陳 博，桂 豐，李 茜，康玉東

(1.中國人民解放軍空軍裝備部，北京100843；2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

1 引言

高超聲速飛行器能夠以高超聲速在稠密大氣層、臨近空間做巡航飛行和跨域飛行，具有全球快速到達、突破導(dǎo)彈防御系統(tǒng)、機動靈敏打擊的戰(zhàn)略威懾和實戰(zhàn)能力，將對未來戰(zhàn)爭形態(tài)產(chǎn)生深遠影響。TBCC發(fā)動機實現(xiàn)了渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機兩種動力形式結(jié)構(gòu)上的集成和工作過程上的有機結(jié)合，使渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機各自在適合自己工作的區(qū)域內(nèi)發(fā)揮優(yōu)勢[1]，是配裝高超聲速飛行器的理想動力。長期以來，TBCC發(fā)動機一直是國外發(fā)展高超聲速飛行器的主要動力形式之一，并對其進行了大量的研究，取得了豐富的成果。本文通過梳理以美國為代表的典型并聯(lián)式TBCC發(fā)動機研發(fā)計劃，分析得出了美國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)發(fā)展途徑，以期為我國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)研究提供借鑒和參考。

2 并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)優(yōu)勢

并聯(lián)式TBCC發(fā)動機是由高速渦輪基和沖壓發(fā)動機通過并排等方式組合而成，其渦輪與沖壓通道相互獨立，組合進氣道與可調(diào)噴管部分結(jié)構(gòu)共用，如圖1所示。其中，高速渦輪基可實現(xiàn)水平起降和與沖壓發(fā)動機接力，可重復(fù)使用的沖壓發(fā)動機可實現(xiàn)高超聲速巡航和機動飛行。

圖1 并聯(lián)式TBCC發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure of over/under TBCC engine

并聯(lián)式TBCC發(fā)動機集合了渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機的優(yōu)點，有著較高的比沖(圖2)和寬廣的飛行包線，可以覆蓋從地面起飛到高馬赫數(shù)巡航全包線工作的需求，具有可常規(guī)水平起降、重復(fù)使用、耐久性高、安全性好、可靠性高、可使用普通航空燃料、用途廣泛且可實現(xiàn)軍民兩用等技術(shù)優(yōu)勢。同時，由于雙通道相對獨立，因而研制難度相對較小，研制周期較短，可快速形成軍民兩用的組合動力產(chǎn)品，具有很好的工程應(yīng)用前景。

圖2 不同動力形式使用碳氫和氫燃料的比沖[2]Fig.2 Specific impulse of different propulsion system using hydrocarbon and hydrogen fuel

3 并聯(lián)式TBCC發(fā)動機面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

高超聲速飛行器要實現(xiàn)在寬廣飛行包線內(nèi)工作，對并聯(lián)式TBCC發(fā)動機低速段和高速段的動力性能提出了很高要求。對于渦輪發(fā)動機，應(yīng)提供足夠好的安裝性能來滿足低速段動力要求，同時兼顧跨聲速推力要求，保證飛行器加速時發(fā)動機提供足夠的推力，以使發(fā)動機和飛行器都有足夠的裕度，以便用最小的燃油消耗完成加速任務(wù)。對于沖壓發(fā)動機，應(yīng)提供足夠大的推力和長壽命來滿足高速段動力要求；同時，保證雙通道發(fā)動機之間及其與進排氣之間高效匹配和協(xié)同控制，以便渦輪與沖壓發(fā)動機形成接力；此外，并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的能源系統(tǒng)、熱管理系統(tǒng)、控制系統(tǒng)及地面試驗均面臨巨大的技術(shù)挑戰(zhàn)。并聯(lián)式TBCC發(fā)動機要滿足飛行器使用需求，必須解決以下主要技術(shù)問題：

(1)跨聲速推力不足問題。主要是指并聯(lián)式TBCC發(fā)動機迎風(fēng)面積大，給飛行器帶來較大阻力，不利于飛行器實現(xiàn)快速跨聲速。

(2)寬范圍高效進排氣問題。主要是指寬范圍工作要求進排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)可調(diào)，且二者高效匹配與協(xié)同控制。

(3)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程流量和推力匹配問題。主要是指模態(tài)轉(zhuǎn)換過程會面臨進-發(fā)匹配、推力陷阱和推阻平衡等問題。

(4)能源生成與管理問題。主要是指高速飛行過程中，將存在高速高溫條件下能源生產(chǎn)、渦輪發(fā)動機能源與其他能源轉(zhuǎn)換等問題。

(5)高馬赫數(shù)下熱管理問題。主要是指高馬赫數(shù)飛行將面臨渦輪關(guān)機過程封存熱、成附件和外部管路熱防護、飛發(fā)熱源傳遞等問題。

(6)寬范圍可重復(fù)使用沖壓發(fā)動機問題。主要包括大尺寸組織燃燒、燃料噴射與混合、冷卻等問題。

(7)多動力單元模態(tài)轉(zhuǎn)換及控制問題。主要是指不同動力模式轉(zhuǎn)換過程中，將存在多變量之間耦合作用、不同運行狀態(tài)控制模式無擾動切換、不同控制規(guī)律實現(xiàn)方法等問題。

(8)全尺寸TBCC發(fā)動機地面試驗問題。主要是指設(shè)備氣源能力不足、試驗方法欠缺和測試技術(shù)薄弱等問題。

梳理并聯(lián)式TBCC發(fā)動機面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)，可歸納為渦輪基技術(shù)、沖壓發(fā)動機技術(shù)和組合技術(shù)等三大類，如圖3所示。其中，能源生成與管理、高馬赫數(shù)下熱管理等需要通過飛發(fā)一體化技術(shù)研究來解決。

圖3 并聯(lián)式TBCC發(fā)動機面臨的主要技術(shù)問題Fig.3 The main technology problems of over/under TBCC engine

4 美國典型并聯(lián)式TBCC發(fā)動機研究項目

美國上世紀(jì)50年代就開始了對并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的研究，主要圍繞高速渦輪基技術(shù)、沖壓發(fā)動機技術(shù)和組合技術(shù)制定了一系列研究計劃，持續(xù)開展了大量的研究工作。

4.1 高速渦輪基技術(shù)

美國在高速渦輪基技術(shù)方面開展了革新渦輪加速器(RTA)計劃、高速渦輪發(fā)動機驗證(HiSTED)計劃、遠程超聲速渦輪發(fā)動機(STELR)計劃和射流預(yù)冷(MIPCC)計劃[3]。

4.1.1 RTA計劃

2001年，NASA、GE公司和艾利遜先進技術(shù)發(fā)展公司開始聯(lián)合開發(fā)RTA。RTA發(fā)動機(圖4)是由變循環(huán)渦扇發(fā)動機和沖壓發(fā)動機組合的串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機，作為配裝兩級入軌飛行器的TBCC發(fā)動機低速段動力，研究重點是通過采用先進技術(shù)發(fā)展馬赫數(shù)4.0+且維修性和操作性大大改善的推進系統(tǒng)。

圖4 RTA發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Structure of RTA engine

在RTA計劃中，GE公司利用了成熟的YF120發(fā)動機的核心機，再輔以新的風(fēng)扇、核心驅(qū)動風(fēng)扇級、加力/沖壓超級燃燒室、軸對稱噴管和可變面積旁路引射裝置(VABI)[4]。由于RTA發(fā)動機要求在馬赫數(shù)4.0+工作時渦輪發(fā)動機不關(guān)機，對所有部件工作范圍和能力要求太高，技術(shù)難度太大，該計劃于2005年中止。

4.1.2 HiSTED計劃

HiSTED計劃是美國國防預(yù)先研究計劃局(DARPA)和美國空軍在VAATE計劃下聯(lián)合實現(xiàn)的一項研究項目，旨在設(shè)計、制造和驗證一種高馬赫數(shù)、中等壓比的短壽命渦輪發(fā)動機，為多種武器平臺提供實現(xiàn)馬赫數(shù)4.0以上飛行的動力，使到達目標(biāo)的時間減少80%。針對高速渦輪發(fā)動機面臨的高溫挑戰(zhàn)，HiSTED計劃重點突破先進的冷卻技術(shù)[5]。

在HiSTED計劃的支持下，羅·羅公司自由工廠和威廉姆斯國際公司分別開發(fā)了各自的HiSTED驗證機，其機型分別為XTE18/SL1(代號YJ102R)和XTE88/SL1(代號 WJ38-15)。其中，WJ38-15 發(fā)動機(圖5)在2011年的地面試驗中完成了馬赫數(shù)2.0～2.5及馬赫數(shù)3.2下的運轉(zhuǎn)。2013年，作為NASA并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的渦輪基，在風(fēng)洞中開展了組合動力模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)驗證。

圖5 WJ38-15高速渦輪發(fā)動機Fig.5 Williams WJ38-15 high speed turbine engine

4.1.3 STELR計劃

STELR計劃是HiSTED計劃的后續(xù)計劃，旨在為馬赫數(shù)3.0+的武器和飛行器(包括空中發(fā)射巡航導(dǎo)彈、無人飛行器等)提供動力。在該計劃下，羅·羅公司自由工廠和威廉姆斯國際公司分別對各自的高速渦輪發(fā)動機進行試驗。2015年9月，自由工廠在地面試驗中實現(xiàn)了以馬赫數(shù)2.0～2.5運行2 h，后續(xù)逐步開展了馬赫數(shù)2.5～3.2的地面試驗。STELR發(fā)動機的最終設(shè)計目標(biāo)是以馬赫數(shù)3.2的速度飛行1 h，或是航程超過 3 200 km[6]。

HiSTED計劃和STELR計劃開發(fā)的高速渦輪發(fā)動機技術(shù)，彌補了傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機和高速雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機之間的鴻溝，搭起了亞聲速和超聲速推進之間的橋梁[7]。

4.1.4MIPCC計劃

射流預(yù)冷技術(shù)也是擴展發(fā)動機使用包線的重要技術(shù)手段。美國在射流預(yù)冷技術(shù)上的研發(fā)以MSE技術(shù)應(yīng)用公司的MIPCC為代表，通過在F100發(fā)動機前加裝MIPCC系統(tǒng)開展了試驗(圖6)。試驗結(jié)果表明，射流預(yù)冷技術(shù)使發(fā)動機在海平面的推力提高約1倍，具備將工作馬赫數(shù)擴展至3.5的能力[8]。

圖6 F100發(fā)動機射流預(yù)冷試驗照片F(xiàn)ig.6 The MIPCC test of F100

4.2 沖壓發(fā)動機技術(shù)

沖壓發(fā)動機是TBCC發(fā)動機高速段工作的推進單元。典型的沖壓發(fā)動機計劃包括X-51A計劃和MSCC(中等尺寸關(guān)鍵部件)計劃等。

4.2.1 X-51A計劃

X-51A計劃由美國空軍和DARPA聯(lián)合開展，旨在通過飛行試驗來驗證碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機的可行性[9]。2010年5月到2013年5月，X-51A共進行了4次飛行試驗，并在最后一次試驗中取得成功。驗證機實現(xiàn)了210 s(含助推時間)的有動力飛行，最大飛行速度達馬赫數(shù)5.1，飛行距離超過426 km，實現(xiàn)了超燃沖壓發(fā)動機研制的重要里程碑，具備了從試驗研究轉(zhuǎn)向工程應(yīng)用的基本條件。

4.2.2 MSCC計劃

繼X-51A計劃之后，美國空軍研究實驗室開始關(guān)注更大尺寸的推進系統(tǒng)，提出了MSCC計劃，研究的超燃沖壓發(fā)動機的進氣流量是X-51A的10倍。其中，由AEDC負責(zé)的速度接力、加速和巡航狀態(tài)的試驗，旨在研究第一代較大尺寸超燃沖壓發(fā)動機的性能、操作性及熱管理，同時加深對超燃沖壓發(fā)動機物理現(xiàn)象的理解，驗證并改進部件設(shè)計方法、分析工具及地面試驗技術(shù)[10]。

4.3 組合技術(shù)

組合技術(shù)主要指組合進排氣及模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)。組合技術(shù)必須協(xié)同調(diào)節(jié)進排氣系統(tǒng)和發(fā)動機工作特性，保障組合發(fā)動機的推力平穩(wěn)過渡。針對該項技術(shù)，DARPA和美國空軍實施了獵鷹組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)(FaCET)、模態(tài)轉(zhuǎn)換(MoTr)和先進全速域發(fā)動機(AFRE)三個計劃。

4.3.1 FaCET計劃

FaCET計劃由DAPRA和美國空軍聯(lián)合發(fā)起，重點研究推進系統(tǒng)的一體化設(shè)計、燃燒室技術(shù)和模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)。該計劃第一階段進行了縮尺進氣道和燃燒室等部件試驗；第二階段于2009年3月進行了集成縮尺進氣道、燃燒室、噴管的自由射流試驗(圖7)[2，11]，試驗中盡管沒有真實的渦輪發(fā)動機，但模擬給出了渦輪流道，為真正開展渦輪發(fā)動機與沖壓/超燃沖壓發(fā)動機的一體化試驗奠定了基礎(chǔ)，使并聯(lián)式TBCC發(fā)動機部件集成技術(shù)得到了初步驗證。

圖7 FaCET計劃的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機及自由射流試驗Fig.7 The over/under TBCC engine in FaCET program and its freejet test

4.3.2 MoTr計劃

作為FaCET計劃的后續(xù)項目，2009年美國啟動了MoTr計劃，旨在對馬赫數(shù)0～6.0的吸氣式碳氫燃料推進系統(tǒng)進行地面驗證。MoTr計劃包括兩個階段，第一階段進行了試驗臺改裝，并對燃料冷卻的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機燃燒室及燃油與控制系統(tǒng)進行了初步設(shè)計；第二階段進行了縮尺試驗件設(shè)計、加工和試驗，成功實現(xiàn)了在馬赫數(shù)3.0、4.0和6.0三種試驗條件下的點火和穩(wěn)定燃燒[12]。該計劃并未完成全尺寸的地面試驗，但為并聯(lián)式TBCC發(fā)動機轉(zhuǎn)入工程應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

4.3.3 AFRE計劃

2016年8 月，DARPA正式公布了AFRE計劃的招標(biāo)預(yù)告文件，旨在研發(fā)和地面驗證一種能在馬赫數(shù)0～5.0+范圍內(nèi)無縫工作的可重復(fù)使用、碳氫燃料、全尺寸TBCC發(fā)動機[13]。AFRE計劃是DARPA又一次試圖完成全尺寸并聯(lián)式TBCC發(fā)動機地面模態(tài)轉(zhuǎn)換演示驗證的計劃，其第一階段進行系統(tǒng)設(shè)計、縮尺及大尺寸部件演示驗證，第二階段進行低速通道和高速通道的大尺寸直連和自由射流試驗。AFRE組合發(fā)動機組成結(jié)構(gòu)如圖8所示。

圖8 AFRE組合發(fā)動機組成結(jié)構(gòu)示意圖Fig.8 Structure of AFRE

在AFRE計劃中，DARPA明確提出采用現(xiàn)有渦輪發(fā)動機與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機方案，并采用射流預(yù)冷技術(shù)對渦輪發(fā)動機進行包線擴展，在馬赫數(shù)1.5～3.0完成模態(tài)轉(zhuǎn)換。為提供更明確的牽引，DARPA在同步主導(dǎo)高超聲速飛行器概念研究，要求項目承研方將飛行器的需求整合到AFRE系統(tǒng)的設(shè)計過程中，確保項目地面演示驗證所研制的推進系統(tǒng)能直接支撐未來高超聲速飛行器研制。2017年，AFRE計劃合同分別授予洛克達因公司和ATK公司，這兩家公司選擇的飛行器設(shè)計方分別為洛馬公司和波音公司。

5 美國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)發(fā)展途徑

5.1 發(fā)展路線

通過跟蹤美國典型并聯(lián)式TBCC發(fā)動機研發(fā)計劃可看出，美國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的研究主要分為高速渦輪基技術(shù)、沖壓發(fā)動機技術(shù)和組合技術(shù)三個方面(圖9)。其中，高速渦輪基技術(shù)研究旨在拓展渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)上限，提高渦輪發(fā)動機高馬赫數(shù)工作能力，其中包括串聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)(RTA計劃)、低壓比渦輪發(fā)動機技術(shù)(HiSTED計劃和STLER計劃)及射流預(yù)冷擴包線技術(shù)(MIPCC計劃)三種途徑；沖壓發(fā)動機技術(shù)方面，研究重點是拓展沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)下限，發(fā)展可與高速渦輪發(fā)動機組合的中/大尺度沖壓發(fā)動機(X-51A計劃、MSCC計劃)；通過組合技術(shù)研究(FaCET計劃、MoTr計劃和AFRE計劃)，掌握渦輪與沖壓雙通道并聯(lián)的組合進排氣與模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)，實現(xiàn)并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的系統(tǒng)集成與工程應(yīng)用。

圖9 美國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)發(fā)展路線圖Fig.9 Technology development approach of American over/under TBCC

5.2 技術(shù)發(fā)展分析

對于并聯(lián)式TBCC發(fā)動機，目前雙模態(tài)沖壓發(fā)動機無法在馬赫數(shù)4.0以下提供足夠推力，而現(xiàn)有渦輪發(fā)動機的最高工作速度通常在馬赫數(shù)2.5以下，因而實現(xiàn)渦輪與沖壓發(fā)動機在速度上的有效接力，是研制并聯(lián)式TBCC發(fā)動機必須解決的首要問題[14]。從美國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)發(fā)展研究看，高速段沖壓發(fā)動機技術(shù)是難點，低速段渦輪基技術(shù)和模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)是重點。雖然并聯(lián)式TBCC發(fā)動機的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機技術(shù)也在點火、火焰穩(wěn)定、防熱結(jié)構(gòu)和降低起動速度等關(guān)鍵技術(shù)上取得了突破，但還需要進行更深入的研究。盡管美國先后通過HiSTED、STELR等計劃致力于發(fā)展高速渦輪發(fā)動機，拓展其工作馬赫數(shù)到3.0+，但由于瓶頸技術(shù)的復(fù)雜性和風(fēng)險，目前尚未取得關(guān)鍵性突破。而射流預(yù)冷技術(shù)的不斷成熟，在短期內(nèi)具有更好的技術(shù)可行性和經(jīng)濟可承受性，目前被選為擴展渦輪發(fā)動機包線的主要技術(shù)手段，有利于當(dāng)前對組合技術(shù)的驗證和開發(fā)[15]。

但不可否認，高速渦輪發(fā)動機是未來發(fā)展的必然趨勢，其對并聯(lián)式TBCC發(fā)動機乃至飛行器在推力、速域和燃油效率等性能方面的提升具有不可替代的作用。因此在采用射流預(yù)冷技術(shù)完成組合技術(shù)驗證與開發(fā)的同時，應(yīng)繼續(xù)開發(fā)并聯(lián)式TBCC發(fā)動機用高速渦輪發(fā)動機技術(shù)。而組合技術(shù)因涉及低速段和高速段動力多個系統(tǒng)的復(fù)雜集成，將是并聯(lián)式TBCC發(fā)動機發(fā)展的關(guān)鍵，也是當(dāng)前重點關(guān)注和亟待突破的關(guān)鍵技術(shù)。

6 啟示

通過梳理并分析美國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)發(fā)展途徑，結(jié)合我國目前的并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)研究現(xiàn)狀，為更好地推進我國并聯(lián)式TBCC發(fā)動機研究，提出以下建議：

(1)采用射流預(yù)冷擴展渦輪基包線，是短期內(nèi)實現(xiàn)性較好的組合技術(shù)驗證途徑。

對于并聯(lián)式TBCC發(fā)動機，核心是解決低速段渦輪基工作包線向上拓展的問題。新研高速渦輪基研究周期長，近期內(nèi)無法快速完成并聯(lián)式TBCC發(fā)動機研制。采用射流預(yù)冷技術(shù)擴展現(xiàn)有渦輪發(fā)動機工作包線與沖壓組合形成接力，完成模態(tài)轉(zhuǎn)換等組合技術(shù)驗證，提升組合技術(shù)成熟度，是短期內(nèi)實現(xiàn)性較好的方案。同時，并行開展新研高速渦輪發(fā)動機技術(shù)研究，為后續(xù)型號發(fā)展奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

(2)必須基于飛發(fā)一體化，聯(lián)合開展并聯(lián)式TBCC發(fā)動機技術(shù)研究與驗證。

并聯(lián)式TBCC發(fā)動機作為高度集成推進系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)和性能與飛行器耦合緊密，必須從一體化角度開展研究。另外，并聯(lián)式TBCC發(fā)動機研制依托于各子系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)的研究成果，而各關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)與驗證又與飛發(fā)關(guān)聯(lián)強烈，必須基于飛發(fā)一體化開展聯(lián)合研究，重視飛行器的牽引和約束，在提高關(guān)鍵技術(shù)驗證的實用性和準(zhǔn)確性的條件下分步驗證關(guān)鍵技術(shù)，逐步提升關(guān)鍵技術(shù)成熟度。

(3)必須重視基礎(chǔ)研究與試驗驗證，持續(xù)加快關(guān)鍵設(shè)備改造和建設(shè)工作。

與常規(guī)動力裝置相比，并聯(lián)式TBCC發(fā)動機系統(tǒng)集成復(fù)雜，同時工作馬赫數(shù)更高、工作范圍更寬，傳統(tǒng)試驗設(shè)備和測試方法已不適用，必須持續(xù)加快對現(xiàn)有并聯(lián)式TBCC發(fā)動機基礎(chǔ)試驗設(shè)施的升級和建立關(guān)鍵的地面試驗設(shè)施，特別是變馬赫數(shù)試驗臺及全尺寸地面試驗設(shè)備，提升地面試驗?zāi)芰?，確保預(yù)研攻關(guān)和后續(xù)工程研制階段順利開展。