高速涡轮发动机技术发展浅析

杨天宇，张彦军，芮长胜

(中航工业沈阳发动机设计研究所，辽宁沈阳110015)

高速涡轮发动机技术发展浅析

杨天宇，张彦军，芮长胜

(中航工业沈阳发动机设计研究所，辽宁沈阳110015)

根据高速飞行器的发展趋势，介绍了高速涡轮发动机概念及应用背景。通过分析国外典型高速涡轮发动机产品及研制计划，归纳出高速涡轮发动机的基本特征：以现有涡轮发动机为基础，采用组合循环、进气预冷等扩包线技术，具有耐高温能力。鉴于此，提出高速涡轮发动机的发展，需突破进气预冷、先进加力/冲压燃烧室设计、冷却与热防护、先进进排气系统设计等关键技术。同时，对高速涡轮发动机的技术发展也提出了初步设想。

高超声速；高速涡轮发动机；扩包线技术；组合循环；进气预冷；热防护

1 引言

追求高速飞行一直是航空动力技术努力发展的方向。上世纪60年代开始，以美国和前苏联为代表的航空大国相继迈进高超声速领域，装备先进动力系统的SR-71高空侦察机和米格-25截击机都实现了Ma3飞行，随即在世界范围内掀起了高超声速动力的研究热潮[1]。

冲压发动机概念的出现，使人类有能力达到更高的飞行速度。目前的研究认为，超燃冲压发动机在飞行速度Ma4以上时才能实现起动，因此需要另一种动力达到超燃冲压发动机的起动马赫数[2]。亚燃冲压发动机能在较低马赫数状态下起动，但在Ma 3以下推进效率较低，同样需要辅助动力以实现推力的有效连续。于是冲压发动机和其它动力相结合的组合循环动力概念应运而生。火箭发动机能达到相应的飞行速度，但在低速阶段其比冲较小，且需要固定的发射装置或利用飞行平台挂飞发射，限制了高速飞行器的反应速度和灵活性[2]。高速涡轮发动机的出现，有效解决了这一矛盾，同时也将提升现有涡轮发动机的性能。

高速涡轮发动机是以涡轮发动机为基础，采用先进技术手段使发动机使用包线扩展到Ma3～4，能在通用机场实现水平起降、重复使用。目前，我国的航空动力系统能达到的最高马赫数不到2.3，与国际先进水平有较大差距，急需开展高速涡轮发动机的相关研究。

2 国外高速涡轮发动机技术研究情况

2.1 美国J58发动机

J58发动机是美国上世纪60年代研制的高速涡轮发动机。该发动机可在涡轮喷气模式和压气机辅助放气冲压模式之间转换，把发动机本体与进气道、尾喷管及发动机与舱壁之间的气流流动过程结合起来，综合设计。发动机在低速环境以近似于涡喷发动机模式工作，在高速环境下则转换为近似于冲压发动机模式工作，被认为是变循环涡轮冲压组合发动机的雏形。

J58发动机采用的关键技术是增加了压气机旁路放气系统，即在第4级压气机后增设旁路放气活门。高马赫数时，打开旁路放气活门，使气流通过6根旁路管道直接进入加力燃烧室，可用于增加推力和冷却(图1)。此外，J58发动机还配备了轴对称混压式变几何进气道、采用四环同心燃油喷嘴和V型火焰稳定器的加力/冲压燃烧室及可调节引射喷管等先进部件。考虑到高速飞行时的高温会对发动机产生很大影响，发动机采用了进气道、压气机引气冷却和使用耐高温镍基合金材料等热防护及热管理办法，并采用高热安定性的JP7燃油。其后续研究中，为增大推力，采用的措施有：使涡轮后温度、转速分别增加23.9 K和150 r/min，修正压气机引气和进口导流叶片角度，使加力燃烧室燃油流量增加4%，及在加力进口注入有利于加力燃烧的N2O氧化剂等。转速和涡轮后温度的增加，会影响主燃油控制和加力燃油控制，可使发动机在飞行包线内平均增加净推力5%[3]。

图1 J58发动机Fig.1 J58engine

2.2 美国革新涡轮加速器(RTA)

RTA(图2)是美国GE公司在YF120发动机基础上，设计开发的变循环涡扇/冲压组合发动机方案。常规起飞后，RTA发动机先以单涵道带加力的模式工作并加速到Ma2，之后转为双涵道模式工作到Ma 3，在Ma3以上从加力工作模式转换到冲压工作模式，最终达到Ma4以上[4]。

图2 RTA发动机Fig.2 RTA engine

RTA继承了YF120发动机的成熟技术部件，同时针对高超声速工作特点，全新设计了高流通风扇、核心机驱动风扇(CDFS)、可调面积涵道引射器(VA⁃BI)及轴对称从动喷管等部件系统。与J58发动机不同的是，RTA采用了真正意义上的变循环方案，通过前、后VABI的控制，使发动机在单涵道和双涵道之间转换。超级燃烧室也是RTA的一项关键技术，在常规加力燃烧室的基础上，采用了高度一体化的径向燃油喷嘴火焰稳定器结构，使用常规燃料或烃燃料，在双外涵冲压工作模态下能使飞行器加速到Ma4以上。此外，RTA还采用了全权限数字式电子控制(FADEC)、受控冷却等先进技术。

2.3 日本HYPR发动机

日本从1989年开始，与美国合作实施超声速/高超声速运输推进系统(HYPR)计划。该计划包括研制一个采用变循环方案的涡轮加速器和一个冲压发动机，以串联形式构成一个最高飞行速度达Ma5的高速推进系统。在Ma3以下巡航时，以加力涡扇发动机模式工作；在Ma3以上高超声速巡航时，以冲压发动机模式工作[5]。

图3 HYPR发动机与RTA发动机的对比Fig.3 The comparison between HYPR engine and RTA engine

HYPR发动机与RTA的进气方案不同，如图3所示。进入冲压模态时，RTA打开前、后VABI，更多的空气经外涵进入超级燃烧室，相当于放大了涵道比，但总的进气量仍取决于风扇状态。HYPR发动机采用共用外涵方案，进入冲压模态时，模态选择阀和前、后VABI打开，相当于放大了发动机的进口面积，使外涵进气流量大幅提高。此外，HYPR发动机以甲烷为冲压燃烧室燃料，进一步提升了冲压发动机产生的总能量，以实现最高达Ma5的飞行速度。

2.4 美国MIPCC发动机概念[6]

美国MSE技术应用公司开展了进气预冷(MIPCC)发动机概念研究，并在F100发动机的基础上开展了相关试验。当飞行速度达到Ma3时，常规涡喷发动机的压气机进口温度已达600 K。为此，MSE公司提出了进气预冷方案。该方案是在常规涡轮发动机的压气机前部加装液体喷射系统，将流体喷射到进气道，蒸发冷却进气道中的气流，使气流温度下降，扩展涡轮发动机的可工作范围。采用喷水预冷却的涡喷发动机，其推力在较高飞行马赫数状态下还可继续增加，即使是在Ma6的飞行环境下，发动机推力也比海平面标准条件时的高，且发动机的比冲仍然较大。

如图4所示，进气预冷装置与F100发动机的尺寸相匹配，其中包括一道液氧喷射装置和两道喷水装置。最后一道喷水装置与发动机进口距离，可根据水完全雾化所需的最短距离确定。喷水量控制在整个容积内水的饱和度以下，液氧喷射量需使容积内维持正常空气、水、氧气混合气中氧气的浓度(20.9%)。开加力时，需增大氧气浓度，喷入更多大量液氧以代替部分水的冷却功能。

3 高速涡轮发动机基本特征

通过对国外高速涡轮发动机技术发展(表1)的分析发现，高速涡轮发动机方案通常有以下3方面的基本特征：

表1 各国基于现有涡轮发动机开展的高速涡轮发动机研究Table 1 Research on the high speed turbine engine based on traditional turbine engine

(1)以现有涡轮发动机为基础。从国外高超声速发动机技术的研究情况看，在现有成熟涡轮发动机基础上开展研究，是各国普遍采用的方法。通过继承涡轮发动机核心机、低压系统、控制系统、传动润滑系统等成熟部件和系统，并针对高速涡轮发动机的工作特点进行适应性改进(如通过叶型设计提高风扇、压气机的流通能力，采用新材料和冷却结构提高耐温能力，采用先进燃油喷嘴和火焰稳定器设计技术扩大加力燃烧室点火边界等)，能大幅降低高速涡轮发动机的研制风险和成本。

图4 MIPCC发动机基本构造及预冷装置试验件Fig.4 MIPCC engine configuration and test specimen

(2)采用扩包线技术。具有宽广的使用包线是高速涡轮发动机的一个主要特点，也是其与传统涡扇发动机的主要区别所在。传统涡扇发动机无法进一步提高飞行速度的主要原因是：在较高马赫数下，涡轮发动机的比冲和效率快速下降。为解决这一问题，高速涡轮发动机方案多采用变循环和加力/冲压燃烧室技术，在高马赫数状态下转变为冲压工作模态，以达到更高的飞行速度。射流预冷技术也是扩展发动机使用包线的重要技术手段，通过降低压气机进口温度，使发动机在高马赫数状态仍能产生较大推力。另外，高速涡轮发动机还采用高流通风扇、高超声速进气道、一体化喷管等技术，以满足工作状态的大幅变化。

(3) 具有耐高温能力。随着进口马赫数的提高，发动机进口温度不断上升，Ma4左右的飞行速度使进气温度高达1 100 K。高速涡轮发动机通过采用先进的热防护和热管理技术，对热端部件及传感器、控制元件等系统进行防护和冷却，并解决高温状态下密封、润滑和燃油结焦等问题，以保证发动机能够在高马赫数下长时间持续工作。

4 高速涡轮发动机关键技术

4.1 进气预冷技术

进气预冷发动机是高速涡轮发动机的重要发展方向。喷流预冷和换热预冷的共同点，都是在发动机进口对来流进行降温。基于对技术现状的分析，进气预冷技术可分解为以下4点[7]：

(1)预冷技术的核心是在发动机前端安装预冷却装置，因此设计轻质、高效的预冷却装置是进气预冷的一项关键技术。

(2)预冷却器的加装会引起进气道严重的总压损失和一定的流动畸变。因此在保证换热率不降低的前提下，设计出总压损失低、气流畸变小的冷却器及对流程影响小的流道是关键。

(3) 进气预冷发动机作为高速涡轮加速器，较高的内外温差，对机匣等部件的温度效应，进而对叶尖间隙等的影响，均需仔细研究。如采用射流预冷，喷入介质对发动机燃烧稳定性的影响也值得特别关注。

(4) 为适应宽广的工作范围，预冷却发动机的进气道应可调。因此，基于CFD技术和风洞试验技术，设计出重量轻、可调节性好、适应范围广的进气道是关键。

此外，还应在燃料、材料密封和热防护等方面开展相关研究。

4.2 变循环技术

变循环技术是发展高速涡轮发动机的关键技术。变循环技术可使涡扇发动机在低速区有较低的耗油率，在高速区有较高的单位推力；通过调节进入补气模式，使发动机进入冲压工作模态，以达到更高的飞行速度。变循环技术具体可分解为以下3点：

(1) 变循环发动机的性能仿真和流动模拟是需要解决的关键技术。使用变循环技术前，需对变循环概念及工作机理进行深入研究。

(2)前、后VABI的设计及作动控制是实现变循环的关键技术。变循环发动机的前VABI是改变核心涵道流量的活门，后VABI是改变涵道气流马赫数的活门，两者是实现发动机调节涵道比、改变工作模式的关键部件。

(3) 核心驱动风扇的设计也是实现变循环的关键技术。变循环发动机与常规混排涡扇发动机的另一个不同是核心驱动风扇级，带可调进口导流叶片，可在宽广的工作范围内更好地控制空气流量。

4.3 先进加力/冲压燃烧室技术

组合发动机的加力/冲压燃烧室的工作特点与常规军用加力燃烧室的明显不同。从起飞到超声速飞行期间，加力/冲压燃烧室作为传统的加力燃烧室来增加涡轮发动机的推力；高马赫数飞行期间，转变为冲压发动机燃烧室，使飞行器进一步加速至Ma3以上。在模态转换过程中，大量空气经外涵直接进入加力/冲压燃烧室，导致加力/冲压燃烧室进口总温、总压较低，使进气流场发生变化，不利于加力/冲压燃烧室的点火和组织燃烧。所以，加力/冲压燃烧设计的关键技术包括：先进火焰稳定器设计技术，先进燃油喷嘴设计技术。另外，加力/冲压燃烧控制和冷却等技术也需突破。

4.4 冷却与热防护技术

高超声速飞行时，面临严重的气动加热问题。高温部件受到高温燃气的对流、辐射等耦合作用，承受很强的热负荷。同时，传感器、控制单元等部件要求工作在温度相对较低的环境，需对其进行冷却或热防护。鉴于此，需采用先进的耐温材料、先进冷却结构设计等热防护措施，保证动力装置系统、子系统及各部件在飞行包线内，在安全可靠的温度水平下工作。因此，冷却与热防护设计技术也是高速涡轮发动机必需解决的关键技术。

4.5 先进的进、排气系统设计技术

进、排气系统的工作特性与性能，对发动机整个推进系统的性能具有十分重要的影响。由于高速涡轮发动机的工作马赫数较宽，因此需要进气道在全包线范围内具有较高的流量系数和较低的总压损失。若采用可调进气道，则需突破进气道变几何设计和控制等技术；若采用固定几何进气道，则需突破宽范围固定几何进气道设计技术。对于高速涡轮发动机，排气系统设计的关键，在于尾喷管矢量调节、控制技术及与飞机后体的一体化技术。

5 高速涡轮发动机发展初步设想

(1)统筹安排和规划高速涡轮发动机关键技术的研究与验证，并积极在现有成熟发动机的基础上，进行射流预冷、加力/冲压燃烧室、热防护等高速涡轮发动机技术的先期验证，并逐步进行新技术的转移，为TBCC动力的研制奠定基础。

(2)制订专门的研究计划，支持发动机与飞机联合开展高速飞行器飞/发一体化设计技术研究。针对推进系统的进气道/高速涡轮发动机/喷管之间的调节、匹配等技术开展研究与验证。

(3)高速涡轮发动机的发展应在以进气预冷和组合循环发动机为主的同时，扩大技术研究探索方向，紧跟国际先进概念的发展，发掘新型的组合形式和新概念发动机。

(4) 临近空间飞行器动力的研究与发展风险高、耗资大、覆盖面广，需联合国内相关研究机构，广泛开展技术交流与合作，集智攻关[8]。

[1] 芮长胜，张彦军，邱明星，等.马赫数3一级涡轮发动机设计特点及关键技术浅析[J].航空科学技术，2012，24 (6)：64—67.

[2] 李刚团，李继保，周人治.涡轮-冲压组合发动机技术发展浅析[J].燃气涡轮试验与研究，2006，19(2)：57—62.

[3] Lockheed Aeronautical Systems Company.SR-71 Flight Manual[M].2001.

[4] Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High Speed Tur⁃bines:Development of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[5] Miyagi H，Miyagawa H，Kishi K，et al.Combined Cycle Engine Research in Japanese HYPR Project[R].AIAA 95-2751，1995.

[6] Balepin V，Engers R.MIPCC Technology Development [R].ISABE 2005-1297，2005.

[7] 王占学，乔渭阳.预冷却涡轮基组合循环发动机发展现状及应用前景[J].燃气涡轮试验与研究，2005，18(1)：53—56.

[8] 弓 升，李 斌，李瑞军.临近空间作战飞行器动力发展研究[J].国际航空，2013，(3)：77—79.

High Speed Turbine Engine Technology Development

YANG Tian-yu，ZHANG Yan-jun，RUI Chang-sheng

(AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China)

Advanced high speed turbine engine concept and the application background were introduced based on the development trend of high speed vehicle.Typical high speed turbine engines and research projects were analyzed to conclude essential characteristics of advanced high speed turbine engine.Based on traditional turbine engine,the high speed engine adopts combined cycle,mass injection pre-compressor cooling(MIPCC)and other technologies to extend envelope,and be high-temperature resistant.In view of the essential characteristics mentioned above,it is believed that MIPCC technology,advanced afterburner/ ramjet burner design,cooling and thermal protection,advanced inlet and exhaust design and other key tech⁃nologies should be applied to break the bottleneck of high speed turbine engine development.At the same time,the preliminary visualization of high speed turbine engine development was proposed.

hypersonic；high speed turbine engine；envelope-extension technology；combined cycle；MIPCC；thermal protection technology

V235

A

1672-2620(2013)06-0026-05

2013-11-14；

2013-11-22

航空科学基金(2012ZB06002)

杨天宇(1987-)，男，辽宁盘锦人，助理工程师，主要从事空天动力技术研究。