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涡桨发动机技术发展综述摘要：本文概述了涡桨发动机的技术优势及其发展历程，基于目前的技术发展情况，分析了涡桨发动机未来的发展趋势，指出研制出可靠性更高、全寿命期成本更低的涡桨发动机是未来的发展趋势。
关键词：涡桨发动机；发展历程；未来趋势引言涡轮螺旋桨(简称涡桨)发动机是一种通过驱动螺旋桨产生拉力或推力的航空发动机，其一般应用于飞行中低速飞行的飞机，由于其主要依靠螺旋桨对空气做功产生推力或拉力，其不适用与高空高速飞机。
相对于航空活塞式发动机，涡轮螺旋桨发动机热力循环参数更高，其功重比更大，产生的振动更小、飞行速度更快；相对与涡喷和涡扇发动机，由于涡轮螺旋桨发动机螺旋桨的转速不宜过高，其结构上增加了减速器用以降低螺旋桨转速，同时由于螺旋桨具有更高的推进效率，故其耗油率更低、起飞推力更大。
正是由于涡轮螺旋桨发动机出色的经济性，其越来越受到各国的重视，是未来民用飞机、运输发动机及无人机的理想动力。
1发展历程到目前为止，根据发动机的性能指标，涡桨发动机的发展历程可大致分为四代。
第一代涡桨发动机是指上世纪70年代以前进行生产的，主要包括Dart、PT6A系列涡桨发动机、TPE331系列的早期型号、NK-4以及AI-20等型号的涡桨发动机；第二代涡桨发动机是指上世纪70年代末期到80年代初期研制生产的，主要包括PW100系列早期型号、CT7-5和TPE331-14/15等型号的涡桨发动机；第三代涡桨发动机是指上世纪90年代以后投入使用的涡桨发动机，主要包括AE2100、TPE351-20和PW150A涡桨发动机；第四代涡桨发动机指2011年以后投产的先进涡桨发动机TP400-D6。
1.1第一代涡桨发动机第一代涡桨发动机的热力循环参数相对较低，其具有结构简单的特点，但耗油率相对较高。
其压气机结构多种多样，囊括有轴流式、离心式和轴流+离心式组合等多种形式，其动力输出方式主要采用单转子涡轮输出方式，第一代涡桨发动机的总增压比在10以下，涡轮叶片基本采用非冷却叶片，涡轮前温度相对较低，一般在1300K以下，耗油率相对较高一般在0.35～0.41kg/(KW.h)之间。
航空动力工程的前沿技术探讨航空动力工程作为现代航空领域的核心技术之一，一直以来都是推动航空事业发展的关键力量。
从早期的活塞式发动机到如今先进的喷气式发动机，航空动力技术不断演进和创新。
在当前科技飞速发展的时代，航空动力工程也迎来了一系列前沿技术的突破和探索，这些技术不仅将改变未来航空的面貌，也将对人类的交通和探索产生深远的影响。
一、电动航空技术电动航空技术是近年来备受关注的一个领域。
随着电池技术的不断进步，电动飞机的发展逐渐成为可能。
相比于传统的燃油发动机，电动发动机具有零排放、低噪音、低维护成本等显著优势。
目前，电动飞机主要应用于小型通用航空领域，但随着技术的不断成熟，未来有望在商用航空领域取得更大的突破。
然而，电动航空技术仍面临着一些挑战。
电池能量密度是限制电动飞机航程和载重的主要因素之一。
目前的电池技术虽然在不断提高，但要达到与燃油相当的能量密度仍有很长的路要走。
此外，电动发动机的功率密度也需要进一步提高，以满足大型飞机的需求。
为了克服这些挑战，科研人员正在努力研发新型电池材料和技术，如固态电池、锂空气电池等。
同时，也在不断优化电动发动机的设计，提高其效率和功率输出。
二、混合动力航空技术混合动力航空技术结合了燃油发动机和电动发动机的优点，是一种过渡性的解决方案。
在混合动力系统中，燃油发动机和电动发动机可以根据不同的飞行阶段和任务需求进行协同工作，从而实现节能减排和提高效率的目标。
例如，在起飞和爬升阶段，需要较大的功率输出，此时燃油发动机可以发挥主要作用；而在巡航阶段，电动发动机可以辅助工作，降低燃油消耗。
此外，混合动力系统还可以通过能量回收技术，将飞机在下降和滑行过程中的能量回收储存，进一步提高能源利用效率。
混合动力航空技术的发展需要解决燃油发动机和电动发动机的协同控制、能量管理等关键技术问题。
同时，也需要对飞机的整体设计进行优化，以充分发挥混合动力系统的优势。
三、先进燃烧技术燃烧技术是航空发动机的核心之一。
高超音速飞行器的推进系统分析在当今航空航天领域，高超音速飞行器的发展成为了各国关注的焦点。
而要实现高超音速飞行，其推进系统起着至关重要的作用。
本文将对高超音速飞行器的推进系统进行详细的分析。
一、高超音速飞行器的特点与要求高超音速飞行器通常指飞行速度超过 5 倍音速（约 1700 米/秒）的飞行器。
这类飞行器面临着极端的飞行条件，如高温、高压、高动压等。
因此，对推进系统提出了极为苛刻的要求。
首先，推进系统需要具备强大的推力，以克服巨大的空气阻力，实现高速飞行。
其次，由于飞行过程中的高温环境，推进系统的部件需要具备良好的耐高温性能，以保证其正常工作。
此外，高超音速飞行器的推进系统还需要具有较高的效率和可靠性，以满足长航程和复杂任务的需求。
二、常见的高超音速飞行器推进系统类型1、超燃冲压发动机超燃冲压发动机是目前高超音速飞行器中应用较为广泛的推进系统之一。
它利用高速气流在燃烧室内实现超声速燃烧，从而产生推力。
超燃冲压发动机具有结构简单、重量轻、推力大等优点。
然而，其技术难度较大，需要解决进气道设计、燃料喷射与燃烧控制等关键问题。
2、火箭发动机火箭发动机依靠自身携带的氧化剂和燃料产生推力，不受外界空气条件的限制。
在高超音速飞行的初始阶段和需要大推力加速的情况下，火箭发动机具有重要作用。
但火箭发动机的燃料消耗较大，工作时间相对较短。
3、组合循环发动机组合循环发动机将不同类型的发动机组合在一起，以适应不同的飞行阶段和速度范围。
例如，涡轮基组合循环发动机（TBCC）将涡轮发动机和冲压发动机结合，在低速时使用涡轮发动机，高速时切换到冲压发动机。
这种组合方式能够充分发挥不同发动机的优势，但系统复杂度较高。
三、高超音速飞行器推进系统的关键技术1、高温材料由于高超音速飞行时产生的高温，推进系统的部件需要采用耐高温的材料，如陶瓷基复合材料、高温合金等。
这些材料不仅要能够承受高温，还要具备良好的力学性能和抗氧化性能。
2、燃烧控制在超燃冲压发动机中，实现高效、稳定的超声速燃烧是关键。
到底什么是变循环航空发动机？变循环航空发动机，是最近⼏年⾼频出现的⼀个词汇。
之所以被各军事强国所⾼度重视，就是因为这种发动机是和各⼤国正在全⼒攻关的第6代战机所配套的航发项⽬，正如说起5代战机必然有隐⾝性能⼀样，那么若6代机不具备变循环发动机，那么这种6代机也只能是⼀种伪6代。
传统的航空涡扇—涡轮发动机的热⼒循环特性是固定不变的，⼀种发动机只能在⼀种模式下⼯作，并且仅在有限的飞⾏包线范围内具有最好的性能。
这往往是现役航发的⼀个难以克服的死结。
⽐如某超级⼤国著名的F404—F414中等推⼒航空发动机，这种航发在海平⾯和6000⽶以下的中低空的推⼒很强劲，燃油效率也⾼，这是因为他的叶⽚和涡轮和外壳之间的密封性能基本做到了极致，⼏乎可以发挥每⼀克氧⽓的燃烧效率。
⽽这类发动机⼀旦到了万⽶以上的⾼空，在⾼空⾼速下出现准冲压燃烧状态，⾼度密封的涡轮⼏乎成了⼀个累赘。
发动机的推⼒会急剧下降。
因此装备这类发动机的战⽃机都尽量避免飞的太⾼。
还有⼀个与前⾯的例⼦⼏乎相反的典型，这就是著名的F22A的发动机F119。
这种先进⼤推⼒发动机为了追求⾼空超⾳速巡航性能，因此涵道⽐做的⾮常⼩，⼏乎和过去的涡喷发动机差不多。
因此在⾼空性能⾮常好。
⽽因为涵道⽐过低，其在低空的推⼒就⼤打折扣，燃油效率甚⾄⽐不过落后他⼀代的三代涡扇，⾮常的耗油。
因此F22A的航程是出了名的腿短。
甚⾄远远不如F16A等典型的偏轻型的三代机，这就造成F22A不能适合空域⼴阔的战场环境。
先进变循环发动机技术的出现就是要解决前两类发动机不能兼顾⾼空和低空性能的⽭盾，可以通过改变⼀些部件的⼏何形状、尺⼨或位置，来调节其热⼒循环参数：如增压⽐、涡轮进⼝温度、空⽓流量和涵道⽐，改变发动机循环⼯作模式。
在⼏乎所有包线下，都维持⾼推⼒的同时确保低油耗，使发动机在各种飞⾏情况下都能⼯作在最佳状态。
与此同时，变循环发动机能以多种模式，包括涡轮模式、涡轮风扇模式和冲压模式等⼯作，因⽽在亚声速、跨声速、超声速和⾼超声速飞⾏状态下都具有良好的性能。
美国高性能涡轮发动机技术IHPTET 研究计划简介1、综合高性能涡轮发动机技术计划1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。
计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。
也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。
可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。
在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段(ACME-Ⅱ)，英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术(AMET)计划。
ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。
俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。
美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。
计划投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。
目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施中，已进入核心机的验证机试验阶段。
下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。
●第一阶段ゾ方选普拉特惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。
以普拉特惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。
吸气式空天飞机对TBCC动力的需求分析梅东牧;林鹏;王战【摘要】With the quick development of the aerospace technology, the aerospace vehicle propelled by air-breathing engine or combined engine has been the main research field. The development of air-breath-ing aerospace plane is faced with a lot of technology challenges of which propulsion system is a key ele-ment. Propulsion technology has been analyzed, and it was concluded that TBCC would be the optimal choice for aerospace vehicles for its wide operation range. Technology characteristics of co-axial and over-under types of TBCC were compared and analyzed to summarize the requirements for TBCC.%随着空天技术的迅猛发展，研究以吸气式发动机或以组合式发动机为动力的空天飞机，成为航空航天事业发展的一个主要方向。
吸气式空天飞机的发展面临着一系列技术挑战，动力就是决定因素之一。
对空天飞机动力技术进行了分析，指出涡轮基组合循环(TBCC)动力因其工作范围较大而成为空天动力的最佳选择。
对比分析了串联/并联TBCC的技术特点，归纳总结了空天飞机对组合动力的技术需求。
【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】4页(P12-14,30)【关键词】吸气式;空天飞机;涡轮基组合循环动力;串联/并联布局;飞行任务【作者】梅东牧;林鹏;王战【作者单位】沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035;沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035;沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035【正文语种】中文【中图分类】V221;V23621世纪的空天装备面临着低成本、高可靠性、高机动及低污染等新的挑战。
第２３卷第３期 ２０１０年８月 燃气涡轮试验与研究
Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ ａｎｄ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｖｏ１．２３，Ｎｏ．３ Ａｕｇ．，２０１０ ５９
摘要：本文对涡轮基组合循环发动机ｆＴＢＣＣ）中存在的控制问题进行了综合分析。在ＴＢＣＣ运行过程中存在很多过渡 段，对这些过渡段的研究非常富有挑战性。ＴＢＣＣ在过渡段的性能，不仅与组成它的涡轮和冲压发动机本身型式及特征 有关，还受到两类发动机之间相互关系及调节机构的影响。ＴＢＣＣ控制问题的关键在于保证过渡段稳态和瞬态的性能 品质，具体涉及过渡段的燃料、温度控制，进气道和尾喷管喉部调节及阀门开度控制，以及飞行／推进综合问题等。 关键词：涡轮基组合循环发动机：发动机控制；过渡态 中图分类号：Ｖ２３６：Ｖ２３３．７ 文献标识码：Ａ 文章编号：１６７２—２６２０（２０１０）０３—００５９—０４
Ｓｕｒｖｅｙ ｏｎ ｔｈｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｐｒｏｂｌｅｍ ｉｎ Ｔｕｒｂｉｎｅ—ｂａｓｅｄ Ｃｏｍｂｉｎｅｄ－ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ ＸＩＡＯ Ｌｉｎｇ－ｆｅｉ，ＳＨＥＮ Ｔａｏ，ＨＵＡＮＧ Ｘｉａｎｇ—ｈｕａ，ＤＵＡＮ Ｓｈａｏ—ｄｏｎｇ （Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ｅｎｅｒｇｙ ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ ２１００１６，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｐｒｏｂｌｅｍ ｉｎ Ｔｕｒｂｉｎｅ—Ｂａｓｅｄ Ｃｏｍｂｉｎｅｄ—Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ（ＴＢＣＣ）ｉｓ ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ ｉｎ ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ．Ｔｈｅｒｅ ａｒｅ ｍａｎｙ ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ ｐｈａｓｅｓ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ ｏｆ ＴＢＣＣ，ｗｈｉｃｈ ａｒｅ ｃｈａｌｌｅｎｇｉｎｇ．Ｔｈｅ ｐｅｒ－ ｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ ｐｈａｓｅｓ ｄｅｐｅｎｄ ｏｎ ｎｏｔ ｏｎｌｙ ｔｕｒｂｉｎｅ ｏｒ ｒａｍｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ｔｈｅｍｓｅｌｖｅｓ，ｂｕｔ ａｌｓｏ ｔｈｅ ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐ ｏｆ ｔｕｒｂｉｎｅ／ｒａｍｊｅｔ ｅｎｇｉｎｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ ｇｏｖｅｒｎｉｎｇ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ．Ｔｈｅ ｋｅｙ ｏｆ ｃｏｎｔｒｏｌ ｐｒｏｂ— ｌｅｍ ｉｎ ＴＢＣＣ ｉｓ ｔｏ ｇｕａｒａｎｔｅｅ ｔｈｅ ｓｔｅａｄｙ—ｓｔａｔｅ ａｎｄ ｔｒａｎｓｉｅｎｔ－ｓｔａｔｅ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ ｐｈａｓｅｓ，ｓｕｃｈ ａｓ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｏｆ ｆｕｅｌ ａｎｄ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ，ｔｈｅ ｒｅｇｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｉｎｌｅｔ ａｎｄ ｎｏｚｚｌｅ ｔｈｒｏａｔ，ｔｈｅ ｏｐｅｎｉｎｇ ｏｆ ｖａｌｖｅｓ，ａｎｄ ｆｌｉｇｈｔ－ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ ｃｏｎｔｒｏｌ ａｔ ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ ｐｈａｓｅｓ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｔｕｒｂｉｎｅ－ｂａｓｅｄ ｃｏｍｂｉｎｅｄ－ｃｙｃｌｅ ｅｎｇｉｎｅ；ｅｎｇｉｎｅ ｃｏｎｔｒｏｌ；ｔｒａｎｓｉｅｎｔ－ｓｔａｔｅ
１引言 ２ ＴＢＣＣ布局形式 涡轮基组合循环发动机（ＴＢＣＣ）是以燃气涡轮发 动机为基础，通过并联或串联冲压发动机（包括亚燃 冲压发动机和超燃冲压发动机）而构成的组合循环推 进系统。采用ＴＢＣＣ的高速飞行器，在起飞阶段使用 涡轮发动机，爬升到一定高度后加速到冲压发动机 开始工作状态，冲压发动机投入工作后逐渐关掉涡 轮发动机，利用冲压发动机爬升、加速至高马赫数； 返回时关掉冲压发动机，重新启动涡轮发动机，使飞 行器安全返航。 根据ＴＢＣＣ中涡轮和冲压两类发动机之间的组 合形式，可以分为并联布局和串联布局。当涡轮发动 机的加力燃烧室和冲压燃烧室共用时，称为串联布 局ｆ如图１）。而涡轮发动机的加力燃烧室与冲压燃烧 室相互独立，两类发动机组成上下重叠形式时，称为 并联布局ｆ如图２１。 串联布局的明显特点是没有单独的冲压发动机 通道，不仅发动机高度下降，而且由于发动机轴线与 进气道进口轴线间的距离缩短．使进气道后扩压段
收稿日期：２００９—１２—１７；修回日期：２０１０－０５—２７ 基金项目：南京航空航天大学基本科研业务费专项科研项目￣（ＮＳ２０１００５０） 作者简介：肖玲斐（１９８２一），女，湖南衡阳人，副教授，硕导，博士，研究方向为航空发动机系统建模、控制与优化。 燃气涡轮试验与研究 第２３卷 扩张段 涵道挡板 燃油喷学 火焰稳定器
◆ ：：．． — ： １、 涡轮喷气发动机￡＝】 《
— ——— １．Ｉ
（ａ）涡轮发动机模态（挡板打开） （ｂ）冲压模态（挡板关闭） 图１串联布局ＴＢＣＣ（￣Ｉ：Ｉ Ｊ５８发动机１ Ｆｉｇ．１ Ｃｏ—ａｘｉａｌ ｔｙｐｅ ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ ｅｎｇｉｎｅ
高马赫数发动机（低速系统）
冲压／超燃发动机（高速推进系统） 图２并联布局ＴＢＣＣ（￣ＩＩ Ｘ一４３Ｂ发动机１ Ｆｉｇ．２ Ｏｖｅｒ—ｕｎｄｅｒ ｔｙｐｅ ｃｏｍｂｉｎａｔｉｏｎ ｅｎｇｉｎｅ
长度减短，进气道斜板前段的总尺寸也相应减小。尺 寸减小不仅可使结构重量减轻，而且还使阻力减小 另外，串联布局比并联布局构造简单，调节便 利，省却了庞大的进气分流活门及其驱动机构。并联 布局的两个并列尾喷管作为高温受力部件，增加了 性能和结构设计的复杂性。相对而言，串联方案涡扇 发动机的关闭机构和调节活门尺寸小、动作简单、结 构轻便。 虽然串联布局比并联布局一体化程度更高，但 存在严重的涡轮工况流量匹配问题。
３过渡马赫数选取 在ＴＢＣＣ运行过程中存在很多过渡段．对这些 过渡段的研究非常富有挑战性。过渡马赫数 ｒ０１的 定义为：当ＴＢＣＣ主要由冲压发动机而不是涡轮发 动机来提供推力时的马赫数。过渡马赫数的选择对 低速和高速系统的设计具有重要作用，是涡轮发动 机和冲压发动机对ＴＢＣＣ影响的平衡。过渡马赫数 越大，冲压发动机设计越容易，而涡轮发动机设计则 越困难。通过对各个部件的综合考虑，选择出合适的 过渡马赫数，可使ＴＢＣＣ具有最好的整体性能。两类 发动机应在过渡马赫数前后０．５马赫开始或结束运 行（如图３），即存在涡轮和冲压发动机同时工作的模 态过渡段，保证涡轮发动机进入或退出工作都比较 平稳，以及减少对冲压发动机的影响＿１１。
◆ ◆
●圆耍 匪匿婴囫 Ｍａ＝３．５ Ｍａ＝４．５ 选择Ｍａ＝４．０ 每个推进单元运行于Ｍａ＝４．０￣０．５
图３过渡马赫数（如文献【１】选择Ｍａ＝４．０） Ｆｉｇ．３ Ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ
４ ＴＢＣＣ控制问题分析 目前。人们对于涡轮发动机和冲压发动机的控 制研究已取得了较多成果．但ＴＢＣＣ在过渡过程段的 性能不仅与组成它的涡轮和冲压发动机本身型式及 特征有关，而且还受到两类发动机之间相互关系以 及调节机构的影响。所以，ＴＢＣＣ控制问题的关键在 于保证过渡阶段稳态和瞬态的性能品质，具体涉及 过渡段的燃料、温度控制．进气道和尾喷管喉部调节 及阀门开度控制，以及飞行／推进综合问题等 。 ４．１ ＴＢＣＣ燃料控制问题 ｆｌ１１ 串联布局 在涡轮模态工作时，随着飞行马赫数的逐渐提 高，逐渐减少发动机主燃烧室的供油，于是涡轮发动 机转速逐渐下降。当涡轮发动机转速降至慢车时，大 部分空气将通过冲压环形通道进入加力燃烧室。这 时切断涡轮发动机主燃烧室供油，在确认主燃烧室 熄火后，关闭涡轮通道阀门，涡轮发动机退出工作； 第３期 肖玲斐等：涡轮基组合循环发动机控制问题概述 ６１ 但此时保持对加力燃烧室的供油，加力燃烧室变成 冲压燃烧室，ＴＢＣＣ进入冲压模态运行。 ｆ２１并联布局 若选择过渡马赫数为Ｍａ＝３．０，则涡轮发动机在 ０＜Ｍａ＜３．０时全负荷工作，在Ｍａ＞３．０时逐步降低转 速并进入慢车状态。随着马赫数继续提高，涡轮发动 机减少供油，到Ｍａ＝３．５时停止供油。在确认涡轮发 动机熄火后，涡轮发动机退出工作。当Ｍａ＜２．５时冲 压发动机不点火，冲压通道作为放气通道使用。Ｍａ＝ ２．５时冲压发动机点火，在２．５＜Ｍａ＜３．５时冲压发动 机与涡轮发动机同时工作，即模态过渡段。 ｆ３）控制关键问题 ①在同进气道流量匹配的条件下，通过控制过 渡段的燃料流量，实现在较大范围内调整推力随马 赫数变化的状况，为飞行器的设计提供方便； ②按照燃料调节规律和流量匹配要求进行稳态 非设计点性能计算，得到ＴＢＣＣ在过渡段的稳态性 能： ③在发动机安全工作的前提下，为增加经济性 和扩大航程，设计优化燃料控制规律，实现发动机燃 料消耗率最小。 ４．２ ＴＢＣＣ温度控制问题 由于在超声速、高超声速飞行时．ＴＢＣＣ进口空 气温度急剧升高，为了扩大发动机工作范围，增大单 位推力，提高热效率，可通过预冷却技术冷却进口空 气，保证ＴＢＣＣ在高速飞行条件下的使用和部件寿 命。但安装了预冷却器的发动机会遇到换热片表面 结冰的问题，而结冰会引起总压损失，换热效率下 降，严重时导致气流堵塞。 控制关键问题为：①避免由于气流滞止导致的 气体温度过高和超过燃烧室极限载荷的现象出现； ②控制燃料供给回路，实现燃料预热以及相关空气、 飞行器和发动机部件、其它附件的冷却；③控制气流 通道，合理引气，在冷却进ＩＳｌ温度的同时防止或消除 结冰影响；④由于在过渡阶段阀门的开度有变化，当 空气经过阀门时为一节流过程。所以必须保证节流 过程前后总温不变。 ４．３ ＴＢＣＣ进气道和尾喷管喉部调节及阀门开度控 制问题 ｆ１）串联布局 串联布局ＴＢＣＣ中，涡轮模态工作时的加力燃 烧室在冲压模态工作时就作为冲压燃烧室。在涡轮 模态工作时，冲压环形通道的前后阀门将冲压通道 堵塞，以防止涡轮发动机的排气经冲压通道回流到 涡轮发动机进口。在冲压模态工作时，冲压环形通道 打开，由进气道来的空气经环形通道进入冲压燃烧 室；而涡轮发动机进出口阀门关闭，以防止高温滞止 空气进入涡轮发动机。 ｆ２）并联布局 并联布局ＴＢＣＣ中。在涡轮模态工作时，涡轮通 道上的阀门完全打开，由进气道来的空气经过风扇 和压气机增压，在主燃烧室中与燃料掺混燃烧，高温 燃气在高压和低压涡轮中膨胀做功驱动压气机和风 扇，由涡轮排出的燃气和外涵道来的空气混合，进入 加力燃烧室，与补充的燃料燃烧，燃气进一步升温， 然后进入尾喷管膨胀加速，产生推力。此时冲压通道 也有空气流过，可作为多余空气的放气通道。在冲压 模态工作时，涡轮发动机通道上的阀门关闭以防止 高温滞止空气进入涡轮发动机。 ｆ３）控制关键问题 ①实时反馈飞行马赫数，对阀门进行及时调节， 确保既不产生逆流又不发生压力突跃．实现相应马 赫数下涡轮和冲压发动机的正常起动及协调运行； ②通过调整进气道和尾喷管喉部面积，改变发 动机的空气流量和有效推力，使得过渡阶段两类发 动机的空气流量相互匹配．推力满足要求： ③由于在过渡阶段阀门的开度有变化，故需考 虑阀门开度与发动机的相互影响： ④根据两类发动机共同工作时的守恒关系和部 件特性等，再考虑阀门特性和调节规律．求解描述这 些关系的非线性方程组，获得模态过渡阶段的发动 机性能。 ４．４ ＴＢＣＣ飞行／推进综合问题 飞行／推进综合控制考虑飞机和发动机之间的 性能耦合，对两者的信息进行综合，在基本不改变发 动机硬件的情况下，采用综合控制优化算法，最大限 度地挖掘飞机和发动机的性能潜力。使得飞机的整 体性能达到最优。飞行／推进综合控制的优化控制方 案是在发动机安全运行的前提下对发动机性能进行 优化，充分发掘发动机的性能潜力，并由此来提高飞 机的效能ｆ如图４）。 控制关键问题为：①由于ＴＢＣＣ是涡轮发动机 与冲压发动机的组合，过渡段的喘振边界和涡轮温 度、转速限定值等不同于单独的涡轮发动机或冲压 发动机，所以必须准确判断出最优工作点和给出可 行的最优性能描述；②在飞机平飞加速及爬高时，根
