基于第二動力技術的TBCC綜合能源展望

王偉，董愛群，李丹

(中國航空發(fā)動機集團有限公司 中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

0 引 言

TBCC發(fā)動機是由渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機組成的組合循環(huán)發(fā)動機，為空天高超聲速飛行器的動力解決方案之一。在TBCC組合發(fā)動機中，渦輪級發(fā)動機提供低速段動力，沖壓級發(fā)動機提供高速段動力。

傳統(tǒng)單一的燃氣渦輪發(fā)動機飛行器，由地面電源車和氣源車分別提供發(fā)動機起動之前的電源和氣源，由起動系統(tǒng)通過齒輪箱帶轉(zhuǎn)渦輪級發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子，發(fā)動機起動完成后，起動機脫開，燃氣渦輪發(fā)動機通過發(fā)動機軸、齒輪箱與飛機第二動力系統(tǒng)連接，通過軸功率輸出轉(zhuǎn)化為飛機的需求功率。

區(qū)別于單一的燃氣渦輪發(fā)動機，并聯(lián)TBCC發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束后，渦輪發(fā)動機停止運轉(zhuǎn)，沖壓發(fā)動機沒有轉(zhuǎn)子部件，無法從發(fā)動機轉(zhuǎn)軸提取功率以滿足沖壓發(fā)動機附件及飛機的功率需求。

目前，國內(nèi)外鮮有關于如何實現(xiàn)并聯(lián)TBCC發(fā)動機提取飛機功率的報道和文獻，本文研究飛機第二動力系統(tǒng)的動力形式，結(jié)合并聯(lián)TBCC發(fā)動機工作包線和功率需求，提出并聯(lián)TBCC發(fā)動機可行的綜合能源方案。

1 第二動力裝置的技術特點和發(fā)展現(xiàn)狀

飛機第二動力系統(tǒng)獨立于主發(fā)動機，可以單獨做功或從已工作的發(fā)動機提取功率，為飛行器提供所需的三種能源：①為航電設備、泵、除冰及照明等提供電能；②為飛行器襟翼、副翼、尾翼等舵面的飛行控制、起落架、艙門及剎車等提供液壓能；③為艙內(nèi)空調(diào)、加壓和發(fā)動機起動等提供氣壓能。

第二動力系統(tǒng)由輔助動力裝置(APU)、應急動力裝置(EPU)、起動裝置、附件驅(qū)動裝置、發(fā)電機、液壓泵等組成。第二動力系統(tǒng)的組成中，可以作為能量源輸出的動力類型有：輔助動力裝置(APU)、燃氣渦輪起動機(GTS)、沖壓空氣渦輪(RAT)、電動起動機、起動發(fā)電機、空氣渦輪起動機(ATS)和航空蓄電池。

一代機～五代機的起動系統(tǒng)如表1所示。

表1 飛行器的起動系統(tǒng)

從表1可以看出：第二動力系統(tǒng)隨著飛行器技術的發(fā)展和需求的提高而不斷發(fā)展。

1.1 航空蓄電池

航空蓄電池主要有鉛酸蓄電池、鎳鎘蓄電池和鋰離子蓄電池。航空蓄電池的輸入電壓為28 V直流，輸出電壓為24～28 V，具有提供短時間的功率儲存能力，典型的可達30 min。其常與主電源發(fā)電機并聯(lián)使用，發(fā)動機正常工作時，由發(fā)電機向用電設備供電，并通過自動變壓器(ATU)和變壓整流器(TRU)將高壓交流電轉(zhuǎn)換為28 V直流電，對蓄電池充電。當發(fā)動機停止工作時，電源轉(zhuǎn)換器將28 V直流電轉(zhuǎn)化為270 V直流電，供發(fā)動機起動或作為應急用電[1-2]。

鉛酸蓄電池應用最早，其功率密度低，內(nèi)阻大，高倍率放電性能不理想，特別是低溫性能不能滿足高寒等特殊地區(qū)的環(huán)境要求。鎳鎘電池技術成熟，放電能力和低溫性能優(yōu)異，可靠性和安全性較高，是目前航空飛行器的主要應急電源[1-2]。例如，空客、波音的民用客機使用鎳鎘電池組作為機載電池，C-17運輸機配裝鎳鎘蓄電池用于啟動輔助動力裝置并提供應急直流電，MB339教練機使用鎳鎘蓄電池啟動發(fā)動機。鋰離子電池在功率密度和充/放電特性方面具有優(yōu)勢，A350XWB飛機上應用法國SAFT公司提供的四個45 Ah的鋰電池作為主蓄電池和應急蓄電池；B787應用鋰電池作為主蓄電池，但在2013年初B787出現(xiàn)過鋰電池過熱失火問題，其安全性比鎳鎘電池差。

鉛酸電池、鎳鎘電池和鋰離子電池功率密度對比如表2所示[1]，可以看出：鉛酸電池的額定容量、每千克功率和功率密度遠遠低于鎳鎘電池和鋰離子電池；按照最高輸出電壓28 V計算，鎳鎘電池的能量不超過4 032 kJ，鋰離子電池的能量不超過4 435 kJ，鎳鎘電池和鋰離子電池的能量密度分別為109.0和244.5 kJ/kg。

表2 鉛酸電池、鎳鎘電池和鋰離子電池功率密度對比

1.2 電動起動機

電動起動機自帶蓄電池，僅用于啟動發(fā)動機，主要用于起動輕型飛機和小推力/功率發(fā)動機，例如推力在1 500 kg以下的渦噴和渦扇發(fā)動機，由于蓄電池的容量限制和電動起動機的體積限制，不適用于起動大功率發(fā)動機。

1.3 起動發(fā)電機

起動發(fā)電機為集起動機和發(fā)電機功能于一體的電機，先作電動起動機用，在發(fā)動機達到穩(wěn)定轉(zhuǎn)速后作發(fā)電機用。隨著飛機從傳統(tǒng)的氣壓、液壓到電能的轉(zhuǎn)化，起動發(fā)電機是多電飛機、多電發(fā)動機的機載電系統(tǒng)綜合化的發(fā)展趨勢[3]。按照電機輸出類型，起動發(fā)電機分為低壓直流起動發(fā)電機、高壓交流起動發(fā)電機和高壓直流起動發(fā)電機。

低壓直流起動發(fā)電機輸出電壓為28 V，起動功率不大于20 kW，功率質(zhì)量比僅為0.17～0.27 kW/kg，適用于中低推力/功率發(fā)動機，主要是二代機使用[4]。

高壓交流起動發(fā)電機有兩種類型：恒頻交流起動發(fā)電機和變頻交流起動發(fā)電機。恒頻交流起動發(fā)電機分為恒速恒頻和變速恒頻。恒速恒頻交流發(fā)電機輸出電壓115/200 V，頻率400 Hz，額定容量可達150 kVA，其與恒速傳動裝置CSD集成為組合傳動發(fā)動機IDG，廣泛應用于空客A380之前的飛機。1970年代，誕生了用電力電子轉(zhuǎn)換器替代恒速傳動裝置CSD的變速恒頻發(fā)電機VSCF，可將電源效率從70%提高到80%，但過載能力比IDG差。變頻交流發(fā)電機(VFG)的輸出電壓為115/200 V，頻率范圍為300～800 Hz，取決于實際應用，不需要恒速傳動裝置CSD和電力電子轉(zhuǎn)換器，同恒頻交流發(fā)電機相比，集成化程度和功率密度高，電源效率提高到90%，應用于A350XWB和B787，其中A350XWB的VFG額定功率為100 kVA，B787的VFG額定功率為250 kVA[5]。

隨著軍用飛機性能要求的提高，激光等高能武器的發(fā)展，超常規(guī)機動能力和高智能化等加大了對非線性負載的使用，結(jié)構(gòu)簡單、性能可靠且能不中斷供電的270 V直流高壓起動發(fā)電機成為軍用飛機多電系統(tǒng)電源的發(fā)展方向。由于在尺寸和可利用性方面的優(yōu)勢，全電飛機開始應用于大型客機，例如A380和B747，對發(fā)電機的功率需求達到兆瓦級[6]。2012年，美國的第三代多電飛機綜合運用了內(nèi)置式整體起動發(fā)電機、超導發(fā)電機和儲能裝置，使多電發(fā)動機產(chǎn)生的電力達到幾兆瓦[7]。

1.4 輔助動力裝置(APU)和燃氣渦輪起動機(GTS)

APU是一臺專門設計的小型燃氣渦輪發(fā)動機，具有獨立的燃油、滑油、起動、冷卻系統(tǒng)，啟動方式有機場電源、機載蓄電池、液壓馬達、電動機和應急動力裝置。

最初的APU為軸功率輸出型，即為燃氣渦輪起動機GTS，GTS通過齒輪箱與發(fā)動機轉(zhuǎn)子和飛機附件機匣連接，輸出軸功率起動發(fā)動機，傳遞效率高、速度快，在軍用戰(zhàn)斗機上有廣泛應用。典型代表為美F-15、美F-16、幻影2000及俄Su-27。俄Su-27應用KLIMOV公司研制的GTDE-117型GTS作為AL-31F發(fā)動機的起動機，具有短時工作起動發(fā)動機和提供應急功率兩種功能。

隨著航空工業(yè)的發(fā)展，APU已從單一作為機上啟動能源，發(fā)展為輸氣和輸出軸功率相結(jié)合的輔助動力。在發(fā)動機地面和空中起動時，為空氣渦輪起動機提供壓縮空氣；在飛行中出現(xiàn)發(fā)動機故障、電源故障或液壓系統(tǒng)故障時，為飛機提供氣源、電源和液壓源?，F(xiàn)已廣泛應用于戰(zhàn)斗機和民用客機上，例如美F-18/F-117/F-22、歐洲臺風、歐洲陣風、瑞典JAS39、B787和A380[8]。

國外典型戰(zhàn)斗機及大型客機的APU(包含GTS)及其參數(shù)如表3所示[9]。APU一般體積小，進氣量少，起動包線有限，不能在整個飛行包線內(nèi)起動發(fā)動機。國外技術成熟，已形成系列發(fā)展，當量功率可以達到兆瓦。國內(nèi)對國外成熟燃氣渦輪起動機產(chǎn)品，例如MK-200和F117進行了國產(chǎn)化生產(chǎn)，分別為DQ-23和WQ66，此類起動機類似于小型燃氣渦輪發(fā)動機，結(jié)構(gòu)復雜，系統(tǒng)龐大，因此國產(chǎn)化的產(chǎn)品故障不斷，雖其功率較大仍限制了其應用，并且質(zhì)量也較大。國內(nèi)燃氣渦輪起動機功率偏低，目前只有WQ66B系列能夠達到100 kW。

表3 國外典型戰(zhàn)斗機及大型客機的APU(包含GTS)及其參數(shù)

1.5 空氣渦輪起動機(ATS)

空氣渦輪起動機以壓縮空氣為能源，驅(qū)動沖擊式渦輪輸出功率，再經(jīng)減速器、離合器等部件帶動起動[10-11]。空氣渦輪起動機產(chǎn)生的軸功率傳給主發(fā)動機，完成對主發(fā)動機的起動。工作所需的壓縮空氣由機載高壓氣瓶、APU、已工作發(fā)動機或機場氣源車供給。整個空氣渦輪起動系統(tǒng)的單位功率為0.55～0.88 kW/kg。空氣渦輪進口處的空氣參數(shù)：溫度通常為150～200 ℃，壓力不超過2.5～5.0 bar[4](1 bar=100 kPa)。

ATS廣泛應用于典型戰(zhàn)斗機的發(fā)動機起動，例如美F-22配裝ATS起動F119發(fā)動機，歐洲陣風配裝ATS起動M88發(fā)動機，美F-18、F-17、瑞典JAS39配裝ATS起動F404發(fā)動機，多個型號的空客和波音的民用客機配裝ATS作為起動機，俄羅斯SuperJet100支線飛機為ATS 337配裝Microturbo公司生產(chǎn)的空氣渦輪起動機SAM146。目前國內(nèi)起動成附件技術水平相比較，達到100 kW以上的起動機很少，除了DQ-510空氣渦輪起動機系列功率能超過100 kW外，其余空氣渦輪起動機功率都較低。DQ-510空氣渦輪起動機是俄羅斯CTB-3T起動機的國產(chǎn)化型號，國內(nèi)外空氣渦輪起動機的主要參數(shù)如表4所示[12]。

表4 國內(nèi)外空氣渦輪起動機主要參數(shù)

1.6 沖壓空氣渦輪(RAT)

沖壓空氣渦輪RAT是應用在民用飛機和軍用飛機上的一種應急動力裝置，利用氣流在渦輪葉片上的作用，將飛機飛行中來流的動能轉(zhuǎn)化為轉(zhuǎn)子的機械能。RAT根據(jù)其結(jié)構(gòu)可分為槳葉式和涵道式兩種[13]。槳葉式為葉片暴露在外面的渦輪，在低速至中等亞聲速飛行時，可以將氣流動能有效地轉(zhuǎn)化為轉(zhuǎn)子的機械能，但當馬赫數(shù)超過0.6，葉尖的馬赫數(shù)超過1.5時，激波和氣流分離產(chǎn)生的阻力使能量轉(zhuǎn)化效率大幅降低。因此，引入涵道式結(jié)構(gòu)，保證沖壓空氣渦輪在飛機亞聲速和超聲速飛行時，都能正常工作。槳葉式?jīng)_壓空氣渦輪多應用在民航客機上，典型的RAT直徑為80 cm左右，能產(chǎn)生的功率為5～70 kW[14]。涵道式?jīng)_壓空氣渦輪一般應用在軍用飛機領域。

RAT可以帶動發(fā)電機和液壓泵，為飛機提供電力和液壓能，為軍用飛機電子吊艙提供自主電力。在A380之前的空客飛機使用沖壓空氣渦輪作為其中一路液壓系統(tǒng)的能量源，在發(fā)動機全部故障時，為液壓系統(tǒng)提供應急壓力，可以保障飛機的基本飛行控制。A350XWB的應急電源系統(tǒng)為沖壓空氣渦輪與發(fā)電機組合構(gòu)成的沖壓渦輪發(fā)電系統(tǒng)，在發(fā)動機和APU出現(xiàn)故障后，為飛機提供功率為50 kVA的變頻交流電源，保證主要的儀表盤和基本飛行控制的供電。在軍用飛機上的應用有美艦載電子戰(zhàn)飛機EA-6B，RAT為機載電子干擾吊艙提供自主發(fā)電電源[15]。二戰(zhàn)時期，德國的Me-163是世界上唯一一款服役的全火箭動力的戰(zhàn)斗機，由于無法獲得發(fā)動機轉(zhuǎn)軸的機械能轉(zhuǎn)化為電能，RAT是全機電力供應的來源。

沖壓空氣渦輪結(jié)構(gòu)比較簡單，質(zhì)量較輕，因為需要空氣動能啟動，所以只能在飛行速度達到一定量時才能工作。

2 第二動力裝置的發(fā)展趨勢

多電和全電飛行器及推進系統(tǒng)、混合電推進系統(tǒng)是未來飛行器和推進系統(tǒng)的發(fā)展方向。當前電動機功率密度為8.8～11.0 kWh/kg，鋰電池功率密度為0.15 kWh/kg，下一代鋰電池的功率密度為0.45 kWh/kg，而歐洲和美國探索的2030年民用航空分布式混合電推進系統(tǒng)對電動機的功率密度要求為16.2 kWh/kg，對儲能裝置功率密度的要求為0.6 kWh/kg[16]。定向能武器裝備于戰(zhàn)斗機已成為未來軍用飛機的發(fā)展方向，為了對攻擊目標達到一定的殺傷效果，要求提供給激光束、粒子束等定向能武器的能量達到兆瓦級。為了實現(xiàn)攻擊敵機或地面目標時大功率輸出，高壓大功率內(nèi)置式起動發(fā)電機和大功率密度的儲能裝置成為第五代戰(zhàn)斗機的關鍵技術。因此，高功率密度的超導電動機/發(fā)電機和大比能量的電能儲能裝置是未來民用飛機和軍用飛機第二動力裝置的發(fā)展趨勢。

美國先進的F-22戰(zhàn)斗機的機載電源功率為65 kW，F(xiàn)-35的發(fā)電功率可達400 kW[17]。傳統(tǒng)的銅制線圈機載發(fā)電機發(fā)電功率只能達到幾百千瓦，若將發(fā)電功率提高至兆瓦級，發(fā)電系統(tǒng)的體積重量將過于龐大，無法裝機。超導材料具有零電阻、可在無鐵芯的情況下產(chǎn)生極高的強磁場。超導發(fā)電機和常規(guī)發(fā)電機相比，重量將減輕80%～90%[18]。我國早在1997年就成功開發(fā)了400 kW的低溫超導發(fā)電機，并試制了10 MW的模型樣機[19]。2004年，美國空軍研究實驗室起動了“MW級電源系統(tǒng)MEPS”計劃，旨在為大功率用電設備開發(fā)一種超導發(fā)電系統(tǒng)。GE公司在2007年研制完成了一臺1 MW的發(fā)電機樣機[17]。目前NASA正在開展超導電機的研究，重點研究低溫冷卻和液氫冷卻兩種冷卻方案，以實現(xiàn)超導電機工作需求的超冷環(huán)境[16]使用。

歐盟“Flightpath 2050”計劃中，空客、西門子和羅羅公司聯(lián)合研發(fā)應用混合電推進系統(tǒng)的“E-Airbus”支線客機，在起飛階段的額外動力由大比能量的電能儲能裝置提供[16]。大比能量的電能儲能裝置的發(fā)展方向有燃料電池、聚合物鋰離子電池和核電池。

燃料電池直接把儲存在燃料和氧化劑中的化學能轉(zhuǎn)化為電能。20世紀60年代，美國成功地將培根型中溫氫氧燃料電池作為主電源應用于阿波羅登月飛船。按電解質(zhì)不同，可將燃料電池分為質(zhì)子交換膜燃料電池PEMFC和堿性燃料電池AFC。AFC的燃料和氧化劑為純氫和純氧，是在航天飛機、載人航天器上應用最成功的燃料電池，但其成本高、壽命短[20]。再生燃料電池RFC一般由PEMFC組成，是NASA為月球基地電源系統(tǒng)和近空間飛行器動力系統(tǒng)集中研究的能源形式[21]。目前燃料電池的轉(zhuǎn)化效率為50%～60%，功重比為1 kW/kg。氫的供應方式包括高壓氣瓶、將碳納米管作為飛機的結(jié)構(gòu)材料吸收存儲氫及分解航空煤油生成氫。未來燃料電池的效率會提高到70%～80%，功重比提高到3.5 kW/kg。波音、通用和普惠公司正在合作研究一系列的混電推進系統(tǒng)，其中包含采用燃料電池/燃氣渦輪混合的fFan推進系統(tǒng)[16]。

聚合物鋰離子電池采用具有離子導電性并兼具隔膜作用的凝膠聚合物的電解質(zhì)代替液態(tài)鋰離子電池中的液體電解質(zhì)。聚合物鋰離子電池中，凝膠聚合物為正極，常用的材料有聚乙炔、聚苯、聚苯胺和含硫聚合物，金屬鋰為負極?，F(xiàn)在聚合物鋰離子電池的比能量能達到200 Wh/kg，比液態(tài)鋰離子電池高，大約是鎳鉻電池的3～4倍。N.Oyama等[22]通過采用導電聚合物，例如聚苯胺等對含硫聚合物DMCT進行改性，使其達到分子水平的耦合，可使電池容量達到225 Ah/kg，是目前已知的比能量最高的聚合物鋰離子電池之一。

核電池是利用放射性同位素在衰變時釋放的能量而制備的電池，在航天、航海和醫(yī)療等領域有廣泛的應用。美國于1997年10月發(fā)射到土星的Gassini號，使用的伏特效應同位素電池的功率可達285 W[23]。鄒宇等[24]通過比較各種儲能裝置，指出放射性同位素能源電池的能量密度是當前所有能源中最高的，Po-210放射性同位素電池的能量密度可達100 kWh/kg。

3 高超聲速飛行器的發(fā)展現(xiàn)狀和未來趨勢

高超聲速動力可以為民用航空提供長航程、快速的運輸模式，使洲際旅行像城際旅行一樣方便快捷。應用在軍事上，可以為超聲速/高超聲速導彈、高超聲速巡航飛行器提供動力，還可以作為吸氣式發(fā)射運載器的動力，提供全部或部分可再用單級或雙極入軌發(fā)射系統(tǒng)的動力[25]。對于吸氣式發(fā)射運載器，火箭是唯一的可以將其速度推至入軌速度的動力。NASA從20世紀90年代開始廣泛研究低速段動力的實現(xiàn)方式及兩種動力的組合，即為火箭基組合循環(huán)發(fā)動機RBCC。

高超聲速動力的另一種組合形式為基于渦輪的組合循環(huán)推進系統(tǒng)TBCC。20世紀50年代，法國的Griffon Ⅱ飛機率先采用串聯(lián)TBCC發(fā)動機，驗證了TBCC發(fā)動機的可行性。20世紀60年代初，美國對可以進入空天的36種有潛力的火箭/吸氣式系統(tǒng)進行比較，提出可行的三種方案：渦輪-超燃沖壓組合發(fā)動機、超燃沖壓液態(tài)空氣循環(huán)發(fā)動機和增壓引射式?jīng)_壓發(fā)動機[26]，并對這三種動力系統(tǒng)進行了研究，只有渦輪-超燃沖壓組合發(fā)動機(TBCC)的研究持續(xù)下來。20世紀70～80年代，俄羅斯中央航空發(fā)動機研究院(CIAM)進行了全尺寸TBCC發(fā)動機地面試驗。從1993年開始，俄羅斯CIAM研究并聯(lián)TBCC和串聯(lián)TBCC，指出并聯(lián)TBCC結(jié)構(gòu)的方案優(yōu)于串聯(lián)TBCC[27]。1985年，日本航天研究局和宇航研究局開始研究吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機ATREX，ATREX為使用預冷卻器的串聯(lián)TBCC，可在0～6馬赫數(shù)范圍工作。1999年，日本的高超聲速運輸機推進系統(tǒng)項目HYPR設計的串聯(lián)TBCC發(fā)動機順利完成地面臺試驗，是最早的專為高超聲速運輸機設計并通過地面試驗的TBCC發(fā)動機[28]。

20世紀90年代，美國SR-71飛機裝備的J58發(fā)動機是第一個形成裝備的 TBCC發(fā)動機，實現(xiàn)巡航馬赫數(shù)3.2，飛行高度70 000 ft[29](1 ft=0.304 8 m)。為了讓高超聲速技術從實驗室走向正真的飛行環(huán)境，1995年NASA啟動了高超聲速HYPER-X項目，重點研究碳氫燃料的雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機。雙模態(tài)沖壓發(fā)動機的飛行范圍從馬赫數(shù)3到至少馬赫數(shù)15。X-43采用高速渦輪機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機組合，可實現(xiàn)馬赫數(shù)7～10的巡航目標。歐洲在研的高超聲速組合發(fā)動機項目LAPCAT，研發(fā)配裝氫燃料的TBCC發(fā)動機，用于飛行巡航馬赫數(shù)4～8的超遠程民用運輸飛機[30]。

從國外高超聲速TBCC動力的發(fā)展可以看出，組合發(fā)動機的巡航馬赫數(shù)不斷提高，從馬赫數(shù)3.2～6，再到馬赫數(shù)4～8，甚至馬赫數(shù)7～10，低速段的渦輪級發(fā)動機從使用預冷卻器降低發(fā)動機進口溫度到直接研制使用高速渦輪機。因此，TBCC組合動力發(fā)展的大趨勢是能達到馬赫數(shù)15甚至更高的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機和高速渦輪發(fā)動機的組合。為了減少迎風面積、降低阻力、優(yōu)化性能，高超聲速飛行器與推進系統(tǒng)除了要實現(xiàn)結(jié)構(gòu)、性能方面的一體化設計外，綜合能源系統(tǒng)的一體化設計是必須考慮的。采用TBCC組合發(fā)動機的高超聲速飛行器，在地面起飛并加速到一定馬赫數(shù)時，使用的是渦輪級發(fā)動機，然后模態(tài)轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓工作，在逆模態(tài)過程中，減速降落到著陸也是由渦輪級發(fā)動機單獨工作。在整個過程中，渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機的進氣道和尾噴管按控制指令作動，并且不與相應的渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機工作狀態(tài)完全同步，因此，在綜合能源系統(tǒng)架構(gòu)方面，需要對飛機附件、沖壓發(fā)動機和渦輪級發(fā)動機的附件進行一體化設計。當TBCC組合發(fā)動機由渦輪級發(fā)動機工作狀態(tài)向沖壓級發(fā)動機工作狀態(tài)模態(tài)轉(zhuǎn)換時，同時也就切斷了發(fā)動機對附件的功率輸入。能提供足夠功率保證飛機附件工作、發(fā)動機附件工作、進氣道調(diào)節(jié)、尾噴管調(diào)節(jié)和發(fā)射武器作戰(zhàn)要求的第二動力為綜合能源的發(fā)展研制目標。

4 未來技術路線

根據(jù)第二動力的技術特點、發(fā)展現(xiàn)狀和趨勢，分析認為，并聯(lián)TBCC發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束后，實現(xiàn)沖壓發(fā)動機附件和飛機功率需求的方式有兩種。

一種是在空天高超聲速飛行器的全任務剖面內(nèi)，配置完全獨立于TBCC發(fā)動機的第二動力，工作范圍覆蓋整個飛行包線?？尚械募夹g路線是將空氣渦輪起動機與沖壓空氣渦輪整合在一起(又稱為空氣渦輪裝置)。模態(tài)轉(zhuǎn)換前，地面氣源車為空氣渦輪起動機提供壓縮空氣，以啟動渦輪級發(fā)動機；完成啟動后，關閉ATS模式，飛行速度達到一定量時，RAT啟動，與渦輪級發(fā)動機轉(zhuǎn)軸功率輸出裝置共同為飛機提供能源需求；模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束后，RAT獨立提供飛機全部的能源需求。

第二種技術路線為應用多電飛機、多電發(fā)動機技術。在模態(tài)轉(zhuǎn)換前，270 V直流高壓超導起動發(fā)電機將渦輪級發(fā)動機轉(zhuǎn)軸的機械能轉(zhuǎn)化為電能，滿足飛機能量需求，部分能量儲存在高功率密度的儲能裝置，模態(tài)轉(zhuǎn)換后，由儲能裝置放電，通過轉(zhuǎn)換器，轉(zhuǎn)換為飛機和沖壓附件的能量需求。在超導電機和大比能量的儲能裝置技術的發(fā)展無法滿足當前需求時，有必要同時采用RAT技術。

空氣渦輪裝置是當前可最快實現(xiàn)TBCC組合發(fā)動機綜合能源系統(tǒng)工程化的可行性技術路線，但缺點是重量大、增加了發(fā)動機的迎風面積。為了減少飛機阻力，提升組合發(fā)動機和飛機的性能，研發(fā)高功率密度的超導電動機/發(fā)電機和大比能量的電能儲能裝置成為未來綜合能源系統(tǒng)的最佳技術路線。

5 結(jié)束語

傳統(tǒng)的第二動力形式不能同時滿足TBCC組合發(fā)動機飛行高度、飛行馬赫數(shù)和提取功率的需求。依據(jù)現(xiàn)有的技術水平，未來短期內(nèi)可以實現(xiàn)的TBCC綜合能源形式是空氣渦輪裝置，但需要結(jié)合高超聲速進氣道技術進行設計。未來的超導起動發(fā)電機和燃料電池、聚合物鋰離子電池及核電池等大比能量的儲能裝置可以實現(xiàn)兆瓦級的能量輸出，該技術路線的功率輸出不受TBCC組合發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換和飛行條件的影響，綜合性能優(yōu)于空氣渦輪裝置，但由于目前很多技術還處在實驗室研究階段，短期內(nèi)無法工程化應用。