寬速域工作能力，在于引入了燃?xì)獍l(fā)生器驅(qū)動渦輪，實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)與渦輪的解耦，緩解了較高馬赫數(shù)條件下渦輪功率嚴(yán)重不足、壓氣機(jī)工作折合轉(zhuǎn)速過低的問題。但ATR發(fā)動機(jī)一方面利用燃?xì)獍l(fā)生器的燃?xì)怛?qū)動渦輪，使得發(fā)動機(jī)比沖性能顯著降低，另一方面，燃?xì)獍l(fā)生器的富燃燃?xì)庑枰谌紵抑卸稳紵虼诵枰獫M足渦輪做功用燃?xì)馀c燃燒室燃燒用燃?xì)獾钠ヅ??？諝鉁u輪火箭ATR的馬赫數(shù)上限通常不超過4.5。

圖23 ATR發(fā)動機(jī)系統(tǒng)簡圖[41]Fig. 23 System diagram of the ATR engine[41]

李永洲等[42]給出了ATR/沖壓組合動力性能，如圖24所示。其中ATR發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)0～3.5間工作，推力隨馬赫數(shù)增加而降低，馬赫數(shù)3.5左右推力為地面點(diǎn)推力的44%。加速性優(yōu)于渦輪發(fā)動機(jī)，但比沖在741～905 s之間，遠(yuǎn)低于渦輪發(fā)動機(jī)。

圖24 ATR/沖壓發(fā)動機(jī)性能[42]Fig. 24 ATR/Scramjet engine performance[42]

在歐洲LACAP II計劃中，基于ATR膨脹循環(huán)與沖壓組合的方案，被視為馬赫數(shù)8巡航的高超聲速飛機(jī)的動力，其中ATR承擔(dān)馬赫數(shù)0～4.5的加速任務(wù)，且文獻(xiàn)[43]中指出，RBCC發(fā)動機(jī)無法滿足該計劃下馬赫數(shù)8巡航飛機(jī)的加速及巡航任務(wù)需求。

3.2 火箭沖壓RBCC

火箭沖壓RBCC由沖壓發(fā)動機(jī)及引射火箭構(gòu)成，引射火箭可設(shè)計在沖壓通道壁面處或者通道中[44-46]。RBCC發(fā)動機(jī)典型模態(tài)包含火箭引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)及純火箭模態(tài)4種工作模態(tài)，如圖25所示。

圖25 RBCC發(fā)動機(jī)工作模態(tài)[46]Fig. 25 Operating modes of the RBCC engine[46]

張蒙正等[47]給出了進(jìn)氣道喉部固定、尾噴管可調(diào)的RBCC發(fā)動機(jī)性能，見圖26?？梢钥闯?，RBCC發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)0～2時，由于來流速度較低，火箭引射的效果較差，發(fā)動機(jī)比沖在200～510 s之間，發(fā)動機(jī)推力在馬赫數(shù)1.5以前主要由火箭發(fā)動機(jī)本體貢獻(xiàn)，基本等效于火箭助推器。馬赫數(shù)2～6時，RBCC發(fā)動機(jī)較單純的亞燃沖壓和超燃沖壓發(fā)動機(jī)，增推效果十分顯著。

圖26 RBCC發(fā)動機(jī)性能[47]Fig. 26 RBCC engine performance[47]

基于RBCC發(fā)動機(jī)的工作特性，美國Aerojet公司提出了現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)、RBCC及雙模態(tài)沖壓構(gòu)成的三組合發(fā)動機(jī)TriJet，用作水平起降的馬赫數(shù)7巡航高超聲速飛機(jī)動力，其中現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)與RBCC接力，完成馬赫數(shù)0～4的加速任務(wù)[48]。北京動力機(jī)械研究所提出的TRRE發(fā)動機(jī)將渦輪發(fā)動機(jī)與RBCC組合，最大馬赫數(shù)也可達(dá)到馬赫數(shù)6左右，目標(biāo)用作兩級入軌飛行器第一級以及臨近空間高超聲速飛行器的動力[49]。以上兩種方案中RBCC均為小推力量級，主要用于解決常規(guī)渦輪與沖壓組合的推力陷阱問題。此外，文獻(xiàn)[50]對比了國內(nèi)外四種直接以大推力RBCC為動力的典型單級、兩級入軌方案，并使用hp-Radau偽譜法優(yōu)化了飛行軌跡，其中RBCC在馬赫數(shù)0～9直接工作，研究結(jié)果表明大推力的RBCC具有獨(dú)立作為單級、兩級入軌飛行器動力的潛質(zhì)。

3.3 小結(jié)

通過對空氣渦輪火箭ATR和火箭沖壓組合RBCC這兩種火箭助力方案的研究，可以看出，空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)在馬赫數(shù)0～3.5之間的推力性能優(yōu)于基于渦噴的變循環(huán)方案的，但全程比沖較低，因此空氣渦輪火箭ATR較適用于馬赫數(shù)4以內(nèi)的快速加速任務(wù)。大推力的火箭沖壓組合RBCC具有作為單級、兩級入軌飛行器動力裝置的潛質(zhì)，而小推力量級的RBCC通過與現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)、沖壓發(fā)動機(jī)的進(jìn)一步組合，有望作為水平起降高超聲速飛機(jī)加速段動力和兩級入軌飛行器第一級的動力。

4 寬速域高速飛行器需求與發(fā)動機(jī)低速段性能匹配研究

根據(jù)飛行器在整個飛行任務(wù)中其彈道的典型特征，將寬速域高速飛行器劃分為三種：第一種為運(yùn)載型飛行器，該類飛行器在全速域內(nèi)各馬赫數(shù)停留時間均較短，無典型巡航段，加速完成后直接減速返回，兩級入軌飛行器第一級是該類飛行器的典型代表；第二種為高速巡航飛行器，該類飛行器從地面起飛，到達(dá)馬赫數(shù)5+的某一狀態(tài)點(diǎn)，然后在該點(diǎn)長時間巡航，巡航完成后減速返回；第三種為寬速域機(jī)動巡航飛行器，該類飛行器在全速域內(nèi)具有兩個及以上的巡航點(diǎn)，涵蓋亞聲速巡航、超聲速巡航甚至高超聲速的巡航要求。

從第1～3節(jié)不同低速段動力方案的特征及其所對對應(yīng)的飛行器任務(wù)來看，不同的寬速域高速飛行器任務(wù)對發(fā)動機(jī)低速段的性能需求存在顯著差異。此外，相似的任務(wù)需求下，飛行器低速段的動力方案也可能不唯一，匯總結(jié)果見表2。

表2 低速段動力方案及飛行器背景需求Table 2 Power scheme in the low-speed phase and aircraft background requirements

以吸氣式組合發(fā)動機(jī)為動力的兩級入軌飛行器第一級加速任務(wù)中，飛行器的持續(xù)加速需要發(fā)動機(jī)在低速段具有較高的推力性能，而加速過程中的燃料消耗約束雖然對發(fā)動機(jī)比沖也提出了相關(guān)要求，但該要求與巡航型飛行器對發(fā)動機(jī)全速域內(nèi)的比沖需求相比較低。因此本文談及的多種方案，主要是面向該任務(wù)進(jìn)行重點(diǎn)研究。但值得注意的是，射流預(yù)冷、燃料直接預(yù)冷方案以及RBCC與渦輪的組合均是以現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)，其開發(fā)的周期相對較短，因此具備作為低成本、高敏捷的兩級入軌飛行器第一級動力的潛質(zhì)。而變循環(huán)渦扇以及帶有中間介質(zhì)的預(yù)冷發(fā)動機(jī)，均涉及新型渦輪發(fā)動機(jī)的設(shè)計，開發(fā)難度較大，周期相對較長，但由于這兩種方案優(yōu)異的比沖性能，因此研究工作仍在持續(xù)開展。

對于高速巡航飛行器，變循環(huán)渦噴在馬赫數(shù)3量級的SR-71高空高速偵察機(jī)上的使用已獲得充分檢驗(yàn)，但也暴露出變循環(huán)渦噴在馬赫數(shù)0～3加速段時因比沖低導(dǎo)致的航程較短的問題。對于馬赫數(shù)5及更高馬赫數(shù)的巡航飛行器，從國內(nèi)外的論證結(jié)果來看，變循環(huán)渦扇發(fā)動機(jī)、燃料直接預(yù)冷渦噴發(fā)動機(jī)及火箭助力方案，均具有良好的適用性。尤其是基于現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)的射流預(yù)冷和燃料直接預(yù)冷方案，成為近年來關(guān)注的焦點(diǎn)。

對于第三種寬速域機(jī)動巡航飛行器，由于在亞聲速、超聲速以及高超聲速等不止一個速度范圍下均有巡航需求，因此對發(fā)動機(jī)的比沖要求最高，當(dāng)前各發(fā)動機(jī)方案能夠支撐該類飛行器低速段任務(wù)需求的較少。從發(fā)動機(jī)綜合性能數(shù)據(jù)來看，基于渦扇的變循環(huán)方案在低馬赫數(shù)下以渦扇模態(tài)工作，而在高馬赫數(shù)下以沖壓模態(tài)工作，兼顧了高、低馬赫數(shù)下的巡航需要，因此具備作為寬速域機(jī)動巡航飛行器動力系統(tǒng)的潛質(zhì)。

5 結(jié) 論

通過對現(xiàn)有國內(nèi)外幾類可重復(fù)使用寬速域高速飛行器低速段動力方案的綜述分析，結(jié)合各方案提出的背景需求，得到以下結(jié)論：

1）寬速域高速飛行器任務(wù)需求不同，會導(dǎo)致對發(fā)動機(jī)低速段的性能需求存在顯著差異，但隨著飛行器最高馬赫數(shù)的增加，低速段動力方案的選擇開始趨于一致。同一任務(wù)需求下，飛行器低速段的動力方案也可能不唯一。

2）基于渦扇的變循環(huán)發(fā)動機(jī)方案、燃料直接預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案及火箭沖壓RBCC與現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)組合的方案，不僅可以滿足兩級入軌飛行器第一級加速段動力，也具備在高超聲速飛機(jī)加速段使用的潛質(zhì)。

3）射流預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案、燃料直接預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案及火箭沖壓RBCC與現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機(jī)組合的方案，在低成本、高敏捷的兩級入軌飛行器第一級飛行器中應(yīng)用前景較好。

4）帶有中間介質(zhì)的SABRE系列預(yù)冷發(fā)動機(jī)和RBCC發(fā)動機(jī)，具有作為單級入軌飛行器低馬赫數(shù)加速段動力的潛質(zhì)。

5）基于渦扇的變循環(huán)高速渦輪發(fā)動機(jī)方案在馬赫數(shù)0～3.5范圍內(nèi)具有相對較優(yōu)的綜合性能，且在亞聲速段比沖性能較優(yōu)，因此選擇基于渦扇的變循環(huán)方案作為寬速域機(jī)動巡航飛行器低速段動力綜合較優(yōu)。

當(dāng)前國內(nèi)組合動力的研究如火如荼，方案層出不窮，各方均在積極尋求資金支持，但大多難以實(shí)現(xiàn)方案閉環(huán)，究其原因，關(guān)鍵在于寬速域高速飛行器的使用需求與現(xiàn)有的組合發(fā)動機(jī)的技術(shù)水平存在較大差距。而基于現(xiàn)有的發(fā)動機(jī)快速改造路線，有望形成支撐快速生成可重復(fù)使用寬速域高速飛行器平臺的能力，成為當(dāng)前組合發(fā)動機(jī)研究的關(guān)鍵。