收稿日期:2021-08-01; 修回日期:2021-08-25
作者简介:郑日恒(1963—),男,博士,教授,研究领域为高超声速推进。
作者简介:郑日恒(1963—),男,博士,教授,研究领域为高超声速推进。
涡轮基组合循环发动机推力陷阱问题解决方案
(1.北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100083;2.北京动力机械研究所,北京100074)
Overview of solutions to TBCC engine thrust trap problem
ZHENG Riheng1,CHEN Caobin2
(1. School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing 100083,China; 2.Beijing Power Machinery Institute,Beijing 100074,China)
TBCC; thrust trap; solution; variable cycle; pre-cooling; rocket-boosted; hypersonic
备注
摘要
全文
图/表
参考文献
涡轮基组合循环(TBCC)发动机模态转换过程中推力陷阱问题需要得到解决。对比了国内外TBCC发动机推力陷阱问题的解决方案,分析了不同方案在选择时需要考虑的主要影响因素。结果 表明,变循环方案是以几何调节延缓涡轮发动机推力衰减来解决陷阱问题; 而预冷方案和火箭助力方案是以大幅提高发动机整机推力来解决推力陷阱问题。TBCC发动机推力陷阱解决方案的选择,与飞行器的任务需求、发动机性能、燃料选择及技术成熟度等多重要素相关联,需要根据飞行器的具体要求及自身技术积累权衡确定。预冷方案可望在TBCC发动机中得到应用。
The problem of thrust trap during mode transition for turbine based combined cycle(TBCC)needs to be solved. Different solutions to the thrust trap problem of TBCC engine are reviewed and compared in this paper. The basic principles and key technologies of different solutions are compared,and the main factors that should be considered in the selection of solutions are presented. The results show that the variable cycle scheme solves the trap problem by delaying the turbine engine thrust attenuation with geometric adjustment. And the pre-cooling scheme and the rocket-boosted scheme solve the thrust trap problem by greatly increasing the thrust of the engine. The choice of TBCC engine thrust trap solution is related to the mission requirements,engine performance,fuel selection and technology maturity and so on,which need to be determined according to the specific requirements of the aircraft and its own technology accumulation.It is hopeful that the pre-cooling technology may be applied in TBCC engine.
引言
涡轮基组合循环发动机(TBCC)通常指涡轮发动机与冲压发动机的组合。高超声速TBCC发动机在低马赫数下以涡轮模态工作,在高马赫数下以冲压模态工作,在2～4 Ma之间进行模态转换。由于TBCC发动机在低、高马赫数下均具有较好的比冲性能,被视作宽马赫数高超声速飞机和两级入轨飞行器一级动力的较好选择[1-2]。
TBCC发动机无论串联还是并联形式,都需要实现从低马赫数涡轮模态到高马赫数冲压模态的模态转换[3]。由于模态转换点往往处于涡轮发动机工作马赫数上限和冲压发动机马赫数下限,此时传统涡轮发动机由于折合转速过低已逐步进入风车状态附近,发动机推力较小,而且模态转换过程中空气流量从内涵逐渐切换至外涵,内涵推力随着流量的降低迅速下降。而冲压发动机流量由小增大过程中推力增长幅度低于核心机的推力下降幅度,因此TBCC发动机整机在模态转换过程中需经历一段推力显著降低的阶段。在这个过程中,可能出现推阻不平衡的情况导致飞行器持续减速,无法为冲压发动机正常起动提供合适的来流条件,或者即使冲压发动机能够起动但仍旧无法实现推阻平衡而导致模态转换失败。此外,在跨声速阶段,由于发动机阻力显著增加也可能导致飞行器跨声速失败。这类由于推阻不平衡导致飞行器无法完成低速向高速转换被称为推力陷阱问题,如图1所示[4]。
图1 TBCC发动机存在的推力陷阱问题
Fig.1 Trust trap problem of TBCC engine推力陷阱问题的解决可从飞行器的气动外形优化或弹道优化入手[5],尽量降低模态转换时飞行器的阻力,但最主要的途径是发动机方案设计中引入新的解决方案,为飞行器跨声速及完成冲压发动机的接力提供足够的推力和速域裕度。
1 推力陷阱问题的解决方案
2 TBCC发动机推力陷阱问题解决方案选择的影响因素分析
2.1 飞行器任务需求飞行器任务需求是决定发动机方案选择最核心的要素。宽域高超声速飞行器的任务需求总结起来主要有两类:一类是运输型任务,在追求速度的同时对航程具有较高的要求,具有典型的巡航过程; 另一类是加速型任务,要求飞行器在较短的时间内达到一定的高度和速度,无明显巡航点,对航程的要求较低,但对加速过程中总的燃油消耗有要求。
文献[16]指出,HYPR90-C与RTA发动机设计方案及变循环模式存在差异的根本原因就在于应用对象不同。其中HYPR90-C用于高超声速客机,主要倾向于对发动机油耗和起飞噪声的严格要求; 而RTA发动机本就是在美国先进航天运输计划ASTP和下一代发射技术NGLT计划下的产物,用于两级入轨飞行器第一级,因此侧重于对单位面积迎风推力的要求。此外,变循环方案下,虽然采用几何调节解决了高马赫数下涡轮发动机部件匹配的困难,但随着高马赫数下来流总温的上升,压缩部件的性能恶化无法避免,变循环方案中高马赫数下涡轮发动机的推力难以大幅提高,因此变循环方案更适用于推力陷阱问题不过于突出、超声速与亚声速间频繁切换的任务环境。
可见,飞行器任务需求对整机动力方案具有决定性作用。但由于运输型任务与加速型任务之间没有明确界限,因此选用何种方案,需根据飞行器具体指标要求,通过优化对比,综合性能、技术成熟度、燃料选择等各方面要素确定。
2.2 发动机性能发动机性能对TBCC发动机推力陷阱问题解决方案的选择具有重要的影响。表征TBCC发动机性能的关键参数主要有推力、比冲和推重比等。从推力角度来看,采用射流预冷和燃料直接预冷,通过主动冷却来流,使得涡轮发动机在高马赫数下仍然具有与地面推力相当的推力水平。采用火箭助力方案,短时间内火箭发动机增加工质流量也可显著提升推力。但变循环方案在2.5 Ma以上推力性能相对较差。从比冲角度来看,涡扇基变循环方案与燃料直接预冷方案在整个加速段比冲均较高,而尾喷基变循环方案亚声速段比冲性能较差; 火箭助力方案则在2.5 Ma到完全转入冲压模态前比冲性能最差。从推重比角度来看,由于TBCC发动机的研制尚处于初级阶段,发动机推重比对飞行器性能的影响往往通过敏感性分析获得一个范围,具体的方案之间可对比性较弱。但也不难发现,由于预冷器技术的进步,燃料直接预冷方案中加速段动力的推重比相对较高,而火箭助力方案和带独立通道的涡扇基变循环方案,调节机构繁杂,因此发动机推重比提升难度较大。但是在方案论证早期,性能往往不是决定TBCC发动机推力陷阱问题的关键点。
文献[4]选用了一种以JP10为燃料的可满足7 Ma巡航的23 m长的飞行器,对比研究了以火箭助力的TriJet 和基于4 Ma级的高速涡轮机PyroJet两种方案下飞行器的性能。其中双模态冲压发动机在2.5 Ma左右产生实质推力,两种发动机高、低马赫数接力桥如图 17所示,两台发动机推力与比冲性能对比如图 18所示。两种方案的研究结果表明,以PyroJet为动力的方案航程为5 797 km,而以TriJet为动力的方案航程为5 337 km,两种动力方案下的飞行器航程能力差别在10%以内。因此,发动机性能的影响程度仍然与具体的飞行器任务需求下的指标要求直接关联,不能视作决定方案选择的唯一要素。
图 17 PyroJet发动机与TriJet发动机高、低马赫数接力桥的对比
Fig.17 Comparison of high and low Mach number relay bridge between PyroJet engine and TriJet engine
图 18 PyroJet发动机与TriJet发动机性能的对比
Fig.18 Comparison of performance between PyroJet engine and TriJet engine2.3 燃料选择美国吸气式高超声速飞行器发展早期以谋求空天飞行器一次性完成起飞、加速、巡航、减速和着陆的全过程为目标,从20世纪60年代开始,在DARPA、NASA以及美国空军等多个项目的支持下,开展了以NASP和Blackswift为代表的多种高超声速空天飞行器概念的探索研究。从其发历史的经验来看,文献[36]认为燃料和推进方案的选择对于整个项目的推进、系统测试及风险具有重要影响,而推进方案的设计同样与燃料的选择密切相关,因此燃料选择也是决定发动机应用场景及推力陷阱解决方案的关键要素之一。
常温碳氢燃料密度大、使用维护方便,但热沉较低。综合美国ASALM、X-43A、X-51等获得成功演示验证的经验,最高飞行马赫数在6及以下、对飞行器航程有较高要求的飞行器,往往更倾向于选用常温碳氢燃料。液氢燃料热值高、热沉大,但由于其密度低、储存使用相对困难,因此对于追求8+ Ma的高超声速飞机以及执行入轨任务的空天飞行器,往往选用液氢燃料。而液体甲烷燃料热值、热沉能力介于常温碳氢燃料与液氢之间,被视为商业航天运载火箭的理想燃料之一。在TBCC发动机推力陷阱解决方案中,变循环方案与火箭助力方案主要以常温碳氢燃料为主; 而燃料直接预冷方案采用低温燃料可实现涡轮通道更高马赫数的扩展,因此主要选用液氢、液体甲烷等低温燃料。
2.4 技术成熟度当前,获得工程化应用的TBCC发动机,仅有美国J58超声速TBCC发动机技术成熟度最高,其余方案均处于研制阶段,技术成熟度较低。文献[16]中提及NASA对于技术成熟度的评定标准,当前美国RTA发动机由于处于早期研发阶段,技术成熟度为3级; 日本HYPR90-C发动机由于已完成关键技术的验证,因此技术成熟度较高,达到了6级,但RTA发动机与HYPR90-C发动机的研制均已停止; 国内在变循环方案的研究方面尚处于预研阶段,对变循环方案下发动机关键技术的研究比较缺乏。射流预冷方案结构简单,对现有涡轮发动机的改动最小,技术难度较低,因此基于现货发动机有望快速形成工程实用的TBCC动力方案。此外,高紧凑微通道预冷器技术的快速进步,增大了燃料直接预冷方案在TBCC发动机方案设计中的应用可能性,值得关注。随着国内外RBCC发动机技术的逐步成熟,火箭助力方案也将在推力陷阱问题的解决中扮演独特的角色,但涡轮通道与RBCC发动机集成后的宽速域的性能结构匹配调节及减重等方面,依旧存在较大困难。
3 结语
本文综合对比研究了TBCC推力陷阱的解决方案。变循环方案属于无外来能量介入的“主动适应”方案,是以延缓涡轮发动机推力衰减来解决陷阱问题; 而预冷方案和火箭助力方案均属于有外来能量介入的“主动加力”方案,是以显著提高发动机整机推力来解决推力陷阱问题。TBCC发动机推力陷阱解决方案的选择,与飞行器的任务需求、发动机性能、燃料选择及技术成熟度等多重要素相关联,需要根据飞行器的具体要求及自身技术积累权衡确定。射流预冷方案具有较好的性能,且结构简单。而燃料直接预冷方案在0～3 Ma之间综合性能最优,随着预冷器技术的成熟,其应用可能性在增大。
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TBCC推力陷阱问题解决的原理是提高涡轮基发动机马赫数上限或者降低冲压发动机马赫数下限,使得涡轮基与冲压发动机在接力点附近具有足够的推力与速度裕度。
1.1 变循环方案1.1.1 涡喷基旁路放气方案J58发动机最高工作马赫数可达3.2,是最早获得应用的串联TBCC发动机。而J58发动机实现宽域飞行的关键在于采用了旁路放气技术扩展工作边界,其结构形式如图 2所示。
图2 J58发动机
Fig.2 J58 engineJ58涡轮通道为单轴涡喷,在压气机第4级后设计了6根从压气机到加力燃烧室的旁路放气管道,在大于2.2 Ma时,通过控制旁路放气,使得压气机特性图中共同工作点位置下移,流通能力大幅增强,核心机喘振裕度增加,根据压力及流量平衡,核心机流量降低,但发动机总流量增加了22%,因此,发动机在高马赫数下的推力相较于常规涡轮发动机显著增加,具备了高马赫数工作能力。此时发动机已工作在涡轮-冲压共同工作模态,随着马赫数进一步增加,放气管路中流量也进一步增加,马赫数3之后引气管至加力燃烧室的气流燃烧后贡献了J58发动机80%以上的推力,而涡轮基本进入了风车状态[6]。
J58发动机通过涡喷发动机旁路放气方案来解决推力陷阱问题,其成功实现宽速域工作的关键在于宽速域内压气机中间级旁路放气的设计以及复杂高效的气流流动控制。旁路放气措施早期是解决压气机在高马赫数下喘振问题的有效手段,基本原理是通过调整压气机中前后级速度三角形,使得压气机前面级失速状态显著改善,压气机效率提高[7]。
在J58发动机中,充分利用了放气对发动机括稳的好处,并将大量的引入加力燃烧室的气流作为发动机推力的重要来源,大幅增强了涡喷发动机在更高马赫数下的工作能力。此外,复杂高效的气流流动控制也是该发动机宽域飞行的重要保障。SR-71飞机进气道与J58发动机在不同状态下的流动状态如图 3所示,其中间体放气装置与进气锥连通,在亚声速状态下进气道通过中间体放气装置从飞行器外部引入空气,使得发动机可以吸入更多的空气,同时除去进气锥附近的附面层; 在高马赫数下旁路通道阀门的开闭配合进气锥的前后移动,实现了较高的总压恢复性能。
图3 SR-71飞机进气道与J58发动机在不同状态下的流动状态
Fig.3 Flow state of SR-71 aircraft inlet and J58 engine under different conditions1.1.2 涡扇基变循环方案1.1.2.1 RTA方案美国推出了多项高速涡轮发动机研究计划,用于研究4+ Ma的高速涡轮发动机技术。1999年,NASA 与GE公司在高速涡轮机RTA计划第一阶段提出RTA-1方案(见图 4)。RTA-1发动机为双转子涡扇,前端单级风扇由低压涡轮驱动,与常规小涵道比涡扇发动机不同之处在于,RTA的二级核心风扇与高压压气机在同一根轴上,由高压涡轮驱动。
图4 RTA-1高速涡轮发动机
Fig.4 RTA-1 high speed turbine engineRTA发动机的变循环通过控制调节一级风扇后的模态选择阀和后可变面积引射器来实现。其中模态选择阀用于控制流量分配,后可变面积引射器用于冲压流路与核心机流路掺混时的压力平衡调节。在1.6 Ma之前,模态选择阀关闭,RTA以二级风扇、四级高压压气机的常规涡扇模式工作; 在1.6 Ma以后,模态选择阀打开,来流经过一级风扇后,经模态选择阀分流进入涡扇外涵,这部分气流可定义为外涵一次流。剩余气流进入二级风扇增压后,位于风扇外侧的空气也注入外涵通道,成为外涵二次流。外涵二次流与外涵一次流汇合后,经可变面积引射器进入加力燃烧室,构成了RTA-1的冲压通道。二级风扇内侧气流进入核心机燃烧做功。3 Ma以后,基本进入冲压模态[6,8]。不同马赫数下,发动机的状态由可调结构的调节规律与燃油控制规律共同确定[9]。
2009年,在RTA-1基础上,结合IHPTET、VAATE及UEET计划研究得到通用核心机和融合的发动机/机身喷管技术,推出了RTA-2方案(见图5),其基本循环形式与RTA-1基本相同[10]。
RTA发动机是典型的没有独立外涵冲压通道的涡扇发动机变循环方案。徐思远等通过对RTA发动机的建模分析发现,RTA发动机通过主动变循环切换工作模态,在0～4 Ma的过程中涵道比从0.2增加到了1.57,变化了8倍左右[8]。其中双外涵通道的设计,是实现2.5～4 Ma强力稳定工作的关键。此外,宽速域风扇、超级燃烧室等关键部件的设计也是决定RTA发动机方案能否成功的关键[9,11]。
图5 RTA-2高速涡轮发动机
Fig.5 RTA-2 high speed turbine engine文献[12]中强调了RTA-1超级燃烧室所面临的主要风险之一是新的火焰稳定器是否能够在单旁通模式和双旁通模式下实现稳定的火焰传播。文献[13]给出了采用APNASA 仿真和试验得到的RTA发动机宽速域风扇缩比模型在工作线上37%～100%转速内典型转速下的性能,可见变循环涡扇方案中对于风扇的宽域工作性能有较高的要求。
1.1.2.2 HYPR90-C发动机方案日本HYPR90-C发动机是带有独立外涵冲压通道的TBCC。HYPR90-C发动机中共有6处几何调节机构,分别是模态转换阀、高压压气机可变静子叶片、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器、低压涡轮可变导向器与可调尾喷管,如图6所示。核心机外涵与独立冲压外涵之间经前可变面积涵道引射器连通。在0～2.5 Ma之间时,涡扇发动机单独工作; 2.5～3 Ma时涡扇发动机和冲压发动机进行模式转换; 马赫数3以上时冲压发动机单独工作,并继续加速至5.0 Ma[14]。前、后可变面积引射器均用于调节核心机与冲压流路的压力平衡,防止倒流[15]。
图6 HYPR90-C发动机的结构示意图
Fig.6 Structure of HYPR90-C engine从HYPR90-C发动机结构形式来看,涡轮核心机与外涵冲压无能量传递,其克服推力陷阱问题实现宽域工作能力的关键在于利用多个几何调节机构的共同调节,以实现宽速域内发动机流动状态的控制。早在HYPR计划结束之时,HYPR90-C发动机2.5 Ma涡扇模态向冲压模态的转换、3 Ma状态下长时间工作能力以及风车冲压状态下的起动均获验证[16]。
综合分析涡喷发动机旁路放气方案的典型代表J58发动机以及RTA发动机、HYPR-90C涡扇发动机变循环方案,该类方案解决推力陷阱问题的核心机理就在于通过多种几何结构的调节,配合相应的控制规律,通过主动控制涡轮流路与冲压流路在不同马赫数下的流量分配,及时减缓涡轮发动机在高马赫数下的推力衰减,同时通过冲压流路推力及时补充,从而实现低速状态向高速状态的转换。因此,变循环方案中基于涡喷、涡扇核心机解决推力陷阱问题的途径虽然有所不同,但其解决该问题的核心机理是一致的。涡喷基方案与涡扇基方案相比,高马赫数下由于全部气流需经过多级压气机,限制了其马赫数的进一步提高,因此涡扇基方案的马赫数上限略高于涡喷基方案。此外,涡喷发动机旁路放气方案其核心机为涡喷发动机,因此其低马赫数下的单位推力高但耗油率也高,而涡扇发动机变循环方案亚声速段耗油率低,这是由其基础循环形式决定的。涡喷发动机旁路放气方案已在SR-71高速侦察机上获得充分验证,技术成熟度较高; 但变循环涡扇发动机方案技术成熟度较低,尚未进入工程实用阶段。
1.2 预冷方案预冷方案主要包含射流预冷、燃料直接预冷以及使用中间介质间接预冷的方案。使用中间介质间接预冷的典型代表SABRE系列、Scimitar发动机,虽然是涡轮基动力,但由于其产生推力的空气路为吸气式火箭循环,且带有复杂的闭式布雷顿装置,与常规TBCC的涡轮核心机差异较大,因此本文不涉及此类预冷方案,仅对TBCC发动机总体设计具有重要参考意义的射流预冷方案与燃料直接预冷方案进行探讨。
1.2.1 射流预冷方案射流预冷方案通过在压气机前喷射冷却工质对来流降温,使得传统涡轮发动机甚至可以工作到马赫数为6(见图7),在2～5 Ma之间均具有较高的推力性能,因此射流预冷方案可以有效解决TBCC发动机在2～4 Ma之间的推力陷阱问题[17-18]。
图7 射流预冷发动机、涡喷发动机推力与比冲随马赫数的变化曲线
Fig.7 Curves of thrust and impulse with Mach number射流预冷方案中,水是最常见的喷射流体,但是随着马赫数的增加,来流总温迅速升高,需要喷射的水量也迅速增加,发动机比冲迅速降低。此外由于大量喷水有可能造成发动机熄火,通常需在压气机前后注入氧化剂[19]。根据文献[18]中的预冷方案,2 Ma时喷水质量流量比例在3%左右,3 Ma时达到10%,4 Ma时达到17%。如图8所示,射流预冷核心机在2～4 Ma之间,比冲从2 100 s左右下降到1 300 s。
图8 喷水喷氧比例随马赫数的变化曲线
Fig.8 Curve of water spray and oxygen spray ratio with Mach number尽管射流预冷方案对涡轮发动机性能的提升有重要作用,但射流预冷方案的关键难题在于射流雾化装置的设计。在总体性能计算中,对冷却射流与主流的掺混以及冷却剂的雾化、蒸发过程,通常简化成等压热平衡过程来处理[20]。但文献[21]研究发现,即使高马赫数下,喷注到进气道后的水也不会完全蒸发,部分液态水会进入风扇,发动机推力损失与未蒸发量存在对应关系,最大值达到了20%。李艳军等采用FLUENT计算了多种喷射方案下的流场温度、压力变换规律,采用敏感性分析法对温降和蒸发量的影响因素进行了分析,得出来流温度、射流流量和蒸发距离是影响温降的主要因素[22]。罗佳茂等采用数值仿真的方法研究了不同来流马赫数、不同水气比条件下TBCC发动机进气道喷水预冷的流动蒸发特性[23]。研究结果表明,特定马赫数下,随着水气比的增加,温降效果越好,但是进气道中完全蒸发所需要长度也更大,因此特定工况下喷水量要适中; 通过喷水预冷有效扩展了涡轮通道马赫数上限,但计算中工质水采用离散相加入空气中,忽略了水的雾化过程。文献[24-25]以 NASA Stage 35压气机为对象,研究了射流预冷中未蒸发水滴在进气道预冷段和压气机中的流动、蒸发和掺混过程,如图9所示。研究结果表明,在喷水量较大时预冷段会产生激波,降低冷却效果的同时带来了增压效果,且激波随喷水量增大而后移; 应适当增加中心区喷水比例,减小压气机中离心力作用下的径向温度分布不均匀度。
图9 射流预冷中水滴运动图
Fig.9 Motion of water droplets in jet pre-cooling1.2.2 燃料直接预冷方案燃料直接预冷方案是以低温燃料作为冷却工质,通过进气道后的预冷器直接给高温空气降温,从而拓宽涡轮通道马赫数上限。燃料直接预冷发动机典型代表是日本的吸气式膨胀循环ATREX发动机和预冷涡轮喷气发动机PCTJ[26]。由于ATREX发动机采用燃料蒸气来驱动空气压气机,空气流量远大于燃料流量,空气压气机压比受限。因此,燃料直接预冷方案主要指预冷涡轮喷气发动机,如图 10所示。
图 10 S-engine循环原理图
Fig.10 Schematic of S-engine cycle这种方案与常规涡轮发动机相比,是在加力式涡轮发动机前加装预冷器,相对传统涡轮发动机改动较小,因此有望成为解决TBCC推力陷阱问题的重要举措之一,日本的S-engine就是采用这一循环。文献[27]基于T-BEAT软件对比了液氢直接预冷发动机与常规涡喷发动机的性能差异,研究结果表明通过预冷可以显著提高发动机的推力性能,且在4 Ma以前推力随马赫数增加而增大,如图 11所示。但由于马赫数增加导致燃料冷却用量急剧增加,所以预冷涡喷发动机比冲随马赫数增加单调递减。
图 11 液氢直接预冷涡喷发动机与常规涡喷发动机性能对比
Fig.11 Performance comparison between liquid hydrogen direct pre-cooling turbojet and traditional turbojet常见的低温燃料有液氢、液体甲烷等。使用20 K左右的液氢燃料预冷,由3 Ma左右冷却至380 K左右时核心机当量比为1.2左右; 使用111 K左右的液体甲烷预冷,在3 Ma时冷却至380 K左右,核心机当量比在1.3左右,可见3 Ma以前,燃料直接预冷方案下燃料冷却用量与燃烧用量基本相当,基本不存在燃料浪费的问题。另外,低温燃料的使用使得发动机加力燃烧室及飞行器的热防护难度显著降低。日本S-engine以液氢为燃料,北京航天大学提出了以液体甲烷为燃料的7 Ma级TBCC方案设想[28]。但由于低温燃料相对常温燃料使用存储较为不便,因此煤油、吸热型碳氢燃料等常温燃料也在燃料直接预冷方案的考虑之列。周兵等对以煤油为冷却介质的进气预冷涡轮风扇发动机性能进行了计算[29],结果如图 12所示(Ψpc为当量比)。此外,发现低马赫数时预冷涡扇推力的增加是由于空气流量与单位推力增加的共同结果,高马赫数时主要源于空气流量的大幅增加。但实质上,在低马赫数下预冷器的总压损失占主导地位导致发动机性能下降,在高马赫数下温降占主导,对发动机性能有所提高但提高有限,主要原因在于煤油热沉较小,冷却能力不足。
图 12 煤油预冷涡扇发动机性能
Fig.12 Performance of turbofan engine with kerosene pre-cooling预冷器的设计是燃料直接预冷方案的关键。与常规换热器不同的是,预冷器要求功质比达到100 kW/kg以上,且对空气侧压降有严格要求。在预冷器研制方面,日本自1995年以来,在ATREX发动机研制计划下设计和制造了3种型号的预冷器。这些预冷器为管壳式换热器,由多行由内向外层叠的换热管路构成(见图 13)。
图 13 ATREX发动机预冷器(单位:mm)
Fig.13 Precooler of ATREX engine(unit:mm)此外,日本JAXA对预冷器进行了大量试验,成功将气流冷却至180 K,并探索实践了使用喷醇技术来防止微细管结霜的方法。但由于早期微细管成型及设计加工技术较为落后,预冷器功质比较低[30]。2011年,反应发动机公司对外展出了其首个全尺寸的SABRE发动机用预冷器(见图 14),功质比宣称达到400 kW/kg,并于2019月完成了5 Ma来流条件下的预冷器1/4缩比模型的高温试验,在0.05 s内将1 000 ℃的来流冷却到了100 ℃左右,该试验的成功被誉为预冷发动机研制史上的重要里程碑[31]。国内北京航空航天大学、北京动力机械研究所等单位相继开展了高紧凑微通道预冷器的研制工作,并对外展示了与反应发动机公司类似的预冷器样机,标志着国内在高功质比预冷器技术领域取得了重要进步。
图 14 SABRE发动机预冷器
Fig.14 Precooler of SABRE engine综合分析射流预冷与燃料直接预冷方案,可以看出预冷方案不仅在拓展现有发动机边界方面具有显著优势,而且相较于常规涡轮发动机,在2～3 Ma左右推力增加1倍以上。预冷方案解决推力陷阱问题的核心机理就在于通过外部冷却介质的引入,从根本上解决了高马赫数飞行时高温来流对压气机的影响。在高马赫数下压气机仍可工作在高折合转速区域,具有较高的压比和流量,为冲压通道的顺利接力提供较好的推力和速度条件,因此预冷方案解决TBCC推力陷阱问题具有明显的性能优势。此外,国内外在预冷器技术上的进步,也显著推进了该方案在TBCC发动机上的应用。2021年,美国Hermeus公司提出了以预冷涡轮发动机与亚燃冲压组合的TBCC为动力的5 Ma级高超声速飞机项目[32]。综合来看,预冷方案不失为解决以现有涡轮发动机为基础的TBCC发动机推力陷阱问题的较佳技术途径。
1.3 火箭助力方案火箭发动机具有工作速域宽、推力大、比冲低的特点,可在短时间内大幅提高飞行器速度和高度。TBCC发动机的推力陷阱主要存在于跨声速及涡轮-冲压接力段,利用火箭发动机结构紧凑、推力大的优势,可以快速加速通过这一阶段,转入冲压工作模态。因此,火箭助力也是解决TBCC推力陷阱的方案之一。
TriJet发动机通过将涡轮发动机、火箭引射冲压发动机(RBCC)及双模态冲压发动机组合起来,实现从静止到7+ Ma的无缝衔接,如图 15所示。
与常规TBCC相比,TriJet发动机中为双模态冲压,其接力马赫数在4左右,而常规涡轮发动机马赫数上限在2.5 Ma左右,因此涡轮与冲压之间仅靠自身动力显然无法完成从涡轮模态向冲压模态的转换。因此TriJet发动机采用了独立的火箭引射冲压通道,利用的RBCC组合在0.8～4 Ma之间工作,从而解决了TriJet发动机的推力陷阱的问题[4,33]。
北京动力机械研究所提出的TRRE发动机中,也采用火箭助力方案解决推力陷阱问题。TRRE发动机将引射火箭与双模态冲压设计在同一通道中,相比于TriJet发动机,减去了独立的宽域冲压通道。TRRE方案中涡轮发动机工作在2 Ma左右,后火箭引射冲压开始工作,在2～6 Ma之间可根据飞行任务需要选择在冲压模态或火箭冲压模态工作,集合了双模态冲压速域宽与RBCC推力大的优势[34]。
图 15 TriJet发动机循环
Fig.15 Schematic of TriJet engine cycleTRRE发动机工作速域为0～6 Ma、高度区间为0～33 km,其结构如图 16所示[35]。文献[34]中研究了TRRE发动机的性能,通过性能仿真指出TRRE发动机在火箭助力后可为发动机模态转换提供充裕的推力增量,可实现发动机模态的平稳、可靠转换。
图 16 TRRE发动机循环
Fig.16 Schematic of TRRE engine从TriJet发动机和TRRE发动机的发展来看,火箭助力方案是解决推力陷阱问题最直接的手段。但由于火箭发动机比冲过低,往往不直接将火箭发动机与TBCC发动机组合,而是采用火箭与冲压构成火箭引射冲压的RBCC组合增推,在获得推力增益的同时兼顾发动机比冲性能。但这些方案的推重比是否能够达到要求,尚存在结构减重方面很大的技术挑战。
