張蒙正，李 斌，李光熙

(1. 西安航天動力研究所 陜西 西安 710100； 2. 航天推進技術研究院 陜西 西安 710100)

0 引言

航空發(fā)動機、沖壓發(fā)動機、火箭發(fā)動機等動力裝置均有各自的功能、性能優(yōu)勢和適宜的飛行空域，支撐和服務于各類飛機、導彈、運載火箭及空間飛行器。隨著航空航天事業(yè)的迅猛發(fā)展，特別是人類對寬速域、大空域空天自由航行的追求，以上述發(fā)動機為基礎的渦輪基組合循環(huán)(turbine based combined cycle，TBCC)發(fā)動機、火箭基組合循環(huán)(rocket based combined cycle，RBCC)發(fā)動機、復合預冷吸氣式發(fā)動機(synergic air breathing engine，SABRE)、預冷空氣渦輪火箭(pre-cooling air turbo rocket，PATR)、渦輪輔助火箭增強沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(turbo-aided rocket-augmented ramjet combined cycle engine，TRRE)、空氣渦輪火箭(air turbo rocket，ATR)等組合發(fā)動機應運而生，并成為熱點。組合發(fā)動機是將兩種或者以上發(fā)動機的系統(tǒng)、結構等有機融合而形成的一種動力裝置(發(fā)動機)，旨在彌補單一發(fā)動機在功能、工作區(qū)域方面的不足。就目前研究進展來看，組合發(fā)動機相關的基礎技術和關鍵技術攻關均取得了較大的進展，部分已進入系統(tǒng)集成演示階段，但其特性與應用、發(fā)展思路、關鍵技術及其攻關途徑等一些問題尚需進一步梳理，相關的基礎理論需進行深入研究。

1 需求、方案與基本特性

需求永遠是發(fā)展的牽引力，離開具體、明確的應用需求，任何發(fā)動機均會面臨自身發(fā)展所需的“動力”問題。正是因為現(xiàn)有發(fā)動機難以滿足水平起降/重復使用航天運輸系統(tǒng)、不同類型高超聲速飛行器對寬空域、大速域、高性能動力裝置的需求，才引發(fā)了多種組合發(fā)動機的萌生與發(fā)展。

1.1 發(fā)展需求

組合發(fā)動機研發(fā)的目的在于：①依據(jù)高超聲速飛機的急需，研制寬速域(0～6

Ma

)、大空域(0～25 km)、高性能、重復使用的組合發(fā)動機；②針對臨近空間高超聲速機動飛行器的需求，研制較寬速域(4～8

Ma

)、更大空域(20～100 km)、推力調節(jié)的組合發(fā)動機；③以臨近空間高超聲速投放平臺對動力的需求為目標，研制全速域(0～10

Ma

)、全空域(0～100 km)、大推力、多次使用的組合發(fā)動機，這類飛行器與水平起降、兩級入軌航天運輸系統(tǒng)之一級有共同之處；④圍繞特定的飛行器(如跨介質飛行器)對發(fā)動機的要求，滿足特定工作區(qū)域與速域工作。本文對第①條和第④條不做過多論述。

1.1.1 臨近空間機動型高超聲速飛行器

臨近空間機動型高超聲速飛行器有重大的實用價值，是各國研究的重點與熱點。臨近空間覆蓋大氣層的對流層、平流層、中間層及熱層底層，要求發(fā)動機能在20～100 km甚至對流層頂層工作，更重要的是強機動飛行要求發(fā)動機能適應飛行器大攻角、側滑角，且加速性好?？紤]巡航馬赫數(shù)、飛行器和發(fā)動機可承受的熱載荷等約束，巡航高度一般在20～30 km之間、速度在6

Ma

左右，而機動飛行在20～100 km之間、6～8

Ma

左右。

1.1.2 臨近空間高超聲速投放平臺

高速飛行器的飛行軌跡是按等動壓(

p

)線設計，最可能使用的等動壓值范圍為37～50 kPa，如HOTOL航天飛機的動壓值選為37.3 kPa，Sanger取動壓值為49 kPa。最小動壓主要考慮的是巡航或無動力返回時所需的最大升阻比；最大動壓主要考慮載機所能承受的氣動力和氣動熱載荷。臨近空間高超聲速投放平臺對動力的需求和高超聲速飛機有共同之處，如水平起降、重復使用、寬速域與空域、大的推力調節(jié)范圍等。主要區(qū)別在于飛機類巡航飛行器要求飛行器的升阻力比大，起飛和加速要求發(fā)動機推力大，大氣中巡航時要求發(fā)動機比沖高；而投放平臺這類加速飛行器則要求發(fā)動機的有效比沖高(即

I

=

I

(1-

f/F

)，其中

I

為比沖，

f

為飛行器阻力，

F

為發(fā)動機推力)和初終狀態(tài)質量比大，臨近空間底層高速進出要求發(fā)動機推力及其調節(jié)能力大?？紤]大氣污染、巡航馬赫數(shù)、飛行器和發(fā)動機可承受的熱載荷等約束，高超聲速巡航高度一般在20～30 km之間、6

Ma

左右；而臨近空間高超聲速投放平臺應在80～100 km、8～10

Ma

左右。

1.2 典型組合動力及基本特性

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機概念及創(chuàng)意源于美國，初衷是20世紀五六十年代對單級入軌航天運輸系統(tǒng)的追求，希望其從地面零速起飛，完全依靠自身實現(xiàn)單級入軌。從美國半個多世紀的研究歷程來看，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機始終是伴隨著國家航天運載計劃而生而發(fā)展的，歷次航天運輸相關計劃都將其列入其中，只是不同時期的計劃，研究的側重不同，產生了用途、工作區(qū)域等有區(qū)別的多種火箭與沖壓組合方案?；鸺M合循環(huán)發(fā)動機也是國內外組合發(fā)動機研究中頗受重視的一類，從目前發(fā)表的國內外研究文獻分析，火箭與沖壓發(fā)動機的組合方案和工作模式多，不同的方案及模式應用的領域也各有側重。此發(fā)動機純火箭工作模態(tài)，推力取決于火箭發(fā)動機推力室在設定的發(fā)動機流道(沖壓發(fā)動機燃燒室壁面和尾噴管)條件下可能產生的推力；純沖壓模態(tài)，推力取決于燃料、燃燒組織、幾何構型確定下的沖壓發(fā)動機推力特性；火箭/沖壓共同工作時，推力取決于進氣道捕獲的空氣加油燃燒后產生的燃氣與火箭發(fā)動機推力室產生的燃氣共同作用下產生的推力，比沖取決于各個模態(tài)產生的推力及推進劑消耗量。從分析來看，研究者非常關注的問題在于此組合發(fā)動機中，火箭發(fā)動機的作用及性能的保持；兩者組合能否達到希望的優(yōu)勢互補、實現(xiàn)發(fā)動機的寬速域、大空域(甚至全速域、全空域)工作；在單一模態(tài)下，能否保持沖壓發(fā)動機、火箭發(fā)動機各自的性能；結構與系統(tǒng)的兼容性等。

TBCC的主要特點在于發(fā)動機有高比沖，適應自主起飛和著陸，且飛行軌跡比較靈活。“空天飛機計劃”(aerospace plane)、“國家空天飛機”(NASP)、“先進航天運輸計劃”(ASTP)、“高超聲速運輸機推進系統(tǒng)研究計劃”(HYPR)以及“Sanger”計劃等都把此發(fā)動機作為可重復使用、兩級入軌航天運輸系統(tǒng)之一級動力而研究。至今，其仍是國內外組合發(fā)動機研究中受重視度最高的一類，技術成熟度也較高。對TBCC發(fā)動機目前比較關注的是如何有效解決2～4

Ma

之間的“推力陷阱”，如何進一步優(yōu)化渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機串/并聯(lián)帶來的系統(tǒng)與結構協(xié)調性，模態(tài)轉換后渦輪機的熱負荷，能否達到更高馬赫數(shù)(如7～8

Ma

)且有足夠的推力，這也是其能否成為兩級入軌航天運輸系統(tǒng)之一級的關鍵。在3～4

Ma

段，對航空發(fā)動機進行噴水冷卻是一種途徑，需要解決的是噴水降溫量與發(fā)動機性能的平衡。Trijet、TRRE引入火箭發(fā)動機，在1.8～4

Ma

之間補償渦輪發(fā)動機推力；在大氣層外，利用火箭發(fā)動機實現(xiàn)更高馬赫數(shù)和工作域，是一種試圖解決此問題的積極有益的方案。因低速段有較好的加速性，且分析表明通過降低壓氣機壓比可以達到3

Ma

，ATR被看做是TBCC的補充，或者另一種途徑。提高發(fā)動機低速段進入燃燒室的空氣壓力，進而能產生較高的室壓與推力，最好的方法就是利用渦輪增壓(SERJ的初衷)。面對較高馬赫數(shù)(3

Ma

以上)情況下出現(xiàn)的壓氣機效率偏低、壓氣機出口溫度偏高及選材受限、高壓帶來的壓氣機殼體強度等問題，有效手段就是對來流空氣進行冷卻。ATREX、SCIMITAR、SCABRE、PATR都在進行這種探索，試圖提供從地面起飛、達到更寬空域、更高馬赫數(shù)的動力方案。這些方案系統(tǒng)集成度高，發(fā)動機工作模式相對單一，不涉及TBCC動力高馬赫數(shù)下航空發(fā)動機通道的處理問題、航空發(fā)動機與沖壓發(fā)動機間的模態(tài)轉換問題，全工作區(qū)域內基本不背“死重”、系統(tǒng)推重比高、加速性能優(yōu)。直接用氫進行空氣預冷，會降低系統(tǒng)固有安全性，氫流量過多也帶來發(fā)動機比沖低問題等。引入氦氣作為預冷中間介質，可以提高發(fā)動機的安全性、性能及可調節(jié)性。氫能源提供了發(fā)動機系統(tǒng)清潔、高比沖和可重復的使用基礎，也帶來了此類發(fā)動機難適應巡航應用的問題。

2 現(xiàn)狀、問題與對策

組合動力的研發(fā)已逾半個世紀，至今得到實際應用的鮮有其例，原因諸多。籠統(tǒng)而言，有“推力陷阱”、模態(tài)切換、熱防護、結構協(xié)調性、系統(tǒng)復雜、控制等技術問題，本質上仍是沒有真正做到兩種/三種發(fā)動機“熱力循環(huán)有效耦合”“結構/控制高效一體”“功能互補優(yōu)勢依在”等，沒有達到“可用”“實用”，談不上“好用”。下面主要就火箭/沖壓組合、PATR及ATR發(fā)動機談面臨的問題及對策。

2.1 火箭/沖壓組合發(fā)動機

國內外已經研制出了包含可貯存推進劑、單/雙組元推進劑、低溫推進劑等不同推進劑種類，發(fā)生器循環(huán)、補燃循環(huán)、膨脹循環(huán)等不同循環(huán)方式，推力范圍涵蓋10 N～8 300 kN的幾百種液體火箭發(fā)動機，推力變化范圍達到15∶1，支撐了各型運載火箭、多型戰(zhàn)略戰(zhàn)術導彈和各類航天器。同樣，世界范圍內已經研制出了近百種沖壓發(fā)動機，飛行馬赫數(shù)已達4

Ma

，6

Ma

級的沖壓發(fā)動機飛行器也即將面世。成熟的火箭發(fā)動機及沖壓發(fā)動機技術為火箭/沖壓組合發(fā)動機研制提供了堅實的技術基礎，出現(xiàn)了火箭/全域沖壓組合(包含引射模態(tài))、火箭/寬域沖壓組合(不包含引射模態(tài))、火箭/亞燃沖壓組合、火箭/高馬赫數(shù)沖壓組合等多種方案。就目前研究進展分析，火箭/沖壓組合發(fā)動機如要在全空域(飛行高度0～100 km，甚至更高)和速域(如0～25

Ma

)工作尚有寬馬赫數(shù)范圍的飛行器氣動外形升阻特性、寬速域進排氣、寬范圍燃燒室、高集成的一體化燃油系統(tǒng)、結構與熱防護等問題，但一定速度和高度范圍、部分模態(tài)組合的發(fā)動機還是有可為的。

2.1.1 較寬速域、較大空域動力技術

目前的研究表明，在17～26 km空域、4～7

Ma

速域，固定結構的進氣道及沖壓燃燒室可以穩(wěn)定工作，并具備較高性能；固定結構的火箭發(fā)動機推力室也可實現(xiàn)一定范圍的變推力。將多臺變推力火箭發(fā)動機推力室與沖壓巧妙組合，可以有足夠寬的推力變化范圍，實現(xiàn)17～100 km空域、4～8

Ma

速域的工作。此外，火箭發(fā)動機引射增益為非主要考慮因素，火箭發(fā)動機在確定結構下的推力增益、火箭/沖壓模態(tài)的性能、沖壓發(fā)動機性能、流道匹配、熱防護是主要問題。技術驗證機在地面、模擬6

Ma

/25 km條件自由射流試驗時，火箭模態(tài)下產生了1.58倍的火箭發(fā)動機推力室設計推力(設定為1)?；鸺?沖壓(余氣系數(shù)

α

為1.5)模態(tài)下，產生了火箭發(fā)動機推力室3.58倍的推力；而點火器工作時，更是產生了3.78倍的推力室設計推力。沖壓模態(tài)下(余氣系數(shù)1.5)，產生了2.54倍的火箭發(fā)動機推力室設計推力，見圖1(a)，圖中

F

為發(fā)動機推力，

F

為火箭推力室推力。從上述數(shù)據(jù)也可分析出，發(fā)動機展示出了組合發(fā)動機“1+1>2”的特性。同一臺發(fā)動機在4

Ma

/18 km地面自由射流試驗時，產生了1.42倍增益；另一臺不同的研究性發(fā)動機在地面、模擬6

Ma

/25 km條件下試驗，都展示了同樣的特性，見圖1(b)。

圖1 發(fā)動機地面試驗推力特性(6 Ma/25 km)Fig.1 Engine trust in ground test(6 Ma/25 km)

需要說明的是，火箭模態(tài)下的推力增益與火箭發(fā)動機/沖壓發(fā)動機具體設計相關，即與沖壓發(fā)動機、火箭發(fā)動機工作狀態(tài)、推進劑等都有關。

對技術驗證機飛試全程數(shù)據(jù)進行分析，火箭發(fā)動機在組合發(fā)動機流道內實現(xiàn)的推力增益結果如表1所示。此發(fā)動機地面試驗時，依據(jù)測到的燃燒室壓力，根據(jù)分析軟件計算的推力增益也列在表中，以供參考。寬范圍火箭引射增益技術已經得到不同發(fā)動機、多種工況、多途徑的驗證。

表1 火箭引射增益(技術驗證機)Tab.1 Rocket ejection，thrust gain (technology demonstrator)

另一方面，對飛試數(shù)據(jù)分析表明，組合發(fā)動機也展示出“1+1>2”的特性(見表2)。綜合不同發(fā)動機、多種工況的試驗數(shù)據(jù)，火箭/沖壓共同工作時的推力效益能夠達到大于兩者獨立工作設計值的期望。

表2 飛行試驗中火箭/沖壓模態(tài)推力增益Tab.2 Thrust gain of rocket/ramjet mode in flight test

飛試展示，火箭/沖壓模態(tài)(4.81

Ma

)時內推力比沖為4 995 m/s，沖壓模態(tài)(6.65

Ma

)比沖為8 901 m/s，組合發(fā)動機可以獲得相當好的比沖性能。

地面試驗和飛行試驗已基本展示出了較寬速域、較大空域火箭與沖壓組合技術的可行性與技術潛力，后續(xù)需要進一步研究的技術包括：①火箭與沖壓燃料優(yōu)化；②智能化控制水平；③固定結構火箭發(fā)動機推力室更寬、連續(xù)的推力調節(jié)技術；④熱防護技術。

2.1.2 更寬速域技術

目前的試驗表明，在同一固定結構下，可以實現(xiàn)2.5～7.0

Ma

的穩(wěn)定燃燒，并產生較高的燃燒室壓力(見圖2)；而火箭發(fā)動機在低的飛行馬赫數(shù)下也可以產生一定的推力增益(見表1)；多種構型的1.8～8.0

Ma

進氣道技術也有望突破，且有相當?shù)男阅?。在較寬速域、較大空域組合技術研究及積累相當經驗基礎上，進一步協(xié)調好組合發(fā)動機中火箭發(fā)動機與沖壓發(fā)動機推力匹配和結構，是有可能突破1.8～8.0

Ma

甚至0.8～8.0

Ma

區(qū)間火箭沖壓組合技術的。這里需要更深入地研究系統(tǒng)熱力耦合、熱防護、結構及融合等問題。

圖2 同一結構燃燒室不同工況點試驗照片F(xiàn)ig.2 Test photos of same structure combustor under different working conditions

火箭發(fā)動機推進劑化學能與熱能轉換是在燃燒室中完成的，熱能與動能的轉換靠其噴管；沖壓發(fā)動機依靠飛行器動能和進氣道提供空氣，化學與熱能、熱能與動能的轉換與火箭發(fā)動機類似。一般而言，火箭發(fā)動機推力室是高溫、高室壓(大型液體火箭發(fā)動機室壓高達25 MPa，即使小型推力室也達2.0 MPa以上)；相對而言，沖壓發(fā)動機室壓低得多(一般1.0 MPa以下)。兩者化學能轉換為熱能的過程及其裝置的耦合是非常困難的。因固有的結構因素，組合發(fā)動機中，火箭發(fā)動機推力室一般是在沖壓發(fā)動機內部的，熱力耦合應在火箭發(fā)動機燃氣方面下功夫：①火箭發(fā)動機燃氣幾乎都是富燃的(液體火箭燃燒室余氧系數(shù)一般在0.65～0.85之間)，設法使這些燃氣中尚未燃盡或者產物中的可燃物與空氣進行二次燃燒；②利用沖壓發(fā)動機的內型面作為其膨脹面，并處理好膨脹做功與沖壓發(fā)動機燃燒流場的關系。對于火箭發(fā)動機與超燃沖壓發(fā)動機組合，火箭發(fā)動機出口氣流速度與超燃沖壓發(fā)動機燃燒室氣流速度接近，容易匹配；寬速域、大空域工作的寬范圍沖壓發(fā)動機在亞燃段的熱力耦合就需要下更大的功夫，做更多、更深入的基礎理論研究。

火箭發(fā)動機使用的熱防護技術有液膜、氣膜(通常是液膜氣化后的蒸氣)、輻射及再生冷卻技術，亞燃沖壓發(fā)動機使用的是氣膜冷卻技術、超燃沖壓發(fā)動機使用再生冷卻技術。因工作壓力、溫度及結構的差異，兩種發(fā)動機結構耦合或者共用后需要考慮共同工作條件下力熱帶來的結構匹配性問題，即處理火箭發(fā)動機推力室與沖壓發(fā)動機燃燒室結構熱變形的協(xié)調性問題?；鸺l(fā)動機與超燃沖壓發(fā)動機用同一種燃料(如高密度吸熱型碳氫燃料、液氫)，可以考慮再生冷卻的一體化設計；而火箭發(fā)動機與亞燃或者寬范圍沖壓發(fā)動機(如2～8

Ma

)組合發(fā)動機的熱防護問題就復雜得多。無論哪種熱防護技術，都有其局限性和特定的使用環(huán)境，針對特定的組合發(fā)動機情況，也可以考慮基于復材等耐高溫材料輔以裂解吸熱型材料的熱防護技術。

亞燃沖壓發(fā)動機一般采用環(huán)形的噴油環(huán)和“V”型火焰穩(wěn)定器配合實現(xiàn)穩(wěn)定燃燒，圓柱形構型居多；超燃沖壓發(fā)動機更多的采用支板與凹腔組合，構型更豐富一些。液體火箭的推力室采用圓形構型。從目前研究情況看，高超聲速飛行器多采用升力體構型，與之適應的進排氣流道用橢圓形或者類矩形構型更為適宜；就熱力考慮，火箭/沖壓組合發(fā)動機燃燒室宜用圓形，側置的火箭發(fā)動機推力室結構較易布局，也有利于熱防護的設計?？紤]大型發(fā)動機結構及地面試驗問題，一定尺度的模塊并聯(lián)可能是必須要研究的問題，相關的氣體動力學和燃燒學基礎理論也需加強。

火箭發(fā)動機燃油供應方式有擠壓式(包括燃氣擠壓)和泵壓式(包括燃氣渦輪泵、電動泵)，大推力發(fā)動機通常使用燃氣渦輪泵供應系統(tǒng)。沖壓發(fā)動機燃油供應主要是基于空氣的渦輪泵及電動泵，馬赫數(shù)較低(如小于4.5

Ma

)情況下，采用空氣渦輪泵有利；如果高馬赫數(shù)(如大于5.0

Ma

)時，來流空氣就需要進行冷卻，電動泵就具有優(yōu)勢。目前及相當長一段時間內，尚難進行大推力液體火箭發(fā)動機與沖壓發(fā)動機的組合，臨近空間高超飛行器所用火箭發(fā)動機推力不會太大，采用電系統(tǒng)更易實現(xiàn)發(fā)動機的推力調節(jié)、“數(shù)字化”和“智能化”。

2.1.3 全速域、全空域組合技術

0～1.8

Ma

這一段，渦輪發(fā)動機有加速及巡航雙重優(yōu)勢；沖壓發(fā)動機難以工作；火箭發(fā)動機如用于水平起降飛行器，可以工作，但需要更大范圍、連續(xù)的推力調節(jié)技術。對飛行器采用垂直起飛、水平回收的方式，可以發(fā)揮火箭發(fā)動機大推力的優(yōu)勢，淡化比沖低的不足，減輕大范圍推力調節(jié)的壓力，但對大氣的利用率偏低，GTX是一種嘗試?；陔姶艔椛渑c火箭/沖壓組合發(fā)動機結合是一種可以考慮的方案，且有較高的技術與工程可行性。渦輪/沖壓/火箭發(fā)動機三組合發(fā)動機(類似Trijet、TRRE)是一種可探索的途徑。ATR與寬范圍的火箭/沖壓組合有機組合也值得嘗試。如果采用火箭/沖壓發(fā)動機實現(xiàn)全速域、全空域工作，需要研究寬域(1.5～8.0

Ma

)的進氣道技術、高性能的全域噴管技術(0～100 km)技術、寬域的沖壓燃燒室與火箭發(fā)動機推力室的組合技術、更大范圍的火箭發(fā)動機變推力技術、一體化的介質供應與控制和技術(包括發(fā)動機燃料、火箭發(fā)動機推力室的氧化劑、其他輔助介質)、動力系統(tǒng)的熱防護技術、重復使用技術，等等。需加速異質、大溫差、超音速/低速氣流的摻混與燃燒、新型熱防護材料與技術、變結構技術、熱源轉化與再利用、熱能發(fā)電等基礎技術研發(fā)。火箭發(fā)動機、沖壓發(fā)動機需要創(chuàng)新設計。原理上是可行的，但技術上需要做更多的工作。

2.2 PATR發(fā)動機

PATR發(fā)動機本質上是火箭發(fā)動機與沖壓發(fā)動機的有機組合，系統(tǒng)產生推力的主要部件是火箭發(fā)動機(見圖3)。在大氣層區(qū)域，相對高室壓的“空氣火箭發(fā)動機”在其包線范圍內(0～30 km、0～5+

Ma

)一直處于幾乎定工況工作狀態(tài)；而外涵的沖壓發(fā)動機則設計在最佳亞燃沖壓發(fā)動機工作區(qū)域產生推力。離開大氣層，火箭發(fā)動機工作。此發(fā)動機燃料為液氫，比沖高(大氣層：3 100～5 700 s)，渦輪、沖壓、火箭都工作在各自的優(yōu)勢區(qū)域，單位推力較大，適宜于水平起降、重復使用、臨近空間高超聲速投放平臺類動力。

圖3 PATR發(fā)動機原理圖(無火箭發(fā)動機模態(tài))Fig.3 Schematic of PATR engine (without rocket model)

2.2.1 系統(tǒng)的持續(xù)優(yōu)化

PATR發(fā)動機涉及空氣、氦氣、氫及渦輪機滑油等多種工質，空氣、氦氣、氫等多路循環(huán)，進排氣、氫及氦系統(tǒng)多處調節(jié)。多種工質的流量、溫度、壓力等參數(shù)在不同飛行狀態(tài)，發(fā)動機各部件內也不斷變化，系統(tǒng)設計與參數(shù)匹配無疑是發(fā)動機方案與性能優(yōu)劣的重要因素；發(fā)動機的部件數(shù)也多，結構優(yōu)化及布局涉及系統(tǒng)的尺度與質量，這也是衡量系統(tǒng)的關鍵指標之一；外涵沖壓發(fā)動機工作區(qū)域的選擇及與核心機的協(xié)調也需予以關注。近年來，REL公司陸續(xù)對SABRE發(fā)動機共用噴管、空氣預冷器、預燃室等部件進行技術研究與試驗，在逐步驗證其方案的技術與工程可行性；AFRL對此發(fā)動機的應用及外涵沖壓發(fā)動機提出了新觀點。國內研究中也提出了類似的預冷空氣高速發(fā)動機方案，并持續(xù)進行相關關鍵技術研究?？偟膩砜矗壳疤岢龅亩喾N預冷發(fā)動機方案都具備相當好的技術可行性，但關鍵的氦循環(huán)系統(tǒng)尚未見試驗報道。后續(xù)需結合試驗結果持續(xù)優(yōu)化，進一步優(yōu)化預冷發(fā)動機系統(tǒng)方案，提升預冷發(fā)動機系統(tǒng)的工程可行性及性能。

1)空氣預冷器出口溫度：空氣預冷器的技術和工程可行性已得到多家研究單位的驗證，后續(xù)還需依據(jù)壓氣機性能和材料技術發(fā)展，在氦氣的進出口溫度和流量、預冷器結構參數(shù)、壓氣機耐溫與外殼耐壓能力等參數(shù)綜合平衡下持續(xù)優(yōu)化，目前的300～400 K是權宜之計，非最優(yōu)。

2)氦氣參數(shù)：目前，對系統(tǒng)中引入氦循環(huán)可以提升系統(tǒng)安全性、性能，起到能量轉換與調節(jié)的作用已取得共識。對核心機中氦參數(shù)選擇的研究，如氦渦輪落壓比增加，可以提升氦路循環(huán)中能量轉化效率，增加空氣壓氣機增壓比，進而提升系統(tǒng)比沖和單位推力；引入氫氦換熱器可以提升系統(tǒng)性能；氫渦輪驅動氦壓氣機性能更優(yōu)等也取得了重要成果。但更系統(tǒng)、更全面的論證與優(yōu)化還需時日，氦加熱器、氦壓氣機、氦渦輪等部件參數(shù)需要做更系統(tǒng)、更深入的分析。值得注意的是，系統(tǒng)計算中，用到的數(shù)據(jù)是氦的溫度與流量，溫度取決于換熱器的設計，而流量與部件的尺寸及氦的充填量(壓力)有關。更重要的是，這些都需得到試驗檢驗。

3)外涵沖壓燃燒室：外涵沖壓燃燒室影響了發(fā)動機推力和性能。理論上講，外涵沖壓發(fā)動機可以從1.5

Ma

起始工作，氫燃料也可以工作到很高的馬赫數(shù)。但實際上，因燃燒組織、沖壓燃燒室熱防護、結構簡便性等因素的限制，外涵沖壓發(fā)動機的工作范圍是需要優(yōu)化的。圓形燃燒室、噴油環(huán)、“V”或者其他類型的火焰穩(wěn)定器、收斂噴管等燃燒組織方式及氣膜冷卻結構的亞燃沖壓發(fā)動機，在飛行馬赫數(shù)高于4.5后，氣膜溫度達1 000 K以上，已很難冷卻燃燒室，這也許是AFRL基于SABRE的兩級入軌空天飛行器概念方案外涵選擇2.0～4.5

Ma

的考慮之一。另一方面，飛行馬赫數(shù)5以上，外涵產生的推力也有限了。按照目前37 kPa的單調上升彈道分析，飛行器在1.5～3

Ma

工作區(qū)域，進氣道進氣量與壓氣機差異如圖4所示。唇口溢流、在擴張段采取放氣及采用沖壓發(fā)動機模式對發(fā)動機推力的影響如圖5所示。外涵沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍的選擇，要綜合考慮沖壓發(fā)動機的燃燒組織、熱防護與推力的綜合平衡，這也是此發(fā)動機的關鍵之一，需要結合彈道，以加速型發(fā)動機為原則，考慮沿彈道最大推力積分。

圖4 PATR發(fā)動機內外涵流量特性Fig.4 Flow characteristics of inner and outer flow ducts in PATR engine

圖5 PATR發(fā)動機外涵推力Fig.5 Thrust of outer flow duct in PATR engine

2.2.2 部件集成、分階段的研制措施

發(fā)動機的技術方案與其關鍵技術密切相關，方案引出關鍵技術，而關鍵技術支持技術方案。對于PATR這種新型發(fā)動機，關鍵技術的突破更為重要。由目前工作來看，空氣預冷器、高壓比的空氣壓氣機、氫氦換熱器、氦加熱器、燃燒室等技術問題是關鍵技術，但影響的是發(fā)動機的性能和尺度，尚不至于顛覆發(fā)動機技術方案。需要關注的是核心機的氦循環(huán)問題，具體講，就是各個涉氦部件的參數(shù)優(yōu)化與選擇；發(fā)動機的調節(jié)與控制技術；外涵沖壓發(fā)動機實際可達工作區(qū)域范圍；空氣燃燒室與氫/氧發(fā)動機燃燒室的一體化設計的工程可行性，這涉及發(fā)動機能否有效運轉及其效率。這些關鍵技術必須依托大量的實驗突破、驗證與支撐。

按照目前論證的單調爬升彈道，飛行器/發(fā)動機在1.5

Ma

達到最大空氣流量，在5.0

Ma

后的流量已經比較小(見圖4)。外涵沖壓發(fā)動機的基本設計思想就是盡量利用來流空氣產生推力，減小產生的阻力。這涉及發(fā)動機實際可達的工作范圍。SCABRE最初提出設計思想是2.0～5.0+

Ma

，AFRL提出2.0～4.5

Ma

，這也許是燃燒與熱防的綜合考慮。從目前論證的結果看，低馬赫數(shù)更利于發(fā)動機熱防，但有損于性能，借鑒已有的沖壓發(fā)動機研制經驗，1.8～5.0

Ma

范圍有可能實現(xiàn)。外涵沖壓發(fā)動機的驗證可以采用沖壓發(fā)動機成熟的研制流程和經驗，在充分仿真的基礎上，采取直連、自由和飛行試驗結合的方法。需要注意的是，鑒于發(fā)動機結構布局和地面試驗條件的因素，外涵沖壓發(fā)動機宜采用模塊化設計的方法。

核心機涉及諸多部件，都與氦有關，氦是稀有氣體，單獨的部件試驗存在資源問題。因此，較為合理的方法就是直接研制一定規(guī)模的核心機樣機。研制核心機樣機主要解決的是部件參數(shù)與核心機系統(tǒng)參數(shù)的匹配及優(yōu)化問題，部件幾何尺寸與核心機整體結構的協(xié)調問題，發(fā)動機的調節(jié)與控制問題。核心機的研制可以借鑒航空發(fā)動機研制流程和研制經驗，需要在較為成熟的模型基礎上大量使用仿真技術，需要建設相應的地面試驗條件進行試驗驗證。

就相當規(guī)模的PATR發(fā)動機(如地面推力100 kN級)而言，內嵌的氫/氧液體火箭發(fā)動機量級在40 kN級，借鑒液體火箭發(fā)動機成熟的研制流程和基礎，應無大礙，其燃燒室與空氣燃燒室及外涵燃燒室的一體化具有很大的技術挑戰(zhàn)性。

氦循環(huán)的核心機、外涵沖壓發(fā)動機及內嵌的氫/氧火箭液體火箭發(fā)動機三部分完美協(xié)調才能形成完整的PATR發(fā)動機。就目前的技術基礎而言，理想的重復使用、安全可靠的外涵沖壓發(fā)動機工作范圍為1.8～5.0

Ma

/10～20 km，核心機可工作至5.0

Ma

附近，暫不帶內嵌的氫氧火箭發(fā)動機，研制難度小得多，可以作為第一階段、5.0

Ma

級飛行平臺的研制目標。下一階段，考慮液體火箭發(fā)動機的融合，使系統(tǒng)達到航天運輸系統(tǒng)動力一級(8

Ma

級)的要求，此時主要解決氫/氧發(fā)動機燃燒室、空氣燃燒室及外涵燃燒室的系統(tǒng)與結構匹配問題。

PATR發(fā)動機尚有氦渦輪機技術、復合燃燒室技術、發(fā)動機控制技術等重要關鍵技術未得到較好的解決，相對RBCC、TBCC而言，要走的路可能要長一些。

2.3 ATR發(fā)動機

ATR的用途與TBCC具有競爭性，ATR原理如圖6所示，其使用液體火箭發(fā)動機發(fā)生器產生的氣體驅動渦輪，渦輪介質獨立于來自壓氣機的空氣，可使渦輪工作條件有較大的選擇；再通過使用低壓比的壓氣機，降低壓氣機出口溫度，提高飛行馬赫數(shù)，可以使來流馬赫數(shù)達到3.5左右。同時，這種組合循環(huán)也帶來了一些新的技術問題，包括由于渦輪燃氣流量由壓氣機功率確定，導致了發(fā)動機渦輪轉子平衡條件下來流空氣(氧化劑)與驅動渦輪介質(燃料)的匹配問題(即不一定是較優(yōu)的燃燒混合比)，低壓比的壓氣機帶來的低燃燒室壓力，大范圍變工況條件下發(fā)生器富燃氣體的調節(jié)等問題。

圖6 ATR發(fā)動機原理圖Fig.6 Schematic of ATR engine

此發(fā)動機后續(xù)需關注以下問題：

1)推進劑：4

Ma

級飛行器動力，可作為火箭/沖壓組合動力的低速段動力，或者與沖壓發(fā)動機直接組合。無論何種情況，富燃發(fā)生器所用推進劑都是非常重要的，而可選的推進劑是有限的，需盡快解決LOX/煤油富燃條件下的積碳問題；或者解決HO/煤油富燃條件下的燃燒組織問題；或者研制新型推進劑。同時，也需關注這些推進劑帶來的使用簡便性、安全性等問題。

2)大范圍的液體火箭發(fā)動機富燃發(fā)生器等混合比調節(jié)技術，從地面到25 km高度飛行，發(fā)生器工況調節(jié)能力需達到10倍甚至更高。為保障渦輪的工作環(huán)境，氧化劑和燃料需保持等混合比同步調節(jié)。

3)為了保證渦輪均勻受力，大推力的ATR發(fā)動機需開發(fā)環(huán)型富燃發(fā)生器或者耐高溫的環(huán)型集氣腔。

4)特定推進劑下，富燃發(fā)生器流量和混合比一定，給定渦輪機的功率需求下，為使壓氣機吸入的空氣流量與富燃燃氣工況匹配，從而帶來的燃燒室混合比偏離當量混合比問題。

3 結語

更先進的“革命性”發(fā)動機問世之前，組合循環(huán)發(fā)動機仍是大空域/寬速域航天運輸系統(tǒng)、臨近空間高機動性飛行器及高超聲速飛行器動力的希望。就組合發(fā)動機自身而言，首先要瞄準的是應用目標、相關的自身關鍵技術問題，“先行、先出”才能獲得更多的機遇。火箭/沖壓組合發(fā)動機組合模式多，用途也廣泛，近期宜解決中等尺度、火箭/高馬赫數(shù)沖壓組合的研制與應用問題；著手1.8～7.0

Ma

段燃燒、熱防、推進劑共用與控制、結構一體化關鍵技術攻關；深入評估0～1.8

Ma

段多種技術方案應用方向及工程實用性，未來可能會呈現(xiàn)多途徑航天運輸系統(tǒng)。PATR無疑是水平起降、兩級航天運輸系統(tǒng)之一級最具優(yōu)勢發(fā)動機，應加快關鍵技術攻關進程，支撐工程方案的可行性。ATR與TBCC有競爭性，在何時、何處能得到應用取決于系統(tǒng)動力自身的技術成熟度、綜合性能等諸多因素，需綜合考慮。

組合動力是集成創(chuàng)新，創(chuàng)新須有其基礎、環(huán)境與主體。半個多世紀積累了雄厚的基礎知識，時代賦予了良好創(chuàng)新環(huán)境，組合發(fā)動機涉及的寬馬赫范圍進排氣、煤油/碳氫燃料/氫超聲速下霧化及燃燒、高效換熱/防熱、復雜熱力環(huán)境下結構的一體化、新型氧化劑/燃料、控制、實驗及仿真等基礎與關鍵技術提供了廣闊的創(chuàng)新空間。