国外TBCC关键技术及试验设备研究综述

刘晓波，罗月培，曾　慧，王　培，孙宗祥

（中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000）

国外TBCC关键技术及试验设备研究综述

刘晓波，罗月培，曾慧，王培，孙宗祥

（中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000）

从空气动力学角度系统梳理了TBCC发动机研究需攻克的关键技术，并论述了国外开展相关研究建设的重要试验设备。其中，关键技术主要包括进气道技术、模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术和尾喷管技术；试验设备主要包括单项技术攻关设备、关键部件验证设备、缩比原理机验证设备和全尺寸样机验证设备。从国外开展TBCC发动机关键技术和试验设备建设的研究中得到几点启示，可为我国进行TBCC发动机研制提供参考及借鉴。

涡轮基组合循环发动机（TBCC发动机）；高超声速；空气动力学；模态转换；高马赫数；关键技术；试验设备

1　引言

21世纪以来，人类对高超声速技术的研究进入了新的阶段，无论是快速响应的航天飞行器，还是高速巡航的航空飞行器，都要求高超声速技术有重大突破。然而，动力系统至今仍是制约其发展的重大瓶颈之一［1］。

目前，飞行器的动力系统主要有三种，即涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机，但这三种动力系统在高超声速应用上均有其重大缺陷。譬如，单纯的涡轮发动机尚不能提供马赫数5.0以上的高超声速飞行动力，冲压发动机和火箭发动机尽管能够提供高超声速飞行的动力，但其成本高、可靠性低且不能重复使用。国外研究人员发现，综合使用三种动力装置形成组合动力，从原理上可以实现航天飞行器的快速响应和航空飞行器的长时间高超声速巡航。图1为三种动力装置相互组合获得的各种组合方案。其中以涡轮发动机为基础，通过与冲压发动机等循环方式相组合而获得的动力系统称为涡轮基组合循环发动机，简称TBCC发动机［2］。

从图1可知，目前世界上在研的TBCC发动机主要有三种类型，即预冷却涡喷式、空气涡轮冲压式和涡轮冲压式。这三种TBCC发动机各有特点和优势，其中涡轮冲压式TBCC发动机受关注程度最高。本文从空气动力学的角度，梳理了涡轮冲压式TBCC发动机研制需攻克的关键技术，并介绍了国外研制该类发动机的试验设备建设情况。

图1　组合动力的生成方式Fig.1 Combined cycle engine styles

2　关键技术

关于TBCC发动机的关键技术，国内外研究人员进行过多次论证，提出过各种不同的观点［3-6］。美国国家航空研究所认为，其主要有模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术、跨声速气动推进技术、低马赫数条件下双模态超燃冲压技术、三维流道创新研究技术、涡轮基组合循环系统集成技术［7］。2009年，NASA基础航空计划高超项目组在上述观点的基础上认为，TBCC关键技术至少应包括进气道技术、模态转换技术和高马赫数涡轮发动机技术［8］。国内也提出了TBCC发动机代表性的关键技术［5］。综合国内外观点，本文认为TBCC发动机的关键技术，至少应包括进气道技术、模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术、尾喷管技术等几个方面。

2.1进气道技术

TBCC发动机进气道既要为涡轮发动机提供气流通道，也要为冲压发动机所需的气流预留通道，包括共轴型和并联型两种类型。其中，共轴型进气道主要应用于串联式布局的发动机，有轴对称和二元进气道两种方式；并联型进气道主要应用于并联式布局的发动机，有内并联和外并联两种构成方式［9］。

TBCC发动机进气道的设计主要需解决以下四个方面的技术难题［10-11］：①两个进气道工作模式的匹配，实现TBCC发动机以接力方式工作；②研制可变几何进气道，解决进气道较宽马赫数工作范围和性能之间的矛盾；③采用先进的流场控制技术，合理布置进气道内的波系，提高进气道的起动与气动性能；④综合考虑进气道/发动机/喷管的匹配及一体化技术，实现从静止状态到最大飞行马赫数都能有效工作，且阻力最小、总压恢复系数最高，满足TBCC发动机的流量和气流品质需求。

2.2模态转换技术

TBCC发动机的模态转换技术是整个TBCC研究的一个重点和难点。TBCC发动机在每次使用中都将面临从涡轮向冲压、超燃冲压或相反的模态转换，在转换中怎样避免压缩系统的失速，推力的大幅下降，来自冲压发动机进气道和风扇旁路门的逆流、堵塞、熄火、喘振等，以及如何实现涡轮发动机空中起动，都是TBCC发动机在模态转换过程中需要考虑的问题［6，12］。同时，如何合理匹配涡轮、亚/超燃等模态的气动设计，将其集成为一个统一的推进系统，也是目前待解决的问题。串联式布局的TBCC发动机的最大技术难点，在于模态转换时保证燃料在加力/冲压燃烧室稳定燃烧，防止气流从冲压管道回流；并联式布局的TBCC发动机因进气道内流动十分复杂，需确保模态转换过程中建立稳定和有效的气动过程。

2.3高马赫数涡轮发动机技术

目前，常规涡轮发动机最高工作马赫数仅3.0左右，没有可加速到马赫数4.0以上的涡轮发动机。TBCC发动机中，为使超燃冲压发动机稳定加速，必须提供推力至少加速到马赫数4.0。由此可见，TBCC系统需要高马赫数（≥4.0）的涡轮发动机。研制高马赫数涡轮发动机面临的技术挑战主要有以下几方面［6，13］：①轻质耐高温材料技术，研制适用于涡轮发动机的陶瓷基复合材料和金属基复合材料等；②热管理技术，即研发高效的冷却技术，包括发散冷却技术、预冷技术、气膜冷却技术等；③高温轴承及封严技术，重点针对对转涡轮技术，需解决高低压涡轮之间的非定常相互干扰问题；④大载荷涡轮机械技术，研制可变面积涡轮导向器、超紧凑燃烧室等。

2.4尾喷管技术

TBCC发动机与高超声速飞行器一体化设计后，尾喷管的内外特性必须保持较高的性能，满足TBCC发动机宽马赫数范围的工作要求。尾喷管的几何形状要能随飞行速度的变化而变化，其技术难点主要表现在两方面［14］：①由于TBCC发动机的工作范围为低速至最大飞行马赫数，使得尾喷管的压比（入口内部总压与外界压力的比）在2～300之间变化，这对尾喷管喉道面积设计提出了极高的要求，需采取面积可变设计；②TBCC发动机在工作过程中，尾喷管的热力载荷与气动载荷增加很大，尤其是冲压模态下，有必要考虑新型冷却方式及创新性结构设计方法（如上下双喉道型尾喷管概念）。

3　试验设备

国外TBCC技术开发基本按单项技术攻关、关键部件技术验证、小尺寸验证机原理验证、全尺寸验证机地面试验验证和飞行试验验证几个步骤来实施。因此，其试验设备也主要包括单项技术攻关设备、关键部件验证设备、缩比原理机验证设备和全尺寸样机验证设备。其中，美国在TBCC技术开发各阶段的试验设备最为齐全、试验设备能力最强。图2给出了美国NASP计划开展TBCC发动机研究所使用的试验设备的试验能力［15-16］。

图2　NASP计划开展TBCC研究所使用的试验设备的试验能力Fig.2 Test capacity for TBCC research in NASP program

3.1单项技术攻关设备

TBCC发动机涉及的技术很多，如涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术和模态转换技术等，其中涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术等都有专门的研究计划和试验设备。本节重点介绍开展模态转换技术所用的试验设备。表1列出了美国近年来进行TBCC模态转换技术研究所用的典型设备，其中NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超声速风洞最具代表性。该风洞可容纳大尺寸模型和一些全尺寸发动机及飞机部件，试验马赫数为2.0～3.5，模拟高度为17～23 km。近期，空军科学研究办公室（AFOSR）和NASA基础航天计划资助了高超声速组合循环推进项目的研究，图3为该项目在3.0 m× 3.0 m超声速风洞中开展大尺度进气道模态转换装置（CCE-LIMX）的试验情况。

图3　安装到3.0 m×3.0 m超声速风洞的CCE-LIMX Fig.3 CCE-LIMX installed in 3.0 m×3.0 m supersonic wind tunnel

表1　美国进行TBCC模态转换技术研究所用的典型设备Table 1 Typical test facilities in the United States for TBCC mode transition technology development

3.2关键部件验证设备

与常规涡轮发动机类似，TBCC发动机的关键部件也主要包括进气道、压气机、燃烧室、尾喷管等。从目前掌握的资料看，TBCC发动机进行进气道的试验最多，同样也以美国NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超声速风洞的试验能力最强。表2梳理了各国具备TBCC发动机关键部件试验能力的典型设备。

（1）进气道试验设备

进气道试验主要验证TBCC发动机从涡轮喷气到冲压喷气/超燃冲压喷气模态转换进入高超声速时的工作能力。进气道试验数据也可用作验证分析评估工具，并用于燃烧器与进气道出口压力和流动条件的匹配设计。目前，国外进行此项试验的设备主要有美国NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超声速风洞、NASA兰利研究中心的下吹式设备M4BDF 和UPWT的2号试验段、洛克希德·马丁公司的1.2 m×1.2 m风洞、日本ISAS的超声速风洞、法国ONE⁃RA的S3MA超声速风洞等。

表2　TBCC关键部件验证典型设备Table 2 Typical test facilities for demonstrating TBCC critical components

图4　NASA格林中心的W8高速压气机设备Fig.4 W8 high speed compressor test facility at NASA Glenn research center

（2）压气机试验设备

在NASA基础航空计划中，高超项目组对TBCC发动机风扇级的工作能力与性能进行了研究，主要包括设计与初步试验。其中初步试验在NASA格林研究中心W8高速压气机设备中进行［17］。该设备（图4）最大轴功率为5 145 kW（电机驱动），最大转速为21 240 r/min，齿轮比为5.9：1，压力比约为4：1，出口温度限制在204°C，最大气流流量为45.4 kg/s，具有双向旋转能力，端面直径为0.51～0.56 m。试验目的是评估整个TBCC发动机在运行范围内风扇级的气动性能和运行特征，主要包括：①海平面静起飞；②扇叶涵道流量比的大振幅过渡；③涡轮到冲压发动机的转换；④高马赫数飞行条件下扇叶的运转。

（3）燃烧室试验设备

无论是美国AFOSR和NASA基础航天项目资助的高超声速组合循环推进系统研究，还是“猎鹰”计划及涡轮加速器计划（RTA）中的研究，都强调对TBCC发动机燃烧室的试验研究。前者利用弗吉尼亚大学的超声速燃烧设备和NASA兰利研究中心的HYPULSE激波风洞进行了试验（图5），后两者分别利用美国东哈特福德联合技术研究中心的燃烧器试验台和NASA格林研究中心的燃烧试验台进行了台架试验。

图5　HYPULSE设备中的超燃冲压发动机试验件Fig.5 Scramjet engine test unit in HYPULSE

弗吉尼亚大学的超声速燃烧设备为电加热超声速风洞，模拟飞行马赫数可达到5.0，允许不限试验时间的连续试验，在研究和应用激光诊断时很有利。利用该设备试验的最大优势在于燃烧室内的静温低于氢和碳氢自燃温度。HYPULSE激波风洞为激波加热设备，以反射激波状态运行，最大马赫数为12.0。流场介质为洁净空气，能在纯氮条件下运行研究没有热释放的混合效应。

（4）尾喷管试验设备

美国、日本和欧洲的TBCC发动机研制计划，都将尾喷管试验作为一项重要研究内容，开展了大量的试验研究工作。表2列举了美国“猎鹰”组合循环发动机技术计划在研究静态喷管试验所使用的试验设备。该设备为洛克希德·马丁公司的1.2 m×1.2 m风洞，主要是通过一系列构型和预想工作范围条件下的试验确定HTV-3X静态冷流性能。

3.3缩比原理机验证设备

TBCC发动机在完成部件试验后，进入到缩比原理机验证阶段——该阶段需进行大量的试验。NASP计划缩比原理机阶段使用的设备，主要用于评估几类发动机模型的性能，包括缩比发动机模型、多流道模块间干扰模型（MTMI）、大尺度一体化流道发动机模型。缩比发动机试验主要用来预测飞行器在整个飞行包线内的性能和工作能力；MTMI用来模拟缩比发动机内流空气动力学及模块间影响，使用的流道模块包括进气道、燃烧室和喷管等；大尺度一体化流道发动机模型（如概念验证发动机CDE）代表TBCC发动机试验的最高水平，在冲压和超燃冲压条件下验证大尺度发动机部件一体化的性能和工作能力。表3为美国开展TBCC原理机验证试验所使用的典型设备。此外，日本进行TBCC发动机缩比原理机验证试验主要在国家宇航试验室冲压发动机试验设备（RJTF）上进行。该设备试验段长6.0 m，直径3.0 m，设备出口尺寸为0.51 m（高）×0.51 m（宽）；试验条件是马赫数5.5，总压3.5 MP，总温600 K，运行时间60 s。俄罗斯为开展TBCC发动机的原理性验证，在上世纪90年代建造了一些试验台，主要有T-313、T-120和U-248试验台。

表3　美国开展TBCC原理机验证试验所使用的典型设备Table 3 Typical test facilities for TBCC conceptual demonstrator in the United States

3.4全尺寸样机验证设备

经过高空台等地面试验设备进行缩比原理机验证试验之后，TBCC研究进入全尺寸样机验证阶段，包括地面试验验证和飞行试验验证。具备此功能的地面试验设备，主要为能够进行推进系统/机体一体化验证试验的试车台，包括大马赫数自由射流高空舱、推进风洞等。目前，AEDC的16T、16S风洞及APTU等，为此类设备的代表［18］。

4　结束语

通过上述对国外TBCC关键技术及试验设备的研究，可得到以下几点启示：

（1）国外高度重视TBCC发动机进气道，特别是并联式进气道的研究。从目前掌握的资料看，国外就TBCC发动机关键技术的研究中进气道技术的资料最多，内容涵盖了进气道设计、加工与制造等方面，空气动力学最基本的研究方法（即风洞试验、数值计算、飞行试验三大手段）也都在TBCC进气道技术研究中有广泛应用。

（2）模态转换技术对TBCC发动机的研制至关重要。各个工作模态可通过进行足够的地面试验和独立的飞行试验来解决技术难题，但各模态之间的转换相当复杂，存在重要的气流流动问题和结构变换问题［19］。目前，国外TBCC发动机研究的模态转换区间多设定在马赫数2.5～3.0。

（3）高马赫数涡轮发动机研制是TBCC发动机研究的一项重要内容。目前，涡轮发动机的工作马赫数最高只能在3.0左右。若能成功研制出马赫数超过4.0的高马赫数涡轮发动机［20］，就可使涡轮发动机直接与超燃冲压发动机相组合或采取其他更简单的组合方式。

（4）建设变马赫数风洞是弥补TBCC发动机研究中地面设备模拟能力不足的重要手段之一。TBCC发动机要进行模态转换的模拟，特别是跨、超声速状态下模态转换的模拟，极需一种能够持续变马赫数的风洞。

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An overview of key technology and test facility for turbine-based combined cycle propulsion study overseas

LIU Xiao-bo，LUO Yue-pei，ZENG Hui，WANG Pei，SUN Zong-xiang （China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China）

The key technologies of TBCC were introduced from the view of aerodynamic research field and test facilities overseas were discussed.Technologies related to inlet，mode transition，high Mach number tur⁃bine engine and exhaust nozzle were emphasized.Test facilities were categorized for their roles concentrat⁃ing on single technology tackling，key component demonstration，subscale conceptual demonstrator test and full-scale prototype demonstration.Finally，several inspirations from overseas TBCC research were illustrat⁃ed，which could be referential for TBCC development in China.

turbine-based combined cycle engine（TBCC）；hypersonic；aerodynamics；mode transition；high Mach number；key technology；test facility

V236

A

1672-2620（2016）04-0051-06

2015-09-18；

2016-02-04

刘晓波（1974-），男，湖南隆回人，副研究员，主要从事空气动力学情报研究。