涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置，能够满足空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求，具备可常规起降、可多次重复使用、经济性好等优点。
陈敏、贾梓豪于2020年《科技导报》第12期刊发了《涡轮基组合循环动力关键技术进展》一文，梳理了诸多航空强国关于涡轮基组合循环动力关键技术的发展脉络，分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决的关键技术瓶颈。
高超声速飞行器被誉为是继螺旋桨和喷气式飞机之后世界航空史上的第三次“革命”，也是21世纪航空航天领域的技术制高点，开展高超声速飞行器研究具有前瞻性、战略性和带动性，将对军事、经济和人类社会文明产生不可估量的深远影响。
动力装置是实现高超声速飞行的主要关键技术。目前任何一种单一类型的发动机都不能满足高超声速飞行器的飞行要求，没有先进的组合动力装置，要研制成功高超声速飞行器是不可能的。
组合动力的方案和类型很多，从性能、费用、安全和技术可行性等方面考虑，吸气式发动机的火箭基组合循环（RBCC）和涡轮基组合循环（TBCC）是目前最有希望的高超声速飞行器组合动力，其中TBCC由于涡轮发动机在马赫数0~3范围内具有高比冲的特殊优势，得到了广泛的关注和重视。
TBCC既可作为可重复使用空天入轨飞行器起飞/返航的低速段推进动力，也可作为各类高超声速飞行器，尤其是远程、有人驾驶高超声速飞行器的起飞加速和低速段推进动力，还可单独作为超声速及高超声速军民用飞行器动力，具有很好的工程应用前景。
01、国外发展现状
美国
在高超声速飞行器上使用吸气式发动机的初衷是提高发动机的比冲。图1给出了各种类型发动机的比冲随马赫数的变化。
各种类型发动机的比冲随飞行马赫数的变化
由于涡轮喷气发动机有很长的使用经验，美国在最初考虑使用吸气式发动机作为高超声速飞行器动力时，首先想到的是以燃气轮机为基础的组合循环发动机。因为燃气轮机工作的最大飞行马赫数不超过3，而且对比火箭发动机，燃气轮机结构复杂，所以美国将研究TBCC的兴趣转向了RBCC。
不过随着对航天器研究的不断深入，同时考虑到TBCC在经济性、安全性、耐久性等多方面的优点，TBCC方案近年来又被重新重视。
美国TBCC发动机技术研究计划的发展路线如图所示，将按照图中的顺序依次介绍美国TBCC发动机技术的研究现状。
美国TBCC发动机的发展路线
01RTA项目
在ASTP计划中，从2001年开始，NASA与通用电器公司和艾利逊先进发展公司等签订合同开发革新的涡轮加速器（RTA），美国通用飞机发动机集团（GEAE）原有YF120发动机部件的基础上，集成部分新的部件，形成低成本、多用途的马赫数为4 的技术验证机RTA-1。
RTA-1革新涡轮加速器
RTA-1涡扇发动机采用常规的加力燃烧和变循环技术，而RTA-2将采用通用的、可承担起的先进涡轮发动机（VAATE）计划和超高效发动机技术（UEET）计划中发展的新技术，推重比达到15以上，工作马赫数达到5 。然而，或许因为研究经费限制或瓶颈技术难于攻克，近5年来关于RTA研究进展的报道较少。
02FaCET计划
美国国防高级研究计划局（DARPA）在2005年从美国本土运送和应用兵力计划（FALCON）之下开启了猎鹰组合循环发动机技术（FaCET）计划。
FaCET计划的目标是研发并验证可重复使用的、使用碳氢燃料的、马赫数3~6的亚燃/超燃冲压组合循环发动机，其目标是降低猎鹰高超声速巡航飞行器（HCV）发动机的研发风险。FaCET计划初步试验结果表明，实测性能与计算性能相吻合。这些试验为下一步的模态转换（MoTr）计划打下了较好的基础。
03HiSTED计划
DARPA和美国空军还在多用途且经济可承受的先进涡轮发动机计划（VAATE）下，联合开展了高速涡轮发动机验证计划（HiSTED），其目的是设计、制造并验证1种高速（马赫数3~4）单转子不带加力的涡轮喷气式发动机，可灵活地执行超声速巡航/亚声速待机任务。
04FAP计划
2009年，NASA在基础航空计划（FAP）高超声速项目下开展了高可靠性、可重复使用发射系统（HRRLS）研究。在HRRLS研究中，将吸气式推进系统引到进入太空可重复使用的吸气式发射飞行器（RALV）概念中。
05MoTr计划
在FaCET和FAP计划的基础上，2009年，DARPA投资开展了模态转换（MoTr）验证计划，研究目的是进行马赫数0~6、吸气式推进系统的地面验证。MoTr计划中的TBCC发动机整合了经过FaCET计划验证的进气道、双模态冲压发动机和尾喷管，以及HiSTED计划研制的高马赫数涡轮喷气式发动机。
06三喷气构型
为了加速涡轮基组合发动机在高超声速飞行器中的验证与应用，考虑到马赫数为4的一级涡轮喷气发动机难以在短期内取得实质性进展，波音公司和喷气飞机公司公司联合推出了基于现有涡轮喷气发动机技术水平的“三喷气”组合循环的替代方案。
“三喷气”组合循环三维造型示意
该循环实际上是涡轮基组合循环和火箭基组合循环的结合体，由一台马赫数为2.5的涡轮喷气发动机、一台火箭引射冲压发动机和一台双模态超燃冲压发动机并联组合而成。
07STELR计划
STELR计划是在HiSTED计划的基础上，研制马赫数3以上的武器和飞行器的推进系统。研究目标是希望该发动机能够以马赫数3.2的速度飞行1 h，或者航程超过3200 km。美国希望通过STELR计划研发的技术，解决涡轮发动机和双模态超燃冲压发动机在进行模态转换时存在的推力鸿沟问题。
08AFRE计划
先进全状态发动机（AFRE）计划是建立在前文所述的RTA、FAP、FaCET、HiSTED、STELT和MoTr计划的研究基础上，启动于2016年，旨在完成马赫数0~5级全尺寸涡轮基冲压组合发动机模态转换的地面集成验证，拟为未来吸气式可重复使用高超声速飞行器提供动力。
AFRE发动机结构
DARPA为AFRE项目提出如下的飞机级性能指标：航程大于2200 km；速度大于马赫数5；高度大于18 km。
日本
日本在高超声速客机发动机研制方面不甘落后，制定了高超声速运输机的十年研究计划（hypersonic transport propulsion system research，简称HYPR），目的是为了研究和验证高超声速运输机（巡航马赫数为5）的推进技术。
HYPR90-T剖面
HYPR90-C剖面
经过10年的研究和发展，取得了丰硕的成果，实验验证了组合循环发动机及其部件的可行性，突破了许多关键技术。后续的研究计划ESPR主要转向以液氢为燃料，进气预冷的涡轮/冲压组合发动机技术领域的研究。
俄罗斯
为了把从地球-轨道往返的筹载运输成本降到现今水平的10%~20%，在ORYOL-2-1研究发展计划的支持下，俄罗斯宇航局联合全国各大航空航天研究机构及院校，对高超声速单级入轨和双级入轨空天飞机用的组合动力系统展开研究。1993－1998年，各种组合动力方案被研究和讨论，同时，各种先进组合动力方案的关键技术也以数值仿真及试验等技术手段进行了验证。
不同最大飞行马赫数对应的合理涡轮冲压组合布局
研究结果表明，针对不同的最大工作马赫数，推荐使用的组合动力系统方案也不同：
1）如果最大工作马赫数在3~3.5，可选用常规的带加力的涡喷和涡扇发动机。
2）如果最大工作马赫数在4~4.5，可采用带加力的变循环方案，并在高马赫数条件下，将主机处于风车状态，同时冲压燃烧室具备加力燃烧室和冲压燃烧室的功能。缺点在于高音速区域的推力性能较差，且需要考虑高温给涡轮－压气机结构带来的热强度限制。
3）如果最大工作马赫数在4.5~5，可选用涡轮/ 冲压共轴方案即串联式的组合方案。这类方案缺点包括尺寸和重量较大、跨音速区域阻力大，需与机身进行复杂的集成。
4）如果最大工作马赫数在6~7，可选用并联式的涡轮冲压组合方案。这类方案缺点是尺寸和重量较大，需与机身进行复杂的集成。
欧盟
01弯刀”发动机
针对传统TBCC的不足，在欧洲航天局和英国政府等的支持下，英国和比利时等联合提出了一种适用于马赫数5的高超声速航空发动机即“弯刀”（Simitar）方案，这种发动机主要采用强预冷和闭式循环等新技术，与TBCC相比，具有明显优势：
无论是低马赫数还是高马赫数飞行，耗油率皆可下降18%~23%；所有部件在全部飞行马赫数范围内一直工作，不存在TBCC涡轮－冲压模态之间的转换和再启动问题、涡轮或冲压不工作时的“死重”问题和模态切换时推力下降问题；由于强预冷，使高马赫数时进口温度大幅下降，大大减轻了材料的高温防护等问题。
02“佩刀”发动机
“佩刀”（Sabre）发动机从原理方案看，是“弯刀”发动机与火箭发动机的组合，用于“云霄塔”航天飞行器Skylon，采用吸气式发动机将飞行器加速到马赫数5.5，再用火箭进一步推动飞行器，实现单级入轨。
Sabre发动机
这种发动机允许人们以更低廉的成本发射卫星，建造空间站和在轨太阳能阵列，用于将能量传回地球，甚至能够用于研制探索其他行星的飞船。
02、关键技术瓶颈
仅以巡航马赫数在4~5的涡轮冲压组合发动机为例，其主要的技术难点和关键技术包括：
模态转换技术
对于涡轮冲压组合发动机而言，模态转换是主要的关键技术，其难点在于模态转换工况恰恰处于涡轮发动机工作的上限和冲压发动机工作的下限，此时两类发动机的推力特性都没有处于最佳状态点，也就是推力都偏小，而飞机方面的研究又指出，这时飞行器处于加速阶段，正好需要相当大的推力，为了弥补组合发动机推力的不足，加速涡轮基组合发动机在高超声速飞行器中的验证与应用，推出了基于现有涡轮喷气发动机技术水平的“三喷气”组合循环的替代方案。
发动机和飞行器一体化设计技术。
飞行器以高超声速飞行时，升阻比只是亚声速飞行飞机的1/4~1/3，所以如何使发动机在飞行器上的安装既不使飞行器阻力明显增加，又不致对发动机的进气造成过高的损失和气流畸变，是设计中必须注意解决的重要问题。
发动机的排气处理也十分重要，一方面要使排出燃气充分膨胀以获得高的推力；另一方面使飞行器能直接获得一部分升力。一体化设计在国外均作为一个专门问题研究，也作为选择动力方案时的重要考虑因素之一。
超宽工作范围进排气系统设计技术。
涡轮/冲压组合发动机进排气系统的设计难度在于超宽工作范围带来的进排气系统与组合发动机的匹配问题。对于覆盖亚声速、跨声速、超声速、高超声速工作范围的涡轮/冲压组合发动机装置，进气道的压缩比和喷管膨胀比的变化范围很宽。为了保证进排气系统与组合发动机匹配良好，进气道及喷管需要多个可调机构来保证其压缩比或膨胀比在整个飞行包线内可调，即在尽可能低的马赫数下，进气道能够起动并避免喷管出现过度膨胀和不完全膨胀现象。
因此，涡轮/冲压组合发动机超宽的工作范围将给组合发动机带来进排气系统调节机构数目增多及调节范围过宽的技术难题。
高效、高适应性以及长寿命冲压燃烧室设计技术。
与目前正在使用的弹用亚燃冲压发动机相比，涡轮冲压组合发动机的工作范围更宽，其机动飞行的航迹更复杂，冲压燃烧室进口气流的温度、速度变化范围更广，对燃油的点火和稳定高效燃烧组织都提出了更高的要求。
同时，涡轮冲压组合发动机的冲压燃烧室需要长期连续（工作时间数小时）巡航工作的长寿命（几百乃至上千小时）燃烧室，其对于燃烧效率、冷却设计、结构重量、可靠性设计等提出了更高和更新的要求。
高马赫数变循环发动机设计技术（最大飞行速度马赫数3.5~4 ）。
对于最大飞行马赫数为4 的超声速飞行器，高马赫数变循环发动机通过可调几何可进一步拓宽传统燃气涡轮发动机的工作范围，有利于紧凑动力装置的结构和降低其重量。
然而，它给发动机各部件设计带来的技术挑战在于，超宽的工作范围使各部件设计约束增加，进出口边界条件变化范围变大以及整机/各部件匹配难度加大。
热管理与热防护技术。
对于飞行器来说，马赫数2.4以上要使用特殊的耐热材料，马赫数4以上必须考虑热防护，除采用特殊隔热材料，如陶瓷、碳/碳复合材料外，还要采取被动和主动冷却措施。冷却措施不当或冷却技术水平不高造成冷却效果太差或冷却系统太重从而无法实现高超声速飞行。
组合发动机控制及状态监视技术。
随着飞行速度的提高，为了保证飞行安全可靠和飞行性能，飞行器和发动机的控制要求高度自动化并具有高度自动化的全程状态监视系统。
燃料技术。
航空煤油是吸气式发动机的常规燃料，但由于其热值低，马赫数7~8以上比冲太低，已不能作为涡轮/冲压组合发动机的燃料。液氢虽然比冲低，成本高，不易保存和运输，但因其热值高，热容量高，用于飞行器一方面可获得到高比冲，另一方面还可用作冷却介质，它又可从水中获取，燃烧后无污染，所以它是马赫数8以上的吸气式发动机理想的、唯一可选用的燃料。
是否可发展比一般煤油热值高或热容量高、热稳定性好的碳氢燃料，也是正在研究的一个方向，而且已取得了一定成果。
计算分析和数值仿真工具。
为了分析高超声速飞行和新的动力方案的工作特性、工作中可能遇到的问题、新方案的选择等，必须先建立计算分析工具。
涡轮冲压组合发动机工作于高速、高空环境，试验研究十分困难，必须利用大规模并行集群计算机高性能计算系统和各类数值仿真软件，开展其整机和部件数值仿真分析和技术研究，突破三维非周期性动网格过渡态数值模拟、三维两相高保真冲压燃烧数值模拟、涡轮加速器/其他部件多维缩放数值仿真等技术难点，掌握动力切换过程中高精度、过渡态的气动热力数值模拟技术，形成涡轮冲压组合发动机性能/机构/结构虚拟样机数值仿真平台，为其设计分析提供工程实用的计算分析和数值仿真工具。这是涡轮冲压组合发动机发展的基础和保障。
组合发动机部件及整机试验与测试技术。
组合发动机部件及整机试验与测试技术包括涡轮发动机部件及整机试验与测试技术、冲压发动机试验与测试技术以及组合发动机模式转换过程的试验与测试技术。
03、展望与建议
涡轮/冲压组合动力技术取代火箭助推作为高超声速飞行器的低速段动力系统仍具有广阔的发展前景。综合考虑技术风险、研制成本和研制周期等要素，美国在涡轮/冲压组合动力技术领域分别制定了近期及中远期的验证计划。从美国涡轮/冲压组合动力技术的发展趋势来看，两个时期验证计划具有良好的技术继承性。
近期验证计划注重技术方案的可实现性，虽然组合动力的比冲性能受到影响，但降低了研制难度和技术风险，并且将为中远期验证计划的实施奠定良好的技术基础；远期验证计划注重技术方案的前瞻性，高马赫数变循环发动机或带预冷燃气涡轮发动机技术的验证以及成熟才能充分发挥燃气涡轮发动机在中低马赫数范围的高比冲优势，才能最终摆脱高超声速飞行器在低速段对火箭助推的依赖。
根据国外的经验，国内在组织涡轮/冲压组合动力技术的研究开发工作要特别注意科学性。
节约一次性投入和注重计划管理。
从花钱较少的基础研究、概念研究开始，确定出必须解决的关键技术后再进入应用研究，而不是一步进入投资巨大的工程性发展研究。这样避免了盲目开发“型号”，引起大量无效投资，又为今后研究打下了良好技术基础，增加了技术储备。
需要耗资很大的研究开发项目，首先是进行基础性和应用验证性研究，由于没有具体型号为背景，试验工作都可以根据现有设备条件进行模型试验，必要时只建立小型设备进行试验，这就节省了大量设备建设投资和试验经费开支，利用相对较少的可能得到的经费，进行大量的方案分析研究，获得丰富的技术储备。
投据设计、使用中的问题将马赫数划分成不同区间。
在评估各种技术方案的优劣时，重要的依据是任务需求。对于高超声飞行器来说，必须解决从地面马赫数为零至在大气层内经历各种高度不断加速直到达到高超声速这样大的工作范围内能有效工作的动力问题。飞越不同马赫数，将遇到不同问题。根据遇到的技术问题，大致可将马赫数分成以下几段：
(1)马赫数0~3是目前飞机可以达到的飞行速度，在马赫数2.0~2.4范围内飞机结构材料基本上可不作改变，因此是发展超声速运输飞机的实用范围。
(2)亚声速燃烧的冲压发动机有利的工作范围是马赫数3~5，使用碳氢燃料的冲压发动机最大飞行马赫数不超过7，主要问题是碳氢燃料的热稳定性和碳氢燃料的热值太低。马赫数3~4是涡喷发动机和冲压发动机的理想转接马赫数。
(3)考虑机体的材料耐热性，若不采用特殊的热管理措施，飞行马赫数应控制在4以下（马赫数从4提高到7.4，则进气总温提高2.8倍）。
(4)用氢燃料的超声速冲压发动机马赫数一般是4~10。亚声速燃烧冲压发动机转换到超声速燃烧冲压发动机的马赫数可选为4~5。
(5)马赫数5以上进入高超声速，气动上出现一些特殊问题，如附面层转捩问题、空气的非理想气体（实际气体）特性影响等。
(6)马赫数15以上进入超高速（hypervelocity）飞行范围，如以冲压发动机为动力则应发展超高声速燃烧冲压发动机。
(7)为了进入地球轨道，需要达到马赫数25，只有火箭发动机具有将飞行器加速到这样高的飞行速度。
建立强强联合的瓶颈技术攻关团队，增强协同创新能力。
由于管理体制、国内航空发动机技术水平以及研制经费的制约，国内各家单位的优势资源并未得到充分整合，各研制单位之间的高效合作与联系还存在诸多障碍，甚至造成部分研究工作仍处于低水平重复研究阶段。
因此，为了增强协同创新能力，需要理顺机制、整合全国优势资源，同时面向全球，组建利益共享、责任共担的涡轮冲压组合动力技术创新研究团队；在此基础上，以总体需求为牵引，各个学科专业的研究人员协同配合，从理论分析、数值仿真和试验验证3个层面深入、扎实地开展瓶颈技术的研究工作。
经过国外及国内长期的研究和探索，总结出了如下必须解决的涡轮/冲压组合动力关键技术问题，包括：发动机和飞行器一体化设计技术、超宽工作范围进排气系统设计技术、高马赫数变循环发动机设计技术（最大马赫数3.5~4 ）、涡轮/冲压组合发动机热防护技术、控制及状态监视技术、高精度数值仿真分析工具的建立及验证，以及涡轮/冲压组合发动机部件及整机试验与测试技术。
本文作者：陈敏，贾梓豪作者简介：陈敏，北京航空航天大学能源与动力工程学院，教授，研究方向为先进航空发动机总体性能仿真及故障诊断。本文发表于《科技导报》第12期，欢迎订阅查看。
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