■ 呂雅 鄭思行 徐雪睿/ 中國運載火箭技術研究院

隨著高速飛行器對寬速域、廣空域推進系統(tǒng)的性能需求的提高，渦輪基組合循環(huán)（TBCC）發(fā)動機成為實現(xiàn)這一需求的重要技術途徑。然而，TBCC發(fā)動機的“推力鴻溝”問題，成為制約渦輪基組合動力飛行器發(fā)展的關鍵。

各國自21世紀以來對全球范圍高速運輸?shù)淖非?，使得重復使用高速飛行器技術的研究需求日益增加。TBCC發(fā)動機將傳統(tǒng)的渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機技術有機結合，在寬速域、廣空域范圍內獲得突出的綜合性能，是未來實現(xiàn)大氣層內高速飛行的重要技術途徑。然而，動力系統(tǒng)的“推力鴻溝”問題（即現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機一般在馬赫數(shù)（Ma）2.5以下可以穩(wěn)定工作，而沖壓發(fā)動機/超燃沖壓發(fā)動機正常工作的飛行速度至少在Ma3.5～4.0范圍內，二者之間存在一個Ma3左右的速度區(qū)域），成為制約渦輪基組合動力飛行器發(fā)展的“心臟病”。本文研究的管翅式換熱器預冷TBCC發(fā)動機，通過在渦輪發(fā)動機入口處裝有管翅式換熱器，利用中間換熱介質，在不影響渦輪發(fā)動機來流空氣組分的前提下，降低進口空氣總溫，拓寬渦輪發(fā)動機工作包線，改善渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機模態(tài)轉換點工作性能，解決“推力鴻溝”問題。

拓寬工作馬赫數(shù)范圍工作原理

隨著來流Ma的增大，渦輪發(fā)動機進口總溫增加，受渦輪葉片使用溫度上限的影響，燃燒室出口總溫受限，隨著發(fā)動機入口總溫增加，燃燒室入口總溫增加，燃燒室加熱量減小，燃氣做功能力降低，發(fā)動機性能降低。如圖1所示，Tt0為渦輪發(fā)動機入口總溫，Tt3為燃燒室入口總溫，Tt4為燃燒室出口總溫，Tt9為噴管出口總溫；隨著飛行馬赫數(shù)增大，渦輪發(fā)動機入口總溫增大至T*t0，燃燒室入口總溫增大至T*t3，燃氣做功能力降低，發(fā)動機性能降低，渦輪發(fā)動機最大工作馬赫數(shù)不大于3。

圖1 渦輪發(fā)動機熱力循環(huán)圖

因此，亟須采取措施，通過冷卻渦輪發(fā)動機來流空氣總溫T*t0，進而降低燃燒室入口總溫T*t3，增大燃氣做功能力，改善模態(tài)轉換點性能參數(shù)，拓寬渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍，實現(xiàn)渦輪沖壓組合發(fā)動機全包線內滿足性能指標約束，充分發(fā)揮動力系統(tǒng)性能優(yōu)勢。通過計算不同高度下、不同馬赫數(shù)范圍內，渦輪發(fā)動機速度、高度特性，分析發(fā)動機性能降低的趨勢?；陲w行器總體方案對動力系統(tǒng)性能指標的約束，進而得到換熱器開始工作的工況點，考慮換熱器壓力損失及換熱介質的流量約束，獲得滿足總體方案指標約束的動力系統(tǒng)方案。

TBCC發(fā)動機總體性能建模

并聯(lián)式TBCC發(fā)動機結構形式為渦輪發(fā)動機位于上流道，沖壓發(fā)動機位于下流道。起飛、降落、低速巡航等工作馬赫數(shù)較低時，使用渦輪發(fā)動機工作模式，來流空氣經進氣道進入風扇流道，經風扇壓縮后分為3股氣流，一大股氣流流入風扇后經壓氣機進行進一步壓縮，另一股氣流流入外涵道，一小股氣流作為冷卻空氣，冷卻低壓渦輪。經壓氣機進一步壓縮后的高壓空氣，分為兩股氣流，一大股進入燃燒室高效燃燒，另一小股作為冷卻空氣，冷卻高壓渦輪及低壓渦輪導向器。流入高壓渦輪的高溫燃氣膨脹做功驅動壓氣機，而后進入低壓渦輪繼續(xù)做功驅動風扇，在后混合器處與風扇外涵道空氣混合后，經噴管膨脹排出。工作過程中，須滿足風扇與低壓渦輪功率平衡，壓氣機與高壓渦輪功率平衡，燃燒室與高壓渦輪、高壓渦輪與低壓渦輪流量連續(xù)，后混合器處靜壓平衡，后混合器與噴管流量連續(xù)。渦輪發(fā)動機工作模式原理如圖2所示。

圖2 渦扇模態(tài)工作原理

高速巡航工作過程中，渦輪發(fā)動機流道關閉，沖壓發(fā)動機流道開啟，來流空氣經進氣道進入沖壓燃燒室組織燃燒，經噴管膨脹排出，工作原理如圖3所示。

圖3 沖壓模態(tài)工作原理

新型換熱器的仿真模塊包括換熱器的傳熱計算方法和質量、尺寸的估算。常用的換熱器性能計算方法有平均溫差（LTMD）法和效率-傳熱單元數(shù)（NTU）法兩種。當僅僅已知進口溫度時可以應用NTU法。本文將氦氣作為冷卻介質，由于已知來流空氣及換熱器冷卻介質進口溫度，采用NTU法較為合適。

TBCC發(fā)動機設計點循環(huán)參數(shù)

飛行器總體指標需求

TBCC發(fā)動機應用于高速飛行器，可實現(xiàn)由起飛狀態(tài)至Ma3狀態(tài)下，采用渦輪發(fā)動機進行加速爬升；到達Ma3、高度21000m后，進行模態(tài)轉換，沖壓發(fā)動機工作，加速爬升 至Ma5、高度25000m時，進行高速巡航；完成指定任務后，再以高速巡航模式返回，隨后滑翔、減速，渦輪發(fā)動機再次起動，返回原發(fā)射場。其中，動力系統(tǒng)采用2臺TBCC發(fā)動機。參考SR-72飛行器總體指標，起飛總質量80t，基于常規(guī)TBCC發(fā)動機燃油消耗量估算出隨著飛行時間的進行，不同飛行模式下飛行器的總質量。

飛行器飛行過程中，須滿足推力與阻力平衡、升力與重力平衡，基于飛行器氣動性能，計算得到飛行過程中各特征點的發(fā)動機推力需求，如表1所示。

表1 TBCC發(fā)動機性能需求指標

發(fā)動機設計點參數(shù)

基于飛行器總體對TBCC發(fā)動機特征點推力需求，開展發(fā)動機設計點循環(huán)參數(shù)分析。TBCC發(fā)動機渦扇模態(tài)設計點循環(huán)參數(shù)，基于先進渦扇發(fā)動機性能及未來技術發(fā)展水平，其中，空氣流量結合飛行器總體性能指標需求，如表2所示。

表2 渦扇發(fā)動機設計點循環(huán)參數(shù)

換熱器參數(shù)

常規(guī)射流預冷TBCC發(fā)動機采取進氣道噴水預冷方案，作為拓寬渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍的方式，計算結果表明，15000m、Ma2.25條件下，噴水預冷僅能實現(xiàn)發(fā)動機進口空氣總溫降低40K。約束因素在于，噴水量太小影響換熱量、噴水量太大影響燃燒室油氣比，且發(fā)動機攜帶的噴水量算作“燃料”，噴水量太大使得發(fā)動機比沖急劇下降。本文采用的管翅式換熱器結構特點為兩側流體的傳熱表面積較大，適用于氣-氣換熱器，由于具有較大的換熱系數(shù)和比較高的熱導率，因此傳熱效率比較高，具有輕巧、緊湊、適用性強等特點。相比噴水預冷方案，采用管翅式換熱器，利用中間冷卻介質降低渦輪發(fā)動機來流空氣總溫，將不會影響來流空氣組分；選用換熱效果好、質量輕的換熱介質將大幅改善預冷過程對發(fā)動機比沖帶來的影響。

管翅式換熱器外形設計為圓環(huán)形，放置于渦扇發(fā)動機入口處?；谄痫w狀態(tài)空氣流量需求，計算得到發(fā)動機迎風環(huán)面積為0.71m2。渦扇發(fā)動機風扇輪轂比取為0.35，計算得到風扇直徑為1.1m。截取管翅式換熱器周向一小段進行分析，如圖4所示：流體流動方向的管排數(shù)n2，流體流動方向的管間距s2，非流體流動方向的管排數(shù)n1，非流體流動方向的管間距s1，翅片個數(shù)n3，翅片間距s3。綜合考慮渦扇發(fā)動機進口尺寸約束、發(fā)動機進口空氣溫度要求、冷卻介質氦氣的流量約束及發(fā)動機入口空氣壓力損失的約束，分析得到換熱器尺寸參數(shù)，如表3所示。

表3 換熱器尺寸參數(shù)

預冷循環(huán)工況的選取

計算不同高度下、不同馬赫數(shù)范圍內渦輪發(fā)動機速度高度特性，分析發(fā)動機推力變化情況，進而獲得發(fā)動機需起動換熱器進行來流空氣預冷的起始工況點。典型飛行高度包括：起飛爬升點5000m、巡航機動爬升點9000m、亞聲速巡航點11000m、超聲速巡航點15000m和模態(tài)轉換點21000m。量綱一（舊稱無量綱）化推力性能曲線如圖5所示：隨著馬赫數(shù)的增大，不同高度下對應的推力性能出現(xiàn)下降的趨勢。結合飛行器工作包線需求，存在如下問題：21000m高度下，Ma2.5～3.0速度范圍內的推力性能難以滿足飛行任務需求。由此，基于飛行器總體指標需求，對21000m高度下的發(fā)動機性能開展分析。

圖5 速度高度特性曲線

計算結果分析

TBCC發(fā)動機性能分析

基于TBCC發(fā)動機總體性能建模方法，分析獲得21000m高度、Ma2.5～3.0工況下TBCC發(fā)動機性能難以滿足飛行器總體指標約束，分析該工況下采用管翅式換熱器預冷的方式對發(fā)動機性能的影響。

假設隨著馬赫數(shù)的變化，發(fā)動機進口空氣溫降相同，均降低135K，發(fā)動機進行預冷換熱前后，性能參數(shù)對比如圖6所示。采用預冷換熱器，不同馬赫數(shù)下來流空氣總溫降低135K，控制燃燒室出口溫度滿足渦輪葉片材料限制，燃燒室加熱量增大，燃氣做功能力增強，高、低壓轉子轉速增大，風扇入口空氣流量增大，空氣流量最大增加了124%。由風扇特性圖可知，風扇入口總溫降低、轉速增大，換算轉速增大，風扇共同工作點沿共同工作線向上移，風扇流量與壓比增大，同理，壓氣機流量與壓比增大。發(fā)動機入口流量增大，高壓壓氣機入口流量增大，涵道比減小，更多的氣體參與燃燒室燃燒并具有做功能力，發(fā)動機總增壓比增大。綜上，發(fā)動機推力最大增加了163%。

圖6 性能參數(shù)對比

飛行器性能分析

采用管翅式換熱器預冷方式，降低TBCC 發(fā)動機入口空氣來流溫度，獲得預冷后的TBCC 發(fā)動機性能?；诖耍_展飛行軌跡分析，驗證TBCC 發(fā)動機性能參數(shù)是否滿足指標要求，如圖7 所示。飛行器可實現(xiàn)水平起飛、水平降落和25000m、Ma5等高等速巡航，滿足飛行任務要求。

圖7 飛行軌跡分析示意

結束語

開展TBCC發(fā)動機基本工作原理分析，可作為高速狀態(tài)下發(fā)動機性能提升的有效途徑，考慮工程應用的匹配關系，獲得基于管翅式換熱器的預冷TBCC發(fā)動機方案，通過飛行軌跡計算結果驗證表明，發(fā)動機性能可滿足飛行任務指標約束，方法可行。TBCC發(fā)動機作為高速巡航飛行器的有效動力形式之一，利用預冷措施解決模態(tài)轉換時“推力鴻溝”問題，將為后續(xù)工程應用提供合理可行的技術支撐。