TBCC發(fā)動機(jī)的典型方案及試驗技術(shù)發(fā)展分析

李俊杰，胡秋晨，劉鵬超，薛永廣，關(guān)振宇

(北京動力機(jī)械研究所，北京 100074)

0 引言

具有常規(guī)水平起降、可重復(fù)使用能力的臨近空間高速飛行器，飛行包線十分寬廣，工作高度范圍為0～30 km或更高，馬赫數(shù)范圍為0～4.0及以上，具有生存能力強(qiáng)、航行時間長、響應(yīng)速度快的特點(diǎn)，寬廣的飛行包線對動力系統(tǒng)提出地面零速啟動、高單位推力和比沖、結(jié)構(gòu)緊湊、可重復(fù)使用等極高要求，現(xiàn)有單一類型的發(fā)動機(jī)難以滿足臨近空間飛行器對動力發(fā)展需求，目前各國正在積極發(fā)展組合動力。

組合動力的方案和分類很多，TBCC發(fā)動機(jī)是將渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)、結(jié)構(gòu)布局進(jìn)行一體化集成的創(chuàng)新型組合動力，兼顧渦輪發(fā)動機(jī)水平起降和沖壓發(fā)動機(jī)高速巡航的優(yōu)勢，具有燃油經(jīng)濟(jì)性好、結(jié)構(gòu)緊湊、可重復(fù)使用等特點(diǎn)，一直以來是國外航空航天技術(shù)強(qiáng)國在臨近空間高速動力領(lǐng)域的發(fā)展重點(diǎn)[1-6]。

TBCC發(fā)動機(jī)的技術(shù)進(jìn)步在很大程度上取決于試驗技術(shù)的研究與發(fā)展情況，發(fā)動機(jī)在高溫、高壓、高負(fù)荷等苛刻條件下的工作能力必須通過嚴(yán)格的試驗來進(jìn)行檢驗，為對寬包線工作能力進(jìn)行驗證，國外開展了嚴(yán)格的部件和整機(jī)試驗，形成了組合動力部件試驗、整機(jī)直連試驗和自由射流試驗?zāi)芰?，為組合動力設(shè)計提供大量的技術(shù)數(shù)據(jù)和設(shè)計計算結(jié)果的驗證。本文主要以臨近空間高速飛行器對動力裝置的發(fā)展需求為牽引，研究了國外TBCC發(fā)動機(jī)近十年的發(fā)展趨勢與典型案例，并結(jié)合TBCC發(fā)動機(jī)部件試驗與整機(jī)集成驗證需求，對組合動力的主要試驗技術(shù)進(jìn)行了分析，提出了發(fā)展建議，以支撐組合動力的試驗驗證與技術(shù)成熟度的不斷提升。

1 TBCC發(fā)動機(jī)應(yīng)用前景分析

與傳統(tǒng)航空發(fā)動機(jī)相比，TBCC發(fā)動機(jī)工作包線進(jìn)一步拓寬，具有更加廣泛的應(yīng)用前景，可作為寬域巡航導(dǎo)彈、臨近空間高速飛行器、天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)等飛行器的優(yōu)選動力[7-11]。

1.1 作為寬域巡航導(dǎo)彈的動力裝置

基于TBCC發(fā)動機(jī)的超/高超聲速巡航導(dǎo)彈可突破以往采用沖壓發(fā)動機(jī)需要助推器加速和巡航速度固定的限制，具有亞音速巡航、超音速巡航、中低空偵察、超音速突防等作戰(zhàn)能力，突防能力和多類型目標(biāo)毀傷能力強(qiáng)，作戰(zhàn)任務(wù)靈活性好，平臺適應(yīng)性強(qiáng)，可實現(xiàn)潛艇/水面艦艇/機(jī)載/地面多平臺發(fā)射，是未來巡航導(dǎo)彈技術(shù)的重要發(fā)展方向。

1.2 作為臨近空間高速作戰(zhàn)平臺動力裝置

臨近空間高速作戰(zhàn)飛機(jī)要求動力裝置具有寬工作包線、良好的經(jīng)濟(jì)性、長壽命、高可靠性。TBCC發(fā)動機(jī)兼具航空發(fā)動機(jī)可零速起動、使用維護(hù)簡單、可靠性高、低馬赫數(shù)區(qū)間經(jīng)濟(jì)性好以及沖壓發(fā)動機(jī)適用于高空高速飛行的特點(diǎn)，在寬速域和空域范圍內(nèi)可高效工作，是臨近空間高速作戰(zhàn)飛機(jī)動力裝置的理想選擇。典型應(yīng)用實例如進(jìn)入工程應(yīng)用的SR-71“黑鳥”飛行器(采用串聯(lián)TBCC，能夠以高于3.0Ma速度在20～30 km的臨近空間巡航飛行)。

1.3 作為天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的一級動力裝置

隨著科技的進(jìn)步及對太空利用的深入，天地往返運(yùn)輸任務(wù)需求不斷增長。未來天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)將以低成本、可重復(fù)使用、安全可靠、快速響應(yīng)等能力為發(fā)展目標(biāo)。目前以火箭發(fā)動機(jī)為動力的航天器存在發(fā)射準(zhǔn)備周期長，發(fā)射/回收受場地、氣象條件限制大，成本高等固有缺陷，難以滿足未來天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的需求，限制了太空資源的利用。

與純火箭發(fā)動機(jī)相比，TBCC發(fā)動機(jī)可充分發(fā)揮吸氣式動力裝置比沖高的優(yōu)勢，作為天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的第一級動力裝置，使天地往返航天運(yùn)輸系統(tǒng)具備起降靈活、安全性好、可靠性高、可重復(fù)使用、成本低、快速響應(yīng)等能力，是未來實現(xiàn)安全、廉價、快速航天發(fā)射的可選動力。

2 TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)展及典型方案分析

國外TBCC發(fā)動機(jī)技術(shù)研究起步較早，自20世紀(jì)50年代開始，以美國為代表的航空航天技術(shù)強(qiáng)國開展了一系列研究計劃，驗證了TBCC發(fā)動機(jī)應(yīng)用于寬域巡航導(dǎo)彈、臨近空間高速作戰(zhàn)飛機(jī)及兩級入軌航天運(yùn)輸系統(tǒng)等方面的可行性。20世紀(jì)50年代至70年代，基于當(dāng)時的渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)水平進(jìn)行系統(tǒng)集成，形成了TBCC發(fā)動機(jī)，工作馬赫數(shù)在0～3.0左右，應(yīng)用于有人駕駛的戰(zhàn)斗機(jī)/偵察機(jī)，典型代表為普惠公司研制的J-58串聯(lián)TBCC發(fā)動機(jī)[12-13]。20世紀(jì)80年代至90年代中期，針對超聲速運(yùn)輸、天地往返大型飛行器發(fā)展需求開展了TBCC推進(jìn)技術(shù)研究，該階段的技術(shù)特征是工作包線進(jìn)一步拓寬，最大工作速度(5.0～6.0Ma)和高度指標(biāo)顯著提高[14-17]。但由于技術(shù)基礎(chǔ)儲備不足，難度大，同時國際政治軍事形勢緩和，相關(guān)計劃進(jìn)行了調(diào)整，但為后續(xù)研究奠定了良好基礎(chǔ)。

國內(nèi)TBCC發(fā)動機(jī)的研究起步較晚，在臨近空間飛行器應(yīng)用需求的牽引下，國內(nèi)開展了TBCC發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作，提出了TBCC發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展思路、關(guān)鍵技術(shù)問題和應(yīng)用前景，在發(fā)動機(jī)總體、關(guān)鍵部件設(shè)計等方面取得了一定進(jìn)展，完成了寬范圍高通流壓縮系統(tǒng)、高溫升燃燒室、綜合熱管理、模態(tài)轉(zhuǎn)換、進(jìn)排氣系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)研究與驗證工作，初步掌握了相關(guān)設(shè)計與驗證方法。

進(jìn)入21世紀(jì)，為占領(lǐng)未來戰(zhàn)略制高點(diǎn)，各國重啟了TBCC推進(jìn)技術(shù)的研究，TBCC發(fā)動機(jī)已經(jīng)成為組合發(fā)動機(jī)領(lǐng)域的重點(diǎn)發(fā)展對象之一[18-25]。以美國為例：民用領(lǐng)域，美國國家委員會在NASA資助下撰寫了《民用航空技術(shù)10年發(fā)展規(guī)劃：未來的基礎(chǔ)》[26]，將具有模態(tài)轉(zhuǎn)換功能的TBCC發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)的高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)作為有高度優(yōu)先權(quán)的研究與技術(shù)項目；軍用領(lǐng)域，美國國防部高級計劃局(Defense Advanced Research Projects Agency, DARPA)在獵鷹計劃支持下開展了對TBCC發(fā)動機(jī)的技術(shù)研究[27]。美國波音公司進(jìn)行的MANTA高超聲速飛行發(fā)展規(guī)劃，采用高速渦輪發(fā)動機(jī)與超燃沖壓發(fā)動機(jī)組合作為其第二階段動力裝置，最大飛行速度達(dá)6.0Ma以上[28]。

2.1 美國赫爾姆斯公司(Hermeus)的飛機(jī)及其TBCC(5 Ma)

美國赫爾姆斯公司在2019年披露一型超聲速民用飛機(jī)研發(fā)項目，通過采用現(xiàn)有和近期內(nèi)可實現(xiàn)的先進(jìn)技術(shù)，研制一型巡航速度馬赫數(shù)5.0左右的高超聲速民用飛機(jī)。在公布了高超聲速飛機(jī)研制計劃后，赫爾姆斯公司于2020年3月構(gòu)建了推力1 274 N級TBCC發(fā)動機(jī)縮比驗證機(jī)，并分別在亞特蘭大試驗臺和普度大學(xué)完成了TBCC發(fā)動機(jī)縮比驗證機(jī)海平面靜態(tài)試驗和高速試驗，試驗高度達(dá)到24 km、馬赫數(shù)達(dá)到5.0。

正是由于TBCC技術(shù)研究的不斷深入，2021年7月，美空軍聯(lián)合私營投資公司授予赫爾姆斯公司一份總額6 000萬美元、為期3年的科研合同，要求完成一型渦輪基沖壓組合發(fā)動機(jī)的飛行驗證和3架“夸特馬”飛行演示驗證機(jī)的研制試飛等工作[29-31]，圖1為赫爾姆斯公司官網(wǎng)發(fā)布的5Ma概念飛機(jī)。

圖1 赫爾姆斯公司的5 Ma概念飛機(jī)

該飛機(jī)驗證機(jī)采用的TBCC由單臺J-85-21現(xiàn)貨渦噴發(fā)動機(jī)、一個自主研發(fā)的射流預(yù)冷器和沖壓發(fā)動機(jī)組成。渦噴發(fā)動機(jī)提供從起飛到馬赫數(shù)3.3的動力，地面試驗情況如圖2所示，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)為2.8～3.0，然后沖壓發(fā)動機(jī)將飛行器加速到馬赫數(shù)5.0。J-85-21發(fā)動機(jī)主要性能參數(shù)如表1所示。

圖2 J-85-21發(fā)動機(jī)地面試驗

表1 J-85-21發(fā)動機(jī)主要參數(shù)

為實現(xiàn)0～5.0Ma的寬范圍飛行，赫爾姆斯采用了串聯(lián)TBCC作為動力的技術(shù)方案，主要考慮到串聯(lián)方案具有結(jié)構(gòu)高度集中、迎風(fēng)阻力小、裝機(jī)適用性好等特點(diǎn)，對于5.0Ma級高超聲速飛行器，串聯(lián)方案具有較高的技術(shù)優(yōu)勢，而并聯(lián)方案結(jié)構(gòu)質(zhì)量高，迎風(fēng)阻力大，在低速(Ma<5.0)下其推進(jìn)效率較串聯(lián)布局低，在超過5.0Ma后，逐漸體現(xiàn)出性能優(yōu)勢，因此并聯(lián)布局一般適用于飛行馬赫數(shù)更高的組合動力。

赫爾姆斯公司曾多次披露寬速域的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計、模態(tài)轉(zhuǎn)換匹配是該型發(fā)動機(jī)技術(shù)難點(diǎn)，根據(jù)公開資料顯示，基于J-85-21的組合發(fā)動機(jī)采用了類似J-58發(fā)動機(jī)的引氣管路沖壓涵道，設(shè)置了多處可調(diào)機(jī)構(gòu)，增加了模態(tài)轉(zhuǎn)換的設(shè)計難度，同時，“夸特馬”高超聲速飛行驗證機(jī)起飛總質(zhì)量約4 t，但將飛行速度上探到馬赫數(shù)5.0，初步分析其僅具備短時加速能力，在5.0Ma狀態(tài)、來流溫度1 200 K以上的條件下并不具備長時間工作條件，可見“夸特馬”定位主要為演示驗證，距離工程應(yīng)用有較大差距，后續(xù)在動力工程尺度轉(zhuǎn)化、加速性能提升、高馬赫數(shù)熱防護(hù)等系列問題上仍具有較大技術(shù)攻關(guān)挑戰(zhàn)。

2.2 先進(jìn)全狀態(tài)發(fā)動機(jī)(AFRE)項目(6 Ma以上)

串聯(lián)TBCC為渦輪發(fā)動機(jī)的加力燃燒室與沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室共用，其結(jié)構(gòu)占據(jù)空間較小，常用于5.0Ma級臨近空間飛行器，在超過5.0Ma后，并聯(lián)TBCC發(fā)動機(jī)逐漸體現(xiàn)出性能優(yōu)勢，為實現(xiàn)更寬速域的高速飛行，國外同步提出了較多并聯(lián)組合的技術(shù)方案，其中SR-72飛行器用動力系統(tǒng)(見圖3)為具有代表性的方案之一，該方案由美國洛馬公司于2016年3月公布，計劃以一種經(jīng)濟(jì)可承受的方式驗證新型推進(jìn)系統(tǒng)，將飛行器加速至巡航速度6.0Ma以上。而美國DARPA于2016年2月宣布啟動“先進(jìn)全狀態(tài)發(fā)動機(jī)”(advanced full range engine, AFRE)項目[32]，擬利用成熟渦輪基完成全尺寸TBCC發(fā)動機(jī)雙通道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗驗證，故推測在AFRE項目安排的正是洛馬公司所提出的“經(jīng)濟(jì)可承受的”渦輪沖壓組合動力方案驗證。

圖3 SR-72飛行器及推進(jìn)系統(tǒng)方案設(shè)想

6.0Ma級TBCC發(fā)動機(jī)的技術(shù)難點(diǎn)是實現(xiàn)低速通道與高速通道的有效接力，傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機(jī)高效工作區(qū)間為0～2.5Ma、超燃沖壓發(fā)動機(jī)高效工作區(qū)間為4.0～7.0Ma，因此低速通道與高速通道之間存在著顯著的“推力陷阱”，為實現(xiàn)渦輪基與超燃沖壓高速通道的有效接力與模態(tài)轉(zhuǎn)換，推測AFRE采用以下幾種可能的技術(shù)途徑。

1)可能性1：采用現(xiàn)役成熟渦輪發(fā)動機(jī)+基于特殊手段的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)組合

傳統(tǒng)雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)最低工作馬赫數(shù)只能到4.0，可能通過特殊手段拓展高速通道工作馬赫數(shù)下限至2.0，進(jìn)而與成熟渦輪發(fā)動機(jī)進(jìn)行組合，實現(xiàn)雙通道并聯(lián)的可靠接力。該方案最大的技術(shù)難度是雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)在低馬赫數(shù)燃燒組織困難，拓寬到2.0Ma具有極高的技術(shù)難度，即使擴(kuò)展到馬赫數(shù)2.0以下，其低速段工作效率低，可能推力不足，具有較高的技術(shù)難度。

2)可能性2：采用成熟渦輪發(fā)動機(jī)+沖壓發(fā)動機(jī)(火箭引射)+雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)的三組合TBCC方案(Trijet)

為解決雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)在低速段推力不足的問題，AFRE也可能通過增加火箭引射沖壓發(fā)動機(jī)通道，解決TBCC發(fā)動機(jī)2.0～4.0Ma的“推力陷阱”問題，形成成熟渦輪發(fā)動機(jī)+沖壓發(fā)動機(jī)(火箭引射)+雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)的三組合TBCC方案。該方案最大問題是比沖性能低、集成復(fù)雜度高、維護(hù)使用成本高、迎風(fēng)面積大。

3)可能性3：采用基于射流預(yù)冷技術(shù)的成熟渦輪發(fā)動機(jī)+雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)組合

前期，美國進(jìn)行了F100渦輪發(fā)動機(jī)射流預(yù)冷地面試驗，將渦輪發(fā)動機(jī)工作包線擴(kuò)展至3.5Ma以上，可以作為AFRE項目的高速渦輪基，與工作范圍3.5～7.0Ma的寬域雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)接力。該方案的技術(shù)難點(diǎn)是采用射流預(yù)冷的成熟渦輪發(fā)動機(jī)系統(tǒng)更加復(fù)雜，比沖性能低，3.0Ma以上考慮噴水后的綜合比沖不足600 s，導(dǎo)致飛行器載荷和有效航程的降低，因此采用射流預(yù)冷措施可提升渦輪基工作馬赫數(shù)的范圍有限，需同步將高速通道下限拓展至3.5以下，以具備雙通道并聯(lián)組合接力的能力。

盡管上述幾種可能性可實現(xiàn)渦輪發(fā)動機(jī)與超燃沖壓發(fā)動機(jī)的組合，形成6.0Ma級的TBCC發(fā)動機(jī)產(chǎn)品，但不同方案均具有較大的技術(shù)攻關(guān)難度，推測AFRE項目仍是“模態(tài)轉(zhuǎn)換演示驗證”(MoTr)項目的承接與發(fā)展，是美國眾多單項驗證計劃的一項，其提出的利用成熟渦輪進(jìn)行全尺寸TBCC地面集成驗證思路仍然是針對模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)的工程可行性驗證。根據(jù)分析，可能的驗證方案在工作性能、系統(tǒng)集成程度上與工程實用差距較大，是高速渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)成熟前的先期驗證手段。美國確立的高速渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)、雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)與組合技術(shù)多途徑發(fā)展思路沒有改變，各個計劃在有連續(xù)性地研究，并沒有明確的資料顯示美國6.0Ma級TBCC發(fā)動機(jī)已經(jīng)收斂到具體技術(shù)方案[33-43]。

2.3 歐洲深化ATR-沖壓組合形式的研究(8 Ma)

除以渦輪發(fā)動機(jī)作為組合發(fā)動機(jī)低馬赫的動力裝置外，以歐洲為代表的西方國家同步發(fā)展了以ATR發(fā)動機(jī)作為組合發(fā)動機(jī)低速通道的技術(shù)方案，與渦輪發(fā)動機(jī)相比，其ATR發(fā)動機(jī)的主要優(yōu)勢為推重比更高。2018年6月，歐洲“高速推進(jìn)概念的平流層飛行應(yīng)用”(StratoFly)項目正式啟動，該項目是在歐洲“地平線2020”計劃資助下啟動的一個高超聲速客機(jī)技術(shù)驗證項目，目標(biāo)為2035年前使300座級高超聲速民用飛機(jī)技術(shù)成熟度達(dá)到6級[44]。

StratoFly項目擬采用液氫作為燃料，最高工作馬赫數(shù)達(dá)到8級，可在高度33 km條件下巡航飛行，目標(biāo)航程18 700 km。其MR3型飛行器為目前發(fā)展的主要方案，長94 m，翼展41 m，外部布局沿用MR2.4型(基線方案)的推進(jìn)裝置和外部結(jié)構(gòu)，只對移動表面、所有前緣的鈍化和噴嘴區(qū)域略加修改。其推進(jìn)系統(tǒng)由ATR發(fā)動機(jī)與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)組合而成，如圖4所示，6臺ATR可使飛機(jī)從起飛爬升到馬赫數(shù)4.5；速度達(dá)到馬赫數(shù)4.5后，雙模沖壓發(fā)動機(jī)接力工作，亞燃模態(tài)可加速至馬赫數(shù)5，并最終依靠超燃模態(tài)加速到馬赫數(shù)8.0[45]。

圖4 StratoFly MR3的推進(jìn)系統(tǒng)

3 TBCC發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)分析

TBCC發(fā)動機(jī)工作包線寬廣，長時間工作在高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速和高載荷等極其復(fù)雜和苛刻的環(huán)境，為保證發(fā)動機(jī)及其系統(tǒng)安全可靠地工作，在研制時除了必須經(jīng)過詳細(xì)設(shè)計計算分析外，國外開展了嚴(yán)格的部件和整機(jī)試驗，利用專門的試驗和測試設(shè)備，檢驗發(fā)動機(jī)的性能、操縱性和耐久性。組合動力的試驗研究不僅為發(fā)動機(jī)設(shè)計提供了大量的技術(shù)數(shù)據(jù)和設(shè)計計算結(jié)果的驗證，而且完善了計算方法，鞏固了設(shè)計的理論基礎(chǔ)和依據(jù)，所以渦輪沖壓組合動力的研制很大程度上取決于試驗技術(shù)的先進(jìn)性。

目前渦輪沖壓組合動力的試驗方法主要分為飛行試驗和地面試驗兩大類。在地面試驗方面，國外具有良好的直連試驗和定馬赫自由射流試驗技術(shù)基礎(chǔ)，自20世紀(jì)中期起，世界范圍內(nèi)包括法國、美國、蘇聯(lián)、日本、德國在內(nèi)的多個國家結(jié)合各自的技術(shù)能力和試驗條件開展了進(jìn)氣道、燃燒室、噴管的部件試驗，部分氣流通道和全氣流通道的直連試驗、自由射流試驗，實現(xiàn)了從部件級到整機(jī)級的組合動力技術(shù)驗證。近年來，為對飛行軌跡中的模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)行驗證，美國在先進(jìn)推進(jìn)試驗技術(shù)焦點(diǎn)領(lǐng)域中制定發(fā)展了變馬赫數(shù)自由射流技術(shù)、清潔空氣蓄熱式加熱器等試驗技術(shù)，實現(xiàn)了變馬赫自由射流的試驗?zāi)芰χ鸩教嵘?，并對TBCC發(fā)動機(jī)的研制起到了關(guān)鍵的推動作用。

3.1 變馬赫數(shù)自由射流技術(shù)分析

變馬赫自由射流試驗設(shè)施的關(guān)鍵在于可連續(xù)變馬赫的自由射流噴管技術(shù)，該技術(shù)廣泛應(yīng)用在連續(xù)式跨音速風(fēng)洞中，最早在20世紀(jì)60年代末期到80年代，為了滿足協(xié)和號超音速運(yùn)輸機(jī)用奧林帕斯593發(fā)動機(jī)研制需求，英國國家燃?xì)鉁u輪研究中心(National Gas Turbine Establishment, NGTE)建立了大型自由射流艙4號艙，完成了協(xié)和號飛機(jī)在馬赫數(shù)1.5～3.5不同飛行姿態(tài)下的模擬與驗證。

20世紀(jì)90年代末期，美國投資6.253億美元花費(fèi)10年時間建成目前世界上最大的航空推進(jìn)系統(tǒng)試驗設(shè)備(aeropropulsion systems test facility, ASTF)，ASTF由C-1和C-2兩個高空試驗艙組成，主要參數(shù)如表2所示，ASTF通常用于大流量帶加力渦輪發(fā)動機(jī)性能試驗、空氣動力學(xué)試驗、矢量推力試驗、結(jié)冰試驗及壓力與溫度畸變試驗，為F119、F135發(fā)動機(jī)研制起到巨大推動作用。

表2 ASTF試驗艙主要參數(shù)

2012年開始，美國空軍研究實驗室與阿諾德工程中心合作改進(jìn)了氣動與推進(jìn)試驗單元(aerodynamic and propulsion test unit, APTU)[46]，并在該試驗設(shè)備上進(jìn)行了大量的組合發(fā)動機(jī)試驗，如圖5所示。APTU是一座下吹式自由射流試驗設(shè)備，可以在模擬真實溫度條件下進(jìn)行空氣動力學(xué)、推進(jìn)技術(shù)以及材料與結(jié)構(gòu)的自由射流試驗。APTU在持續(xù)的改造升級過程中對多個試驗技術(shù)進(jìn)行了深入研究，其中包括以下幾個方面。

圖5 組合發(fā)動機(jī)在ATPU進(jìn)行測試

1)試驗方法研究：主要針對異丁烷和富氧空氣燃燒產(chǎn)生的污染組分影響研究，提出了多種修正和優(yōu)化試驗方案。

2)試驗分析技術(shù)研究：包括高溫噴管喉道的設(shè)計、自由射流噴管啟動方面。

3)設(shè)備的建模及控制系統(tǒng)集成研究：通過針對APTU設(shè)備建模并與設(shè)備本身耦合，在試驗前對控制邏輯進(jìn)行驗證，降低試驗風(fēng)險。

4)診斷技術(shù)研究：對高焓燃燒狀態(tài)下的攝像進(jìn)行改造，確保清晰顯示燃燒室內(nèi)火焰結(jié)構(gòu)。

2018年11月，在AFRE項目的支持下，美國洛克達(dá)因公司在NASA蘭利研究中心的約24.38 m高溫風(fēng)洞中完成了雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)的低馬赫數(shù)模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗，驗證了渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)在變壓力變馬赫數(shù)環(huán)境下的雙向模態(tài)轉(zhuǎn)換能力。

通過變馬赫數(shù)自由射流技術(shù)的發(fā)展情況分析，目前國外先進(jìn)的試驗設(shè)施主要表現(xiàn)在變馬赫數(shù)模擬、純凈空氣加熱能力與連續(xù)試驗時間3個方面。在變馬赫數(shù)模擬方面，國外先進(jìn)高空試驗設(shè)施已具備自由射流試驗過程中變馬赫數(shù)模擬能力，如英國國家燃?xì)鉁u輪研究院大型自由射流試驗倉、美國阿諾德工程發(fā)展中心航空推進(jìn)系統(tǒng)試驗設(shè)備、阿諾德工程發(fā)展中心超聲速推進(jìn)風(fēng)洞等；在純凈空氣加熱能力方面，國外先進(jìn)高空試驗設(shè)施具有較強(qiáng)的純凈空氣加熱能力，模擬溫度超過850 K，基本能承擔(dān)飛行馬赫數(shù)3.5以下試驗任務(wù)，最高超過1 000 K，具備承擔(dān)飛行馬赫數(shù)達(dá)4.3試驗任務(wù)，如美國NASA格倫研究中心推進(jìn)系統(tǒng)實驗室；在連續(xù)試驗時間方面，國外先進(jìn)高空試驗設(shè)施采用連續(xù)氣源設(shè)計，具備連續(xù)長時間試驗?zāi)芰?，如美國NASA格倫研究中心推進(jìn)系統(tǒng)實驗室、英國國家燃?xì)鉁u輪研究院大型自由射流試驗倉利用航空發(fā)動機(jī)驅(qū)動壓縮機(jī)供氣。

3.2 清潔空氣蓄熱式加熱器技術(shù)

清潔空氣蓄熱式加熱器技術(shù)最早在NASA的格林研究中心高超聲速風(fēng)洞設(shè)備(hypersonic tunnel facility, HTF)就有了成熟應(yīng)用[47]，其主要原理是采用電磁感應(yīng)加熱石墨蓄熱體，再通過蓄熱體加熱流通的純凈氮?dú)猱a(chǎn)生高溫氮?dú)猓詈笈c氧氣摻混形成人工合成的高焓純凈空氣，如圖6所示。

圖6 HTF蓄熱體剖視圖

1996年，在HTF上進(jìn)行了RBCC發(fā)動機(jī)工作能力驗證，該試驗驗證了發(fā)動機(jī)在自由射流條件下的性能，同時也驗證了HTF進(jìn)行RBCC發(fā)動機(jī)試驗的能力。進(jìn)行了40多次試驗，馬赫數(shù)達(dá)到了6.6[48]。

此外，美國、日本和法國也分別開展了利用氧化鋁/氧化鋯材料產(chǎn)生高焓清潔空氣的技術(shù)研究及應(yīng)用。其中美國高超聲速氣動推進(jìn)清潔空氣試驗臺(hypersonic aero propulsion clean air testbed, HAPCAT)的核心部件研制開展了大量的蓄熱材料選擇與性能評估工作[49]。其中采用氧化釔—氧化鋯材料的加熱器方案工作溫度可超過2 500 K，在規(guī)定的所有馬赫數(shù)條件下持續(xù)運(yùn)行時間不少于120 s，能為高速/高超聲速推進(jìn)試驗平臺提供高溫清潔空氣。其中氧化鋁蓄熱材料可以提供1 800 K的高溫純凈空氣，氧化釔—氧化鋯蓄熱材料有望提供2 593 K的高溫純凈空氣。

日本防衛(wèi)廳研究開發(fā)局建造了一套以氧化鋁為蓄熱材料的高超聲速自由射流試驗平臺(ramjet engine test facility, RJTF)[50]。該設(shè)備的溫度模擬采用兩級加熱方式，最高模擬總溫為2 600 K。第一級為該試驗平臺的關(guān)鍵設(shè)備，通過無污染的氧化鋁空心磚型蓄熱體空氣加熱器(storage air heater, SAH)，如圖7所示，可將純凈空氣溫度加熱到1 700 K，第二級為直接燃燒式氫燃料空氣加熱器(vitiated air heater, VAH)，可進(jìn)一步將純凈空氣溫度加熱到2 600 K。

圖7 RJTF蓄熱式空氣加熱器(單位：mm)

4 結(jié)語

經(jīng)過近十年的研究發(fā)展，國外TBCC發(fā)動機(jī)完成了地面整機(jī)集成和模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗，技術(shù)成熟度達(dá)到4～5級，并規(guī)劃了飛行試驗驗證工作，但為滿足飛行演示驗證需求，TBCC發(fā)動機(jī)還需進(jìn)一步攻克飛/發(fā)一體化設(shè)計、寬范圍進(jìn)排氣、雙通道模態(tài)轉(zhuǎn)換等關(guān)鍵技術(shù)。

TBCC發(fā)動機(jī)研制依賴于多專業(yè)多學(xué)科的同步提升，尤其在試驗技術(shù)方面，目前國外具有良好的直連試驗和自由射流試驗技術(shù)基礎(chǔ)，但為對TBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)行全面的地面驗證，美國在先進(jìn)推進(jìn)試驗技術(shù)焦點(diǎn)領(lǐng)域中制定發(fā)展了變馬赫數(shù)自由射流技術(shù)和清潔空氣蓄熱式加熱器技術(shù)等關(guān)鍵的試驗技術(shù)，以支撐組合動力的驗證工作。

TBCC發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展需注重理論與試驗技術(shù)的結(jié)合，逐步提升關(guān)鍵技術(shù)成熟度，經(jīng)過長期的研究與一系列的計劃支持，國外TBCC發(fā)動機(jī)的技術(shù)先進(jìn)性和工程可實現(xiàn)性已經(jīng)被驗證，建議我國加強(qiáng)相關(guān)研究工作，創(chuàng)造社會經(jīng)濟(jì)效益。