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本期推荐：变循环涡扇冲压组合发动机发展现状及关键技术分析

推进技术 · 公众号 · · 2020-10-28 11:20

正文

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王占学 ¹ ，张明阳 ²，张晓博 ¹ ，周　莉 ¹

（1. 西北工业大学动力与能源学院，陕西省航空发动机内流动力学重点实验室，陕西西安 710129；2. 中国航发贵阳发动机设计研究所，贵州贵阳 550081）

DOI：10.13675/j.cnki.tjjs.200321

摘要总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状，对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术，包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状，给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议，包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。

关键词变循环；涡扇冲压组合发动机；发展现状；关键技术；综述

1 引言

并联式涡轮基组合循环（Turbine-Based Combined-Cycle, TBCC）发动机一直是国内外组合动力领域关注和研究的热点。并联式TBCC发动机技术发展过程中，一个关键难题是如何解决模态转换过程的“推力陷阱”问题，针对这一关键技术难题，国内外提出了火箭助推、三通道布局等多种解决方式，这其中，发展马赫数4一级高马赫数涡轮发动机是解决模态转换过程“推力陷阱”问题的最直接也是最有效的技术途径之一。另外，高马赫数涡轮发动机也可单独作为高速巡航飞机或导弹的推进系统。

1986~1995年，美国空军、NASA分别通过高速推进评估（High-Speed Propulsion Assessment,HiSPA）和高马赫数涡轮发动机（High Mach Turbine Engine,HiMaTE）项目对多个马赫数4~6的涡轮基推进系统概念进行了深入研究，结果表明，涡扇冲压组合发动机具有最高的推重比^[1]。同期，在超声速客机用双外涵变循环发动机概念的基础上，GE公司提出了高马赫数变循环涡扇冲压组合发动机概念^[2]。20世纪初，NASA根据航天双级入轨飞行器对低速涡轮基动力的需求，开展了革新涡轮加速器（Revolutionary Turbine Accelerator, RTA）研究，并最终选择了GE公司提出的变循环涡扇冲压组合发动机方案^[3]。此外，日本的高超声速运输机推进系统研究计划（Hypersonic Transport Propulsion System Research,HYPR）计划^[4]和欧洲（Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies,LAPCAT）计划^[5]也分别开展了变循环涡扇冲压组合发动机技术研究。

变循环涡扇冲压组合发动机是基于涵道比可调变几何涡轮发动机发展的串联式TBCC发动机，在总体结构上类似双转子加力混排涡扇发动机，从工作原理角度可看作小涵道比涡扇、大涵道比涡扇和冲压3种热力循环的组合循环发动机。根据冲压模态涡轮发动机流路是否与冲压外涵流路有能量传递，可将变循环涡扇冲压组合发动机分为有能量传递构型和无能量传递构型^[6]。GE公司提出的RTA方案属于有能量传递构型，而HYPR计划和LAPCAT计划分别研究了基于单外涵变循环发动机和双外涵变循环发动机的无能量传递构型的涡扇冲压组合发动机。与无能量传递构型相比，有能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机具有结构紧凑、直径较小等优点，是未来马赫数4一级高速涡轮发动机的一个重要发展方向。

与其它类型的高马赫数涡轮发动机相比，变循环涡扇冲压组合发动机具有最优的综合性能，特别是能够实现更低的亚声速巡航耗油率，但也存在技术难度大、研发成本高、周期长等缺点，目前还处于总体方案论证和关键技术验证阶段。

本文以有能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机为主要分析研究对象，总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状，对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点，提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术，基于国内需求和相关技术研究现状，对变循环涡扇冲压组合发动机后续研究重点进行了展望。

2 变循环涡扇冲压组合发动机发展现状

2.1 变循环涡扇冲压组合发动机概念的提出

20世纪80年代后期，在HiMaTE和HiSPA等高马赫数涡轮发动机项目的支持下，GE公司开展了变循环涡扇冲压组合发动机概念研究。GE公司申请了一项变循环涡扇冲压组合发动机的发明专利^[7]，对该发动机的结构及其工作原理进行了详细介绍。该专利指出，变循环涡扇冲压组合发动机具有单外涵、双外涵、风车冲压等3种工作模态，如图1所示。在单外涵模态下，模态选择阀处于关闭状态，可变面积涵道引射器（Variable Area Bypass Injector, VABI）处于完全打开状态，前风扇（由低压涡轮驱动）出口气流全部经过后风扇（由高压涡轮驱动）。在双外涵模态下，模态选择阀打开，可变面积涵道引射器处于中间打开状态，发动机涵道比增大。在风车冲压模态下，模态选择阀打开，可变面积涵道引射器完全关闭，同时调节后风扇进口导叶，使得核心机流路完全关闭，而前风扇将处于风车状态，其出口气流经前风扇外涵道和发动机外涵道进入加力/冲压燃烧室。前风扇风车导致的推力损失相对较小，但带来的好处是可从低压轴提取功率带动加力/冲压燃烧室的燃油泵。该专利还提出了一种带冲压外涵的变循环涡扇冲压组合发动机构型，即在冲压模态下将涡扇发动机流路完全关闭，允许其在更高飞行马赫数条件下工作。

Fig. 1 Flowpaths for the three typical operating modes of variable cycle turbofan-ramjet engine^[7]

2.2 日本HYPR计划开展的变循环涡扇冲压组合发动机研究

1989年，日本启动了HYPR研究计划^[4,]，为期10年，目标是为未来马赫数5的高超声速民用运输机研究推进系统。该计划由日本国际贸易与工业部资助，参与单位包括日本国家空天实验室（NAL），IHI、KHI、MHI等日本发动机公司，以及GEAE、UTC、R&R、SNECMA等国外发动机公司^[4]。基于不同类型吸气式发动机耗油率（Thrust Specific Fuel Consumption,TSFC）随飞行马赫数的变化关系（图2），同时为满足国际民航组织（International Civil Aviation Organization,ICAO）对民机起飞噪声的要求以及超声速飞行时高单位推力的需求，HYPR计划选择了基于单外涵变循环涡扇与亚燃冲压的组合循环发动机。该计划先后研制了高温核心机（HTCE）、变循环涡扇发动机（HYPR90-T）和组合循环发动机（HYPR90-C）等3种缩尺寸验证机，完成了发动机各部件的详细设计与试验研究，包括进气道、风扇、压气机、燃烧室、高/低压涡轮、前可变面积涵道引射器、加力/冲压燃烧室以及引射喷管等。此外，还开展了发动机控制系统设计、排放和噪声特性的分析与试验等研究。

Fig. 2 Engine TSFC vs flight Mach number^[14]

HYPR90-C组合循环发动机采用了串联式布局，主要部件包括2级风扇、5级高压压气机、环形燃烧室、单级高/低压涡轮、加力/冲压燃烧室以及尾喷管，具有模态选择阀、可调压气机静子叶片、可调低压涡轮导向器、前/后可变面积涵道引射器以及可调喷管等6个变几何，其结构示意图如图3所示。HYPR90-C地面验证机的直径为1.28m，长度为6.91m。在起飞、Ma0.95亚声速巡航、Ma2.5爬升以及Ma3爬升等4种典型工况下的关键循环参数如表1所示。一方面，为兼顾起飞工况和高马赫数爬升工况的推力需求，采用了较低的总增压比和较高的节流比；另一方面，为降低耗油率，应用了基于涵道比可调的变循环方案，并且涵道比取值略高于军用混排涡扇发动机。

Fig. 3 HYPR90-C engine layout^[14]

Table 1 Cycle parameter values of the HYPR90-C engine at typical operating conditions^[11,14]

涡轮模态、模态转换以及冲压模态的飞行马赫数区间分别为0~3,2.5~3和2.5~5。模态转换期间，通过主燃烧室燃油流量、加力/冲压燃烧室燃油流量以及上述6个变几何的协同控制，实现发动机推力和空气流量的平稳过渡，保证各部件稳定工作。在涡轮模态下，针对起飞和亚声速巡航任务剖面，为降低排气噪声和耗油率，通过关小低压涡轮导向器、增大喷管喉部面积使得发动机以大涵道比涡扇模式工作；相反，针对超声速加速任务剖面，为增加发动机单位推力，发动机以小涵道比涡扇模式工作。在冲压模态下，模态选择阀打开，涡轮发动机流路完全关闭，进气道出口空气流量经冲压外涵直接进入加力/冲压燃烧室。

HYPR计划于1999年结束，实现了预期目标，完成了世界上第一台涡轮基组合循环发动机的高空台验证试验，达到的关键技术指标^[17]包括：(1）在地面模拟了Ma3飞行条件下的压气机进口温度（335℃），实现了高温核心机在涡轮前温度1700℃条件下持续工作15min；(2）完成了HYPR90-T变循环涡扇发动机的高空台测试，验证了发动机在模拟飞行条件Ma=3,H=20.9km下的风车起动能力；(3）完成了HYPR90-C组合循环发动机的高空台测试，实现了在模拟飞行条件Ma=2.5,H=16.5km下涡扇模态至风车冲压模态的平稳转换。

2.3 美国RTA计划开展的变循环涡扇冲压组合发动机研究

在美国先进航天运输计划（Advanced Space Transportation Program,ASTP）和下一代发射技术（Next Generation Launch Technologies,NGLT）计划框架内，NASA格林研究中心开展了革新涡轮加速器（RTA）项目，目标是为进入太空技术发展涡轮基组合循环推进系统^[29-30]。项目初期，GE、PW、AADC等发动机生产商分别开展了RTA方案设计，波音公司基于上述发动机公司提供的RTA特性开展了双级入轨飞行器与RTA的一体化性能研究^[31]。2002年，基于高推重比、全工况范围内发动机性能与效率权衡等评判准则，GE公司提出的变循环涡扇冲压组合发动机方案被NASA格林研究中心选中，两者联合开展了后续研究^[3]。按照最初规划，RTA项目分两阶段执行，第一阶段基于GE公司现有的YF120双外涵变循环涡扇发动机，设计制造1/2缩尺寸地面验证机RTA-1，并在2006年完成RTA关键技术的系统级验证；第二阶段设计制造接近产品尺寸的地面验证机RTA-2，目标是将发动机的工作马赫数上限提高至5，推重比提高至15^[32]。然而，由于经费、技术等多方面的原因，RTA项目于2005年被取消^[33]。

YF120发动机^[34-35]包含2级风扇和5级高压压气机，分别由单级高、低压涡轮驱动，其中，高压压气机第1级具有与风扇类似的外涵道，被称为核心机驱动风扇级（CDFS），如图4(a)所示。YF120发动机具有单外涵、双外涵2种工作模式，在单外涵模式下，模态选择阀关闭，发动机涵道比降低，实现较高的单位推力；在双外涵模式下，模态选择阀打开，发动机涵道比增大，实现较低的耗油率。一方面，RTA-1地面验证机基本保留了YF120发动机的核心机部件以及低压涡轮。另一方面，为了适应更宽的飞行马赫数范围，重新设计和改进的部件主要包括：(1）基于冲压模态对风扇功能的新要求以及大幅增加的涵道比，设计了新的单级风扇和CDFS，增加了外涵道直径；(2）将常规加力燃烧室替换为超级燃烧室，即加力/冲压燃烧室；(3）高压压气机第2,3级使用了新材料，以适应高速飞行时更高的进口温度。

Fig. 4 Configuration comparison between RTA and two double bypass VCEs

RTA-2验证机在RTA-1的基础上利用美国国防部的综合高性能涡轮发动机技术（Integrated High Performance Turbine Engine Technology,IHPTET）、通用可承担先进涡轮发动机（Versatile Affordable Advanced Turbine Engines,VAATE）以及NASA的超高效发动机技术（Ultra Efficient Engine Technologies,UEET）等研究计划的成果，使其能够满足推重比、耗油率、安全性以及成本等各项指标要求^[32]。在结构上，RTA-2验证机计划采用新的通用核心机（来自VAATE计划研究成果）、低压涡轮以及飞机/发动机一体化喷管。

RTA与YF120发动机、VAATE发动机的结构对比如图4所示，3种发动机的总体结构基本一致，均属于带CDFS的双转子双外涵变循环发动机构型。其中，RTA与VAATE发动机均采用了单级风扇，而且2个发动机研究计划的开始时间接近，因此RTA可看作是VAATE发动机技术在高马赫数涡轮发动机领域的应用。

RTA-1发动机沿飞行轨迹将依次经历单外涵、双外涵、涡扇/冲压模态转换以及冲压等4种工作模态^[32]，如图5所示，与前文介绍的GE公司的变循环涡扇冲压组合发动机专利基本一致。起飞爬升阶段，模态选择阀关闭，发动机工作在单外涵模态，风扇处于最大负荷状态（高压比）。当飞行马赫数超过1.7左右（即飞行器突破推力裕度最小的跨声速段）后，模态选择阀打开，发动机转换为双外涵工作模态。当飞行马赫数超过3后，超级燃烧室工作模式由“常规加力燃烧室”逐渐转向“冲压燃烧室”，发动机转速逐渐降低，实现发动机涡扇模态至冲压模态的平稳转换。在冲压模态下，核心机流路关闭，风扇处于自由风车状态。

Fig. 5 Vehicle flight trajectory and planned test points^[32]

2.4 欧洲LAPCAT计划开展的变循环涡扇冲压组合发动机研究

在LAPCAT计划第一阶段，德国宇航院（German Aerospace Research Establishment,DLR）针对Ma4.5超声速客机开展了变循环涡扇冲压组合发动机总体性能分析与尺寸重量预估研究^[6,]。假设模态转换马赫数为3.5，以安装推力和耗油率为指标，对比分析了3种变循环涡扇冲压组合发动机方案（风扇和压气机的级数不同）以及1种涡喷冲压组合发动机方案。上述4种构型发动机沿飞行轨迹的安装推力和安装耗油率的变化规律如图6所示，其中，TJE-6代表具有6级压气机的涡喷冲压组合发动机，VCE-114代表具有1级风扇、1级CDFS、4级高压压气机的变循环涡扇冲压组合发动机，VCE-213和VCE-214具有类似的含义。计算结果表明，相比于涡喷冲压组合发动机，变循环涡扇冲压组合发动机的亚声速巡航耗油率降低约17%；针对具有亚、超声速巡航剖面的特定飞行任务，总燃油消耗量最低的是VCE-214变循环涡扇冲压组合发动机方案；但在加速爬升过程，变循环涡扇冲压组合发动机的涵道比非常小，接近涡喷发动机工作模式，导致上述4种发动机方案的性能差异很小。从研究结果推断，DLR所研究的变循环涡扇冲压组合发动机应该是双外涵变循环发动机和冲压发动机的简单组合，属于无能量传递构型串联式TBCC发动机。

Fig. 6 Installed thrust and SFC of four LAPCAT-M4 engines vs flight Mach number^[6]

2.5 国内开展的变循环涡扇冲压组合发动机研究

国内针对变循环涡扇冲压组合发动机技术开展了初步研究，主要包括总体方案论证、总体性能仿真以及关键部件的数值模拟与试验研究等。2015年左右，沈阳发动机研究所的扈鹏飞等^[39]开展了Ma3一级高马赫数涡轮发动机总体方案的论证工作，提出可将变循环涡扇冲压组合发动机方案作为远期发展目标。2008年左右，北京航空航天大学的陈敏等^[40]发展了串联式涡扇冲压组合发动机总体性能仿真模型，并以HYPR90-C型变循环涡扇冲压组合发动机为研究对象，完成了进/发/排一体化概念设计以及模态转换控制规律研究。2019年左右，西北工业大学的张明阳^[41]开展了变循环涡扇冲压组合发动机性能仿真建模方法研究，开发了仿真程序，深入分析了变循环涡扇冲压组合发动机的循环参数匹配规律及其工作特性。2020年，北京动力机械研究所的徐思远等^[42]建立了RTA发动机性能仿真模型，制定了RTA发动机沿给定飞行轨迹的模态转换控制计划。

3 变循环涡扇冲压组合发动机构型对比

下面将对比分析有/无能量传递构型变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。

由图2和图5可知，由起飞至中等超声速工况（Ma3左右）的过程中，HYPR90-C和RTA-1采用了相反的模态变化规律，即前者由大涵道比模式转为小涵道比模式，后者则由单外涵（小涵道比）模式转为双外涵（大涵道比）模式。两者沿飞行轨迹的涵道比变化规律如图7所示。

Fig. 7 Engine bypass ratio vs flight Mach number

变循环涡扇冲压组合发动机涵道比调节规律的差异主要与飞行器应用背景、模态转换实现方式不同有关。首先，HYPR90-C应用于高超声速客机，其模态变化规律主要取决于低耗油率和低起飞噪声的要求，因此在起飞爬升阶段，为降低耗油率和起飞噪声，通过关小低压涡轮导向器（Variable Guide Vanes of the Low-Pressure Turbine,LPT VG）增加发动机涵道比，如图7(a)所示；而RTA-1用于完成双级入轨飞行器低速段的起飞加速任务，以提高推力/迎风面积之比和比冲为主要目标^[43]，因此在起飞爬升阶段采用了比冲较高的单外涵模式。其次，在涡扇/冲压模态转换后，通过变几何调节，HYPR90-C的涡轮发动机流路完全关闭，而对于RTA-1，风扇处于风车状态，双外涵模式可看作单外涵涡扇模态向冲压模态转换的一个过渡状态，涵道比的增加实际上代表了模态转换过程的进行。由图7(b)可知，RTA-1总涵道比由单外涵起飞工况的0.7左右增加至双外涵Ma4工况的8左右，发生了10倍以上的变化。由上述分析可知，HYPR90-C实际上采用了单外涵变循环发动机与冲压发动机的“简单”组合，而RTA-1发动机可看作双外涵变循环发动机与冲压发动机的“有机”组合，其关键在于采用了特殊的风扇构型，即单级前风扇+CDFS，这也是无能量传递构型和有能量传递构型变循环涡扇冲压组合发动机在工作原理上的主要区别。

与基于常规涡喷、涡扇发动机的组合发动机相比，变循环涡扇冲压组合发动机具有突出的涵道比调节能力，通过变几何调节可实现多种工作模式，能够更好地满足宽工况、多用途高速飞行器对动力的多样性需求，具有更优的飞/发一体化性能。例如，变循环涡扇冲压组合发动机能够更好地匹配高速飞行器亚声速巡航、超声速巡航以及加速爬升等多种任务剖面对发动机推力和耗油率的要求。

与HYPR90-C构型相比，RTA构型变循环涡扇冲压组合发动机特有的分布式风扇（单级前风扇+CDFS）主要有以下2个优点：(1）具有更宽的风扇压比和涵道比调节范围，发动机可在宽广的飞行马赫数范围内实现更优的推力和耗油率特性；(2）在冲压模态下，单级风扇的流通能力较高，无需在风扇外侧设置冲压外涵道，因此发动机直径较小，在结构上更加紧凑。

需要指出的是，RTA构型目前存在以下不足：首先，根据NASA关于技术成熟度（Technology Readiness Level,TRL）的定义^[44]，RTA构型的TRL较低，仅达到3级，即通过分析和实验对整机关键功能和部件特性进行了概念验证，其所依赖的双外涵变循环发动机技术仍处于研发阶段，而HYPR90-C发动机的TRL达到了6级，已在相关环境（高空试车台）中完成了缩尺寸整机模型的关键功能验证；其次，在飞行马赫数超过4左右后，自由来流的总温开始高于风扇部件材料的耐温上限，因此RTA构型的飞行马赫数上限一般为4~5，低于无能量传递构型的飞行马赫数上限。

4 变循环涡扇冲压组合发动机关键技术

基于美国RTA计划、日本HYPR计划、欧洲LAPCAT计划的研究内容以及课题组开展的变循环涡扇冲压组合发动机总体性能仿真研究^[41]，提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术，主要包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术等。

4.1 总体性能仿真技术

为适应宽广的飞行马赫数范围，变循环涡扇冲压组合发动机采用了较多的变几何部件或机构，具有多种工作模态，不同模态之间的转换过程比较复杂，因此现有的涡轮发动机的建模方法已无法满足变循环涡扇冲压组合发动机性能仿真与分析的需求。此外，由于高马赫数涡轮发动机的整机试验难度更大、成本更高，可靠的发动机设计与仿真工具将发挥关键作用。

GE公司使用其内部程序开展了RTA总体性能仿真研究，但在公开文献中仅给出了RTA风扇级的共同工作线^[45]，如图8所示。由图可知，在起飞工况，发动机采用单外涵小涵道比工作模式，风扇工作线比较接近喘振边界，涵道比约为0.7；随着飞行马赫数的增加，发动机逐渐进入双外涵模式，风扇工作线开始远离喘振边界，其中，在37%相对换算转速状态下，涵道比达到7左右；最终，在Ma4风车冲压模态下，风扇工作点位于特性图低转速大流量区域，相对换算转速在10%~20%内，压比小于1.0。

Fig. 8 RTA fan stage operating line as determined by GE’s cycle code^[45]

在LAPCAT计划第一阶段，德国宇航院的Sippel等^[6,38]开展了Ma4.5无能量传递构型变循环涡扇冲压组合发动机方案研究，所采用的仿真工具为德国宇航院开发的吸气式推进系统分析程序（ABP）。ABP采用了部件级模块化的发动机建模方法，具有发动机热力循环分析、安装性能计算以及尺寸重量预估等功能。

2009年，比利时冯卡门流体动力学研究所的Villace等^[46]使用PROOSIS（PRopulsion Object Oriented SImulation Software）建立了RTA变循环涡扇冲压组合发动机的仿真模型，如图9所示，初步开展了RTA非设计点性能分析与重量估算研究。PROOSIS^[47-49]是基于面向对象技术开发的一种通用可扩展的燃气涡轮发动机仿真软件，提供了先进的图形建模能力以及面向对象的无因果建模语言（EL），能够建立任何可由微分代数方程描述的物理过程的动态模型。PROOSIS能够完成的发动机仿真类型包括单/多设计点计算、非设计点稳/动态计算、试验数据分析、任务分析以及故障诊断等，具备多精度、多学科、分布式仿真能力，能够实现与MATLAB/Simulink的联合仿真以及与C/C++、Fortran代码的混合编程。

Fig. 9 RTA simulation model in the PROOSIS environment^[46]

陈敏等^[40]针对HYPR90-C型变循环涡扇冲压组合发动机，开展了面向Ma5高超声速客机应用的进气道/发动机/排气系统一体化方案设计研究。所使用的仿真程序采用面向对象方法开发，包含7个模块：发动机性能仿真模块，高超声速变几何进气道仿真模块，高超声速排气系统仿真模块，多目标优化模块，发动机尺寸一维计算模块，发动机重量计算模块以及飞机性能仿真模块。各模块之间的关系如图10所示。

Fig. 10 Module chart of the numerical simulation model for the TBCC propulsion systems^[40]

张明阳^[41]研究了变循环涡扇冲压组合发动机总体性能仿真建模方法，包括整机稳态和动态计算模型、变几何部件的建模方法、安装性能计算方法、部件低转速特性拓展方法以及风车性能计算模型等，并基于面向对象技术开发了通用的高速涡轮基推进系统性能仿真程序（HiMach）。同时，发展了基于差分进化优化算法的循环参数匹配方法和模态转换控制规律设计方法。以RTA型变循环涡扇冲压组合发动机为研究对象，针对沿飞行轨迹的发动机最大推力状态，研究了单外涵、双外涵、风车冲压等3种工作模态的循环参数匹配规律以及单/双外涵、双外涵/风车冲压2种模态转换动态过程的参数调节规律。基于HiMach建立的RTA型变循环涡扇冲压组合发动机仿真模型如图11所示。

Fig. 11 RTA simulation model in the HiMach environment^[41]

综上所述，国内外研究者们分别基于现有的涡轮发动机总体性能建模方法，发展了变循环涡扇冲压组合发动机的总体性能仿真模型，而且普遍采用了面向对象的部件级模块化建模技术。通过总体性能仿真，基本掌握了变循环涡扇冲压组合发动机的循环参数匹配规律及其工作特性，但是仿真结果的准确性需得到整机试验结果的进一步确认。此外，风扇、可变面积涵道引射器以及加力/冲压燃烧室等关键部件的特性有待进一步深入研究。

4.2 高速宽工况风扇设计技术

对于有能量传递构型变循环涡扇冲压组合发动机，由总体性能仿真结果^[41]可知，风扇特性是决定组合发动机最大推力特性及其控制规律的关键因素。RTA基本沿用了F120双外涵变循环发动机的分布式风扇构型，即低压涡轮驱动的前风扇+核心机驱动的后风扇（即CDFS），单前风扇由两级改为单级。RTA特有的单级前风扇既要在低马赫数飞行条件下提供高的增压比，满足发动机涡扇模态性能需求，又必须在高马赫数飞行条件下保持高的流通能力，满足发动机冲压模态空气流量需求。因此，高速宽工况风扇设计技术是研制RTA型变循环涡扇冲压组合发动机的一项关键技术。

RTA的风扇级主要由转子、可调出口导向器（Outlet Guide Vanes,OGV）和框架支板组成，如图12所示。2005年，GE公司申请了一项关于高速宽工况风扇级的专利^[50]，该专利指出在起飞工况和初始加速爬升阶段，OGV处于关小位置，以保持高的风扇压比，并在马赫数2.5~4+内，OGV处于打开状态，以增强风扇的流通能力。2007~2017年，NASA格林研究中心对RTA的宽工况风扇级开展了详细研究，包括风扇级设计、数值模拟、试验以及进气畸变对风扇特性的影响^[45, ]。通过试验获取的RTA单级风扇的特性如图13所示，其中，15%~50%等换算转速特性线对应的OGV角度为10°，60%~100%等换算转速特性线对应的OGV角度为0°，即设计点位置。

Fig. 12 RTA fan stage components and flow path^[45]

Fig. 13 RTA fan stage characteristics^[45]

2013年，空军工程大学的李少伟等^[55]参照RTA发动机的工作点变化规律，对高负荷单级风扇的高空高速低换算转速特性进行了数值模拟。结果表明，在高空高速低换算转速下，来流负攻角的增大引发了风扇通道的部分阻塞，限制了通道流量的增大；静子叶片（即出口导向器）角度的旋转能够部分限制来流过大的负攻角的出现，基本消除由气流分离引起的阻塞，进而使风扇的流量进一步增大，改善风扇的通流性。

20世纪70~80年代，前苏联中央航空发动机研究院（Central Institute of Aviation Motors,CIAM）研究了一种应用单级风扇的有能量传递构型涡扇冲压组合发动机^[5]，并通过试验获取了单级风扇的特性及其工作线，如图14所示。通过对比由RTA发动机总体性能仿真得出的风扇工作线和CIAM基于试验获取的单级风扇工作线可知，两者具有类似的变化规律，特别是在高马赫数飞行条件下，风扇工作线逐渐偏向堵塞边界，最终风扇工作点将位于特性图的慢车转速以下大流量区域，风扇压比小于1。

Fig. 14 Fan map and operating line of a turboramjet^[5]

4.3 加力/冲压燃烧室设计技术

加力/冲压燃烧室是变循环涡扇冲压组合发动机的另一个关键部件：一方面，现有的加力燃烧室仅允许其在短时间内工作，而加力/冲压燃烧室要求长时间持续工作，需要采用额外的冷却系统；另一方面，从起飞工况至高马赫数飞行工况，内、外涵进口的温度和压力变化幅度大，气流速度较高，涵道比变化范围宽，这些苛刻的工作条件给燃烧效率、稳定性带来了不利影响，大幅增加了加力/冲压燃烧室的设计难度。此外，加力/冲压燃烧室的调节也是实现发动机平稳模态转换的关键因素。

在RTA项目执行期间，NASA和GE公司联合开展了加力/冲压燃烧室的设计、流场数值模拟以及缩尺寸试验等研究^[3,]。在RTA项目第一阶段，GE公司计划利用F110发动机的加力燃烧室组件制造RTA发动机的加力/冲压燃烧室，前者采用了隔热屏/燃油喷射器/径向火焰稳定器一体化设计方案，其结构示意图如图15所示。为适应RTA发动机不同工作模态内、外涵进口气流参数的变化，还采取了内、外涵分区供油策略。此外，Toledo大学针对一种带凹腔驻涡结构的加力/冲压燃烧室开展了数值模拟和试验研究，结果验证了凹腔结构用于改善火焰稳定性的可行性^[57]。

Fig. 15 Conceptual view of RTA-1 hyperburner^[56]

南京航空航天大学也开展了加力/冲压燃烧室设计与试验研究。朱志新等^[58]通过试验研究了火焰稳定器构型以及进口速度系数、温度和油气比等气动参数对点火特性、贫油熄火特性、燃烧效率等加力/冲压燃烧室性能的影响。程晓军^[59]针对加力/冲压燃烧室燃烧组织的相关技术难点，研究了兼顾涡轮、冲压双模态工作的低阻高效掺混技术、贫油熄火边界拓宽技术以及喷油-稳定器匹配技术。

此外，20世纪90年代，针对无能量传递构型涡喷冲压组合发动机，德国SANGER计划^[60]和日本HYPR计划^[23]均开展了加力/冲压燃烧室试验研究。

4.4 热管理系统设计技术

提高涡轮发动机工作马赫数的上限的关键是解决发动机进口总温升高带来的相关问题。前文主要讨论了高马赫数涡轮发动机的性能问题，此外还有发动机的热防护问题。在高马赫数飞行条件下，如何对发动机热端部件进行有效冷却，即热管理系统设计技术，是包括变循环涡扇冲压组合发动机在内的高马赫数涡轮发动机的一项关键技术。

NASA格林研究中心的Bartolotta^[1]指出，在开展RTA热管理系统设计研究时，需关注以下几个方面：(1）确定由飞机机体流入发动机的燃油的温度，即在设计发动机热管理时还需考虑飞机机体的热防护需求；(2）确定在起飞至Ma 4+飞行区间内发动机燃油消耗量是否满足喷管壁面冷却的需求；(3）验证热管理系统部件设计技术的可行性；(4）发展轻质管式或壳式换热器。

20世纪90年代，德国MTU公司的Rued等^[61]针对一种最高飞行马赫数5.6并以液氢为燃料的涡轮冲压组合发动机，开展了推进系统热管理方案研究。研究结果表明，喷管冷却方案和冷却空气（用于冷却进气道和冲压外涵）换热器是整个热管理系统中最关键的2个部分，而冷却结构的引入将显著增加推进系统的重量。此外，热平衡计算结果表明，在不考虑飞机机体冷却的前提条件下，在飞行轨迹的爬升阶段，氢燃油流量能够满足推进系统的冷却需求。

2004年前后，美国AADC公司开展了并联式TBCC发动机热管理系统设计与仿真研究^[62]。使用美国空军发展的飞行器一体化热管理分析程序（Vehicle Integrated Thermal Management Analysis Code, VITMAC），建立了加力涡喷模态、模态转换以及双模态冲压发动机的热管理系统仿真模型。2010年左右，美国SPIRITECH公司^[63-64]在MATLAB Simscape环境中开发了并联式TBCC发动机热管理/燃油系统仿真模型，并将其集成至高马赫数组合循环发动机动态性能仿真程序（High Mach Transient Engine Combined Cycle Code,HiTECC）中，而HiTECC主要用于并联式TBCC发动机总体性能仿真与控制系统设计研究。

4.5 模态转换设计技术

在由起飞至高马赫数飞行的爬升过程中，变循环涡扇冲压组合发动机将依次采用单外涵、双外涵和风车冲压等3种工作模态。风扇与CDFS的流量匹配关系决定了单外涵至双外涵的模态转换时机。压气机设计压比和压气机出口温度限制决定了双外涵开始向风车冲压模态转换的时机，同时考虑到核心机过早进入风车状态会导致较大的推力损失，因此，双外涵模态至风车冲压模态的转换过程是在较宽的飞行马赫数区间内完成的。不同模态之间的转换是一个涉及较多变几何调节、易出现不稳定流动现象的复杂动态过程。设计合理的模态转换控制规律是实现平稳模态转换的关键。

张明阳^[41]针对RTA型变循环涡扇冲压组合发动机，研究了模态转换动态特性，并提出了一种通用性较高的模态转换控制规律设计方法。基于该方法，既可以将模态转换控制规律设计问题转换为一个发动机稳态或动态共同工作方程组求解问题，也可以将其转换为一个优化设计问题。或者综合运用上述2种转换方式，将与控制目标存在明确对应关系的调节变量以迭代变量形式加入发动机共同工作方程组，通过优化方法确定其余调节变量的调节规律。

徐思远等^[42]基于发动机部件特性法建立了RTA发动机性能仿真模型，对RTA发动机模态转换过程进行了分析，提出了采用不同调节手段实现模态转换过程的方法，对不同转换方法进行了仿真对比，制定了沿给定飞行轨迹的模态转换控制计划。

此外，变循环涡扇冲压组合发动机的2个典型模态转换过程（单/双外涵模态转换、双外涵/风车冲压模态转换）分别与双外涵变循环发动机的单/双外涵模态转换过程、串联式TBCC发动机的涡轮/冲压模态转换过程有类似之处。

20世纪80年代初，GE公司完成了双外涵变循环发动机地面验证机的模态转换试验结果，给出了单/双外涵模态转换过程的变几何调节规律^[65]。唐海龙^[66]和周红^[67]分别以参数研究的方式分析了变几何调节规律对单/双外涵模态转换过程发动机稳、动态特性的影响。贾琳渊^[68]提出了基于稳态模型的单/双外涵模态转换控制规律设计方法，以涡轮功率提取方式考虑转子加减速引起的涡轮剩余功率。

在HYPR计划中，基于发动机动态模型完成了涡扇/冲压模态转换的控制计划设计及动态特性计算，开展了MSV和FVABI的气动模型试验，在世界范围内首次完成了组合循环发动机涡扇/冲压模态转换的高空台模拟试验，验证了模态转换控制规律的可行性^[68,14]。参考HYPR计划的组合循环发动机方案，陈敏等^[69]和张明阳等^[70]分别开展了涡扇/冲压模态转换控制规律研究，均采用了如下研究思路：首先确定模态转换控制规律的设计目标及约束，然后基于稳态模型计算模态转换过程离散点的参数调节规律，并假设这些离散点的时间序列，最后使用动态模型计算模态转换过程的动态特性。

5 变循环涡扇冲压组合发动机研究展望

针对先进的RTA型变循环涡扇冲压组合发动机，基于国内需求和相关技术研究现状，可在以下几个方面开展进一步研究：

（1）发动机总体性能设计与仿真工具

目前，国内学者已普遍采用面向对象方法开发新型发动机的总体性能仿真程序，例如变循环发动机和涡轮冲压组合发动机，这些仿真程序具备了较高的通用性和可扩展能力。高马赫数涡轮发动机设计是一个典型的多学科问题，将涉及发动机性能、尺寸重量、飞行器性能以及热管理等学科，飞/发一体化程度较高，而国内现有的发动机总体性能仿真程序存在灵活性差、与其它仿真工具耦合难度大等问题。因此，有必要改进国内现有发动机总体性能仿真程序的架构，使其满足未来高马赫数涡轮发动机飞/发一体化和多学科设计优化的需求。为此，可借鉴美国推进系统数值仿真程序^[71]（Numerical Propulsion System Simulation,NPSS）和欧洲PROOSIS等处于国际先进水平的发动机仿真程序的架构，两者均采用了面向对象的开放式程序架构，允许用户自定义部件计算模型，具备多学科、多维度、分布式仿真能力。

由于高马赫数涡轮发动机的整机试验难度更大、成本更高，可靠的发动机设计与仿真工具将发挥关键作用。提高部件模型的准确性和精细度是其中的一个重要方面。对于变循环涡扇冲压组合发动机，可变面积涵道引射器、变几何进气道以及引射喷管等变几何部件的计算模型有待进一步改进。为此，可借鉴NPSS的维度缩放技术，发展上述部件的高精度计算模型。

（2）发动机多设计点多学科耦合设计方法

变循环涡扇冲压组合发动机设计不仅是一个典型的多学科问题，还存在多设计点问题。变循环涡扇冲压组合发动机具有起飞、跨声速加速爬升、高马赫数巡航等多个关键工况，这些工况之间存在较强的相互制约关系，对发动机循环设计参数的取值是相互矛盾的。例如，发动机设计压比和节流比的取值应兼顾上述多个关键工况的推力需求。因此，有必要发展发动机多设计点多学科耦合设计方法，以及相应的高效多目标优化算法和代理模型，提高变循环涡扇冲压组合发动机总体方案设计的效率。

（3）发动机热管理系统设计与仿真建模

由4.4节可知，热管理系统设计是研制高马赫数涡轮发动机必须攻克的一项关键技术。国外已初步开展了涡轮冲压组合发动机热管理系统仿真与分析。国内目前开展的推进系统热管理研究主要是针对超燃冲压发动机，并未涉及高马赫数涡轮发动机。总的来说，高马赫数涡轮发动机热管理系统设计技术的成熟度仍然较低，相关研究匮乏，并存在许多有待回答的科学问题：燃烧室消耗的燃料是否具有足够的热沉能力、如何选择燃料类型、发动机的哪些部件需要冷却、热管理系统的引入对发动机性能和飞行器性能的具体影响。为此，应首先开展高马赫数涡轮发动机热管理系统仿真建模研究，并逐步实现发动机热管理系统与发动机总体性能、飞行器热管理系统的耦合设计与仿真。其次，为了降低冷却剂的消耗量，还有必要进一步开展热管理系统精细化建模研究，发展热管理系统方案精确设计方法和热端部件的高效冷却技术。

（4）关键部件的设计与试验

变循环涡扇冲压组合发动机的关键部件包括高速宽工况风扇、加力/冲压燃烧室以及可变面积涵道引射器等。在开展整机试验前，有必要通过关键部件的设计与试验为整机性能设计与仿真提供可靠的部件特性。为此，国内应首先发展上述关键部件的设计方法，然后通过数值模拟或缩尺寸试验对部件设计方法进行验证。

通过上述研究所获得的发动机设计方法与仿真模型也可为变循环发动机和其它类型涡轮冲压组合发动机的研发提供技术支撑。

6 结束语

总体性能仿真结果表明，相比于其它类型高马赫数涡轮发动机，以RTA为代表的有能量传递构型变循环涡扇冲压组合发动机在飞行马赫数0~4内具有最优的综合性能，而且与无能量传递构型涡轮冲压组合发动机相比，发动机直径更小，结构更加紧凑。美国NASA和GE公司联合开展了RTA计划，完成了RTA发动机总体性能仿真以及加力/冲压燃烧室、高速宽工况风扇2个关键部件的设计与试验研究。但是，RTA发动机的技术优势和关键功能还有待整机试验的进一步验证，后续研究还需考虑热管理系统的引入对发动机性能的影响。

基于国内对高马赫数涡轮发动机的迫切需求以及相关技术的研究现状，建议首先从以下几个方面进一步开展变循环涡扇冲压组合发动机技术的预先研究工作：发动机总体性能设计与仿真工具；发动机多设计点多学科耦合设计方法；发动机热管理系统设计与仿真建模；关键部件的设计与试验。由于高马赫数涡轮发动机整机试验难度大、成本高，可靠的变循环涡扇冲压组合发动机设计与仿真工具将发挥关键作用，因此应在充分论证的基础上，逐步开展部件试验、关键技术验证、整机地面验证以及飞行试验，并利用试验数据完善相关设计与仿真工具。

致谢

感谢国家自然科学基金和民机专项科研项目资金的资助。

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引用本文：王占学, 张明阳, 张晓博, 等. 变循环涡扇冲压组合发动机发展现状及关键技术分析[J] .推进技术, 2020, 41(9): 1921-1934. (WANG Zhan-xue, ZHANG Ming-yang, ZHANG Xiao-bo, et al. Development Status and Key Technologies of Variable Cycle Turbofan-Ramjet Engine[J]. Journal of Propulsion Technology, 2020, 41(9):1921-1934.)

作者简介：王占学，博士，教授，研究领域为航空发动机总体设计。

E-mail：[email protected]

通讯作者：张晓博，博士，副教授，研究领域为航空发动机总体设计。

E-mail：[email protected]

基金信息：国家自然科学基金（51876176；51906214）；民机专项科研项目。

中图分类号： V236

文献标识码： A

收稿日期：2020-05-15

修回日期：2020-07-10