国外TBCC关键技术及试验设备研究综述

第29卷第4期燃气涡轮试验与研究Vol.29,No.4 2016年8月Gas Turbine Experiment and Research Aug.,2016严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严收稿日期：2015-09-18；修回日期：2016-02-04作者简介：刘晓波(1974-)，男，湖南隆回人，副研究员，主要从事空气动力学情报研究。

1引言21世纪以来，人类对高超声速技术的研究进入了新的阶段，无论是快速响应的航天飞行器，还是高速巡航的航空飞行器，都要求高超声速技术有重大突破。

然而，动力系统至今仍是制约其发展的重大瓶颈之一[1]。

目前，飞行器的动力系统主要有三种，即涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机，但这三种动力系统在高超声速应用上均有其重大缺陷。

譬如，单纯的涡轮发动机尚不能提供马赫数5.0以上的高超声速飞行动力，冲压发动机和火箭发动机尽管能够提供高超声速飞行的动力，但其成本高、可靠性低且不能重复使用。

国外研究人员发现，综合使用三种动力装置形成组合动力，从原理上可以实现航天飞行器的快速响应和航空飞行器的长时间高超声速巡航。

图1为三种动力装置相互组合获得的各种组合方案。

其中以涡轮发动机为基础，通过与冲压发动机等循环方式相组合而获得的动力系统称为涡轮基组合循环发动机，简称TBCC发动机[2]。

从图1可知，目前世界上在研的TBCC发动机主要有三种类型，即预冷却涡喷式、空气涡轮冲压式和涡轮冲压式。

这三种TBCC发动机各有特点和优势，其中涡轮冲压式TBCC发动机受关注程度最高。

本文从空气动力学的角度，梳理了涡轮冲压式摘要：从空气动力学角度系统梳理了TBCC发动机研究需攻克的关键技术，并论述了国外开展相关研究建设的重要试验设备。

其中，关键技术主要包括进气道技术、模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术和尾喷管技术；试验设备主要包括单项技术攻关设备、关键部件验证设备、缩比原理机验证设备和全尺寸样机验证设备。

从国外开展TBCC发动机关键技术和试验设备建设的研究中得到几点启示，可为我国进行TBCC发动机研制提供参考及借鉴。

关键词：涡轮基组合循环发动机(TBCC发动机)；高超声速；空气动力学；模态转换；高马赫数；关键技术；试验设备中图分类号：V236文献标识码：A文章编号：1672-2620(2016)04-0051-06An overview of key technology and test facility for turbine-basedcombined cycle propulsion study overseasLIU Xiao-bo，LUO Yue-pei，ZENG Hui，WANG Pei，SUN Zong-xiang(China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang621000，China) Abstract：The key technologies of TBCC were introduced from the view of aerodynamic research field and test facilities overseas were discussed.Technologies related to inlet,mode transition,high Mach number tur⁃bine engine and exhaust nozzle were emphasized.Test facilities were categorized for their roles concentrat⁃ing on single technology tackling,key component demonstration,subscale conceptual demonstrator test andfull-scale prototype demonstration.Finally,several inspirations from overseas TBCC research were illustrat⁃ed,which could be referential for TBCC development in China.Key words：turbine-based combined cycle engine(TBCC)；hypersonic；aerodynamics；mode transition；high Mach number；key technology；test facility51燃气涡轮试验与研究第29卷TBCC 发动机研制需攻克的关键技术，并介绍了国外研制该类发动机的试验设备建设情况。

2关键技术关于TBCC 发动机的关键技术，国内外研究人员进行过多次论证，提出过各种不同的观点[3-6]。

美国国家航空研究所认为，其主要有模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术、跨声速气动推进技术、低马赫数条件下双模态超燃冲压技术、三维流道创新研究技术、涡轮基组合循环系统集成技术[7]。

2009年，NASA 基础航空计划高超项目组在上述观点的基础上认为，TBCC 关键技术至少应包括进气道技术、模态转换技术和高马赫数涡轮发动机技术[8]。

国内也提出了TBCC 发动机代表性的关键技术[5]。

综合国内外观点，本文认为TBCC 发动机的关键技术，至少应包括进气道技术、模态转换技术、高马赫数涡轮发动机技术、尾喷管技术等几个方面。

2.1进气道技术TBCC 发动机进气道既要为涡轮发动机提供气流通道，也要为冲压发动机所需的气流预留通道，包括共轴型和并联型两种类型。

其中，共轴型进气道主要应用于串联式布局的发动机，有轴对称和二元进气道两种方式；并联型进气道主要应用于并联式布局的发动机，有内并联和外并联两种构成方式[9]。

TBCC 发动机进气道的设计主要需解决以下四个方面的技术难题[10-11]：①两个进气道工作模式的匹配，实现TBCC 发动机以接力方式工作；②研制可变几何进气道，解决进气道较宽马赫数工作范围和性能之间的矛盾；③采用先进的流场控制技术，合理布置进气道内的波系，提高进气道的起动与气动性能；④综合考虑进气道/发动机/喷管的匹配及一体化技术，实现从静止状态到最大飞行马赫数都能有效工作，且阻力最小、总压恢复系数最高，满足TBCC 发动机的流量和气流品质需求。

2.2模态转换技术TBCC 发动机的模态转换技术是整个TBCC 研究的一个重点和难点。

TBCC 发动机在每次使用中都将面临从涡轮向冲压、超燃冲压或相反的模态转换，在转换中怎样避免压缩系统的失速，推力的大幅下降，来自冲压发动机进气道和风扇旁路门的逆流、堵塞、熄火、喘振等，以及如何实现涡轮发动机空中起动，都是TBCC 发动机在模态转换过程中需要考虑的问题[6，12]。

同时，如何合理匹配涡轮、亚/超燃等模态的气动设计，将其集成为一个统一的推进系统，也是目前待解决的问题。

串联式布局的TBCC 发动机的最大技术难点，在于模态转换时保证燃料在加力/冲压燃烧室稳定燃烧，防止气流从冲压管道回流；并联式布局的TBCC 发动机因进气道内流动十分复杂，需确保模态转换过程中建立稳定和有效的气动过程。

2.3高马赫数涡轮发动机技术目前，常规涡轮发动机最高工作马赫数仅3.0左右，没有可加速到马赫数4.0以上的涡轮发动机。

TBCC 发动机中，为使超燃冲压发动机稳定加速，必须提供推力至少加速到马赫数4.0。

由此可见，TBCC 系统需要高马赫数(≥4.0)的涡轮发动机。

研制高马赫数涡轮发动机面临的技术挑战主要有以下几方面[6，13]：①轻质耐高温材料技术，研制适用于涡轮发动机的陶瓷基复合材料和金属基复合材料等；②热管理技术，即研发高效的冷却技术，包括发散冷却技术、预冷技术、气膜冷却技术等；③高温轴承及封严技术，重点针对对转涡轮技术，需解决高低压涡轮之间的非定常相互干扰问题；④大载荷涡轮机械技术，研制可变面积涡轮导向器、超紧凑燃烧室等。

2.4尾喷管技术TBCC 发动机与高超声速飞行器一体化设计后，尾喷管的内外特性必须保持较高的性能，满足TBCC 发动机宽马赫数范围的工作要求。

尾喷管的几何形状要能随飞行速度的变化而变化，其技术难点主要表现在两方面[14]：①由于TBCC 发动机的工作范围为低速至最大飞行马赫数，使得尾喷管的压比(入口内部总压与外界压力的比)在2~300之间变化，这对尾喷管喉道面积设计提出了极高的要求，需采图1组合动力的生成方式Fig.1Combined cycle engine styles超燃冲压引射式火箭冲压冲压涡喷涡轮火箭火箭KLIN 循环LACE涡轮基组合循环类型：—预冷却涡喷式—空气涡轮冲压式—涡轮冲压式52第4期取面积可变设计；②TBCC 发动机在工作过程中，尾喷管的热力载荷与气动载荷增加很大，尤其是冲压模态下，有必要考虑新型冷却方式及创新性结构设计方法(如上下双喉道型尾喷管概念)。

3试验设备国外TBCC 技术开发基本按单项技术攻关、关键部件技术验证、小尺寸验证机原理验证、全尺寸验证机地面试验验证和飞行试验验证几个步骤来实施。

因此，其试验设备也主要包括单项技术攻关设备、关键部件验证设备、缩比原理机验证设备和全尺寸样机验证设备。

其中，美国在TBCC 技术开发各阶段的试验设备最为齐全、试验设备能力最强。

图2给出了美国NASP 计划开展TBCC 发动机研究所使用的试验设备的试验能力[15-16]。

3.1单项技术攻关设备TBCC 发动机涉及的技术很多，如涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术和模态转换技术等，其中涡轮基技术、冲压/超燃冲压发动机技术等都有专门的研究计划和试验设备。

本节重点介绍开展模态转换技术所用的试验设备。

表1列出了美国近年来进行TBCC 模态转换技术研究所用的典型设备，其中NASA 格林研究中心的3.0m ×3.0m 超声速风洞最具代表性。

该风洞可容纳大尺寸模型和一些全尺寸发动机及飞机部件，试验马赫数为2.0~3.5，模拟高度为17~23km 。

近期，空军科学研究办公室(AFOSR)和NASA 基础航天计划资助了高超声速组合循环推进项目的研究，图3为该项目在3.0m ×3.0m 超声速风洞中开展大尺度进气道模态转换装置(CCE-LIMX)的试验情况。

3.2关键部件验证设备与常规涡轮发动机类似，TBCC 发动机的关键部件也主要包括进气道、压气机、燃烧室、尾喷管等。

从目前掌握的资料看，TBCC 发动机进行进气道的试验最多，同样也以美国NASA 格林研究中心的3.0m ×3.0m 超声速风洞的试验能力最强。