[科普中国]-涡轮冲压喷气发动机

简介

涡轮冲压喷气发动机是涡轮(涡喷、涡扇)和冲压两种发动机组合工作的推进装置，如右图所示，两种发动机共用进气道和尾喷管。将涡轮核心机和冲压发动机以不同方式组合在一起，相应的组合发动机便具有不同的最高工作马赫数。

随着飞行速度的提高，压气机和涡轮的效率急剧下降，这时使压气机处于顺桨或风车状态，而冲压燃烧室(加力室)可继续单独工作，飞行马赫数范围可扩大至Mamax=4~4.5(见右图(a))；飞行马赫数再高时，由于涡轮和压气机叶片材料性能的限制，需将涡轮核心机关闭，使气流经过旁路进入冲压燃烧室。为减小气动阻力，涡轮和冲压通道应采用同轴串联布局，称为同轴环包涡轮冲压发动机，其飞行马赫数范围可扩大至Mamax=4．5~5(见右图(b))。

随着飞行速度的进一步提高，在高马赫数下设计的进气道会在低马赫数时引起流经涡轮核心机的流量过剩。为此应使涡轮和冲压同时工作，即应使涡轮和冲压通道呈并联布局；当Mamax=3~3.5时，关闭涡轮核心机，冲压发动机单独继续工作，这种上下并联布局的涡轮冲压发动机可以工作至Mamax=6~7(见右图(c))。涡轮冲压发动机具有较高的比冲，但推重比较低，适用于以巡航为主的超声速推进需求。1

主要结构在很低飞行速下应用最广泛的产生推力的方法，主要是依赖涡轮喷气发动机的机械压缩，它们引入空气流对任何后续能量释放导致正的热循环效率。由机械压缩产生的温度和压力增加也有助于燃料的有效和稳定燃烧。右图一个涡轮冲压发动机的简图，通常称作空气涡轮发动机，是一种充分利用这种原理优点的组合循环发动机。2

涡轮冲压发动机的主要部件按气流方向从左到右分别为：

（1）一种压比合理的高通轴流压缩机，通常称作风扇，因为形式上和功能上都相似。在高自由流马赫数下譬如大于5，对热效率已不再需要风扇的压比，但它的生存性受到所扑获空气高滞止温度的威胁。所以，如果这种发动机要用于甚至更高马赫数情形，则必须做好把风扇从主流中撤除或收回的准备。

（2）一个由分离的燃烧室产生的高温高压气体所驱动的涡轮，涡轮提供风扇需要功率的同时它的进气条件具有与飞行状态无关的优点。这里涡轮气流称为原始气流。风扇和涡轮要求发动机的前部为轴对称而不是二维，这将使飞行器的一体化变得复杂。

（3）混合器使空气流与原始气流产生搅拌，这将增加空气流的总温，同时把未反应的燃料送到全体空气流中燃烧。原始气流可以固意地设计为燃料过富，于是可以提供热的气体燃料便于和空气燃烧。

（4）燃料注射器为气流提供附加的未反应燃料。

（5）燃烧室，包括火焰稳定器，它具有足够的气流驻留时问完成化学反应。

（6）喷管，适当地膨胀达到环境压力。2

相关发展历史俄罗斯高超声速飞行器用组合动力技术的研究始于20世纪50年代。20世纪70～90年代，CIAM对用于高超声速飞机、空天飞机第1级加速器用涡轮冲压组合循环发动机概念进行了研究，对适用于未来高超声速飞机和两级入轨空天飞机的各种结构的动力装置进行了比较分析。其中包括对以涡喷发动机为基础的涡轮冲压发动机、以涡扇发动机为基础的涡轮冲压发动机和火箭一涡轮冲压发动机等进行的研究。通过比较分析发现，对于马赫数6的高超声速飞机而言，其待选动力装置涡轮冲压发动机(以涡喷发动机为基础和以涡扇发动机为基础两种)和以气态氢为燃料的火箭一涡轮冲压发动机都会使飞机的起飞重量增加18%～20%，但如果高超声速飞机巡航飞行时都以高超声速的速度飞行(马赫数6)，那么以气态氢为燃料的火箭一涡轮冲压发动机能保证飞机具有最小的起飞重量。

但是，当亚声速段的航程为20%时，以气态氢为燃料的火箭一涡轮冲压发动机作为高超声速飞机的动力装置会使起飞重量明显增加。通过各种比较得出，以涡扇发动机为基础的涡轮冲压发动机是高超声速飞机的最适合的动力装置，相比其他待选动力装置而言，会使高超声速飞机的起飞重量降低5%。

20世纪90年代，俄罗斯相继推出几个高超声速飞行器及其组合动力的研发计划，其中近期(2015～2020年)研发计划是针对两级入轨高超声速飞行器的研发计划MIGAKC，更远期(2030年以后)的计划为图-2000高超声速飞机研发计划。为配合这些计划的开展，“留里卡一土星”设汁局、CIAM和图拉耶夫“联盟”设计局分别开展了动力装置的研究。对空天飞机上可能采用的几种组合动力装置，如火箭冲压发动机、以加力涡喷发动机为基础的涡轮冲压发动机和以加力涡扇发动机为基础的涡轮冲压发动机在马赫数0~6范围内的工作特性进行了研究。3