第1章 绪论
1957年10月4日，随着R7运载火箭的升空，斯普特尼克1号（Спутник1）卫星被成功送入地球轨道，从此翻开了人类探索太空的新篇章。借助运载能力强大的多级火箭，人们具备了将巨大的载荷送入空间的能力。然而，时至今日，空天运输所依据的技术范式同20世纪60年代相比并无根本性的不同：航天发射依然以价格高昂的一次性使用运载火箭为主导。以SpaceX为代表的新兴商业航天公司通过不断的模式创新逐渐改变了航天发射的组织范式和商业范式，但是其开发的可重复使用火箭并未实现空天运输技术范式的颠覆性转变，进入空间的成本依然高昂，而以太空旅游、空间制造、行星采矿等为代表的未来空间经济设想依旧停留于设想或初级阶段［1-3］。因此，开发革命性的空天运输新技术，进而突破当前航天发射技术范式的成本壁垒，是促进人类空间探索和利用活动向更高层级演进的关键。
实际上，在探索太空的早期阶段，人们已经开始思考如何构建诸如飞机那样可完全重复使用且操作简单而又保障方便的空天运输系统。多级运载火箭的垂直发射方式是由其*优飞行轨迹决定的，而这在很大程度上取决于其发动机——即火箭发动机的大推重比和低比冲特性。也正是由于火箭发动机低的比冲（Isp<480s），当前先进运载火箭的有效载荷比不超过5％，这大大增加了单次发射的费用［4， 5］。对比基于吸气式发动机的航空运输系统，一方面由于吸气式发动机的大比冲特性，另一方面，借助空气动力产生的升力，航空运输的发动机仅需要平衡飞行器的阻力，这两者*终大大增加了其单次飞行的有效载荷比，从而极大地降低了航空运输的成本。为此，人们设想构建一种兼具吸气式与火箭飞行器优点的空天运输系统，进而实现出入空间的低成本化［6-8］。
基于上述考虑，业界先后提出了单级入轨（single stage to orbit）、两级入轨（two stage to orbit）等面向未来的空天运输系统概念，并且特别强调新型空天运输系统运行维护的便利性、完全可重复使用、低成本、高可靠性等特征，同时指出在稠密大气层飞行阶段应当尽可能采用吸气式发动机以便充分利用空气中的氧化剂，进而大幅度降低飞行器的总起飞重量，提高有效载荷比［9］。
由于以涡轮喷气发动机及冲压发动机为代表的吸气式基本发动机只能在各自的空域、速域范围内高效运行，因此为满足未来空天运输系统对大空域、宽速域及高比冲性能吸气式发动机的需求，基本吸气式发动机需要同其他发动机进行组合才能满足单级或两级入轨飞行器的动力需求［10］。当前，根据基本吸气式发动机各自的特征，吸气式组合发动机的热力循环方案可分为涡轮基组合循环（turbine-based combined cycle， TBCC）、火箭基组合循环（rocket-based combine cycle， RBCC）、空气涡轮火箭循环（air-turbo rocket cycle）等，而预冷组合发动机是其中具有代表性的一类循环方案［11］。
1.1 吸气式组合发动机发展现状
涡轮喷气发动机及冲压发动机等吸气式基本发动机都存在各自性能*优的运行速度范围。吸气式基本发动机的运行速度范围通常可以从发动机工作过程中关键部件所受到的温度限制、压缩系统工作边界、燃烧室离解温度限制等角度予以阐述，或从发动机运行所依据的热力循环原理出发通过分析而得到［12］。相对于前者，后者给出的解释从热力循环这一根本角度揭示了吸气式基本发动机构型随飞行速度增加而演变的内在原因，这方面代表性工作由Builder［13］*早建立。
从热力循环角度考虑，涡喷发动机、亚燃冲压发动机及超燃冲压发动机的工作过程都可以用布雷敦（Brayton）循环近似描述。考虑到超燃冲压发动机内部气流速度高，因此气流静参数同总参数间具有较大差异，为了统一描述不同发动机的工作过程，在如图1.1所示的焓熵图上，Builder［13］指出此时应该用气流的静参数描述发动机循环过程的状态点0-1-3-5，并且对绝热压缩及膨胀过程的效率参数需要基于状态点的静参数重新定义，以区别于涡轮喷气发动机中经常用总参数定义压缩效率或膨胀效率。基于气流静参数，循环绝热压缩效率由式（1.1）定义：
（1.1）
循环等熵膨胀效率由式（1.2）定义：
（1.2）
图1.1 静参数表示的吸气式基本发动机热力循环
在上述关于Brayton循环状态参数及效率参数的定义下，Builder导出了给定加热量下使发动机排气速度V5*大时压缩过程的*佳静焓升比，如式（1.3）所示：
（1.3）
式中，Q为加热过程的加热量；h0为来流静焓；参数ηΣ＝ηcηe为过程的总效率。对于定比热容完全气体，静焓升比也可以方便地转化为压缩过程的静温升比或静压升比；对于给定的循环加热量，此时循环的热效率、比功或发动机推力等参数均正比于排气速度，因此ψopt表示了给定加热量时吸气式基本发动机工作于性能*优的状态时所需要的*佳压缩量。
Builder［13］指出，吸气式基本发动机热力循环存在*佳压缩量这一事实从根本上决定了在不同的运行速度范围内发动机结构形式演变的必然规律。图1.2给出了飞行速度的增加时，式（1.3）所规定的Brayton循环*佳压缩静焓升比同来流减速滞止后所能提供的压缩焓升比的比值，*线对应的气流静焓取海平面大气参数为参考值，加热量取典型碳氢燃料低热值。以总效率ηΣ＝0.8为例分析图1.2结果可知，在区域①中，此时来流速度较低，因此气流减速滞止所能提供的压缩量ψstg小于循环所需的*佳压缩量ψstg，并且随着来流速度的降低，滞止压缩量愈发偏离循环所需的*佳压缩量。显然，在这一区域，只有通过对气流主动增压才能满足*佳压力需求，这要求发动机需要具备一套主动增压系统才能高效地运行，这正是涡轮喷气发动机所遇到的情形。
图1.2 Brayton循环*佳静焓比与来流滞止焓比的比值[13]
当来流速度由低速增加时，在图1.2中的区域②中，此时气流的滞止压缩量同所需的*佳压缩量接近，因而在此速度范围，气流自身通过减速增压即可满足循环的压缩需求，不需要涡轮喷气发动机那样一套主动增压的涡轮机械压缩系统，这一区域对应亚燃冲压发动机的*佳运行范围。当来流速度继续增加至区域③时，此时气流滞止提供的压缩量远大于循环*佳压缩需求，因而在这一范围内随着来流速度的增加，对气流的减速滞止程度应当随之减小，以保证压缩量接近循环的*佳压缩需求，这意味着压缩过程终点1处的气流速度应该随来流速度的增加而增大，因此存在某个来流速度，此时压缩终点处气流速度将超过声速，这一分界点后发动机需要在超声速气流中释热，这正是超燃冲压发动机对应的情形。
以上分析仅仅考虑了循环压缩及膨胀过程的效率，并未对其他过程参数给定任何额外的约束，因此其结果表明吸气式基本发动机构型随飞行速度增加而由涡轮发动机向冲压发动机的变化具有内在的必然性，也表明基本发动机存在各自*优的运行速度范围，因此单一发动机并不能满足未来空天推进系统大速域运行需求。除了热力循环所蕴含的必然性，现实中吸气式基本发动机如涡喷发动机、亚燃冲压发动机等运行速度范围还受到诸如涡轮温度、燃烧室壁面温度及冷却能力的限制，因而发动机可高效运行的实际速度范围往往比热力循环给出的范围更窄。以涡喷发动机为例，由于压气机及涡轮温度的约束，当前涡喷发动机*大飞行马赫数不超过3；受到燃料所能提供冷却能力的限制，当前认为碳氢燃料超燃冲压发动机*大飞行马赫数不超过8，氢燃料超燃冲压发动机*大飞行马赫数在10左右［12］。
为了解决单一发动机不能满足未来空天飞行器宽速域运行需求问题，组合循环（combined cycle）发动机概念应运而生，即通过将不同发动机形式在运行范围上组合使用或在热力循环上进行融合创新，以发挥不同发动机形式在各自速度域内的优势并克服单一发动机的不足，进而构建并形成在全速域范围内具有优异综合性能的全域推进系统［10］。依据不同的组合方式，当前组合发动机可分为涡轮基组合循环（TBCC）、火箭基组合循环（RBCC）及空气涡轮火箭/冲压（air turbinerocket/ramjet， ATR）组合循环发动机，如图1.3所示［14］。
图1.3 可重复使用飞行器发动机的组合方案[14]
结合前述分析可知，冲压发动机由于缺乏主动增压能力而存在零速启动问题，并且低速段由于压比不足而性能较低，而涡轮发动机在低速段则具有优异的性能，因此，两者组合而形成的涡轮基组合循环方案则可以大大扩展吸气式发动机的工作速度范围［15］。按照涡轮通道同冲压通道的布置方式，TBCC可分为串联方案或并联方案，如图1.4（a）、（b）所示。串联TBCC涡轮及冲压通道共用进气道及尾喷管等部件，发动机迎风面积较小，结构上较为紧凑，但由于两个通道间具有不同的流量特性，因此在满足飞行器推力需求的前提下两个流道间的协调设计难度较大。并联方案两个流道相互*立，因而流道的设计具有较大的自由度，但是发动机截面积通常较大。两种方案的工作过程大致相似，即涡轮通道*先工作，当飞行马赫数趋近于涡轮冲压模态转换马赫数时，此时冲压通道开始启动，而后涡轮通道推力逐渐减小直至冲压通道建立起稳定的工作过程。总体上，TBCC工作过程是通过涡轮发动机与冲压发动机接力而完成的［16］。
图1.4 涡轮基组合循环（TBCC）流道布置方案
火箭基组合循环（RBCC）方案采取了火箭引射的方式来解决冲压发动机零速启动问题及低速段性能不足问题。如图1.5所示，RBCC方案在冲压发动机流道中的适当位置放置了引射火箭，在地面零速状态时，火箭开始工作，此时由于火箭喷流的引射作用，空气被带动加速而流入发动机流道，此后通过与火箭的富燃燃气掺混燃烧或者与后续喷入的燃料燃烧，并通过尾喷管膨胀产生推力。因此，在零速及低速段，引射火箭起到了为来流空气加速的作用，因而弥补了来流速度低而使得冲压压缩能力不足导致发动机不能工作或性能低下的问题。
图1.5 火箭基组合循环（RBCC）发动机示意图
RBCC发动机一般具有多个工作模态，如图1.6所示。飞行马赫数Ma＝0～2.5时，RBCC发动机工作于引射冲压模态，此时通过火箭的射流引射作用以弥补冲压
图1.6 火箭基组合循环（RBCC）发动机工作模态
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