楊天宇，張彥軍，芮長勝

(中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，遼寧沈陽110015)

高速渦輪發(fā)動機技術(shù)發(fā)展淺析

楊天宇，張彥軍，芮長勝

(中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，遼寧沈陽110015)

根據(jù)高速飛行器的發(fā)展趨勢，介紹了高速渦輪發(fā)動機概念及應(yīng)用背景。通過分析國外典型高速渦輪發(fā)動機產(chǎn)品及研制計劃，歸納出高速渦輪發(fā)動機的基本特征：以現(xiàn)有渦輪發(fā)動機為基礎(chǔ)，采用組合循環(huán)、進氣預(yù)冷等擴包線技術(shù)，具有耐高溫能力。鑒于此，提出高速渦輪發(fā)動機的發(fā)展，需突破進氣預(yù)冷、先進加力/沖壓燃燒室設(shè)計、冷卻與熱防護、先進進排氣系統(tǒng)設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)。同時，對高速渦輪發(fā)動機的技術(shù)發(fā)展也提出了初步設(shè)想。

高超聲速；高速渦輪發(fā)動機；擴包線技術(shù)；組合循環(huán)；進氣預(yù)冷；熱防護

1 引言

追求高速飛行一直是航空動力技術(shù)努力發(fā)展的方向。上世紀60年代開始，以美國和前蘇聯(lián)為代表的航空大國相繼邁進高超聲速領(lǐng)域，裝備先進動力系統(tǒng)的SR-71高空偵察機和米格-25截擊機都實現(xiàn)了Ma3飛行，隨即在世界范圍內(nèi)掀起了高超聲速動力的研究熱潮[1]。

沖壓發(fā)動機概念的出現(xiàn)，使人類有能力達到更高的飛行速度。目前的研究認為，超燃沖壓發(fā)動機在飛行速度Ma4以上時才能實現(xiàn)起動，因此需要另一種動力達到超燃沖壓發(fā)動機的起動馬赫數(shù)[2]。亞燃沖壓發(fā)動機能在較低馬赫數(shù)狀態(tài)下起動，但在Ma 3以下推進效率較低，同樣需要輔助動力以實現(xiàn)推力的有效連續(xù)。于是沖壓發(fā)動機和其它動力相結(jié)合的組合循環(huán)動力概念應(yīng)運而生?；鸺l(fā)動機能達到相應(yīng)的飛行速度，但在低速階段其比沖較小，且需要固定的發(fā)射裝置或利用飛行平臺掛飛發(fā)射，限制了高速飛行器的反應(yīng)速度和靈活性[2]。高速渦輪發(fā)動機的出現(xiàn)，有效解決了這一矛盾，同時也將提升現(xiàn)有渦輪發(fā)動機的性能。

高速渦輪發(fā)動機是以渦輪發(fā)動機為基礎(chǔ)，采用先進技術(shù)手段使發(fā)動機使用包線擴展到Ma3～4，能在通用機場實現(xiàn)水平起降、重復(fù)使用。目前，我國的航空動力系統(tǒng)能達到的最高馬赫數(shù)不到2.3，與國際先進水平有較大差距，急需開展高速渦輪發(fā)動機的相關(guān)研究。

2 國外高速渦輪發(fā)動機技術(shù)研究情況

2.1 美國J58發(fā)動機

J58發(fā)動機是美國上世紀60年代研制的高速渦輪發(fā)動機。該發(fā)動機可在渦輪噴氣模式和壓氣機輔助放氣沖壓模式之間轉(zhuǎn)換，把發(fā)動機本體與進氣道、尾噴管及發(fā)動機與艙壁之間的氣流流動過程結(jié)合起來，綜合設(shè)計。發(fā)動機在低速環(huán)境以近似于渦噴發(fā)動機模式工作，在高速環(huán)境下則轉(zhuǎn)換為近似于沖壓發(fā)動機模式工作，被認為是變循環(huán)渦輪沖壓組合發(fā)動機的雛形。

J58發(fā)動機采用的關(guān)鍵技術(shù)是增加了壓氣機旁路放氣系統(tǒng)，即在第4級壓氣機后增設(shè)旁路放氣活門。高馬赫數(shù)時，打開旁路放氣活門，使氣流通過6根旁路管道直接進入加力燃燒室，可用于增加推力和冷卻(圖1)。此外，J58發(fā)動機還配備了軸對稱混壓式變幾何進氣道、采用四環(huán)同心燃油噴嘴和V型火焰穩(wěn)定器的加力/沖壓燃燒室及可調(diào)節(jié)引射噴管等先進部件?？紤]到高速飛行時的高溫會對發(fā)動機產(chǎn)生很大影響，發(fā)動機采用了進氣道、壓氣機引氣冷卻和使用耐高溫鎳基合金材料等熱防護及熱管理辦法，并采用高熱安定性的JP7燃油。其后續(xù)研究中，為增大推力，采用的措施有：使渦輪后溫度、轉(zhuǎn)速分別增加23.9 K和150 r/min，修正壓氣機引氣和進口導(dǎo)流葉片角度，使加力燃燒室燃油流量增加4%，及在加力進口注入有利于加力燃燒的N2O氧化劑等。轉(zhuǎn)速和渦輪后溫度的增加，會影響主燃油控制和加力燃油控制，可使發(fā)動機在飛行包線內(nèi)平均增加凈推力5%[3]。

圖1 J58發(fā)動機Fig.1 J58engine

2.2 美國革新渦輪加速器(RTA)

RTA(圖2)是美國GE公司在YF120發(fā)動機基礎(chǔ)上，設(shè)計開發(fā)的變循環(huán)渦扇/沖壓組合發(fā)動機方案。常規(guī)起飛后，RTA發(fā)動機先以單涵道帶加力的模式工作并加速到Ma2，之后轉(zhuǎn)為雙涵道模式工作到Ma 3，在Ma3以上從加力工作模式轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓工作模式，最終達到Ma4以上[4]。

圖2 RTA發(fā)動機Fig.2 RTA engine

RTA繼承了YF120發(fā)動機的成熟技術(shù)部件，同時針對高超聲速工作特點，全新設(shè)計了高流通風(fēng)扇、核心機驅(qū)動風(fēng)扇(CDFS)、可調(diào)面積涵道引射器(VA?BI)及軸對稱從動噴管等部件系統(tǒng)。與J58發(fā)動機不同的是，RTA采用了真正意義上的變循環(huán)方案，通過前、后VABI的控制，使發(fā)動機在單涵道和雙涵道之間轉(zhuǎn)換。超級燃燒室也是RTA的一項關(guān)鍵技術(shù)，在常規(guī)加力燃燒室的基礎(chǔ)上，采用了高度一體化的徑向燃油噴嘴火焰穩(wěn)定器結(jié)構(gòu)，使用常規(guī)燃料或烴燃料，在雙外涵沖壓工作模態(tài)下能使飛行器加速到Ma4以上。此外，RTA還采用了全權(quán)限數(shù)字式電子控制(FADEC)、受控冷卻等先進技術(shù)。

2.3 日本HYPR發(fā)動機

日本從1989年開始，與美國合作實施超聲速/高超聲速運輸推進系統(tǒng)(HYPR)計劃。該計劃包括研制一個采用變循環(huán)方案的渦輪加速器和一個沖壓發(fā)動機，以串聯(lián)形式構(gòu)成一個最高飛行速度達Ma5的高速推進系統(tǒng)。在Ma3以下巡航時，以加力渦扇發(fā)動機模式工作；在Ma3以上高超聲速巡航時，以沖壓發(fā)動機模式工作[5]。

圖3 HYPR發(fā)動機與RTA發(fā)動機的對比Fig.3 The comparison between HYPR engine and RTA engine

HYPR發(fā)動機與RTA的進氣方案不同，如圖3所示。進入沖壓模態(tài)時，RTA打開前、后VABI，更多的空氣經(jīng)外涵進入超級燃燒室，相當于放大了涵道比，但總的進氣量仍取決于風(fēng)扇狀態(tài)。HYPR發(fā)動機采用共用外涵方案，進入沖壓模態(tài)時，模態(tài)選擇閥和前、后VABI打開，相當于放大了發(fā)動機的進口面積，使外涵進氣流量大幅提高。此外，HYPR發(fā)動機以甲烷為沖壓燃燒室燃料，進一步提升了沖壓發(fā)動機產(chǎn)生的總能量，以實現(xiàn)最高達Ma5的飛行速度。

2.4 美國MIPCC發(fā)動機概念[6]

美國MSE技術(shù)應(yīng)用公司開展了進氣預(yù)冷(MIPCC)發(fā)動機概念研究，并在F100發(fā)動機的基礎(chǔ)上開展了相關(guān)試驗。當飛行速度達到Ma3時，常規(guī)渦噴發(fā)動機的壓氣機進口溫度已達600 K。為此，MSE公司提出了進氣預(yù)冷方案。該方案是在常規(guī)渦輪發(fā)動機的壓氣機前部加裝液體噴射系統(tǒng)，將流體噴射到進氣道，蒸發(fā)冷卻進氣道中的氣流，使氣流溫度下降，擴展渦輪發(fā)動機的可工作范圍。采用噴水預(yù)冷卻的渦噴發(fā)動機，其推力在較高飛行馬赫數(shù)狀態(tài)下還可繼續(xù)增加，即使是在Ma6的飛行環(huán)境下，發(fā)動機推力也比海平面標準條件時的高，且發(fā)動機的比沖仍然較大。

如圖4所示，進氣預(yù)冷裝置與F100發(fā)動機的尺寸相匹配，其中包括一道液氧噴射裝置和兩道噴水裝置。最后一道噴水裝置與發(fā)動機進口距離，可根據(jù)水完全霧化所需的最短距離確定。噴水量控制在整個容積內(nèi)水的飽和度以下，液氧噴射量需使容積內(nèi)維持正?？諝狻⑺?、氧氣混合氣中氧氣的濃度(20.9%)。開加力時，需增大氧氣濃度，噴入更多大量液氧以代替部分水的冷卻功能。

3 高速渦輪發(fā)動機基本特征

通過對國外高速渦輪發(fā)動機技術(shù)發(fā)展(表1)的分析發(fā)現(xiàn)，高速渦輪發(fā)動機方案通常有以下3方面的基本特征：

表1 各國基于現(xiàn)有渦輪發(fā)動機開展的高速渦輪發(fā)動機研究Table 1 Research on the high speed turbine engine based on traditional turbine engine

(1)以現(xiàn)有渦輪發(fā)動機為基礎(chǔ)。從國外高超聲速發(fā)動機技術(shù)的研究情況看，在現(xiàn)有成熟渦輪發(fā)動機基礎(chǔ)上開展研究，是各國普遍采用的方法。通過繼承渦輪發(fā)動機核心機、低壓系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、傳動潤滑系統(tǒng)等成熟部件和系統(tǒng)，并針對高速渦輪發(fā)動機的工作特點進行適應(yīng)性改進(如通過葉型設(shè)計提高風(fēng)扇、壓氣機的流通能力，采用新材料和冷卻結(jié)構(gòu)提高耐溫能力，采用先進燃油噴嘴和火焰穩(wěn)定器設(shè)計技術(shù)擴大加力燃燒室點火邊界等)，能大幅降低高速渦輪發(fā)動機的研制風(fēng)險和成本。

圖4 MIPCC發(fā)動機基本構(gòu)造及預(yù)冷裝置試驗件Fig.4 MIPCC engine configuration and test specimen

(2)采用擴包線技術(shù)。具有寬廣的使用包線是高速渦輪發(fā)動機的一個主要特點，也是其與傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機的主要區(qū)別所在。傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機無法進一步提高飛行速度的主要原因是：在較高馬赫數(shù)下，渦輪發(fā)動機的比沖和效率快速下降。為解決這一問題，高速渦輪發(fā)動機方案多采用變循環(huán)和加力/沖壓燃燒室技術(shù)，在高馬赫數(shù)狀態(tài)下轉(zhuǎn)變?yōu)闆_壓工作模態(tài)，以達到更高的飛行速度。射流預(yù)冷技術(shù)也是擴展發(fā)動機使用包線的重要技術(shù)手段，通過降低壓氣機進口溫度，使發(fā)動機在高馬赫數(shù)狀態(tài)仍能產(chǎn)生較大推力。另外，高速渦輪發(fā)動機還采用高流通風(fēng)扇、高超聲速進氣道、一體化噴管等技術(shù)，以滿足工作狀態(tài)的大幅變化。

(3) 具有耐高溫能力。隨著進口馬赫數(shù)的提高，發(fā)動機進口溫度不斷上升，Ma4左右的飛行速度使進氣溫度高達1 100 K。高速渦輪發(fā)動機通過采用先進的熱防護和熱管理技術(shù)，對熱端部件及傳感器、控制元件等系統(tǒng)進行防護和冷卻，并解決高溫狀態(tài)下密封、潤滑和燃油結(jié)焦等問題，以保證發(fā)動機能夠在高馬赫數(shù)下長時間持續(xù)工作。

4 高速渦輪發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)

4.1 進氣預(yù)冷技術(shù)

進氣預(yù)冷發(fā)動機是高速渦輪發(fā)動機的重要發(fā)展方向。噴流預(yù)冷和換熱預(yù)冷的共同點，都是在發(fā)動機進口對來流進行降溫。基于對技術(shù)現(xiàn)狀的分析，進氣預(yù)冷技術(shù)可分解為以下4點[7]：

(1)預(yù)冷技術(shù)的核心是在發(fā)動機前端安裝預(yù)冷卻裝置，因此設(shè)計輕質(zhì)、高效的預(yù)冷卻裝置是進氣預(yù)冷的一項關(guān)鍵技術(shù)。

(2)預(yù)冷卻器的加裝會引起進氣道嚴重的總壓損失和一定的流動畸變。因此在保證換熱率不降低的前提下，設(shè)計出總壓損失低、氣流畸變小的冷卻器及對流程影響小的流道是關(guān)鍵。

(3) 進氣預(yù)冷發(fā)動機作為高速渦輪加速器，較高的內(nèi)外溫差，對機匣等部件的溫度效應(yīng)，進而對葉尖間隙等的影響，均需仔細研究。如采用射流預(yù)冷，噴入介質(zhì)對發(fā)動機燃燒穩(wěn)定性的影響也值得特別關(guān)注。

(4) 為適應(yīng)寬廣的工作范圍，預(yù)冷卻發(fā)動機的進氣道應(yīng)可調(diào)。因此，基于CFD技術(shù)和風(fēng)洞試驗技術(shù)，設(shè)計出重量輕、可調(diào)節(jié)性好、適應(yīng)范圍廣的進氣道是關(guān)鍵。

此外，還應(yīng)在燃料、材料密封和熱防護等方面開展相關(guān)研究。

4.2 變循環(huán)技術(shù)

變循環(huán)技術(shù)是發(fā)展高速渦輪發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)。變循環(huán)技術(shù)可使渦扇發(fā)動機在低速區(qū)有較低的耗油率，在高速區(qū)有較高的單位推力；通過調(diào)節(jié)進入補氣模式，使發(fā)動機進入沖壓工作模態(tài)，以達到更高的飛行速度。變循環(huán)技術(shù)具體可分解為以下3點：

(1) 變循環(huán)發(fā)動機的性能仿真和流動模擬是需要解決的關(guān)鍵技術(shù)。使用變循環(huán)技術(shù)前，需對變循環(huán)概念及工作機理進行深入研究。

(2)前、后VABI的設(shè)計及作動控制是實現(xiàn)變循環(huán)的關(guān)鍵技術(shù)。變循環(huán)發(fā)動機的前VABI是改變核心涵道流量的活門，后VABI是改變涵道氣流馬赫數(shù)的活門，兩者是實現(xiàn)發(fā)動機調(diào)節(jié)涵道比、改變工作模式的關(guān)鍵部件。

(3) 核心驅(qū)動風(fēng)扇的設(shè)計也是實現(xiàn)變循環(huán)的關(guān)鍵技術(shù)。變循環(huán)發(fā)動機與常規(guī)混排渦扇發(fā)動機的另一個不同是核心驅(qū)動風(fēng)扇級，帶可調(diào)進口導(dǎo)流葉片，可在寬廣的工作范圍內(nèi)更好地控制空氣流量。

4.3 先進加力/沖壓燃燒室技術(shù)

組合發(fā)動機的加力/沖壓燃燒室的工作特點與常規(guī)軍用加力燃燒室的明顯不同。從起飛到超聲速飛行期間，加力/沖壓燃燒室作為傳統(tǒng)的加力燃燒室來增加渦輪發(fā)動機的推力；高馬赫數(shù)飛行期間，轉(zhuǎn)變?yōu)闆_壓發(fā)動機燃燒室，使飛行器進一步加速至Ma3以上。在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，大量空氣經(jīng)外涵直接進入加力/沖壓燃燒室，導(dǎo)致加力/沖壓燃燒室進口總溫、總壓較低，使進氣流場發(fā)生變化，不利于加力/沖壓燃燒室的點火和組織燃燒。所以，加力/沖壓燃燒設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)包括：先進火焰穩(wěn)定器設(shè)計技術(shù)，先進燃油噴嘴設(shè)計技術(shù)。另外，加力/沖壓燃燒控制和冷卻等技術(shù)也需突破。

4.4 冷卻與熱防護技術(shù)

高超聲速飛行時，面臨嚴重的氣動加熱問題。高溫部件受到高溫燃氣的對流、輻射等耦合作用，承受很強的熱負荷。同時，傳感器、控制單元等部件要求工作在溫度相對較低的環(huán)境，需對其進行冷卻或熱防護。鑒于此，需采用先進的耐溫材料、先進冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計等熱防護措施，保證動力裝置系統(tǒng)、子系統(tǒng)及各部件在飛行包線內(nèi)，在安全可靠的溫度水平下工作。因此，冷卻與熱防護設(shè)計技術(shù)也是高速渦輪發(fā)動機必需解決的關(guān)鍵技術(shù)。

4.5 先進的進、排氣系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)

進、排氣系統(tǒng)的工作特性與性能，對發(fā)動機整個推進系統(tǒng)的性能具有十分重要的影響。由于高速渦輪發(fā)動機的工作馬赫數(shù)較寬，因此需要進氣道在全包線范圍內(nèi)具有較高的流量系數(shù)和較低的總壓損失。若采用可調(diào)進氣道，則需突破進氣道變幾何設(shè)計和控制等技術(shù)；若采用固定幾何進氣道，則需突破寬范圍固定幾何進氣道設(shè)計技術(shù)。對于高速渦輪發(fā)動機，排氣系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵，在于尾噴管矢量調(diào)節(jié)、控制技術(shù)及與飛機后體的一體化技術(shù)。

5 高速渦輪發(fā)動機發(fā)展初步設(shè)想

(1)統(tǒng)籌安排和規(guī)劃高速渦輪發(fā)動機關(guān)鍵技術(shù)的研究與驗證，并積極在現(xiàn)有成熟發(fā)動機的基礎(chǔ)上，進行射流預(yù)冷、加力/沖壓燃燒室、熱防護等高速渦輪發(fā)動機技術(shù)的先期驗證，并逐步進行新技術(shù)的轉(zhuǎn)移，為TBCC動力的研制奠定基礎(chǔ)。

(2)制訂專門的研究計劃，支持發(fā)動機與飛機聯(lián)合開展高速飛行器飛/發(fā)一體化設(shè)計技術(shù)研究。針對推進系統(tǒng)的進氣道/高速渦輪發(fā)動機/噴管之間的調(diào)節(jié)、匹配等技術(shù)開展研究與驗證。

(3)高速渦輪發(fā)動機的發(fā)展應(yīng)在以進氣預(yù)冷和組合循環(huán)發(fā)動機為主的同時，擴大技術(shù)研究探索方向，緊跟國際先進概念的發(fā)展，發(fā)掘新型的組合形式和新概念發(fā)動機。

(4) 臨近空間飛行器動力的研究與發(fā)展風(fēng)險高、耗資大、覆蓋面廣，需聯(lián)合國內(nèi)相關(guān)研究機構(gòu)，廣泛開展技術(shù)交流與合作，集智攻關(guān)[8]。

[1] 芮長勝，張彥軍，邱明星，等.馬赫數(shù)3一級渦輪發(fā)動機設(shè)計特點及關(guān)鍵技術(shù)淺析[J].航空科學(xué)技術(shù)，2012，24 (6)：64—67.

[2] 李剛團，李繼保，周人治.渦輪-沖壓組合發(fā)動機技術(shù)發(fā)展淺析[J].燃氣渦輪試驗與研究，2006，19(2)：57—62.

[3] Lockheed Aeronautical Systems Company.SR-71 Flight Manual[M].2001.

[4] Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High Speed Tur?bines:Development of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[5] Miyagi H，Miyagawa H，Kishi K，et al.Combined Cycle Engine Research in Japanese HYPR Project[R].AIAA 95-2751，1995.

[6] Balepin V，Engers R.MIPCC Technology Development [R].ISABE 2005-1297，2005.

[7] 王占學(xué)，喬渭陽.預(yù)冷卻渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機發(fā)展現(xiàn)狀及應(yīng)用前景[J].燃氣渦輪試驗與研究，2005，18(1)：53—56.

[8] 弓 升，李 斌，李瑞軍.臨近空間作戰(zhàn)飛行器動力發(fā)展研究[J].國際航空，2013，(3)：77—79.

High Speed Turbine Engine Technology Development

YANG Tian-yu，ZHANG Yan-jun，RUI Chang-sheng

(AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China)

Advanced high speed turbine engine concept and the application background were introduced based on the development trend of high speed vehicle.Typical high speed turbine engines and research projects were analyzed to conclude essential characteristics of advanced high speed turbine engine.Based on traditional turbine engine,the high speed engine adopts combined cycle,mass injection pre-compressor cooling(MIPCC)and other technologies to extend envelope,and be high-temperature resistant.In view of the essential characteristics mentioned above,it is believed that MIPCC technology,advanced afterburner/ ramjet burner design,cooling and thermal protection,advanced inlet and exhaust design and other key tech?nologies should be applied to break the bottleneck of high speed turbine engine development.At the same time,the preliminary visualization of high speed turbine engine development was proposed.

hypersonic；high speed turbine engine；envelope-extension technology；combined cycle；MIPCC；thermal protection technology

V235

A

1672-2620(2013)06-0026-05

2013-11-14；

2013-11-22

航空科學(xué)基金(2012ZB06002)

楊天宇(1987-)，男，遼寧盤錦人，助理工程師，主要從事空天動力技術(shù)研究。