尹澤勇，蔚奪魁，徐 雪

（1.中國航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)有限公司，北京100097；2.中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽110015）

0 引言

在更寬闊的空域內(nèi)更快飛行是飛行器發(fā)展的永恒目標(biāo)。隨著傳統(tǒng)的高度20 km、速度Ma≤2的軍民用航空技術(shù)的成熟和廣泛應(yīng)用，未來飛機(jī)的重要發(fā)展方向之一是實(shí)現(xiàn)水平起降、臨近空間高超聲速飛行，即飛行高度達(dá)20~100 km、飛行馬赫數(shù)遠(yuǎn)大于4的飛行。鑒于航程遠(yuǎn)、速度高和可重復(fù)使用等突出特點(diǎn)，臨近空間高超聲速飛機(jī)必將是未來航空和航天領(lǐng)域的戰(zhàn)略制高點(diǎn)，也是各航空強(qiáng)國的必爭之地[1-2]。

高馬赫數(shù)飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)形式較多，包括但不限于渦輪沖壓組合動(dòng)力（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、火箭助推渦輪沖壓組合動(dòng)力和吸氣式渦輪火箭組合動(dòng)力系統(tǒng)等[3-4]。就目前的技術(shù)基礎(chǔ)而言，可能以高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)的渦輪沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)更為現(xiàn)實(shí)也更具發(fā)展前景。相對(duì)于Ma=2以內(nèi)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，其速域覆蓋范圍更大、入口氣流及環(huán)境溫度大幅提升，涉及多種動(dòng)力的組合，技術(shù)挑戰(zhàn)性大、新技術(shù)覆蓋范圍廣，既是高馬赫數(shù)飛機(jī)的核心和關(guān)鍵技術(shù)，也是航空發(fā)動(dòng)機(jī)未來重要的技術(shù)發(fā)展方向之一。作為其重要組成部分的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，則是航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)在速度域、溫度域上的一次重大躍升，不可避免地面臨眾多新的規(guī)律和特性，需要新的設(shè)計(jì)理念和方法。早期的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)繼承第1代、第2代成熟渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)，采用了如單轉(zhuǎn)子渦噴構(gòu)型、低壓比壓氣機(jī)、連續(xù)放氣循環(huán)和射流預(yù)冷等該時(shí)期典型的高馬赫數(shù)特征技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了從Ma=2至Ma=3的跨越。但是，該時(shí)期的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)受到溫度負(fù)荷水平的限制，存在單位推力不高、高馬赫數(shù)狀態(tài)推力不足、耗油率較高等問題，不能適應(yīng)目前組合動(dòng)力渦輪基的需求。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)及變循環(huán)技術(shù)的發(fā)展，新一代高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)采用了雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)的構(gòu)型方案，利用發(fā)動(dòng)機(jī)自身更強(qiáng)大的調(diào)節(jié)能力，實(shí)現(xiàn)低速高單位推力、高亞聲速低油耗和高馬赫數(shù)高流通能力兼顧。

通過文獻(xiàn)綜述國外高馬赫數(shù)飛機(jī)及動(dòng)力系統(tǒng)的發(fā)展歷程，針對(duì)現(xiàn)階段對(duì)高馬赫數(shù)推進(jìn)系統(tǒng)的使用需求，分析其能力特征及所面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)，提出高馬赫數(shù)的技術(shù)發(fā)展途徑，為該領(lǐng)域的發(fā)展布局提供參考。

1 發(fā)展歷程及趨勢(shì)

在高馬赫數(shù)飛機(jī)及其動(dòng)力領(lǐng)域，隨著各時(shí)期所提出的需求和所研究技術(shù)的不斷變化，已經(jīng)開展了多項(xiàng)技術(shù)研究和裝備研制，大體分為3個(gè)階段，見表1。

第1階段在冷戰(zhàn)時(shí)期，美國和蘇聯(lián)之間的軍事對(duì)抗和軍備競(jìng)賽加速了Ma=3級(jí)高馬赫數(shù)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展；第2階段主要集中在20世紀(jì)80年代末至21世紀(jì)初，美國等國開展了一系列包括高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和TBCC組合動(dòng)力在內(nèi)的空天動(dòng)力計(jì)劃論證和技術(shù)探索研究，形成了較豐富的技術(shù)積累；第3階段自21世紀(jì)以來，隨著臨近空間戰(zhàn)略資源爭奪的日趨激烈，以前期技術(shù)積累為基礎(chǔ)，以高超聲速技術(shù)及相關(guān)產(chǎn)品發(fā)展規(guī)劃為牽引，推出了一系列高馬赫數(shù)飛機(jī)方案，并加快了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和組合動(dòng)力系統(tǒng)的研究。

1.1 第1階段的發(fā)展

20世紀(jì)70年代及以前的高馬赫數(shù)飛機(jī)最高速度均為Ma=3級(jí)，動(dòng)力系統(tǒng)主要是渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，或基于渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用擴(kuò)包線技術(shù)擴(kuò)展并改進(jìn)其高速性能。這一階段，美國的SR-71高空高速戰(zhàn)略偵察機(jī)和J58渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，是研究高馬赫數(shù)飛機(jī)及動(dòng)力的設(shè)計(jì)（如圖1、2所示）、使用特點(diǎn)的典型例子。該發(fā)動(dòng)機(jī)從1956年起研制，飛機(jī)從1963年起研制、1966年投入使用、1998年退役。SR-71最大飛行馬赫數(shù)為3.2，升限為30km，最大起飛總質(zhì)量為78t，作戰(zhàn)半徑為5400km。推進(jìn)系統(tǒng)采用雙發(fā)半翼展短艙式布局，由多波系軸對(duì)稱混合壓縮式進(jìn)氣道、J58發(fā)動(dòng)機(jī)、引射式尾噴管等構(gòu)成。推進(jìn)系統(tǒng)主要有3條流路：發(fā)動(dòng)機(jī)主流路、發(fā)動(dòng)機(jī)旁路和發(fā)動(dòng)機(jī)艙流路。（1）J58渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)

圖1 SR-71高空高速戰(zhàn)略偵察機(jī)[8]

圖2 SR-71高空高速戰(zhàn)略偵察機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)[8]

J58發(fā)動(dòng)機(jī)為帶旁路放氣的單軸渦噴加力發(fā)動(dòng)機(jī)，有9級(jí)壓氣機(jī)、8管環(huán)管燃燒室和2級(jí)渦輪。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流量為136 kg/s，總增壓比為8.8，起飛推力為152.9kN，推重比為6。在之前原型基礎(chǔ)上壓氣機(jī)第4級(jí)后增設(shè)有6根大直徑放氣管路，飛行馬赫數(shù)低于2.2時(shí)，旁路放氣系統(tǒng)關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在渦噴模式；飛行馬赫數(shù)高于2.2時(shí)，旁路放氣系統(tǒng)打開，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在類似渦扇模式，涵道比約為0.15。6根放氣管路將第4級(jí)壓氣機(jī)后部分氣流引至加力燃燒室參與燃燒，緩解壓氣機(jī)堵塞問題，改善流通能力，提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

（2）進(jìn)/排氣系統(tǒng)

進(jìn)氣系統(tǒng)采用一套復(fù)雜調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)（如圖3所示），解決不同狀態(tài)下與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量平衡、混合壓縮進(jìn)氣道起動(dòng)和進(jìn)氣道附面層吸除等問題。中心錐根據(jù)馬赫數(shù)前后可調(diào)，6個(gè)輔助進(jìn)/排氣通道根據(jù)壓力平衡自行調(diào)節(jié)。排氣系統(tǒng)中主發(fā)動(dòng)機(jī)采用可調(diào)收斂式噴管、吸開式輔助排氣門，短艙后體結(jié)構(gòu)尾噴管采用浮動(dòng)式可調(diào)噴管。

圖3 SR-71飛機(jī)的動(dòng)力進(jìn)氣系統(tǒng)[8]

動(dòng)力系統(tǒng)在不同馬赫數(shù)下進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)、引射噴管所產(chǎn)生推力的占比見表2，從表中可見，在高馬赫數(shù)狀態(tài)下，推力主要來自進(jìn)氣道和引射噴管。

表2 在不同馬赫數(shù)下動(dòng)力系統(tǒng)各組成部分產(chǎn)生推力的占比[5]

綜上所述，第1階段高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)和使用具有以下特點(diǎn)：（1）在Ma≥3.0時(shí)，進(jìn)氣道壓比已經(jīng)較高，發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)的最主要設(shè)計(jì)目標(biāo)不在于作功增壓產(chǎn)生推力，而在于保持較高的流通能力和長時(shí)間加力工作的能力：（2）為了實(shí)現(xiàn)寬速域流量匹配，采用復(fù)雜的進(jìn)/排氣調(diào)節(jié)技術(shù)。SR-71飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣系統(tǒng)共7項(xiàng)可調(diào)、排氣系統(tǒng)共3項(xiàng)可調(diào)，共有3條主要流路。

1.2 第2階段的發(fā)展

第2階段為20世紀(jì)80年代至2000年，以美國的“革命性渦輪加速器”（Revolutionary Turbine Accelera?tor，RTA）和國際合作的超聲速運(yùn)輸推進(jìn)系統(tǒng)研究（Hypersonic Transport Propulsion System Research,HY?PR）為代表的技術(shù)研究計(jì)劃，將飛行器的最高馬赫數(shù)目標(biāo)提升到Ma=4~5。這一時(shí)期的技術(shù)發(fā)展特點(diǎn)為：動(dòng)力系統(tǒng)均采用了串聯(lián)式TBCC（HYPR90-C）或類似的構(gòu)型（RTA）；渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)均為雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)構(gòu)型，風(fēng)扇輪轂比較小，結(jié)構(gòu)緊湊、迎風(fēng)面積小、重量較輕，降低跨/超聲速阻力；在循環(huán)參數(shù)方面，相較第1階段，壓氣機(jī)出口許用溫度和渦輪前溫度限制均有提高，既允許提高發(fā)動(dòng)機(jī)總增壓比改善起飛和跨聲速性能，又能保持高空高馬赫數(shù)流通能力和推力性能；部件設(shè)計(jì)上，強(qiáng)調(diào)高馬赫數(shù)時(shí)高風(fēng)扇流通能力，強(qiáng)調(diào)加力燃燒室的寬進(jìn)口馬赫數(shù)范圍工作能力，提升高馬赫數(shù)工況下的推力，同時(shí)力求結(jié)構(gòu)緊湊；重視耐高溫設(shè)計(jì)，采用全高溫合金壓縮系統(tǒng)，提升主流路耐溫能力，并采用新型封嚴(yán)結(jié)構(gòu)和軸承腔被動(dòng)冷卻技術(shù)，降低高馬赫數(shù)時(shí)的滑油池溫度。

（1）RTA發(fā)動(dòng)機(jī)[9]

RTA發(fā)動(dòng)機(jī)（如圖4所示）旨在通過一系列極具挑戰(zhàn)性的參數(shù)，實(shí)現(xiàn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)兼顧飛機(jī)起飛、亞聲速巡航、跨聲速和高馬赫數(shù)的性能需求。

圖4 RTA變循環(huán)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)[10]

RTA發(fā)動(dòng)機(jī)通過核心機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇（Core Driven Fan Stage,CDFS）模式選擇閥和前/后涵道引射器等變循環(huán)技術(shù)實(shí)現(xiàn)不同工況下的模式選擇。發(fā)動(dòng)機(jī)在亞聲速巡航狀態(tài)下采用高壓比、大涵道比工作模式，以降低耗油率；在跨聲速狀態(tài)下，采用高壓比、小涵道比模式，以提高單位推力；在高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)下，采用低壓比、大涵道比工作模式，大部分流量通過外涵直接進(jìn)入超級(jí)加力燃燒室，發(fā)動(dòng)機(jī)接近亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)。在全速域范圍內(nèi)（Ma=0~Ma≥4）涵道比的變化達(dá)到10倍（0.4~4）。

RTA發(fā)動(dòng)機(jī)在YF120發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上，降低循環(huán)總壓比（16~20，但仍遠(yuǎn)高于J58發(fā)動(dòng)機(jī)的），壓縮部件采用“1級(jí)風(fēng)扇+1級(jí)CDFS+4級(jí)壓氣機(jī)”，共6級(jí)。單級(jí)可調(diào)風(fēng)扇壓比為2.4~2.6，壓比較低，可適當(dāng)延緩發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入壓氣機(jī)出口限溫狀態(tài)，提高高馬赫數(shù)下的轉(zhuǎn)速，同時(shí)在設(shè)計(jì)上改善中、低換算狀態(tài)的流通能力，進(jìn)而提高發(fā)動(dòng)機(jī)高馬赫數(shù)性能。

（2）HYPR發(fā)動(dòng)機(jī)

HYPR計(jì)劃（如圖5所示）的推進(jìn)系統(tǒng)為串聯(lián)式TBCC，其渦輪基采用雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)構(gòu)型兼顧高、低速性能。

圖5 HYPR90-C串聯(lián)TBCC驗(yàn)證機(jī)[11]

該渦輪基采用2級(jí)可調(diào)風(fēng)扇和變幾何低壓渦輪，高速時(shí)的流通能力提升15%。壓縮部件采用“2級(jí)風(fēng)扇+5級(jí)壓氣機(jī)”共7級(jí)，但總增壓比不超過15。雖然其渦輪基風(fēng)扇輪轂比較低，保證發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊、迎風(fēng)面積小、質(zhì)量較輕，但這種采用加力/沖壓燃燒室的串聯(lián)式TBCC構(gòu)型的迎風(fēng)面積較單純渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)還是有大幅增加。

盡管第2階段高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和TBCC技術(shù)研究的成熟度不夠高，但是各探索研究項(xiàng)目得到的若干經(jīng)驗(yàn)值得借鑒：（1）該階段的2項(xiàng)計(jì)劃充分體現(xiàn)了技術(shù)牽引作用，指標(biāo)具有很高的挑戰(zhàn)性，RTA-1達(dá)到Ma=4、推重比達(dá)到7，RTA-2達(dá)到Ma=5、推重比達(dá)到15；（2）HYPR計(jì)劃的推進(jìn)系統(tǒng)所代表的串聯(lián)式TBCC方案，很難實(shí)現(xiàn)在沖壓工作時(shí)完全關(guān)閉渦輪通道使沖壓流路光順，從而難以實(shí)現(xiàn)低流阻的亞燃沖壓工作模式以及超燃沖壓工作模式。

1.3 21世紀(jì)第3階段的發(fā)展

21世紀(jì)以來，美國將高超聲速技術(shù)作為未來三大顛覆性技術(shù)方向重點(diǎn)發(fā)展，其動(dòng)力系統(tǒng)均采用TBCC。最典型的是洛·馬公司的SR-72飛機(jī)方案，采用并聯(lián)式雙發(fā)TBCC動(dòng)力系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)Ma=0~6的有動(dòng)力飛行（如圖6所示）。其渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)提供的推力使飛行器加速到約Ma=3以上，然后由沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)接力。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共用進(jìn)氣道和尾噴管，通過進(jìn)氣道和尾噴管的可調(diào)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換[11]。

圖6 SR-72飛機(jī)及動(dòng)力概念[13]

從公布的信息可知，SR-72飛機(jī)的動(dòng)力方案主要繼承HTV-3項(xiàng)目的TBCC組合動(dòng)力方案。前期的技術(shù)驗(yàn)證可能利用現(xiàn)有軍用發(fā)動(dòng)機(jī)（如F100/F110），結(jié)合進(jìn)氣預(yù)冷、加力/沖壓燃燒室等技術(shù)，突破在Ma=3附近的“速度陷阱”[12]。后期將繼承高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證（High-Speed Turbine Engine Demonstration,HiST?ED）等項(xiàng)目，開展Ma≥3的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工程研制和裝備發(fā)展[13]。

2 工作特點(diǎn)及技術(shù)挑戰(zhàn)

2.1 高馬赫數(shù)推進(jìn)系統(tǒng)工作特點(diǎn)

高馬赫數(shù)飛機(jī)能夠利用速度優(yōu)勢(shì)形成“速度隱身”，有效提升突防和遠(yuǎn)程打擊能力，具有生存力強(qiáng)、打擊效能高、響應(yīng)速度快的壓倒性優(yōu)勢(shì)。為了突出高馬赫數(shù)的速度優(yōu)勢(shì)，其作戰(zhàn)任務(wù)模式相對(duì)簡單，僅需要在較窄的包線內(nèi)加速、巡航，由于具有速度優(yōu)勢(shì)，也不需要?jiǎng)×业臋C(jī)動(dòng)動(dòng)作躲避攔截，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的姿態(tài)和過載要求較低。同時(shí)，其單次任務(wù)持續(xù)飛行時(shí)間較短，以Ma=7飛機(jī)為例，1h的航程接近6000 km，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)單次循環(huán)內(nèi)的使用時(shí)間要求不高，主要以使用頻次作為推進(jìn)系統(tǒng)壽命的考核要求。

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在組合推進(jìn)系統(tǒng)中作為低速通道的動(dòng)力單元，需要滿足高馬赫數(shù)飛機(jī)在起飛、跨聲速、低速段加速爬升等工況下的推力性能需求；在Ma=3~4的模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間，高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)需要保持足夠的推力，配合沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)并達(dá)到最大狀態(tài)；模態(tài)轉(zhuǎn)換完成后，低速通道關(guān)閉，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在較高的艙溫環(huán)境下停機(jī)貯存；在飛機(jī)返回階段，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)需要完成空中再起動(dòng)，保證飛機(jī)平穩(wěn)降落。

2.2 高馬赫數(shù)推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型分析

從技術(shù)發(fā)展歷程來看，為了實(shí)現(xiàn)從地面水平起飛至臨近空間高度、從Ma=0至Ma=4～6的寬廣的飛行能力，動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)概念雖然多種多樣，但其中TBCC是目前得到廣泛認(rèn)可的高馬赫數(shù)飛機(jī)更理想的動(dòng)力形式。美國國家科學(xué)研究委員會(huì)明確將TBCC列為優(yōu)先發(fā)展目標(biāo)。另外，考慮到高馬赫數(shù)飛機(jī)載荷系數(shù)低，必須采用大噸位的飛行器才能攜帶足夠的任務(wù)有效載荷，從而提出了大推力量級(jí)的TBCC尤其是高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)需求。

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型由早期的單轉(zhuǎn)子加力渦噴構(gòu)型逐漸向雙轉(zhuǎn)子渦扇以及變循環(huán)構(gòu)型發(fā)展，與Ma=2級(jí)軍用小涵道比渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)型發(fā)展趨勢(shì)基本一致。單轉(zhuǎn)子構(gòu)型采用多級(jí)壓氣機(jī)方案，在高馬赫數(shù)狀態(tài)下，壓氣機(jī)末級(jí)的堵塞現(xiàn)象明顯。基于早期的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)研制經(jīng)驗(yàn)，可以采用旁路放氣和壓氣機(jī)前后多級(jí)可調(diào)等技術(shù)，提升高馬赫數(shù)狀態(tài)下的流通能力[14]。雙轉(zhuǎn)子方案將壓縮部件拆分成風(fēng)扇和高壓壓氣機(jī)，緩解了多級(jí)壓縮帶來的堵塞問題。在高馬赫數(shù)狀態(tài)下，能夠利用風(fēng)扇的高流通特性和發(fā)動(dòng)機(jī)外涵實(shí)現(xiàn)高流通。后續(xù)隨著性能需求的進(jìn)一步提升，發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比和壓比調(diào)節(jié)的需求將進(jìn)一步增大，變循環(huán)將是高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的理想構(gòu)型方案。

2.3 對(duì)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)挑戰(zhàn)

2.3.1 環(huán)境溫度高

隨著飛行馬赫數(shù)的提高，機(jī)體溫度、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫呈二次曲線趨勢(shì)升高（如圖7所示）。從圖中可見，在Ma=4時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)口總溫約為880 K；在Ma=7時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)口總溫約為2170 K。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口及壓縮部件等傳統(tǒng)的冷端部件受高溫環(huán)境的影響，在選材和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度方面面臨著類似傳統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)高、低壓渦輪等高溫部件的挑戰(zhàn)，即“冷端部件高溫化”。由于外部環(huán)境溫度提升，將直接導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)艙溫度及燃油來流溫度、滑油循環(huán)溫度的大幅提升，現(xiàn)有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)外部結(jié)構(gòu)及附件系統(tǒng)的耐溫能力嚴(yán)重不足。同時(shí)，在該狀態(tài)下推進(jìn)系統(tǒng)已不存在空氣冷源，在不考慮攜帶額外冷卻劑的情況下，燃油將成為飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)唯一冷源，給飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的冷卻和燃燒組織帶來挑戰(zhàn)，需要對(duì)外部附件進(jìn)行集中冷卻和熱防護(hù)處理，并采用可耐受更高溫度的燃油和滑油。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫隨飛行馬赫數(shù)變化曲線

2.3.2 推力需求大

為達(dá)到較高的飛行速度，Ma=5~7的飛機(jī)需要采用“局部乘波體”機(jī)身和大后掠角機(jī)翼的布局形式[15]，造成飛機(jī)低速時(shí)升阻和控制面效率較低，需要推進(jìn)系統(tǒng)提供較大的起飛推力與推力響應(yīng)，從而降低飛機(jī)起降難度，滿足飛機(jī)水平起降、全域部署的要求。而采用并聯(lián)形式的組合推進(jìn)系統(tǒng)在徑向空間占位更大，跨聲速時(shí)產(chǎn)生的阻力更大，因此要求推進(jìn)系統(tǒng)具有較大的單位推力和迎風(fēng)面積推力，飛/發(fā)成附件也要統(tǒng)籌考慮降低迎風(fēng)面積。

2.3.3 模態(tài)轉(zhuǎn)換難

為了滿足寬廣的速域范圍，組合推進(jìn)系統(tǒng)需要通過模態(tài)轉(zhuǎn)換完成多種工作狀態(tài)的切換。由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在Ma=3以上才可以單獨(dú)支持飛機(jī)飛行的動(dòng)力需求（目前，亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍在Ma=2~4+，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍在Ma=4~6+），因此必須要有可靠的增推手段以提升渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高馬赫數(shù)狀態(tài)下的推力性能，采用各種預(yù)冷或火箭引射增推等方式以克服該飛行速度范圍內(nèi)組合動(dòng)力總推力不足的“速度陷阱”。這對(duì)于飛行器快速、可靠地實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換具有重要的意義。同時(shí)，隨著速度的增加，推進(jìn)系統(tǒng)各組成部分的推力占比也會(huì)出現(xiàn)顯著變化，需要對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。這也是組合動(dòng)力系統(tǒng)的技術(shù)關(guān)鍵點(diǎn)。

此外，高馬赫數(shù)飛機(jī)在返回階段需要完成組合動(dòng)力的逆向模態(tài)轉(zhuǎn)換，高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)需要具有良好的風(fēng)車起動(dòng)性能和起動(dòng)機(jī)輔助起動(dòng)性能，以保證空中起動(dòng)成功率。為了保證降落過程中的操控性，發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)具有快速油門響應(yīng)特性。

2.3.4 能量提取難

現(xiàn)有Ma=2級(jí)飛機(jī)通過發(fā)動(dòng)機(jī)功率提取實(shí)現(xiàn)供油系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)和飛行姿態(tài)控制。但對(duì)于采用組合推進(jìn)系統(tǒng)的高馬赫數(shù)飛機(jī)，在完成模態(tài)轉(zhuǎn)換后，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)將處于停機(jī)狀態(tài)，無法提取功率支撐沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)供油以及其他用電需求。因此需要開發(fā)全新的供電、供能系統(tǒng)，結(jié)合現(xiàn)有的飛機(jī)及發(fā)動(dòng)機(jī)附件系統(tǒng)的功能需求，實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)綜合能量管理。

2.3.5 渦輪基馬赫數(shù)高

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)面對(duì)的核心挑戰(zhàn)是高馬赫數(shù)的氣動(dòng)熱及其引起的高低速性能平衡問題。進(jìn)口溫度的提升是影響推力性能的源頭。在高溫環(huán)境下，受到壓縮部件末級(jí)構(gòu)件耐溫能力和轉(zhuǎn)子強(qiáng)度的限制，發(fā)動(dòng)機(jī)換算轉(zhuǎn)速和流量大幅下降，導(dǎo)致高馬赫數(shù)狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降。針對(duì)這一挑戰(zhàn)性問題，主要的技術(shù)措施是采用適應(yīng)高馬赫數(shù)性能需求的壓縮部件，采用較低的總壓比，盡量避免過早進(jìn)入壓縮部件出口溫度限制狀態(tài)；提升轉(zhuǎn)子強(qiáng)度儲(chǔ)備，使壓縮部件能夠在更寬的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)工作；提升壓縮部件低轉(zhuǎn)速性能，在換算轉(zhuǎn)速較低的情況下，使壓氣機(jī)具有較好的換算流量、壓比和效率（如圖8所示）；采用先進(jìn)的預(yù)冷材料和結(jié)構(gòu)技術(shù)，提升壓縮部件耐溫能力。

圖8 適應(yīng)高馬赫數(shù)性能需求的壓縮部件特性

3 技術(shù)發(fā)展途徑

基于高馬赫數(shù)推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)特征及挑戰(zhàn)，需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總體及部件/系統(tǒng)進(jìn)行關(guān)鍵技術(shù)（如圖9所示）研究。同時(shí)，針對(duì)組合推進(jìn)系統(tǒng)的性能及速域需求的不斷提升，不僅需要擴(kuò)展渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)本身的使用范圍，并結(jié)合各種預(yù)冷、火箭引射增推等擴(kuò)包線技術(shù)措施，使其能夠與亞燃及超燃沖壓動(dòng)力形成速域和推力的交集，還要重點(diǎn)突破組合動(dòng)力一體化設(shè)計(jì)及綜合能熱管理技術(shù)，解決內(nèi)外流匹配、一體化控制、高效冷卻和能量提取等一系列技術(shù)難題，才能實(shí)現(xiàn)組合動(dòng)力技術(shù)的工程化發(fā)展[16-17]。

圖9 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

綜合國外高馬赫數(shù)飛機(jī)及推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展經(jīng)驗(yàn)、國內(nèi)的飛機(jī)需求以及推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)基礎(chǔ)，在短期內(nèi)，以成熟的航空發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，結(jié)合各種預(yù)冷及火箭引射助推等擴(kuò)包線技術(shù)，快速形成Ma=3一級(jí)高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)驗(yàn)證平臺(tái)，配合亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)形成Ma=4一級(jí)的組合推進(jìn)系統(tǒng)。同時(shí)，抓緊開展適應(yīng)Ma=3.5一級(jí)的高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的研究與驗(yàn)證，進(jìn)一步提升Ma=4一級(jí)亞燃沖壓組合推進(jìn)系統(tǒng)的綜合性能。另外，還應(yīng)進(jìn)一步采用更有效的擴(kuò)包線等措施，配合超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)Ma=6~7一級(jí)的組合推進(jìn)系統(tǒng)的技術(shù)驗(yàn)證。

4 結(jié)束語

（1）經(jīng)過近70年的研究和發(fā)展，美國在高馬赫數(shù)飛機(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)方面已經(jīng)積累了豐富的經(jīng)驗(yàn)，并在加速推進(jìn)。中國必須在高馬赫數(shù)飛機(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)的研究領(lǐng)域加大投入，奮力拼搏，積極創(chuàng)新。

（2）推進(jìn)系統(tǒng)是高超聲速飛機(jī)成敗的關(guān)鍵，其新技術(shù)概念較多，從國內(nèi)的技術(shù)基礎(chǔ)和國外的發(fā)展情況來看，基于國內(nèi)外的發(fā)展情況，渦輪基組合動(dòng)力系統(tǒng)仍是高超聲速動(dòng)力更現(xiàn)實(shí)也是更有潛力的選擇。

（3）高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)是實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)飛機(jī)水平起降、組合推進(jìn)系統(tǒng)跨聲速和模態(tài)轉(zhuǎn)換的核心系統(tǒng)，同時(shí)也是主要難點(diǎn)。針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)擴(kuò)展速域范圍、提升高速性能的發(fā)展目標(biāo)，需考慮技術(shù)難度、研制周期、綜合性能等多方面因素，合理規(guī)劃，分階段實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和產(chǎn)品的發(fā)展。

（4）高馬赫數(shù)組合推進(jìn)系統(tǒng)包含高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓、預(yù)冷、火箭引射、組合模態(tài)轉(zhuǎn)換、綜合能熱管理等若干個(gè)技術(shù)創(chuàng)新領(lǐng)域，需要“航空和航天、飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)、高校和工業(yè)部門、傳統(tǒng)學(xué)科和交叉學(xué)科”之間緊密互動(dòng)，集各家之所長，協(xié)同創(chuàng)新，實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)及組合推進(jìn)系統(tǒng)的工程發(fā)展。