■ 呂雅 楊旸 鄭思行 張升升 張永 / 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心

高超聲速技術(shù)是21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的制高點(diǎn)，代表著未來軍民用航空器的戰(zhàn)略發(fā)展方向。面對高超聲速飛行器嚴(yán)苛的工作環(huán)境、巨大的推力需求，傳統(tǒng)的動力裝置已經(jīng)“力不從心”，因此，新型動力裝置的研制已成為各國航空科技競賽的重中之重。

隨著世界經(jīng)濟(jì)的發(fā)展，對于縮短跨洋洲際長航程飛行航時(shí)的需求逐漸增加，因此高超聲速客機(jī)（巡航馬赫數(shù)Ma ≥5）節(jié)約時(shí)間成本的優(yōu)勢逐漸凸顯。為拓展高速航空市場，在歐洲航天局（ESA）的支持下，歐盟自2005年起開展了“長期先進(jìn)推進(jìn)概念和技術(shù)”（LAPCAT）項(xiàng)目，設(shè)計(jì)了A2 構(gòu)型高超聲速飛機(jī)，如圖1所示，為后續(xù)高速飛行器項(xiàng)目奠定了基礎(chǔ)。A2 構(gòu)型高超聲速飛機(jī)配裝4 臺復(fù)合預(yù)冷“彎刀”（Scimitar）發(fā)動機(jī)，最大航程為 18700km，能夠用4h 左右的時(shí)間從布魯塞爾飛往悉尼。作為高超聲速客機(jī)的重要組成部分，“彎刀”發(fā)動機(jī)能夠?yàn)閷?shí)現(xiàn)水平起飛、高超聲速巡航提供有效的動力。

A2構(gòu)型高超聲速飛機(jī)機(jī)身長139m，直徑7.5m，翼展41m，機(jī)翼面積900m2，飛機(jī)最大起飛質(zhì)量400t，液氫燃料198t，可以搭載300位乘客，可實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)Ma5巡航。

圖1 LAPCAT 項(xiàng)目A2構(gòu)型高超聲速飛機(jī)

“彎刀”發(fā)動機(jī)工作原理分析

高超聲速遠(yuǎn)程巡航飛行，動力系統(tǒng)需滿足Ma0～5飛行包線內(nèi)性能最優(yōu)，傳統(tǒng)單一形式的發(fā)動機(jī)難以實(shí)現(xiàn)全速域范圍內(nèi)的穩(wěn)定工作。渦輪沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(jī)（TBCC）面臨模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)的“推力鴻溝”問題（即現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機(jī)一般在Ma2.5以下可以穩(wěn)定工作，而沖壓發(fā)動機(jī)/超燃沖壓發(fā)動機(jī)正常工作的飛行速度至少在Ma3.5～4.0范圍內(nèi)，二者之間存在一個(gè)Ma3左右的速度區(qū)域），而“火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)”（RBCC）低速引射段推力增益明顯不足。早期采用的來流空氣噴水預(yù)冷方案存在換熱效率低、發(fā)動機(jī)入口空氣“污染嚴(yán)重”、水的質(zhì)量降低了比沖性能等問題。相比之下，“彎刀”發(fā)動機(jī)采用閉式氦氣循環(huán)系統(tǒng)對來流空氣進(jìn)行冷卻，有效地解決了上述問題，同時(shí)避免了氫燃料直接冷卻來流空氣帶來的氫脆問題（即溶于鋼等材料中的氫聚合為氫分子，造成應(yīng)力集中，超過鋼的強(qiáng)度極限，在鋼內(nèi)部形成細(xì)小的裂紋），安全性更高?！皬澋丁卑l(fā)動機(jī)部件組成如圖2所示。

復(fù)合預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案相比應(yīng)用于“云霄塔”飛行器的“佩刀”發(fā)動機(jī)方案，取消了應(yīng)用于Ma5以上飛行工況的火箭模態(tài)。在飛行包線內(nèi)，隨著任務(wù)需求的不同，由起飛、亞聲速巡航至高超聲速巡航，“彎刀”發(fā)動機(jī)通過可調(diào)幾何機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)不同模態(tài)的合理切換。發(fā)動機(jī)工作模態(tài)可分為低速模式（Ma0～2.5）和高速模式（Ma2.5～5），可實(shí)現(xiàn)在5.9km高度以Ma0.9亞聲速巡航，通過模態(tài)轉(zhuǎn)換，25～28km高度以Ma5高超聲速巡航。發(fā)動機(jī)各部件基本流程如圖3所示。

圖2 “彎刀”發(fā)動機(jī)部件組成示意圖

圖3 “彎刀”發(fā)動機(jī)基本流程圖

低速模式工作原理

飛行器由起飛至亞聲速巡航（Ma0.9）過程中，速度較低，來流空氣總溫較低，無須進(jìn)行預(yù)冷。來流空氣由內(nèi)涵道壓氣機(jī)壓縮后，經(jīng)預(yù)燃室燃燒，預(yù)燃室內(nèi)燃?xì)饨?jīng)燃?xì)鉁u輪做功，驅(qū)動外涵風(fēng)扇對外涵空氣進(jìn)行壓縮。由于起飛過程推力需求較大，做功后的燃?xì)庠谕夂紵覂?nèi)與經(jīng)外涵風(fēng)扇壓縮的外涵空氣混合后，與氫氣一同燃燒，經(jīng)外涵噴管排出，產(chǎn)生推力。“彎刀”發(fā)動機(jī)在上述起飛過程中的工作模態(tài)與加力渦扇發(fā)動機(jī)類似。

起飛過程中，閉式氦氣循環(huán)系統(tǒng)不進(jìn)行空氣預(yù)冷。壓縮后的低溫氦氣經(jīng)預(yù)燃室加熱后成為高溫高壓氣體，通過氦氣渦輪做功，驅(qū)動內(nèi)涵道壓氣機(jī)壓縮空氣。而后，氦氣經(jīng)氦氣渦輪做功驅(qū)動氦氣壓氣機(jī)，做功后的氦氣經(jīng)過氫換熱器降溫后，最后通過氦氣壓氣機(jī)恢復(fù)到高壓低溫氦氣狀態(tài)，從而完成一個(gè)閉式布雷頓循環(huán)。亞聲速巡航發(fā)動機(jī)原理如圖4所示。

飛行器達(dá)到亞聲速巡航狀態(tài)后將以該狀態(tài)進(jìn)行巡航，此時(shí)考慮推阻平衡，推力需求較小，外涵燃燒室關(guān)閉，預(yù)燃室內(nèi)燃?xì)馀c外涵空氣在外涵燃燒室混合后，經(jīng)外涵噴管排出，產(chǎn)生推力?！皬澋丁卑l(fā)動機(jī)在亞聲速巡航過程中的工作模態(tài)與混排渦扇發(fā)動機(jī)類似。

圖4 亞聲速巡航發(fā)動機(jī)原理

飛行器由亞聲速逐漸加速至超聲速（Ma2.5）過程中，隨著飛行速度增加，發(fā)動機(jī)入口來流空氣總溫上升，受燃?xì)鉁u輪進(jìn)口總溫限制，預(yù)燃室出口燃?xì)饪倻卮嬖跍囟壬舷?，來流空氣總溫的增加使得加熱量逐漸減小，外涵風(fēng)扇轉(zhuǎn)速降低，外涵空氣流量減??；同時(shí)，隨著來流空氣總溫增加，內(nèi)涵道空氣流量降低，預(yù)燃室內(nèi)燃?xì)饬髁拷档?，吸熱后的氦氣做功能力減弱，氦氣渦輪轉(zhuǎn)速降低，壓氣機(jī)壓縮能力降低，內(nèi)涵道空氣流量減小。綜上所述，發(fā)動機(jī)入口空氣流量降低，進(jìn)氣道出現(xiàn)溢流，外涵噴管喉道面積隨之減小，推力下降。

圖5 高超聲速巡航發(fā)動機(jī)原理

高速模式工作原理

隨著飛行速度的增加（Ma2.5以上），推力逐漸下降，為滿足飛行器推力需求，“彎刀”發(fā)動機(jī)逐漸切換至高速巡航模式。發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣分別流向內(nèi)涵道與外涵道，內(nèi)涵道空氣通過預(yù)冷器與低溫氦氣換熱降溫，經(jīng)壓氣機(jī)壓縮后進(jìn)入預(yù)燃室與氫氣燃燒，燃?xì)夥謩e流向核心燃燒室與燃?xì)鉁u輪。核心燃燒室內(nèi)的燃?xì)馀c氫氣燃燒后經(jīng)核心噴管排出；燃?xì)饬飨蛉細(xì)鉁u輪做功，驅(qū)動外涵風(fēng)扇壓縮外涵空氣，外涵空氣與做功后的燃?xì)饣旌?，在外涵燃燒室與氫氣燃燒，經(jīng)外涵噴管排出，產(chǎn)生推力。在飛行速度大于Ma2.5之后，隨著Ma 增加，外涵噴管通過可調(diào)幾何實(shí)現(xiàn)捕獲流量逐漸減小，Ma5 狀態(tài)下完全關(guān)閉，此時(shí)外涵風(fēng)扇處于風(fēng)車狀態(tài)，燃?xì)鉁u輪不做功。高超聲速巡航發(fā)動機(jī)工作原理如圖5所示。

高速狀態(tài)下，閉式氦氣循環(huán)系統(tǒng)中，高壓低溫氦氣進(jìn)入預(yù)冷器，冷卻來流空氣；升溫后的氦氣進(jìn)入預(yù)燃室吸熱后，成為高溫高壓氣體，進(jìn)入氦氣渦輪做功，驅(qū)動核心壓氣機(jī)，而后經(jīng)氦氣渦輪做功驅(qū)動氦氣壓氣機(jī)，做功后的氦氣經(jīng)氫換熱器降溫后，最后通過氦氣壓氣機(jī)恢復(fù)到高壓低溫氦氣狀態(tài)，從而完成一個(gè)閉式布雷頓循環(huán)。

表1 “彎刀”發(fā)動機(jī)不同工作模態(tài)性能對比

不同工作模態(tài)性能對比

不同工作模態(tài)下，“彎刀”發(fā)動機(jī)各部件工作狀態(tài)及發(fā)動機(jī)性能如表1所示?；诿裼每蜋C(jī)經(jīng)濟(jì)性最優(yōu)原則，亞聲速及高超聲速巡航狀態(tài)下，氫燃料消耗較少，流量較??；由于起飛及加速過程對推力需求較大，且時(shí)間較短，氫燃料流量較大。

“彎刀”發(fā)動機(jī)工作特點(diǎn)

“彎刀”發(fā)動機(jī)較傳統(tǒng)單一形式發(fā)動機(jī)的性能優(yōu)勢明顯。其工作速域更寬、工作空域更廣，同時(shí)避免了TBCC發(fā)動機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)“推力鴻溝”的問題、避免了RBCC發(fā)動機(jī)低速段引射模態(tài)推力增益不足的問題，系統(tǒng)集成度高，全工作區(qū)域內(nèi)發(fā)動機(jī)各部件均可實(shí)現(xiàn)高效率工作?！皬澋丁卑l(fā)動機(jī)的方案設(shè)計(jì)，結(jié)合了高超聲速客機(jī)的飛行任務(wù)，以滿足全包線內(nèi)推力需求為前提，以經(jīng)濟(jì)性最優(yōu)為目標(biāo)，通過可調(diào)幾何部件及模態(tài)轉(zhuǎn)換，自適應(yīng)調(diào)節(jié)內(nèi)涵道空氣流量、調(diào)節(jié)涵道比，進(jìn)而調(diào)節(jié)發(fā)動機(jī)性能。因此，“彎刀”發(fā)動機(jī)實(shí)現(xiàn)了起飛、加速過程大推力，滿足飛行器需求，同時(shí)，巡航過程中耗油率低、燃料消耗最少，滿足民用客機(jī)經(jīng)濟(jì)性要求，實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)不同工況下的性能最優(yōu)。

同時(shí)，相比傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)，“彎刀”發(fā)動機(jī)高效的熱管理技術(shù)是其突出的特點(diǎn)之一，也由此帶來了可調(diào)幾何部件更多、結(jié)構(gòu)系統(tǒng)更復(fù)雜的問題。如何通過靈活地調(diào)節(jié)可調(diào)機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)空氣流量、氫燃料流量與飛行工況性能需求相匹配，進(jìn)而確保氦氣循環(huán)系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)發(fā)動機(jī)內(nèi)部熱量的合理分配，實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)總體性能最優(yōu)，成為了后續(xù)研究的主要技術(shù)挑戰(zhàn)。

“彎刀”發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

為實(shí)現(xiàn)“彎刀”發(fā)動機(jī)性能指標(biāo)要求，需要突破的幾大技術(shù)瓶頸為輕質(zhì)高效換熱技術(shù)、可調(diào)幾何的進(jìn)排氣技術(shù)、循環(huán)參數(shù)匹配設(shè)計(jì)技術(shù)及氦氣渦輪技術(shù)等。

輕質(zhì)高效換熱器技術(shù)

輕質(zhì)高效的熱交換器是“彎刀”發(fā)動機(jī)的一大亮點(diǎn)，同時(shí)也是研制中的最大障礙。換熱器需實(shí)現(xiàn)0.05s時(shí)間內(nèi)將超過1000℃的發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣冷卻到-150℃；為提高換熱效率，換熱器的管路須做得足夠細(xì)，管壁足夠薄，管路足夠多，但設(shè)計(jì)與加工難度更大；薄壁管路需要兼顧強(qiáng)度需求，低溫高壓氦氣換熱后成為可做功的高溫高壓氣體，薄壁管路的密封問題逐漸凸顯；由于換熱后空氣溫度遠(yuǎn)低于空氣中的水蒸氣等成分的冰點(diǎn)，低空區(qū)域會出現(xiàn)水蒸氣結(jié)霜、降低換熱器效率甚至堵塞換熱器等問題。因此，高效、輕質(zhì)、不結(jié)霜、耐高溫高壓的換熱器成為“彎刀”發(fā)動機(jī)研究過程的關(guān)鍵技術(shù)。

可調(diào)幾何的進(jìn)排氣技術(shù)

“彎刀”發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)需要兼顧低速模式與高速模式的需求。隨著來流馬赫數(shù)的增加，共用進(jìn)氣道一方面要兼顧起飛、降落低速段進(jìn)氣道的起動問題，另一方面要保證高速巡航段進(jìn)氣系統(tǒng)良好的流量捕獲和總壓恢復(fù)性能。如何實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣系統(tǒng)變幾何調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)在復(fù)雜來流條件下流量捕獲及流場波系的精準(zhǔn)控制，成為進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。外涵噴管通過幾何調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)“加力渦扇發(fā)動機(jī)”與“混排渦扇發(fā)動機(jī)”的排氣需求；外涵噴管與核心噴管通過可調(diào)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)低速模式與高速模式的有效切換。飛行過程中，隨著來流參數(shù)變化，發(fā)動機(jī)系統(tǒng)內(nèi)部熱力循環(huán)復(fù)雜，如何通過調(diào)節(jié)噴管幾何面積，及時(shí)有效地滿足不同模態(tài)穩(wěn)定工作的需求，成為排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。

循環(huán)參數(shù)匹配設(shè)計(jì)技術(shù)

“彎刀”發(fā)動機(jī)循環(huán)系統(tǒng)包含空氣、氦氣及氫氣多種工質(zhì)、多路循環(huán)、進(jìn)排氣系統(tǒng)多級調(diào)節(jié)等。在動力系統(tǒng)工作包線內(nèi)，多種工質(zhì)的流量、溫度、壓力等參數(shù)在不同飛行狀態(tài)、不同部件內(nèi)會不斷變化，系統(tǒng)設(shè)計(jì)與參數(shù)匹配對發(fā)動機(jī)性能產(chǎn)生重要影響?？諝忸A(yù)冷溫度越低將越有利于提升壓氣機(jī)壓比、有利于提高燃燒室燃燒效率，但同時(shí)會帶來預(yù)冷器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、結(jié)霜、換熱效率低等問題；氦氣溫度、壓力、流量的選擇需要兼顧空氣預(yù)冷器高效換熱、氦氣渦輪做功能力、氫氦換熱器流量及溫度匹配、預(yù)燃室燃燒吸熱情況、氦氣壓氣機(jī)壓縮能力及閉式循環(huán)管路結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；同時(shí)，核心機(jī)及氦氣壓氣機(jī)、外涵風(fēng)扇循環(huán)參數(shù)與三種工質(zhì)的流量、壓比、溫度之間也存在相互耦合影響，參數(shù)選擇時(shí)需要綜合考慮。

氦氣渦輪技術(shù)

氦氣比定壓熱容較大，為空氣的5倍，在渦輪功率、進(jìn)出口溫差相同的條件下，氦氣流量與比定壓熱容成反比，渦輪級數(shù)與比定壓熱容成正比，從而導(dǎo)致驅(qū)動空氣壓氣機(jī)的氦氣渦輪級數(shù)較多；同時(shí)，因氦氣流量小，流動通道較窄，導(dǎo)致葉片短小，氦氣的間隙效應(yīng)泄漏及損失所占比例較大，渦輪效率將大大低于空氣渦輪；此外，氦氣易泄漏，機(jī)匣內(nèi)外及轉(zhuǎn)靜子之間的密封也是渦輪結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

結(jié)束語

“彎刀”發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)復(fù)雜，涉及總體性能分析、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)、輕質(zhì)高效換熱技術(shù)、燃燒組織分析、可調(diào)幾何進(jìn)排氣技術(shù)、循環(huán)參數(shù)匹配設(shè)計(jì)等相關(guān)領(lǐng)域最新前沿技術(shù)?？紤]當(dāng)前國內(nèi)前沿技術(shù)研究同國際先進(jìn)水平仍存在很大的差距，后續(xù)將會面臨巨大的挑戰(zhàn)。我國需要結(jié)合自身的技術(shù)水平和工程應(yīng)用需求，明確適宜的發(fā)展路線，盡快開展相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研究，支撐未來在該領(lǐng)域的發(fā)展。