劉曉波，羅月培，曾　慧，王　培，孫宗祥

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽(yáng)621000）

國(guó)外TBCC關(guān)鍵技術(shù)及試驗(yàn)設(shè)備研究綜述

劉曉波，羅月培，曾慧，王培，孫宗祥

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽(yáng)621000）

從空氣動(dòng)力學(xué)角度系統(tǒng)梳理了TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研究需攻克的關(guān)鍵技術(shù)，并論述了國(guó)外開展相關(guān)研究建設(shè)的重要試驗(yàn)設(shè)備。其中，關(guān)鍵技術(shù)主要包括進(jìn)氣道技術(shù)、模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)、高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和尾噴管技術(shù)；試驗(yàn)設(shè)備主要包括單項(xiàng)技術(shù)攻關(guān)設(shè)備、關(guān)鍵部件驗(yàn)證設(shè)備、縮比原理機(jī)驗(yàn)證設(shè)備和全尺寸樣機(jī)驗(yàn)證設(shè)備。從國(guó)外開展TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)和試驗(yàn)設(shè)備建設(shè)的研究中得到幾點(diǎn)啟示，可為我國(guó)進(jìn)行TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研制提供參考及借鑒。

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)）；高超聲速；空氣動(dòng)力學(xué)；模態(tài)轉(zhuǎn)換；高馬赫數(shù)；關(guān)鍵技術(shù)；試驗(yàn)設(shè)備

1　引言

21世紀(jì)以來(lái)，人類對(duì)高超聲速技術(shù)的研究進(jìn)入了新的階段，無(wú)論是快速響應(yīng)的航天飛行器，還是高速巡航的航空飛行器，都要求高超聲速技術(shù)有重大突破。然而，動(dòng)力系統(tǒng)至今仍是制約其發(fā)展的重大瓶頸之一［1］。

目前，飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)主要有三種，即渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，但這三種動(dòng)力系統(tǒng)在高超聲速應(yīng)用上均有其重大缺陷。譬如，單純的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)尚不能提供馬赫數(shù)5.0以上的高超聲速飛行動(dòng)力，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)盡管能夠提供高超聲速飛行的動(dòng)力，但其成本高、可靠性低且不能重復(fù)使用。國(guó)外研究人員發(fā)現(xiàn)，綜合使用三種動(dòng)力裝置形成組合動(dòng)力，從原理上可以實(shí)現(xiàn)航天飛行器的快速響應(yīng)和航空飛行器的長(zhǎng)時(shí)間高超聲速巡航。圖1為三種動(dòng)力裝置相互組合獲得的各種組合方案。其中以渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，通過(guò)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等循環(huán)方式相組合而獲得的動(dòng)力系統(tǒng)稱為渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，簡(jiǎn)稱TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)［2］。

從圖1可知，目前世界上在研的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)主要有三種類型，即預(yù)冷卻渦噴式、空氣渦輪沖壓式和渦輪沖壓式。這三種TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)各有特點(diǎn)和優(yōu)勢(shì)，其中渦輪沖壓式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)受關(guān)注程度最高。本文從空氣動(dòng)力學(xué)的角度，梳理了渦輪沖壓式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研制需攻克的關(guān)鍵技術(shù)，并介紹了國(guó)外研制該類發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)設(shè)備建設(shè)情況。

圖1　組合動(dòng)力的生成方式Fig.1 Combined cycle engine styles

2　關(guān)鍵技術(shù)

關(guān)于TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，國(guó)內(nèi)外研究人員進(jìn)行過(guò)多次論證，提出過(guò)各種不同的觀點(diǎn)［3-6］。美國(guó)國(guó)家航空研究所認(rèn)為，其主要有模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)、高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、跨聲速氣動(dòng)推進(jìn)技術(shù)、低馬赫數(shù)條件下雙模態(tài)超燃沖壓技術(shù)、三維流道創(chuàng)新研究技術(shù)、渦輪基組合循環(huán)系統(tǒng)集成技術(shù)［7］。2009年，NASA基礎(chǔ)航空計(jì)劃高超項(xiàng)目組在上述觀點(diǎn)的基礎(chǔ)上認(rèn)為，TBCC關(guān)鍵技術(shù)至少應(yīng)包括進(jìn)氣道技術(shù)、模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)和高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)［8］。國(guó)內(nèi)也提出了TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)代表性的關(guān)鍵技術(shù)［5］。綜合國(guó)內(nèi)外觀點(diǎn)，本文認(rèn)為TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)，至少應(yīng)包括進(jìn)氣道技術(shù)、模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)、高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、尾噴管技術(shù)等幾個(gè)方面。

2.1進(jìn)氣道技術(shù)

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道既要為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)提供氣流通道，也要為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所需的氣流預(yù)留通道，包括共軸型和并聯(lián)型兩種類型。其中，共軸型進(jìn)氣道主要應(yīng)用于串聯(lián)式布局的發(fā)動(dòng)機(jī)，有軸對(duì)稱和二元進(jìn)氣道兩種方式；并聯(lián)型進(jìn)氣道主要應(yīng)用于并聯(lián)式布局的發(fā)動(dòng)機(jī)，有內(nèi)并聯(lián)和外并聯(lián)兩種構(gòu)成方式［9］。

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)主要需解決以下四個(gè)方面的技術(shù)難題［10-11］：①兩個(gè)進(jìn)氣道工作模式的匹配，實(shí)現(xiàn)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)以接力方式工作；②研制可變幾何進(jìn)氣道，解決進(jìn)氣道較寬?cǎi)R赫數(shù)工作范圍和性能之間的矛盾；③采用先進(jìn)的流場(chǎng)控制技術(shù)，合理布置進(jìn)氣道內(nèi)的波系，提高進(jìn)氣道的起動(dòng)與氣動(dòng)性能；④綜合考慮進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)/噴管的匹配及一體化技術(shù)，實(shí)現(xiàn)從靜止?fàn)顟B(tài)到最大飛行馬赫數(shù)都能有效工作，且阻力最小、總壓恢復(fù)系數(shù)最高，滿足TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的流量和氣流品質(zhì)需求。

2.2模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)是整個(gè)TBCC研究的一個(gè)重點(diǎn)和難點(diǎn)。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在每次使用中都將面臨從渦輪向沖壓、超燃沖壓或相反的模態(tài)轉(zhuǎn)換，在轉(zhuǎn)換中怎樣避免壓縮系統(tǒng)的失速，推力的大幅下降，來(lái)自沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和風(fēng)扇旁路門的逆流、堵塞、熄火、喘振等，以及如何實(shí)現(xiàn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)空中起動(dòng)，都是TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中需要考慮的問(wèn)題［6，12］。同時(shí)，如何合理匹配渦輪、亞/超燃等模態(tài)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，將其集成為一個(gè)統(tǒng)一的推進(jìn)系統(tǒng)，也是目前待解決的問(wèn)題。串聯(lián)式布局的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的最大技術(shù)難點(diǎn)，在于模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)保證燃料在加力/沖壓燃燒室穩(wěn)定燃燒，防止氣流從沖壓管道回流；并聯(lián)式布局的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)因進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)十分復(fù)雜，需確保模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中建立穩(wěn)定和有效的氣動(dòng)過(guò)程。

2.3高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)

目前，常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)最高工作馬赫數(shù)僅3.0左右，沒(méi)有可加速到馬赫數(shù)4.0以上的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)中，為使超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定加速，必須提供推力至少加速到馬赫數(shù)4.0。由此可見，TBCC系統(tǒng)需要高馬赫數(shù)（≥4.0）的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。研制高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)主要有以下幾方面［6，13］：①輕質(zhì)耐高溫材料技術(shù)，研制適用于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的陶瓷基復(fù)合材料和金屬基復(fù)合材料等；②熱管理技術(shù)，即研發(fā)高效的冷卻技術(shù)，包括發(fā)散冷卻技術(shù)、預(yù)冷技術(shù)、氣膜冷卻技術(shù)等；③高溫軸承及封嚴(yán)技術(shù)，重點(diǎn)針對(duì)對(duì)轉(zhuǎn)渦輪技術(shù)，需解決高低壓渦輪之間的非定常相互干擾問(wèn)題；④大載荷渦輪機(jī)械技術(shù)，研制可變面積渦輪導(dǎo)向器、超緊湊燃燒室等。

2.4尾噴管技術(shù)

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)與高超聲速飛行器一體化設(shè)計(jì)后，尾噴管的內(nèi)外特性必須保持較高的性能，滿足TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)寬?cǎi)R赫數(shù)范圍的工作要求。尾噴管的幾何形狀要能隨飛行速度的變化而變化，其技術(shù)難點(diǎn)主要表現(xiàn)在兩方面［14］：①由于TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍為低速至最大飛行馬赫數(shù)，使得尾噴管的壓比（入口內(nèi)部總壓與外界壓力的比）在2～300之間變化，這對(duì)尾噴管喉道面積設(shè)計(jì)提出了極高的要求，需采取面積可變?cè)O(shè)計(jì)；②TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在工作過(guò)程中，尾噴管的熱力載荷與氣動(dòng)載荷增加很大，尤其是沖壓模態(tài)下，有必要考慮新型冷卻方式及創(chuàng)新性結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法（如上下雙喉道型尾噴管概念）。

3　試驗(yàn)設(shè)備

國(guó)外TBCC技術(shù)開發(fā)基本按單項(xiàng)技術(shù)攻關(guān)、關(guān)鍵部件技術(shù)驗(yàn)證、小尺寸驗(yàn)證機(jī)原理驗(yàn)證、全尺寸驗(yàn)證機(jī)地面試驗(yàn)驗(yàn)證和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證幾個(gè)步驟來(lái)實(shí)施。因此，其試驗(yàn)設(shè)備也主要包括單項(xiàng)技術(shù)攻關(guān)設(shè)備、關(guān)鍵部件驗(yàn)證設(shè)備、縮比原理機(jī)驗(yàn)證設(shè)備和全尺寸樣機(jī)驗(yàn)證設(shè)備。其中，美國(guó)在TBCC技術(shù)開發(fā)各階段的試驗(yàn)設(shè)備最為齊全、試驗(yàn)設(shè)備能力最強(qiáng)。圖2給出了美國(guó)NASP計(jì)劃開展TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研究所使用的試驗(yàn)設(shè)備的試驗(yàn)?zāi)芰Γ?5-16］。

圖2　NASP計(jì)劃開展TBCC研究所使用的試驗(yàn)設(shè)備的試驗(yàn)?zāi)芰ig.2 Test capacity for TBCC research in NASP program

3.1單項(xiàng)技術(shù)攻關(guān)設(shè)備

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)涉及的技術(shù)很多，如渦輪基技術(shù)、沖壓/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)等，其中渦輪基技術(shù)、沖壓/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)等都有專門的研究計(jì)劃和試驗(yàn)設(shè)備。本節(jié)重點(diǎn)介紹開展模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)所用的試驗(yàn)設(shè)備。表1列出了美國(guó)近年來(lái)進(jìn)行TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)研究所用的典型設(shè)備，其中NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超聲速風(fēng)洞最具代表性。該風(fēng)洞可容納大尺寸模型和一些全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)及飛機(jī)部件，試驗(yàn)馬赫數(shù)為2.0～3.5，模擬高度為17～23 km。近期，空軍科學(xué)研究辦公室（AFOSR）和NASA基礎(chǔ)航天計(jì)劃資助了高超聲速組合循環(huán)推進(jìn)項(xiàng)目的研究，圖3為該項(xiàng)目在3.0 m× 3.0 m超聲速風(fēng)洞中開展大尺度進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換裝置（CCE-LIMX）的試驗(yàn)情況。

圖3　安裝到3.0 m×3.0 m超聲速風(fēng)洞的CCE-LIMX Fig.3 CCE-LIMX installed in 3.0 m×3.0 m supersonic wind tunnel

表1　美國(guó)進(jìn)行TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)研究所用的典型設(shè)備Table 1 Typical test facilities in the United States for TBCC mode transition technology development

3.2關(guān)鍵部件驗(yàn)證設(shè)備

與常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)類似，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件也主要包括進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、尾噴管等。從目前掌握的資料看，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行進(jìn)氣道的試驗(yàn)最多，同樣也以美國(guó)NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超聲速風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰ψ顝?qiáng)。表2梳理了各國(guó)具備TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件試驗(yàn)?zāi)芰Φ牡湫驮O(shè)備。

（1）進(jìn)氣道試驗(yàn)設(shè)備

進(jìn)氣道試驗(yàn)主要驗(yàn)證TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)從渦輪噴氣到?jīng)_壓噴氣/超燃沖壓噴氣模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)入高超聲速時(shí)的工作能力。進(jìn)氣道試驗(yàn)數(shù)據(jù)也可用作驗(yàn)證分析評(píng)估工具，并用于燃燒器與進(jìn)氣道出口壓力和流動(dòng)條件的匹配設(shè)計(jì)。目前，國(guó)外進(jìn)行此項(xiàng)試驗(yàn)的設(shè)備主要有美國(guó)NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超聲速風(fēng)洞、NASA蘭利研究中心的下吹式設(shè)備M4BDF 和UPWT的2號(hào)試驗(yàn)段、洛克希德·馬丁公司的1.2 m×1.2 m風(fēng)洞、日本ISAS的超聲速風(fēng)洞、法國(guó)ONE?RA的S3MA超聲速風(fēng)洞等。

表2　TBCC關(guān)鍵部件驗(yàn)證典型設(shè)備Table 2 Typical test facilities for demonstrating TBCC critical components

圖4　NASA格林中心的W8高速壓氣機(jī)設(shè)備Fig.4 W8 high speed compressor test facility at NASA Glenn research center

（2）壓氣機(jī)試驗(yàn)設(shè)備

在NASA基礎(chǔ)航空計(jì)劃中，高超項(xiàng)目組對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇級(jí)的工作能力與性能進(jìn)行了研究，主要包括設(shè)計(jì)與初步試驗(yàn)。其中初步試驗(yàn)在NASA格林研究中心W8高速壓氣機(jī)設(shè)備中進(jìn)行［17］。該設(shè)備（圖4）最大軸功率為5 145 kW（電機(jī)驅(qū)動(dòng)），最大轉(zhuǎn)速為21 240 r/min，齒輪比為5.9：1，壓力比約為4：1，出口溫度限制在204°C，最大氣流流量為45.4 kg/s，具有雙向旋轉(zhuǎn)能力，端面直徑為0.51～0.56 m。試驗(yàn)?zāi)康氖窃u(píng)估整個(gè)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在運(yùn)行范圍內(nèi)風(fēng)扇級(jí)的氣動(dòng)性能和運(yùn)行特征，主要包括：①海平面靜起飛；②扇葉涵道流量比的大振幅過(guò)渡；③渦輪到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)換；④高馬赫數(shù)飛行條件下扇葉的運(yùn)轉(zhuǎn)。

（3）燃燒室試驗(yàn)設(shè)備

無(wú)論是美國(guó)AFOSR和NASA基礎(chǔ)航天項(xiàng)目資助的高超聲速組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)研究，還是“獵鷹”計(jì)劃及渦輪加速器計(jì)劃（RTA）中的研究，都強(qiáng)調(diào)對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的試驗(yàn)研究。前者利用弗吉尼亞大學(xué)的超聲速燃燒設(shè)備和NASA蘭利研究中心的HYPULSE激波風(fēng)洞進(jìn)行了試驗(yàn)（圖5），后兩者分別利用美國(guó)東哈特福德聯(lián)合技術(shù)研究中心的燃燒器試驗(yàn)臺(tái)和NASA格林研究中心的燃燒試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行了臺(tái)架試驗(yàn)。

圖5　HYPULSE設(shè)備中的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)件Fig.5 Scramjet engine test unit in HYPULSE

弗吉尼亞大學(xué)的超聲速燃燒設(shè)備為電加熱超聲速風(fēng)洞，模擬飛行馬赫數(shù)可達(dá)到5.0，允許不限試驗(yàn)時(shí)間的連續(xù)試驗(yàn)，在研究和應(yīng)用激光診斷時(shí)很有利。利用該設(shè)備試驗(yàn)的最大優(yōu)勢(shì)在于燃燒室內(nèi)的靜溫低于氫和碳?xì)渥匀紲囟取YPULSE激波風(fēng)洞為激波加熱設(shè)備，以反射激波狀態(tài)運(yùn)行，最大馬赫數(shù)為12.0。流場(chǎng)介質(zhì)為潔凈空氣，能在純氮條件下運(yùn)行研究沒(méi)有熱釋放的混合效應(yīng)。

（4）尾噴管試驗(yàn)設(shè)備

美國(guó)、日本和歐洲的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研制計(jì)劃，都將尾噴管試驗(yàn)作為一項(xiàng)重要研究?jī)?nèi)容，開展了大量的試驗(yàn)研究工作。表2列舉了美國(guó)“獵鷹”組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)計(jì)劃在研究靜態(tài)噴管試驗(yàn)所使用的試驗(yàn)設(shè)備。該設(shè)備為洛克希德·馬丁公司的1.2 m×1.2 m風(fēng)洞，主要是通過(guò)一系列構(gòu)型和預(yù)想工作范圍條件下的試驗(yàn)確定HTV-3X靜態(tài)冷流性能。

3.3縮比原理機(jī)驗(yàn)證設(shè)備

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在完成部件試驗(yàn)后，進(jìn)入到縮比原理機(jī)驗(yàn)證階段——該階段需進(jìn)行大量的試驗(yàn)。NASP計(jì)劃縮比原理機(jī)階段使用的設(shè)備，主要用于評(píng)估幾類發(fā)動(dòng)機(jī)模型的性能，包括縮比發(fā)動(dòng)機(jī)模型、多流道模塊間干擾模型（MTMI）、大尺度一體化流道發(fā)動(dòng)機(jī)模型。縮比發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)主要用來(lái)預(yù)測(cè)飛行器在整個(gè)飛行包線內(nèi)的性能和工作能力；MTMI用來(lái)模擬縮比發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流空氣動(dòng)力學(xué)及模塊間影響，使用的流道模塊包括進(jìn)氣道、燃燒室和噴管等；大尺度一體化流道發(fā)動(dòng)機(jī)模型（如概念驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)CDE）代表TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的最高水平，在沖壓和超燃沖壓條件下驗(yàn)證大尺度發(fā)動(dòng)機(jī)部件一體化的性能和工作能力。表3為美國(guó)開展TBCC原理機(jī)驗(yàn)證試驗(yàn)所使用的典型設(shè)備。此外，日本進(jìn)行TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)縮比原理機(jī)驗(yàn)證試驗(yàn)主要在國(guó)家宇航試驗(yàn)室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)設(shè)備（RJTF）上進(jìn)行。該設(shè)備試驗(yàn)段長(zhǎng)6.0 m，直徑3.0 m，設(shè)備出口尺寸為0.51 m（高）×0.51 m（寬）；試驗(yàn)條件是馬赫數(shù)5.5，總壓3.5 MP，總溫600 K，運(yùn)行時(shí)間60 s。俄羅斯為開展TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的原理性驗(yàn)證，在上世紀(jì)90年代建造了一些試驗(yàn)臺(tái)，主要有T-313、T-120和U-248試驗(yàn)臺(tái)。

表3　美國(guó)開展TBCC原理機(jī)驗(yàn)證試驗(yàn)所使用的典型設(shè)備Table 3 Typical test facilities for TBCC conceptual demonstrator in the United States

3.4全尺寸樣機(jī)驗(yàn)證設(shè)備

經(jīng)過(guò)高空臺(tái)等地面試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行縮比原理機(jī)驗(yàn)證試驗(yàn)之后，TBCC研究進(jìn)入全尺寸樣機(jī)驗(yàn)證階段，包括地面試驗(yàn)驗(yàn)證和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。具備此功能的地面試驗(yàn)設(shè)備，主要為能夠進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)/機(jī)體一體化驗(yàn)證試驗(yàn)的試車臺(tái)，包括大馬赫數(shù)自由射流高空艙、推進(jìn)風(fēng)洞等。目前，AEDC的16T、16S風(fēng)洞及APTU等，為此類設(shè)備的代表［18］。

4　結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)上述對(duì)國(guó)外TBCC關(guān)鍵技術(shù)及試驗(yàn)設(shè)備的研究，可得到以下幾點(diǎn)啟示：

（1）國(guó)外高度重視TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道，特別是并聯(lián)式進(jìn)氣道的研究。從目前掌握的資料看，國(guó)外就TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的研究中進(jìn)氣道技術(shù)的資料最多，內(nèi)容涵蓋了進(jìn)氣道設(shè)計(jì)、加工與制造等方面，空氣動(dòng)力學(xué)最基本的研究方法（即風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值計(jì)算、飛行試驗(yàn)三大手段）也都在TBCC進(jìn)氣道技術(shù)研究中有廣泛應(yīng)用。

（2）模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的研制至關(guān)重要。各個(gè)工作模態(tài)可通過(guò)進(jìn)行足夠的地面試驗(yàn)和獨(dú)立的飛行試驗(yàn)來(lái)解決技術(shù)難題，但各模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換相當(dāng)復(fù)雜，存在重要的氣流流動(dòng)問(wèn)題和結(jié)構(gòu)變換問(wèn)題［19］。目前，國(guó)外TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研究的模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間多設(shè)定在馬赫數(shù)2.5～3.0。

（3）高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)研制是TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研究的一項(xiàng)重要內(nèi)容。目前，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)最高只能在3.0左右。若能成功研制出馬赫數(shù)超過(guò)4.0的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)［20］，就可使渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)直接與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相組合或采取其他更簡(jiǎn)單的組合方式。

（4）建設(shè)變馬赫數(shù)風(fēng)洞是彌補(bǔ)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研究中地面設(shè)備模擬能力不足的重要手段之一。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)要進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換的模擬，特別是跨、超聲速狀態(tài)下模態(tài)轉(zhuǎn)換的模擬，極需一種能夠持續(xù)變馬赫數(shù)的風(fēng)洞。

［1］ 劉增文.渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)概述［R］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2015.

［2］ Kobayashi H，Tanatsugu N.Optimization method on TSTO spaceplanesystempoweredbyairbreather［R］.AIAA 2001-3965，2001.

［3］ 王芳，高雙林.高超聲速巡航導(dǎo)彈理想動(dòng)力系統(tǒng)-TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)及其關(guān)鍵技術(shù)［J］.飛航導(dǎo)彈，2007，（11）：49—53.

［4］ 王巍巍，郭琦，曾軍，等.國(guó)外TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展研究［J］.燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2012，25（3）：58—62.

［5］ 李剛團(tuán)，李繼保，周人治.渦輪-沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展淺析［J］.燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2006，19（2）：57—62.

［6］ Thomas S R.TBCC discipline overview-hypersonics proj?ect［C］//.2011 Technical Conference.2011.

［7］ Thomas S R，Walker J F.Fundamental aeronautics pro?gram-hypersonics project：overview of the turbine based combined cycle discipline［C］//.NASA 2009 Annual Meet?ing.2009.

［8］ McDaniel J C，Chelliah H，Goyne C P，et al.US National Center for hypersonic combined cycle propulsion：an over?view［R］.AIAA 2009-7280，2009.

［9］ 張建東.TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)研究［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007.

［10］張華軍，郭榮偉，李博.TBCC進(jìn)氣道研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，28（5）：613—620.

［11］Sanders B W，Weir L J.Aerodynamic design of a du?al-flowMach7hypersonicinletsystemforatur?bine-based combined-cycle hypersonic propulsion system ［R］.NASA/CR-2008-215214，2008.

［12］Auslender A H，Suder K L，Thomas S R.An overview of the NASA FAP hypersonics project airbreathing propul?sion research［R］.AIAA 2009-7277，2009.

［13］郭琦.TBCC用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展［J］.燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2013，26（6）：15—20.

［14］MO J W，XU J L，LI C，et al.The design and numerical study of the over-under TBCC exhaust system［R］.AIAA 2009-5300，2009.

［15］Sullivan W.Conducting the NASP ground test program［R］. AIAA-91-5029，1991.

［16］吳鋒，田金虎.渦輪沖壓組合動(dòng)力地面試驗(yàn)研究探討［R］.CSAA-PE-040，2006.

［17］Suder K L.TBCC fan stage operability and performance ［C］//.NASA 2007 Annual Meeting.2007.

［18］Mills M L.Feasibility of operating the AEDC supersonic wind tunnel（16S）up to Mach number 6［R］.AIAA 2004-1138，2004.

［19］Joint Technology Office on Hypersonics（JTOH）Director. Roadmap for the Hypersonics Programs of the Department of Defense［R］.Defense Research&Engineering，2008.

［20］Bartolotta P A，McNelis N B.High speed turbines：devel?opment of a turbine accelerator（RTA）for space access［R］. AIAA 2003-6943，2003.

An overview of key technology and test facility for turbine-based combined cycle propulsion study overseas

LIU Xiao-bo，LUO Yue-pei，ZENG Hui，WANG Pei，SUN Zong-xiang （China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China）

The key technologies of TBCC were introduced from the view of aerodynamic research field and test facilities overseas were discussed.Technologies related to inlet，mode transition，high Mach number tur?bine engine and exhaust nozzle were emphasized.Test facilities were categorized for their roles concentrat?ing on single technology tackling，key component demonstration，subscale conceptual demonstrator test and full-scale prototype demonstration.Finally，several inspirations from overseas TBCC research were illustrat?ed，which could be referential for TBCC development in China.

turbine-based combined cycle engine（TBCC）；hypersonic；aerodynamics；mode transition；high Mach number；key technology；test facility

V236

A

1672-2620（2016）04-0051-06

2015-09-18；

2016-02-04

劉曉波（1974-），男，湖南隆回人，副研究員，主要從事空氣動(dòng)力學(xué)情報(bào)研究。