国外水平起降临近空间高速飞机动力的发展

王巍巍，李丹，曾军

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

国外水平起降临近空间高速飞机动力的发展

王巍巍，李丹，曾军

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

临近空间高速飞机的飞行包线宽广，常规动力不能满足需求，必须采用组合动力。涡轮基组合循环(TBCC)发动机能实现高超声速飞行器水平起降，是临近空间高超声速飞机的最佳动力。首先从TBCC技术研发路线入手，总结出TBCC主要技术研发领域，如高速涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术、飞发一体化技术和热防护技术；其次结合TBCC典型研究计划(RTA、FaCET、TriJet、LAPCAT和SR-72)，归纳出每个计划的关键技术及进展，并对各方案的未来发展应用进行阐述；最后对TBCC的发展趋势和技术特点进行了总结。

高速飞机；水平起降；组合动力；涡轮基组合循环发动机；冲压/超燃冲压发动机

1 引言

从美国高速飞机SR-72发展计划和欧洲高速飞机发展计划LAPCAT看，组合动力是水平起降临近空间高速飞机的基本动力形式。这是因为临近空间水平起降高速飞机的飞行包线十分宽广，高度0～40 km或更高，飞行马赫数从亚声速一直扩展到高超声速，这就要求推进系统必须能在宽的马赫数范围内工作。传统的涡轮发动机可在马赫数0～3范围工作，亚燃冲压发动机可在马赫数2～6范围工作，超燃冲压发动机可在马赫数5以上工作。显然，单一类型的发动机都不能满足上述要求，必须积极发展组合动力(图1)[1]。

组合动力的方案有多种，从性能、费用、安全和技术可行性等方面综合考虑，涡轮基组合循环(TBCC)发动机和火箭基组合循环(RBCC)发动机是目前最有希望的两种高超声速组合动力。美国在Hy⁃per-X超声速飞行计划中，通过开发X-43B飞行试验平台，探索验证了TBCC和RBCC两种方案；欧洲在LAPCAT计划的初始方案论证阶段，也探索了这两种方案。最终都选择了TBCC发动机作为水平起

降高速飞行器的动力。主要原因有：①采用TBCC做动力，高速飞机不需要专门的发射装置，可使用普通机场，常规水平起降；若遇到紧急情况，可随时选择机场着陆，这是RBCC装置无法做到的。②TBCC发动机的低周疲劳寿命在100次以上，能使高速飞行器实现重复使用。此外，TBCC比RBCC经济性好、可靠性高，在宽马赫数范围内具有较高的比冲(图2)[2]等。

2 国外水平起降临近空间高速飞机动力技术研发路线

国外TBCC的技术开发围绕高速涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术、飞发一体化技术及热防护技术四个领域并行开展。发展路线基本上是按单项技术(涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术和模态转换技术等)攻关、关键部件(共用进气道、共用喷管和冲压/超燃冲压燃烧室等)技术验证、小尺寸原理验证机、全尺寸地面验证机和飞行验证几个步骤来实施，见图3[3]。

在涡轮基技术领域，美国重点开展了IHPTET/ VAATE、HiSTED和RATTLRS三个计划。IHPTET/ VAATE计划中，对燃气涡轮发动机主要部件(高通流风扇，核心机驱动风扇，高负载4级压气机，更耐高温、更长寿命对转涡轮和超紧凑燃烧室)技术进行了研究，目的是通过改进部件的结构和性能，来提高燃气涡轮发动机的推进能力和扩大其工作范围。VAATE计划的子计划ADVENT，重点研究自适应变循环发动机技术，目的是提高涡扇发动机的工作能

力。HiSTED主要验证高速涡轮发动机是否具有为马赫数4以上飞行平台提供动力的能力，并对一马赫数达4的涡喷发动机进行了地面试验。RATTLRS主要验证飞行器仅依靠涡轮动力达到巡航马赫数3的能力。

在冲压/超燃冲压发动机领域开展的计划较多，典型的有HyTech、X-51A和FALCON等。HyTech计划探索研究马赫数4～8范围工作的超燃冲压发动机，制造并试验了地面验证发动机，验证了超燃冲压发动机能在马赫数4.5～6.5范围内可靠工作。X-51A计划中对超燃冲压发动机进行了飞行验证，其验证的发动机是由普惠洛克达因公司研制的碳氢燃料双模态超燃冲压发动机SJX61。X-51A计划的成功，表明美国在超燃冲压发动机技术方面取得了重大突破。在开展飞行试验之前，SJX61已进行了马赫数4.5～5.0范围内的一系列地面考核试验(包括性能考核试验、闭环主动结构冷却试验和点火试验等)，累计超过10 000 h。FALCON计划通过可重复使用高超声速试验平台HTV-3X，对并联TBCC开展了试验验证。在该试验平台中，涡喷发动机流路模拟给出，超燃冲压发动机是实体。

飞发一体化设计领域开展的典型计划有MoTr，重点研究模态转换技术。MoTr计划的关键点集中在将涡轮发动机的工作区域延伸到马赫数3以上，或将冲压/超燃冲压发动机降低到马赫数3以下，以此来实现模态转换[4]。该计划将验证从涡喷到冲压/超燃冲压循环的转换，这是临近空间高速飞机实现高超声速飞行的关键。

综上所述，国外TBCC技术通过逐步推进、层层突破的手段来开展技术攻坚。如超燃冲压发动机技术：依次开展关键技术攻关，缩尺模型地面验证试验，飞行试验，实际应用考核。实际应用考核方面，先把超燃冲压发动机技术应用在导弹上，验证后，再把目标转向军用飞机和空间往返运输系统。

3 典型动力方案的关键技术、进展及应用前景

TBCC技术方案探索始于上世纪50～60年代。法国的GriffonII飞机是第一个采用TBCC发动机的飞行器，验证了TBCC发动机的技术可行性。美国在此期间推出的J58发动机是目前唯一形成装备的TBCC发动机。近年来，较典型的TBCC研究计划有RTA、FaCET、TriJet、LAPCAT和SR-72。

3.1 RTA

3.1.1 关键技术

RTA计划探索串联TBCC技术。该计划于2001年启动，研究验证的关键技术包括：①变循环结构的先进涡轮发动机技术，②串联TBCC结构的飞发一体化设计技术，③加力/冲压燃烧室技术，④单边膨胀喷管技术，⑤热管理技术，⑥模态转换技术，⑦控制技术等。

RTA计划推出了RTA-1和RTA-2两台验证机。RTA-1发动机是一台带加力/冲压燃烧室的变循环涡扇发动机，其涡轮发动机代号为GE-57，在YF120发动机基础上研制，并借鉴了IHPTET和VAATE计划的研究成果。涡轮发动机从马赫数0加速到马赫数2，并以高风扇压比模式工作，然后转换成低风扇压比模式加速到马赫数3。马赫数3以上加力燃烧室转换成冲压燃烧室，涡扇发动机转换到接近慢车状态工作，使飞行速度达到马赫数4以上。

RTA-2是在RTA-1基础上发展的，主要用于考核飞发一体化技术，TBCC性能和可操作性，及可靠性和耐久性。RTA-2项目推出的TBCC飞行试验选择X-43B为飞行验证平台，并在2010～2011年开展了飞行试验，主要验证飞发一体化和模态转换，全尺寸RTA将在2018年以后制造并试验[5]。

3.1.2 取得的进展

(1)验证了涡扇+冲压发动机是涡轮基组合动力中最具推重比潜力的结构形式。

(2)验证了飞发一体化设计的重要性。

(3)研究发现涡轮发动机在整个工作过程(启动、加速、开加力、冲压发动机开始工作、切断涡轮发动机加力燃烧室、涡轮发动机主燃烧室关闭、涡轮发动机进入风车状态、完成模态转换、超燃冲压发动机加速、巡航、下降、超燃冲压发动机关闭、再启动涡轮发动机、着陆和停车)中机匣温度，已达到常规钛合金材料能承受的极限温度。

(4)研究了模态转换马赫数范围，考察了涡轮基能否在马赫数4以上工作及双模态冲压发动机在马赫数3.5附近工作的能力[6]。

3.1.3 发展及应用前景

RTA计划对串联式TBCC开展了大量探索性研究，认为串联式TBCC发动机虽然具有轮廓尺寸小、重量轻等优点，但其受飞行马赫数的限制较大，在高马赫数飞行时难以保护涡轮发动机，且涡轮发动机在气路中会造成很大的性能损失，进而导致高马赫

数状态性能欠佳。这可能是FaCET计划和SR-72平台都采用并联式TBCC的主要原因。目前，国外并无采用串联结构形式的TBCC。

3.2 FaCET

3.2.1 关键技术

FaCET计划源于FALCON计划，始于2005年，重点研究推进系统的一体化设计技术、燃烧室技术、一体化喷管技术和模态转换技术。一体化设计主要研究了涡轮基与亚燃/超燃冲压发动机的一体化内旋式进气道，及一体化喷管。组合进气道、燃烧室和喷管部件开展了地面缩尺模型试验。

3.2.2 取得的进展

(1)对一体化进气道、燃烧室和喷管三个部件单独开展了缩尺模型试验，验证了各部件具有在宽马赫数范围(Ma3～6)内工作的能力。

(2)在阿诺德工程发展中心的气动推进试验台上，采用变几何进气道，分别在马赫数3、4和6条件下进行了自由射流试验，模拟了不同马赫数下的流动状态[4]。验证了该推进系统能成功点火和稳定燃烧，进一步验证了设计工具和计算方法。

(3)将进气道、亚燃/超燃冲压燃烧室和喷管，与一高马赫数涡轮发动机(模拟流路)组合在一地面试验设备上，验证了从涡喷到冲压模态和从冲压到涡喷的模态转换。

3.2.3 发展及应用前景

FaCET计划把TBCC重要部件组合到一起，进行了地面试验和自由射流试验。尽管自由射流试验中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TBCC部件集成技术得到了验证。下一步进行的MoTr计划，会将FaCET计划验证的技术集成到一个试验件上，一旦试验成功，就能制造出具有工程应用价值的TBCC发动机。

3.3 TriJet

3.3.1 关键技术

TriJet是美国航空喷气公司新近提出的三喷气TBCC方案，采用了涡轮、火箭引射冲压和双模冲压三种发动机(图4)。其关键技术有火箭引射冲压技术、中心燃烧技术、燃烧室与喷管一体化设计技术。火箭引射冲压是指在涡轮发动机通道内安装引射冲压发动机，这样可在传统涡轮发动机工作马赫数范围内将其关掉，保持火箭引射冲压发动机活门打开直至马赫数4或更高。中心燃烧技术用来解决燃烧室内部组织燃烧的问题[7]。

3.3.2 取得的进展

(1)验证了中心燃烧技术。采用该技术可增大燃烧面积，产生更大推力。

(2)验证了火箭引射冲压发动机可为双模冲压发动机创造持续气动节流条件。

(3)验证了燃烧室与喷管一体化设计技术。该技术即便用于马赫数4一级涡轮发动机，仍将有助于改善飞行器性能。

3.3.3 发展及应用前景

在马赫数能达到4的涡轮发动机投入使用前，可暂时采用TriJet方案作为高超声速飞行器的组合动力。但TriJet方案的应用前景并不乐观，因为该方案不仅结构复杂，而且与涡轮基和冲压/超燃冲压组合的TBCC方案相比，飞行器航程短。

3.4 LAPCAT

3.4.1 关键技术

LAPCAT是欧洲2005年启动的高超声速飞行器及其动力研制计划。其在TBCC动力方案中提出的关键技术有：预冷发动机技术、变循环发动机技术、单边膨胀斜面喷管试验研究和超声速燃烧试验技术[8]。

3.4.2 取得的进展

(1)对轻质换热器和对转涡轮开展了试验研究，设计并制造了两个模型试验件，试验验证了该试验件作为预冷发动机的关键部件，能使预冷却发动机投入工程应用。

(2)对压气机级数、风扇级数和涵道比不同的三种变循环发动机方案进行了研究。对比了分别以变循环和常规涡喷发动机作为涡轮基的TBCC，指出前者在延长高速飞机航程方面具有优势。

(3)开展了完整的超燃冲压发动机结构试验，包括进气道、燃烧室和喷管。

(4)制造了单边膨胀斜面喷管风洞试验模型并开展了相应试验，考察了喷管周围流场对飞行器的影响及喷管产生推力的效果。

(5)开展了超声速燃烧的模型试验，考核设计工具，并对设计方法进行修正。

3.4.3 发展及应用前景

通过开展LAPCAT计划，验证了采用变循环发动机技术的TBCC，能使马赫数4～8的高超声速飞行器实现半环球飞行。目前欧洲有16家单位正积极致力于此方案的进一步研究。

3.5 SR-72

3.5.1 关键技术

SR-72是洛克希德·.马丁公司于2013年11月公布的马赫数6的高超声速飞行器，采用并联式TBCC发动机。该项目的技术源自FALCON计划的HTV-3X项目，特别是动力装置。SR-72采用的并联式TBCC发动机与HTV-3X验证的很相似(图5、图6)。项目中的关键技术有：推力接力技术、射流预冷却技术、超级燃烧技术、涡喷发动机与超燃冲压发动机集成技术。

3.5.2 研究情况

在SR-72项目中，臭鼬工厂与航空喷气洛克达因共同合作，借鉴FaCET项目技术，解决了TBCC动力中现有涡喷发动机与超燃冲压发动机的集成问题。FaCET项目完成的TBCC缩尺模型地面试验，由小型高马赫涡轮发动机和亚燃/超燃冲压发动机组成，两种发动机共用一轴对称进气道和喷管。SR-72项目的动力集成方式与该模式联系紧密。解决推力接力问题时，SR-72一方面借助HiSTED计划开发的高速涡轮发动机技术，提升涡轮发动机的性能，使涡轮发动机的工作马赫数能提高到2.5以上；另一方面对冲压发动机进行改进，使其工作包线能下移到马赫数2.5左右。同时，还考虑采用射流预冷技术和超级燃烧技术来扩大涡轮基工作包线。在SR-72概念构想阶段，TBCC的涡轮基采用战斗机成熟发动机改型，超燃冲压发动机技术则继承X-51A计划中飞行验证过的技术[9～11]。

3.5.3 发展及应用前景

SR-72计划在2018年进入验证机开发阶段，并在2023年实现首飞。其发展将以有人驾驶的飞行研究机(FRV)为起点，该研究机长约18.3 m。预计SR-72验证机大小与F-22相当，采用单台发动机，并能以马赫数6飞行数分钟。设想中的实用型SR-72将是双发无人飞行器，机长超过30.5 m，预计2030年交付部队。

4 TBCC发展前景及启示

4.1 TBCC发展势头迅猛

欧美等国从上世纪中期开始就坚持不懈地发展TBCC技术。2011年，美国推出了高超声速飞机发展路线图(图7)，明确提出TBCC动力为2025年形成装备的飞行器的主要动力。图8也清晰地展示了美国海陆空三军都在探索研究高超声速飞行器及其动力技术。2013年SR-72信息的披露，再次证实TBCC具有很好的发展前景和技术可实现性。

从美国空军发表的高超声速飞机发展路线图

中清晰看出，TBCC是可重复使用水平起降飞机最适合的动力装置，要求在2015财年TBCC集成技术达到技术成熟度5级水平，2017―2020财年完成TBCC飞行研究验证机的研制，在2021财年完成配装TBCC发动机的飞机试飞，2025年形成装备[12，13]。

4.2 TBCC技术特点总结

(1)模态转换区间多设定在马赫数2.5～3.0。这是因为冲压发动机在马赫数2.5以上具备较好的推进效率，而涡轮发动机工作的极限在马赫数3.0。

(2)并联式TBCC是组合动力领域的主要研究方向。

4.3 TBCC发展启示

(1)TBCC技术难度大，对此要有充分的估计。国外在发展TBCC技术时，早期开展的很多计划都低估了该项技术的研究难度，在发动机单项技术成熟度不高时就开始部件集成，部件集成技术还未充分验证就开始整机研制，最终导致失败。截止目前，国外TBCC技术成熟度也仅仅是4级水平。为此，应充分注重技术成熟度，只有在技术储备到了一定阶段才启动相应研究，不应急于求成。

(2)注重夯实基础，充分挖掘涡轮基的潜力。国外在TBCC技术发展中对涡轮基给予了高度关注，如RTA和LAPCAT等计划，都把TBCC关键技术突破重点放在涡轮发动机上。一方面希望通过变循环方案使涡轮发动机推力提高；另一方面希望借助于预冷却技术扩展涡轮发动机的工作包线，拓展其工作马赫数范围，以便TBCC顺利实现模态转换。

(3)开展大量的地面试验与飞行试验。关键技术攻关基本通过部件模型试验、地面试验和飞行试验梯次开展，逐步验证。

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Development of Propulsion System for Near-Space HTHL High-Speed Vehicles Abroad

WANG Wei-wei，LI Dan，ZENG Jun
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Combined propulsion system is necessary for near-space high-speed vehicles because of broad flight envelop.TBCC,which enables horizontal takeoff/horizontal landing of hypersonic vehicles,is the best choice for that.Started with technology development roadmap of TBCC,the main technology domains of TBCC were summarized e.g.high-speed TBCC,ramjet/scramjet,airframe-engine integration and thermal protection.Combined with typical research projects as RTA,FaCET,Trijet,LAPCAT and SR-72,the key technologies and development of each project as well as future application were illustrated.In the end,the development trend and technology characteristics of TBCC were concluded.

high-speed vehicle；HTHL(horizontal takeoff/horizontal landing)；combined propulsion；TBCC engine；ramjet/scramjet

V235

：A

：1672-2620(2014)01-0057-06

2013-11-27；

：2013-12-15

王巍巍(1972-)，女，内蒙古通辽人，译审，硕士，长期从事航空发动机情报研究与科技翻译工作。