渦輪基組合動(dòng)力技術(shù)發(fā)展分析

王玉男，韓 佳，徐 雪，劉太秋，劉旭陽(yáng)，郭帥帆

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng) 110015）

0 引言

推進(jìn)系統(tǒng)是飛行器的心臟，其性能的優(yōu)劣直接影響整個(gè)飛行器的設(shè)計(jì)方案能否付諸成功。對(duì)于在大氣層內(nèi)高超聲速飛行的臨近空間飛行器來(lái)說(shuō)，有多種可供選擇的推進(jìn)形式，比如火箭、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)等。然而，目前沒(méi)有一種吸氣式動(dòng)力裝置能夠獨(dú)立滿足臨近空間飛行器在寬廣工作范圍（亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速）的使用需求[1]。

隨著航空、航天動(dòng)力技術(shù)的不斷融合發(fā)展，出現(xiàn)了組合循環(huán)推進(jìn)方式，有效提高了臨近空間飛行器的動(dòng)力性能[2]。在諸多的組合循環(huán)推進(jìn)方式中，當(dāng)前研究比較多的主要有渦輪基組合（Turbine Based Com?bined Cycle，TBCC）動(dòng)力，火箭基組合（Rocket Based Combined Cycl，RBCC）動(dòng)力，空氣渦輪火箭（Air Tur?bine Rocket，ATR）發(fā)動(dòng)機(jī)等。

其中，TBCC動(dòng)力因其有著較高的比沖、寬廣的飛行包線，更符合高速偵察機(jī)、高速轟炸機(jī)等臨近空間飛行器對(duì)動(dòng)力的需求，配裝TBCC 動(dòng)力裝置的臨近空間飛行器具有以下技術(shù)優(yōu)勢(shì)[3]：（1）可以實(shí)現(xiàn)真正意義上的水平起飛和著陸；（2）具有完全可重復(fù)使用性；（3）使用頻次高，不受發(fā)射和著陸地點(diǎn)的限制，可以使用一般的軍民用機(jī)場(chǎng)；（4）可維護(hù)性好、維護(hù)成本低、使用壽命長(zhǎng)；（5）飛行速度達(dá)到Ma≥4；（6）作為天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的第1 級(jí)動(dòng)力裝置，發(fā)射成本低；（7）可以使用常規(guī)燃滑油。

TBCC 動(dòng)力技術(shù)是重要的軍民兩用技術(shù)，其發(fā)展將對(duì)未來(lái)作戰(zhàn)模式和國(guó)家安全將產(chǎn)生戰(zhàn)略性影響，現(xiàn)已成為世界航空、航天領(lǐng)域研究的焦點(diǎn)，美、俄、英、日等國(guó)家已開(kāi)展了較為系統(tǒng)的技術(shù)研究及試驗(yàn)驗(yàn)證。其中，美國(guó)最為活躍，先后制定了一系列研究計(jì)劃，在關(guān)鍵技術(shù)方面取得了諸多突破，率先完成了若干標(biāo)志性的飛演驗(yàn)證，目前正向著工程研制方向邁進(jìn)[4-5]。

本文通過(guò)研究國(guó)外TBCC 動(dòng)力技術(shù)發(fā)展路徑、技術(shù)特點(diǎn)和研制經(jīng)驗(yàn)，可以為我國(guó)相關(guān)技術(shù)發(fā)展提供方向性建議。

1 美國(guó)TBCC動(dòng)力研究情況

美國(guó)在TBCC 動(dòng)力技術(shù)研究和發(fā)展歷程中，研究計(jì)劃和項(xiàng)目繁多，各有側(cè)重，其研究主要圍繞高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，以及組合循環(huán)技術(shù)開(kāi)展。

1.1 高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)

1968 年，美國(guó)洛克希德公司成功研制了Ma=3 一級(jí)SR-71黑鳥(niǎo)偵察機(jī)，該飛機(jī)采用2臺(tái)PW 公司的J58發(fā)動(dòng)機(jī)。J58 發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)時(shí)，采用連續(xù)旁路放氣循環(huán)，可以認(rèn)為是高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的雛形。1986～1995 年，美國(guó)推出了國(guó)家空天飛機(jī)（National Aero-Space Plane，NASP）計(jì)劃[6]，在該計(jì)劃之下，美國(guó)空軍和NASA 相繼推出了高速推進(jìn)評(píng)估（High Speed Pro?pulsion Assessment，HiSPA）和高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)（High Mach Turbine Engine，HiMaTE）計(jì)劃。GE 公司基于前期在HiSPA 和HiMaTE 計(jì)劃中的研究結(jié)果，在RTA計(jì)劃中，選擇了雙外涵變循環(huán)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)作為整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)形式，開(kāi)展了適合于Ma=3~4使用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究，自此拉開(kāi)了適用于TBCC動(dòng)力的高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的序幕[7-8]。繼RTA 計(jì)劃后，在HiSTED 計(jì)劃[9]的支持下，RR 公司和威廉姆斯國(guó)際公司分別開(kāi)發(fā)了各自的HiSTED 驗(yàn)證機(jī)，其機(jī)型分別為XTE18/SL1（代號(hào)YJ102R）和XTE88/SL1（代號(hào)WJ38-15）。其中，WJ38-15 發(fā)動(dòng)機(jī)在2011 年的地面試驗(yàn)中完成了Ma=2.0~2.5及Ma=3.2下的運(yùn)轉(zhuǎn)。2013年，作為NASA 并聯(lián)式TBCC 的渦輪基，在風(fēng)洞中開(kāi)展了組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)驗(yàn)證；STELR 計(jì)劃是HiST?ED 計(jì)劃的后續(xù)工程研制計(jì)劃，最終設(shè)計(jì)目標(biāo)是發(fā)動(dòng)機(jī)在Ma=3.2 的飛行條件工作1 h。HiSTED 計(jì)劃和STELR計(jì)劃開(kāi)發(fā)的高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，彌補(bǔ)了傳統(tǒng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和高速雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)之間的鴻溝，搭起了亞聲速和超聲速動(dòng)力銜接的橋梁。

1.2 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)

在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)方面美國(guó)一直走在前列，特別是在超燃沖壓領(lǐng)域率先完成了一系列技術(shù)驗(yàn)證。2004年3月和11月，美國(guó)NASA 的氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在X-43A 飛行器上先后創(chuàng)造了Ma=7 和Ma=10的飛行記錄。2010 年5 月，PW 公司的吸熱碳?xì)淙剂蟂JY61 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在X-51A 飛行器上成功實(shí)現(xiàn)了首次長(zhǎng)時(shí)間飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，飛行速度達(dá)到Ma=4.87，總共持續(xù)工作時(shí)間達(dá)到143 s，飛行驗(yàn)證基本成功，標(biāo)志著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)工程應(yīng)用成為可能。繼X-51A 計(jì)劃之后，美國(guó)開(kāi)始關(guān)注更大尺寸的推進(jìn)系統(tǒng)，提出了MSCC 計(jì)劃，研究的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣流量是X-51A 的10 倍，旨在驗(yàn)證第1 代較大尺寸超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，同時(shí)驗(yàn)證并改進(jìn)部件設(shè)計(jì)方法、分析工具及地面試驗(yàn)技術(shù)[10]。雖然超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)更適合用于高超聲速飛行，但因其研制的技術(shù)難度較大，難以快速得到應(yīng)用。相比之下，亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有技術(shù)成熟度高，結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單等特點(diǎn)，飛行速度可達(dá)Ma=4 一級(jí)，能夠在40 km 以下的臨近空間工作[11]，可以通過(guò)大尺寸設(shè)計(jì)后，作為先期TBCC動(dòng)力演示驗(yàn)證的高速動(dòng)力單元。

1.3 組合循環(huán)技術(shù)

在攻克高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的同時(shí)，美國(guó)正在逐步模態(tài)轉(zhuǎn)換等組合循環(huán)技術(shù)集成驗(yàn)證方向發(fā)展。2003 年開(kāi)始，在FaCET 計(jì)劃支持下，對(duì)TBCC動(dòng)力系統(tǒng)的部件（進(jìn)氣道、燃燒室、噴管）進(jìn)行了充分研究，并通過(guò)地面試驗(yàn)完成各部件的驗(yàn)證，隨后又將各部件組合成一體，進(jìn)行地面情況下的TBCC 動(dòng)力系統(tǒng)驗(yàn)證[12]。為進(jìn)一步開(kāi)展全尺寸的TBCC動(dòng)力地面試驗(yàn)驗(yàn)證奠定了基礎(chǔ)。2009 年，洛馬公司和普惠火箭動(dòng)力公司開(kāi)始實(shí)施模態(tài)轉(zhuǎn)換演示計(jì)劃（Modal Transition Demonstration，MoTr 計(jì)劃），用來(lái)驗(yàn)證Ma=0～6、采用碳?xì)淙剂系奈鼩馐絋BCC 動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)，該計(jì)劃繼承了FaCET 計(jì)劃和HiSTED 計(jì)劃的研究成果，開(kāi)展TBCC 動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的地面驗(yàn)證。2011 年已經(jīng)完成TBCC 動(dòng)力模型設(shè)計(jì)和試驗(yàn)設(shè)備改造。2016 年，美國(guó)DARPA 啟動(dòng)了先進(jìn)全航程發(fā)動(dòng)機(jī)（Advanced Full Range Engine，AFRE）驗(yàn)證計(jì)劃，嘗試對(duì)TBCC 動(dòng)力在Ma=0~5 全速域工況能力進(jìn)行驗(yàn)證[13]，值得注意的是方案明確提在Ma=1.5~3.0完成模態(tài)轉(zhuǎn)換，若這一技術(shù)指標(biāo)能夠?qū)崿F(xiàn)，可以推測(cè)TBCC 動(dòng)力工程應(yīng)用將成為可能。所以，有必要對(duì)TBCC 的動(dòng)力特點(diǎn)進(jìn)行分析，基于未來(lái)臨近空間飛行器的需求，立足于現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)和可預(yù)見(jiàn)的技術(shù)方向，梳理發(fā)展思路。

2 TBCC動(dòng)力的技術(shù)特點(diǎn)

2.1 結(jié)構(gòu)布局技術(shù)

從結(jié)構(gòu)布局來(lái)考慮，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可以有2 種組合方式。第1 種是串聯(lián)布局，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)位于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)之后，二者共用進(jìn)排氣系統(tǒng)和加力-沖壓燃燒室（又被稱為“超級(jí)燃燒室”）。其進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)相對(duì)簡(jiǎn)單，調(diào)節(jié)便利，省卻了膨大的進(jìn)氣分流活門(mén)及作動(dòng)機(jī)構(gòu)，而“超級(jí)燃燒室”是其的設(shè)計(jì)關(guān)鍵之一，需要對(duì)進(jìn)氣模態(tài)的轉(zhuǎn)換具備高度適應(yīng)性，既能在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)加力工作模態(tài)良好工作，又要在逐步轉(zhuǎn)為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)后，以沖壓燃燒室模式高效、穩(wěn)定燃燒，以及避免出現(xiàn)氣流從沖壓管道回流等問(wèn)題[14]。這就需要突破進(jìn)氣控制、燃燒室組織和狀態(tài)調(diào)節(jié)等關(guān)鍵技術(shù)。

第2 種結(jié)構(gòu)是并聯(lián)式布局，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)各有其單獨(dú)的燃燒室和尾噴管的收斂段，但有公共的噴管擴(kuò)張段和進(jìn)氣段。在前體預(yù)壓縮和進(jìn)氣道下游，分流為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管都與公共的后體組合管連接。在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，渦輪通道打開(kāi)，氣流經(jīng)過(guò)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力，此時(shí)沖壓通道也有氣流通過(guò)，可作為多余空氣放氣通道，也可在沖壓燃燒室噴入少量燃料產(chǎn)生推力。在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，渦輪通道關(guān)閉以防止高溫空氣進(jìn)入渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。

綜合來(lái)看，串聯(lián)式布局方式結(jié)構(gòu)緊湊，沒(méi)有單獨(dú)的沖壓通道，附加阻力小，但由于串聯(lián)決定了其設(shè)計(jì)既要考慮2 類發(fā)動(dòng)機(jī)的各自特點(diǎn)，又要兼顧組合動(dòng)力的系統(tǒng)集成，以實(shí)現(xiàn)渦輪/沖壓工作模態(tài)之間平穩(wěn)過(guò)渡。并聯(lián)式布局方式能夠很大程度解決串聯(lián)布局結(jié)構(gòu)下模態(tài)轉(zhuǎn)換對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作影響的難題，高馬赫數(shù)工作性能更好。缺點(diǎn)是迎風(fēng)面積相對(duì)較大，但若采用等能夠與渦輪通道高度集成的特殊沖壓通道構(gòu)型設(shè)計(jì)，可有效降低迎風(fēng)阻力。

2.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)

對(duì)于基于現(xiàn)貨渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展組合動(dòng)力，確定模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間是重點(diǎn)[15]。以某型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為例，通過(guò)分析壓氣機(jī)進(jìn)口、渦輪出口的總壓、靜壓參數(shù)沿飛行軌跡的變化規(guī)律（沿飛行軌跡渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵截面壓力的變化如圖1 所示），以及渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作能力和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)最小工作能力，即可確定渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換的合理區(qū)間（根據(jù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作能力確定模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間如圖2所示）。

圖1 沿飛行軌跡渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵截面壓力的變化

圖2 根據(jù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作能力確定模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間

按照模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程保持推力連續(xù)的原則，可明確模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程高、低速通道流量調(diào)節(jié)規(guī)律，以及沿飛行軌跡的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和TBCC 動(dòng)力的推力、比沖等性能參數(shù)變化規(guī)律如圖3、4所示。

圖3 沿飛行軌跡的TBCC動(dòng)力推力變化

圖4 沿飛行軌跡的TBCC動(dòng)力比沖變化

在模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)接近工作馬赫數(shù)上限，推力下降，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)接近工作馬赫數(shù)下限，能力不足，要實(shí)現(xiàn)推力和速度平穩(wěn)銜接，一是要提高渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限并保障高馬赫數(shù)性能。美國(guó)選用F100 發(fā)動(dòng)機(jī)作為射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)的驗(yàn)證平臺(tái)，完成模擬到Ma=3.5、60 km 射流預(yù)冷地面試驗(yàn)測(cè)試[16]；二是要降低沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)下限，采取措施降低沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)馬赫數(shù)，提高燃燒效率、增大燃燒室進(jìn)口馬赫數(shù)，以減小尺寸帶來(lái)的阻力。

2.3 內(nèi)部流動(dòng)及燃燒組織技術(shù)

2.3.1 抗畸變進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù)

TBCC 動(dòng)力的進(jìn)氣道不同于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道，它需要在較寬廣的飛行范圍內(nèi)向發(fā)動(dòng)機(jī)提供優(yōu)良穩(wěn)定的流場(chǎng)，且要保持較高的總壓恢復(fù)系數(shù)。流過(guò)進(jìn)氣道的氣流由于激波與附面層的干擾等因素造成進(jìn)氣道出口氣流分離或不均勻，進(jìn)氣道出口流場(chǎng)發(fā)生畸變。進(jìn)氣道出口流場(chǎng)畸變使燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)降低，并使沖壓燃燒室的油氣分布不均勻，燃燒效率降低。氣動(dòng)格柵能明顯改善進(jìn)氣道出口流場(chǎng)品質(zhì)，NASA 開(kāi)展了利用氣動(dòng)格柵減少進(jìn)氣道擴(kuò)壓器出口氣流畸變的研究，發(fā)現(xiàn)氣動(dòng)格柵效果良好[17]。氣動(dòng)格柵按它的截面形狀可分為方孔形、圓孔形、徑向和環(huán)形[18]，氣動(dòng)格柵結(jié)構(gòu)如圖5 所示，其中圓孔形和環(huán)形氣動(dòng)格柵得到了實(shí)際使用。

圖5 氣動(dòng)格柵結(jié)構(gòu)

針對(duì)圓孔形進(jìn)氣格柵整流效果進(jìn)行了研究，通過(guò)開(kāi)展進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)（氣動(dòng)格柵整流效果對(duì)比如圖6所示）可知，進(jìn)氣道在小流量、中等流量、大流量的條件下，采用進(jìn)氣格柵能夠有效抑制進(jìn)氣道流場(chǎng)畸變。

圖6 氣動(dòng)格柵整流效果對(duì)比

2.3.2 低溫低壓穩(wěn)定燃燒技術(shù)

隨著飛行高度的增加，沖壓燃燒室壓力隨著大氣壓力的下降而降低（高空狀態(tài)點(diǎn)燃燒室的壓力低于50 kPa），在低壓條件下不利于高效穩(wěn)定燃燒[19]。通過(guò)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在進(jìn)口溫度相當(dāng)?shù)那闆r下，進(jìn)口低壓對(duì)點(diǎn)火和穩(wěn)定邊界的影響顯著，當(dāng)進(jìn)口壓力低于50 kPa時(shí)，壓力對(duì)點(diǎn)火邊界的不利影響超過(guò)溫度。而在進(jìn)口壓力超過(guò)50 kPa時(shí)，進(jìn)口溫度對(duì)點(diǎn)火和穩(wěn)定邊界的影響更加顯著。為解決低壓燃燒的問(wèn)題需要一方面通過(guò)優(yōu)化燃燒室的結(jié)構(gòu)參數(shù)（包括進(jìn)氣角度、進(jìn)氣速度、燃燒室頭部高度、燃料噴射方向、噴射位置、噴射速度），開(kāi)展深入的參數(shù)設(shè)計(jì)以及匹配與優(yōu)化研究；另一方面需要開(kāi)展助燃技術(shù)研究，即通過(guò)在燃燒室內(nèi)加入能量，在燃燒室合適的位置設(shè)置助燃裝置，拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)熄火邊界，提高燃燒效率。

此外，沖壓燃燒室在寬范圍機(jī)動(dòng)飛行時(shí)易出現(xiàn)熄火問(wèn)題。需要綜合分析機(jī)動(dòng)飛行時(shí)燃燒室的內(nèi)流場(chǎng)情況，通過(guò)燃燒室結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提高燃燒機(jī)動(dòng)飛行的穩(wěn)定性[20]；同時(shí)在助燃技術(shù)研究基礎(chǔ)上，通過(guò)開(kāi)展多次點(diǎn)火技術(shù)研究，即發(fā)動(dòng)機(jī)熄火后可再次點(diǎn)火，保證機(jī)動(dòng)飛行時(shí)能夠穩(wěn)定工作。

3 對(duì)TBCC動(dòng)力技術(shù)方向的認(rèn)識(shí)

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)的單位迎面推力要大

臨近空間飛行器起飛噸位大、迎風(fēng)面積大、升阻比低、載荷系數(shù)低，要求組合動(dòng)力具備較大的起飛推力和跨聲速能力。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)是TBCC 動(dòng)力的核心系統(tǒng)，低馬赫數(shù)條件下渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)推力即為T(mén)BCC 動(dòng)力推力，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)單位迎面推力越大，克服飛行阻力后剩余推力越大。GEAE 對(duì)波音公司定義的一系列Ma=4 一級(jí)的臨近空間飛行器對(duì)動(dòng)力需求分析得出：為了滿足可維修性、安全性和成本等目標(biāo)要求，TBCC 動(dòng)力系統(tǒng)的起飛總推力必須在445 kN 這一級(jí)別[21]。可見(jiàn)，基于高推重比、大推力渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的TBCC動(dòng)力將成為未來(lái)臨近空間飛行器用組合動(dòng)力的發(fā)展目標(biāo)。

臨近空間作戰(zhàn)飛行器需要進(jìn)行作任務(wù)快速響應(yīng)及遠(yuǎn)程火力投送，應(yīng)具備快的機(jī)動(dòng)性和爬升能力，這很大程度上依懶于大推力沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，例如直徑1 m以上[22]的大尺寸亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。所以，將彈用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相似放大的設(shè)計(jì)理念可能不再適用，設(shè)計(jì)中需要考慮大流道燃燒組織等問(wèn)題，對(duì)火焰穩(wěn)定器等部件進(jìn)行全新設(shè)計(jì)。

3.2 渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)要高

高馬赫數(shù)條件下，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)采用進(jìn)氣預(yù)冷技術(shù)既能降低進(jìn)氣溫度擴(kuò)展包線，又能增大進(jìn)氣流量改善性能，是在現(xiàn)有技術(shù)條件下實(shí)現(xiàn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)擴(kuò)包線的有效、便捷途徑，但由于加入進(jìn)氣預(yù)冷介質(zhì)，使得發(fā)動(dòng)機(jī)綜合比沖降低。為根本解決渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)任務(wù)場(chǎng)景氣動(dòng)熱及其引起的高低速性能平衡問(wèn)題，發(fā)展高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，是改善TBCC 動(dòng)力性能的必要技術(shù)途徑。高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在繼承渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)先進(jìn)技術(shù)的基礎(chǔ)上，通過(guò)采用提高壓縮部件、渦輪部件等的耐高溫能力，并配裝加力和單邊膨脹噴管等部件，使發(fā)動(dòng)機(jī)不僅具有Ma≥3 的工作速域[23]，還具備良好的低速推力性能。此外，通過(guò)更加合理的附件空間布局，以進(jìn)一步降低整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的迎風(fēng)面積，能夠保證飛機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)可靠的起降、爬升和跨音速。通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)高速渦輪機(jī)能夠更好地兼顧高低速性能，是未來(lái)高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)[24]。

3.3 需要采取綜合能/熱技術(shù)

解決氣動(dòng)熱問(wèn)題是發(fā)展TBCC 動(dòng)力技術(shù)的關(guān)鍵，以高超聲速分界點(diǎn)Ma=5 為例，此時(shí)進(jìn)氣溫度高達(dá)950 ℃，此時(shí)組合動(dòng)力系統(tǒng)處于“高熱少轉(zhuǎn)”狀態(tài)，需要綜合能/熱管理系統(tǒng)解決沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)供油系統(tǒng)及飛機(jī)姿態(tài)控制所需的電能、機(jī)械能來(lái)源問(wèn)題。發(fā)動(dòng)機(jī)熱管理需要與飛機(jī)相關(guān)系統(tǒng)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，主動(dòng)冷卻和被動(dòng)隔熱相結(jié)合，充分考慮借助飛機(jī)能力實(shí)現(xiàn)。同時(shí)，要求熱管理技術(shù)向智能化發(fā)展，按需統(tǒng)籌分配有限熱沉，提高熱管理效率，降低熱沉非必要損失。此外，需要發(fā)展應(yīng)用新型耐高溫復(fù)合材料和新型大熱沉吸熱燃料，以保證高馬赫數(shù)飛行條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命和可靠性等要求。

4 對(duì)TBCC動(dòng)力技術(shù)發(fā)展的建議

4.1 提前開(kāi)展關(guān)鍵技術(shù)預(yù)研

TBCC 動(dòng)力技術(shù)難度大，需要提前開(kāi)展關(guān)鍵技術(shù)預(yù)研。目前傳統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方法和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則已無(wú)法完全滿足TBCC 動(dòng)力設(shè)計(jì)要求，急需通過(guò)開(kāi)展系統(tǒng)的、深入的基礎(chǔ)研究和預(yù)先研究工作，強(qiáng)化空天動(dòng)力研發(fā)的原始創(chuàng)新力和集成創(chuàng)新力，制定詳細(xì)地技術(shù)研究路線，均遵循“簡(jiǎn)單到復(fù)雜、短時(shí)到長(zhǎng)時(shí)、試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)逐步釋放、考核目標(biāo)逐步實(shí)現(xiàn)”的技術(shù)路徑。基于小型渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，適當(dāng)改進(jìn)后構(gòu)建TBCC 動(dòng)力原理樣機(jī)驗(yàn)證平臺(tái)，研究組合動(dòng)力系統(tǒng)內(nèi)部流動(dòng)、模態(tài)轉(zhuǎn)換等關(guān)鍵技術(shù)。加深對(duì)在現(xiàn)有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上發(fā)展組合動(dòng)力的技術(shù)認(rèn)識(shí)和技術(shù)積累。

4.2 基于現(xiàn)有資源發(fā)展演示驗(yàn)證平臺(tái)

國(guó)外TBCC 動(dòng)力技術(shù)研究大多以現(xiàn)貨渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，開(kāi)展渦輪基小幅改進(jìn)設(shè)計(jì)，助推飛機(jī)平臺(tái)完成飛演等初步驗(yàn)證。據(jù)推測(cè)，SR-72技術(shù)驗(yàn)證階段使用的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)可能是F100 或F110 發(fā)動(dòng)機(jī)的改型[25]。2021年，NASA向Aerion超聲速公司和GE公司授出高超聲速飛機(jī)和推進(jìn)系統(tǒng)研究合同。GE公司獲得合同總額為1300 萬(wàn)美元，研制周期為5 年，負(fù)責(zé)為蒼穹（Aether）高超聲速飛機(jī)研制TBCC 動(dòng)力和耐高溫陶瓷基復(fù)合材料，并評(píng)估F101 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)能否適用于蒼穹高超聲速飛機(jī)，基于成熟發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展TBCC 動(dòng)力的方案又被重新提及。

對(duì)于TBCC 用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)仍有較大的潛力可挖，可在已有成熟技術(shù)基礎(chǔ)上，通過(guò)加強(qiáng)一體化設(shè)計(jì)、高效穩(wěn)定燃燒、熱防護(hù)等技術(shù)攻關(guān)，其工作范圍可進(jìn)一步拓寬，從而實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)在高空高速條件下穩(wěn)定工作。將Ma=4 級(jí)亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與現(xiàn)有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行集成匹配，有望早日實(shí)現(xiàn)臨近空間組合動(dòng)力的工程應(yīng)用。

4.3 基于技術(shù)發(fā)展需求的飛發(fā)協(xié)同設(shè)計(jì)

對(duì)于發(fā)展更高速度的TBCC 動(dòng)力裝置，應(yīng)建立基于高馬赫數(shù)技術(shù)發(fā)展需求的飛發(fā)協(xié)同工作模式，支持飛行器、推進(jìn)系統(tǒng)聯(lián)合開(kāi)展設(shè)計(jì)。在前期飛演驗(yàn)證的基礎(chǔ)上，針對(duì)飛行器平臺(tái)全域性能提升，需要采取綜合措施進(jìn)一步發(fā)動(dòng)機(jī)工作能力，按照“尺寸一步到位，功能/性能分步實(shí)現(xiàn)”的技術(shù)途徑，發(fā)展大推力高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和大尺寸超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。針對(duì)臨近空間飛行器的機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化、進(jìn)排氣系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)一體化、綜合能/熱管理、多變量組合控制等飛/發(fā)相關(guān)性強(qiáng)、結(jié)合緊密的關(guān)鍵技術(shù)共同研究與聯(lián)合驗(yàn)證。

5 結(jié)束語(yǔ)

當(dāng)前臨近空間飛行器及其動(dòng)力裝置已成為航空航天裝備發(fā)展的熱點(diǎn)，TBCC 動(dòng)力技術(shù)發(fā)展應(yīng)基于未來(lái)臨近空間飛行器的需求，立足于現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)和可預(yù)見(jiàn)的技術(shù)發(fā)展，系統(tǒng)開(kāi)展技術(shù)研究和試驗(yàn)驗(yàn)證，不斷提升自主創(chuàng)新能力，相信TBCC 動(dòng)力技術(shù)在未來(lái)會(huì)有廣闊的應(yīng)用前景。