推进技术:高速涡轮发动机发展

机工

图：XB-70“女武神”轰炸机

　　随着空战打击体系的改变和航空航天先进技术的进步，飞行器的动力装置也在不断地发展。实践证明，由高速涡轮发动机和冲压发动机组合的涡轮-冲压组合发动机(TBCC)，不仅能满足更高速的飞行器动力需求，同时也是研制水平起降临近空间高超声速飞行器的重要支撑。

　　目前，对于高速涡轮发动机尚无明确定义，一般指最大工作马赫数(Ma)达到3以上的涡轮发动机。

　　高速涡轮发动机的需求牵引

　　冷战期间，为了能够在战时对苏联的纵深目标进行有效的侦察和打击，美国开发了SR-71“黑鸟”侦察机和XB-70“女武神”超声速远程轰炸机等高空高速飞机。作为应对，米格-25重型高空高速截击机的研制被提上日程。

　　SR-71“黑鸟”装有两台J58高速涡喷发动机，单台中间状态推力为110kN，最大加力推力为150kN，最大飞行Ma为3.2。J58发动机是单转子加力式涡喷发动机，采用旁路放气系统，当Ma大于2.2时，旁路放气系统打开，将进口流量20%左右的空气通过6根粗管直接引入加力燃烧室，发动机进入类似冲压工作模式，具有涡轮-冲压组合式变循环发动机的特点。

　　XB-70“女武神”轰炸机的最大飞行速度达到Ma3.0，其装有6台YJ93-GE-3加力式涡喷发动机，具有变距涡轮叶片，最大加力推力为136.8kN。

　　米格-25是第一个闯过“热障”(Ma  2.5)的截击机,最大飞行Ma为3.0，配装有两台R-15B-300加力式涡喷发动机，中间状态推力86.24kN，最大加力推力109.76kN。

　　以SR-71为代表的高速侦察机、以米格-25为代表的高速截击机和以XB-70为代表的高速轰炸机均是高速涡轮基发动机技术的主要应用对象。随着打击体系的改变以及技术、后勤条件的限制，高速轰炸机和高速侦察机逐渐淡出了人们的视野，唯有高速截击机顽强地生存下来，需要有高速涡轮发动机提供强劲的动力。此外，能自主水平起降的临近空间飞行器、超声速运输机、低成本小型高速飞行试验平台等也对高速涡轮发动机发展有牵引作用。

　　高速涡轮发动机面临的挑战

　　高速，或高超声速飞行器对传统涡喷和涡扇发动机提出了变革性的要求，飞行器能否实现既定的飞行速度并维持一定时间的巡航，动力装置起着决定性的作用。

　　当飞行速度达到Ma  4以上时，气流滞止温度达到900K以上，发动机进口高温成为影响发动机性能的决定因素，突破与“热问题”相关的关键技术成为提升发动机适应高超声速的途径。

　　当飞行速度为Ma  2.5(“热障”)时，发动机进口温度就会达到480K以上,这对发动机的热力循环造成不利影响：在转速不变的前提下，发动机换算转速降低，导致发动机吸入空气流量降低，推力下降;吸入空气的温度升高还会使得燃烧室进口温度升高，由于涡轮进口温度的限制，导致燃烧室进出口温度差减少，从而限制了推力的提升。

　　另一方面，随着飞行速度的提升，发动机热负荷增大，高速涡轮发动机各“低温”部件材料需要重新选择，各系统的密封材料和绝缘材料也需提高抗温升能力，甚至不得不采取一些创新性的设计，以满足耐温要求并尽可能减轻结构重量。

　　在高速飞行时，燃油不仅作为燃料，同时还是飞机、发动机及附件的冷却介质。热负荷的增加，可能使燃油温度超过常规航空煤油的安全工作温度。此外，润滑环境温度的升高，也对润滑油提出了更高的耐温要求。

图：米格-25“狐蝠”及R-15B-300发动机

　　飞行速度的增加，使飞行阻力激增，对飞机进气道与发动机、发动机喷管与飞机后体等的匹配也提出了更高的要求，需要飞机/发动机一体化设计，以解决所面临的匹配性问题。

　　涡轮-冲压组合发动机取得进展

　　飞行器在高超声速飞行时的动力一般为冲压发动机，前期需要依赖飞机携带发射或火箭助推，无法依靠冲压发动机自身能力起动、起飞，而采用高速涡轮发动机与冲压发动机组合的方式则能够实现自主水平起飞的目标。

　　组合循环发动机由低速范围(Ma 0～Ma 3)使用的涡轮基发动机和高速范围(Ma 3～Ma  5)使用的冲压发动机组成，称为涡轮-冲压组合发动机(TBCC),其工作过程主要分为涡轮基发动机工作、模态转换和冲压发动机工作3个阶段。在模态转换阶段开始前，主要由涡轮基发动机提供动力，模态转换时冲压发动机起动并开始工作，而涡轮基发动机开始降低工作状态，模态转换阶段结束时涡轮基发动机完全停止工作，飞行器的动力全部由冲压发动机提供。为了保证模态转换过程推力的连续性，必须尽量提高涡轮发动机的工作马赫数，因此发展更高速的涡轮基发动机具有重要意义。

　　从20世纪90年代开始，尤其是进入21世纪以来，TBCC在美国、日本、俄罗斯和印度得到了广泛的重视和研究。其中，以日本的“超声速运输推进系统研究计划”(HYPR)和美国的“革新涡轮加速器”(RTA)计划为代表。

　　HYPR计划的目的是为了研究和验证高超声速运输机(巡航速度为Ma  5)的推进技术，该计划始于1989年，由日本国际贸易和工业部的工业科学与技术研究所牵头，还联合了美国GE和普惠、英国罗罗以及法国斯奈克玛共同研究，选择TBCC为其动力装置，涡轮发动机的工作范围从起飞到Ma  3，冲压发动机从Ma 2.5开始工作，最大飞行速度达到Ma 5，并在Ma  5下保持长时间巡航飞行。该计划经过10年的研究和发展，验证了组合循环发动机及其部件的可行性，突破了许多关键技术，并于1999年冬季在GE公司的高空台进行了组合循环涡扇发动机的高空模拟试验。

　　美国航空航天局(NASA)马歇尔太空飞行中心实施了“先进太空运输计划”(ASTP)。作为ASTP计划的一部分，NASA格伦研究中心(GRC)实施了革新涡轮加速器(RTA)项目，研究用于入轨飞行器低速段的涡轮推进系统，涡轮推进系统的应用有可能使太空飞行更接近于飞机的飞行，从而大幅降低发射费用，提高安全性，并可利用现有的机场地面设施，引发太空飞行的革命性变化。

　　RTA的总目标是发展用于入轨飞行器的TBCC推进系统，并分成几个阶段逐步实现。项目通过多年的研究，完成了缩比验证机和全尺寸验证机。

　　高速涡轮发动机特点

　　通过分析国外的高速涡轮发动机研究计划，可以发现高速涡轮发动机都具有以下特点：

　　•可变循环技术可以使涡轮发动机兼顾低速区的低耗油率、低噪声和高速区的高单位推力;

　　•通过提高燃烧室工作效率或者使用更高效的燃料(如JP-7之类)以及改进涡轮材料和冷却技术提高涡轮前温度，增大发动机推力;

　　•如将燃料作为冷却剂参与到热力循环中，并作为辅助冷却系统，可以有效地将发动机及其配套系统的工作温度控制在一定范围内，从而保证发动机相关附属系统的正常工作;

　　•发动机/飞行器一体化设计，尽可能降低飞行阻力，降低飞行器对发动机进气的影响，减少进气损失及流场畸变。

　　通过以上方式和改进，可以将涡轮基发动机的工作马赫数提高至Ma 3左右，而当进口马赫数进一步提高到Ma3.5甚至Ma  4以上时，需要采用一些主动控制手段降低进气温度，而当前最成熟有效的控制手段则是进气预冷技术。

　　可变循环技术、有效的热管理及进气预冷等技术的应用可以使发动机适应Ma 3乃至Ma  4的飞行需求，但更高速飞行器的动力需求单靠涡轮发动机存在困难，须发展高可变循环的涡轮冲压一体机或TBCC组合动力装置才能满足高超声速飞行器的需求。