2024年6月5日发(作者：桂雨筠)
第２５卷第３期
５８
燃气涡轮试验与研究
Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ ａｎｄ Ｒｅｓｅａｒｃｈ
Ｖｏ１．２５．Ｎｏ．３
Ａｕｇ．，２０１２
２０１２年８月
摘 要：涡轮基组合循３￣（ＴＢＣＣ）发动机是未来高超声速飞行器最适合的动力系统之～，配备该类发动机的高超声速
飞行器具备水平起降、机动飞行和重复使用能力。本文对国外开展的ＴＢＣＣ研究项目（如美国的ＲＴＡ、ＦａＣＥＴ和Ｔｒｉｊｅｔ，
日本的ＨＹＰＲ和ＡＴＲＥＸ，以及欧洲的ＬＡＰＣＡＴ）进行了系统阐述，较为详细地分析了各研究项目中ＴＢＣＣ方案特点，表
明随着涡轮发动机技术的全面发展，及采用火箭引射冲压和预冷等技术，涡轮发动机的工作马赫数可扩大到４．０，且
ＴＢＣＣ发动机具有工程可实现性，是未来最具发展潜力的空天动力。
关键词：ＴＢＣＣ；高超声速；马赫数；空天动力
中图分类号：Ｖ２３６ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７２—２６２０（２０１２）０３—００５８—０５
ＴＢ Ｃ Ｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ａｂｒｏａｄ
ＷＡＮＧ Ｗｅｉ—ｗｅｉ，ＧＵ０ Ｑｉ，ＺＥＮＧ Ｊｕｎ，ＬＩ Ｄａｎ
（Ｃｈｉｎａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔ，Ｃｈｅｎｇｄｕ ６１０５００，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｓ ｏｎｅ ｏｆ ｔｈｅ ｍｏｓｔ ｓｕｉｔａｂｌｅ ｅｎｇｉｎｅｓ ｆｏｒ ｈｉｇｈ ｓｐｅｅｄ ｖｅｈｉｃｌｅ ｉｎ ｆｕｔｕｒｅ，ＴＢＣＣ（ｔｕｒｂｉｎｅ－ｂａｓｅｄ ｅｏｍ—
ｂｉｎｅｄ ｃｙｃｌｅ）ｅｎｇｉｎｅ ｅｎａｂｌｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｗｉｔｈ ｆｕｎｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌ ｔａｋｅ—ｏｆｆ，ｆｌｉｇｈｔ ｍａｎｅｕｖｅｒ ａｎｄ ｒｅｐｅａｔｅｄ ｕｓｅ．
Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｉｌｌｕｍｉｎａｔｅｓ ｔｈｅ ｖａｒｉｏｕｓ ＴＢＣＣ ｐｒｏｊｅｃｔｓ，ｓｕｃｈ ａｓ ＲＴＡ，ＦＡＣＥＴ ａｎｄ Ｔｒｉｊｅｔ ｉｎ Ｕ．Ｓ，ＨＹＰＲ ａｎｄ
ＡＴＲＥＸ ｉｎ Ｊａｐａｎ ａｎｄ ＬＡＰＣＡＴ ｉｎ Ｅｕｒｏｐｅ．Ｔｈｒｏｕｇｈ ｔｈｅ ｄｅｔａｉｌｅｄ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｎ ｔｈｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｖａｒｉｏｕｓ
ＴＢＣＣ ｓｃｈｅｍｅｓ，ｉｔ ｉｓ ｃｏｎｃｌｕｄｅｄ ｔｈａｔ ｗｉｔｈ ｔｕｒｂｉｎｅ ｅｎｇｉｎｅ ｔｒｃｈｎｏｌｏｇｙ ｅｖｏｌｕｔｉｏｎ，ａｓ ｗｅｌｌ ａｓ ｔｈｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ
ｒｏｃｋｅｔ ｒａｍ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ ａｎｄ ｐｒｅｃｏｏｌｉｎｇ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ，ｔｈｅ ｗｏｒｋｉｎｇ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ｃｏｕｌｄ ｂｅ ｅｘｐａｎｄｅｄ ｔｏ ４．０，
ＴＢＣＣ ｉｓ ｆｅａｓｉｂｌｅ ｉｎ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｎｄ ｉｔ ｉｓ ｔｈｅ ｍｏｓｔ ｐｒｏｍｉｓｉｎｇ ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｉｎ ｆｕｔｕｒｅ．
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ＴＢＣＣ；ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ；Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ；ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ
１引言
涡轮基组合循环（ＴＢＣＣ）发动机是指南涡轮发动
射和着陆地点、耐久性高、单位推力大，能采用普通
燃料和润滑剂，且运行成本很低和安全性很高，是未
来很有前途的高超声速动力之一。
机与其它类型发动机组合而成的动力装置，是高超
声速飞行器实现自加速、带动力水平着陆及重复使
用的关键动力系统之一 ＇ 。国外提出了涡轮冲压组
合发动机、空气涡轮冲压发动机及变循环涡扇冲压
发动机等，其中对涡轮冲压组合发动机研究最多，并
开展了很多有关ＴＢＣＣ技术发展的计划，如美国的
ＲＴＡ 、日本的ＨＹＰＲ 和欧洲的ＬＡＰＣＡＴ 计划等。
ＴＢＣＣ发动机用途多样，既可作高超声速巡航
导弹、高速侦察机和远程高速攻击机的动力，又可用
作轨道飞行器第一级的理想动力。其具有灵活的发
收稿日期：２０１２—０４—１９；修回日期：２０１２—０７—１０
国外从上世纪５０年代开始探索研究ＴＢＣＣ概
念。１９５７年，装配了ＡＴＡＲ１０１Ｅ３涡轮冲压组合发动
机的法国ＧＲＩＦＦＯＮ ２飞机在１００ ｋｍ航线上创造了
当时新的飞行速度，验证了ＴＢＣＣ发动机的可行性。
１９６６年装备在美国ＳＲ一７１黑鸟侦察机的Ｊ５８发动机
具有涡轮冲压组合动力特征，飞行高度达３０ ｋｍ，最
大马赫数达３．５ 。七八十年代，俄罗斯中央航空发
动机研究院（ＣＩＡＭ）进行了全尺寸ＴＢＣＣ发动机地面
试验，对ＴＢＣＣ的关键技术进行了研究。近年来，随
作者简介：王巍巍（１９７２一），女，内蒙古通辽人，硕士，译审，主要从事发动机情报研究和科技翻译工作。
第２５卷 燃气涡轮试验与研究 ５９
着高超声速技术研究的广泛开展，对实现高超声速
比冲、安全性和费用等要求。ＲＴＡ一２的工作马赫数
达５．０以上，部件寿命是Ｊ５８发动机的４倍 。
飞行关键的发动机的研究越来越受到重视，其中对
ＴＢＣＣ发动机的研究也越来越深入。目前，世界上
对ＴＢＣＣ发动机研究比较深入的是美国和日本，且
其研究成果显著。
美国希望通过开展ＲＴＡ项目，使ＴＢＣＣ的技术
成熟度达到６级，以满足空天飞行器对ＴＢＣＣ的性
能、安全性、费用、维修性和使用性等要求。
２．２ ＦａＣＥＴ项目
２美国典型的ＴＢＣＣ研发项目
２．１ ＲＴＡ项目
Ｆａｌｃｏｎ组合循环发动机技术ｆＦＡＣＥＴ）项目的目
标，是研发一种采用ＴＢＣＣ技术的高超声速试验飞
行器。该飞行器可自主起飞和降落，借助ＴＢＣＣ中
革新涡轮加速器（ＲＴＡ）项目目标是研制涡轮基
组合动力装置。ＲＴＡ发动机的研制分两个阶段，第
一
阶段发动机代号ＲＴＡ一１，主要通过地面试验验
证、考核涡轮发动机能否在较宽马赫数范同下Ｔ作；
第二阶段发动机代号为ＲＴＡ一２，主要通过地面试验
考核推重比为１５的涡轮发动机能否在马赫数５．０下
＿Ｔ作 ・ 。
ＲＴＡ一１以ＹＦ１２０加力涡扇发动机为基础。采
用其成熟部件，如高压压气机第４和第５级、燃烧室、
高压涡轮、低压涡轮、后机匣等；研制了一些新的部
件，如流量为１１３ ｋｇ／ｓ的新风扇、新的风扇承力框
架、新核心机驱动风扇、新的加力冲压燃烧室，及根
据给定喷管出口截面尺寸设计加Ｔ的新喷管。
当飞行马赫数大于３．０时，发动机从涡轮模式过
渡到冲压模式，飞行器可加速到马赫数４．０以上。在
马赫数３．０ ４．０以上涡轮发动机进入到飞行慢车Ｔ
作状态，这样可使高温工作条件下的旋转部件机械
载荷降低，同时延长其寿命。由于涡轮发动机在马
赫数３．０～４．５范围内没有完全关闭，因此在与二级
空天飞行器分离时，发动机不需要重启。
ＲＴＡ一１通过试验验证了采用涡扇发动机Ｔ作
至马赫数３．０，然后再转入冲压模式工作至马赫数
４．５的可行性；考核了高马赫数飞行时涡轮和控制系
统的可靠性、耐久性，及使用ＪＰ一８燃料的可行性。
ＲＴＡ一２最明显的特征是其尺寸按批生产发动机
尺寸，与ＲＴＡ—ｌ的比较见图１。该发动机融入了
ＲＴＡ一１涡扇冲压发动机技术和ＩＨＰＴＥＴ、ＶＡＡＴＥ及
ＵＥＥＴ计划开发的先进技术，以满足推重比、耗油率、
； ３器薪的核心机驱动风扇 翟 罱靠答ｔ朊磊
图ｌ ＲＴＡ一２与ＲＴＡ一１的比较
Ｆｉｇ．１ Ｐｏｔｅｎｔｉａｌ ＲＴＡ一２ ｅｎｇｉｎｅ ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ ｃｏｍｐａｒｅｄ ｔｏ ＲＴＡ一１
的涡喷发动机加速到马赫数４．０，然后由液氢燃料超
燃冲压发动机加速到马赫数１０及以上飞行速度。
ＦＡＣＥＴ项目由美国国防预研局和美国空军联合
赞助，总承包商为洛克希德・马丁公司，发动机由普
惠洛克达阗公司负责研制。根据ＦＡＣＥＴ项目研发
的ＴＢＣＣ示意网ｆ图２），该发动机由双模态冲压发动
机和高速涡轮加速器计划中研究的涡喷发动机组合
而成。在ＴＢＣＣ推进系统中，高速涡喷发动机把飞
行器从马赫数０加速到２．５，再从马赫数２．５加速到
３．５。在马赫数２．５～３．５之间，涡喷发动机和冲压发
动机同时Ｔ作，而在马赫数３．５—６．０时，由冲压发动
机单独提供动力。在马赫数３．５时，涡喷发动机停止
Ｔ作，返回时又重新启动。在返回阶段，推进系统的
整个Ｔ作过程与前面相反ｕ 。
网２ ＦＡＣＥＴ项目中研发的ＴＢＣＣ示意图
Ｆｉｇ．２ Ｍａｊｏｒ ＴＢＣＣ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｉｎ ｔｈｅ ＦＡＣＥＴ ｐｒｏｇｒａｍ
ＦＡＣＥＴ项目的核心是研制三个关键部件：一体
化内旋式进气道、亚燃和超燃冲压双模态燃烧室和
飞发一体化喷管。该项目分两个阶段开展，第一阶
段主要对这 个关键部件进行设计，对每一个关键
部件单独反复进行缩尺模型试验；第二阶段是把三
个部件组合在一起进行地面自由射流试验。
一
体化内旋式进气道采用可变几何结构，从第
一
阶段到第二阶段初期，共进行了三组风洞试验。
对模态转换进行优化，以确定模态转换最佳时的马
赫数，同时确定ｍ涡轮发动机和亚燃超燃双模态冲
压发动机的工作边界条件。亚燃超燃双模态冲压燃
烧室的燃料供给为环形供给，可在较低马赫数下点
火。选择这种环形设计可使冷却更有效，同时能够
更好地控制ＴＢＣＣ流道与飞行器一体化设计时的结
６０ 王巍巍等：目外ＴＢＣＣ动力发展研究 第３期
构载荷。存第一阶段和第二阶段初期，进行了两组
直联式燃烧室试验，确定在轴向与径向位置上如何
组合喷油，以保证燃烧室在低马赫数时的点火性能
和持续燃烧能力，同时保证涡轮发动机顺利进行了
模态转换。一体化喷管采用特 线法没计，并进行
了静态试验．其，巾冷流试验采用的是９％缩尺模
型。在第 一阶段和第二阶段各进行 一一组试验，以
预测涡喷模态、涡喷与亚燃 Ｉ 作模态和单独的亚燃
超燃Ｔ作模态下总推力的情况［１２￣１４ 。
ＦＡＣＥＴ项目设计和试验验证结果使美同空军增
强了对ＴＢＣＣ的发展信心．．２０１ １年５月发表的高超
声速飞机发展路线图中明确指｝ＩＪ，该型发动机是可
重复使用水平起降飞机最适合的动力装置－ 。
２．３ Ｔｒｉｊｅｔ项目
Ｔｒｉｊｅｔ发动机足将涡轮发动机、火箭引射冲压
发动机和双模态冲压发动机 种推进形式组合在一
起形成的 喷气发动机（冈３），是一种新型的ＴＢＣＣ
动力装置。火箭引射冲压发动机在马赫数０～４．０
间Ｔ作，弥补了涡轮发动机向双模态冲压发动机转
换时推力不足的问题 ” 。
图３ Ｔｒｉｊｅｔ发动机ＣＡＤ模型
Ｆｉｇ．３ ＣＡＤ ｍｏｄｅｌ ｏｆ Ｔｒｉｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ
Ｔｒｉｊｅｔ项目中引进了先进组合循环集成进气道、
巾心燃烧技术等很多先进技术． 巾心燃烧技术旨存
解决高超声速飞行条件下燃烧室内长期存在的极限
热载荷，可显著减少冷却发动机燃料用量，从而使发
动机获得比常规设计更大的热安全裕度或更高的飞
行速度。Ｔｒｉｊｅｔ发动机通过采用中心燃烧技术，可使
发动机热载荷降低４０％～５０％；通过采用火箭引射
冲压发动机，可使高超声速飞行器实现马赫数从０
到７．０的无缝过渡。由于具有这些优势，使得其成为
可重复使用高超声速飞行器的最具吸引力和潜力的
动力方案之一。目前，美国航空喷气公司正积极开
展陔项目。
３日本典型的ＴＢＣＣ研发项目
３．１ ＨＹＰＲ９０一Ｃ项目
组合循环发动机验证项目（ＨＹＰＲ９０一ｃ）研究的
ＴＢＣＣ发动机以变循环发动机为基础，南一个变循环
涡扇发动机和一个亚燃冲压发动机组成。ＨＹ。
ＰＲ９０一Ｃ项目主要是验证马赫数２．５—３．０之间涡扇发
动机与冲压发动机模态转换的可行性。
ＨＹＰＲ９０一Ｃ发动机采用串联结构。涡扇发动机
Ｈ１ ２级风扇，５级高压压气机，环形燃烧室，单级高、
低 涡轮和与冲压发动机共用的可调面积二元喷管
组成 发动机可调部分包括：前、后可调面积放气
ｆＪ， 气机可调静子叶片，低压涡轮导向器和可调面
积尾喷管。起飞状态关小低压涡轮导向器，以加大
涵道比、降低排气噪声；高速飞行时，则开大，以加大
核心机空气流量、提高单位推力。前可调放气门控
制风扇涵道 口压力，防止气流倒流进冲压进气涵
道；后可调放气门调整风扇工作点。利用阀门控制
涡扇＿ｒ作模式、冲压丁作模式或涡扇一冲压同时１＿作
模式。涡扇发动机 作范同从起飞到马赫数３．０；马
赫数２．５～３．０时，涡扇和冲乐发动机Ｔ作转接；马赫数
３．０以上时冲压发动机单独］二作，涡扇发动机关闭，并
能在最大飞行马赫数５．０下长时间巡航飞行 Ｉｓ－２ｏｌ。
ＨＹＰＲ９０一Ｃ发动机涡扇部分单独进行的地面和
高空试验，及整机试验表明，此种类发动机具有丁程
可实现性。
３．２ ＡＴＲＥＸ项目
吸气式涡轮冲压膨胀循环（ＡＴＲＥＸ）发动机是日
本航空航天科学研究所联合几家公司（ＩＨＩ、ＫＨＩ、
ＭＨＩ等）共同研制的，可用作高超声速飞行器或两级
入轨可往返式空天飞机的推进系统。ＡＴＲＥＸ发动
机的有效推力可使飞行器从海平面静止状态推到高
３０ ｋｍ、飞行马赫数６．０的飞行状态‘ 。
ＡＴＲＥＸ发动机的主要部件包括轴对称进气道、
预冷却器、燃烧室、塞式喷管等。预冷却器是
ＡＴＲＥＸ发动机的关键部件之一，主要作用是扩展涡
轮发动机的Ｔ作包线，提高其推力。预冷却器研制
中，分别对其进行了缩尺模型试验和地面试验。试
验结果表明，预冷却器还存在不少设计问题，如结冰
等。日本国家航天实验室正积极尝试新的方法，试
图解决预冷却器结冰问题 。 。
ＡＴＲＥＸ项目实施过程中显示，吸气式涡轮冲压
膨胀循环中，涡轮基的工作范同可明显增大，最大飞
行马赫数有望从常规涡喷发动机的３．０—３．５扩展到
５．５ ６．０。采用这种带预冷装置的ＴＢＣＣ组合动力
装置，可使高超声速飞行器实现水平起降。ＡＴＲＥＸ
发动机地面试验验证进一步表明，该类型组合循环
第２５卷 燃气涡轮试验与研究 ６ｌ
具有可实现性。
究，与陔类型发动机本身特有的优势密不可分。
ＴＢＣＣ发动机是马赫数７．０以下的超声速、高超声速
飞行器和马赫数大于７．０的二级人轨空天飞行器低
速段的理想推进系统，具有鲜明的技术特点和优
４其他国家和地区ＴＢＣＣ技术的发展
４．１俄罗斯的ＴＢＣＣ研究
俄罗斯对ＴＢＣＣ发动机的研究也较早，做过许
势。首先，从安全性讲，ＴＢＣＣ发动机作为二级人轨
飞行器的第一级推进系统，可使空天飞行器实现从
地面跑道起飞，进入轨道飞行。如果遇到紧急情况，
多试验验证，并取得了不少成果。
１９９３年，俄罗斯宇航局制定了为先进可重复使
可随时终止飞行或选择其它机场着陆，这是使用火
用空间飞行器研制组合式推进系统的计划，并指定
ＣｌＡＭ为最主要的承担单位，其它一些俄罗斯科研
箭动力装置难以企及的。第二，从经济性讲，ＴＢＣＣ
机构也参加了陔项计划的研究。ＣＩＡＭ的主要任务
比ＲＢＣＣ的运行费用低得多，美同和欧洲等在制定
是为两级人轨飞行器ＭＩＧＡＫＳ研发先进的涡轮冲压
新的空天计划时，明确要求新一代高超声速飞行器
组合动力。为此，ＣＩＡＭ探索了并联式和串联式
的运行费用要极大地降低。第ｉ，从可靠性讲，
ＴＢＣＣ，分析了两种结构方案的优缺点。研究显示，
ＴＢＣＣ发动机比火箭发动机热负荷低、燃料泵压力
并联式ＴＢＣＣ的结构方案比串联式ＴＢＣＣ好，并存后
低、流量小，这些均有利于提高可靠性。第四，从可
续研究中主要倾向于并联式ＴＢＣＣ。同时，还对
实现性阱，基于目前对ＴＢＣＣ开展的广泛而深人的
ＴＢＣＣ的关键技术进行了研究，针对不同的飞行器
设计研究和试验验证，且现阶段研究的ＴＢＣＣ技术
大多基于已有的涡喷或涡扇发动机，这充分说明
需求，优化涡轮发动机方案，开展飞行器与组合动力
ＴＢＣＣ在不久的将来的可实现性。第五，从发展趋
一
体化研究㈣。
４．２欧洲的ＴＢＣＣ研究
势上讲，ＴＢＣＣ发动机是未来最具潜力的空天动
目前欧洲正在研发的ＴＢＣＣ源于ＬＡＰＣＡＴ计
力。美同在空天动力领域进行了多年的探索，对多
划。该计划分为ＬＡＰＣＡＴ Ｉ和ＬＡＰＣＡＴ ＩＩ两个阶段。
种动力方案进行了比较，并在高速飞机发展路线冈
中明确指出，未来的空天动力为ＴＢＣＣ动力装置，这
ＬＡＰＣＡＴ Ｉ计划目的是研究保持高超声速飞行
的推进概念，重点研究马赫数５．０的采用氢燃料的预
也表明该型动力具有非常好的发展前景。
冷发动机Ｓｃｉｍｉｔａｒ。ＬＡＰＣＡＴ Ｉ计划执行期间就采用
哪种动力装置展开了大量方案论证。尽管火箭基组
参考文献：
合循环（ＲＢＣＣ）动力有些优势，但不符合飞行器对动
…１ Ｓｎｙｄｅｒ Ｌ Ｅ，Ｅｓｃｈｅｒ Ｄ Ｗ．Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｂａｓｅｄ Ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ Ｃｙ—
力装置的总体要求，第二轮论证中决定采用ＴＢＣＣ。
ｃｌｅ（ＴＢＣＣ）Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｓｕｂｓｙｓｔｅｍ Ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ［Ｒ］．ＡＩＡＡ
ＬＡＰＣＡＴ ＩＩ计划，目的是实现巡航速度为马赫
２００４—３６４９，２００４．
数５．０和８．０两种超远程民用运输飞机的初始设计。
［２】 文科，李旭吕，马岑睿，等．旧外高超声速组合推进技
术概述【Ｊ１．航天制造技术，２０１ １，（１）：４—７．
对于马赫数８．０的巡航飞机，参与单位中各有两家采
［３１ Ｂａｒｔｏｌｏｔｔａ Ｐ Ａ，ＭｅＮｅｌｉｓ Ｎ Ｂ．Ｈｉｇｈ Ｓｐｅｅｄ Ｔｕｒｂｉｎｅｓ：Ｄｅｖｅｌ—
用ＴＢＣＣ和ＲＢＣＣ推进系统。后来，考虑到亚声速巡
ｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ａ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ａｃｃｅｌｅｒａｔｏｒ（ＲＴＡ）ｆｏｒ Ｓｐａｃｅ Ａｃｃｅｓｓ
航的经济性及乘客只能接受有限的轴向加速，最终
『Ｒ１．ＡＩＡＡ ２００３－６９４３，２００３．
选择了ＴＢＣＣ。
［４１ Ｍｉｙａｇｉ Ｈ，Ｋｉｍｕｒａ Ｈ，Ｋｉｓｈｉ Ｋ，ｅｔ ａ１．Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎ—
ＬＡＰＣＡＴ计划论证了以ＴＢＣＣ为动力的民用高
ｇｉｎｅ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｊａｐａｎｅｓｅ ＨＹＰＲ Ｐｒｏｇｒａｍ［Ｒ］．ＡＩＡ Ａ
超声速飞行器实现半环球航程的可行性。该计划开
９８—３７２８，１９９８．
展过程中，评估了飞行马赫数４．０～８．０时，高超声速
［５１ Ｓｔｅｅｌａｎｔ Ｊ．Ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔｓ Ｏｂｔａｉｎｅｄ ｆｏｒ Ｓｕｓｔａｉｎｅｄ Ｈｙｐｅｒ—
飞行器的性能和推进效率的发展趋势。ＬＡＰＣＡＴ计
ｓｏｎｉｃ Ｆｌｉｇｈｔ ｗｉｔｈｉｎ ｔｈｅ ＬＡＰＣＡＴ Ｐｒｏｊｅｃｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ
划研究表明，配装氢燃料ＴＢＣＣ发动机可使飞行器以
２００８—２５７８，２００８．
马赫数８．０的速度实现半环球飞行 。
ｆ６】 Ｋｌｏｅｓｅｌ Ｋ Ｊ，Ｒａｔｎａｙａｋｅ Ｎ Ａ，Ｃｌａｒｋ Ｃ Ｍ．Ａ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
Ｐａｔｈｗａｙ ｆｏｒ Ａｉｒｂｒｅａｔｈｉｎｇ，Ｃｏｍｂｉｎｅｄ—Ｃｙｃｌｅ，Ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌ
Ｓｐａｃｅ Ｌａｕｎｃｈ Ｔｈｒｏｕｇｈ ＳＲ一７ １ Ｂａｓｅｄ Ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ Ｍｏｄｅｌｉｎｇ
５结束语
『Ｒ１．ＡＩＡＡ ２０１１－２２２９，２０１１．
ＴＢＣＣ发动机技术之所以得到广泛而深入的研
［７１ ＭｃＮｅｌｉｓ Ｎ．Ｂａｒｔｏｌｏｔｔａ Ｐ．ＮＡＳＡ’ｓ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｓｐａｃｅ Ｔｒａｎｓ—
ｐｏｒｔａｔｉｏｎ Ｐｒｏｇｒａｍ—ＲＴＡ Ｐｒｏｊｅｃｔ Ｓｕｍｍａｒｙ［Ｒ］．ＮＡＳＡ ＧＲＣ．
６２
２００２．
王巍巍等：国外ＴＢＣＣ发动机发展研究
１９９５．
第３期
ｓ Ｎ．Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ａ Ｇｒｏｕｎｄ Ｂａｓｅｄ
ｆ８】
Ｓｈａｆｅｒ Ｄ Ｇ．ＭｃＮｅｌｉ
Ｍａｅｈ ４＋Ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎａｒｙ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ａｃｃｅｌｅｒａｔｏｒ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
【１９】Ｏｋａｚａｋｉ Ｍ，Ｍｉｙａｚａｗａ Ｋ，Ｉｓｈｉｚａｗａ Ｋ．Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｒｅ—
ｓｅａｒｃｈ ｆｏｒ Ｈｕｐｅｒ／Ｈｙｐｅｒｓ０ｎｉｃ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ
Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｏｒ（ＲＴＡＴＤ）ｆｏｒ Ａｃｃｅｓｓ ｔｏ Ｓｐａｃｅ［Ｒ１．ＩＳＡＢＥ
２００３—１ １２５．２００３．
（ＨＹＰＲ）［Ｒ］．ＩＳＡＢＥ ９９—７００４，１９９９．
［２Ｏ】朱大明，张
４７５．
津．日本ＨＹＰＲ计划中组合循环发动机研
［９】
Ｂｕｃｈｒｌｅ Ｒ Ｊ．Ｌｅｅ Ｊ Ｈ．Ｔｈｅ ＧＥ—ＮＡＳＡ ＲＴＡ Ｈｙｐｅｒｂｕｒｎｅｒ
究［ｃ］／／．高超声速涡轮冲压组合动力文集，２００５：４６５—
Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ［Ｒ］．ＮＡＳＡ ＴＭ－２００５—２１３８０３，
２００５．
［２１】Ｓａｗａｉ Ｓ，Ｓａｔｏ Ｔ，Ｋｏｂａｙａｓｈｉ Ｈ，ｅｔ ａ１．Ｆｌｉｇｈｔ Ｔｅｓｔ Ｐｌａｎ ｆｏｒ
ｆ１Ｏ】
ＭｅＮｅｌｉｓ Ｎ Ｍ．Ｂａｒｔｏｌｏｔｔａ Ｐ．Ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎａｒｙ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ａｃｃｅｌ—
ＡＴＲＥＸ Ｅｎｇｉｎｅ Ｄｅｖｅ１。ｐｍｅｎｔｆＲ】．ＡＩＡＡ ２００３—７０２７，２００３．
ｅｒａｔｏｒ（ＲＴＡ）Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｏｒ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００５—３２５０，Ｚ００５．
［２２】Ｔａｇｕｃｈｉ Ｈ，Ｋｏｂａｙａｓｈｉ Ｈ，Ｋｏｊｉｍａ Ｔ，ｅｔ ａ１．Ｓｙｓｔｅｍｓ Ａｎａｌｙ—
【ｌ１ｌ
Ｓｈａｗ Ｒ Ｊ，Ｐｅｄｄｉｅ Ｃ Ｌ．Ｏｖｅｒｖｉｅｗ ｏｆ ＮＡＳＡ’ｓ ＵＥＥＴ ａｎｄ
ｓｉｓ ｏｎ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ａｉｒｐｌａｎｅｓ Ｕｓｉｎｇ Ｐｒｅ－Ｃｏｏｌｅｄ Ｔｕｒｂｏｊｅｔ
ＴＢＣＣ／ＲＴＡ Ｐｒｏｇｒａｍｓ［Ｒ］．ＮＡＳＡ Ｓｅａｌ／Ｓｅｃｏｎｄａｒｙ Ａｉｒ Ｓｙｓ— Ｅｎｇｉｎｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２０１１－２３２０．２０１１．
ｔｅｒｎ Ｗｏｒｋｓｈｏｐ，２００２．
［２３］Ｈａｒａｄａ Ｋ，Ｔａｎａｔｓｕｇｕ Ｎ，Ｓａｔｏ Ｔ．Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ Ｓｔｕｄｙ ｏｎ
［１２】
Ｍａｍｐｌａｔａ Ｃ，Ｔａｎｇ Ｍ，Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ａｐｐｒｏａｃｈ ｔｏ Ｔｕｒ—
Ｐｒｅｃｏｏｌｅｒ ｆｏｒ ＡＴＲＥＸ Ｅｎｇｉｎｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ９９—４８９７．１９９９．
ｂｉｎｅ—Ｂａｓｅｄ Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ： ＦａＣＥＴ［Ｒ］． ＡＩＡＡ 【２４】Ｉｓｏｍｕｒａ Ｋ，Ｏｍｉ ｊ．Ａ Ｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅ Ｓｔｕｄｙ ｏｆ ａｎ ＡＴＲＥＸ Ｅｎ—
２００９—５５３７．２００９．
ｇｉｎｅ ａｎｄ ａ Ｔｕｒｂｏ Ｊｅｔ Ｅｎｇｉｎｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００１－３２３９，２００１．
【１３】
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ｆ２５］Ｔｓｒｈｏｖｒｅｂｏｖ Ｍ Ｍ，Ｓｏｌｏｎｉｎ Ｖ Ｉ，Ｐａｌｋｉｎ Ｖ Ａ，ｅｔ ａ１．Ｔｕｒｂｏ—
Ａ Ｇｉａｎｔ Ｌｅａｐ—Ａｎ Ａｐｐｒｏａｃｈ ｆｏｒ Ａｉｒ Ｂｒｅａｔｈｉｎｇ Ｈｙｐｅｒｓｏｎ—
ｒａｍｊｅｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｆｏｒ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｂｏｏｓｔｅｒ－ａｉｒｃｒａｆｔ ｏｆ ＴＳ—
ｉｃ Ｆｌｉｇｈｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２０１１—２２３７，２０１１．
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【２７】Ｓｔｅｅｌａｎｔ Ｊ．ＬＡＰＣＡＴ：Ｈｉｇｈ—Ｓｐｅｅｄ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
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ＡＩＡＡ ２０１ｌ－２３９７．２０１１．
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ａｌ Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ａ Ｍａｃｈ ８ ＴＢＣＣ Ｃｉｖｉｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ．Ｅｎｆｏｒｃｅｄ ｂｙ
Ｐｌａｎ［Ｊ１．Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｗｅｅｋ＆Ｓｐａｃｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１１，１７３． Ｆｕｌｌ Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ ３Ｄ Ｎｏｓｅ－ｔｏ—Ｔａｉｌ Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ［Ｒ］．
［１８］ Ｍｉｙａｇｉ Ｈ，Ｍｏｎｊｉ Ｔ，Ｋｉｓｈｉ Ｋ，ｅｔ ａ１．Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ
ＡＩＡＡ ２０１ ｌ－２３１７．２０１ １．
Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｊａｐａｎｅｓｅ ＨＹＰＲ Ｐｒｏｊｅｃｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ９５—２７５ １，
・
（上接第５７页１
呈下凹抛物线形。
Ｔｅｓｔｉｎｇ［Ｒ］．ＮＡＳＡ ＴＭ－２０００—２０９０１４，２０００．
【２】 Ｑｕｉｎｎ Ｒ Ｄ．Ｇｏｎｇ Ｌ．Ｉｎ－Ｆｌｉｇｈｔ Ｂｏｕｎｄａｒｙ－Ｌａｙｅｒ Ｍｅａｓｕｒｅ—
６结论
ｍｅｆｌｔｓ ｏｆｆ ａ Ｈｏｌｌｏｗ Ｃｙｌｉｎｄｅｒ ａｔ Ｍａｃｈ Ｎｕｍｂｅｒ ｏｆ ３．０【Ｋ１．
ＮＡＳＡ ＴＰ一１７６４，１９８０．
ｆ１）随着发动机状态的增大，进气道出口的附
ｆ３］
Ｍｎｎｈｙ Ａ Ｖ．Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ Ｓｉｄｅｗａｌｌ Ｂｏｕｎｄａｒｙ—Ｌａｙｅｒ Ｐａ—
面层物理厚度增大，附面层位移厚度减小，附面层对
ｒａｍｅｔｅｒｓ ｆｒｏｍ Ｒａｋｅ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｆｏｒ ｔｈｅ Ｌａｎｇｌｅｙ
空气流通能力的影响降低。
０．３－Ｍｅｔｅｒ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ Ｔｕｎｎｅｌ［Ｒ］． ＮＡＳＡ
（２１在进行附面层总压梯度等大量程、高精度
ＣＰ一１９８７—１７８２４１．１９８７．
参数测量时，测量系统设计对整个试验数据结果的
Ｉ４】
赵桂杰．弯掠扩压叶栅附面层流动控制的实验研究与
准确性有很大影响。试验前需仔细分析测试误差，
数值模拟【Ｄ】．哈尔滨：哈尔滨工业大学，２００５．
并在此基础上进行测量系统布置设计，同时做好整
【５】
杨琳，邹正平，李维，等．尾迹作用下不同负荷分布
个系统的联校和气密性检查。
叶型边界层发展研究［Ｊ】．工程热物理学报，２００６，２７（５）：
７５ １—７５３．
【６】
Ｂｅｒｒｉｅｒ Ｂ Ｌ，Ｃａｎｅｒ Ｍ Ｂ，Ａｌｌａｎ Ｂ Ｇ．Ｈｉｇｈ Ｒｅｙｎｏｌｄｓ Ｎｕｍ—
参考文献：
ｂｅｒ Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｏｆ ａ Ｆｌｕｓｈ－Ｍｏｕｎｔｅｄ，Ｓ－Ｄｕｃｔ Ｉｎｌｅｔ ｗｉｔｈ
【１］ Ｂｕｉ Ｔ Ｔ，Ｏａｔｅｓ Ｄ Ｌ，Ｇｏｎｓａｌｅｚ Ｊ Ｃ．Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ
Ｌａｒｇｅ Ａｍｏｕｎｔｓ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒ Ｉｎｇｅｓｔｉｏｎ［Ｒ］．ＮＡＳＡ
ｏｆ ａ Ｎｅｗ Ｂｏｕｎｄａｒｙ—Ｌａｙｅｒ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｒａｋｅ ｆｏｒ Ｆｌｉｇｈｔ
ＴＰ－２００５．２１３７６６，２００５．
2024年6月5日发(作者：桂雨筠)
第２５卷第３期
５８
燃气涡轮试验与研究
Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ ａｎｄ Ｒｅｓｅａｒｃｈ
Ｖｏ１．２５．Ｎｏ．３
Ａｕｇ．，２０１２
２０１２年８月
摘 要：涡轮基组合循３￣（ＴＢＣＣ）发动机是未来高超声速飞行器最适合的动力系统之～，配备该类发动机的高超声速
飞行器具备水平起降、机动飞行和重复使用能力。本文对国外开展的ＴＢＣＣ研究项目（如美国的ＲＴＡ、ＦａＣＥＴ和Ｔｒｉｊｅｔ，
日本的ＨＹＰＲ和ＡＴＲＥＸ，以及欧洲的ＬＡＰＣＡＴ）进行了系统阐述，较为详细地分析了各研究项目中ＴＢＣＣ方案特点，表
明随着涡轮发动机技术的全面发展，及采用火箭引射冲压和预冷等技术，涡轮发动机的工作马赫数可扩大到４．０，且
ＴＢＣＣ发动机具有工程可实现性，是未来最具发展潜力的空天动力。
关键词：ＴＢＣＣ；高超声速；马赫数；空天动力
中图分类号：Ｖ２３６ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７２—２６２０（２０１２）０３—００５８—０５
ＴＢ Ｃ Ｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ａｂｒｏａｄ
ＷＡＮＧ Ｗｅｉ—ｗｅｉ，ＧＵ０ Ｑｉ，ＺＥＮＧ Ｊｕｎ，ＬＩ Ｄａｎ
（Ｃｈｉｎａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔ，Ｃｈｅｎｇｄｕ ６１０５００，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｓ ｏｎｅ ｏｆ ｔｈｅ ｍｏｓｔ ｓｕｉｔａｂｌｅ ｅｎｇｉｎｅｓ ｆｏｒ ｈｉｇｈ ｓｐｅｅｄ ｖｅｈｉｃｌｅ ｉｎ ｆｕｔｕｒｅ，ＴＢＣＣ（ｔｕｒｂｉｎｅ－ｂａｓｅｄ ｅｏｍ—
ｂｉｎｅｄ ｃｙｃｌｅ）ｅｎｇｉｎｅ ｅｎａｂｌｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｗｉｔｈ ｆｕｎｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌ ｔａｋｅ—ｏｆｆ，ｆｌｉｇｈｔ ｍａｎｅｕｖｅｒ ａｎｄ ｒｅｐｅａｔｅｄ ｕｓｅ．
Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｉｌｌｕｍｉｎａｔｅｓ ｔｈｅ ｖａｒｉｏｕｓ ＴＢＣＣ ｐｒｏｊｅｃｔｓ，ｓｕｃｈ ａｓ ＲＴＡ，ＦＡＣＥＴ ａｎｄ Ｔｒｉｊｅｔ ｉｎ Ｕ．Ｓ，ＨＹＰＲ ａｎｄ
ＡＴＲＥＸ ｉｎ Ｊａｐａｎ ａｎｄ ＬＡＰＣＡＴ ｉｎ Ｅｕｒｏｐｅ．Ｔｈｒｏｕｇｈ ｔｈｅ ｄｅｔａｉｌｅｄ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｎ ｔｈｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｖａｒｉｏｕｓ
ＴＢＣＣ ｓｃｈｅｍｅｓ，ｉｔ ｉｓ ｃｏｎｃｌｕｄｅｄ ｔｈａｔ ｗｉｔｈ ｔｕｒｂｉｎｅ ｅｎｇｉｎｅ ｔｒｃｈｎｏｌｏｇｙ ｅｖｏｌｕｔｉｏｎ，ａｓ ｗｅｌｌ ａｓ ｔｈｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ
ｒｏｃｋｅｔ ｒａｍ ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ ａｎｄ ｐｒｅｃｏｏｌｉｎｇ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ，ｔｈｅ ｗｏｒｋｉｎｇ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ｃｏｕｌｄ ｂｅ ｅｘｐａｎｄｅｄ ｔｏ ４．０，
ＴＢＣＣ ｉｓ ｆｅａｓｉｂｌｅ ｉｎ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｎｄ ｉｔ ｉｓ ｔｈｅ ｍｏｓｔ ｐｒｏｍｉｓｉｎｇ ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｉｎ ｆｕｔｕｒｅ．
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ＴＢＣＣ；ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ；Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ；ａｅｒｏｓｐａｃｅ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ
１引言
涡轮基组合循环（ＴＢＣＣ）发动机是指南涡轮发动
射和着陆地点、耐久性高、单位推力大，能采用普通
燃料和润滑剂，且运行成本很低和安全性很高，是未
来很有前途的高超声速动力之一。
机与其它类型发动机组合而成的动力装置，是高超
声速飞行器实现自加速、带动力水平着陆及重复使
用的关键动力系统之一 ＇ 。国外提出了涡轮冲压组
合发动机、空气涡轮冲压发动机及变循环涡扇冲压
发动机等，其中对涡轮冲压组合发动机研究最多，并
开展了很多有关ＴＢＣＣ技术发展的计划，如美国的
ＲＴＡ 、日本的ＨＹＰＲ 和欧洲的ＬＡＰＣＡＴ 计划等。
ＴＢＣＣ发动机用途多样，既可作高超声速巡航
导弹、高速侦察机和远程高速攻击机的动力，又可用
作轨道飞行器第一级的理想动力。其具有灵活的发
收稿日期：２０１２—０４—１９；修回日期：２０１２—０７—１０
国外从上世纪５０年代开始探索研究ＴＢＣＣ概
念。１９５７年，装配了ＡＴＡＲ１０１Ｅ３涡轮冲压组合发动
机的法国ＧＲＩＦＦＯＮ ２飞机在１００ ｋｍ航线上创造了
当时新的飞行速度，验证了ＴＢＣＣ发动机的可行性。
１９６６年装备在美国ＳＲ一７１黑鸟侦察机的Ｊ５８发动机
具有涡轮冲压组合动力特征，飞行高度达３０ ｋｍ，最
大马赫数达３．５ 。七八十年代，俄罗斯中央航空发
动机研究院（ＣＩＡＭ）进行了全尺寸ＴＢＣＣ发动机地面
试验，对ＴＢＣＣ的关键技术进行了研究。近年来，随
作者简介：王巍巍（１９７２一），女，内蒙古通辽人，硕士，译审，主要从事发动机情报研究和科技翻译工作。
第２５卷 燃气涡轮试验与研究 ５９
着高超声速技术研究的广泛开展，对实现高超声速
比冲、安全性和费用等要求。ＲＴＡ一２的工作马赫数
达５．０以上，部件寿命是Ｊ５８发动机的４倍 。
飞行关键的发动机的研究越来越受到重视，其中对
ＴＢＣＣ发动机的研究也越来越深入。目前，世界上
对ＴＢＣＣ发动机研究比较深入的是美国和日本，且
其研究成果显著。
美国希望通过开展ＲＴＡ项目，使ＴＢＣＣ的技术
成熟度达到６级，以满足空天飞行器对ＴＢＣＣ的性
能、安全性、费用、维修性和使用性等要求。
２．２ ＦａＣＥＴ项目
２美国典型的ＴＢＣＣ研发项目
２．１ ＲＴＡ项目
Ｆａｌｃｏｎ组合循环发动机技术ｆＦＡＣＥＴ）项目的目
标，是研发一种采用ＴＢＣＣ技术的高超声速试验飞
行器。该飞行器可自主起飞和降落，借助ＴＢＣＣ中
革新涡轮加速器（ＲＴＡ）项目目标是研制涡轮基
组合动力装置。ＲＴＡ发动机的研制分两个阶段，第
一
阶段发动机代号ＲＴＡ一１，主要通过地面试验验
证、考核涡轮发动机能否在较宽马赫数范同下Ｔ作；
第二阶段发动机代号为ＲＴＡ一２，主要通过地面试验
考核推重比为１５的涡轮发动机能否在马赫数５．０下
＿Ｔ作 ・ 。
ＲＴＡ一１以ＹＦ１２０加力涡扇发动机为基础。采
用其成熟部件，如高压压气机第４和第５级、燃烧室、
高压涡轮、低压涡轮、后机匣等；研制了一些新的部
件，如流量为１１３ ｋｇ／ｓ的新风扇、新的风扇承力框
架、新核心机驱动风扇、新的加力冲压燃烧室，及根
据给定喷管出口截面尺寸设计加Ｔ的新喷管。
当飞行马赫数大于３．０时，发动机从涡轮模式过
渡到冲压模式，飞行器可加速到马赫数４．０以上。在
马赫数３．０ ４．０以上涡轮发动机进入到飞行慢车Ｔ
作状态，这样可使高温工作条件下的旋转部件机械
载荷降低，同时延长其寿命。由于涡轮发动机在马
赫数３．０～４．５范围内没有完全关闭，因此在与二级
空天飞行器分离时，发动机不需要重启。
ＲＴＡ一１通过试验验证了采用涡扇发动机Ｔ作
至马赫数３．０，然后再转入冲压模式工作至马赫数
４．５的可行性；考核了高马赫数飞行时涡轮和控制系
统的可靠性、耐久性，及使用ＪＰ一８燃料的可行性。
ＲＴＡ一２最明显的特征是其尺寸按批生产发动机
尺寸，与ＲＴＡ—ｌ的比较见图１。该发动机融入了
ＲＴＡ一１涡扇冲压发动机技术和ＩＨＰＴＥＴ、ＶＡＡＴＥ及
ＵＥＥＴ计划开发的先进技术，以满足推重比、耗油率、
； ３器薪的核心机驱动风扇 翟 罱靠答ｔ朊磊
图ｌ ＲＴＡ一２与ＲＴＡ一１的比较
Ｆｉｇ．１ Ｐｏｔｅｎｔｉａｌ ＲＴＡ一２ ｅｎｇｉｎｅ ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ ｃｏｍｐａｒｅｄ ｔｏ ＲＴＡ一１
的涡喷发动机加速到马赫数４．０，然后由液氢燃料超
燃冲压发动机加速到马赫数１０及以上飞行速度。
ＦＡＣＥＴ项目由美国国防预研局和美国空军联合
赞助，总承包商为洛克希德・马丁公司，发动机由普
惠洛克达阗公司负责研制。根据ＦＡＣＥＴ项目研发
的ＴＢＣＣ示意网ｆ图２），该发动机由双模态冲压发动
机和高速涡轮加速器计划中研究的涡喷发动机组合
而成。在ＴＢＣＣ推进系统中，高速涡喷发动机把飞
行器从马赫数０加速到２．５，再从马赫数２．５加速到
３．５。在马赫数２．５～３．５之间，涡喷发动机和冲压发
动机同时Ｔ作，而在马赫数３．５—６．０时，由冲压发动
机单独提供动力。在马赫数３．５时，涡喷发动机停止
Ｔ作，返回时又重新启动。在返回阶段，推进系统的
整个Ｔ作过程与前面相反ｕ 。
网２ ＦＡＣＥＴ项目中研发的ＴＢＣＣ示意图
Ｆｉｇ．２ Ｍａｊｏｒ ＴＢＣＣ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｉｎ ｔｈｅ ＦＡＣＥＴ ｐｒｏｇｒａｍ
ＦＡＣＥＴ项目的核心是研制三个关键部件：一体
化内旋式进气道、亚燃和超燃冲压双模态燃烧室和
飞发一体化喷管。该项目分两个阶段开展，第一阶
段主要对这 个关键部件进行设计，对每一个关键
部件单独反复进行缩尺模型试验；第二阶段是把三
个部件组合在一起进行地面自由射流试验。
一
体化内旋式进气道采用可变几何结构，从第
一
阶段到第二阶段初期，共进行了三组风洞试验。
对模态转换进行优化，以确定模态转换最佳时的马
赫数，同时确定ｍ涡轮发动机和亚燃超燃双模态冲
压发动机的工作边界条件。亚燃超燃双模态冲压燃
烧室的燃料供给为环形供给，可在较低马赫数下点
火。选择这种环形设计可使冷却更有效，同时能够
更好地控制ＴＢＣＣ流道与飞行器一体化设计时的结
６０ 王巍巍等：目外ＴＢＣＣ动力发展研究 第３期
构载荷。存第一阶段和第二阶段初期，进行了两组
直联式燃烧室试验，确定在轴向与径向位置上如何
组合喷油，以保证燃烧室在低马赫数时的点火性能
和持续燃烧能力，同时保证涡轮发动机顺利进行了
模态转换。一体化喷管采用特 线法没计，并进行
了静态试验．其，巾冷流试验采用的是９％缩尺模
型。在第 一阶段和第二阶段各进行 一一组试验，以
预测涡喷模态、涡喷与亚燃 Ｉ 作模态和单独的亚燃
超燃Ｔ作模态下总推力的情况［１２￣１４ 。
ＦＡＣＥＴ项目设计和试验验证结果使美同空军增
强了对ＴＢＣＣ的发展信心．．２０１ １年５月发表的高超
声速飞机发展路线图中明确指｝ＩＪ，该型发动机是可
重复使用水平起降飞机最适合的动力装置－ 。
２．３ Ｔｒｉｊｅｔ项目
Ｔｒｉｊｅｔ发动机足将涡轮发动机、火箭引射冲压
发动机和双模态冲压发动机 种推进形式组合在一
起形成的 喷气发动机（冈３），是一种新型的ＴＢＣＣ
动力装置。火箭引射冲压发动机在马赫数０～４．０
间Ｔ作，弥补了涡轮发动机向双模态冲压发动机转
换时推力不足的问题 ” 。
图３ Ｔｒｉｊｅｔ发动机ＣＡＤ模型
Ｆｉｇ．３ ＣＡＤ ｍｏｄｅｌ ｏｆ Ｔｒｉｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ
Ｔｒｉｊｅｔ项目中引进了先进组合循环集成进气道、
巾心燃烧技术等很多先进技术． 巾心燃烧技术旨存
解决高超声速飞行条件下燃烧室内长期存在的极限
热载荷，可显著减少冷却发动机燃料用量，从而使发
动机获得比常规设计更大的热安全裕度或更高的飞
行速度。Ｔｒｉｊｅｔ发动机通过采用中心燃烧技术，可使
发动机热载荷降低４０％～５０％；通过采用火箭引射
冲压发动机，可使高超声速飞行器实现马赫数从０
到７．０的无缝过渡。由于具有这些优势，使得其成为
可重复使用高超声速飞行器的最具吸引力和潜力的
动力方案之一。目前，美国航空喷气公司正积极开
展陔项目。
３日本典型的ＴＢＣＣ研发项目
３．１ ＨＹＰＲ９０一Ｃ项目
组合循环发动机验证项目（ＨＹＰＲ９０一ｃ）研究的
ＴＢＣＣ发动机以变循环发动机为基础，南一个变循环
涡扇发动机和一个亚燃冲压发动机组成。ＨＹ。
ＰＲ９０一Ｃ项目主要是验证马赫数２．５—３．０之间涡扇发
动机与冲压发动机模态转换的可行性。
ＨＹＰＲ９０一Ｃ发动机采用串联结构。涡扇发动机
Ｈ１ ２级风扇，５级高压压气机，环形燃烧室，单级高、
低 涡轮和与冲压发动机共用的可调面积二元喷管
组成 发动机可调部分包括：前、后可调面积放气
ｆＪ， 气机可调静子叶片，低压涡轮导向器和可调面
积尾喷管。起飞状态关小低压涡轮导向器，以加大
涵道比、降低排气噪声；高速飞行时，则开大，以加大
核心机空气流量、提高单位推力。前可调放气门控
制风扇涵道 口压力，防止气流倒流进冲压进气涵
道；后可调放气门调整风扇工作点。利用阀门控制
涡扇＿ｒ作模式、冲压丁作模式或涡扇一冲压同时１＿作
模式。涡扇发动机 作范同从起飞到马赫数３．０；马
赫数２．５～３．０时，涡扇和冲乐发动机Ｔ作转接；马赫数
３．０以上时冲压发动机单独］二作，涡扇发动机关闭，并
能在最大飞行马赫数５．０下长时间巡航飞行 Ｉｓ－２ｏｌ。
ＨＹＰＲ９０一Ｃ发动机涡扇部分单独进行的地面和
高空试验，及整机试验表明，此种类发动机具有丁程
可实现性。
３．２ ＡＴＲＥＸ项目
吸气式涡轮冲压膨胀循环（ＡＴＲＥＸ）发动机是日
本航空航天科学研究所联合几家公司（ＩＨＩ、ＫＨＩ、
ＭＨＩ等）共同研制的，可用作高超声速飞行器或两级
入轨可往返式空天飞机的推进系统。ＡＴＲＥＸ发动
机的有效推力可使飞行器从海平面静止状态推到高
３０ ｋｍ、飞行马赫数６．０的飞行状态‘ 。
ＡＴＲＥＸ发动机的主要部件包括轴对称进气道、
预冷却器、燃烧室、塞式喷管等。预冷却器是
ＡＴＲＥＸ发动机的关键部件之一，主要作用是扩展涡
轮发动机的Ｔ作包线，提高其推力。预冷却器研制
中，分别对其进行了缩尺模型试验和地面试验。试
验结果表明，预冷却器还存在不少设计问题，如结冰
等。日本国家航天实验室正积极尝试新的方法，试
图解决预冷却器结冰问题 。 。
ＡＴＲＥＸ项目实施过程中显示，吸气式涡轮冲压
膨胀循环中，涡轮基的工作范同可明显增大，最大飞
行马赫数有望从常规涡喷发动机的３．０—３．５扩展到
５．５ ６．０。采用这种带预冷装置的ＴＢＣＣ组合动力
装置，可使高超声速飞行器实现水平起降。ＡＴＲＥＸ
发动机地面试验验证进一步表明，该类型组合循环
第２５卷 燃气涡轮试验与研究 ６ｌ
具有可实现性。
究，与陔类型发动机本身特有的优势密不可分。
ＴＢＣＣ发动机是马赫数７．０以下的超声速、高超声速
飞行器和马赫数大于７．０的二级人轨空天飞行器低
速段的理想推进系统，具有鲜明的技术特点和优
４其他国家和地区ＴＢＣＣ技术的发展
４．１俄罗斯的ＴＢＣＣ研究
俄罗斯对ＴＢＣＣ发动机的研究也较早，做过许
势。首先，从安全性讲，ＴＢＣＣ发动机作为二级人轨
飞行器的第一级推进系统，可使空天飞行器实现从
地面跑道起飞，进入轨道飞行。如果遇到紧急情况，
多试验验证，并取得了不少成果。
１９９３年，俄罗斯宇航局制定了为先进可重复使
可随时终止飞行或选择其它机场着陆，这是使用火
用空间飞行器研制组合式推进系统的计划，并指定
ＣｌＡＭ为最主要的承担单位，其它一些俄罗斯科研
箭动力装置难以企及的。第二，从经济性讲，ＴＢＣＣ
机构也参加了陔项计划的研究。ＣＩＡＭ的主要任务
比ＲＢＣＣ的运行费用低得多，美同和欧洲等在制定
是为两级人轨飞行器ＭＩＧＡＫＳ研发先进的涡轮冲压
新的空天计划时，明确要求新一代高超声速飞行器
组合动力。为此，ＣＩＡＭ探索了并联式和串联式
的运行费用要极大地降低。第ｉ，从可靠性讲，
ＴＢＣＣ，分析了两种结构方案的优缺点。研究显示，
ＴＢＣＣ发动机比火箭发动机热负荷低、燃料泵压力
并联式ＴＢＣＣ的结构方案比串联式ＴＢＣＣ好，并存后
低、流量小，这些均有利于提高可靠性。第四，从可
续研究中主要倾向于并联式ＴＢＣＣ。同时，还对
实现性阱，基于目前对ＴＢＣＣ开展的广泛而深人的
ＴＢＣＣ的关键技术进行了研究，针对不同的飞行器
设计研究和试验验证，且现阶段研究的ＴＢＣＣ技术
大多基于已有的涡喷或涡扇发动机，这充分说明
需求，优化涡轮发动机方案，开展飞行器与组合动力
ＴＢＣＣ在不久的将来的可实现性。第五，从发展趋
一
体化研究㈣。
４．２欧洲的ＴＢＣＣ研究
势上讲，ＴＢＣＣ发动机是未来最具潜力的空天动
目前欧洲正在研发的ＴＢＣＣ源于ＬＡＰＣＡＴ计
力。美同在空天动力领域进行了多年的探索，对多
划。该计划分为ＬＡＰＣＡＴ Ｉ和ＬＡＰＣＡＴ ＩＩ两个阶段。
种动力方案进行了比较，并在高速飞机发展路线冈
中明确指出，未来的空天动力为ＴＢＣＣ动力装置，这
ＬＡＰＣＡＴ Ｉ计划目的是研究保持高超声速飞行
的推进概念，重点研究马赫数５．０的采用氢燃料的预
也表明该型动力具有非常好的发展前景。
冷发动机Ｓｃｉｍｉｔａｒ。ＬＡＰＣＡＴ Ｉ计划执行期间就采用
哪种动力装置展开了大量方案论证。尽管火箭基组
参考文献：
合循环（ＲＢＣＣ）动力有些优势，但不符合飞行器对动
…１ Ｓｎｙｄｅｒ Ｌ Ｅ，Ｅｓｃｈｅｒ Ｄ Ｗ．Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｂａｓｅｄ Ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ Ｃｙ—
力装置的总体要求，第二轮论证中决定采用ＴＢＣＣ。
ｃｌｅ（ＴＢＣＣ）Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｓｕｂｓｙｓｔｅｍ Ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ［Ｒ］．ＡＩＡＡ
ＬＡＰＣＡＴ ＩＩ计划，目的是实现巡航速度为马赫
２００４—３６４９，２００４．
数５．０和８．０两种超远程民用运输飞机的初始设计。
［２】 文科，李旭吕，马岑睿，等．旧外高超声速组合推进技
术概述【Ｊ１．航天制造技术，２０１ １，（１）：４—７．
对于马赫数８．０的巡航飞机，参与单位中各有两家采
［３１ Ｂａｒｔｏｌｏｔｔａ Ｐ Ａ，ＭｅＮｅｌｉｓ Ｎ Ｂ．Ｈｉｇｈ Ｓｐｅｅｄ Ｔｕｒｂｉｎｅｓ：Ｄｅｖｅｌ—
用ＴＢＣＣ和ＲＢＣＣ推进系统。后来，考虑到亚声速巡
ｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ａ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ａｃｃｅｌｅｒａｔｏｒ（ＲＴＡ）ｆｏｒ Ｓｐａｃｅ Ａｃｃｅｓｓ
航的经济性及乘客只能接受有限的轴向加速，最终
『Ｒ１．ＡＩＡＡ ２００３－６９４３，２００３．
选择了ＴＢＣＣ。
［４１ Ｍｉｙａｇｉ Ｈ，Ｋｉｍｕｒａ Ｈ，Ｋｉｓｈｉ Ｋ，ｅｔ ａ１．Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎ—
ＬＡＰＣＡＴ计划论证了以ＴＢＣＣ为动力的民用高
ｇｉｎｅ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｊａｐａｎｅｓｅ ＨＹＰＲ Ｐｒｏｇｒａｍ［Ｒ］．ＡＩＡ Ａ
超声速飞行器实现半环球航程的可行性。该计划开
９８—３７２８，１９９８．
展过程中，评估了飞行马赫数４．０～８．０时，高超声速
［５１ Ｓｔｅｅｌａｎｔ Ｊ．Ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔｓ Ｏｂｔａｉｎｅｄ ｆｏｒ Ｓｕｓｔａｉｎｅｄ Ｈｙｐｅｒ—
飞行器的性能和推进效率的发展趋势。ＬＡＰＣＡＴ计
ｓｏｎｉｃ Ｆｌｉｇｈｔ ｗｉｔｈｉｎ ｔｈｅ ＬＡＰＣＡＴ Ｐｒｏｊｅｃｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ
划研究表明，配装氢燃料ＴＢＣＣ发动机可使飞行器以
２００８—２５７８，２００８．
马赫数８．０的速度实现半环球飞行 。
ｆ６】 Ｋｌｏｅｓｅｌ Ｋ Ｊ，Ｒａｔｎａｙａｋｅ Ｎ Ａ，Ｃｌａｒｋ Ｃ Ｍ．Ａ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
Ｐａｔｈｗａｙ ｆｏｒ Ａｉｒｂｒｅａｔｈｉｎｇ，Ｃｏｍｂｉｎｅｄ—Ｃｙｃｌｅ，Ｈｏｒｉｚｏｎｔａｌ
Ｓｐａｃｅ Ｌａｕｎｃｈ Ｔｈｒｏｕｇｈ ＳＲ一７ １ Ｂａｓｅｄ Ｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ Ｍｏｄｅｌｉｎｇ
５结束语
『Ｒ１．ＡＩＡＡ ２０１１－２２２９，２０１１．
ＴＢＣＣ发动机技术之所以得到广泛而深入的研
［７１ ＭｃＮｅｌｉｓ Ｎ．Ｂａｒｔｏｌｏｔｔａ Ｐ．ＮＡＳＡ’ｓ Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｓｐａｃｅ Ｔｒａｎｓ—
ｐｏｒｔａｔｉｏｎ Ｐｒｏｇｒａｍ—ＲＴＡ Ｐｒｏｊｅｃｔ Ｓｕｍｍａｒｙ［Ｒ］．ＮＡＳＡ ＧＲＣ．
６２
２００２．
王巍巍等：国外ＴＢＣＣ发动机发展研究
１９９５．
第３期
ｓ Ｎ．Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ａ Ｇｒｏｕｎｄ Ｂａｓｅｄ
ｆ８】
Ｓｈａｆｅｒ Ｄ Ｇ．ＭｃＮｅｌｉ
Ｍａｅｈ ４＋Ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎａｒｙ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ａｃｃｅｌｅｒａｔｏｒ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
【１９】Ｏｋａｚａｋｉ Ｍ，Ｍｉｙａｚａｗａ Ｋ，Ｉｓｈｉｚａｗａ Ｋ．Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｒｅ—
ｓｅａｒｃｈ ｆｏｒ Ｈｕｐｅｒ／Ｈｙｐｅｒｓ０ｎｉｃ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ
Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｏｒ（ＲＴＡＴＤ）ｆｏｒ Ａｃｃｅｓｓ ｔｏ Ｓｐａｃｅ［Ｒ１．ＩＳＡＢＥ
２００３—１ １２５．２００３．
（ＨＹＰＲ）［Ｒ］．ＩＳＡＢＥ ９９—７００４，１９９９．
［２Ｏ】朱大明，张
４７５．
津．日本ＨＹＰＲ计划中组合循环发动机研
［９】
Ｂｕｃｈｒｌｅ Ｒ Ｊ．Ｌｅｅ Ｊ Ｈ．Ｔｈｅ ＧＥ—ＮＡＳＡ ＲＴＡ Ｈｙｐｅｒｂｕｒｎｅｒ
究［ｃ］／／．高超声速涡轮冲压组合动力文集，２００５：４６５—
Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ［Ｒ］．ＮＡＳＡ ＴＭ－２００５—２１３８０３，
２００５．
［２１】Ｓａｗａｉ Ｓ，Ｓａｔｏ Ｔ，Ｋｏｂａｙａｓｈｉ Ｈ，ｅｔ ａ１．Ｆｌｉｇｈｔ Ｔｅｓｔ Ｐｌａｎ ｆｏｒ
ｆ１Ｏ】
ＭｅＮｅｌｉｓ Ｎ Ｍ．Ｂａｒｔｏｌｏｔｔａ Ｐ．Ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎａｒｙ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ａｃｃｅｌ—
ＡＴＲＥＸ Ｅｎｇｉｎｅ Ｄｅｖｅ１。ｐｍｅｎｔｆＲ】．ＡＩＡＡ ２００３—７０２７，２００３．
ｅｒａｔｏｒ（ＲＴＡ）Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｏｒ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００５—３２５０，Ｚ００５．
［２２】Ｔａｇｕｃｈｉ Ｈ，Ｋｏｂａｙａｓｈｉ Ｈ，Ｋｏｊｉｍａ Ｔ，ｅｔ ａ１．Ｓｙｓｔｅｍｓ Ａｎａｌｙ—
【ｌ１ｌ
Ｓｈａｗ Ｒ Ｊ，Ｐｅｄｄｉｅ Ｃ Ｌ．Ｏｖｅｒｖｉｅｗ ｏｆ ＮＡＳＡ’ｓ ＵＥＥＴ ａｎｄ
ｓｉｓ ｏｎ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ａｉｒｐｌａｎｅｓ Ｕｓｉｎｇ Ｐｒｅ－Ｃｏｏｌｅｄ Ｔｕｒｂｏｊｅｔ
ＴＢＣＣ／ＲＴＡ Ｐｒｏｇｒａｍｓ［Ｒ］．ＮＡＳＡ Ｓｅａｌ／Ｓｅｃｏｎｄａｒｙ Ａｉｒ Ｓｙｓ— Ｅｎｇｉｎｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２０１１－２３２０．２０１１．
ｔｅｒｎ Ｗｏｒｋｓｈｏｐ，２００２．
［２３］Ｈａｒａｄａ Ｋ，Ｔａｎａｔｓｕｇｕ Ｎ，Ｓａｔｏ Ｔ．Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ Ｓｔｕｄｙ ｏｎ
［１２】
Ｍａｍｐｌａｔａ Ｃ，Ｔａｎｇ Ｍ，Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ａｐｐｒｏａｃｈ ｔｏ Ｔｕｒ—
Ｐｒｅｃｏｏｌｅｒ ｆｏｒ ＡＴＲＥＸ Ｅｎｇｉｎｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ９９—４８９７．１９９９．
ｂｉｎｅ—Ｂａｓｅｄ Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ： ＦａＣＥＴ［Ｒ］． ＡＩＡＡ 【２４】Ｉｓｏｍｕｒａ Ｋ，Ｏｍｉ ｊ．Ａ Ｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅ Ｓｔｕｄｙ ｏｆ ａｎ ＡＴＲＥＸ Ｅｎ—
２００９—５５３７．２００９．
ｇｉｎｅ ａｎｄ ａ Ｔｕｒｂｏ Ｊｅｔ Ｅｎｇｉｎｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２００１－３２３９，２００１．
【１３】
Ｔａｎｇ Ｍ，Ｈａｍｉｌｔｏｎ Ｂ Ａ，Ｍａｍｐｌａｔａ Ｃ．Ｔｗｏ Ｓｔｅｐｓ Ｉｎｓｔｅａｄ ｏｆ
ｆ２５］Ｔｓｒｈｏｖｒｅｂｏｖ Ｍ Ｍ，Ｓｏｌｏｎｉｎ Ｖ Ｉ，Ｐａｌｋｉｎ Ｖ Ａ，ｅｔ ａ１．Ｔｕｒｂｏ—
Ａ Ｇｉａｎｔ Ｌｅａｐ—Ａｎ Ａｐｐｒｏａｃｈ ｆｏｒ Ａｉｒ Ｂｒｅａｔｈｉｎｇ Ｈｙｐｅｒｓｏｎ—
ｒａｍｊｅｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｆｏｒ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｂｏｏｓｔｅｒ－ａｉｒｃｒａｆｔ ｏｆ ＴＳ—
ｉｃ Ｆｌｉｇｈｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２０１１—２２３７，２０１１．
ＴＯ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｓｙｓｔｅｍ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ９６－４４９９，１ ９９６．
【１４】
Ｗａｌｋｅｒ Ｓ Ｈ．Ｆａｌｃｏｎ Ｏｖｅｒｖｉｅｗ［Ｒ］．ＤＡＲＰＡ／ＴＴＯ，２００６．
『２６］Ｓｔｅｅｌａｎｔ Ｊ．Ａｃｈｉｅｖｅｍｅｎｔｓ Ｏｂｔａｉｎｅｄ ｆｏｒ Ｓｕｓｔａｉｎｅｄ Ｈｙｐｅ￣．－
Ｉ１５１
Ｍａｒｋ Ｃ，Ｋｏｃｈ Ｄ．ＡＦ Ｓｃｉｅｎｃｅ，Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒ—
ｓｏｎｉｃ Ｆｌｉｇｈｔ ｗｉｔｈｉｎ ｔｈｅ ＬＡＰＣＡＴ Ｐｒｏｊｅｃｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ
ｉｎｇＯｖｅｒｖｉｅｗ ＳＡＦ／ＰＡ Ｃａｓｅ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ２０１１—２６５，２０１１．
２００８—２５７８，２００８．．
［１６］
Ｂｕｌｍａｎ Ｍ Ｊ，Ｓｉｅｂｅｎｈａａｒ Ａ．Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ：
【２７】Ｓｔｅｅｌａｎｔ Ｊ．ＬＡＰＣＡＴ：Ｈｉｇｈ—Ｓｐｅｅｄ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
Ａｅｒｏｊｅｔ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎｓ ｆｏｒ Ｐｒａｃｔｉｃａｌ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｖｅｈｉｃｌｅｓ［Ｒ］． 【Ｒ】．ＲＴＯ－ＥＮ—ＡＶＴ－１５０：１２—３８．
ＡＩＡＡ ２０１ｌ－２３９７．２０１１．
【２８１ Ｄｅｆｏｏｒｔ Ｓ，Ｆｅｒｒｉｅｒ Ｍ，Ｓｅｒｒｅ Ｌ，ｅｔ ａ１．ＬＡＰＣＡＴ—ＩＩ：Ｃｏｎｃｅｐｔｕ—
［１７］ Ｎｏｒｒｉｓ Ｇ，Ｗａｒｗｉｃｋ Ｇ．Ａｅｒｏｊｅｔ Ｕｎｖｅｉｌｓ Ｎｏｖｅｌ Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｅｓ
ａｌ Ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ａ Ｍａｃｈ ８ ＴＢＣＣ Ｃｉｖｉｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ．Ｅｎｆｏｒｃｅｄ ｂｙ
Ｐｌａｎ［Ｊ１．Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｗｅｅｋ＆Ｓｐａｃｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１１，１７３． Ｆｕｌｌ Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ ３Ｄ Ｎｏｓｅ－ｔｏ—Ｔａｉｌ Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎ［Ｒ］．
［１８］ Ｍｉｙａｇｉ Ｈ，Ｍｏｎｊｉ Ｔ，Ｋｉｓｈｉ Ｋ，ｅｔ ａ１．Ｃｏｍｂｉｎｅｄ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ
ＡＩＡＡ ２０１ ｌ－２３１７．２０１ １．
Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｊａｐａｎｅｓｅ ＨＹＰＲ Ｐｒｏｊｅｃｔ［Ｒ］．ＡＩＡＡ ９５—２７５ １，
・
（上接第５７页１
呈下凹抛物线形。
Ｔｅｓｔｉｎｇ［Ｒ］．ＮＡＳＡ ＴＭ－２０００—２０９０１４，２０００．
【２】 Ｑｕｉｎｎ Ｒ Ｄ．Ｇｏｎｇ Ｌ．Ｉｎ－Ｆｌｉｇｈｔ Ｂｏｕｎｄａｒｙ－Ｌａｙｅｒ Ｍｅａｓｕｒｅ—
６结论
ｍｅｆｌｔｓ ｏｆｆ ａ Ｈｏｌｌｏｗ Ｃｙｌｉｎｄｅｒ ａｔ Ｍａｃｈ Ｎｕｍｂｅｒ ｏｆ ３．０【Ｋ１．
ＮＡＳＡ ＴＰ一１７６４，１９８０．
ｆ１）随着发动机状态的增大，进气道出口的附
ｆ３］
Ｍｎｎｈｙ Ａ Ｖ．Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ Ｓｉｄｅｗａｌｌ Ｂｏｕｎｄａｒｙ—Ｌａｙｅｒ Ｐａ—
面层物理厚度增大，附面层位移厚度减小，附面层对
ｒａｍｅｔｅｒｓ ｆｒｏｍ Ｒａｋｅ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｆｏｒ ｔｈｅ Ｌａｎｇｌｅｙ
空气流通能力的影响降低。
０．３－Ｍｅｔｅｒ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ Ｔｕｎｎｅｌ［Ｒ］． ＮＡＳＡ
（２１在进行附面层总压梯度等大量程、高精度
ＣＰ一１９８７—１７８２４１．１９８７．
参数测量时，测量系统设计对整个试验数据结果的
Ｉ４】
赵桂杰．弯掠扩压叶栅附面层流动控制的实验研究与
准确性有很大影响。试验前需仔细分析测试误差，
数值模拟【Ｄ】．哈尔滨：哈尔滨工业大学，２００５．
并在此基础上进行测量系统布置设计，同时做好整
【５】
杨琳，邹正平，李维，等．尾迹作用下不同负荷分布
个系统的联校和气密性检查。
叶型边界层发展研究［Ｊ】．工程热物理学报，２００６，２７（５）：
７５ １—７５３．
【６】
Ｂｅｒｒｉｅｒ Ｂ Ｌ，Ｃａｎｅｒ Ｍ Ｂ，Ａｌｌａｎ Ｂ Ｇ．Ｈｉｇｈ Ｒｅｙｎｏｌｄｓ Ｎｕｍ—
参考文献：
ｂｅｒ Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｏｆ ａ Ｆｌｕｓｈ－Ｍｏｕｎｔｅｄ，Ｓ－Ｄｕｃｔ Ｉｎｌｅｔ ｗｉｔｈ
【１］ Ｂｕｉ Ｔ Ｔ，Ｏａｔｅｓ Ｄ Ｌ，Ｇｏｎｓａｌｅｚ Ｊ Ｃ．Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ
Ｌａｒｇｅ Ａｍｏｕｎｔｓ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒ Ｉｎｇｅｓｔｉｏｎ［Ｒ］．ＮＡＳＡ
ｏｆ ａ Ｎｅｗ Ｂｏｕｎｄａｒｙ—Ｌａｙｅｒ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｒａｋｅ ｆｏｒ Ｆｌｉｇｈｔ
ＴＰ－２００５．２１３７６６，２００５．