高速涡轮发动机发展趋势研究

扈鹏飞，林小梅，李 堃

(1.中国航空研究院，北京 100069； 2.沈阳市高坎中学，沈阳 110000)

世界强国正在从空中优势争夺向太空优势争夺转变，临近空间高速飞机成为新的军事制高点。动力是飞行器的心脏，由于技术难度大，研制周期长，动力技术已成为临近空间高速飞机的瓶颈和关键。从目前技术水平看，要实现水平起降，包括亚音速、超音速和高超音速的工作范围，组合动力是必然选择。涡轮基组合动力(TBCC)组合发动机工作范围宽，可以实现真正意义上的水平起飞和着陆，具备比冲高，可重复使用，维护性好，成本低，使用寿命长，可以使用一般的军民用机场及可以使用常规燃滑油等众多技术优势，是最具发展潜力的技术方案。波音和洛马公司先后披露了其Ma6的高超飞机研制计划，动力都采用TBCC。

高速涡轮发动机是TBCC推进系统的重要组成部分。对于TBCC发动机，涡轮基需要在传统马赫数2的基础上进一步扩展飞行包线以适应冲压发动机的起动范围，并在工作模式的转换过程中具有足够的推力以维持整个推进系统的推力连续。此外，马赫数3一级涡轮动力也可以直接装备飞机，较快地形成高速截击武器平台，以用于国土防御。

1 高速涡轮发动机发展趋势分析

1.1 国外高速涡轮发动机发展概况

国外高速涡轮发动机的研究大体可分为两个阶段：第一阶段在20世纪50～70年代，美苏为发展高空高速飞机，开展速度竞赛，大力发展高速涡轮发动机；第二阶段是20世纪90年代以后，针对临近空间高超声速飞基对动力的需求，各发达国家重新重视高速涡轮发动机的发展，并制定了一系列计划开展了大量研究。

20世纪60年代开始，以美、苏为首的航空大国相继迈进高超声速航空领域，实现了Ma3飞行，如以J58(起飞推力15 660 kgf)发动机为动力的SR-71和RD-31发动机(起飞推力12 250 kgf)推进的米格-25。J58发动机采用四级压气机后旁路放气技术、RD-31发动机采用射流预冷技术，均实现了增大推力、扩展发动机工作包线的目的，配装J58发动机的SR-71飞机创下了从未被击落的记录。另外，美国XB70“女武神”轰炸机的最大飞行马赫数达到3.0，其装有6台YJ93-GE-3加力涡喷发动机，具有变距涡轮叶片，最大加力推力为136.8 kN。

进入21世纪后，基于临近空间飞行器对动力的需求，美国开展了一系列涉及高速涡轮发动机的发展计划，欲实现高速涡轮发动机的Ma3～Ma4工作，如美国RTA革新涡轮加速器计划和HiSTED高速涡轮发动机验证机计划，拟基于YF120发动机变循环技术发展Ma4级大推力高速涡轮。2009年1月，罗·罗公司宣布在“黑鸟”侦察机用J58发动机基础上，发展了Ma4一级XTE18(YJ102R)单转子涡喷发动机，于2009年完成了初步测试。

日本与美国合作且大量依托美国实验条件，于1989年开始通过HYPR计划发展Ma5的高超声速民用运输机(HST)研究推进系统，其研究的HYPR-90发动机采用串联式组合模式，其TBCC的涡轮基为可变涵道涡扇发动机，可以工作到Ma3以上，由于技术难度大，HYPR计划未能实现目标而中止；据近期报道，日本利用氢预冷技术，在小型涡轮发动机平台上完成了Ma4条件下的发动机地面试验。

从国外高速涡轮发动机技术的发展历程来看，早期已有工程应用产品，近年来基于组合动力需求，国外正在发展性能更优的高速涡轮发动机，尽管由于技术难度高、所需投入大，发展历程并非一帆风顺，但各航空强国对高速涡轮发动机技术的热情始终不曾消退，已经取得了大量成果。

1.2 高速涡轮发动机发展趋势分析

综合国外高速涡轮发展情况，针对高超音速飞机对组合动力的需求，分析了高速涡轮发动机的发展趋势，主要结论如下：

一是高速涡轮作为临近空间组合动力的核心和关键，受到重视并加速发展。

从国外的研究结果和装备研发情况看，跨过涡轮发动机“热障”(Ma>2.5)的高速涡轮发动机是完全可以工程实现的。近年来，随着临近空间飞行器技术不断发展，逐步走向工程化，高速涡轮发动机作为高超声速TBCC动力的涡轮基的主要选择重新到各方重视，成为TBCC组合动力技术发展的重要方向。

国外特别是美国通过系列研究计划，高速涡轮技术有了较大发展，针对组合动力需求，新研的高速涡轮动力朝着指标提升，寿命明显增加，维护需求降低的方向发展；从近些年发展情况看，涡喷发动机热力循环和结构形式简单，研制技术难度相对较小，研制周期短，仍然是高超声速TBCC动力的涡轮基的主要选择之一；随着后续动力技术的进步，通过各种研究计划支持，高速涡轮发动机技术也在持续发展，新型高性能高速涡轮发动机技术将逐步加速，走向成熟。

二是最大工作马赫数至少达到Ma3一级。

TBCC动力的关键技术之一在于涡轮与冲压需要有效协接，平稳完成模态转换。由于冲压发动机在低马赫数推力不足，而目前现有涡轮发动机最大工作马赫数一般在Ma2左右，从而导致在涡轮与冲压发动机工作范围存在“速度裂缝”，要跨过该区域，在降低冲压发动机起动马赫数、提高性能的同时，更重要是扩展涡轮发动机工作包线，发展高马速涡轮基。研究结果表明，涡轮发动机扩展工作范围是关键，当涡轮发动机最大工作马赫数扩展至Ma3或以上时，可有效解决TBCC发动机的“速度裂缝”问题。

从目前技术水平看，除了发动机主体相关技术，针对高速条件下热环境适应性，还存在较大的技术短板，必须采用耐高温设计，发展耐高温燃油和滑油应用技术，同时涡轮发动机外部附件及传感器、控制元件等系统需进行热防护，并解决高温状态下密封、润滑和燃油结焦等问题。

三是具备大推力、大单位迎面推力和高空高速性能。

研究结果表明，临近空间高速飞机的有效载荷要远小于常规作战飞机，因此，要保证作战效能，飞机必须具备较大的起飞吨位，同时为兼顾宽速域工作，高速飞机的气动布局也必须做出部分牺牲，相对常规飞机升阻比下降，基于以上原因，作为TBCC动力的核心涡轮发动机也必须采用大推力设计以满足飞机需求；同时高速飞行条件下迎风面积和有效推力对飞机设计影响巨大，同时组合动力一般通过冲压发动机巡航，涡轮基德主要作用是实现飞机的爬升和加速到冲压可以稳定工作速域，因此，要求高速涡轮发动机具有大的单位迎面推力和高空高速性能，从而提高推进系统有效推力，增加飞机加速能力，因此，未来高速涡轮预计将采用涡喷/小涵道比涡扇发动机或采取增推措施。

四是需同时兼顾高低速性能。

现阶段要实现水平起降且工作到高超声速，一般来说并联TBCC组合发动机是最优选择，由于在低速条件下冲压发动机不工作，造成发动机迎面阻力大，推重比低，而高速飞机由于其宽速域工作的特点，低速性能较差，因此，在低速特别是跨音速上，采用组合动力的高速飞机玩玩存在过载小、耗油多甚至推阻不平衡的问题，可见，作为涡轮基使用时，高速涡轮发动机的低速性能也不能被忽略。另一方面，在既定的技术水平下，提升低速性能，必然涉及提高压比、降低节流比等性能提升措施，反过来降低了高空高速性能，而高速飞机在Ma2-3+阶段，高速阻力大，同时涡轮性能下降，冲压还未达到其最优工作点，对推力提升的需求也非常迫切。

从国外已有的工程实践看，一般是牺牲部分低速性能换取工作范围扩展，在此过程中，高低速性能都难以达到优异，未来组合动力中，由于跨音速、高空加速的需求，必然需要发展同时具备优异高低速性能的高速涡轮发动机。

2 技术难点和应对措施

2.1 主要技术难点

现役的涡轮发动机并不能满足TBCC发动机对涡轮基的需求，实现高马赫数高性能工作，高速涡轮发动机的技术难点主要包括一下几点：

一是发动机入口高温提高带来的涡轮发动机“热障”问题。高马赫数条件下涡轮基入口温度提升是涡轮发动机“热障”的源头，如在Ma3时发动机入口温度超过600 K，远高于现役涡轮所能正常工作的许用温度(400 K左右)。随着进口温度提高，受到压气机构件耐温能力，和转子强度的限制，现有的涡轮发动机进入“限转”状态，进口流量快速下降，推力急剧降低，难以满足飞机推力需求，如果继续提升，部分材料可能直接进入超温使用状态，不能正常工作，因此，现阶段军用涡扇发动机的最高工作马赫数大多在Ma2左右。

二是高低空性能兼顾问题。由于Ma2-3+范围内高速飞机往往希望快速加速通过，而此时冲压难以提供推力或者推力不足，因此需要涡轮具有优异高空高速性能，如果针对高空高速性能设计，一般会牺牲低速性能并带来一系列新的技术问题，而低速条件下特别是跨音速时对涡轮发动机要求也非常高，又要求牺牲高速性能提升低速性能，如何解决高低速性能不能兼顾问题，是未来高速涡轮发动机的核心。

三是高速条件下附件和系统的耐高温问题。高马赫数带来的机械、控制和空气系统的高温工作环境，超出了现有附件和系统的许用工作范围，需要基于高热安定性燃/滑油开展耐高温设计。

2.2 技术措施

针对高速涡轮的技术难点，主要的技术应对措施如下：

采用低压比设计。相对传统涡轮发动机，适度降低总压比，从而避免限温限转，实现涡轮发动机扩包线，该措施在国外高速涡轮上已经有了成功工程应用，主要问题是降低了低速性能和推重比。

发展耐高温轻质材料。通过材料进步，使得发动机工作范围扩展并提升性能，主要问题是难度大，新型材料从提出到工程应用周期长。

高流通技术。通过发动机流道部件特别是风扇/压气机部件的优化设计，增加低转速条件下发动机流通能力，该技术可明显提高高空高速性能，但对发动机设计能力提出了新的挑战。

变循环技术。通过循环调节，在低速时采用高压比小涵道比模式，高速时使用低压比模式并增大涵道比，可有效解决高低速性能难以兼顾的问题，是未来高速涡轮发动机的重要发展方向。

3 结语

高速涡轮发动机作为TBCC组合动力的关键一环，日益受到各航空强国的重视并得到持续发展，最大工作马赫数达到Ma3以上。具备高单位迎面推力和优异高空高速性能，同时兼顾低速性能的大推力高速涡轮基是未来的发展方向。为实现以上目标，需通过低压比设计、轻质耐高温耐力和变循环、高流通技术等联合，研发出满足高超飞机TBCC组合动力需求的涡轮基。