扈鵬飛，林小梅，李 堃

(1.中國航空研究院，北京 100069； 2.沈陽市高坎中學，沈陽 110000)

世界強國正在從空中優(yōu)勢爭奪向太空優(yōu)勢爭奪轉(zhuǎn)變，臨近空間高速飛機成為新的軍事制高點。動力是飛行器的心臟，由于技術(shù)難度大，研制周期長，動力技術(shù)已成為臨近空間高速飛機的瓶頸和關(guān)鍵。從目前技術(shù)水平看，要實現(xiàn)水平起降，包括亞音速、超音速和高超音速的工作范圍，組合動力是必然選擇。渦輪基組合動力(TBCC)組合發(fā)動機工作范圍寬，可以實現(xiàn)真正意義上的水平起飛和著陸，具備比沖高，可重復使用，維護性好，成本低，使用壽命長，可以使用一般的軍民用機場及可以使用常規(guī)燃滑油等眾多技術(shù)優(yōu)勢，是最具發(fā)展?jié)摿Φ募夹g(shù)方案。波音和洛馬公司先后披露了其Ma6的高超飛機研制計劃，動力都采用TBCC。

高速渦輪發(fā)動機是TBCC推進系統(tǒng)的重要組成部分。對于TBCC發(fā)動機，渦輪基需要在傳統(tǒng)馬赫數(shù)2的基礎(chǔ)上進一步擴展飛行包線以適應沖壓發(fā)動機的起動范圍，并在工作模式的轉(zhuǎn)換過程中具有足夠的推力以維持整個推進系統(tǒng)的推力連續(xù)。此外，馬赫數(shù)3一級渦輪動力也可以直接裝備飛機，較快地形成高速截擊武器平臺，以用于國土防御。

1 高速渦輪發(fā)動機發(fā)展趨勢分析

1.1 國外高速渦輪發(fā)動機發(fā)展概況

國外高速渦輪發(fā)動機的研究大體可分為兩個階段：第一階段在20世紀50～70年代，美蘇為發(fā)展高空高速飛機，開展速度競賽，大力發(fā)展高速渦輪發(fā)動機；第二階段是20世紀90年代以后，針對臨近空間高超聲速飛基對動力的需求，各發(fā)達國家重新重視高速渦輪發(fā)動機的發(fā)展，并制定了一系列計劃開展了大量研究。

20世紀60年代開始，以美、蘇為首的航空大國相繼邁進高超聲速航空領(lǐng)域，實現(xiàn)了Ma3飛行，如以J58(起飛推力15 660 kgf)發(fā)動機為動力的SR-71和RD-31發(fā)動機(起飛推力12 250 kgf)推進的米格-25。J58發(fā)動機采用四級壓氣機后旁路放氣技術(shù)、RD-31發(fā)動機采用射流預冷技術(shù)，均實現(xiàn)了增大推力、擴展發(fā)動機工作包線的目的，配裝J58發(fā)動機的SR-71飛機創(chuàng)下了從未被擊落的記錄。另外，美國XB70“女武神”轟炸機的最大飛行馬赫數(shù)達到3.0，其裝有6臺YJ93-GE-3加力渦噴發(fā)動機，具有變距渦輪葉片，最大加力推力為136.8 kN。

進入21世紀后，基于臨近空間飛行器對動力的需求，美國開展了一系列涉及高速渦輪發(fā)動機的發(fā)展計劃，欲實現(xiàn)高速渦輪發(fā)動機的Ma3～Ma4工作，如美國RTA革新渦輪加速器計劃和HiSTED高速渦輪發(fā)動機驗證機計劃，擬基于YF120發(fā)動機變循環(huán)技術(shù)發(fā)展Ma4級大推力高速渦輪。2009年1月，羅·羅公司宣布在“黑鳥”偵察機用J58發(fā)動機基礎(chǔ)上，發(fā)展了Ma4一級XTE18(YJ102R)單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機，于2009年完成了初步測試。

日本與美國合作且大量依托美國實驗條件，于1989年開始通過HYPR計劃發(fā)展Ma5的高超聲速民用運輸機(HST)研究推進系統(tǒng)，其研究的HYPR-90發(fā)動機采用串聯(lián)式組合模式，其TBCC的渦輪基為可變涵道渦扇發(fā)動機，可以工作到Ma3以上，由于技術(shù)難度大，HYPR計劃未能實現(xiàn)目標而中止；據(jù)近期報道，日本利用氫預冷技術(shù)，在小型渦輪發(fā)動機平臺上完成了Ma4條件下的發(fā)動機地面試驗。

從國外高速渦輪發(fā)動機技術(shù)的發(fā)展歷程來看，早期已有工程應用產(chǎn)品，近年來基于組合動力需求，國外正在發(fā)展性能更優(yōu)的高速渦輪發(fā)動機，盡管由于技術(shù)難度高、所需投入大，發(fā)展歷程并非一帆風順，但各航空強國對高速渦輪發(fā)動機技術(shù)的熱情始終不曾消退，已經(jīng)取得了大量成果。

1.2 高速渦輪發(fā)動機發(fā)展趨勢分析

綜合國外高速渦輪發(fā)展情況，針對高超音速飛機對組合動力的需求，分析了高速渦輪發(fā)動機的發(fā)展趨勢，主要結(jié)論如下：

一是高速渦輪作為臨近空間組合動力的核心和關(guān)鍵，受到重視并加速發(fā)展。

從國外的研究結(jié)果和裝備研發(fā)情況看，跨過渦輪發(fā)動機“熱障”(Ma>2.5)的高速渦輪發(fā)動機是完全可以工程實現(xiàn)的。近年來，隨著臨近空間飛行器技術(shù)不斷發(fā)展，逐步走向工程化，高速渦輪發(fā)動機作為高超聲速TBCC動力的渦輪基的主要選擇重新到各方重視，成為TBCC組合動力技術(shù)發(fā)展的重要方向。

國外特別是美國通過系列研究計劃，高速渦輪技術(shù)有了較大發(fā)展，針對組合動力需求，新研的高速渦輪動力朝著指標提升，壽命明顯增加，維護需求降低的方向發(fā)展；從近些年發(fā)展情況看，渦噴發(fā)動機熱力循環(huán)和結(jié)構(gòu)形式簡單，研制技術(shù)難度相對較小，研制周期短，仍然是高超聲速TBCC動力的渦輪基的主要選擇之一；隨著后續(xù)動力技術(shù)的進步，通過各種研究計劃支持，高速渦輪發(fā)動機技術(shù)也在持續(xù)發(fā)展，新型高性能高速渦輪發(fā)動機技術(shù)將逐步加速，走向成熟。

二是最大工作馬赫數(shù)至少達到Ma3一級。

TBCC動力的關(guān)鍵技術(shù)之一在于渦輪與沖壓需要有效協(xié)接，平穩(wěn)完成模態(tài)轉(zhuǎn)換。由于沖壓發(fā)動機在低馬赫數(shù)推力不足，而目前現(xiàn)有渦輪發(fā)動機最大工作馬赫數(shù)一般在Ma2左右，從而導致在渦輪與沖壓發(fā)動機工作范圍存在“速度裂縫”，要跨過該區(qū)域，在降低沖壓發(fā)動機起動馬赫數(shù)、提高性能的同時，更重要是擴展渦輪發(fā)動機工作包線，發(fā)展高馬速渦輪基。研究結(jié)果表明，渦輪發(fā)動機擴展工作范圍是關(guān)鍵，當渦輪發(fā)動機最大工作馬赫數(shù)擴展至Ma3或以上時，可有效解決TBCC發(fā)動機的“速度裂縫”問題。

從目前技術(shù)水平看，除了發(fā)動機主體相關(guān)技術(shù)，針對高速條件下熱環(huán)境適應性，還存在較大的技術(shù)短板，必須采用耐高溫設(shè)計，發(fā)展耐高溫燃油和滑油應用技術(shù)，同時渦輪發(fā)動機外部附件及傳感器、控制元件等系統(tǒng)需進行熱防護，并解決高溫狀態(tài)下密封、潤滑和燃油結(jié)焦等問題。

三是具備大推力、大單位迎面推力和高空高速性能。

研究結(jié)果表明，臨近空間高速飛機的有效載荷要遠小于常規(guī)作戰(zhàn)飛機，因此，要保證作戰(zhàn)效能，飛機必須具備較大的起飛噸位，同時為兼顧寬速域工作，高速飛機的氣動布局也必須做出部分犧牲，相對常規(guī)飛機升阻比下降，基于以上原因，作為TBCC動力的核心渦輪發(fā)動機也必須采用大推力設(shè)計以滿足飛機需求；同時高速飛行條件下迎風面積和有效推力對飛機設(shè)計影響巨大，同時組合動力一般通過沖壓發(fā)動機巡航，渦輪基德主要作用是實現(xiàn)飛機的爬升和加速到?jīng)_壓可以穩(wěn)定工作速域，因此，要求高速渦輪發(fā)動機具有大的單位迎面推力和高空高速性能，從而提高推進系統(tǒng)有效推力，增加飛機加速能力，因此，未來高速渦輪預計將采用渦噴/小涵道比渦扇發(fā)動機或采取增推措施。

四是需同時兼顧高低速性能。

現(xiàn)階段要實現(xiàn)水平起降且工作到高超聲速，一般來說并聯(lián)TBCC組合發(fā)動機是最優(yōu)選擇，由于在低速條件下沖壓發(fā)動機不工作，造成發(fā)動機迎面阻力大，推重比低，而高速飛機由于其寬速域工作的特點，低速性能較差，因此，在低速特別是跨音速上，采用組合動力的高速飛機玩玩存在過載小、耗油多甚至推阻不平衡的問題，可見，作為渦輪基使用時，高速渦輪發(fā)動機的低速性能也不能被忽略。另一方面，在既定的技術(shù)水平下，提升低速性能，必然涉及提高壓比、降低節(jié)流比等性能提升措施，反過來降低了高空高速性能，而高速飛機在Ma2-3+階段，高速阻力大，同時渦輪性能下降，沖壓還未達到其最優(yōu)工作點，對推力提升的需求也非常迫切。

從國外已有的工程實踐看，一般是犧牲部分低速性能換取工作范圍擴展，在此過程中，高低速性能都難以達到優(yōu)異，未來組合動力中，由于跨音速、高空加速的需求，必然需要發(fā)展同時具備優(yōu)異高低速性能的高速渦輪發(fā)動機。

2 技術(shù)難點和應對措施

2.1 主要技術(shù)難點

現(xiàn)役的渦輪發(fā)動機并不能滿足TBCC發(fā)動機對渦輪基的需求，實現(xiàn)高馬赫數(shù)高性能工作，高速渦輪發(fā)動機的技術(shù)難點主要包括一下幾點：

一是發(fā)動機入口高溫提高帶來的渦輪發(fā)動機“熱障”問題。高馬赫數(shù)條件下渦輪基入口溫度提升是渦輪發(fā)動機“熱障”的源頭，如在Ma3時發(fā)動機入口溫度超過600 K，遠高于現(xiàn)役渦輪所能正常工作的許用溫度(400 K左右)。隨著進口溫度提高，受到壓氣機構(gòu)件耐溫能力，和轉(zhuǎn)子強度的限制，現(xiàn)有的渦輪發(fā)動機進入“限轉(zhuǎn)”狀態(tài)，進口流量快速下降，推力急劇降低，難以滿足飛機推力需求，如果繼續(xù)提升，部分材料可能直接進入超溫使用狀態(tài)，不能正常工作，因此，現(xiàn)階段軍用渦扇發(fā)動機的最高工作馬赫數(shù)大多在Ma2左右。

二是高低空性能兼顧問題。由于Ma2-3+范圍內(nèi)高速飛機往往希望快速加速通過，而此時沖壓難以提供推力或者推力不足，因此需要渦輪具有優(yōu)異高空高速性能，如果針對高空高速性能設(shè)計，一般會犧牲低速性能并帶來一系列新的技術(shù)問題，而低速條件下特別是跨音速時對渦輪發(fā)動機要求也非常高，又要求犧牲高速性能提升低速性能，如何解決高低速性能不能兼顧問題，是未來高速渦輪發(fā)動機的核心。

三是高速條件下附件和系統(tǒng)的耐高溫問題。高馬赫數(shù)帶來的機械、控制和空氣系統(tǒng)的高溫工作環(huán)境，超出了現(xiàn)有附件和系統(tǒng)的許用工作范圍，需要基于高熱安定性燃/滑油開展耐高溫設(shè)計。

2.2 技術(shù)措施

針對高速渦輪的技術(shù)難點，主要的技術(shù)應對措施如下：

采用低壓比設(shè)計。相對傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機，適度降低總壓比，從而避免限溫限轉(zhuǎn)，實現(xiàn)渦輪發(fā)動機擴包線，該措施在國外高速渦輪上已經(jīng)有了成功工程應用，主要問題是降低了低速性能和推重比。

發(fā)展耐高溫輕質(zhì)材料。通過材料進步，使得發(fā)動機工作范圍擴展并提升性能，主要問題是難度大，新型材料從提出到工程應用周期長。

高流通技術(shù)。通過發(fā)動機流道部件特別是風扇/壓氣機部件的優(yōu)化設(shè)計，增加低轉(zhuǎn)速條件下發(fā)動機流通能力，該技術(shù)可明顯提高高空高速性能，但對發(fā)動機設(shè)計能力提出了新的挑戰(zhàn)。

變循環(huán)技術(shù)。通過循環(huán)調(diào)節(jié)，在低速時采用高壓比小涵道比模式，高速時使用低壓比模式并增大涵道比，可有效解決高低速性能難以兼顧的問題，是未來高速渦輪發(fā)動機的重要發(fā)展方向。

3 結(jié)語

高速渦輪發(fā)動機作為TBCC組合動力的關(guān)鍵一環(huán)，日益受到各航空強國的重視并得到持續(xù)發(fā)展，最大工作馬赫數(shù)達到Ma3以上。具備高單位迎面推力和優(yōu)異高空高速性能，同時兼顧低速性能的大推力高速渦輪基是未來的發(fā)展方向。為實現(xiàn)以上目標，需通過低壓比設(shè)計、輕質(zhì)耐高溫耐力和變循環(huán)、高流通技術(shù)等聯(lián)合，研發(fā)出滿足高超飛機TBCC組合動力需求的渦輪基。