国外并联式涡轮基组合循环发动机技术发展途径浅析

陈 博，桂 丰，李 茜，康玉东

(1.中国人民解放军空军装备部，北京100843；2.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500)

1 引言

高超声速飞行器能够以高超声速在稠密大气层、临近空间做巡航飞行和跨域飞行，具有全球快速到达、突破导弹防御系统、机动灵敏打击的战略威慑和实战能力，将对未来战争形态产生深远影响。TBCC发动机实现了涡轮发动机与冲压发动机两种动力形式结构上的集成和工作过程上的有机结合，使涡轮发动机和冲压发动机各自在适合自己工作的区域内发挥优势[1]，是配装高超声速飞行器的理想动力。长期以来，TBCC发动机一直是国外发展高超声速飞行器的主要动力形式之一，并对其进行了大量的研究，取得了丰富的成果。本文通过梳理以美国为代表的典型并联式TBCC发动机研发计划，分析得出了美国并联式TBCC发动机技术发展途径，以期为我国并联式TBCC发动机技术研究提供借鉴和参考。

2 并联式TBCC发动机技术优势

并联式TBCC发动机是由高速涡轮基和冲压发动机通过并排等方式组合而成，其涡轮与冲压通道相互独立，组合进气道与可调喷管部分结构共用，如图1所示。其中，高速涡轮基可实现水平起降和与冲压发动机接力，可重复使用的冲压发动机可实现高超声速巡航和机动飞行。

图1 并联式TBCC发动机结构示意图Fig.1 Structure of over/under TBCC engine

并联式TBCC发动机集合了涡轮发动机和冲压发动机的优点，有着较高的比冲(图2)和宽广的飞行包线，可以覆盖从地面起飞到高马赫数巡航全包线工作的需求，具有可常规水平起降、重复使用、耐久性高、安全性好、可靠性高、可使用普通航空燃料、用途广泛且可实现军民两用等技术优势。同时，由于双通道相对独立，因而研制难度相对较小，研制周期较短，可快速形成军民两用的组合动力产品，具有很好的工程应用前景。

图2 不同动力形式使用碳氢和氢燃料的比冲[2]Fig.2 Specific impulse of different propulsion system using hydrocarbon and hydrogen fuel

3 并联式TBCC发动机面临的技术挑战

高超声速飞行器要实现在宽广飞行包线内工作，对并联式TBCC发动机低速段和高速段的动力性能提出了很高要求。对于涡轮发动机，应提供足够好的安装性能来满足低速段动力要求，同时兼顾跨声速推力要求，保证飞行器加速时发动机提供足够的推力，以使发动机和飞行器都有足够的裕度，以便用最小的燃油消耗完成加速任务。对于冲压发动机，应提供足够大的推力和长寿命来满足高速段动力要求；同时，保证双通道发动机之间及其与进排气之间高效匹配和协同控制，以便涡轮与冲压发动机形成接力；此外，并联式TBCC发动机的能源系统、热管理系统、控制系统及地面试验均面临巨大的技术挑战。并联式TBCC发动机要满足飞行器使用需求，必须解决以下主要技术问题：

(1)跨声速推力不足问题。主要是指并联式TBCC发动机迎风面积大，给飞行器带来较大阻力，不利于飞行器实现快速跨声速。

(2)宽范围高效进排气问题。主要是指宽范围工作要求进排气系统结构可调，且二者高效匹配与协同控制。

(3)模态转换过程流量和推力匹配问题。主要是指模态转换过程会面临进-发匹配、推力陷阱和推阻平衡等问题。

(4)能源生成与管理问题。主要是指高速飞行过程中，将存在高速高温条件下能源生产、涡轮发动机能源与其他能源转换等问题。

(5)高马赫数下热管理问题。主要是指高马赫数飞行将面临涡轮关机过程封存热、成附件和外部管路热防护、飞发热源传递等问题。

(6)宽范围可重复使用冲压发动机问题。主要包括大尺寸组织燃烧、燃料喷射与混合、冷却等问题。

(7)多动力单元模态转换及控制问题。主要是指不同动力模式转换过程中，将存在多变量之间耦合作用、不同运行状态控制模式无扰动切换、不同控制规律实现方法等问题。

(8)全尺寸TBCC发动机地面试验问题。主要是指设备气源能力不足、试验方法欠缺和测试技术薄弱等问题。

梳理并联式TBCC发动机面临的技术挑战，可归纳为涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术等三大类，如图3所示。其中，能源生成与管理、高马赫数下热管理等需要通过飞发一体化技术研究来解决。

图3 并联式TBCC发动机面临的主要技术问题Fig.3 The main technology problems of over/under TBCC engine

4 美国典型并联式TBCC发动机研究项目

美国上世纪50年代就开始了对并联式TBCC发动机的研究，主要围绕高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术制定了一系列研究计划，持续开展了大量的研究工作。

4.1 高速涡轮基技术

美国在高速涡轮基技术方面开展了革新涡轮加速器(RTA)计划、高速涡轮发动机验证(HiSTED)计划、远程超声速涡轮发动机(STELR)计划和射流预冷(MIPCC)计划[3]。

4.1.1 RTA计划

2001年，NASA、GE公司和艾利逊先进技术发展公司开始联合开发RTA。RTA发动机(图4)是由变循环涡扇发动机和冲压发动机组合的串联式涡轮冲压组合发动机，作为配装两级入轨飞行器的TBCC发动机低速段动力，研究重点是通过采用先进技术发展马赫数4.0+且维修性和操作性大大改善的推进系统。

图4 RTA发动机结构图Fig.4 Structure of RTA engine

在RTA计划中，GE公司利用了成熟的YF120发动机的核心机，再辅以新的风扇、核心驱动风扇级、加力/冲压超级燃烧室、轴对称喷管和可变面积旁路引射装置(VABI)[4]。由于RTA发动机要求在马赫数4.0+工作时涡轮发动机不关机，对所有部件工作范围和能力要求太高，技术难度太大，该计划于2005年中止。

4.1.2 HiSTED计划

HiSTED计划是美国国防预先研究计划局(DARPA)和美国空军在VAATE计划下联合实现的一项研究项目，旨在设计、制造和验证一种高马赫数、中等压比的短寿命涡轮发动机，为多种武器平台提供实现马赫数4.0以上飞行的动力，使到达目标的时间减少80%。针对高速涡轮发动机面临的高温挑战，HiSTED计划重点突破先进的冷却技术[5]。

在HiSTED计划的支持下，罗·罗公司自由工厂和威廉姆斯国际公司分别开发了各自的HiSTED验证机，其机型分别为XTE18/SL1(代号YJ102R)和XTE88/SL1(代号 WJ38-15)。其中，WJ38-15 发动机(图5)在2011年的地面试验中完成了马赫数2.0～2.5及马赫数3.2下的运转。2013年，作为NASA并联式TBCC发动机的涡轮基，在风洞中开展了组合动力模态转换技术验证。

图5 WJ38-15高速涡轮发动机Fig.5 Williams WJ38-15 high speed turbine engine

4.1.3 STELR计划

STELR计划是HiSTED计划的后续计划，旨在为马赫数3.0+的武器和飞行器(包括空中发射巡航导弹、无人飞行器等)提供动力。在该计划下，罗·罗公司自由工厂和威廉姆斯国际公司分别对各自的高速涡轮发动机进行试验。2015年9月，自由工厂在地面试验中实现了以马赫数2.0～2.5运行2 h，后续逐步开展了马赫数2.5～3.2的地面试验。STELR发动机的最终设计目标是以马赫数3.2的速度飞行1 h，或是航程超过 3 200 km[6]。

HiSTED计划和STELR计划开发的高速涡轮发动机技术，弥补了传统涡轮发动机和高速双模态超燃冲压发动机之间的鸿沟，搭起了亚声速和超声速推进之间的桥梁[7]。

4.1.4MIPCC计划

射流预冷技术也是扩展发动机使用包线的重要技术手段。美国在射流预冷技术上的研发以MSE技术应用公司的MIPCC为代表，通过在F100发动机前加装MIPCC系统开展了试验(图6)。试验结果表明，射流预冷技术使发动机在海平面的推力提高约1倍，具备将工作马赫数扩展至3.5的能力[8]。

图6 F100发动机射流预冷试验照片Fig.6 The MIPCC test of F100

4.2 冲压发动机技术

冲压发动机是TBCC发动机高速段工作的推进单元。典型的冲压发动机计划包括X-51A计划和MSCC(中等尺寸关键部件)计划等。

4.2.1 X-51A计划

X-51A计划由美国空军和DARPA联合开展，旨在通过飞行试验来验证碳氢燃料超燃冲压发动机的可行性[9]。2010年5月到2013年5月，X-51A共进行了4次飞行试验，并在最后一次试验中取得成功。验证机实现了210 s(含助推时间)的有动力飞行，最大飞行速度达马赫数5.1，飞行距离超过426 km，实现了超燃冲压发动机研制的重要里程碑，具备了从试验研究转向工程应用的基本条件。

4.2.2 MSCC计划

继X-51A计划之后，美国空军研究实验室开始关注更大尺寸的推进系统，提出了MSCC计划，研究的超燃冲压发动机的进气流量是X-51A的10倍。其中，由AEDC负责的速度接力、加速和巡航状态的试验，旨在研究第一代较大尺寸超燃冲压发动机的性能、操作性及热管理，同时加深对超燃冲压发动机物理现象的理解，验证并改进部件设计方法、分析工具及地面试验技术[10]。

4.3 组合技术

组合技术主要指组合进排气及模态转换技术。组合技术必须协同调节进排气系统和发动机工作特性，保障组合发动机的推力平稳过渡。针对该项技术，DARPA和美国空军实施了猎鹰组合循环发动机技术(FaCET)、模态转换(MoTr)和先进全速域发动机(AFRE)三个计划。

4.3.1 FaCET计划

FaCET计划由DAPRA和美国空军联合发起，重点研究推进系统的一体化设计、燃烧室技术和模态转换技术。该计划第一阶段进行了缩尺进气道和燃烧室等部件试验；第二阶段于2009年3月进行了集成缩尺进气道、燃烧室、喷管的自由射流试验(图7)[2，11]，试验中尽管没有真实的涡轮发动机，但模拟给出了涡轮流道，为真正开展涡轮发动机与冲压/超燃冲压发动机的一体化试验奠定了基础，使并联式TBCC发动机部件集成技术得到了初步验证。

图7 FaCET计划的并联式TBCC发动机及自由射流试验Fig.7 The over/under TBCC engine in FaCET program and its freejet test

4.3.2 MoTr计划

作为FaCET计划的后续项目，2009年美国启动了MoTr计划，旨在对马赫数0～6.0的吸气式碳氢燃料推进系统进行地面验证。MoTr计划包括两个阶段，第一阶段进行了试验台改装，并对燃料冷却的双模态冲压发动机燃烧室及燃油与控制系统进行了初步设计；第二阶段进行了缩尺试验件设计、加工和试验，成功实现了在马赫数3.0、4.0和6.0三种试验条件下的点火和稳定燃烧[12]。该计划并未完成全尺寸的地面试验，但为并联式TBCC发动机转入工程应用奠定了基础。

4.3.3 AFRE计划

2016年8 月，DARPA正式公布了AFRE计划的招标预告文件，旨在研发和地面验证一种能在马赫数0～5.0+范围内无缝工作的可重复使用、碳氢燃料、全尺寸TBCC发动机[13]。AFRE计划是DARPA又一次试图完成全尺寸并联式TBCC发动机地面模态转换演示验证的计划，其第一阶段进行系统设计、缩尺及大尺寸部件演示验证，第二阶段进行低速通道和高速通道的大尺寸直连和自由射流试验。AFRE组合发动机组成结构如图8所示。

图8 AFRE组合发动机组成结构示意图Fig.8 Structure of AFRE

在AFRE计划中，DARPA明确提出采用现有涡轮发动机与双模态冲压发动机方案，并采用射流预冷技术对涡轮发动机进行包线扩展，在马赫数1.5～3.0完成模态转换。为提供更明确的牵引，DARPA在同步主导高超声速飞行器概念研究，要求项目承研方将飞行器的需求整合到AFRE系统的设计过程中，确保项目地面演示验证所研制的推进系统能直接支撑未来高超声速飞行器研制。2017年，AFRE计划合同分别授予洛克达因公司和ATK公司，这两家公司选择的飞行器设计方分别为洛马公司和波音公司。

5 美国并联式TBCC发动机技术发展途径

5.1 发展路线

通过跟踪美国典型并联式TBCC发动机研发计划可看出，美国并联式TBCC发动机的研究主要分为高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术三个方面(图9)。其中，高速涡轮基技术研究旨在拓展涡轮发动机工作马赫数上限，提高涡轮发动机高马赫数工作能力，其中包括串联式TBCC发动机技术(RTA计划)、低压比涡轮发动机技术(HiSTED计划和STLER计划)及射流预冷扩包线技术(MIPCC计划)三种途径；冲压发动机技术方面，研究重点是拓展冲压发动机工作马赫数下限，发展可与高速涡轮发动机组合的中/大尺度冲压发动机(X-51A计划、MSCC计划)；通过组合技术研究(FaCET计划、MoTr计划和AFRE计划)，掌握涡轮与冲压双通道并联的组合进排气与模态转换技术，实现并联式TBCC发动机的系统集成与工程应用。

图9 美国并联式TBCC发动机技术发展路线图Fig.9 Technology development approach of American over/under TBCC

5.2 技术发展分析

对于并联式TBCC发动机，目前双模态冲压发动机无法在马赫数4.0以下提供足够推力，而现有涡轮发动机的最高工作速度通常在马赫数2.5以下，因而实现涡轮与冲压发动机在速度上的有效接力，是研制并联式TBCC发动机必须解决的首要问题[14]。从美国并联式TBCC发动机技术发展研究看，高速段冲压发动机技术是难点，低速段涡轮基技术和模态转换技术是重点。虽然并联式TBCC发动机的双模态冲压发动机技术也在点火、火焰稳定、防热结构和降低起动速度等关键技术上取得了突破，但还需要进行更深入的研究。尽管美国先后通过HiSTED、STELR等计划致力于发展高速涡轮发动机，拓展其工作马赫数到3.0+，但由于瓶颈技术的复杂性和风险，目前尚未取得关键性突破。而射流预冷技术的不断成熟，在短期内具有更好的技术可行性和经济可承受性，目前被选为扩展涡轮发动机包线的主要技术手段，有利于当前对组合技术的验证和开发[15]。

但不可否认，高速涡轮发动机是未来发展的必然趋势，其对并联式TBCC发动机乃至飞行器在推力、速域和燃油效率等性能方面的提升具有不可替代的作用。因此在采用射流预冷技术完成组合技术验证与开发的同时，应继续开发并联式TBCC发动机用高速涡轮发动机技术。而组合技术因涉及低速段和高速段动力多个系统的复杂集成，将是并联式TBCC发动机发展的关键，也是当前重点关注和亟待突破的关键技术。

6 启示

通过梳理并分析美国并联式TBCC发动机技术发展途径，结合我国目前的并联式TBCC发动机技术研究现状，为更好地推进我国并联式TBCC发动机研究，提出以下建议：

(1)采用射流预冷扩展涡轮基包线，是短期内实现性较好的组合技术验证途径。

对于并联式TBCC发动机，核心是解决低速段涡轮基工作包线向上拓展的问题。新研高速涡轮基研究周期长，近期内无法快速完成并联式TBCC发动机研制。采用射流预冷技术扩展现有涡轮发动机工作包线与冲压组合形成接力，完成模态转换等组合技术验证，提升组合技术成熟度，是短期内实现性较好的方案。同时，并行开展新研高速涡轮发动机技术研究，为后续型号发展奠定技术基础。

(2)必须基于飞发一体化，联合开展并联式TBCC发动机技术研究与验证。

并联式TBCC发动机作为高度集成推进系统，其结构和性能与飞行器耦合紧密，必须从一体化角度开展研究。另外，并联式TBCC发动机研制依托于各子系统关键技术的研究成果，而各关键技术攻关与验证又与飞发关联强烈，必须基于飞发一体化开展联合研究，重视飞行器的牵引和约束，在提高关键技术验证的实用性和准确性的条件下分步验证关键技术，逐步提升关键技术成熟度。

(3)必须重视基础研究与试验验证，持续加快关键设备改造和建设工作。

与常规动力装置相比，并联式TBCC发动机系统集成复杂，同时工作马赫数更高、工作范围更宽，传统试验设备和测试方法已不适用，必须持续加快对现有并联式TBCC发动机基础试验设施的升级和建立关键的地面试验设施，特别是变马赫数试验台及全尺寸地面试验设备，提升地面试验能力，确保预研攻关和后续工程研制阶段顺利开展。