吸气式组合动力技术简介
随着航空航天技术的不断发展，单一类型的动力形式无法满足天地往返运输系统、高超声速飞行器多任务飞行等方面的需求。组合动力技术是火箭发动机、涡轮发动机与冲压发动机技术的有机结合。组合动力可以采取最高效的动力推进方式，最大限度地发挥不同类型动力在各自工作范围内的技术优势，从而大大拓展飞行包线。与单一类型的动力相比，组合动力具备工作范围宽、平均比冲高、使用灵活等特点。
图1 不同马赫数下发动机比冲对比
火箭发动机工作不受飞行高度和速度限制，推重比较高（70~100），但由于其工作原理需自身携带大量氧化剂，比冲较低，推进剂消耗大；冲压发动机有较高的比冲和飞行马赫数，内部没有旋转部件，但燃烧效率受进气道来流影响较大，且需借助助推器解决初始速度问题；涡轮发动机工作可靠，寿命长，但受限于涡轮机材料等因素很难用于速度3.5马赫以上飞行器的动力系统。
图2 不同动力适用的飞行范围
基于目前火箭发动机、涡轮发动机和冲压发动机各自的优缺点，基本形成了：（1）火箭-冲压组合动力（RBCC），（2）涡轮-冲压组合动力（TBCC），（3）涡轮-火箭组合动力（ATR）三种典型的组合动力方案；除此之外，还形成了以协同吸气式预冷火箭发动机（SABRE）、三组合发动机（Trijet）等为代表的组合发动机。
图3 组合动力技术分类
国外对组合动力技术的研究开始于20世纪50年代，组合动力发动机一直是美国国家航天运载计划中推进系统的重要发展方向，即使在诸多大计划下马后，动力技术研究项目仍然得到了持续的发展，研究工作从未间断，并在近年来逐渐加快研究步伐。截至目前，美国、俄罗斯、德国、法国、澳大利亚和日本等国家先后提出了相应的研究计划，并开展了大量的理论、方案、地面及飞行试验研究。
图4 组合动力技术发展历程
火箭基组合循环（RBCC）
20世纪60年代，在NASA可重复使用太空运输系统研究计划（RLV）的支持下率先开展了RBCC发动机研究。RBCC发动机是一种先进推进系统，综合了火箭发动机高推重比和冲压发动机高比冲的工作特性。RBCC发动机主要由进气道、隔离段、火箭推力室、冲压燃烧室、尾喷管及推进剂供应与调节系统等组成。火箭推力室联于冲压燃烧室流道内，为初始飞行器加速和最后的突防或入轨提供动力，同时在巡航段可作为富燃燃气发生器及点火器，为冲压燃烧室提供燃油和点火源。
图5 RBCC发动机示意图
RBCC发动机在入轨飞行过程中根据飞行马赫数的不同，一般会经历4种工作模态：火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态及纯火箭模态。4种模态高度集成于同一流道中接替工作，平稳转换。在火箭引射模态中，流道中的火箭以高室压、大流量工作产生推力，二次空气流在火箭高速射流的引射抽吸作用及来流空气的冲压作用下进入燃烧室，并在燃烧室内与火箭射流中的富燃成分或二次燃料组织二次燃烧，获得推力增益，提高发动机比冲。
RBCC发动机具有全速域和全空域的工作能力，可适应水平或垂直起飞方式。但发动机低速段比冲性能较低，发动机油耗大，引射段油耗量占总油耗的40%~50%。
表1 RBCC发动机工作模态
涡轮基组合循环（TBCC）
自20世纪50年代开始，美国遵循不同阶段的国家项目或计划开展了TBCC发动机的研制工作，经历了SR-71项目、NASP下的RTA计划、FaCET计划、SR-72计划、AFRE项目。TBCC发动机是将涡轮发动机与亚燃/超燃冲压发动机有机组合的推进装置，实现变循环工作过程，使飞行器在不同的飞行条件（亚声速、超声速、高超声速）下都能得到良好的推进性能。
串联式TBCC是在一个流路中有多个燃烧系统，即涡轮发动机燃烧室和加力燃烧室。冲压发动机置于涡轮发动机后方，两种发动机共用进气道、加力/冲压燃烧室和喷管。并联式TBCC是涡轮发动机与冲压发动机有各自的燃烧室和喷管收敛段，喷管扩张段和进气道外压缩部分共用。通过进气道调节斜板的打开或闭合，实现涡轮模态、冲压模态和共同工作模态。
串联布局方式采用前/后排列结构，具有发动机基线尺寸小、质量轻、便于安装等优点，但在高马赫数飞行时难以保护涡轮发动机，涡轮发动机在气路中会造成很大的性能损失。并联式TBCC控制相对简单，可采用常规涡轮发动机，可以适应更宽广的马赫数范围。
TBCC具有可常规起降、可使用普通机场、多次重复使用、耐久性高、安全性好等特点，综合比冲性能较优，是高超声速飞行器的理想动力。但TBCC存在“推力陷阱”，即涡轮动力工作上限~Ma 2.5至冲压动力工作下限~Ma 3.5间推力较小导致的无法加速问题。
图6 串联式TBCC发动机示意图
图7 并联式TBCC发动机示意图
表2 并联式/串联式TBCC技术特点
涡轮火箭组合循环（ATR）
20世纪80年代开始，在美国空军、海军支持下，Aerojet、AMCOM、CFD RC、刘易斯研究中心等研究机构和马里兰大学、密苏里大学等高校相继开展了ATR发动机试验研究。ATR发动机是火箭发动机、航空涡轮发动机的有机融合，核心组件包括：压气机、燃气发生器、涡轮、混流燃烧室及喷管。利用火箭燃气发生器产生高温、富燃燃气，驱动涡轮带动压气机，压气机吸入空气并增压，增压后的空气绕过涡轮进入燃烧室，与经涡轮做功后的富燃燃气进行二次燃烧，燃烧产物通过喷管产生推力。
ATR发动机的特点在于使用火箭发动机产生的气体或者膨胀气体驱动涡轮，使涡轮介质独立于来自压气机的空气，从而使涡轮工作条件有较大的选择；采用火箭发动机产生的燃气驱动涡轮，可以通过调节火箭发动机工况，控制燃气温度，在同样的做功能力需求条件下，采用较低温度燃气，有利于涡轮选材。ATR发动机具有推重比大、低速段的比冲高等优势，不存在“推力陷阱”问题，但受限于ATR发动机的部件参数匹配及燃气发生器的调节能力，ATR发动机的工作马赫数一般低于5Ma。
图8 ATR发动机示意图
涡轮火箭冲压组合循环（Trijet）
从2002年开始，美国波音和Aerojet公司合作开展了名为PyroJet的TBCC研究计划，提出了Trijet组合发动机。Trijet组合发动机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。其中，涡轮喷气发动机的工作范围为马赫数0~2.5，火箭引射冲压发动机的工作范围为马赫数0.8~4.0，主要弥补涡轮喷气发动机在跨声速区域以及双模态超燃冲压发动机在低效率工作马赫数范围内的推力空缺，飞行器巡航马赫数7.0。
与RBCC相比，Trijet组合发动机可提升低速段性能（零速起飞时采用的引射模态效率低，使得起飞的低速过程耗油量过大）；与TBCC相比，可有效解决“推力鸿沟”问题（涡轮动力工作上限Ma 2.5至冲压动力工作下限Ma 3.5间推力较小）；与ATR 相比，可有效拓宽飞行空域、速域。三组合发动机理论上可实现全空域、全速域工作。但组合的发动机过多，存在较大的冗余质量，流道构型匹配设计和多通道协同工作/转换等难度较大。此外，Trijet系统较为复杂，结构质量重，一种发动机工作时，其他发动机变相充当了另一种“死重”。
图9 Trijet组合发动机示意图
预冷吸气式组合循环（SABRE）
1998年，英国罗罗公司在LACE及RB545发动机基础上，通过增设氦循环，采用轻质高效预冷器，形成Skylon项目中的协同吸气式火箭发动机（SABRE）。SABRE发动机由可调进气道、氦/空气预冷器、空气压气机、氦压气机、氢/氦换热器、氦空气涡轮、氦/氢涡轮、液氢泵、氢/氦涡轮、火箭发动机推力室、冲压燃烧室及相应的燃油控制系统等组件组成。
随着飞行马赫数的增加，来流空气总温不断增加，受压气机材料的限制，吸气式发动机工作马赫数受到限制。为了扩大其工作马赫数范围，需要采取有效措施降低压气机进口空气温度，在压气机前设置预冷器对空气进行降温是一种直接、有效、可行的方案。SABRE发动机通过预冷器降低进口空气温度，从而增大进气流量，提高发动机推力。轻质、高效的紧凑型预冷器也是实现该发动机性能的关键。和一般的氢冷却空气循环不同，该发动机的最大特点是使用了氦气作为氢和空气换热的中间介质，避免了氢直接冷却带来的材料在低温下出现的氢脆问题，同时也防止了氢泄露时带来的安全隐患问题。
SABRE预冷发动机解决了低速来流情况下RBCC 引射模态性能低、TBCC推力鸿沟、ATR 工作范围小、马赫数低，Trijet模态转换、结构协调问题，采用空气深度预冷技术，具有流道热端部件少，推重比性能较好、发动机比冲高等综合性能。但涉及深度预冷、结霜控制、高效热交换等关键技术，且系统复杂，转动部件较多，研发难度较大。
图10 SABRE预冷组合发动机示意图
不同种类的组合动力对比分析
上述组合动力技术方案具有各自的特点，在不同的工作范围、应用场景、起降方式上有明显的差异，目前都是多条路线并行前进，没有对各种方案进行全方位的对比。关于哪种方案性能更加突出需在特定的场合和要求下进行对比分析，不能一概而论。本文对不同组合动力技术的工作范围、适用场景、优缺点、关键技术进行了归纳总结，具体见下表。
表3 不同组合动力技术应用特点
表4 不同组合动力技术优缺点及关键技术