用于超聲速民機(jī)的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展

王占學(xué)，郝 旺，張曉博，周 莉

（西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710129）

0 引言

20 世紀(jì)60 年代，美、英、法和前蘇聯(lián)開(kāi)始研制超聲速民機(jī)。然而，在研發(fā)第1 代超聲速民機(jī)的過(guò)程中，各研究機(jī)構(gòu)皆遭遇動(dòng)力不“適”的難題。例如，作為惟一投入商業(yè)運(yùn)營(yíng)的超聲速民機(jī)——由英、法2 國(guó)聯(lián)合研制的“協(xié)和”式民機(jī)（安裝了4 臺(tái)Olympus 593加力式雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)）最終因高噪聲和經(jīng)濟(jì)性差的問(wèn)題而退出歷史舞臺(tái)[1]；前蘇聯(lián)的圖-144（安裝了4臺(tái)NK144 加力式雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)）雖是最早首飛的超聲速民機(jī)，但由于設(shè)計(jì)倉(cāng)促而引發(fā)的技術(shù)問(wèn)題導(dǎo)致災(zāi)難不斷[2-3]；美國(guó)在超聲速運(yùn)輸機(jī)（Supersonic Transport ，SST）計(jì)劃下的波音 2707（安裝了 4 臺(tái) GE4單轉(zhuǎn)子加力渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)）雖然設(shè)計(jì)指標(biāo)更高（馬赫數(shù)2.7，載客234人），但也由于發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲、臭氧層破壞、經(jīng)濟(jì)性等問(wèn)題無(wú)法解決而胎死腹中[4]。這些飛機(jī)無(wú)論因?yàn)榻?jīng)濟(jì)性不高還是因環(huán)保不達(dá)標(biāo)（噪聲和排放問(wèn)題）而失敗，究其根本都與沒(méi)有理想的動(dòng)力裝置有關(guān)。

雖然在第1 代超聲速民機(jī)的研究熱潮中各國(guó)皆鎩羽而歸，但這并未影響研究人員將民航運(yùn)輸推向超聲速的雄心。眾所周知，亞聲速民機(jī)的主流動(dòng)力裝置是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，但大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)不適用于超聲速飛行。若采用小涵道比渦扇甚至是渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為超聲速民機(jī)的動(dòng)力裝置，其較高的排氣速度會(huì)導(dǎo)致起飛噪聲較大，且高的排氣速度使得推進(jìn)效率顯著降低，亞聲速時(shí)的耗油率較高，會(huì)重蹈第1 代超聲速民機(jī)研究的覆轍。因此，急需一種兼具渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的超聲速特性和渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲和經(jīng)濟(jì)特性的推進(jìn)系統(tǒng)?；谶@些考慮，在20世紀(jì)60年代，美國(guó)GE 公司提出了變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（Variable Cycle Engine，VCE）的概念，目的是融合大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)起飛低排氣速度（低噪聲）、亞聲速巡航低耗油率以及小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)超聲速巡航低耗油率的優(yōu)勢(shì)[5]。

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)概念的提出給超聲速民機(jī)的發(fā)展注入了新的活力，被公認(rèn)為是適用于馬赫數(shù)介于2～3超聲速民機(jī)的理想動(dòng)力裝置。在第1 代超聲速民機(jī)之后，各國(guó)開(kāi)展了一系列雄心勃勃的超聲速運(yùn)輸計(jì)劃。本文主要分析了變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在這些超聲速運(yùn)輸計(jì)劃中的研究進(jìn)展，并總結(jié)了一些需突破的關(guān)鍵技術(shù)，為中國(guó)超聲速民機(jī)用變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展提供參考。

1 美國(guó)超聲速巡航研究（SCR）計(jì)劃

1973 年，美國(guó)啟動(dòng)了超聲速巡航研究（Superson?ic Cruise Aircraft Research ，SCR/SCAR）計(jì)劃，在其子項(xiàng)目先進(jìn)超聲速推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)研究中，對(duì)百余種發(fā)動(dòng)機(jī)方案（包括變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案）進(jìn)行了論證與對(duì)比。

1.1 GE公司

GE 公司在SCR 計(jì)劃的第1 階段初步分析了變吸氣壓氣機(jī)、柔性循環(huán)、渦輪增強(qiáng)循環(huán)、涵道可調(diào)等變循環(huán)方案以及混排加力渦扇、帶外涵燃燒渦扇等常規(guī)循環(huán)方案的性能[6]。其中涵道可調(diào)變循環(huán)方案（如圖1所示）采用3 轉(zhuǎn)子雙外涵結(jié)構(gòu)，以期解決常規(guī)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在節(jié)流狀態(tài)下安裝損失過(guò)大的問(wèn)題。在亞聲速節(jié)流狀態(tài)下，前外涵打開(kāi)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在雙外涵模式；在最大推力狀態(tài)下，前外涵關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)工作在單外涵模式。涵道可調(diào)方案通過(guò)2 個(gè)外涵之間的調(diào)節(jié)，可有效控制3 個(gè)轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)差，從而實(shí)現(xiàn)在不同飛行條件下發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道的良好匹配，減少亞聲速節(jié)流狀態(tài)時(shí)的安裝損失。涵道可調(diào)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)雖然有效地降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝損失，但其本身結(jié)構(gòu)過(guò)于復(fù)雜（3個(gè)轉(zhuǎn)子、3個(gè)噴管、3個(gè)可調(diào)渦輪和2個(gè)外涵道）。

總的來(lái)說(shuō)，涵道可調(diào)方案通過(guò)外涵道數(shù)量的變化，實(shí)現(xiàn)了調(diào)節(jié)涵道比的目標(biāo)，這一思想很好地協(xié)調(diào)了發(fā)動(dòng)機(jī)部件幾何調(diào)節(jié)難度和涵道比大范圍調(diào)節(jié)能力之間的矛盾，在GE 公司后續(xù)的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)研究項(xiàng)目中得到了進(jìn)一步發(fā)展。為了簡(jiǎn)化涵道可調(diào)變循環(huán)方案，GE 公司在SCR 計(jì)劃的第2 階段重點(diǎn)研究了單外涵和雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，并將其與常規(guī)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行對(duì)比，證明了雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相比于常規(guī)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝損失更小、耗油率更低、經(jīng)濟(jì)性更佳以及相同噪聲水平下航程更遠(yuǎn)，由此確定了雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的基本結(jié)構(gòu)，這就是GE21 變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)[7-9]，如圖2 所示。其涵道比調(diào)節(jié)范圍為0.25～0.60。GE 公司在SCR 計(jì)劃的第3、4 階段聯(lián)合洛克希德公司、麥道公司、波音公司3家飛機(jī)公司，分別進(jìn)行了馬赫數(shù)2.55、載重26308 kg，馬赫數(shù)2.2、載重25383 kg，馬赫數(shù)2.32、載客273 人的超聲速民機(jī)與變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)的研究[10-12]。

圖1 涵道可調(diào)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

圖2 GE21雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

1.2 PW公司

PW 公司在先進(jìn)超聲速推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)研究項(xiàng)目中的工作方式與GE 公司的一致，即第1 階段為發(fā)動(dòng)機(jī)方案論證[13]；第2 階段進(jìn)行重點(diǎn)方案的詳細(xì)參數(shù)研究[14]；第3、4階段與飛機(jī)公司進(jìn)行飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化研究[15-16]。然而其提出的變循環(huán)方案及定義的關(guān)鍵技術(shù)卻有所不同。PW 公司在第1 階段提出的串聯(lián)/并聯(lián)方案變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（如圖3 所示），通過(guò)1 個(gè)轉(zhuǎn)換氣流閥門(mén)（Inverting Flow Valve，IFV）控制風(fēng)扇和壓氣機(jī)以串聯(lián)或并聯(lián)模式工作。在超聲速巡航條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)以串聯(lián)模式工作，此時(shí)類似于常規(guī)小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；在起飛和亞聲速巡航條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)以并聯(lián)模式工作，IFV 使前段風(fēng)扇出口氣流繞過(guò)后段壓氣機(jī)，引至外涵噴管后排出；同時(shí)將外界大氣繞過(guò)前段風(fēng)扇，直接引入后段壓氣機(jī)中，最終使得發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總流量增加，涵道比增大，排氣速度減小且噪聲降低。串聯(lián)/并聯(lián)變循環(huán)方案性能提升的關(guān)鍵在于IFV 的流量轉(zhuǎn)換范圍，該方案的缺陷在于IFV 需保證同軸的2股內(nèi)、外涵氣流在不摻混的情況下，將內(nèi)涵氣流引到外涵道，同時(shí)將外涵氣流引至內(nèi)涵道，因而IFV 設(shè)計(jì)難度較大。其次，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中易引起壓氣機(jī)失速或喘振[17-18]。雖然并聯(lián)/串聯(lián)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)未成為PW 公 司 在 SCR 計(jì) 劃中 的最終方案，但其設(shè)計(jì)思想在短距/垂直起降（Short/Vertical Takeoff and Land?ing，S/VTOL）飛機(jī)用串聯(lián)風(fēng)扇方案中得以延續(xù)[19-20]。

圖3 串聯(lián)/并聯(lián)方案的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

變流路控制變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)是PW 公司在SCR 計(jì)劃中所選擇的最終變循環(huán)方案，如圖4 所示。其結(jié)構(gòu)與雙轉(zhuǎn)子外涵加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的相同，通過(guò)變幾何部件和獨(dú)特的控制規(guī)律，匹配不同工作條件下的主燃燒室溫度、外涵燃燒室溫度以及發(fā)動(dòng)機(jī)流通能力，實(shí)現(xiàn)獨(dú)立控制風(fēng)扇外涵及核心機(jī)內(nèi)涵氣流的溫度與速度，從而滿足起飛低噪聲以及亞聲速、超聲速巡航低油耗的要求[21-22]。

由于變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)勢(shì)突出，1976 年，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目被單獨(dú)列出，成為SCR計(jì)劃后期研究的重點(diǎn)。1981年，SCR 計(jì)劃因資金限制而終止。SCR 計(jì)劃研究經(jīng)費(fèi)分布如圖5 所示[23]。在此期間，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能特征得到了試驗(yàn)驗(yàn)證且結(jié)構(gòu)形式得以確定，GE 公司雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案的試驗(yàn)驗(yàn)證過(guò)程介紹如下[24-26]。

圖4 變流路控制變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

圖5 SCR計(jì)劃研究經(jīng)費(fèi)分布

1.3 美國(guó)空軍

1976年，美國(guó)空軍在YJ101低涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)上試驗(yàn)了后可變面積涵道引射器（Rear Variable Area Bypass Injector ，RVABI）對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的改善，RVA?BI 將雙噴管結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化為單噴管結(jié)構(gòu)，而且內(nèi)外涵氣流摻混時(shí)的靜壓平衡條件的適應(yīng)性也大大增強(qiáng)。具有1 個(gè)全長(zhǎng)外涵道和1 個(gè)噴管結(jié)構(gòu)的單外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案如圖6所示[27]。

1976年，美國(guó)空軍在3轉(zhuǎn)子涵道可調(diào)循環(huán)方案的基礎(chǔ)上驗(yàn)證了1×2 雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案。發(fā)動(dòng)機(jī)采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，而且將3級(jí)風(fēng)扇分為前后2段（分布式風(fēng)扇），第1 級(jí)和第3 級(jí)風(fēng)扇后都有1 個(gè)外涵道，這樣就在雙轉(zhuǎn)子的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了雙外涵結(jié)構(gòu)，如圖7所示。這也是GE公司第1個(gè)雙外涵試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)，這一設(shè)計(jì)思想大大簡(jiǎn)化了變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)（雙轉(zhuǎn)子、2 個(gè)全長(zhǎng)外涵道和 3 個(gè)噴管）[28]。

圖6 帶RVABI單外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

圖7 1×2雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

1.4 美國(guó)海軍

1977 年，美國(guó)海軍驗(yàn)證了帶RVABI 和可變面積渦輪的2×1 雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案及其加力燃燒室特性。相比于之前的1×2 結(jié)構(gòu)，2×1 分布式風(fēng)扇結(jié)構(gòu)將后段風(fēng)扇安放在高壓轉(zhuǎn)軸上，以充分發(fā)揮高壓渦輪的作功能力，因此后段風(fēng)扇被稱為核心機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇級(jí)。高壓渦輪功率的增大可降低低壓渦輪進(jìn)口氣流溫度，從而減少低壓渦輪的冷氣量，配合渦輪幾何調(diào)節(jié)還可進(jìn)一步合理分配高、低壓渦輪功率。另外，RVABI 結(jié)構(gòu)將原來(lái)的3 個(gè)噴管簡(jiǎn)化為2 個(gè)噴管。具有2個(gè)全長(zhǎng)外涵道和2個(gè)噴管結(jié)構(gòu)的雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖8所示[29]。

圖8 2×1帶RVABI雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

1.5 美國(guó)NASA

1978 年，NASA 驗(yàn)證了 2×1 帶前可變面積涵道引射器（Forward Variable Area Bypass Injector，F(xiàn)VABI）的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。之前，2 股風(fēng)扇外涵氣流各需要1個(gè)涵道噴管和1 個(gè)排氣噴管將其排出。FVABI 減少了1個(gè)全外長(zhǎng)涵道，使得2股風(fēng)扇外涵氣流有效摻混，然后進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)外涵道，最后在RVABI 處與渦輪出口主燃?xì)饬鲹交?。FVABI 可保證發(fā)動(dòng)機(jī)在單外涵和雙外涵2 個(gè)模式之間順利切換，并且有效控制風(fēng)扇和核心機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇級(jí)的工作狀態(tài)以及內(nèi)外涵的流量分配。具有1個(gè)全長(zhǎng)外涵道和1個(gè)噴管結(jié)構(gòu)的雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)如圖9所示[30]。

圖9 2×1帶FVABI雙外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

2 美國(guó)高速研究（HSR）計(jì)劃

由于第1 代超聲速民機(jī)的經(jīng)濟(jì)性差、噪聲高、污染物排放高等問(wèn)題未得到很好地解決，1991 年，由美國(guó)NASA 主持，GE、PW、波音和洛克希德公司等單位共同參與了高速研究（High Speed Research，HSR）計(jì)劃[31-32]。部分文獻(xiàn)中將HSR 計(jì)劃稱為高速民用運(yùn)輸機(jī)（High Speed Civil Transport，HSCT）計(jì)劃，這樣稱呼是不合適的，HSCT 只是HSR 計(jì)劃的研究對(duì)象，HSR計(jì)劃的目的是為未來(lái)的HSCT 提供環(huán)境相關(guān)問(wèn)題的解決方案。HSR 計(jì)劃分為2 個(gè)階段，第1 階段共投資2.84 億美元，重點(diǎn)研究發(fā)動(dòng)機(jī)污染物排放、機(jī)場(chǎng)噪聲和聲爆問(wèn)題，至1996 年結(jié)束；第2 階段自1994 年底啟動(dòng)，投資13 億美元，主要研究推進(jìn)系統(tǒng)（變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)）論證、推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)鍵部件及一體化技術(shù)、機(jī)體/推進(jìn)器一體化技術(shù)以及飛機(jī)飛行系統(tǒng)，選中的變循環(huán)方案包括GE 公司的雙外涵、3 外涵變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)和PW公司的串聯(lián)/并聯(lián)、變流路控制變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)[33-34]。HSR 項(xiàng)目第2 階段關(guān)于推進(jìn)器的研究課題如圖10 所示。至1999 年結(jié)束時(shí)，HSR 項(xiàng)目取得了非常豐富的研究成果[35-36]。需要注意的是，NASA 的工業(yè)推進(jìn)團(tuán)隊(duì)并沒(méi)有選擇變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)作為其首選動(dòng)力裝置，而是選擇了混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。這是因?yàn)殡S著技術(shù)的發(fā)展，此時(shí)的混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)也已經(jīng)具備了良好的性能，安裝混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)比安裝變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的超聲速民機(jī)起飛總質(zhì)量更低，同時(shí)由于混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)險(xiǎn)性和復(fù)雜性較低，使其可獲取相比其余動(dòng)力裝置具有最佳的直接運(yùn)營(yíng)成本，這也是在美國(guó)后期的超聲速計(jì)劃中依然可以看到混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)方案的原因[37]。

圖10 HSR計(jì)劃推進(jìn)器主要研究?jī)?nèi)容

3 歐洲超聲速研究（ESRP）計(jì)劃

1994 年，法國(guó)宇航、英國(guó)宇航及德國(guó)戴姆克萊斯宇航共同制定了歐洲超聲速研究（European Superson?ic Research，ESRP）計(jì)劃，在 ESPR 計(jì)劃的支持下，英國(guó)RR 公司和法國(guó)的斯奈克瑪公司分別提出了可適用于超聲速民機(jī)的變循環(huán)動(dòng)力方案[38-40]。英國(guó)RR 公司提出了串聯(lián)風(fēng)扇概念的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案如圖11所示。該方案是在常規(guī)雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，在低壓軸的前端（即主風(fēng)扇之前）增加了1 段前風(fēng)扇，并且在前風(fēng)扇和主風(fēng)扇之間安裝有軸向的輔助進(jìn)氣道和輔助噴管。在起飛和爬升階段，輔助進(jìn)氣道和輔助噴管打開(kāi)，從主進(jìn)氣道進(jìn)入的氣流經(jīng)前風(fēng)扇壓縮后由輔助噴管排出，從輔助進(jìn)氣道進(jìn)入的氣流進(jìn)入下游的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，并由主噴管排出，故而發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總流量得以增加。在超聲速巡航階段，輔助進(jìn)氣道和輔助噴管關(guān)閉，從主進(jìn)氣道進(jìn)入的氣流由前風(fēng)扇和主風(fēng)扇共同壓縮，發(fā)動(dòng)機(jī)的工況與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的類似。

圖11 串聯(lián)風(fēng)扇方案的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

法國(guó)斯奈克瑪公司提出了中間風(fēng)扇概念的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（即MCV99 變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)）方案，如圖12 所示。MCV99 發(fā)動(dòng)機(jī)是在常規(guī)雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，在高壓壓氣機(jī)后增加了1 段由單獨(dú)的動(dòng)力渦輪驅(qū)動(dòng)的中間風(fēng)扇。在起飛和爬升階段，輔助進(jìn)氣道打開(kāi)，氣流經(jīng)輔助進(jìn)氣道進(jìn)入中間風(fēng)扇，動(dòng)力渦輪的功率來(lái)源于高壓壓氣機(jī)向渦輪的引氣流（或者級(jí)間燃燒室的加熱氣流）。在超聲速巡航階段，輔助進(jìn)氣道和高壓引氣關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)的工況與常規(guī)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的類似。由于中間風(fēng)扇靠近核心機(jī)，使得發(fā)動(dòng)機(jī)的徑向尺寸不會(huì)大幅增加。

圖12 2×1中間風(fēng)扇方案的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

結(jié)合法國(guó)中間風(fēng)扇概念和英國(guó)串聯(lián)風(fēng)扇概念，歐洲又提出了中間串聯(lián)風(fēng)扇概念的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案，如圖13 所示。在起飛和爬升階段，輔助進(jìn)氣道打開(kāi)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總流量增加且涵道比可達(dá)到2.0，因而使發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲大幅降低。在超聲速巡航階段，輔助進(jìn)氣道關(guān)閉，發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比可降到0.7。

圖13 中間串聯(lián)風(fēng)扇方案的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)

4 日本高超聲速運(yùn)輸機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)研究HYPR計(jì)劃

為給研制超聲速/高超聲速運(yùn)輸飛機(jī)奠定技術(shù)基礎(chǔ)，日本從1989 年開(kāi)始實(shí)施高超聲速運(yùn)輸機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)研究（Hypersonic Transport Propulsion System Re?search，HYPR）計(jì)劃，該計(jì)劃有美、英、法等國(guó)公司參與，總耗資約 3 億美元，已于 1999 年 3 月結(jié)束[41]。HY?PR 計(jì)劃驗(yàn)證了組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)用于超聲速/高超聲速運(yùn)輸飛機(jī)的可行性，試驗(yàn)機(jī)型HYPR90-C發(fā)動(dòng)機(jī)由雙軸不帶加力的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)和亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)串聯(lián)組成。變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)由2級(jí)風(fēng)扇、5級(jí)高壓壓氣機(jī)、環(huán)形燃燒室、單級(jí)高低壓渦輪和與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共用的可變面積噴管組成。發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)部件包括：前后可變面積涵道引射器、壓氣機(jī)可調(diào)靜子葉片、低壓渦輪導(dǎo)向器和可調(diào)面積尾噴管。在起飛、著陸狀態(tài)下，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比增大，以減小排氣噪聲；在馬赫數(shù)為3 以下工作時(shí)，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比減小，發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力更大，但會(huì)提高燃油消耗率；在馬赫數(shù)為3以上巡航時(shí)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作。前可變面積涵道引射器控制風(fēng)扇涵道出口壓力，防止氣流倒流到?jīng)_壓進(jìn)氣涵道；后可變面積涵道引射器調(diào)整風(fēng)扇工作點(diǎn)。用閥門(mén)選擇渦扇、沖壓或渦扇-沖壓同時(shí)的工作模式[42-44]。在此基礎(chǔ)上，1999 年日本又實(shí)施了“與環(huán)境相適應(yīng)的下一代超聲速運(yùn)輸推進(jìn)系統(tǒng)”（Research and Develop?ment of Environmentally Compatible Propulsion System for Next-Generation Supersonic Transport ，ESPR）計(jì)劃，為期5 年，重點(diǎn)是為下一代超聲速民機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)發(fā)必要的技術(shù)，實(shí)現(xiàn)一種商業(yè)可行的超聲速民機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)。其發(fā)展目標(biāo)是：機(jī)場(chǎng)噪聲在ICAO 第3 階段標(biāo)準(zhǔn)上降低3 dB；同溫層NOx排放減少至5×10-6；CO2排放減少25%，該計(jì)劃已于2004年完成。

5 美國(guó)商業(yè)超聲速技術(shù)（CST）項(xiàng)目

為了保持美國(guó)在世界民航產(chǎn)業(yè)中的領(lǐng)先地位，NASA 于 2005 年對(duì)未來(lái) 20～30 年民航產(chǎn)業(yè)的長(zhǎng)遠(yuǎn)發(fā)展做出新一輪規(guī)劃，即商業(yè)超聲速技術(shù)（Commercial Supersonic Technology ，CST）項(xiàng)目[46-48]。在該項(xiàng)目中，按照時(shí)間順序分為“N+1”、“N+2”和“N+3”3 個(gè)階段，對(duì)應(yīng)的超聲速民機(jī)分別定位為超聲速商務(wù)機(jī)、小型超聲速班機(jī)和高效高馬赫民機(jī)項(xiàng)目發(fā)展目標(biāo)及目前狀態(tài)見(jiàn)表1[49-51]。從表中可見(jiàn)，目前已經(jīng)基本實(shí)現(xiàn)了“N+3”階段的目標(biāo)，同時(shí)NASA 對(duì)每項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)都進(jìn)行了評(píng)估，并確定了主要風(fēng)險(xiǎn)技術(shù)，以確保所有技術(shù)都能在2030～2035年達(dá)到技術(shù)成熟度6級(jí)[52]。項(xiàng)目技術(shù)方案如圖14所示。從圖中可見(jiàn)，在第3階段的技術(shù)研究中，推進(jìn)/動(dòng)力系統(tǒng)研究包括在革新渦輪加速器（Rev?olutionary Turbine Accelerator，RTA）的基礎(chǔ)上開(kāi)展的高速風(fēng)扇穩(wěn)定性技術(shù)、低噪聲噴管、變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)和超聲速民機(jī)的一體化設(shè)計(jì)技術(shù)、幾何可調(diào)低壓渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)等；試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)研究包括變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能模擬精度校核以及變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、風(fēng)扇、外涵道、噴管部件的工作性能測(cè)試[53-54]。在“N+3”項(xiàng)目中，洛克希德和GE公司合作開(kāi)展了變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)與渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)超聲速民機(jī)的影響，結(jié)果表明，與變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)使得超聲速民機(jī)的航程縮短了444 km[55-56]。

表1 CST項(xiàng)目發(fā)展目標(biāo)及目前狀態(tài)

圖14 CST項(xiàng)目技術(shù)分級(jí)

6 超聲速民機(jī)變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)

6.1 進(jìn)/發(fā)匹配技術(shù)

進(jìn)/發(fā)匹配是超聲速飛行所需解決的經(jīng)典問(wèn)題。眾所周知，相同面積的長(zhǎng)方形和圓形，圓形的周長(zhǎng)最短，因此軸對(duì)稱進(jìn)氣道在結(jié)構(gòu)層面上比二元進(jìn)氣道更輕。然而軸對(duì)稱進(jìn)氣道的中心體只能軸向移動(dòng)，大大限制了進(jìn)氣道各截面面積調(diào)節(jié)的靈活度，因此在軸對(duì)稱進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時(shí)需要在總壓恢復(fù)系數(shù)、溢流和流通能力之間進(jìn)行相互協(xié)調(diào)以實(shí)現(xiàn)綜合性能最優(yōu)。二元進(jìn)氣道可靈活調(diào)節(jié)各斜板角度，從而實(shí)現(xiàn)各關(guān)鍵截面面積的精準(zhǔn)調(diào)節(jié)，這就使得二元進(jìn)氣道通常具有較好的流動(dòng)特性和較高的總壓恢復(fù)系數(shù)。早期的SST 計(jì)劃中使用了一種具有變直徑中心體的軸對(duì)稱進(jìn)氣道，通過(guò)改變中心體的直徑可實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道截面面積的精準(zhǔn)調(diào)節(jié)，從而可使軸對(duì)稱噴管也具有與二元噴管類似的氣動(dòng)性能。然而，由于變直徑中心體的泄漏和結(jié)構(gòu)問(wèn)題，該進(jìn)氣道方案最終被放棄。洛克希德公司聯(lián)合GE公司開(kāi)展了裝備軸對(duì)稱和二元進(jìn)氣道的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)與超聲速民機(jī)的一體化分析研究，結(jié)果表明，軸對(duì)稱進(jìn)氣道比二元進(jìn)氣道輕635 kg，且裝配軸對(duì)稱進(jìn)氣道的超聲速民機(jī)的升阻比比裝配二元進(jìn)氣道的大0.19，最終前者的航程比后者長(zhǎng)65 km（設(shè)計(jì)航程為7408 km）。在以上方案論證過(guò)程中發(fā)現(xiàn)2 種進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量匹配性都較差，GE 公司隨后對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了進(jìn)一步改進(jìn)，主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)在性能及其與進(jìn)氣道流量匹配性的提升。最終裝配軸對(duì)稱進(jìn)氣道的超聲速民機(jī)的航程增加了1082 km，其中209 km歸功于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)在性能的提升，其余873 km 歸功于發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道流量匹配性的提升[11，57]。

PW 公司提出了一種獨(dú)特的逆向節(jié)流策略（In?verted Throttle Schedule，ITS），可使發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道在幾乎整個(gè)飛行航段都保持良好的流量匹配，在SCR計(jì)劃中起到了決定性的作用。ITS 的核心思想是：代表核心機(jī)功率水平的主燃燒室出口總溫從起飛到超聲速巡航時(shí)會(huì)顯著增加，加之風(fēng)扇和噴管的調(diào)節(jié)，使得核心機(jī)轉(zhuǎn)速增大的同時(shí)風(fēng)扇換算流量基本不變，核心機(jī)轉(zhuǎn)速的增大使得核心機(jī)的流量增加，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比減小，這樣就在保證發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道具有良好流量匹配的同時(shí)實(shí)現(xiàn)了涵道比的大范圍調(diào)節(jié)。ITS的使用減少了對(duì)加力燃燒室的依賴，同時(shí)大幅降低了超聲速巡航時(shí)的耗油率，使得PW 公司在SCR 計(jì)劃中的發(fā)動(dòng)機(jī)方案達(dá)到了超聲速巡航時(shí)的耗油率目標(biāo)[58]。

6.2 低排放技術(shù)

為了降低排放，在 SCR 計(jì)劃中，NASA 于 1972 年啟動(dòng)了為期5 年的潔凈燃燒室試驗(yàn)（Experimental Clean Combustor Program，ECCP）計(jì)劃，旨在提高壓比為20～35 的用于常規(guī)起飛/著陸型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的低排放技術(shù)。ECCP計(jì)劃分為3個(gè)階段。

第1 階段旨在初步識(shí)別并篩選出具有潛力的設(shè)計(jì)概念，并獲取足夠詳細(xì)的參數(shù)變化規(guī)律，為第2 階段的概念改進(jìn)提供堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。在能模擬發(fā)動(dòng)機(jī)慢車和起飛條件的90°扇區(qū)試驗(yàn)臺(tái)上測(cè)試了32 種燃燒室概念。第1 階段包括2 個(gè)附加工作，分別為先進(jìn)超聲速技術(shù)和燃燒噪聲。先進(jìn)超聲速技術(shù)附加工作的目的是發(fā)展燃燒室設(shè)計(jì)技術(shù)，以減少超聲速巡航時(shí)NOX的排放。燃燒噪聲附加工作的目的是為了獲取低排放燃燒室的試驗(yàn)噪聲特性。

第2階段主要對(duì)第1階段確定的最有前景的概念進(jìn)行了改進(jìn)和優(yōu)化，選擇的燃燒室概念是Vorbix燃燒室和一種組合概念燃燒室。Vorbix 燃燒室本質(zhì)上是一種多級(jí)燃燒室，利用旋流器將空氣射入來(lái)自預(yù)燃室的燃?xì)?，主燃區(qū)的燃油在旋流器之前射入燃燒室以使燃油在進(jìn)入主燃區(qū)之前就有一定的預(yù)蒸發(fā)，旋流的徑向不穩(wěn)定性大大增強(qiáng)了油氣混合的強(qiáng)度，從而達(dá)到提升燃燒品質(zhì)并降低排放的目的。組合概念燃燒室將分級(jí)預(yù)混合燃燒室的預(yù)混區(qū)與旋流器燃燒室的主燃區(qū)相結(jié)合以降低排放。針對(duì)以上2 種燃燒室概念進(jìn)行了更加全面的試驗(yàn)，以確定在全包線范圍內(nèi)燃燒室的氣動(dòng)和排放性能。最終保留了Vorbix燃燒室，并致力于其性能的提升。針對(duì)Vorbix 燃燒室的2 級(jí)燃燒方案還設(shè)計(jì)了相應(yīng)的燃油控制系統(tǒng)，從而為第3 階段整機(jī)環(huán)境下的驗(yàn)證做準(zhǔn)備。第2階段包括2個(gè)附加工作，分別為燃燒噪聲和燃油替換。燃燒噪聲附加工作的目的是獲取完整的噪聲數(shù)據(jù)和燃燒室設(shè)計(jì)、氣動(dòng)參數(shù)與噪聲參數(shù)之間的關(guān)系。燃油替換附加工作的目的是明確航空燃油降級(jí)對(duì)排放和性能的影響。

第3階段在JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)上詳細(xì)評(píng)估了Vorbix燃燒室穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)加減速的排放和氣動(dòng)性能，以證明該燃燒室可以顯著減少污染，且能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的性能、運(yùn)行和安裝要求。第3階段包括2個(gè)附加工作，分別為壓氣機(jī)出口湍流特性和聯(lián)邦航空管理局的尾氣取樣探針評(píng)估。壓氣機(jī)出口湍流特性附加工作的目的是通過(guò)熱線或熱膜測(cè)量JT9D壓氣機(jī)出口的湍流強(qiáng)度和尺度。EC?CP 計(jì)劃結(jié)束后，與目標(biāo)值相比，NOX、CO 和 UCH 的排放分別降低10%、26%和75%。與JT9D相比，NOX、CO和UCH的排放分別減少58%、69%和96%，遺憾的是，煙霧的排放水平高于JT9D發(fā)動(dòng)機(jī)的[59-61]。

PW 公司為了降低SCR 計(jì)劃下變流路控制變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)中涵道燃燒室的排放水平，基于ECCP 計(jì)劃中Vorbix 燃燒室概念，提出了3 級(jí)Vorbix 涵道燃燒室概念[62]。ECCP 計(jì)劃中要求 NOX排放應(yīng)小于 3×10-6，PW 公司將NOX的排放目標(biāo)定為了更加激進(jìn)的3×10-6，結(jié)果導(dǎo)致除了NOX，其余排放物在各工況下都達(dá)到了目標(biāo)。但即便如此，該燃燒室NOX的排放也遠(yuǎn)低于現(xiàn)役的高性能燃燒室[63-65]。PW 公司在先進(jìn)超聲速推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)研究中，在小尺寸、理想實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下證明了預(yù)混合和催化燃燒室具有將NOX的排放減少到1×10-6的能力，但是將這些有潛力的概念轉(zhuǎn)化為工程應(yīng)用，還需要實(shí)施一個(gè)龐大、漫長(zhǎng)且昂貴的計(jì)劃[58]。

為了提高超聲速飛行的效率，不斷增長(zhǎng)的燃燒室的溫度和壓力使得NOX成為了最難減少的污染物[64]。在同樣的油氣比條件下，油氣摻混越差，產(chǎn)生的局部高溫區(qū)使得NOX的生成量越多，因此降低NOX排放的關(guān)鍵在于如何提高燃油和空氣摻混的均勻性。多級(jí)燃燒技術(shù)可從根本上解決燃油和空氣的摻混問(wèn)題，因此在隨后的HSR 計(jì)劃中也基于復(fù)雜的多級(jí)燃燒技術(shù)來(lái)降低NOX的排放[37]。

在過(guò)去的40年里，NASA 一直致力于減少航空工業(yè)中NOX的排放，并以每15 年大約減少50%的速度在推進(jìn)[64]。針對(duì)亞聲速民機(jī)，NASA 提出在“N+1”、“N+2”和“N+3”3 個(gè)階段分別將發(fā)動(dòng)機(jī) NOX排放降低到比 CAEP/6（Committee on Aviation Environment Pro?tection/6）標(biāo)準(zhǔn)低60%、75%和75%以上的水平[65]。針對(duì)超聲速民機(jī)，NASA 提出在“N+1”、“N+2”和“N+3”3個(gè)階段分別將發(fā)動(dòng)機(jī)NOX排放降低到現(xiàn)役亞聲速民機(jī)、10×10-6和5×10-6以下的水平[54]。在 NASA 的環(huán)境負(fù)責(zé)航空（Environmental Responsible Aviation，ERA）項(xiàng)目中，GE 和PW 公司分別將亞聲速民機(jī)的NOX排放降低到比CAEP/6 標(biāo)準(zhǔn)低81%和88%的水平，已經(jīng)超過(guò)了亞聲速民機(jī)“N+3”階段的目標(biāo)[64]，這些寶貴的燃燒室設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)可以很方便地用于超聲速民機(jī)項(xiàng)目中。在超聲速民機(jī)的“N+3”階段項(xiàng)目中，洛克希德公司的“超聲速綠色飛機(jī)”方案中NOX排放量已經(jīng)小于5×10-6，達(dá)到了“N+3”階段的目標(biāo)[55]。

6.3 低噪聲技術(shù)

統(tǒng)計(jì)表明，75 dB 噪聲即可造成人員聽(tīng)力損傷，135 dB 噪聲能引起電子儀器的連接部位錯(cuò)動(dòng)，140 dB噪聲能使窗戶玻璃破裂，150 dB噪聲會(huì)造成暴振性耳聾，并且會(huì)嚴(yán)重?fù)p壞電阻、電容等電子元件[66]。NASA于1973 年開(kāi)展了噪聲約束對(duì)長(zhǎng)途運(yùn)輸飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響研究，結(jié)果表明，假設(shè)以1979 年的技術(shù)水平，如果要將噪聲降低到聯(lián)邦航空條例第36 部（FederalAviation Regulation Part 36，F(xiàn)AR36）噪聲水平低10 dB以下，需要發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比從3 增大到8 的同時(shí)配合使用降噪技術(shù)，這會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)起飛質(zhì)量增加14%，從而導(dǎo)致直接運(yùn)行成本增加13%、投資收益減少24%。經(jīng)濟(jì)統(tǒng)計(jì)表明，對(duì)于擁有280 架巡航馬赫數(shù)為0.98 的機(jī)隊(duì)，投資收益降低1%意味著每年損失8000 萬(wàn)美元。先進(jìn)的降噪技術(shù)可以顯著減少為降噪所付出的經(jīng)濟(jì)成本，如果以1985年的降噪水平，想要將FAR36噪聲水平降低10 dB 以下，只會(huì)使起飛質(zhì)量增加2%，并且隨著發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提升可以補(bǔ)償甚至完全抵消由此帶來(lái)的經(jīng)濟(jì)成本的提高。該研究還表明，壁面處理是一種具有潛力的降噪手段，以1979 年的技術(shù)水平為例，壁面處理可以在降低8 dB 噪聲的同時(shí)只減少0.6%的投資收益。如果在保持發(fā)動(dòng)機(jī)推力不變的情況下增大20%噴管面積，還可以降低3.5 dB噪聲[67]。

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)特有的流量保持能力使得變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在全包線內(nèi)都可以具有較大的流量，在相同推力的條件下，流量的增加直接導(dǎo)致排氣速度的降低，增加20%流量可降低噪聲4.2 dB[8]。GE公司將GE21/J11 變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇放大20%以增加發(fā)動(dòng)機(jī)的流量，從而降低起飛噪聲。為了盡可能降低起飛噪聲，即使該發(fā)動(dòng)機(jī)配備了加力燃燒室，在起飛時(shí)也不開(kāi)加力。此外，在洛克希德公司和GE 公司合作的過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，將發(fā)動(dòng)機(jī)布置在機(jī)翼上方，利用機(jī)翼的遮擋作用，可減少噪聲3～5 dB[11]。

在SCR 計(jì)劃實(shí)施的前期，即便使用變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，也無(wú)法滿足FAR36 的噪聲要求。在SCR 計(jì)劃下的降噪技術(shù)項(xiàng)目中，PW 公司研制了一種可將噪聲降低8～10 dB 的同心環(huán)聲學(xué)噴管（也稱為反向速度剖面噴管），隨后GE公司也對(duì)該噴管的降噪有效性進(jìn)行了獨(dú)立的驗(yàn)證，該項(xiàng)技術(shù)被認(rèn)為是SCR計(jì)劃中的重大突破[58]。同心環(huán)聲學(xué)噴管將風(fēng)扇出口的氣流通過(guò)噴管支板導(dǎo)入噴管內(nèi)環(huán)，而核心機(jī)的氣流則通過(guò)噴管外環(huán)排出，這樣就構(gòu)成了與常規(guī)噴管不同的反向速度剖面，噴管外環(huán)的氣流速度比內(nèi)環(huán)的高50%～70%，如果外環(huán)具有較大的環(huán)形半徑比，那么就可以顯著降低噪聲。這個(gè)看似與降噪毫無(wú)關(guān)系的設(shè)計(jì)理念曾一度被認(rèn)為是“黑魔法”或“無(wú)中生有”，然而后期的SRC計(jì)劃中大量的試驗(yàn)都證明該噴管具有相當(dāng)強(qiáng)的降噪能力，裝配同心環(huán)噴管的變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲達(dá)到了FAR36的噪聲要求[8]。

日本于1992 年研究了引射噴管對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的影響，研究表明，為了達(dá)到FAR36 第3 階段的噪聲要求，若不采取任何降噪措施，需要將排氣速度控制到400 m/s以下，但使用引射噴管在保證達(dá)到FAR36第3階段的噪聲要求的情況下，排氣速度可提高到550～600 m/s[68]。

在超聲速項(xiàng)目的“N+2”階段，RR 和GE 公司分別對(duì)引射噴管和反向速度剖面噴管開(kāi)展了詳細(xì)設(shè)計(jì)。RR 公司在引射噴管設(shè)計(jì)中，由于堵塞和離散頻率噪聲的產(chǎn)生使得降噪效果不佳；而GE 公司在反向速度剖面噴管設(shè)計(jì)中結(jié)合了流體屏蔽的概念，可降低噪聲6 dB[69]。NASA 在“N+2”階段設(shè)計(jì)了一種偏心降噪噴管，噴管射流較厚的一側(cè)由于摻混增強(qiáng)縮短了核心射流區(qū)，從而減弱了馬赫波輻射，可降低噪聲1 dB 左右[70]；目前，NASA在“N+3”階段的噪聲目標(biāo)已經(jīng)實(shí)現(xiàn)，后續(xù)工作集中在將其技術(shù)成熟度提高到6級(jí)以上[55]。

7 結(jié)束語(yǔ)

超聲速民機(jī)研制費(fèi)用巨大、研制周期極長(zhǎng)，需要政府持久的支持，即便如此，未來(lái)超聲速民機(jī)的發(fā)展還需通過(guò)國(guó)際合作的方式以結(jié)合各家所長(zhǎng)，并降低研制風(fēng)險(xiǎn)。

變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)可調(diào)機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)，獲取良好的內(nèi)在循環(huán)性能并實(shí)現(xiàn)與進(jìn)氣道的最佳匹配，同時(shí)還具有降低排氣噪聲的能力。目前來(lái)看，變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)依然是超聲速民機(jī)動(dòng)力裝置的理想選擇。

目前美國(guó)在超聲速民機(jī)研究中處于領(lǐng)先地位，在排放、噪聲等關(guān)鍵技術(shù)方面取得了重要成果，且已經(jīng)達(dá)到了目標(biāo)要求，預(yù)計(jì)到2030～2035 年，所有關(guān)鍵技術(shù)都將提高到技術(shù)成熟度6級(jí)。