组合动力技术比较及TBCC 关键技术展望

孙启荣

（中国航空研究院，北京 100029）

0 引言

从二战时期的P-51、Bf-109、零式等早期螺旋桨战斗机， 到F-86、MIG-15 等一代喷气式战斗机，到F-4、F-15、F-22 等超声速二、三、四代飞机，再到 SR-71、XB-70、MIG-25、MIG-31 等高速飞机，速度的提高不断地重塑着空中战场形态，“更快”一直是航空武器装备的不懈追求。

20 世纪60 年代初，美国研制了SR-71 高空高速侦察机，该型飞机采用J-58 串联式TBCC 发动机（该发动机是世界首个走完设计、生产直至飞行使用全过程的涡轮冲压组合发动机）， 最大飞行马赫数达到3.2，实用升限 24 000 m，在 1998 年退役前的30 余年服役时间中，执行任务3551 次，从未被击落。2001 年，美国提出并开始实施国家航空航天倡议（NAI），可重复使用、 目标速度定于Ma0～6+的高超声速飞机被正式纳入美国高超声速技术整体发展规划。

在军用方面，高超声速飞机作战响应快，战场生存力高，察打效能高，将全面超越现有各国地面空防力量极限和空中力量极限，获得碾压性军事优势，慑战一体，将是未来颠覆战争形态、改变游戏规则的重大战略装备。在民用方面，高超声速飞机同样优势明显， 可在2～3 小时内完成洲际飞行， 同时票价预计与现有普通客机头等舱相当，将极大促进洲际人、物运输。

1 组合动力类型及优缺点分析

面对更快的速度需求，动力装置是高超声速飞机需要解决的核心问题。 但目前世界上现有的火箭发动机、冲压发动机、涡扇发动机都不能满足高超声速飞机的需求。 其中，火箭发动机工作不受飞行高度和速度限制，推重比较高，但由于自身需携带大量氧化剂，比冲较低，推进剂消耗大；冲压发动机有较高的比冲和飞行马赫数，内部没有旋转部件，但燃烧效率受进气道来流影响较大，且需借助助推器解决初始速度问题；涡轮发动机工作可靠，寿命长，但受限于涡轮机材料等因素很难用于速度Ma3 以上飞行器的动力系统。

与单一类型的动力相比，组合动力具有工作范围宽、平均比冲高、使用灵活等特点。 不同动力通过有机组合，相互取长补短，能够充分发挥各型动力在其工作范围内的性能优势，极大地拓展飞行包线，满足高超声速飞机宽速域飞行要求。 基于目前的火箭发动机、涡轮发动机和冲压发动机，基本形成了涡轮-冲压组合动力（TBCC）、火箭-冲压组合动力（RBCC）、涡轮-火箭组合动力（ATR）和三组合发动机（T/RBCC）等组合动力方案[1]。

TBCC 发动机工作范围为 0～30 km、Ma0～6+，可用于高超声速飞行器、 两级天地往返系统的第一动力，可水平起降。 优点是综合比冲性能高，重复使用能力强；缺点是涡轮动力与冲压动力在Ma3～4 存在“推力鸿沟”。

RBCC 发动机的工作范围是全空域、全速域，可用于高超声速飞行器、空天飞行器（两级入轨系统的一、二级或单级入轨飞行器）， 可水平/垂直起飞、 水平降落。 优点是火箭/冲压模式推力大，加速性好，推重比大；缺点是低速阶段比冲较低，引射阶段油耗较大。

ATR 发动机的工作范围为 0～30 km、Ma0～5，可用于高超声速飞行器，可水平起降。 优点是推重比高、单位推力大，系统简单，成本低；缺点是速度上限较低。

T/RBCC 工作范围是全空域、全速域，可用于两级天地往返系统一子级动力、 单级入轨天地往返飞行器动力，可水平起降。 优点是不存在推力陷阱，缺点是系统复杂、尺寸较大。

从性能、费用、安全和技术可行性等方面考虑，目前TBCC 发动机和RBCC 发动机最有希望成为高超声速飞机的动力。 高超声速飞机不同于空天飞行器，后者由于需要冲出地球大气层入轨飞行，因此，需要自带氧化剂等燃料，会在一定程度上降低比冲；而高超声速飞机可水平起降， 目标高度为20～30 km 大气层内临近空间，使用吸气式发动机，可以充分利用大气层中的氧气作为氧化剂， 更加灵活高效， 因此，TBCC 发动机与 RBCC 发动机相比，在 Ma0～3 范围内具有更高比冲的优势。同时，TBCC 能够利用现有机场常规水平起降，安全性、可靠性、环保性都优于RBCC发动机，更有发展前景。

对于TBCC 发动机的技术方案，又存在涡轮发动机与冲压发动机串联和并联两个方案。 其中， 串联TBCC 发动机的好处是尺寸和重量均较小， 缺点是高马赫数飞行时涡轮发动机保护困难，飞行速度上限较低。 因此，并联TBCC 极有可能是未来高超声速飞机的最佳动力[2]。

事实上，1998 年SR-71 飞机退役后，美国希望研制一型具有更快速度的高超声速飞机。 21 世纪初，美国开始实施FALCON 计划，其中研制内容之一就是高速巡航飞行器（HCV），该飞行器的飞行验证平台代号HTV-3X（黑雨燕），采用并联式TBCC 发动机方案，最高飞行马赫数在6 以上。 2009 年，由于技术成熟度过低、经费紧张等一系列原因，美国取消了对HTV-3X的支持。 2013 年 11 月，在 HTV-3X 的研究基础上，美国洛克希德马丁公司提出SR-72 高超声速飞机计划，该型飞机也采用并联TBCC 动力，可用于情报、监视、侦察（ISR）和打击任务。

2 TB C C 发动机关键技术展望

根据NASA 基础航空计划高超项目组以及国内外相关学者研究，目前，TBCC 发动机面临的主要核心关键技术如下[3～5]。

2.1 模态转换技术

模态转换是TBCC 发动机的核心难题。 模态转换是指高超声速飞机从超声速飞行转为高超声速飞行时，需要将TBCC 从涡轮发动机的工作状态转换为冲压发动机的工作状态，以获得更高的马赫数。 而目前的涡轮发动机的工作上限约为Ma3，冲压发动机的工作下限约为Ma4， 两者推力无法顺畅衔接， 形成了Ma3～4 的“推力鸿沟”。

为解决“推力鸿沟”问题，目前一种方案是由美国喷气公司提出的“三喷气”（Trijet）动力组合方案。该方案实际上是一种T/RBCC 组合动力方案，由涡轮发动机、 冲压发动机和火箭引射冲压发动机并联组合而成。 其中，在模态转换时，使用火箭引射冲压发动机工作， 用以弥补涡轮发动机与冲压发动机之间的推力缝隙[6]。

另一种方案是使用预冷技术从而增大涡轮发动机的马赫数上限， 预冷发动机可以作为TBCC、ATR和T/RBCC 的组成部分。目前实现预冷的技术途径主要有三种[7]：（1）超临界工质预冷/强预冷技术，采用换热器和闭式氦循环对进口高温空气进行快速冷却。目前，英国REL 公司提出的强预冷方案发展较好，能够提高涡轮发动机工作包线到Ma5+（但该公司提出的SABRE 发动机实际上是带强预冷的涡轮发动机与火箭发动机的 ATR 组合[8～10]，用于单级入轨的“云霄塔”空天飞机）。 （2）燃料预冷技术，将燃料液氢送经发动机进口预冷器， 通过液氢深度液化来冷却空气，随后发生热解反应成为气态氢气，再作为燃料进入燃烧室。 （3）质量射流预冷却，将一定比例的冷却剂（水/液氧等）直接喷入来流空气中进行蒸发冷却，未完全蒸发的液滴与湿空气一同进入发动机继续冷却。

2.2 飞发一体化设计技术

高超声速飞机的一个典型特征是飞机和发动机结构融为一体，一体化设计。 飞发一体化设计是在飞机的战术技术指标要求与约束条件下，寻找最优的飞发整体布局、使用控制模态和能源利用方式，以便在整个飞行包线内获得高效的内外流气动特性以及良好的飞行性能和飞行品质，满足不同飞行阶段的飞机推力及能源需求[12]。

飞发一体化设计技术的难点主要包括内外流紧耦合技术、结构综合减重设计技术、高精度自适应控制技术、能源生产与热管理技术、隐身一体化技术、性能一体化设计技术等，涵盖了飞机和发动机设计的主要方面。

2.3 宽域进排气系统设计技术

TBCC 发动机进排气系统的设计难点在于覆盖Ma0～6+宽域工作范围带来的进排气系统匹配设计问题。

一是几何可变进气道的设计技术。 一般将高超声速飞机的前体下壁面作为组合动力进气道预压缩面，提供高压力的入口流场给为进气道内压段。 要进行流场控制设计，合理布置进气道波系，保证进气道能够正常起动， 提高气流捕获流量系数和总压恢复系数，并具备较好的出口流场品质和抗反压能力。

二是几何可变排气系统设计技术。 一般将飞机平台后体下表面作为排气系统的外膨胀段， 降低静压，增加动量，获得推力。 排气系统要同时满足不同类型发动机在各自工作时的需求，降低不同流道气流干扰对推力造成的影响，尤其是模态转换时要精确调节喷管喉道面积，平稳过渡推力，同时还要满足尾喷管在高热载荷和气动载荷下的对结构强度和热防护等的需求。

2.4 发动机自适应控制技术

高超声速飞机速域宽， 动力系统工作模态多，进排气系统调节机构复杂，控制逻辑复杂，对精度以及反应时间要求极高，要求动力系统能够需根据飞行状态进行实时动态自适应调节，并具备强鲁棒性。 同时高超声速飞机平台的热管理系统、 能源生成系统、热防护系统等均与动力系统关系密切，也需要动力系统能够实施自动监控相关状态，并能够根据平台总体需求自动进行适应性调整。

2.5 热管理技术

高超声速飞行时发动机产生的内部热和飞机平台外部热需要统筹考虑管理。 除采用陶瓷、碳/碳复合材料等耐热、隔热材料外进行热防护，还要考虑采取被动和主动冷却措施，既要保证冷却效果，又要保证冷却系统重量和结构不影响平台和动力系统的性能，还要满足可重复使用的长寿命需求。

对于动力系统内部，除了高速通道、低速通道以及热部件的热防护需求外，还需要考虑进气道和尾喷管的分流调节板与固定侧壁之间存在高温动态密封问题，若气体泄漏率过大，则不仅会降低发动机性能，甚至会导致整个发动机结构破坏，必须高度重视。

2.6 高效、长寿命冲压燃烧室设计技术

TBCC 发动机冲压燃烧室进口气流的温度、 速度变化范围较大（进口温度范围为400～1 300 K，进口速度Ma0.1～0.7）， 要求提高燃油的点火性能和燃烧效率。 同时，为了满足冲压燃烧室连续巡航工作，其寿命应达到千小时量级，这对燃烧室的可靠性和寿命设计等提出了极高的要求。

3 结语

高超声速飞机已成为各国空天战略竞争的焦点，不管是军用还是民用，其技术本身及其衍生技术的发展都将为人类社会带来巨大变革。 并联式TBCC 组合动力是目前较有希望成为高超声速飞机的动力系统，已成为世界各国研究的焦点。 我国航空工业必须在未来短暂的5～10 年历史机遇窗口期，紧按时代脉搏，抓住高超声速飞机这条“生命线”，奋力攻关，大力协作，尽快掌握核心关键技术，为保障我国国家安全、推进我国航空事业的发展和增进人类福祉贡献力量。