面向高超聲速民機(jī)的多通道雙渦輪引射沖壓組合動(dòng)力

尹澤勇，尤延鋮，朱呈祥，朱劍鋒，吳了泥，黃玥

1.中國航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，北京 101399

2.廈門大學(xué) 航空航天學(xué)院，廈門 361104

高超聲速飛行被譽(yù)為繼螺旋槳推進(jìn)飛行和噴氣推進(jìn)飛行之后航空史上的第3 次“革命”，是21 世紀(jì)航空、航天技術(shù)的制高點(diǎn)。該技術(shù)的突破將極大縮短環(huán)球飛行時(shí)間，具備促進(jìn)科技進(jìn)步、改變?nèi)祟惤煌ㄎ拿鞯木薮鬂摿Α?/p>

高超聲速飛行的核心在于動(dòng)力技術(shù)。高超聲速飛機(jī)，尤其高超聲速民用飛機(jī)對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)的需求主要體現(xiàn)在從水平起降到高超聲速巡航之間的寬空速域可重復(fù)使用。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳工作范圍為馬赫數(shù)Ma=0～2.5；亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為Ma=3～4；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)Ma則在5 以上；火箭發(fā)動(dòng)機(jī)雖然可以全速域工作，但其效率最低。因此，必須科學(xué)合理地組合現(xiàn)有成熟動(dòng)力裝置，以渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，集成沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等多種動(dòng)力形式，優(yōu)化形成寬空速域的重復(fù)使用渦輪基組合動(dòng)力系統(tǒng)（Turbine Based Combine Cycle，TBCC）［1-2］。

首先，本文簡述了渦輪基組合動(dòng)力技術(shù)的發(fā)展?fàn)顩r；然后，介紹了一種主要面向民用高超客機(jī)及貨機(jī)的多通道渦輪基組合動(dòng)力系統(tǒng)MUTTER［3］的主要特點(diǎn)及研究進(jìn)展；接著，討論了這種渦輪基組合動(dòng)力系統(tǒng)的飛/發(fā)一體化特性；最后，給出了工作中形成的若干認(rèn)識(shí)。

1 渦輪基組合動(dòng)力技術(shù)發(fā)展?fàn)顩r

常見的渦輪基組合動(dòng)力類型有渦輪/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪/引射火箭/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)及強(qiáng)預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)等［4］。

1.1 渦輪/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)

串聯(lián)式渦輪/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)有：①J-58 發(fā)動(dòng)機(jī)，用于美國1966—1998 年期間服役的SR-71 的動(dòng)力，最大工作馬赫數(shù)為Ma=3.2［5］。工作馬赫數(shù)低于2.3 時(shí)，壓氣機(jī)第4 級(jí)后的旁通門關(guān)閉，為渦輪噴氣模式；Ma高于2.3 時(shí)，旁通門打開，形成準(zhǔn)沖壓模式。② HYPR90-C 發(fā)動(dòng)機(jī)，日本于1989—1999年開展的HYPR 高超聲速民用運(yùn)輸機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)研究計(jì)劃［6］。目標(biāo)飛行馬赫數(shù)為Ma=5，由無加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組成。③RTA發(fā)動(dòng)機(jī)，美國于2001—2005 年開展的革新渦輪加速器RTA 項(xiàng)目［7］。目標(biāo)飛行馬赫數(shù)為4，先基于已有的YF 120 發(fā)動(dòng)機(jī)，后利用VAATE（Versatile Affordable Advanced Turbine Engine program）計(jì)劃中的通用核心機(jī)等構(gòu)成變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)［8］。另外，相關(guān)單位就兩類串聯(lián)布局組合動(dòng)力［9-10］和一種對(duì)轉(zhuǎn)空氣渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也開展了技術(shù)驗(yàn)證［11］。

并聯(lián)式渦輪/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)有：①FaCET發(fā)動(dòng)機(jī)，即美國于2005 年開始實(shí)施的FALCON計(jì)劃用組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)［12］，它針對(duì)70%縮比模型分別在Ma=3，4，6 的來流條件下開展了沖壓自由射流試驗(yàn)。② MoTr 發(fā)動(dòng)機(jī)，它在FaCET 基礎(chǔ)上于2009 年開始實(shí)施［13］，開展了飛行Ma=0～6推進(jìn)系統(tǒng)地面驗(yàn)證，其成果擬應(yīng)用于SR-72 飛行器。③AFRE 發(fā)動(dòng)機(jī)，美國于2017 年啟動(dòng)的先進(jìn)全速域發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目［14］，驗(yàn)證現(xiàn)貨渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在Ma=2.5 時(shí)長期正常工作，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在Ma＜3.5 時(shí)有效工作。

1.2 渦輪/引射火箭/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)

1）Trijet發(fā)動(dòng)機(jī)，美國Aerojet在原Pyrodyne公司2009 年P(guān)yroJet 概念［15］的基 礎(chǔ)上，提出的三動(dòng)力組合動(dòng)力方案［16］。該方案集成了現(xiàn)有的Ma=2.5 級(jí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、跨聲速和低馬赫數(shù)時(shí)產(chǎn)生主要推力的引射亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

2）TRRE 發(fā)動(dòng)機(jī)，渦輪機(jī)與引射火箭沖壓復(fù)合燃燒室上下并聯(lián)，共用進(jìn)排氣系統(tǒng)，火箭置于沖壓通道內(nèi)［17-18］。

1.3 強(qiáng)預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī)

1）SABRE 發(fā)動(dòng)機(jī)，20 世紀(jì)90 年代英國反應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)公司提出［19］，其外流道由進(jìn)氣道和沖壓燃燒室組成，內(nèi)流道由預(yù)冷器、空氣壓氣機(jī)、渦輪、預(yù)燃室、液氧泵、液氫泵、氦循環(huán)、火箭推力室等組成。

2）Scimitar 發(fā)動(dòng)機(jī)，在SABRE 發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上簡化熱力循環(huán)后形成的渦扇基空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)［20］。

3）FAPE 與HSSC 發(fā)動(dòng)機(jī)，針對(duì)強(qiáng)預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)開展相關(guān)研究后，提出的Ma=5 級(jí)高超聲速強(qiáng)預(yù)冷方案。前者采用液氫作為燃料及冷源，后者為Ma=7 級(jí)液態(tài)甲烷燃料高超聲速強(qiáng)預(yù)冷方案［21-24］。

2 MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)概要

2.1 MUTTER 總體布局

1）布局特點(diǎn)

MUTTER 是由雙渦輪動(dòng)力、引射亞燃動(dòng)力與超燃動(dòng)力組合形成的多通道組合動(dòng)力方案［25］；4 個(gè)通道子動(dòng)力共用進(jìn)排氣系統(tǒng)；渦輪機(jī)在左右通道并列安排，引射亞燃通道和超燃通道居中上下布置，如圖1 所示。

圖1 MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)流道布局示意圖Fig.1 Schematic illustration of flow paths of MUTTER combined cycle engine system

2）技術(shù)優(yōu)勢(shì)

這種布局有4 個(gè)技術(shù)優(yōu)勢(shì)：①左右2 臺(tái)渦輪機(jī)滿足地面起飛高推力需求，保障亞/跨聲速對(duì)稱推力輸出，且對(duì)稱布局便于單模塊演示驗(yàn)證；② 亞燃通道內(nèi)高推重比、高單位迎面推力的小尺寸引射火箭可橋接渦輪動(dòng)力與沖壓動(dòng)力，以及亞、超燃沖壓動(dòng)力間的推力鴻溝；③引射亞燃還可以滿足組合動(dòng)力在加速段的大推力需求，并通過減少加速時(shí)間來減弱甚至完全避免低比沖火箭帶來的燃油消耗增加問題；④ 渦輪、引射亞燃、超燃3 種子動(dòng)力各司其職，分別在相對(duì)較窄、但有利于發(fā)揮性能優(yōu)勢(shì)的馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作，使組合動(dòng)力方案綜合最優(yōu)。

2.2 MUTTER 工作模式

MUTTER 組合動(dòng)力在起飛、加速爬升、巡航、減速下降4 個(gè)階段的工作模式如圖2 所示。

圖2 MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)工作模式Fig.2 Working modes of MUTTER combined cycle engine system

2.3 核心子系統(tǒng)

這里只著重說明進(jìn)排氣子系統(tǒng)及引射亞燃子動(dòng)力，其他不作介紹。

2.3.1 進(jìn)排氣

MUTTER 的進(jìn)排氣系統(tǒng)均為面向多通道的三維共用系統(tǒng)［26-27］，如圖3 所示。

圖3 MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)排氣系統(tǒng)Fig.3 Inlet and nozzle system of MUTTER combined cycle engine system

1）進(jìn)氣系統(tǒng)

利用分流機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)從進(jìn)氣道進(jìn)口到內(nèi)流四通道的一分四調(diào)節(jié)。關(guān)鍵技術(shù)是發(fā)展寬空速域起動(dòng)、流量按需分配、低能流主動(dòng)排移及出口畸變抑制的控制技術(shù)，解決模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)的通道間相互干擾問題，確保不同通道的正常、協(xié)同、高效工作。

2）排氣系統(tǒng)

以滿足寬空速域工況的高推力為目標(biāo)，通過節(jié)流機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)各通道的高性能節(jié)流、出口波系調(diào)節(jié)與落壓比控制。關(guān)鍵技術(shù)是在連續(xù)變工況條件下實(shí)現(xiàn)不同通道間的流量與壓力匹配，確保不同模態(tài)下推力性能均盡可能最優(yōu)。

2.3.2 引射亞燃

引射亞燃通道工作原理如圖4 所示。與圖2對(duì)應(yīng)，Ma＜2.5 時(shí)根據(jù)飛行需要，引射亞燃通道可工作在純火箭引射模式，Ma=2.5～3.0 時(shí)工作在引射亞燃模式，Ma=3.0～4.5 為純亞燃模式。置于引射亞燃通道中的火箭通過引射卷吸作用將上游來流吸入，向低溫低速的來流傳遞動(dòng)量和能量以實(shí)現(xiàn)引射增推。引射火箭出口的高溫高壓也為亞燃沖壓創(chuàng)造了更好的工作環(huán)境，采用過氧化氫作為氧化劑，與渦輪機(jī)和超燃共用再生冷卻煤油燃料。

圖4 引射火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作模態(tài)Fig.4 Working modes of ejector ramjet engine

2.4 分尺度、分階段研究與驗(yàn)證方式

1）分尺度研究及驗(yàn)證

初步研究表明，在現(xiàn)有渦輪機(jī)能力及飛行器技術(shù)水平下，從靜止加速至Ma=6 巡航狀態(tài)，組合動(dòng)力驗(yàn)證飛行器最小噸位約15 t，且其中燃料占絕大部分。直接開展這個(gè)量級(jí)及以上的組合動(dòng)力系統(tǒng)研究及飛行演示驗(yàn)證，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)高、經(jīng)費(fèi)投入大。為此，MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)研究、分析與驗(yàn)證工作按飛行器重量級(jí)分為2 個(gè)尺度：先期驗(yàn)證的MUTTER（無人驗(yàn)證飛行器500 kg），以及產(chǎn)品目標(biāo)的MUTTER（驗(yàn)證飛行器72 t）。

先期驗(yàn)證的MUTTER：在經(jīng)費(fèi)需求不多、可快速實(shí)現(xiàn)的前提下，研究基于2 臺(tái)現(xiàn)貨2 kN 推力級(jí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)工作特性、進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)、引射火箭仿真與試驗(yàn)、相關(guān)傳感測(cè)試技術(shù)，低速階段直接飛行演示驗(yàn)證，以及高速階段運(yùn)載助推發(fā)射后飛行演示驗(yàn)證。

產(chǎn)品目標(biāo)的MUTTER：從飛/發(fā)一體化分析與論證角度，分析評(píng)價(jià)MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)的可行性、合理性、先進(jìn)性、高效性和經(jīng)濟(jì)性，為下一步實(shí)現(xiàn)此類噸一級(jí)有效載荷（即10 名左右乘客的產(chǎn)品型）民用高超聲速飛行器及其組合動(dòng)力系統(tǒng)研究打下堅(jiān)實(shí)技術(shù)基礎(chǔ)。當(dāng)然，有效載荷屆時(shí)可能更大或更小，飛行器及動(dòng)力系統(tǒng)可相應(yīng)調(diào)整。

2）分階段飛行驗(yàn)證

為逐步推進(jìn)關(guān)鍵技術(shù)飛行驗(yàn)證，先期驗(yàn)證的MUTTER 裝機(jī)飛行驗(yàn)證工作如圖5 所示。分3 個(gè)階段開展：第1 階段研制水平起降超聲速技術(shù)演示驗(yàn)證機(jī)，驗(yàn)證MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)中渦輪機(jī)與引射亞燃模態(tài)的雙向轉(zhuǎn)換能力；第2 階段開展運(yùn)載器助推發(fā)射以及分離后飛行器試驗(yàn)，驗(yàn)證MUTTER 組合動(dòng)力的引射亞燃與純亞燃沖壓雙向模態(tài)轉(zhuǎn)換，獲得Ma=3 左右的發(fā)動(dòng)機(jī)正推力；第3 階段仍為運(yùn)載器助推發(fā)射以及分離后飛行器試驗(yàn)，但驗(yàn)證MUTTER 組合動(dòng)力中亞燃沖壓與超燃沖壓的雙向模態(tài)轉(zhuǎn)換等，實(shí)現(xiàn)Ma=5 左右或更高速度飛行。

圖5 先期驗(yàn)證的MUTTER 分階段飛行演示驗(yàn)證Fig.5 Staged flight demonstration of pre-verified MUTTER engine system

3 先期驗(yàn)證的MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)研究進(jìn)展

先期驗(yàn)證的MUTTER 多通道組合動(dòng)力系統(tǒng)安裝于500 kg 起飛重量的無人飛行器上，它包括2 臺(tái)2 kN 推力級(jí)渦輪機(jī)，1 臺(tái)8 kN 推力級(jí)引射火箭，稍后安裝的1 臺(tái)3 kN 推力級(jí)亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，1 臺(tái)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模擬通道。

3.1 子動(dòng)力正常、協(xié)調(diào)工作

3.1.1 流量分配特性

MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)在不同工作模態(tài)下的流量分配特性如圖6 所示，總流量系數(shù)一直在0.75 以上，變化比較緩和。這表明共用進(jìn)氣道捕獲能力強(qiáng)，全馬赫數(shù)范圍的溢流阻力較小。隨飛行馬赫數(shù)增大，總流量系數(shù)穩(wěn)步增大至1，表明MUTTER 具有好的高速特性。

圖6 MUTTER 組合發(fā)動(dòng)機(jī)的流量分配特性Fig.6 Characteristics of mass flow distribution of MUTTER combined cycle engine

3.1.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換過程

建立了渦輪機(jī)、引射亞燃沖壓和超燃沖壓等幾種子動(dòng)力的部件級(jí)模型及非線性變參數(shù)（Nonlinear Parameter Varying，NPV）系統(tǒng)和相應(yīng)的吸引域估計(jì)方法，開展了基于NPV 吸引域估計(jì)方法的初步理論驗(yàn)證。該方法能夠較準(zhǔn)確地辨別渦輪機(jī)、引射亞燃及超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的穩(wěn)定工作邊界。

為實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)換控制策略，構(gòu)建了多參數(shù)、多回路分布式控制系統(tǒng)，主控單元采用嵌入式操作系統(tǒng)，以高速以太網(wǎng)和路由器構(gòu)造響應(yīng)控制網(wǎng)絡(luò)。開展了初步開環(huán)測(cè)試，轉(zhuǎn)換順利，作動(dòng)響應(yīng)延時(shí)低于0.8 s，總體推力輸出平穩(wěn)。

3.2 進(jìn)排氣系統(tǒng)

3.2.1 進(jìn)氣系統(tǒng)

進(jìn)氣道的分流機(jī)構(gòu)如圖7 所示，由位于渦輪通道和引射亞燃通道內(nèi)的3 套旋轉(zhuǎn)雙分流板組成，以遠(yuǎn)端推門方式控制雙分流板旋轉(zhuǎn)開合，從而實(shí)現(xiàn)相關(guān)通道子動(dòng)力的模態(tài)轉(zhuǎn)換。其中，渦輪通道分流板通過鉸鏈直接與液壓推桿相連；而引射亞燃通道由于所受載荷較大，其分流板通過承力心軸進(jìn)行支撐再與液壓推桿相連。

圖7 MUTTER 組合動(dòng)力進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.7 Structure of inlet system of MUTTER combined cycle engine

三維內(nèi)轉(zhuǎn)組合動(dòng)力進(jìn)氣道進(jìn)口三維波系采用彎曲激波理論［28］構(gòu)建，內(nèi)型面主要由中心線走勢(shì)與截面積變化規(guī)律決定。該進(jìn)氣道在寬空速域范圍內(nèi)均正常工作，各通道出口流量及總壓恢復(fù)滿足不同子動(dòng)力的需求。Ma=2.5 時(shí)，渦輪向引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，隨著分流板的逐漸關(guān)閉，渦輪通道流量穩(wěn)步下降，引射亞燃通道和超燃通道的流量穩(wěn)步上升，總流量系數(shù)穩(wěn)中有降；同時(shí)，渦輪通道出口總壓恢復(fù)逐漸下降，引射亞燃通道和超燃通道的出口總壓恢復(fù)穩(wěn)步上升，如圖8所示。

圖8 組合進(jìn)氣道流動(dòng)特征及抗反壓能力Fig.8 Flow characteristics of combined inlet and its capacity of anti-back pressure

3.2.2 排氣系統(tǒng)

排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)采用Rao 最大推力噴管理論，輔以流線追蹤形狀因子最大推力修正方法。流道型面由正向/逆向流線追蹤加權(quán)獲得，面積調(diào)節(jié)與通道開合采用側(cè)壁平動(dòng)方式，如圖9 所示。各通道的流量與通道喉道面積基本呈線性關(guān)系，在Ma＞2.5 工作時(shí)，組合噴管的推力系數(shù)始終維持在0.9 以上。在渦輪模態(tài)，由于渦輪通道的燃?xì)鈮毫γ黠@高于其他2 個(gè)通道，在氣流交匯處出現(xiàn)復(fù)雜流動(dòng)波系結(jié)構(gòu)。

圖9 排氣系統(tǒng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c典型流動(dòng)特征Fig.9 Test model of nozzle system and typical flow characteristics

3.3 引射亞燃通道

3.3.1 通道設(shè)計(jì)

引射火箭長度為9 倍火箭噴管出口直徑，通過3 支呈120°角分布的仿翼型支撐架安裝于引射通道內(nèi)。摻混段遵循主火箭背壓與引射通道靜壓平衡原則，擴(kuò)壓段按照出口馬赫數(shù)為0.3 設(shè)計(jì)，滿足等直燃燒室的亞燃燃燒組織需求。等直燃燒室進(jìn)口布置有設(shè)計(jì)占空比為0.2 的燃料支板，可提升引射亞燃通道出口溫度，并改善溫度分布均勻程度。

3.3.2 穩(wěn)態(tài)仿真分析

引射亞燃性能建模與仿真分析表明：應(yīng)避免火箭背壓與流道壓力匹配失衡造成火箭射流的膨脹壅塞。推力增益程度與火箭噴流/通道來流流量比密切相關(guān)，引射火箭會(huì)增加來流摻混后的工質(zhì)總溫、總壓，這能提高亞燃燃燒室點(diǎn)火能力并改善火焰穩(wěn)定特性。優(yōu)先選擇小火箭工況與較大的等直燃燒段燃油噴射量，可以在燃料消耗量一定的情況下獲得更高的引射亞燃比沖性能。圖10 所示為來流馬赫數(shù)為2.5、火箭室壓為3 MPa、等直燃燒段亞燃當(dāng)量比為0.25 時(shí)，引射亞燃通道內(nèi)沿流向各截面的溫度（T）分布。

圖10 一體化仿真的計(jì)算域與引射亞燃通道溫度分布Fig.10 Computational domain of integrated simulations and temperature distribution in ejector ramjet flow path

3.3.3 引射火箭與進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)匹配特性

研究表明，火箭低室壓啟動(dòng)后，火箭射流形成的高壓區(qū)可能反向前傳并推動(dòng)進(jìn)氣道結(jié)尾激波前移，直至達(dá)到壓力平衡狀態(tài)后在某一區(qū)域內(nèi)駐定，如圖11 所示，圖中軸向距離以發(fā)動(dòng)機(jī)總長度L為參考進(jìn)行了無量綱處理。準(zhǔn)確把握火箭啟動(dòng)和室壓切變的時(shí)機(jī)，可有效避免燃燒室反壓前傳影響進(jìn)氣道，從而確保渦輪機(jī)向引射亞燃的模態(tài)轉(zhuǎn)換成功和正常工作。

圖11 增推引射火箭與進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)匹配特性Fig.11 Dynamic matching characteristics of ejector ramjet engine and combined inlet

3.3.4 地面試驗(yàn)研究

以先期驗(yàn)證的MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)為輸入條件，按引射亞燃通道擴(kuò)壓段進(jìn)口截面最大馬赫數(shù)為0.3 確定所需的引射火箭。然后選定火箭推力室室壓為4 MPa，開展了小型模擬火箭的設(shè)計(jì)、加工和地面試驗(yàn)。熱試車工作曲線如圖12 所示，該試車曲線顯示點(diǎn)火持續(xù)時(shí)間約為2.5 s，穩(wěn)定工作時(shí)間約為1.8 s，推力穩(wěn)定。

圖12 小型模擬引射火箭地面試驗(yàn)系統(tǒng)與熱試車工作曲線Fig.12 Ground test system of subscale ejector ramjet engine and its working performance

3.4 低速階段飛行演示驗(yàn)證

以2 臺(tái)2 kN 推力級(jí)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，開展了起飛重量500 kg 的先期驗(yàn)證MUTTER 渦輪基組合動(dòng)力/飛行器的設(shè)計(jì)、制造以及起飛爬升至低速飛行試飛工作。名為“南強(qiáng)一號(hào)”的驗(yàn)證飛行器全長5.23 m，最大起飛重量500 kg，由機(jī)體結(jié)構(gòu)件、飛行控制系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)、任務(wù)載荷、起落架系統(tǒng)組成。先期驗(yàn)證的MUTTER 組合動(dòng)力內(nèi)置于后機(jī)身，三維內(nèi)轉(zhuǎn)組合動(dòng)力進(jìn)氣道唇口開在腹部。

4 產(chǎn)品目標(biāo)的MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)飛/發(fā)一體化分析

飛/發(fā)一體化是渦輪基組合動(dòng)力系統(tǒng)研究的關(guān)鍵。以巡航馬赫數(shù)為6、1 h 飛行6 000 km、有效載荷1.5 t 為任務(wù)需求，則背景飛行器總重約為72 t，其中燃油占比60%，結(jié)構(gòu)重量占比24%，動(dòng)力及輔助系統(tǒng)占比14%，載荷占比2%。起飛時(shí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求約為50 t，采用4 臺(tái)最大推力12.5 t 的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，構(gòu)成2 組MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)，其中引射火箭推力為9 t，Ma=3 亞燃沖壓設(shè)計(jì)點(diǎn)推力為37 t，Ma=6 超燃沖壓設(shè)計(jì)點(diǎn)推力為16 t?；蛘?，也可以根據(jù)以上飛機(jī)總重及動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)，設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)為4、不間斷飛行2 h、航程6 000 km、有效載荷5 t 的超聲速民機(jī)動(dòng)力產(chǎn)品，此時(shí)，民機(jī)爬升及下降速率的控制及應(yīng)對(duì)值得關(guān)注。

根據(jù)上述72 t 產(chǎn)品目標(biāo)高超聲速飛機(jī)及相應(yīng)MUTTER 組合動(dòng)力方案基本數(shù)據(jù)，采用基于航跡優(yōu)化技術(shù)的整機(jī)級(jí)建模方法開展了高超飛機(jī)的飛/發(fā)一體化耦合性能分析。結(jié)果表明，由于爬升段工作速域?qū)挘缏曀偌澳B(tài)轉(zhuǎn)換階段加速時(shí)間較長、燃油消耗多，高超聲速飛機(jī)在爬升段的燃油消耗可達(dá)總?cè)加土康?0%，較亞聲速飛機(jī)明顯增加，飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)之間的強(qiáng)耦合問題更加凸顯。在給定背景飛行器條件下，MUTTER組合動(dòng)力系統(tǒng)的若干相關(guān)特性簡述如下。

4.1 推阻特性

由圖13 所示飛/發(fā)一體推阻曲線可知，無引射火箭時(shí)，跨聲速及模態(tài)轉(zhuǎn)換階段剩余推力不足問題嚴(yán)峻，即通常所謂“推力鴻溝”。簡單的全局推力放大會(huì)導(dǎo)致組合動(dòng)力迎風(fēng)面積增加，局部速域剩余推力不足的問題可能難以克服。且由于組合動(dòng)力系統(tǒng)子動(dòng)力分速域工作的特點(diǎn)，全局推力放大將使得高速巡航時(shí)成為“死重”的低速子動(dòng)力占據(jù)太多的結(jié)構(gòu)重量和低速燃油消耗，從而導(dǎo)致巡航航程減少。引射火箭局部增推技術(shù)則既可實(shí)現(xiàn)“推阻波谷”的推力補(bǔ)充，又能有效降低“推阻波峰”的推力富余，飛/發(fā)推阻曲線的波動(dòng)特性更為平緩［29］。

圖13 寬空速域范圍飛/發(fā)推阻特性Fig.13 Thrust/drag performance of integrated vehicle and engine in wide-space/speed range

4.2 航程特性

合理優(yōu)化的引射火箭局部增推技術(shù)可以有效增加組合動(dòng)力系統(tǒng)的航程性能。由圖14（圖中W為起飛推力，Δ為不同推進(jìn)系統(tǒng)方案下巡航航程的最大相對(duì)差距）可以看出，盡管無引射火箭TBCC 的60 t 起飛推力較MUTTER 的50 t 渦 輪起飛推力增加了20%，但經(jīng)優(yōu)化匹配，后者的巡航航程反而較前者的增加6.5%。

圖14 引射火箭推力與航程關(guān)系Fig.14 Relationship between ejector thrust and range

選擇合適比沖的火箭也要充分考慮飛/發(fā)一體。例如，當(dāng)飛行器升阻比為3.5 時(shí)，在圖15 中，火箭在基準(zhǔn)阻力系數(shù)1.0 區(qū)域內(nèi)的工作時(shí)間很短，火箭比沖變化對(duì)總飛行時(shí)間/航程的改變很小，提高火箭比沖的作用有限。此時(shí)可以采用比沖值相對(duì)低但系統(tǒng)簡單的火箭，如過氧化氫/煤油火箭。當(dāng)飛行阻力增大到理想基準(zhǔn)阻力的130%，比沖提升會(huì)明顯縮短爬升時(shí)間、有效增加巡航飛行時(shí)間及航程，火箭方案則必須盡力提升比沖，如可采用較為復(fù)雜的液氧/煤油火箭。

圖15 不同比沖及飛行器阻力狀態(tài)下的巡航時(shí)間及航程特性Fig.15 Cruise time and voyage performance with different values of impulse and flight drag

4.3 燃油消耗及動(dòng)力質(zhì)量占比特性

提升推重比從而降低發(fā)動(dòng)機(jī)重量，或是提高子動(dòng)力比沖從而減少燃油消耗，都可以顯著改善飛行器的質(zhì)量占比特性。按照渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推重比為8、液體引射火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推重比為50 進(jìn)行估算，MUTTER 組合動(dòng)力中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的總質(zhì)量為6.5 t，引射火箭發(fā)動(dòng)機(jī)總質(zhì)量為0.18 t，僅為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的2.8%。合理利用高推重比的引射火箭進(jìn)行局部增推，可以彌補(bǔ)其比沖偏低的缺點(diǎn)。如圖16 所示，若將組合動(dòng)力系統(tǒng)推重比從5提升至6，與比沖提升20%對(duì)改善質(zhì)量占比特性效果相當(dāng)，而提高動(dòng)力系統(tǒng)推重比還可以縮短高超聲速飛行器的爬升段航程與時(shí)間。

圖16 比沖及推重比對(duì)起飛爬升燃油及質(zhì)量占比的影響Fig.16 Influence of impulse and thrust/weight ratio on mass ratio of fuel consumption and propulsion system during taking off and climbing

4.4 單位流量推力特性

渦輪、引射亞燃沖壓及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)最佳單位流量推力速域如圖17 所示，MUTTER 力爭(zhēng)使各子動(dòng)力“解耦”工作在各自的最佳單位流量推力速域。此外，最佳工作速域的不連續(xù)使得組合動(dòng)力系統(tǒng)的單位流量推力性能也取決于其模態(tài)轉(zhuǎn)換過程，采用引射火箭可以較好地填充各子部件間的單位流量推力差異，從而幫助MUTTER 快速逾越“推力鴻溝”。

圖17 典型子動(dòng)力模態(tài)的單位流量推力特性Fig.17 Typical specific thrust performance of different engine modes

4.5 單位迎面推力特性

單位迎面推力雖不是高超民機(jī)組合動(dòng)力選擇的最重要參考依據(jù)，但是應(yīng)當(dāng)指出MUTTER在這方面有一定優(yōu)勢(shì)。對(duì)于50 t 起飛推力的2 組MUTTER 組合發(fā)動(dòng)機(jī)，每組采用2 臺(tái)12.5 t 推力的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，一組MUTTER 四通道的最大輪廓面積為3.19 m2，小于由其巡航狀態(tài)超燃發(fā)動(dòng)機(jī)流量需求決定的進(jìn)氣道捕獲面積3.22 m2，如圖18 所示。對(duì)于常規(guī)并聯(lián)TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)，巡航狀態(tài)下其沖壓通道需要兼顧亞燃和超燃的工作需求，單位流量推力性能較MUTTER 低5%，其2 組TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道捕獲面積比相應(yīng)的1 組MUTTER 增加5%，進(jìn)氣道捕獲面積為3.38 m2，最大輪廓面積為3.36 m2。也就是說，合理設(shè)計(jì)MUTTER 進(jìn)氣道捕獲截面的輪廓形狀，2 組MUTTER 的截面尺寸比4 組常規(guī)并聯(lián)TBCC 更加緊湊，有利于減小飛/發(fā)一體化條件下的飛行阻力。

圖18 MUTTER 與常規(guī)并聯(lián)TBCC 的流道截面形狀對(duì)比Fig.18 Comparison of cross-sectional area between MUTTER and traditional over/under TBCC

4.6 飛/發(fā)效率特性

通常認(rèn)為引入比沖低的火箭會(huì)降低組合發(fā)動(dòng)機(jī)效率。但是，火箭的引入會(huì)使得跨聲速及模態(tài)轉(zhuǎn)換階段的飛機(jī)加速效率增加。若定義飛/發(fā)一體總效率為飛行效率與發(fā)動(dòng)機(jī)效率的乘積［30］，則火箭引入可能提升總效率，即低比沖火箭的引入在飛/發(fā)一體化層面有可能使得總體方案經(jīng)濟(jì)性更佳［31］，參見圖19。在MUTTER 中，引入推力為9 t 的火箭，將爬升段飛行平均效率ηveh提升了7.8%。盡管低比沖火箭使得發(fā)動(dòng)機(jī)平均效率ηengine拉低了0.9%，但任務(wù)總效率ηtot卻仍然增加6.8%。

圖19 引入增推引射火箭的飛行器、發(fā)動(dòng)機(jī)及總效率變化示意圖Fig.19 Schematic diagram of change of flight efficiency，engine efficiency and total efficiency with aid of ejector engine

5 認(rèn)識(shí)與結(jié)論

通過MUTTER 研究工作的實(shí)踐，有如下思考和認(rèn)識(shí)：

1）面向高超民機(jī)的渦輪基組合動(dòng)力研究十分重要且備受關(guān)注。理想的動(dòng)力當(dāng)能夠支持水平起降、遠(yuǎn)距離高空高超聲速巡航并多次重復(fù)使用，渦輪基組合動(dòng)力系統(tǒng)是此類高超聲速飛行最有發(fā)展前景的動(dòng)力技術(shù)。幾十年來幾十種方案的探索研究成績很大，也有個(gè)別曾經(jīng)使用的先例，但渦輪基組合動(dòng)力的模態(tài)轉(zhuǎn)換及長期可靠經(jīng)濟(jì)運(yùn)行等問題遠(yuǎn)未徹底解決，這為后來者提出了挑戰(zhàn)，提供了機(jī)會(huì)。

2）渦輪基組合動(dòng)力系統(tǒng)中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作極限拓展應(yīng)當(dāng)適度。要實(shí)現(xiàn)寬空速域組合發(fā)動(dòng)機(jī)的大比沖經(jīng)濟(jì)推進(jìn)，目前渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)Ma=2+的工作極限當(dāng)然必須進(jìn)一步提升。不過，提高這一上限的技術(shù)難度和使用成本問題同樣也必須高度重視，應(yīng)當(dāng)“適可而止”。而對(duì)于MUTTER 而言，選擇最大工作Ma=2 一級(jí)的現(xiàn)貨渦輪機(jī)即可。

3）并聯(lián)式渦輪基組合發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)于民用高超客機(jī)及貨機(jī)是一種極具優(yōu)勢(shì)的選項(xiàng)，但其構(gòu)型布局需要深入研究。在簡單雙通道常規(guī)并聯(lián)形式中，分配到各通道的工作任務(wù)太重，例如渦輪機(jī)要在很高馬赫數(shù)下工作，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)要在兼顧亞、超燃的寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作。要實(shí)現(xiàn)并聯(lián)的發(fā)動(dòng)機(jī)間匹配還需要克服很多技術(shù)難題，簡單雙通道并聯(lián)組合方案應(yīng)當(dāng)研究改進(jìn)。

4）帶有引射增推火箭的多通道渦輪基組合發(fā)動(dòng)機(jī)MUTTER 是一種新型可選方案。這種方案“避難就易”，通過共用進(jìn)氣后的高效分流讓渦輪機(jī)、亞燃及超燃動(dòng)力分別在相對(duì)較窄的、但有利于發(fā)揮各自性能優(yōu)勢(shì)的馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作。同時(shí)，利用亞燃通道中的引射增推火箭克服“推力鴻溝”，縮短加速時(shí)間，提高飛/發(fā)一體化背景下的寬空速域綜合效率。已分別針對(duì)先期驗(yàn)證及產(chǎn)品目標(biāo)的MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)所開展的分析、試驗(yàn)等研究工作表明，這是一種很有發(fā)展前途的高超民機(jī)渦輪基組合動(dòng)力方案。當(dāng)然，引射增推火箭的多次重復(fù)使用等技術(shù)難點(diǎn)問題也需高度重視。

5）高超聲速動(dòng)力研究及其飛行演示驗(yàn)證的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)高，經(jīng)濟(jì)代價(jià)大。在現(xiàn)有條件下，本文提出的根據(jù)實(shí)際情況開展分尺度、分階段的研究及飛行驗(yàn)證是必要的?？梢岳孟绕隍?yàn)證的MUTTER 開展初期研究工作，進(jìn)行500 kg 級(jí)飛行器3 個(gè)階段的飛行演示驗(yàn)證，同步針對(duì)70 t 級(jí)（也可更大或更小噸級(jí)）飛行器產(chǎn)品目標(biāo)的MUTTER 組合動(dòng)力系統(tǒng)開展飛/發(fā)一體化研究及驗(yàn)證。這樣可有效降低研究及演示驗(yàn)證風(fēng)險(xiǎn)，加快技術(shù)推進(jìn)，是一種相對(duì)耗資耗時(shí)較少的有效方式。其中的先期驗(yàn)證MUTTER 研究及其飛行演示驗(yàn)證完成后，也有可能先將其轉(zhuǎn)化為Ma=4一級(jí)超聲速民機(jī)動(dòng)力使用。

6）飛/發(fā)一體化研究至關(guān)重要。本研究表明，由于爬升段工作速域?qū)?，尤其是跨聲速及模態(tài)轉(zhuǎn)換階段加速時(shí)間較長，高超聲速民機(jī)爬升段的燃油消耗可達(dá)總?cè)加唾|(zhì)量的50%，較當(dāng)前民機(jī)明顯增加。如要實(shí)現(xiàn)Ma=6 一級(jí)的飛行，現(xiàn)有高超聲速民機(jī)方案中其有效載荷僅為全機(jī)重量的2%左右，且在關(guān)鍵速域階段，仍然可能存在推力無法克服阻力的推阻矛盾。只有革新當(dāng)前的飛/發(fā)分離研究范式，開展深度的飛/發(fā)一體化融合設(shè)計(jì)，才有可能為未來高超聲速民機(jī)提供可行的動(dòng)力解決方案。本工作開展的基于MUTTER的飛/發(fā)一體分析工作正是這樣一種探索實(shí)踐。

致 謝

本文的MUTTER 具體工作是本文作者及孫洪飛、林俊聰、穆瑞、董一巍、劉利軍、蔡惠坤、范賢光、王凌云、曾建平、王奕首、祝青園、李建榕、王愛峰等多個(gè)項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)及兄弟單位的同志共同開展的，內(nèi)容包括氣動(dòng)熱力、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、飛行力學(xué)、機(jī)電控制等多個(gè)學(xué)科的交叉融合。這里謹(jǐn)向未能一一列名的團(tuán)隊(duì)內(nèi)努力工作和團(tuán)隊(duì)外給予大力支持，以及本文準(zhǔn)備過程中提供幫助的相關(guān)單位同志，一并表示衷心感謝。