2018, Vol. 39
2. 北京动力机械研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，北京 100074;
3. 北京动力机械研究所，北京 100074
2. Science and Technology on Scramjet Laboratory, Beijing Power Machinery Institute, Beijing 100074, China;
3. Beijing Power Machinery Institute, Beijing 100074, China
以水平起降、重复使用临近空间飞行器和空天飞行器为应用背景的组合循环发动机概念种类较多，其技术前沿性、系统复杂性决定了大多数组合发动机处于探索阶段[1]。涡轮基组合循环发动机（TBCC）的串联TBCC是唯一实现水平起降、超声速飞行应用的组合发动机[2]，但无法适应高超声速（Ma5以上）飞行；并联TBCC比冲性能优越，适合高超声速飞行和巡航，但涡轮与双模态超燃冲压发动机模态转换存在“推力陷阱”问题，解决的技术途径一直在探索中[3~5]；串并联TBCC要付出更大的质量代价，且系统和发动机控制也更为复杂。火箭基组合循环发动机（RBCC）理论上适合全域飞行，但低速段性能低的固有特点使其难以适应零速启动和水平起降[6, 7]。TRIJET发动机通过火箭引射实现成熟涡轮和双模态冲压发动机之间的过渡，三通道系统结构质量和空间占用偏大[8, 9]。协同吸气式火箭发动机（SABRE，佩刀发动机）在预冷应用于吸气式发动机有极大的创新，融合了涡轮、火箭和冲压发动机技术，具有在速度从零速到入轨速度，高度从地面到轨道空间的全域工作能力[10, 11]，但采用低温液氢燃料做冷源及多种推进剂、工作介质导致系统过于庞杂，难以便捷使用。
本文提出涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机（Turbine-Based Dual-Combustor Scramjet Combined Cycle Propulsion，TBDC）概念，在保持单一燃料或推进剂前提下，针对组合发动机模态转换过程普遍存在的“推力陷阱”问题，突破双燃烧室超燃冲压发动机轴对称构型限制，充分利用双燃发动机工作下边界低的特性和宽速域的优势[12, 13]，统筹组合发动机已有的进气调节功能进一步拓展双燃模态的稳定工作下限，与涡轮基进行循环和结构一体化设计，可实现Ma2.5~3模态转换、推力接续，适应Ma0~6+临近空间飞行器和空天飞行器使用需求。
2 涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机 2.1 概念方案TBDC由涡轮发动机和非轴对称双燃烧室超燃冲压发动机以并联布局、结构和热力循环组合、共用可调进排气系统形成具备宽速域（Ma0~6+）、大空域（0~30km）工作能力的组合循环发动机，如图 1所示，兼具涡轮发动机自主起动、中低马赫数燃油经济性好的特点和冲压发动机高马赫数比冲高、速度特性好的优势。双燃烧室概念见图 2。
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Fig. 1 TBDC concept |
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Fig. 2 Dual combustor concept |
TBDC在不同速域范围由不同部件与涡轮基、冲压级匹配工作实现热力循环。中低马赫数区（Ma0~2.5），空气由压气机增压，涡轮燃烧室内与燃油掺混燃烧加热，膨胀推动涡轮做功带动压气机工作、加速产生推力；高马赫数区（Ma2.5~3以上），增压主要由进气道实现，来流经过分置进气道分别进入预燃室与燃料掺混富油预燃，主燃室内富油燃气与超声速压缩空气进一步掺混燃烧，通过喷管加速产生推力。
TBDC具备正、反向工作能力，如图 3所示，其正向工作流程如下：
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Fig. 3 TBDC working mode |
（1）涡轮模态（Ma0~2.5）：启动和低速飞行条件下，涡轮发动机工作，双燃高速通道关闭。对应飞行器状态为起飞、亚声速飞行（加速、巡航或空中加油）、跨声速和超声速飞行（加速、巡航）。
（2）模态转换（Ma2.5~3）：通过进气道调节，高速通道逐渐打开，双燃分置进气道调节。高速进气道启动后，双燃发动机点火工作，低速通道与高速通道处于共同工作的方式。逐步关闭低速通道，涡轮发动机熄火退出热力循环。
（3）双燃模态（Ma3~6+）：发动机进口来流主要依靠高速迎面气流的冲压作用压缩空气，双燃烧室超燃冲压发动机工作。涡轮基停止工作或处于发电状态。
2.2 技术特点（1）速域宽、比冲性能好
TBDC可静止启动，工作速域包括亚声速、超声速、高超声速，可实现Ma0~6、高度0~30km宽域、高速工作，工作包线见图 4。
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Fig. 4 Aircraft envelope |
TBDC全程吸气模式工作，充分利用大气中的氧，无需携带氧化剂，发动机的涡轮和双燃烧室超燃冲压采用相同的碳氢燃料。中低马赫数段、高马赫数段分别为涡轮发动机、双燃冲压发动机耗油率和比冲性能，亚声速、超声速巡航经济性好。
采用一维快速性能分析方法，对TBDC发动机的推力和比冲性能进行了评估计算，推力见图 5（a），比冲见图 5（b）。
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Fig. 5 Thrust and specific impulse of TBDC |
涡轮模态性能选用成熟涡轮发动机，应用专业性能分析软件获得沿飞行剖面下推力和比冲性能。
双燃烧室超燃冲压发动机性能采用自编的一维性能分析程序，基于已有流道型面，获得典型状态点推力和比冲性能。
图 5（a）结果显示TBDC发动机可满足飞行器全剖面加速及巡航推力需求，只是在跨声障及模态转换过程中推阻余量相对较小。
（2）推力衔接顺畅
针对涡轮、冲压模态转换过程性能难以接续的“推力陷阱”问题，TBDC发动机采用成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机组合，不依赖难度极大的高速涡轮技术重大突破。
双燃烧室超燃冲压发动机具有低速性能好、启动下边界更低的固有特点[14~16]，利用组合循环发动机共用可调进气道满足双燃烧室超燃冲压发动机中亚燃、超燃燃烧室分别对来流的需求，提升低速段性能，将其工作下边界拓展至Ma2.5，与成熟涡轮技术实现推力性能衔接。
初步获得了模态转换过程双通道推力随时间的变化关系，如图 6所示，结果显示模态转换过程双通道可平稳接力，总推力在8%内波动。
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Fig. 6 Thrust of dual channel during mode transition |
（3）安全性和结构重量具有一定优势
TBDC为两组合发动机方案，采用单一种类燃料，实施对两种发动机的控制与调节，系统简单、使用便捷。TBDC采用常温可贮存煤油燃料，与火箭发动机及其组合类发动机相比，不需要携带额外氧化剂，而目前已知的氧、过氧化氢、红颜硝酸等氧化剂均存在不同程度的安全隐患，与之相比，TBDC发动机系统可靠性、安全性大幅提高。
组合发动机在实现更宽速域性能拓展的同时，必然付出系统复杂、结构质量增加、推进剂及工作介质配置变化的代价，也就是要接受质量惩罚。就组合发动机而言，质量惩罚是与比冲、推力能力同等重要的核心表征参数。
两组合、吸气式、单一燃料发动机是较为简捷的组合发动机形式。双燃发动机因分级燃烧机制及相应的预燃室、分置进气道的设置，在应用于组合发动机时要付出一定的质量代价。但TBDC结构质量比还是优于采用喷水射流预冷技术的双模并联TBCC和串并联TBCC，具有可接受的质量惩罚。
（4）更高速域性能有局限
TBDC发动机主要适用于Ma0~6高速、宽域高超声速临近空间飞行器。由于双燃烧室超燃冲压发动机自身技术特征的约束，TBDC不适合Ma7以上飞行需求。
3 性能分析 3.1 建模与计算本文采用三维数值仿真方法，重点对宽范围双燃烧室超燃冲压通道在低马赫数阶段（Ma2.5）可靠点火、稳定燃烧并获得良好性能进行数值计算，计算域模型见图 7。
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Fig. 7 Computational domain model |
利用商用CFD软件Fluent进行发动机流动和燃烧过程数值仿真。采用三维结构化网格（如图 8所示），对支板、吸除腔和壁面区域进行了局部加密，总网格量约为300万。采用有限体积法，燃烧模型为有限速率涡扩散模型，考虑温度对比热和粘性等参数的影响。
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Fig. 8 Numerical simulation grid |
完成双燃烧室超燃冲压通道三维性能仿真，获得典型状态点性能，见图 9~12，结果显示在Ma2.5~6，H=12~30km内双燃烧室超燃冲压发动机均能可靠点火并稳定燃烧，初步验证TBDC发动机高速通道宽范围工作可行性。
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Fig. 9 Mach number and total temperature for inflow Ma∞=2.5 |
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Fig. 10 Wall static pressure for inflow Ma∞=2.5 |
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Fig. 11 Mach number and total temperature for inflow Ma∞=2.5 |
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Fig. 12 Wall static pressure for inflow Ma∞=6.0 |
通过热力循环分析和典型状态点性能三维仿真计算，初步验证了TBDC可实现推力接续和高速、宽域的组合动力性能。TBDC发动机工作范围宽，工作和模态转换过程极其复杂，存在性能、结构、控制等方面多工作边界的强约束，如何在窄可行域实现发动机协调稳定高效运行，需要突破诸多核心关键技术。
（1）高低速通道构建和一体化设计技术
突破双燃发动机轴对称局限，再造适合并联布局组合发动机的高速通道，既满足双燃发动机低速性能好和高马赫数段性能要求，又能与组合发动机和飞行器随形设计、降低迎风面积和阻力，是TBDC方案的关键核心技术。两种动力类型、双流路进气与工作匹配、多个工作及燃烧模态转换等技术特点，导致一体化设计非常困难。
（2）共用可调进排气技术
利用组合发动机的进气调节功能调节双燃发动机并拓展其工作下边界，特别是双燃发动机预燃机制和分置进气道设置，使得两组合发动机进气调节演变为低速通道、高速通道亚超分置进气的三路进气调节。双通道、分置进气、宽范围工作对进气道出口流量、压升比等指标要求差异很大，尤其在模态转换过程中，如何合理分配各通道空气流量、保证每个通道进气道可靠工作十分关键。
针对尾喷管，双通道共同工作时面临流动干扰、相互拥塞、发动机出口背压差异等问题，采用固定膨胀比喷管难以兼顾宽范围工作性能，而可调方案将面临高温动密封难题。
（3）双燃烧室高效燃烧组织技术
采用亚燃预燃室和超燃主燃室相结合的模式，保持分级燃烧、剪切掺混、凹腔组合等燃烧组织模式和当量比、多环燃油调节及边界层抽吸等性能优化技术，可拓展TBDC发动机的稳定工作边界。由于发动机工作范围宽，并且要适应高速通道构型的变化，需要解决预燃室与亚燃进气道匹配、主燃室与超燃进气道匹配及双燃烧室之间的匹配难题，实现低马赫数状态下可靠点火不溢流，高马赫数状态下低损失高效燃烧。
（4）轻质结构与热防护技术
高速通道双燃烧室中亚燃燃烧室置于超燃燃烧室内，内外均承受高温、高压环境，力热载荷高，热防护难度大。共用可调进排气调节接触面部位需要进行高温动密封，耐高温密封件、变形量控制均面临极高挑战。
将本来结构复杂的双燃发动机应用于组合发动机，并且拓展为与飞行器一体化构型、高速通道分置进气调节，使得TBDC发动机高度集成化的结构设计与实现异常困难，需要采用拓扑优化和增材制造技术，在性能保持、满足强度和轻质化约束下，以材料分布为目标函数进行优化、设计和产品实现。
以往双燃烧室超燃冲压发动机研究立足于一次性使用、被动热防护，如实现可重复使用，需利用超燃冲压发动机技术对其燃烧室进行主动再生冷却设计。从冲压发动机技术进展看，被动、主动热防护可实现水平相当的性能指标，因此采用主动冷却技术的双燃发动机综合性能可以达到被动热防护水平。但其异常复杂的构型，更增加了结构实现难度。
5 结束语本文分析认为，涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机概念具有宽范围工作、燃油经济性好、推力衔接顺畅、安全性较高及结构重量较轻等技术特点，可作为临近空间飞行器和空天飞行器动力装置的新选择。通过一维快速分析和三维仿真计算，初步验证双燃烧室超燃冲压发动机启动下边界低的优势，可在Ma2.5~3内实现涡轮的模态转换，并初步验证了发动机宽范围工作可行性。涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机尚处于概念研究阶段，后续需开展高低速通道一体化设计、双燃烧室高效燃烧组织等关键技术研究，支撑方案深化研究。
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