高超声速飞行和TBCC

10 航 空 发 动 机 2006年第32卷第3期 陈大光 (北京航空航天大学，北京 100083) 摘要：介绍了TBCC(燃气涡轮发动机为基础的联合(组合)循环)方案，以及以TBCC发动机为动力装置的高 超声速攻击机方案。 关键词：涡轮基组合循环 涡轮加速器 冲压发动机 变循环发动机 Brief Introduction of Hypersonic Flight and TB CC Concept Chen Daguang (Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 1 00083，China) Abstract：Turbine Based Combined Cycle(TBCC)concept-a combination of gas turbine engines and ramjets-is in— troduced．The concept for hypersonic strike fighter powered by TBCC engines is also mentioned． Key words：Turbine Based Combined Cycle(TBCC)；turbine accelerator(RTA)；ramjet；variable cycle engine 1 引言 火箭发动机使人造卫星得以发射成功，但发射 成本太高(当前，每发射 1kg酬载到地球轨道，平均 需要22000美元 ；酬载仅占起飞总重的 1％ 一2％)。 其主要原因是氧化剂和燃料必须自身携带，所以比 冲低；与从空气中吸人氧化剂的燃气涡轮发动机相 比，在低速飞行段，比冲至少低 1个数量级。但是， 其结构简单，如不要求多次重复使用，火箭仍不失为 理想的航天器发射动力。 美国先进空间运输计划(ASTP) 强调火箭发 动机可重复使用，每年发射 1000—2000次；与当前 飞行器的水平相比，要求可靠性提高4个数量级，成 本下降2个数量级。若兼顾发展军民用高速飞机 (Ma 4)的需要，则必须考虑在大气层内飞行时利 用空气中的氧气作氧化剂的吸空气发动机，即燃气 涡轮发动机和冲压发动机。 航空燃气涡轮发动机有长期的使用经验，实践 证明可靠性极高。在Ma=0—3范围内，其比冲是 收稿日期：2006—04—02 作者简介：陈大光(199D一)，教授，研究方向为航空发动机总体性 能；曾获罔家=件技进步二等奖1次，部鳋科教进步一等奖1次，二等 奖 2次。 各类发动机中最高的(如图 1所示)，因此，为使高 超声速飞行器在大气层内高效地飞行，TBCC发动 机是很有前途的动力方案。 本文重点介绍TBCC方案中的燃气涡轮发动机。 6OOO ．J 4000 ∞ 2000 O O 1O 2O M a 图 1 各类发动机的比冲随飞行马赫数的变化 2 TBCC的马赫数范围 TBCC主要是燃气涡轮发动机和冲压发动机 (包括亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机)的组合。 这种组合确定了其适用的飞行马赫数的范围。选择 与这类发动机相关的飞行马赫数时，主要作以下考 虑。 (1)Ma=0—3是 目前以燃气涡轮发动机为动 力的飞机飞行的速度范围。在 Ma=2．0—2．4范围 内(过去的协和号客机和前苏联的Tu一144超声速 维普资讯 http://www.cqvip.com 陈大光：高超声速飞行与 TBCC方案简介 客机的超声速巡航速度都在此范围内)，飞机不需 使用特殊耐热作结构材料，这也是今后发展超 声速运输机的实用范围。在这一范围的飞行马赫数 下，燃气涡轮发动机(如变循环涡扇发动机)是最佳 方案，而不需要TBCC发动机。 (2)若进一步提高飞行马赫数，则飞行器的某 些部位需要使用耐热材料。如 Ma>14．0，则要采用 技术难度大、质量与成本高的特殊热防护；如控 制 Ma<4．0，可避免许多与热防护有关的难题，这时 可采用革新的变循环涡扇发动机。 (3)若考虑达到更高的飞行马赫数，则需要使 用燃气涡轮和冲压组合的发动机。如使用碳氢燃 料的亚燃冲压发动机，其最大飞行马赫数不超过 7。发展燃气涡轮发动机和亚声速燃烧冲压发动 机的组合，在技术上 比较容易实现。如 日本研制 的Hyper90是不加力变循环涡扇发动机和冲压发动 机的组合，计划用于 Ma=5的高超声速运输机，已 于 1999年成功地完成了地面模拟试验‘3 ；美国于 2001年开始研制 1种用于 Ma≥5的高速飞行用涡 轮加速器(RTA)，目标是用于水平起飞、2级人轨、 多次反复使用的航天器，缩尺的验证机计划于2009 年试飞。 3 TBCC方案 3．1 TBCC研制历史 吸空气发动机用于航天器的研究已有4O多年 的历史，俄罗斯、法国、德国、澳大利亚以及印度等国 家都开展了大量研究，取得了大量成果。 燃气涡轮发动机创飞行速度的是美国“黑 鸟”飞机 SR一71使用的 J58发动机，长时间巡航的 飞行马赫数达到3 ；最早的专为高超声速运输机设 计并通过地面试验 的 TBCC发动机应是 日本 的 Hypr90(其剖面图如图2所示)，是变循环涡扇发动 机与冲压发动机的组合，最高飞行马赫数为5；美国 的超燃冲压发动机于 2004年在 X43A上进行了 2 次试飞，最大飞行马赫数达到9．8。 图2 Hypr90 ATR发动机 3．2 Hypr90 ATR发动机 Hypr90 ATR发动机的涡扇部分是双轴不加力 变循环发动机，由2级风扇、5级高压压气机、环形 燃烧室、单级高低压涡轮和共用可变面积二维喷管 组成。亚声速燃烧冲压发动机与涡扇发动机串联并 共用排气喷管。 可调部分有：低压涡轮导向器、前可变面积放气 门、后可变面积放气门、压气机可调静叶和可变面积 喷管。涡扇发动机的低压涡轮导向器可调，在起飞 状态时关小以加大涵道比、降低排气噪声；高速飞行 时，则开大，以加大核心机空气流量、降低涵道比、提 高单位推力。前可变面积放气门控制风扇涵道出口 压力，防止气流倒流到冲压进气涵道；后可变面积放 气门调整风扇工作点。用阀门来选择涡扇工作模 式、冲压工作模式或涡扇 一冲压同时工作(接力)模 式。涡扇发动机从起飞，直至工作到 Ma=3时，Ma = 2．5～3．0时，涡扇和冲压转接；Ma=3～5时，冲 压发动机工作，涡扇发动机关闭。该发动机发展计 划于 1989年开始。为了便于研究、发展与制造，试 验用发动机选用 1／3缩尺模型。涡扇部分于 1994 年进行了地面试车，1996年在 GEAE公司作了高空 台试验，皆获成功；此外，还做了噪声、排气污染等试 验。组合发动机于 1999年按计划完成了地面试验。 3．3 RTA发动机 在美国的ASTP计划中，从 2001年开始，NASA 与GE等公司签订合同，开发革新的涡轮加速器 (RTA)；同时，与波音公司签订合同 J，开发以 RTA 发动机为动力的空间飞行器。 RTA发动机是 1台带加力／冲压燃烧室的变循 环涡轮风扇发动机 (如图3所示)，可作为飞行马 赫数为5以下、在大气层内飞行的军民用飞机或导 弹的动力装置，所以，近年来备受重视。 图 3 RTA发动机 1986～1995年，GEAE公司在美国空军高速推 进评估计划(HiSPA)和 NASA高马赫数涡轮发动机 计划(HiMaTE)支持下，对在 Ma=4～6范围内飞行 的推进方案做了大量概念性和综合性研究 ；1999～ 维普资讯 http://www.cqvip.com 12 航 空 发 动 机 2006年第 32卷第 3期 2000年，又在 NASA支持下做了广泛研究。在这些 研究成果和 GEAE F120变循环加力涡扇发动机的 基础上，于 2001年开始研制 RTA发动机。与 日本 Hypr90发动机不同，RTA发动机没有可调涡轮导 叶，而且是加力的。Hypr90发动机由于不带加力， 为满足高速飞行时对推力的需求，发动机径向尺寸 大，起飞时推力过大。而 RTA发动机从起飞到高速 飞行都能进行高性能的工作。Ma=0～2时，是以高 风扇压比模式工作，跨过声速时，加力比约为50％ ； 然后 ，转换到较低风扇压比模式，加速到Ma=3。达 到 Ma=3以后，加力燃烧室转换成冲压燃烧室，涡 扇发动机转到近慢车状态，使飞行速度达到Ma>14。 RTA发动机的研制分为2个阶段。在第 1阶段 命名为 RTA1，充分利用现有发动机技术，主要是在 F120发动机的基础上研制。计划利用缩尺 1／2的 模型于2006财政年度进行发动机地面试验，并计划 于2009年在 X43B上试飞，参与2级人轨、多次使 用的航天飞行器TBCC和以火箭为基础的 RBCC动 力方案的选型。在第 2阶段命名为 RTA2，采用 VAATE和UEET计划中为高速飞行研发的新技术， 计划在 2015年，推重比达到 l5以上，工作马赫数达 到5 ，部件寿命是J58发动机的4倍，维修工作量大 大减小，可靠性达到现代民航飞机用发动机的水平。 RTA发动机的工作模式如图4所示。 图4 RTA设计工作模式 3．4 吸空气发动机的优势 采用吸空气发动机作为高超声速飞行器低速段 的动力装置，不仅是因为它的比冲高，而且它在安全 可靠、降低成本和使用灵活性等方面都有特殊的优 点。 (1)安全性。安全性是从终止发射、有动力着 陆、复飞、燃料流量、失效率等方面考虑的。配装吸 空气发动机的飞行器允许终止发射或发射后不久返 回基地着陆，还可选择其他机场着陆，这就大大提高 了安全性；而使用火箭作为动力装置则不可能做到。 火箭发动机垂直发射所需推力是吸空气发动机的6 倍左右，推进剂流量是吸空气发动机燃油流量的6O 倍，而且供应压力高。高压、大流量的供应系统比较 容易出现故障，一旦发生泄漏就可能引起灾难性事 故。据，火箭发动机垂直发射与用 TBCC水平 起飞比较，火箭发动机的故障率高 1个数量级。 (2)可靠性。TBCC发动机比火箭发动机热负 荷低、燃料泵供应压力低、流量小，这些因素都有利 于提高可靠性。酬载占起飞总质量的比例，纯火箭 的约为 1％ 一2％，而 TBCC的可以达到 4％ ～8％， 即增加了2—3倍。这大大降低了起飞总质量，不但 降低了成本，还可利用这一优势提高飞行器结构所 占的质量比例，提高结构强度，增加必要的安全备 份，从而提高可靠性。至于燃气涡轮发动机的可靠 性，已早已为实践所证明。 (3)经济性。据分析，吸空气发动机的发展费 用高，生产费用与火箭发动机的相差不多，而运行费 用则明显低；如选用 TBCC方案，而且是 2级人轨， 则不需要空间飞行器转场的载机；像飞机一样水平 起飞，可利用现有机场，而不需要专门的发射架。这 些都可降低发射成本。只有降低成本才有望提高利 用率，使可重复使用的飞行器，1年发射 1000～2000 次。 (4)灵活性。使用吸空气发动机的飞行器起飞 后，可灵活地调整飞行轨迹。而采用 TBCC2级人轨 方案，其载机可派生出在大气层内飞行的高速飞机， 满足民用的要求。 4 以TBCC发动机为动力装置的高超声速 攻击机方案 NASA研究高超声速飞行，除考虑发展低成本、 高可靠性、可多次反复使用的空地往返运输工具外， 还计划综合利用研究成果，发展在大气层内飞行的 高速运输机、巡航导弹和其他军用飞机。美国军方 也在考虑高超声速飞行在军事方面的应用 ， ，如 军用运输机、战略轰炸机、远程攻击机、侦察和监视 飞机等。 经分析论证后，他们得到的结论如下。 (1)军方单独发展军用运输机成本太高，必要 时可租用民用高速运输机。 (2)战略轰炸机高的飞行速度是以减少酬载为 代价得到的，也就是减少了载弹量；在高速下，机体 8 5 2 9 6 3 O —E 趟恒 维普资讯 http://www.cqvip.com 陈大光：高超声速飞行与 TBCC方案简介 13 的红外信号很强，容易受到攻击；1次任务完成后 ， 在地面上做再次起飞的准备时间长。由于这一系列 问题的存在，发展高超声速战略轰炸机的兴趣逐渐 被打消。 (3)由于在高空、高速下采集到的信号的分辨 率不会比侦察卫星的好多少，综合考虑技术复杂、发 展成本高、周期长和高速飞行红外信号强等因素后， 认为将其用于侦察和监视用飞机，不如发展卫星雷 达全球侦察系统。 (4)重点是研制使用碳氢燃料的冲压发动机。 因为碳氢燃料在各地区均可容易得到，有利于战备。 按前面讨论，使用碳氢燃料的飞行器的飞行马赫数 不应超过 7，这项技术已经解决。 (5)有发展前景的是远程高速攻击机。从图5 示出的航程与起飞总质量的关系图中可以看出：高 速是以牺牲航程为代价的。如果一架航程为 5000 海里的攻击机，飞行马赫数从2～3增加到5—7，保 持载弹量不变，则起飞总质量将增加 1倍以上。如 果再考虑高超声速飞行的其他技术难点和由此带来 的发展费用过大等问题，近期发展高超声速攻击机 是很不合算的。在Ma=2～4范围内，低技术风险、 低发展成本，而且发展周期短的攻击机是 目前攻击 机的研制方向。 40 暑 30 呈 20 × 蚕 10 墨 O 设计Ma 燃料 ． 75-．85 HC 9～11 H一／HC 2～3 }{C 5～7 HC 起飞总质量(×10。k g) 图5 航程和起飞总质量的关系 早在 1995～1996年，美国空军学院论证了1种 在 2025年可利用的高超声速攻击平台 J。所谓平 台，就是飞行器的第 1级，可从机场跑道起飞加速到 Ma=3．5，然后，发射其运载的攻击飞行器；攻击飞 行器可以是高速或高超声速攻击机、高超声速导弹， 或者空间管制飞行器。其方案如图6所示。显然， 这种方案最大的好处是缩短了攻击飞行器飞抵攻击 目标的距离，以减轻攻击机的质量，或使攻击机拥有 足够的载弹量。 飞行平台是多用途的，而且 ，可以用燃用碳氢燃 料的燃气涡轮发动机作动力装置；可从一般机场起 降，提高了作战的机动性；是无人驾驶的，起飞、爬升 和加速可由攻击机驾驶员操纵，攻击机发射后，自动 飞回机场着陆。如高速攻击机最大飞行速度 Ma= 4，则飞行平台和攻击机都可采用 RTA类型的燃气 涡轮发动机。 图 6 高超声速攻击飞行平台 5 结束语 近年来，空地往返航天飞机出现在返 回大气 层时机体的热防护技术仍不成熟的问题 ，而解决 的技术难度大、费用高，于是，有人对发展以 TBCC 为动力的航天飞机的合理性产生了疑问。但由军 民用超声速飞机发展需求决定，新型的、适合高速 飞行的涡扇发动机或 TBCC发动机是具有 良好前 景的。 参考文献 1 U Hueter．C R．McClinton．NASA，s advanced space trans— portation hypersonic program．AIAA 一2002—5 1 75． 2 R J Shaw，L W Koops，R Hines．Progress toward meeting the propulsion technology challenges for the high speed civil transport。ISABE 99—7005。 3 H Miyagi，et a1．Combined cycle engine research in japanese HYPR program．AIAA 一98—3278． 4 P A Bartolotta，D G Shafer．High speed turbines：develop- ment of fl turbine accelerator(RTA)for space access． AIAA 2oo3—6943． 5 D G Shafer，N B Manelis．Development of a ground based mach 4+ revolutionary turbine accelerator technolgy demon- strator．ISABE 2003—1 125． 6 W J D Escher．A U．S．history of airbreathing／rocket con． bined cycle(RBCC)propulsion for powering future aero- space transports，with a look ahead to the year 2020．ISABE 99—7028． 8 J J Bcrtin．et a1．A hypersonic attack platform：The S3 con— cept．August 1996，USAF Academy． (责任编辑 李华文) 维普资讯 http://www.cqvip.com