高超声速飞行与TBCC
合集下载
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
６
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
发动机设计任务失败率为每飞行７１７次，失败１次，飞行器任务失败率为１／２４３ ｌ。ＴＢＣＣ失效率 为１／５０００，火箭失效率为１／６０００。３台ＴＢＣＣ失效仍能保持飞行器飞行，不致失事；１台火箭发 动机失效，仍能保持第二级飞行器飞行，不致失事。估计每运送ｌｋｇ酬载，重复发生费用１３００ 美元。
图６波音公司方案
５Байду номын сангаас
图７，图８是美国佐治亚大学提出的【６一】，低速段以ＴＢＣＣ为动力的双级入轨和单级入轨方 案。
图７双级入轨方案
图８单级入轨方案 双级入轨方案的第一级用上下置ＴＢＣＣ作动力。燃气涡轮发动机部分由ｌＯ台小涵道比加力 涡扇发动机组成，每台海平面静止状态推力为１８５００ｄａＮ。下置的发动机是双模态冲压发动机。 ＴＢＣＣ发动机全使用碳氢燃料。第二级用３台分级燃烧火箭发动机。有效载荷（酬载）接近ｌｌｔ， 发射总重３１４ｔ，飞行器干重１００ｔ。飞行器用涡扇发动机起飞，加速到Ｍ数Ｏ．８时第二级的火箭 发动机工作，以将飞行器加速通过声速，达到Ｍ数１．５，然后继续用涡扇发动机加速，达到Ｍ数 ２．５冲压发动机启动开始工作并关闭涡扇发动机。冲压发动机工作到Ｍ数６，转为超声速燃烧模 式，继续加速到Ｍ数８，第二级火箭发动机工作加速到Ｍ数８．２第二级飞行器脱离，第一级以冲 压发动机为动力，减速返回基地。飞行器设计使用次数１０００次，发动机设计使用次数５００次。
（３）成本：据分析，吸空气发动机的发展费用高，生产费与火箭发动机相差不多，运行费 则明显低。如选用ＴＢＣＣ方案，而且是两级入轨，则不需要专门运载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，一年发射１０００—２０００次。
在ＡＳＴＰ计划中，从２００１年开始，ＮＡＳＡ与通用电器等公司签订合同开发革新的涡轮加速 器（ＲＴＡ），同时还与波音公司签订合同【３】，开发以ＲＴＡ为动力的空间飞行器。ＲＴＡ发动机是一 台带加力／冲压燃烧室的变循环涡轮风扇发动机【３】（图３）。这台变循环涡扇发动机是在ＧＥＡＥ公 司已经发展成功地Ｆ１２０基础上改进的。与日本Ｈｙｐｒ９０发动机不同，它没有可调涡轮导叶，而且 是加力的。日本Ｈｙｐｒ９０发动机由于不加力，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。ＲＴＡ很好地解决了从起飞到高速飞行发动机都能高性能工作的问题。从Ｍ 数０加速到Ｍ数２是以高风扇压比模式工作，跨过声速加力比约为５０％，然后转换成较低风扇压 比模式，加速到Ｍ数３。Ｍ数３以后加力燃烧室转换成冲压燃烧室，涡扇发动机转到接近慢车状 态工作，使飞行速度达到Ｍ数４＋。图４是设计的工作模式。
单级入轨方案比较复杂，为了降低发射总重，采用了在飞行中用液氢冷却吸入空气，将其液 化并分离出液氧进行储存作为火箭发动机的氧化剂。为简化飞行器的燃料系统，ＴＢＣＣ和火箭发 动机全采用液氢燃料。以加力涡扇发动机为动力，？｝冬飞行器从Ｍ数０加速到Ｍ数３，然后转为 双模态冲压发动机，加速到Ｍ数１０．５，其间在Ｍ数３时巡航６０ｍｉｎ制作液氧，Ｍ数６时转为超 燃冲压。同样是为了减轻发射总重，采用雪橇式起落架，如中断发射，需将飞行器上的氢燃料放 空再返回基地着陆。同样１１ｔ酬载，发射总重估计达４５４ｔ，空重１７０ｔ。每公斤酬载重复发生费用 达１８００美元。
图２ ＨｙｐｒｇＯ ＡＴＲ发动机
２
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
２．５－３．０涡扇和冲压转接，Ｍ数３～５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，涡扇部分１９９４年地面试车，１９９６年在ＧＥＡＥ公司作了高空台试验，皆获成功。组合发 动机于１９８９年按计划完成了地面试验。
马赫数 图１ 各类发动机的比冲随飞行Ｍ数的变化 家都开展了大量研究，在不同程度上取得了大量成果。燃气轮发动机创飞行速度记录的应是美国 黑鸟飞机ＳＲ．７１使用的Ｊ５８发动机，长时间巡航的飞行的速度达到Ｍ数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Ｈｙｐｒ－９０【２１计划的变循环发动机。最高运
前言
火箭发动机的出现和发展使人造卫星得以发射成功。发射成本过高越来越使人们感到开发与 利用空间资源受到限制。当前每发射ｌｋｇ酬载到地球轨道平均需要２２０００美元，酬载仅占起飞总 重的１～２％。究其原因，主要是火箭发动机的氧化剂和燃料都必须自身携带，造成比冲低，与氧 化剂从空气中吸入的燃气涡轮发动机相比，在低速飞行段其比冲至少低一个数量级。 按当前全 球每年约发射１００个航天器的水平，尽管火箭发动机消耗燃料和氧化剂高，但其结构简单，如不 要求多次重复使用，火箭仍不失为最理想方案。美国的先进空间运输计划（ＡＳＴＰ）【１】强调可重复 使用，每年发射１０００～２０００次，还要求可靠性提高４个数量级，成本下降２个数量级，如再考虑 发展军民用高速飞机（飞行Ｍ数在４左右）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，实践证明它的可靠性极高，特别是它在低速段，从Ｍ数０到超声速Ｍ数２～３，其 比冲是各类发动机中最高的（图１），因此在高超声速飞行器上，为了高效地在大气层内飞行，燃 气涡轮发动机和冲压发动机（包括亚声速燃烧和超声速燃烧冲压发动机）组成联合或组合循环
参考文献
１ Ｕ．Ｈｕｅｔｅｒ’Ｃ．Ｒ。ＭｃＣｌｉｎｔｏｎ“ＮＡＳＡ＇ｓ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｓｐａｃｅ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｐｒｏｇｒａｍ＇’趟ＡＡ－２００２－５１７５，
ＲＴＡ在今年来特别被重视的一个重要原因是它可作为飞行Ｍ数５以大气层内飞行的军民用 飞机或导弹的动力。
采用吸空气发动机作为高超声速飞行器低速段的动力不仅是因为它的比冲高，在安全可靠、 降低成本和使用灵活性等方面都有其特殊的优点。
（１）安全性：安全性是从终止发射、有动力着陆、复飞、燃料流量、失效率等诸多方面考 虑的。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，使用火箭作为动力则不可能做到。火箭发动机垂直发射所需推力大致是 吸空气发动机的６倍，推进剂流量是吸空气发动机燃油流量的６０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。据分析火箭发动机垂 直发射和用ＴＢＣＣ水平起飞比较，火箭发动机故障率高一个数量级。
（４）其他：使用吸空气发动机水平起飞可利用现有机场，起飞后可灵活地调整飞行轨迹。 于是提高了发射灵活性。采用ＴＢＣＣ两级入轨方案，其载机可以作为大气层内的高速飞机满足民 用、军用的要求，一机多用。
用ＴＢＣＣ发动机为动力的飞行器方案
早在１９９５～１９９６年美国空军学院论证了２０２５年可利用的高超声速攻击平台【４】，其攻击对象是 俄罗斯、中国、朝鲜和伊拉克。所谓平台是飞行器的第一级，可从机场跑道起飞加速到Ｍ数３．５， 然后将其运载的攻击飞行器发射，攻击飞行器可以是高速或高超声速攻击机、高超声速导弹，也 可以是空间管制飞行器。图５是其方案图。显然这种方案最大的好处是飞行平台是多用途的，而
（ＴＢＣＣ）是个很有前景的动力方案。
燃气涡轮发动机为基础的联合（组合）循环发动机（ＴＢＣＣ）方案
吸空气发动机用于航天器的研究已有４０多年的历史。美国的超燃冲压发动机于２００４年在 Ｘ４３Ａ上作了两次试飞，最大飞行Ｍ数达到９．８。俄罗斯、法国、德国、澳大利亚甚至印度等国
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
高超声速飞行与ＴＢＣＣ
陈大光
（北京航空航天大学，北京 １０００８３）
摘要：到目前为止，空间飞行器一直是以火箭发动机为动力，垂直发射。但火箭发动机在大气层内低 速飞行时比冲相对较低、可靠性相对较差。今后为了开发利用空间资源，需大量发射空间飞行器，因 此提出了像飞机一样可多次重复使用、成本低、可靠性和安全性高的要求。吸空气发动机，包括燃气 涡轮发动机和冲压发动机在大气层内飞行其比冲是各类发动机中最高的。而航空燃气涡轮发动机有长 期的使用经验，实践证明它有非常好的可靠性，因此在高超声速飞行器上，使用以燃气涡轮发动机为 基础，将冲压发动机一起组成联合或组合循环（ＴＢＣＣ）是个很有前景的动力方案。本文重点介绍ＴＢＣＣ 方案中的燃气涡轮发动机和以ＴＢＣＣ为低速段动力的水平起飞着陆的航天器方案，并对不同方案进行了 简单比较。
４
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会 且可以用碳氢燃料的燃气轮发动机作动力，技术上有超声速飞机和燃气涡轮发动机的基础。飞行 平台是无人驾驶的，可从一般机场起降，增加了作战的机动性。
图５高超声速攻击飞行平台 图６是波音公司的两级入轨方案【５】。第一级以ＲＴＡ为动力用碳氢燃料，将航天器加速到Ｍ 数４＋后第二级脱离，以火箭基组合动力继续加速入轨。第一级运载机为无人驾驶的，驾驶员和乘 员在第二级内，发射时可以控制运载机，第二级脱离后，运载机无人驾驶返回地面。这个方案可 运送ｌＩｔ酬载到国际空间站。酬载的选定是控制发射总重为５５０ｔ，相当于Ａ．２２５或Ａ一３８０的起飞 总重，以便可以使用现有机场起降。该方案的最大优点是：１）每级只有一种动力，因而降低了 流路一体化设计的复杂性，而且在每种动力工作的范围内可以进行最大可能的优化：２）第一级 可用碳氢燃料，成本低，一般机场都可获取；３）由于第一级飞行Ｍ数在４以下，不需要热防护， 结构简单，第二级需要热防护但湿润面积小，成本降低；４）第一级改装后可作一般军民用Ｍ数 ４的高速飞机。这是从材料的热防护考虑，下一代的高速民机和最有发展前景的超声速远程攻击 机都将最大飞行速度限制在Ｍ数４左右。
（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 素都对提高可靠性有利。前面已经指出，酬载占起飞总重的比例，纯火箭约为１￣２％，而ＴＢＣＣ 可以达到４－－８％，即增加２～３倍。这样即可大大降低起飞总重，不但降低成本，还可利用这一优 势提高飞行器结构所占的重量比例，给提高结构强度，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为实践所证明，其可靠性优势是众所周知的。
１８０００
１５０∞
，、
１２０００
ｇ
馘
９０００
握
６０００
３０００
Ｏ
图３ ＲＴＡ发动机
Ｍ数 图４ ＲＴＡ的设计工作模式
——一
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
该发动机的地面试验用缩尺模型计划于２００７年试车，尺寸更小的模型计划２００９年在Ｘ４３Ｂ 上试飞。采用ＶＡＡＴＥ计划和ＵＥＥＴ计划中发展的新技术后，计划到２０１５年，推重比达到１５以 上，工作Ｍ数达到５＋，与Ｊ５８相比部件寿命将是它的４倍，维修工作量大大降低，可靠性达到 现代民航机用发动机水平。
从以上几种方案可以看出：采用ＴＢＣＣ为动力的两级入轨方案比较合理，大大简化了飞行器 及其燃油系统的设计，可达到低成本、高安全性和高可靠性的目的。
结论
为了降低发射成本，达到可重复使用和提高安区、安全性及可靠性目的，飞行器低速段使用 以燃气涡轮发动机为基础的组合或联合循环发动机比较合理。相应的飞行器方案，以两级入轨更 有发展前景。如第一级最大飞行Ｍ数定为４则有第一级飞行器不需要热防护，而且可以很容易 改装成为军民用高速飞机的优点。
行Ｍ数为５。图２是地面试验用涡扇一冲压组合发动机的剖面图。涡扇部分是双轴不加力变循环 发动机。其后是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。涡扇发动机的低压 涡轮导向器可调，起飞状态关小以加大涵道比，降低排气噪声；高速飞行时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。模式选择阀门用来选择涡扇工作模式、冲 压工作模式和涡扇一冲压同时工作（接力）模式。涡扇发动机从起飞一直工作到Ｍ数３，Ｍ数
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
发动机设计任务失败率为每飞行７１７次，失败１次，飞行器任务失败率为１／２４３ ｌ。ＴＢＣＣ失效率 为１／５０００，火箭失效率为１／６０００。３台ＴＢＣＣ失效仍能保持飞行器飞行，不致失事；１台火箭发 动机失效，仍能保持第二级飞行器飞行，不致失事。估计每运送ｌｋｇ酬载，重复发生费用１３００ 美元。
图６波音公司方案
５Байду номын сангаас
图７，图８是美国佐治亚大学提出的【６一】，低速段以ＴＢＣＣ为动力的双级入轨和单级入轨方 案。
图７双级入轨方案
图８单级入轨方案 双级入轨方案的第一级用上下置ＴＢＣＣ作动力。燃气涡轮发动机部分由ｌＯ台小涵道比加力 涡扇发动机组成，每台海平面静止状态推力为１８５００ｄａＮ。下置的发动机是双模态冲压发动机。 ＴＢＣＣ发动机全使用碳氢燃料。第二级用３台分级燃烧火箭发动机。有效载荷（酬载）接近ｌｌｔ， 发射总重３１４ｔ，飞行器干重１００ｔ。飞行器用涡扇发动机起飞，加速到Ｍ数Ｏ．８时第二级的火箭 发动机工作，以将飞行器加速通过声速，达到Ｍ数１．５，然后继续用涡扇发动机加速，达到Ｍ数 ２．５冲压发动机启动开始工作并关闭涡扇发动机。冲压发动机工作到Ｍ数６，转为超声速燃烧模 式，继续加速到Ｍ数８，第二级火箭发动机工作加速到Ｍ数８．２第二级飞行器脱离，第一级以冲 压发动机为动力，减速返回基地。飞行器设计使用次数１０００次，发动机设计使用次数５００次。
（３）成本：据分析，吸空气发动机的发展费用高，生产费与火箭发动机相差不多，运行费 则明显低。如选用ＴＢＣＣ方案，而且是两级入轨，则不需要专门运载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，一年发射１０００—２０００次。
在ＡＳＴＰ计划中，从２００１年开始，ＮＡＳＡ与通用电器等公司签订合同开发革新的涡轮加速 器（ＲＴＡ），同时还与波音公司签订合同【３】，开发以ＲＴＡ为动力的空间飞行器。ＲＴＡ发动机是一 台带加力／冲压燃烧室的变循环涡轮风扇发动机【３】（图３）。这台变循环涡扇发动机是在ＧＥＡＥ公 司已经发展成功地Ｆ１２０基础上改进的。与日本Ｈｙｐｒ９０发动机不同，它没有可调涡轮导叶，而且 是加力的。日本Ｈｙｐｒ９０发动机由于不加力，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。ＲＴＡ很好地解决了从起飞到高速飞行发动机都能高性能工作的问题。从Ｍ 数０加速到Ｍ数２是以高风扇压比模式工作，跨过声速加力比约为５０％，然后转换成较低风扇压 比模式，加速到Ｍ数３。Ｍ数３以后加力燃烧室转换成冲压燃烧室，涡扇发动机转到接近慢车状 态工作，使飞行速度达到Ｍ数４＋。图４是设计的工作模式。
单级入轨方案比较复杂，为了降低发射总重，采用了在飞行中用液氢冷却吸入空气，将其液 化并分离出液氧进行储存作为火箭发动机的氧化剂。为简化飞行器的燃料系统，ＴＢＣＣ和火箭发 动机全采用液氢燃料。以加力涡扇发动机为动力，？｝冬飞行器从Ｍ数０加速到Ｍ数３，然后转为 双模态冲压发动机，加速到Ｍ数１０．５，其间在Ｍ数３时巡航６０ｍｉｎ制作液氧，Ｍ数６时转为超 燃冲压。同样是为了减轻发射总重，采用雪橇式起落架，如中断发射，需将飞行器上的氢燃料放 空再返回基地着陆。同样１１ｔ酬载，发射总重估计达４５４ｔ，空重１７０ｔ。每公斤酬载重复发生费用 达１８００美元。
图２ ＨｙｐｒｇＯ ＡＴＲ发动机
２
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
２．５－３．０涡扇和冲压转接，Ｍ数３～５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，涡扇部分１９９４年地面试车，１９９６年在ＧＥＡＥ公司作了高空台试验，皆获成功。组合发 动机于１９８９年按计划完成了地面试验。
马赫数 图１ 各类发动机的比冲随飞行Ｍ数的变化 家都开展了大量研究，在不同程度上取得了大量成果。燃气轮发动机创飞行速度记录的应是美国 黑鸟飞机ＳＲ．７１使用的Ｊ５８发动机，长时间巡航的飞行的速度达到Ｍ数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Ｈｙｐｒ－９０【２１计划的变循环发动机。最高运
前言
火箭发动机的出现和发展使人造卫星得以发射成功。发射成本过高越来越使人们感到开发与 利用空间资源受到限制。当前每发射ｌｋｇ酬载到地球轨道平均需要２２０００美元，酬载仅占起飞总 重的１～２％。究其原因，主要是火箭发动机的氧化剂和燃料都必须自身携带，造成比冲低，与氧 化剂从空气中吸入的燃气涡轮发动机相比，在低速飞行段其比冲至少低一个数量级。 按当前全 球每年约发射１００个航天器的水平，尽管火箭发动机消耗燃料和氧化剂高，但其结构简单，如不 要求多次重复使用，火箭仍不失为最理想方案。美国的先进空间运输计划（ＡＳＴＰ）【１】强调可重复 使用，每年发射１０００～２０００次，还要求可靠性提高４个数量级，成本下降２个数量级，如再考虑 发展军民用高速飞机（飞行Ｍ数在４左右）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，实践证明它的可靠性极高，特别是它在低速段，从Ｍ数０到超声速Ｍ数２～３，其 比冲是各类发动机中最高的（图１），因此在高超声速飞行器上，为了高效地在大气层内飞行，燃 气涡轮发动机和冲压发动机（包括亚声速燃烧和超声速燃烧冲压发动机）组成联合或组合循环
参考文献
１ Ｕ．Ｈｕｅｔｅｒ’Ｃ．Ｒ。ＭｃＣｌｉｎｔｏｎ“ＮＡＳＡ＇ｓ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｓｐａｃｅ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｐｒｏｇｒａｍ＇’趟ＡＡ－２００２－５１７５，
ＲＴＡ在今年来特别被重视的一个重要原因是它可作为飞行Ｍ数５以大气层内飞行的军民用 飞机或导弹的动力。
采用吸空气发动机作为高超声速飞行器低速段的动力不仅是因为它的比冲高，在安全可靠、 降低成本和使用灵活性等方面都有其特殊的优点。
（１）安全性：安全性是从终止发射、有动力着陆、复飞、燃料流量、失效率等诸多方面考 虑的。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，使用火箭作为动力则不可能做到。火箭发动机垂直发射所需推力大致是 吸空气发动机的６倍，推进剂流量是吸空气发动机燃油流量的６０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。据分析火箭发动机垂 直发射和用ＴＢＣＣ水平起飞比较，火箭发动机故障率高一个数量级。
（４）其他：使用吸空气发动机水平起飞可利用现有机场，起飞后可灵活地调整飞行轨迹。 于是提高了发射灵活性。采用ＴＢＣＣ两级入轨方案，其载机可以作为大气层内的高速飞机满足民 用、军用的要求，一机多用。
用ＴＢＣＣ发动机为动力的飞行器方案
早在１９９５～１９９６年美国空军学院论证了２０２５年可利用的高超声速攻击平台【４】，其攻击对象是 俄罗斯、中国、朝鲜和伊拉克。所谓平台是飞行器的第一级，可从机场跑道起飞加速到Ｍ数３．５， 然后将其运载的攻击飞行器发射，攻击飞行器可以是高速或高超声速攻击机、高超声速导弹，也 可以是空间管制飞行器。图５是其方案图。显然这种方案最大的好处是飞行平台是多用途的，而
（ＴＢＣＣ）是个很有前景的动力方案。
燃气涡轮发动机为基础的联合（组合）循环发动机（ＴＢＣＣ）方案
吸空气发动机用于航天器的研究已有４０多年的历史。美国的超燃冲压发动机于２００４年在 Ｘ４３Ａ上作了两次试飞，最大飞行Ｍ数达到９．８。俄罗斯、法国、德国、澳大利亚甚至印度等国
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
高超声速飞行与ＴＢＣＣ
陈大光
（北京航空航天大学，北京 １０００８３）
摘要：到目前为止，空间飞行器一直是以火箭发动机为动力，垂直发射。但火箭发动机在大气层内低 速飞行时比冲相对较低、可靠性相对较差。今后为了开发利用空间资源，需大量发射空间飞行器，因 此提出了像飞机一样可多次重复使用、成本低、可靠性和安全性高的要求。吸空气发动机，包括燃气 涡轮发动机和冲压发动机在大气层内飞行其比冲是各类发动机中最高的。而航空燃气涡轮发动机有长 期的使用经验，实践证明它有非常好的可靠性，因此在高超声速飞行器上，使用以燃气涡轮发动机为 基础，将冲压发动机一起组成联合或组合循环（ＴＢＣＣ）是个很有前景的动力方案。本文重点介绍ＴＢＣＣ 方案中的燃气涡轮发动机和以ＴＢＣＣ为低速段动力的水平起飞着陆的航天器方案，并对不同方案进行了 简单比较。
４
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会 且可以用碳氢燃料的燃气轮发动机作动力，技术上有超声速飞机和燃气涡轮发动机的基础。飞行 平台是无人驾驶的，可从一般机场起降，增加了作战的机动性。
图５高超声速攻击飞行平台 图６是波音公司的两级入轨方案【５】。第一级以ＲＴＡ为动力用碳氢燃料，将航天器加速到Ｍ 数４＋后第二级脱离，以火箭基组合动力继续加速入轨。第一级运载机为无人驾驶的，驾驶员和乘 员在第二级内，发射时可以控制运载机，第二级脱离后，运载机无人驾驶返回地面。这个方案可 运送ｌＩｔ酬载到国际空间站。酬载的选定是控制发射总重为５５０ｔ，相当于Ａ．２２５或Ａ一３８０的起飞 总重，以便可以使用现有机场起降。该方案的最大优点是：１）每级只有一种动力，因而降低了 流路一体化设计的复杂性，而且在每种动力工作的范围内可以进行最大可能的优化：２）第一级 可用碳氢燃料，成本低，一般机场都可获取；３）由于第一级飞行Ｍ数在４以下，不需要热防护， 结构简单，第二级需要热防护但湿润面积小，成本降低；４）第一级改装后可作一般军民用Ｍ数 ４的高速飞机。这是从材料的热防护考虑，下一代的高速民机和最有发展前景的超声速远程攻击 机都将最大飞行速度限制在Ｍ数４左右。
（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 素都对提高可靠性有利。前面已经指出，酬载占起飞总重的比例，纯火箭约为１￣２％，而ＴＢＣＣ 可以达到４－－８％，即增加２～３倍。这样即可大大降低起飞总重，不但降低成本，还可利用这一优 势提高飞行器结构所占的重量比例，给提高结构强度，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为实践所证明，其可靠性优势是众所周知的。
１８０００
１５０∞
，、
１２０００
ｇ
馘
９０００
握
６０００
３０００
Ｏ
图３ ＲＴＡ发动机
Ｍ数 图４ ＲＴＡ的设计工作模式
——一
中国航空学会推进系统气动热力学专业第十届学术交流会
该发动机的地面试验用缩尺模型计划于２００７年试车，尺寸更小的模型计划２００９年在Ｘ４３Ｂ 上试飞。采用ＶＡＡＴＥ计划和ＵＥＥＴ计划中发展的新技术后，计划到２０１５年，推重比达到１５以 上，工作Ｍ数达到５＋，与Ｊ５８相比部件寿命将是它的４倍，维修工作量大大降低，可靠性达到 现代民航机用发动机水平。
从以上几种方案可以看出：采用ＴＢＣＣ为动力的两级入轨方案比较合理，大大简化了飞行器 及其燃油系统的设计，可达到低成本、高安全性和高可靠性的目的。
结论
为了降低发射成本，达到可重复使用和提高安区、安全性及可靠性目的，飞行器低速段使用 以燃气涡轮发动机为基础的组合或联合循环发动机比较合理。相应的飞行器方案，以两级入轨更 有发展前景。如第一级最大飞行Ｍ数定为４则有第一级飞行器不需要热防护，而且可以很容易 改装成为军民用高速飞机的优点。
行Ｍ数为５。图２是地面试验用涡扇一冲压组合发动机的剖面图。涡扇部分是双轴不加力变循环 发动机。其后是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。涡扇发动机的低压 涡轮导向器可调，起飞状态关小以加大涵道比，降低排气噪声；高速飞行时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。模式选择阀门用来选择涡扇工作模式、冲 压工作模式和涡扇一冲压同时工作（接力）模式。涡扇发动机从起飞一直工作到Ｍ数３，Ｍ数