郭 琦

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

TBCC用涡轮发动机技术的发展

郭 琦

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

涡轮基组合循环(TBCC)发动机，是高超声速巡航导弹、远程高速察打飞机和空天飞行器等未来航空武器系统的理想推进装置。TBCC只有匹配高速(Ma2～4)涡轮发动机技术，才能实现远程高速航空武器系统的技战术指标。高推重比、低耗油率、高温部件的长寿命和耐久性，是高速涡轮发动机的关键技术指标。从上世纪80年代末起，美欧在提高级负荷、减重、减少泄漏、提高温度、减少冷气量和延长高温部件寿命等技术领域，开展了广泛而深入的技术开发与验证。GOTChA技术开发流程是攻克这些技术难关的有效方法。

高马赫数涡轮发动机；发散冷却；VAATE；陶瓷基复合材料；远程攻击；超紧凑燃烧室；预冷冷却空气

1 引言

进入新世纪，随着美国新军事变革的实施，世界航空武器装备向高速、远程和经济的方向发展，在不久的将来，空天一体战、信息一体战及全球作战将成为现实[1]。对于海外军事基地不断缩减或海外没有军事基地的国家来说，要完成对时敏目标的远程快速攻击或侦察任务，高速飞行器至关重要。高超声速飞行器是未来军民用航空器的战略发展方向，被喻为将是继螺旋桨、喷气推进之后航空史上的第三次革命[2]。高超声速巡航导弹、远程高速察打飞机和空天飞行器等未来武器系统及超声速民用客机，都需借助涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术，而高速(Ma2～4)涡轮发动机是其关键技术。

从上世纪80年代末起，美欧持续进行了高推重比涡轮发动机技术研究。美国通过IHPTET、VAATE、UEET、RTA、HiSTED、RATTLRS、ADVENT等计划，持续开展高速涡轮发动机技术开发与验证，并取得一些关键技术突破(图1)。欧洲在ACME、AMET、LAPCAT等计划中，对高速涡轮发动机的关键部件技术进行了研究。

图1 威廉姆斯公司的高马赫数WJ38涡轮发动机[3]Fig.1 Williams International high Mach WJ38 turbine engine

2 用TBCC推进的高速航空武器平台

2.1 高超声速巡航导弹

高超声速巡航导弹能高速飞行几分钟打击几百海里外的时敏目标，如弹道导弹发射架、疾驶的车辆、海上的舰船及各种加固目标。发展TBCC推进装置，除需突破高速涡轮发动机技术外，还要克服超燃冲压发动机的技术障碍。

2.2 远程(全球)侦察和攻击飞机

发展高空高速有/无人侦察飞机是未来战争的一个新方向。国外正在研究超声速巡航攻击飞机，以替代目前的亚声速轰炸机。这种类型的飞机采用碳氢燃料的TBCC发动机。事实上，半个世纪前，J58发动机的出色表现已展示了TBCC动力系统的可行性、优越性和战术用途。

一般而言，涡扇发动机在整个飞行范围内只起加速器的作用，使飞行器达到冲压发动机单独有效工作的飞行速度，而在飞行过程的大部分时间里并不工作。因此涡扇发动机的重量和尺寸应尽可能小，即推重比大。

2.3 吸气式空天飞行器

快速反应空天飞行器用氢燃料的TBCC发动机作为低速段(Ma0～12)的动力装置，具有比冲高、安全可靠、成本低和灵活性好等优点[1,4]。高超声速飞行器若结合高性能的C4ISR系统，将使空天飞行器的威力大增，实现太空支持和天军作战。

3 高速涡轮发动机关键技术进展

高速涡轮发动机的关键性能指标是：具备高推重比，尽可能保证飞行器尺寸较小；整个飞行过程中始终保持较低的耗油率，以满足远程飞行的需要；高工作压力和温度环境下具备长寿命和良好耐久性，以提高重复使用飞行器的作战效能。因此，高速涡轮发动机需开发轻质创新结构部件，提高高温环境下的部件效率，采用耐高温轻质材料及高效冷却技术。

3.1 高效冷却技术

3.1.1 发散冷却技术

发散冷却是非常高效的创新冷却结构设计，可用于燃烧室和高压涡轮，能大幅提高冷却效果，减少冷却用气量，同时延长工作寿命，降低成本。冷却介质从多孔材料的微孔里以与热流相反的方向流出，利用多孔材料优秀的传热传质性能，将冷却介质均匀地输送到整个高温表面，冷却介质在多孔材料内部与多孔材料进行热交换，吸收热量，同时在高温表面形成一层薄膜，提高了冷却效率和冷却部位的准确性。美国艾利逊公司开发的Lamilloy多孔层板冷却工艺，每层都铸造有多个孔或多个通道(图2)。IHPTET计划对采用Lamilloy工艺的高温燃烧室进行了验证，火焰筒外环采用MA754材料多孔发散冷却层板，承受的最高温度提高了110 K。该技术已在F136发动机燃烧室的外环上采用。

图2 Lamilloy多孔层板Fig.2 Lamilloy structure

发散冷却技术在高压涡轮上得到广泛应用，如铸冷叶片、超冷叶片及双层壁Lamilloy叶片。采用该技术后，高压涡轮工作叶片能承受更高温度，或在同样温度情况下寿命得以延长。铸冷是艾利逊公司的一项专利技术，利用该技术可在单晶涡轮叶片内部一次铸造出十分复杂的冷却结构，也可在耐高温单晶材料中铸造出小孔和复杂形状。超冷叶片有几百个铸造的或激光打的小孔，外形与常规冷却叶片没区别，内部采用CFD方法设计。

3.1.2 预冷冷却空气

随着燃烧室最高温度的增加，发动机热端部件需要更多的冷却空气及更高效的冷却技术。利用引出更多压缩空气对热端部件进行冷却，并非理想解决方法，这会降低发动机热力循环效率。同时，随着总压比的增加，引气的温度越来越高。减少冷气量的一个可行方法是利用油气换热器，使温度较高的冷却空气与燃油进行热交换。预冷冷却空气技术可减少冷却空气用量，从而提高发动机总效率；升高燃烧室进口温度，进而提高推重比；同时还可延长高温部件寿命。但增加换热器会增加发动机的复杂性、零件数和重量，放大被探测到的弱点，也会增加飞机的燃油热负荷。

3.1.3 脉冲气膜冷却

美国空军研究实验室开发了一种叫脉冲气膜冷却的新型冷却方法，用来对涡轮叶型前缘部位进行气膜冷却。该方法使用脉冲气膜冷却气流和扩散成形孔结构，取代了目前在涡轮发动机中普遍采用的连续气膜冷却气流和典型的圆柱形孔结构，能使气膜冷却气流减少18%～41%。

3.2 轻质耐高温材料

3.2.1 陶瓷基复合材料(CMC)

CMC的优势非常明显：可在不带冷却的条件下承受1 650 K以上的高温，密度是传统叶片材料的三分之一，热膨胀系数是传统镍基合金的四分之一。CMC能承受更高的温度，可取消或减少冷却气流，从而提高涡轮效率；可简化结构，大幅减轻结构重量，提高叶片转速，延长使用寿命，增大发动机推力。目前，航空发动机领域正在研究碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(C/SiC)和碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(SiC/SiC)两种采用连续纤维增强的陶瓷基复合材料，其中C/SiC的抗氧化性能相对较差[5]。IHPTET计划验证的空心CMC高压涡轮导叶与常规镍基高温合金导叶相比，重量轻50%，冷却气量减少20%。IHPTET计划开发的不带冷却的CMC低压涡轮工作叶片所能承受的温度，明显比类似低压涡轮带冷却金属叶片的高，这显著减少了常规金属工作叶片所需的冷却气量，从而增加系统推力。此项技术是为F136发动机未来发展型和VAATE计划中远程攻击推进系统设计一种带冷却CMC低压涡轮工作叶片的第一步。一旦得到验证，就能用CMC来制造大型涡扇和涡喷发动机的一些低压涡轮零件，使涡轮工作温度进一步提高[6]。

尽管CMC用于热端部件前景诱人，但仍需克服设计约束、CMC基工艺的复杂性、可行的部件加工方法及与金属零件的联接问题等挑战。

3.2.2 金属基复合材料(MMC)

对比常规金属材料，MMC重量明显更轻，耐温能力更强。钛铝耐高温能力比铝强，重量比钛合金和镍合金轻，可用于燃烧室机匣和压气机最后几级的工作叶片。γ-TiAl材料用于压气机，密度低，刚性好，耐温能力高于钛合金，可解决钛火问题。钛基复合材料是制造整体叶环(图3)的理想材料，IHPTET计划已进行了验证。高温涡轮部件材料可采用钛铝、镍铝(镍铝耐高温能力强于镍基高温合金)等金属间化合物，这类材料具有重量轻、耐高温、强度高等优点。但还须评估MMC材料的特性(如延展性)并改进制造工艺。

图3 整体叶环Fig.3 Bling

3.4 轻质创新结构部件

3.4.1 超紧凑燃烧室(UCC)

图4 超紧凑燃烧室概念Fig.4 Ultra compact combustor concept

图5 涡轮级间燃烧概念Fig.5 UCC/ITB concept

图6 驻涡燃烧概念Fig.6 Trapped vortex combustion concept

与传统燃烧室相比，超紧凑燃烧室[7，8](图4)涉及三大独特概念：涡轮级间燃烧(图5)、驻涡燃烧(图6)和离心力强化燃烧。UCC设计原理是，空气以一定角度射入涡轮级间腔体，形成高旋流，利用离心加速度效应形成径向火焰(常规燃烧室是轴向火焰)，以缩短火焰长度，同时采用驻涡燃烧技术来稳定火焰。为缩短燃烧时间，须提高可燃物的火焰传播速率。NASA格林研究中心的研究表明，当离心加速度大于200 g时，火焰传播速率与离心加速度的平方根成正比。因此，离心加速度是提高火焰传播速率、缩短火焰长度的关键。此类燃烧室在保持性能的前提下，可使燃烧室缩短50%。另外，由于超紧凑燃烧室依靠来流的旋流效应，因此可取消燃烧室前的静子，进一步减轻重量。

3.4.2 变循环技术

对于宽马赫数范围的高速飞行器而言，采用变循环技术能使发动机在整个飞行状态下都具有良好的性能。NASA的RTA-1发动机，在亚声速巡航低功率状态下，发动机以双涵(涡扇)模式工作；在超声速巡航高功率状态下，发动机以单涵(涡喷)模式工作。LAPCAT计划开发的三种变循环发动机概念与RTA-1的设计相似，均为双涵道涡扇发动机，主要差异为风扇或压气机的级数及总压比。

可变面积涡轮导向器是其中一项变循环技术。可变面积涡轮导向器在保证高马赫数飞行所需的高单位推力的同时，使核心部件更加紧凑。GE公司和艾利逊公司在XTC76核心机上成功验证了可变面积高压涡轮导向器技术，使耗油率在整个飞行包线内都得到了降低。此技术已应用到F136发动机的高压涡轮上。

核心机驱动风扇级(CDFS)是变循环发动机的关键部件。其固定在压气机上，作用类似于风扇的最后一级，由高压涡轮驱动。这有利于高、低压涡轮间的功率负荷平衡，使高、低压涡轮都可单级使用。与常规涡扇发动机相比，减少了一级低压涡轮，从而减轻了发动机重量。CDFS提高了发动机推重比，并使多设计点飞行器具备非常高效的巡航工作模式。

3.4.3 对转涡轮

对转涡轮设计有很多优势。如去掉低压涡轮导叶可减少冷气量和零件数，降低因涡轮导叶冷却引气导致的泄漏和气动损失，缩短发动机轴向长度，减轻重量，降低成本。从机械强度考虑，当飞机机动飞行时，作用于两转子上的陀螺力矩会相互抵消大部分，可减少外传到飞机机身的力矩。另外，对于装在两转子间的中介轴承，轴承内、外环转向相反时，会大大降低保持架与转子组合体相对内、外环的转速，有利于轴承工作，但这也增加了封严难度。对转涡轮设计的最大挑战是，如何正确地处理由此引起的高低压涡轮之间的非定常相互干扰。F136发动机和LAPCAT计划的Scimitar发动机，均采用了对转涡轮设计技术。

3.5 提高高温部件效率的措施

发动机部件设计过程中，传统设计方法是采用大的安全设计裕度，以保证发动机在整个寿命周期及整个飞行包线内都能正常工作，但安全裕度大会降低发动机性能。采用主动控制技术能安全地减小这些裕度[9]，提高高温环境下的部件效率。

(1) 流动主动控制

发动机内部的流动主动控制，主要采取稳定性主动控制、叶尖间隙主动控制及流体附面层主动控制。

稳定性主动控制可预防失速和喘振，提高推重比，降低油耗和成本。为保证常规发动机系统无失速工作，压气机设计就要求失速压比超过稳态和过渡态压比10%～30%，这就必须增加压气机级数，将导致重量和成本增加，并影响气动性能。主动稳定性控制能减少所需压气机级数，从而减轻重量，降低成本。

在宽马赫数工作状态下，由于叶尖间隙而造成的漏气对压气机和涡轮的效率造成严重影响，可采用主动间隙控制技术。

利用先进传感器感知壁面流体在附面层分离时的切应力扰动，并控制分布在叶片表面的微泡驱动器吹气或吸气，可实现对流体附面层的主动控制。

(2) 燃烧过程主动控制

燃烧过程主动控制的目的，是解决先进推进系统燃烧不稳定和燃烧室出口温度分布不均，从而提高燃烧室及涡轮部件的寿命及可靠性。

4TBCC技术发展途径分析和建议

现有涡轮发动机虽能使飞机和导弹达到Ma3以上，但推重比小，维修性和耐久性都差。GE公司的研究表明，在涡扇冲压组合、串联式涡轮冲压组合、环绕式涡轮冲压组合和膨胀器空气涡轮冲压组合四种组合方式中，涡扇冲压组合方案最好[10]。

4.1 依托大型预研计划实现关键技术突破

TBCC的涡轮发动机最理想的特性是推重比高、耗油率低，对于可重复使用的高超声速飞行器，还应保证在高工作压力和温度环境下具备良好的寿命和耐久性。美国的IHPTET计划经过18年时间，完成了高推重比大型涡扇/涡喷发动机和导弹用涡轮发动机的关键技术验证。2005年IHPTET计划结束后，美国又即时实施VAATE计划，继续开发验证更高推重比的涡轮发动机技术。前述高速涡轮发动机关键技术都在IHPTET或VAATE计划下开发。

NASA的革命性涡轮加速器(RTA)计划，对IHPTET和VAATE计划开发的大推力先进涡轮发动机技术在TBCC中的应用，进行考核验证。RTA计划第一阶段(RTA-1)是对相关技术进行系统验证试验，考核涡轮发动机能否在较宽马赫数范围下工作；第二阶段(RTA-2)通过地面试验，考核推重比15的涡轮发动机能否在Ma5状态下工作[11]。RTA-1(图7)先以成熟的YF120发动机技术为基础，根据TBCC的要求适当改进，如高压压气机第1级换成核心机驱动风扇，第2、3级采用耐温能力更好的新材料等，以保证项目进度要求。RTA-2则需融入IHPTET、VAATE及UEET计划开发的先进涡轮发动机技术，以满足设计指标。通过RTA项目，TBCC的技术成熟度能达到6级。

图7 革命性的涡轮加速器RTA-1Fig.7 Revolutionary turbine accelerator RTA-1

4.2 通过先进的GOTChA技术开发流程保证项目目标的实现

IHPTET和VAATE计划都采用了GOTChA技术开发流程。该开发流程是保证重大技术项目目标顺利实现的有效方法，其建立方法[12]是：

第一步是根据用户要求，明确项目顶层目标(Goals)；第二步是根据项目顶层目标分解出各主要部件的技术指标要求(Objectives)；第三步是分析提出达到部件高技术指标要求面临的技术难点(Tech⁃nical Challenges)；第四步是明确提出解决这些技术难点的具体技术途径和创新方法(Approaches)；最后针对特定技术制定实施计划，完成技术开发(图8)。图9是一个GOTChA开发流程实例，Goals是IHPTET计划的总目标，Objectives是陶瓷基复合材料燃烧室火焰筒和涡轮导叶的技术指标。

图8 GOTChA流程Fig.8 GOTChA process

图9 CMC燃烧室火焰筒和涡轮导叶GOTChA流程Fig.9 The GOTChA process of CMC combustor liner and turbine vane

GOTChA方法的最大优点是，能有效控制整个计划的每个重要节点，最大限度掌控项目的进度和成本。GOTChA流程使整个项目目标、技术路线图、关键技术障碍及关键技术方法清晰明了，便于项目各级管理者全面掌控涉及面广的大型科研项目。其独特之处是，自顶向下制定GOTChA流程，然后自底向上完成技术开发，实现顶层目标。GOTChA流程要取得效果，关键是要严格遵从顶层目标、部件技术指标和技术难点的定义。

4.3 高速涡轮发动机技术是实现高超声速飞行器目标的基础

为实现高超声速飞行器的技战术指标，采用高速涡轮发动机技术的TBCC推进系统是最理想的方案。但目前世界上还没有高速涡轮发动机型号产品，美国的高速涡轮发动机也处于关键技术开发与验证阶段。同时，由于发展TBCC系统还需攻克一系列的关键技术障碍，因此在高速涡轮发动机技术成熟之前，可采用现有涡轮发动机技术来推进TBCC的技术发展。

美国提出了一种三喷气式的涡轮与火箭基组合循环(T/RBCC)发动机概念。它将涡喷发动机、火箭引射冲压发动机和双模态冲压发动机三种推进形式组合在一起，形成三喷气式发动机[11]。火箭引射冲压发动机在Ma0～4区间工作，弥补了现有涡轮发动机向双模态冲压发动机转换时推力不足的问题。因此三喷气式组合发动机是高速涡轮发动机技术成熟之前的一个理想替代方案。

为满足高速涡轮发动机的三大关键性能指标，需开发轻质创新结构部件(如超紧凑燃烧室、变循环结构、核心机驱动风扇级和对转涡轮)，采用主动控制技术提高高温环境下的部件效率，采用耐高温轻质材料(如陶瓷基复合材料和金属基复合材料)，以及采用更高效的冷却技术(如发散冷却、预冷冷却空气和脉冲气膜冷却)。

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Evolution of Turbine Engine Technology for TBCC

GUO Qi

(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Turbine based combined cycle(TBCC)engines are ideal propulsion systems for future aero ar⁃mament systems such as hypersonic cruise missiles,long-range and high speed reconnaissance/strike air⁃crafts and aerospace vehicles.The tactical targets of long-range and high speed aero armament systems could be realized no other than TBCC with high speed turbine engine is equipped.The crucial technical in⁃dexes of high speed turbine engines are high thrust-to-weight ratio,low specific fuel consumption,long life and durability of hot section components.Broad research and development at those interrelated areas was introduced in occident since 1980s.The technologies were developed such as light weight innovation struc⁃tures,high component efficiencies at hot environments,high temperature capability and light weight materi⁃als,and very effective cooling.The GOTChA process is an effective method to answer these technology challenges.

high speed turbine engine；transpiration cooling；VAATE；ceramic matrix composites；long-range strike；ultra-compact combustor；pre-cooled cooling air

V235

A

1672-2620(2013)06-0015-06

2013-11-15；

2013-12-23

郭 琦(1966-)，男，四川隆昌人，研究员，硕士，主要从事航空发动机情报研究工作。