高马赫数飞行器：变循环涡扇冲压组合发动机研究现状与未来路径

涡轮基组合循环（Turbine-Based Combined Cycle, TBCC）推进系统作为未来高超声速飞行器的理想动力装置，近年来受到世界航空航天强国的持续关注。其中，变循环涡扇冲压组合发动机凭借其卓越的全速域适应性和优越的经济性，成为TBCC技术领域的重要发展方向。这种发动机通过巧妙的结构设计和工作模态切换，有效解决了传统涡轮发动机在高速飞行条件下的推力衰减问题，以及涡轮与冲压发动机之间的"推力陷阱"难题。

"推力陷阱"现象是TBCC发动机发展过程中面临的关键挑战，指的是在模态转换过程中出现的推力骤降情况，严重制约了组合动力系统在高超声速飞行器上的应用。当飞行马赫数达到3-4的区间时，传统涡轮发动机推力开始显著下降，而冲压发动机尚未达到高效工作状态，导致推力无法满足飞行器持续加速的需求。针对这一技术瓶颈，发展马赫数4一级的高马赫数涡轮发动机被视为最直接且有效的技术途径之一。

自20世纪80年代以来，美国、日本和欧洲等航空航天技术先进国家和地区相继启动了变循环涡扇冲压组合发动机的研究计划，在总体方案设计、关键组件技术和模态转换策略等方面取得了显著进展。本文旨在系统梳理变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状，分析其关键技术挑战，并对未来研究方向提出展望，为我国相关领域的技术发展提供参考。

一、变循环涡扇冲压组合发动机的概念与分类

变循环涡扇冲压组合发动机是一种高度集成的推进系统，通过可变几何组件和模态切换机构实现不同热力循环模式之间的无缝转换。从结构原理上看，该类发动机可视为小涵道比涡扇、大涵道比涡扇和冲压发动机三种热力循环的组合，根据飞行条件选择最优的工作模式，从而在全飞行包线内保持较高的推进效率。

1.1 发动机工作模态

变循环涡扇冲压组合发动机通常具备三种基本工作模态：单外涵模态、双外涵模态和风车冲压模态。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完全打开，前风扇出口气流全部流向后风扇。这种模式适用于高速飞行状态，能够提供较大的推力。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状态，发动机涵道比增大，这种模式在亚声速巡航时具有较好的燃油经济性。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，同时通过调节后风扇进口导叶使核心机流路基本关闭，前风扇进入风车状态，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。此时，前风扇风车产生的推力损失较小，但带来的显著优势是能够从低压轴提取功率，用于驱动加力/冲压燃烧室的燃油泵。

1.2 结构分类与特点

根据冲压模态下涡轮发动机流路是否与冲压外涵流路有能量传递，变循环涡扇冲压组合发动机可分为有能量传递构型和无能量传递构型两大类。有能量传递构型以美国GE公司提出的RTA方案为代表，其特征是在冲压工作模式下，涡轮发动机流路与冲压外涵流路之间存在能量交换，这种构型具有结构紧凑、直径较小等优点。无能量传递构型则包括日本HYPR计划和欧洲LAPCAT计划研究的基于单外涵变循环发动机和双外涵变循环发动机的方案，其特点是涡轮流路与冲压流路相对独立，互不干扰。

值得一提的是，GE公司的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，其在冲压模态下将涡扇发动机流路完全关闭，使发动机能够在更高飞行马赫数条件下工作。这种设计进一步拓展了发动机的工作边界，为马赫数5以上的高速飞行提供了可能性。

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。然而，这种发动机也存在技术难度大、研发成本高、周期长等缺点，目前仍处于总体方案论证和关键技术验证阶段。

二、国际研究计划与发展现状

2.1 日本HYPR计划

日本的高超声速运输机推进系统研究计划（Hypersonic Transport Propulsion System Research, HYPR）始于20世纪90年代，是亚洲地区早期系统研究TBCC推进技术的重要尝试。该计划主要目标是开发适用于高超声速运输机的推进系统技术，其中对变循环涡扇冲压组合发动机的研究取得了显著成果。

HYPR计划采用了一种无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机方案，其核心设计理念是基于单外涵变循环发动机实现涡轮模式与冲压模式之间的平稳过渡。在发动机结构设计上，日本研究人员提出了一种可调几何机构，使得发动机能够根据飞行条件动态调整内部流路，优化不同飞行阶段的工作效率。值得一提的是，该计划在模态转换策略方面进行了深入探索，Miyagi等人提出了基于推力需求的转换算法，通过精确控制燃油流量和几何调节机构，实现了相对平稳的推力过渡。

在实验验证方面，HYPR计划通过地面整机试验验证了串联式TBCC发动机技术的可行性。试验结果显示，所开发的变循环涡扇冲压组合发动机在模态转换过程中推力波动控制在可接受范围内，证明了技术路线的可行性。此外，该计划还对碳氢燃料冷却技术和高温材料进行了深入研究，为发动机在高马赫数条件下的热管理问题提供了解决方案。

2.2 美国RTA计划

美国在20世纪80年代至90年代期间，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在所有评估方案中具有最高的推重比。在这一研究基础上，NASA根据航天双级入轨飞行器对低速涡轮基动力的需求，发起了革新涡轮加速器（Revolutionary Turbine Accelerator, RTA）计划，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。

GE公司提出的RTA方案采用有能量传递构型，这是一种具有创新性的三涵道架构的自适应循环发动机设计。该设计允许发动机在不同的气流通道之间动态调配空气流量，从而在高推力作战模式和高效率巡航模式之间实现更为平滑的切换。与传统的双涵道设计相比，三涵道架构在理论上可以提供更加灵活的气流分配方式，使发动机在亚音速、跨音速和超音速等多种飞行状态下都能保持较高的工作效率。

RTA发动机的一个突出特点是其在宽速域范围内的高性能表现。通过引入旁路燃烧技术，发动机在核心机之外增设了额外的燃烧空间，使部分旁通气流可以参与燃烧过程，从而在高速飞行时显著提升总推力输出。这项技术有效克服了传统涡轮发动机在高马赫数飞行时，由于进气道压缩导致的高温高压环境引起的折合流量大幅下降问题。

在X-43B等高超声速验证机的推进系统研究中，RTA技术提供了关键支持。近年来，美国国防高级研究计划局（DARPA）又启动了高马赫数燃气涡轮（High Mach Gas Turbine, HMGT）计划，旨在"启动与未来可重复使用高超音速飞机需求兼容的HMGT发动机项目的开发"。该计划重点关注概念和初步设计工作，包括确定发动机的核心架构、关键子系统以及完善各部件和整体推进系统的详细技术路线图。

2.3 欧洲LAPCAT计划

欧洲"长期先进推进概念与技术"研究计划（Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies, LAPCAT）是欧盟框架下的重要高超声速技术研究项目，旨在开发能够大幅缩短长途飞行时间的高超声速飞行器推进技术。该计划对变循环涡扇冲压组合发动机的研究主要集中于双外涵变循环发动机的无能量传递构型。

LAPCAT计划的一个显著特点是强调发动机在宽马赫数范围内的适应性。研究人员通过变几何设计和先进控制策略，使发动机能够在从起飞到马赫数5以上的广泛条件下高效工作。计划中开发的发动机模型显示，通过优化涡轮机械和进排气系统的匹配，可以有效减轻模态转换过程中的推力波动问题。

在组合进气道模态转换试验和数值模拟方面，LAPCAT计划取得了突破性进展。研究人员发展了组合进气道模态转换性能简化计算模型和高马赫数涡轮发动机风车性能计算模型，实现了TBCC发动机由涡轮模态至冲压模态完整转换过程的动态性能模拟。这些模型将模态转换过程划分为冲压发动机冷通流打开和涡轮发动机关闭加力、降转、风车关闭等四个典型阶段，基于推力连续准则提出了优化的模态转换策略。

2.4 国内研究进展

我国在变循环涡扇冲压组合发动机领域的研究虽起步较晚，但近年来取得了显著进展。中国科学院工程热物理研究所团队首创了"旁路燃烧与级间混合变模态发动机"技术路线，成功解决了传统涡轮发动机在高空高速飞行条件下推力严重衰减的技术瓶颈。

与国外技术路线不同，中国研究团队选择了具有中国特色的三涵道设计。这种设计并非简单的结构创新，而是对发动机气流分配方式的根本性优化。与美国通用电气和普惠公司研发的XA100与XA101发动机采用的双涵道架构相比，三涵道设计可以提供更加灵活的气流分配方式。发动机能够根据飞行任务需求，在不同的气流通道之间动态调配空气流量，从而在高推力作战模式和高效率巡航模式之间实现更为平滑的切换。

在具体技术创新方面，中国方案采用了三涵道+双燃烧室设计（加力燃烧室不算在内），设计重点在于第二涵道增加了一个级间燃烧室。这一设计的巧妙之处在于，仅需控制级间燃烧室的喷油量大小即可等效实现涵道比调节，根本不需要机械调节结构。这与美国方案采用三涵道+单燃烧室设计，通过2个可调气门实现涵道比调节形成鲜明对比。中国方案避免了复杂的机械调节机构，带来了重量减轻、可靠性提升的显著优势。

测试结果验证了中国方案的优越性能。中科院披露的数据表明，该全尺寸"三涵道"变循环发动机型号在模拟马赫4的高空试验中表现亮眼，模式切换稳定且耗时不足0.5秒，相较涡扇15，燃油消耗降低37.5%，单位推力提升47%。这些性能参数表明，中国的变循环发动机技术在燃油效率和推力密度方面已经达到世界先进水平。

三、变循环涡扇冲压组合发动机关键技术

3.1 总体性能仿真技术

总体性能仿真技术是变循环涡扇冲压组合发动机设计和优化的基础，其核心在于建立能够准确预测发动机在全飞行包线和各工作模式下性能的数学模型。由于这类发动机具有多种工作模式和复杂的几何调节机构，传统的发动机性能仿真方法需要重大改进。

在TBCC发动机性能仿真方面，西北工业大学的研究人员发展了组合进气道模态转换性能简化计算模型和高马赫数涡轮发动机风车性能计算模型，实现了TBCC发动机由涡轮模态至冲压模态完整转换过程的动态性能模拟。他们的研究将模态转换过程划分为四个典型阶段：冲压发动机冷通流打开、涡轮发动机关闭加力、降转以及风车关闭。基于推力连续准则提出的模态转换策略，有效减少了模式转换过程中的推力波动。

对于并联式TBCC发动机，进排气系统的匹配设计对整体性能有决定性影响。研究表明，当涡喷发动机处于加力状态时，排气系统内流场气流分离区减小甚至消失，推力系数相对较高。这意味着通过精确控制发动机工作状态，可以优化整个模态转换过程的推力性能。

近年来，随着计算机技术的发展，多学科耦合仿真和实时性能模拟成为该领域的研究热点。通过集成气动热力学、结构力学、控制理论等多学科知识，建立高保真度的发动机模型，为发动机控制律设计和验证提供了数字化平台。

3.2 高速宽工况风扇设计技术

变循环涡扇冲压组合发动机的风扇组件需要在从起飞到马赫数4以上的极端条件下稳定工作，面临进口温度高、流量变化大和攻角变化剧烈等挑战。高速宽工况风扇设计技术因此成为关键难点之一。

传统风扇设计方法基于特定的设计点，难以满足变循环发动机在宽工况范围内的效率要求。现代先进风扇设计采用全三维流场设计、自适应叶片造型和主动流动控制等技术，显著提升了非设计工况下的性能。例如，通过定制叶片弯掠造型和端壁轮廓，可以控制二次流动发展，扩大稳定工作范围。

在高温高速条件下，风扇还面临气动热力学和结构强度的双重挑战。研究人员正在探索使用高温复合材料和创新冷却结构来解决这些问题。例如，陶瓷基复合材料和碳-碳复合材料在风扇部件中的应用，可以显著提高部件的耐温极限和强度重量比。

值得一提的是，在风车状态下，风扇的工作特性发生根本性变化。研究显示，当涡轮发动机进入风车状态时，风扇和压气机的工作点均位于其特性图的低转速大流量区域，此后随着涡轮发动机空气流量的减小，风扇压比和压气机压比均趋向于1.0。这种特殊的工作状态对风扇设计提出了额外要求，需要在设计阶段就充分考虑风车状态下的气动性能。

3.3 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中的关键能量转换部件，需要在从亚燃到超燃的宽范围内保持高效稳定燃烧。设计技术的挑战主要来自于极端宽工况运行、模态切换过程中的火焰稳定和高热负荷等问题。

对于需要在宽马赫数范围内工作的加力/冲压燃烧室，燃烧组织方式的选择至关重要。常规的扩散燃烧技术在高速条件下面临混合效率低和总压损失大的问题，而预混燃烧技术则存在回火和振荡燃烧的风险。近年来，旋转爆震燃烧和脉冲爆震燃烧等创新燃烧技术受到广泛关注。这些新型燃烧组织方式具有自增压效应和极高的燃烧速率，能够显著提高燃烧效率和推力性能。

中国研究人员提出的一种涡轮基组合循环发动机运行方法，在纯涡轮模态下采用脉冲爆震燃烧模式；在纯冲压模态下采用旋转爆震燃烧模式；在过渡模态下同时采用两种爆震燃烧模式。这种基于新型燃烧技术的方案利用脉冲爆震燃烧的自增压和单位推力高的优点提升高速性能，拓宽纯涡轮模态的工作马赫数上限；同时利用旋转爆震燃烧的燃烧速度快、燃烧效率高、结构简单和长度短的优点，拓宽纯冲压模态的工作马赫数下限。

此外，燃料喷射策略和冷却设计也是加力/冲压燃烧室的关键技术。针对宽工况运行特点，需要开发分级燃料供应系统和自适应燃油喷嘴，确保在各种条件下都能实现燃料与空气的高效混合。对于热防护问题，发散冷却、薄膜冷却和 transpiration cooling等先进冷却技术被广泛研究，以应对高速飞行带来的极高热负荷。

3.4 热管理系统设计技术

随着飞行马赫数的提高，变循环涡扇冲压组合发动机面临的热管理挑战日益严峻。热管理系统不仅需要确保发动机各部件的温度在安全范围内，还要优化整个系统的能量利用效率。这项技术已成为高马赫数涡轮发动机研发的核心难题之一。

在高速飞行条件下，进气预冷技术是应对高温来流的关键手段之一。通过在风扇前嵌入预冷器冷却进口空气，可以显著扩展涡轮基的工作上边界。研究表明，采用预冷方案能有效填补不预冷、定几何方案的推力间隙，在模态转换过程所消耗的冷却剂（如液氮）仅占飞行器总质量的0.6%。这种看似微小的质量代价，带来的却是发动机工作范围的显著拓展。

发动机的热管理不仅涉及发动机本身，还需要考虑与飞行器的一体化设计。高效的热防护系统和热回收装置可以大幅提升推进系统的整体性能。例如，利用燃料作为冷却剂吸收发动机废热，然后再注入燃烧室，既解决了冷却问题，又提高了燃料的化学能利用效率。

近年来，新型热管理材料和自适应热控制策略成为研究热点。相变材料、高导热复合材料和微通道冷却技术等的应用，显著提升了热管理系统的紧凑性和效率。而基于模型预测控制的自适应热管理策略，则能够根据实时飞行状态优化热流分配，确保系统在各种条件下都能保持最佳性能。

3.5 模态转换设计技术

模态转换设计技术是变循环涡扇冲压组合发动机最具挑战性的关键技术之一，直接关系到发动机能否在不同工作模式间平稳过渡，避免推力突变或性能衰减。这项技术涉及气动热力学、控制理论和结构设计等多个学科的深度融合。

在模态转换过程中，推力连续性是最关键的性能指标。研究表明，TBCC发动机推力转换主要发生在涡轮发动机由全加力状态变化至不加力状态过程中。同时，模态转换前期处于冷通流状态的冲压发动机以及后期处于风车状态的涡轮发动机都会产生负推力，最大值分别为模态转换后总推力的5.3%和13.7%。这种负推力现象是导致"推力陷阱"的主要原因之一，需要通过精确的控制策略来补偿。

进排气系统的协调控制对模态转换过程至关重要。研究发现，当涡喷发动机处于不加力状态时，涡喷发动机喷管上膨胀面激波产生位置靠前，出现气流分离，模态转换点损失较大；而当涡喷发动机处于加力状态时，排气系统内流场气流分离区减小甚至消失，推力系数相对较高。这表明通过精确控制发动机工作状态，可以优化模态转换过程中的推力性能。

近年来，智能控制算法在模态转换技术中的应用展示了良好前景。基于模型预测控制、自适应控制和模糊逻辑控制等先进控制方法，能够处理发动机非线性特性和多种不确定因素，实现更加平滑的模式切换。此外，数字孪生技术为模态转换控制律的验证和优化提供了高效平台，大幅降低了实际飞行试验的风险和成本。

四、研究展望与发展对策

基于对变循环涡扇冲压组合发动机技术现状的分析，结合未来高超声速飞行器的发展需求，我们可以从以下几个方面展望该领域的未来发展趋势，并提出相应的发展对策。

4.1 技术发展路径展望

从技术演进角度看，变循环涡扇冲压组合发动机的发展将经历性能优化、系统集成和智能自主三个阶段。近期目标应聚焦于完善发动机本体设计，解决模态转换过程中的推力匹配问题，特别是针对"推力陷阱"现象，需要探索火箭助推、预冷技术和三通道布局等多种解决方式的综合应用。中期目标则应注重发动机与飞行器的一体化设计，优化进排气系统与飞行器本体的气动集成，减少外部阻力。远期目标将是实现推进系统的智能化与自主化，基于数字孪生和人工智能技术，构建能够自主决策、自我优化的智能推进系统。

在组件技术方面，新型燃烧组织方式（如旋转爆震燃烧）、先进热管理材料和自适应结构将是重点发展方向。这些颠覆性技术有可能大幅提升发动机的性能边界，使飞行马赫数上限从目前的4提升至5甚至更高。特别是三涵道架构与旁路燃烧技术的结合，已经展示出在更宽速域内维持高效率的潜力，值得深入研究。

4.2 创新研发模式建议

面对变循环涡扇冲压组合发动机的高技术挑战，传统的线性研发模式已难以满足需求，需要采用更加协同化、数字化和迭代化的研发新模式。建议建立产学研用一体化研发体系，整合基础研究、技术开发、产品验证和应用反馈的全链条资源，加速技术创新进程。

数字孪生技术应当作为发动机研发的核心支撑工具。通过构建与物理发动机高度同步的虚拟模型，可以在研发早期发现和解决潜在问题，大幅缩短开发周期，降低试错成本。值得注意的是，美国在XA100和XA101等自适应发动机研发中已经广泛应用了这类数字化工具，积累了宝贵经验。

考虑到变循环涡扇冲压组合发动机技术的复杂性，建议采取分阶段验证和多路径探索的策略。一方面，通过核心机计划、技术验证平台和飞行验证机等阶段性项目，稳步推进技术成熟度提升；另一方面，鼓励多种技术路径的并行探索，包括有能量传递构型和无能量传递构型、双涵道和三涵道设计等，保持技术发展的多样性和韧性。

4.3 人才培养与国际合作

变循环涡扇冲压组合发动机作为多学科交叉的高技术领域，需要复合型人才的支持。建议加强推进理论与工程实践的融合教育，培养既懂理论又熟悉工程实践的综合型技术团队。特别是针对总体设计、跨学科集成和系统验证等关键环节，需要有意识地建立专业人才梯队。

在自主研发的基础上，开放式创新和国际合作也是推动技术发展的重要途径。可以借鉴日本HYPR计划和欧洲LAPCAT计划的成功经验，建立跨国技术联盟，共享研发资源和试验设施，共同应对技术挑战。特别是对于高空台试验、风洞试验等投入巨大的验证设施，国际合作可以显著降低单个国家的研发成本，加速技术成熟。

五、结论与未来

变循环涡扇冲压组合发动机作为未来高超声速飞行器的关键推进系统，以其优越的全速域性能和燃油经济性，成为世界航空航天强国竞相研究的热点技术。本文系统分析了这类发动机的基本概念、国际研究计划、关键技术以及未来发展方向，得出以下结论：

变循环涡扇冲压组合发动机通过可调几何机构和多模态工作能力，成功解决了传统涡轮发动机在高速条件下的推力衰减问题，有效填补了涡轮与冲压发动机之间的"推力陷阱"。从国际研究现状看，美国、日本、欧洲和中国都在积极开展相关研究，各自选择了不同的技术路径，如美国GE公司的有能量传递构型、日本HYPR计划的无能量传递构型、欧洲LAPCAT计划的双外涵方案，以及中国的三涵道架构，都展示了独特的技术特色和发展潜力。

在关键技术方面，总体性能仿真、高速宽工况风扇设计、加力/冲压燃烧室设计、热管理系统和模态转换设计是当前面临的主要技术挑战。这些技术的突破需要多学科协同创新，特别是新型燃烧技术、先进热管理材料和智能控制算法的引入，为发动机性能提升提供了新的可能性。

展望未来，变循环涡扇冲压组合发动机的发展将更加注重全系统集成、智能化控制和可靠性提升。随着各国对该领域投入的不断增加，预计在2030年前后，我们将看到变循环涡扇冲压组合发动机技术的工程化应用，为高超声速飞行器和第六代战斗机提供强有力的动力支撑。

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