2022, Vol. 40
近年来，随着高超声速飞行器重大战略需求的不断提升和航空航天动力技术的快速发展，各军事强国均提出了各自的高超声速导弹与高超声速飞机的研制计划。高超声速巡航导弹主要以一次性使用超燃冲压发动机为动力，起飞加速段以火箭助推器为动力，高、低速段动力相对独立，其技术正在日趋接近实战化。相较于高超声速巡航导弹的一次性使用，高超声速飞机则要解决可重复使用、地面起降、马赫数0～5甚至更宽速域工作的动力难题，这一挑战已成为当前各国空天飞行领域研究的前沿焦点。
现有航空航天飞行器的动力装置主要包括火箭发动机、涡轮发动机以及冲压发动机等。其中火箭发动机具备吸气式动力所不能及的宽速域工作能力，但在大气层内存在比冲低、推进剂消耗量大、同等起飞重量下有效载荷低等问题。涡轮发动机是当前军用、民用飞行器的主要动力装置。装备涡轮动力的飞行器具有可水平起降、经济性好的特点，但是其高速飞行能力有限，目前大多数涡轮发动机很难工作到马赫数2以上[1]。亚燃冲压发动机能够较好地适应马赫数2.5～5的超声速飞行，但是不能在亚声速条件下工作，且宽速域加速能力有限[2]。超燃冲压发动机理论上可以在马赫4～10+的宽速域内工作，但是当前技术水平下超燃冲压发动机面临工作边界窄、加速性不足等问题[3]。因此，除可重复利用火箭发动机外，其余单一类型发动机均无法满足此类宽速域高超声速飞行器可重复使用、经济性好等使用要求。目前主要的解决方法是通过不同类型的发动机组合，来满足飞行器宽速域高性能的工作需要。
当前典型的组合发动机有涡轮冲压组合（TBCC）、火箭冲压组合（RBCC）、涡轮火箭冲压组合（TRRE，Trijet）、吸气式预冷火箭组合（SABRE）方案等，其组合的基本原理均是以涡轮基或火箭基等具备地面起动能力、加速性能较优的发动机作为低速段动力，以亚燃冲压发动机或超燃冲压发动机作为高速段巡航动力，低速段与高速段接力工作实现宽速域工作需求[4-7]。因此，低速段动力方案的选型，对于可重复使用宽速域高速飞行器发动机整机方案的选型设计具有关键作用。
本文中，可重复使用宽速域高速飞行器的低速段，定义为从地面零速起飞到高速段巡航型动力开始工作段或二级加速型动力接力前段。文章对宽速域高速飞行器低速段动力方案进行了综述分析，对比研究了各种方案的基本原理、综合性能及其提出的背景需求，研究了不同任务需求的可重复使用宽速域高速飞行器与各种低速段动力方案的匹配性，为飞行器的动力选型提供参考。
1 变循环高速涡轮发动机方案变循环高速涡轮发动机方案是美国在宽速域高速飞行器动力方案中的发展主线，历经多年发展取得了较为显著的成果[8-9]。变循环高速涡轮发动机宽速域工作的关键，是通过变循环技术在不同马赫数下合理分配进入涡轮核心机（“高压压气机-燃烧室-高压涡轮”系统）与经压气机或风扇直接进入加力燃烧室的空气流量，以满足宽速域工作的要求。在低马赫数下，变循环高速涡轮发动机以常规涡喷发动机或者小涵道比涡扇模态工作；在高马赫数下，发动机进入类似于冲压涡轮共同工作的模态，即大部分气流经风扇外涵或压气机级间放气进入加力燃烧室，燃烧后直接膨胀产生推力，仅小部分气流进入涡轮核心机。
变循环高速涡轮发动机当前较为典型的方案有基于涡喷的变循环方案，如J58发动机。此外，还有基于涡扇的变循环方案，如RTA发动机、HYPR90-C发动机等[9]。
1.1 基于涡喷的变循环方案由于涡喷发动机没有外涵通道，因此只能从压气机处引气进入类似单轴涡扇的工作模态，这里称之为基于涡喷的变循环方案。J58发动机是最早实现工程化应用的基于涡喷的变循环高速涡轮发动机，其结构如图1所示。
J58发动机为单轴涡喷，具有9级压气机、2级涡轮，采用环罐式燃烧室，加力燃烧室状态可调，尾喷管出口面积可调。J58发动机与常规涡喷发动机的不同之处在于其在压气机第4级后设计了6根从压气机到加力燃烧室的旁路放气管道，在Ma>2.2时，通过控制旁路放气，使得压气机特性图中共同工作点位置下移，流通能力大幅增强，核心机喘振裕度增加，具备了高马赫数工作能力[10]。J58最大马赫数超过3.35，单台发动机地面推力可达151 kN，其基本工作过程如图2所示。
张明阳等研究了旁路放气循环高速单轴涡喷发动机安装性能[11]，见图3。可以看出，发动机超声速段安装推力约为亚声速段的36%。在马赫数2.3时打开旁路放气管路后，发动机安装推力先上升后下降，比冲上升。发动机在整个马赫数0～3.5速域内比冲在1150 ～1900 s之间。但是J58发动机携带外载荷时的跨声速段推力较低，存在显著的推力陷阱问题。文献[12]中指出，SR-71理论上可以携带9 t左右的外部 载荷，可作为大尺寸高超声速飞行器的空中发射平台。但如果没有额外的推力增加，在携带外部载荷后仅依靠发动机自身推力无法克服跨声速段的阻力上升。为提高J58发动机跨声速段推力，普惠公司选择在跨声速段喷射氧化剂N2O，同时提高发动机转速和排气温度，使得发动机总推力提高了10%左右，满足了SR-71使用需求。
J58发动机是SR-71高空高速战略侦察机的动力，支撑了SR-71飞机马赫数0～3.2、高度0～25 km以上的宽速域工作能力。SR-71飞机以两台J58-1发动机为动力，选用低挥发性燃料JP-7，发动机布置于飞机机身两侧机翼中间。发动机在飞行器中的布局如图4所示。
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图 3 发动机安装推力和比冲沿着SR-71飞行轨迹的变化[11] Fig.3 Variation of installation thrust and specific impulse along the SR-71 flight trajectory[11] |
SR-71飞机最大起飞重量可达78 t，空重30.6 t，航程约为5400 km，其工作包线如图5所示[12]。但SR-71飞机的推进系统除了J58发动机之外，还包含轴对称混压进气道和安装在机身上的多组不同的进气/排气喷嘴。其中进气道通过鼻锥调节控制不同马赫数下的进气道流场，机身上的进排气喷嘴用于保持结尾正激波的位置，并从排气口排出多余的空气以及控制边界层的生长。
1.2 基于涡扇的变循环方案
美国提出的高速涡轮发动机RTA和日本提出的HYPR90系列发动机均属于基于涡扇的变循环方案。
1.2.1 RTA发动机1999年，NASA 与GE公司在高速涡轮机RTA计划第一阶段提出RTA-1方案（见图6）[13]。RTA-1核心机为双转子涡扇，其中前端单级风扇由单级的低压涡轮驱动，为兼顾高马赫数和低马赫数性能，风扇进行了全新设计。与常规小涵道比涡扇发动机不同之处在于，RTA的二级核心风扇与高压压气机在同一根轴上，由高压涡轮驱动。
RTA的变循环通过控制调节一级风扇后的模态选择阀和后可变面积引射器来实现。其中模态选择阀用于控制流量分配，后可变面积引射器用于冲压流路与核心机流路掺混时的压力平衡调节。马赫数1.6之前，模态选择阀关闭，RTA以2级风扇、4级高压压气机的常规涡扇模式工作。马赫数1.6以后，模态选择阀打开，来流经过一级风扇后，经模态选择阀分流进入涡扇外涵，这部分气流可定义为外涵一次流；剩余气流进入二级风扇增压后，部分空气也注入外涵通道，成为外涵二次流。外涵二次流与外涵一次流汇合后，经可变面积引射器进入加力燃烧室，构成RTA-1的冲压通道[14-15]。二级风扇内侧气流进入核心机燃烧做功。马赫数3以后，进入风车冲压模态。不同马赫数下，发动机的状态由可调结构的调节规律与燃油控制规律共同确定[16]。2009年，在RTA-1基础上，结合IHPTET、VAATE及UEET计划研究得到的通用核心机和融合的发动机/机身喷管技术，推出了RTA-2方案（见图7），其循环形式与RTA-1基本相同[13]。
关于RTA发动机性能的研究鲜有报道，Goyvaerts在RTA建模研究中对比了RTA地面点和马赫数2工作点的性能。其中地面点推力159.5 kN，比冲2137 s；马赫数2时推力为161.4 kN，比冲与地面点相当[17]。徐思远等研究了RTA发动机的模态转换特性，给出了RTA发动机在沿50 kPa动压头轨迹下马赫数0～4工作范围内的性能，见图8[18]。可以看出打开模态转换阀，发动机的速域获得了有效扩展，最大工作马赫数达到了4，但在马赫数增长过程中发动机推力的下降依旧较为显著。马赫数3时发动机推力降至地面点的70%，但马赫数3.5时发动机推力已降至不到地面点的50%。
基于RTA发动机，美国构建了两种两级入轨飞行器的总体方案[16]。第一种方案中一级飞行器利用总推力不小于45 t的RTA发动机从机场水平起飞并加速至马赫数4，然后一级与二级分离。第二级使用超燃冲压发动机从马赫数4加速至马赫数15，然后火箭发动机接力直至入轨，而第一级飞行器则水平降落至机场。该方案中可将9.1 t的有效载荷送入近地轨道，见图9。第二种方案是以RTA发动机和超燃冲压发动机组合的TBCC作为第一级动力工作至马赫数8，而第二级以消耗性火箭或者火箭基组合循环RBCC为动力，见图10。
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图 10 以 RTA 和超燃冲压发动机组合的TBCC为动力的两级入轨飞行器[16] Fig.10 TSTO concept utilizing combined RTA scramjet engines[16] |
日本HYPR90系列发动机HYPR90-T也是以双轴涡扇为基础构建的变循环高速涡轮发动机方案。HYPR90-T不带有独立的冲压外通道，而HYPR90-C带有独立的外涵冲压通道。HYPR90系列两种发动机方案涡轮核心机均在马赫数0～3之间工作，不过，高马赫数下的冲压模态不是本文研究的重点[19]。
HYPR90-T发动机调节部位较少，主要有低压涡轮可变导叶、后可变面积涵道引射器和可调尾喷管。低压涡轮可变导叶用于调整低压转子和高压转子在高低马赫数下的功率分配。后可变面积涵道引射器用于控制风扇压比，优化旁路与核心流混合时的总压平衡，见图11[20-21]。在HYPR计划支持下，该发动机的调节技术获得了试验验证。
表1给出了HYPR90-T发动机的性能。可以看出，在马赫数0～3过程中，发动机单位推力由0.655 kN/(kg·s−1)下降至0.22 kN/(kg·s−1)，马赫数3时约为地面点的1/3，耗油率为地面点的2倍以上。
HYPR90-C发动机带有独立的外涵冲压通道。该发动机中共有6处几何调节机构，分别是模态转换阀、高压压气机可变静子叶片、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器、低压涡轮可变导向器与可调尾喷管，如图12所示[20]。模式转换阀用于模态转换过程中独立冲压流路的关闭和建立，前、后可变面积引射器均用于调节核心机与冲压流路的压力平衡，防止倒流。HYPR90-C发动机核心机的性能基本与HYPR90-T相当。文献[21]中指出HYPR90-C发动机是20世纪90年代日本HYPR计划下的产物，是马赫数5量级高超声速飞机的动力装置。
1.3 小结
通过对基于涡喷和涡扇的变循环高速涡轮发动机方案的研究，可以看出基于涡扇的变循环高速涡轮发动机由于本身带有外涵道，提高风扇在高马赫数下的通流能力后，具有比基于涡喷的变循环高速发动机更多的设计灵活性，同时具有更好的高马赫数推力和比冲性能。此外，变循环高速涡轮发动机方案在保有相对较优的宽速域加速性能的同时，仍具有较好的亚声速比冲性能。基于涡喷、涡扇的变循环方案不仅可以支持宽速域高超声速飞机的使用需求，也可支撑两级入轨飞行器一级的加速任务，但两种任务需求下发动机的方案设计存在差异。
2 预冷发动机方案预冷发动机方案是在涡轮发动机压气机前喷射冷却介质，或者利用换热器主动冷却来流，使得高马赫数下发动机正常工作，从而大幅拓展涡轮发动机的马赫数上限的方案。预冷方案下的涡轮发动机较常规涡轮发动机推力显著增加，尤其在高马赫数下甚至增加1倍左右，因此引入预冷技术是解决宽速域高速飞行器低速段动力问题的重要措施。预冷方案主要包含射流预冷、换热器燃料直接预冷以及使用中间介质间接预冷的方案。
2.1 射流预冷发动机射流预冷方案通过在涡轮发动机压气机前喷射冷却工质对来流降温，理论上可使传统涡轮发动机甚至可以工作到马赫数6[22-23]，其基本循环形式如图13 所示。
射流预冷方案中，水是最常见的喷射流体，但是随着马赫数的增加，来流总温迅速升高，需要喷射的水的量也迅速增加，发动机比冲迅速降低。此外由于大量喷水有可能造成发动机熄火，通常需要在压气机前后注入氧化剂。根据文献[24]中的预冷方案，马赫数2时喷水质量流量比例在3%左右，马赫数3时达到10%，马赫数4时达到17%，见图14。
图15给出了射流预冷发动机SteamJet在马赫数0～6之间的推力与比冲变化曲线。马赫数0～3时，随着马赫数增加，发动机推力与比冲均提高，马赫数3时，发动机推力达到地面点的2倍，比冲也从1500 s提高至2600 s左右。此外，Balepin等[25]研究发现，即使高马赫数下，喷注到进气道后的水也不会完全蒸发，部分液态水会进入风扇，发动机推力损失与未蒸发量存在对应关系，最大值达到了20%。因此射流预冷方案中，冷却射流与主流的掺混以及射流与进气道、压气机、燃烧室等部件特性的影响需要做进一步研究。
美国DARPA将射流预冷方案视作一种反应灵敏且负担得起的两级入轨飞行器第一级动力方案。一级飞行器的尺度与F-22战斗机相当，利用MIPCC发动机将一级飞行器推至20万英尺的高度，而第二级为消耗性火箭。在RASCAL计划下，DARPA开展了基于现有涡喷发动机的速域拓展与飞发匹配工作，研究结果表明基于现货发动的射流预冷方案可以支撑两级入轨飞行器低马赫数加速段的速度和高度需求，其飞行器的总体布局如图16所示[26]。
2.2 燃料直接预冷发动机
燃料直接预冷方案是以燃料作为冷却工质，通过进气道后的预冷器直接为高温空气降温，从而拓宽涡轮通道马赫数上限。燃料直接预冷主要循环形式有两种。第一种是以吸热后燃料蒸气驱动空气压气机的“油气涡轮-空气压气机”方案，典型代表是日本ATREX发动机，见图17[27]。燃料蒸气驱动空气压气机时，往往由于空气流量远大于燃料流量，燃料涡轮功率有限，因此空气压气机压比受限[28]。
第二种是燃气驱动空气压气机的“燃气涡轮-空气压气机”方案，即预冷涡喷方案，如图18所示[29-30]。这种方案与常规涡轮发动机相比，是在加力式涡轮发动机前加装预冷器，相对传统涡轮发动机改动较小。
燃料直接预冷方案中常见的冷却工质有液氢、液体甲烷、吸热型碳氢燃料等，这三种燃料使用温度分别为20 K、111 K和288 K左右。在马赫数3以下，三种燃料直接预冷发动机冷却用量较燃烧用量增加较少。该方案下空气压气机可用压比大幅增加，发动机具有较高的推力。此外，低温燃料的使用，使得发动机加力燃烧室及飞行器的热防护难度显著降低。
基于两级入轨的常用轨迹，Isomura等对比了以液氢为燃料的ATREX和PCTJ发动机方案下性能的差异，见图19[31]。可以看出，在马赫数0～4之间PCTJ发动机方案优于ATREX方案。PCTJ发动机单位迎风面积的推力在160 ～280 kN之间，尤其是马赫数2～4区间内推力性能较优。比冲方面，在马赫数0～3之间，ATREX发动机约为PCTJ发动机比冲的一半左右，随着马赫数增加两者差距迅速变小。
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图 19 ATREX和PCTJ发动机性能的对比[31] （TIT = 1200 K, |
日本空间与宇航科学研究所ISAS提出一种完全可重复使用的两级入轨航天飞机计划，由ATREX发动机承担马赫数0～6的加速助推任务，轨道器由火箭发动机驱动。但由于ATREX发动机循环层面存在的缺点及关键技术问题，该计划被后续日本JAXA的预冷涡喷PCTJ发动机方案所取代。以液氢为燃料的PCTJ发动机，可在马赫数0～6、高度0～26 km之间工作，被视作两级入轨航天飞机第一级的理想动力，同时，JAXA的长期愿景规划中指出，将PCTJ发动机用作马赫数5量级高超声速飞机的加速段动力[32]。
2.3 带有中间介质的预冷发动机反应发动机公司REL提出的SABRE系列预冷发动机创新地提出在高温来流和低温燃料之间构建以超临界氦为中间介质的闭式布雷顿系统，利用闭式循环将来自高温来流的部分热能转化为压力能，有效避免了燃料直接预冷方案中预冷器的氢脆问题，同时具有优异的推力和比冲性能，这类发动机我们定义为带有中间介质的预冷发动机[33]。
带有中间介质的预冷发动机基础循环方案记为SABRE3。SABRE3发动机通过低温超临界氦将1250 K的高温来流冷却到130 K左右，然后由氦涡轮驱动大约压比为140的空气压气机做功，压缩后的空气在主燃室中燃烧产生推力[34]。低马赫数时由于来流温度较低，需要预燃室对氦气路进行补热。SABRE3发动机在马赫数0～5范围内比冲介于1500～3500 s之间[35]。随后，为进一步提高预冷发动机的比冲性能，避免预冷器中的结霜问题，同时降低压气机设计难度，REL在SABRE3热力循环的基础上相继推出了巡航型Scimitar发动机方案和加速型动力SABRE4方案，其热力循环图20所示[36-38]。SABRE3、SABRE4的性能如图21、图22所示。
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图 20 带有中间介质的预冷发动机热力循环[34-37] Fig.20 Thermodynamic cycles of precooled engines with intermediate medium[34-37] |
从图21、图22性能曲线可以看出，带有中间介质的预冷发动机在马赫数0～5的宽广速域内具有综合较优的推力和比冲性能，具有作为宽速域高速飞行器低速段动力的潜质。SABRE发动机将吸气模态与火箭模态高度集成，是欧洲单级入轨飞行器SKYLON的动力装置。Scimitar发动机是在欧洲LAPCAT项目支持下的用于马赫数5高超声速飞机的动力装置。但由于该类发动机均以液氢为燃料，相对于煤油燃料发动机，使用成本和复杂性在当前技术水平上显著增加，需要在飞行器总体方案中重点考虑。
2.4 小结通过射流预冷发动机、燃料直接预冷发动机以及带有中间介质的预冷发动机的对比研究，可以看出预冷技术对于拓展涡轮基发动机工作速域具有独特的性能优势。射流预冷发动机方案中通过射流冷却，不仅实现了涡轮发动机速域的拓展，还可实现对发动机的增推，搭载该动力的飞行器的提出，最早是面向低成本、高敏捷的两级入轨飞行器第一级加速任务。燃料直接预冷发动机中预冷涡喷方案较优，马赫数2～4时发动机推力为地面点1.4倍左右，且变化较小，比冲较高，既可以独立作为两级入轨飞行器第一级动力，也可以用作高马赫数飞机加速段动力。带有中间介质的预冷发动机在马赫数0～5速域内具有优异的推力性能和比冲性能，国外基于单级入轨飞行器低马赫数加速任务和高马赫数巡航任务已经开展了不同的方案设计。
3 火箭助力方案火箭发动机可在短时间内大幅提高飞行器速度和高度。火箭发动机可独立用作宽速域高速飞行器的低速段动力。但由于火箭发动机比冲过低，加速过程中需要使用大量的推进剂，因此助推器往往占据了飞行器总重的绝大部分，导致飞行器有效载荷较低。因此通过将富燃的火箭与涡轮发动机组合来构成空气涡轮火箭ATR，或将富燃的火箭与冲压发动机组合成为火箭引射冲压（即RBCC），可在兼顾推力性能的前提下，获得较高的比冲，也可作为宽速域高速飞行器低速段动力[39-40]。
3.1 空气涡轮火箭ATR空气涡轮火箭ATR以火箭燃气发生器中产生的富燃高温燃气驱动涡轮，带动空气压气机做功。经过压气机增压后的空气与涡轮中膨胀做功后的富燃燃气在推力室中二次燃烧，通过喷管膨胀产生推力，基本循环形式如图23。ATR之所以具备宽速域工作能力，在于引入了燃气发生器驱动涡轮，实现压气机与涡轮的解耦，缓解了较高马赫数条件下涡轮功率严重不足、压气机工作折合转速过低的问题。但ATR发动机一方面利用燃气发生器的燃气驱动涡轮，使得发动机比冲性能显著降低，另一方面，燃气发生器的富燃燃气需要在燃烧室中二次燃烧，因此需要满足涡轮做功用燃气与燃烧室燃烧用燃气的匹配。空气涡轮火箭ATR的马赫数上限通常不超过4.5。
李永洲等[42]给出了ATR/冲压组合动力性能，如图24所示。其中ATR发动机在马赫数0～3.5间工作，推力随马赫数增加而降低，马赫数3.5左右推力为地面点推力的44%。加速性优于涡轮发动机，但比冲在741～905 s之间，远低于涡轮发动机。
在欧洲LACAP II计划中，基于ATR膨胀循环与冲压组合的方案，被视为马赫数8巡航的高超声速飞机的动力，其中ATR承担马赫数0～4.5的加速任务，且文献[43]中指出，RBCC发动机无法满足该计划下马赫数8巡航飞机的加速及巡航任务需求。
3.2 火箭冲压RBCC
火箭冲压RBCC由冲压发动机及引射火箭构成，引射火箭可设计在冲压通道壁面处或者通道中[44-46]。RBCC发动机典型模态包含火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态及纯火箭模态4种工作模态，如图25所示。
张蒙正等[47]给出了进气道喉部固定、尾喷管可调的RBCC发动机性能，见图26。可以看出，RBCC发动机在马赫数0～2时，由于来流速度较低，火箭引射的效果较差，发动机比冲在200～510 s之间，发动机推力在马赫数1.5以前主要由火箭发动机本体贡献，基本等效于火箭助推器。马赫数2～6时，RBCC发动机较单纯的亚燃冲压和超燃冲压发动机，增推效果十分显著。
基于RBCC发动机的工作特性，美国Aerojet公司提出了现货涡轮发动机、RBCC及双模态冲压构成的三组合发动机TriJet，用作水平起降的马赫数7巡航高超声速飞机动力，其中现货涡轮发动机与RBCC接力，完成马赫数0～4的加速任务[48]。北京动力机械研究所提出的TRRE发动机将涡轮发动机与RBCC组合，最大马赫数也可达到马赫数6左右，目标用作两级入轨飞行器第一级以及临近空间高超声速飞行器的动力[49]。以上两种方案中RBCC均为小推力量级，主要用于解决常规涡轮与冲压组合的推力陷阱问题。此外，文献[50]对比了国内外四种直接以大推力RBCC为动力的典型单级、两级入轨方案，并使用hp-Radau伪谱法优化了飞行轨迹，其中RBCC在马赫数0～9直接工作，研究结果表明大推力的RBCC具有独立作为单级、两级入轨飞行器动力的潜质。
3.3 小结通过对空气涡轮火箭ATR和火箭冲压组合RBCC这两种火箭助力方案的研究，可以看出，空气涡轮火箭发动机在马赫数0～3.5之间的推力性能优于基于涡喷的变循环方案的，但全程比冲较低，因此空气涡轮火箭ATR较适用于马赫数4以内的快速加速任务。大推力的火箭冲压组合RBCC具有作为单级、两级入轨飞行器动力装置的潜质，而小推力量级的RBCC通过与现货涡轮发动机、冲压发动机的进一步组合，有望作为水平起降高超声速飞机加速段动力和两级入轨飞行器第一级的动力。
4 宽速域高速飞行器需求与发动机低速段性能匹配研究根据飞行器在整个飞行任务中其弹道的典型特征，将宽速域高速飞行器划分为三种：第一种为运载型飞行器，该类飞行器在全速域内各马赫数停留时间均较短，无典型巡航段，加速完成后直接减速返回，两级入轨飞行器第一级是该类飞行器的典型代表；第二种为高速巡航飞行器，该类飞行器从地面起飞，到达马赫数5+的某一状态点，然后在该点长时间巡航，巡航完成后减速返回；第三种为宽速域机动巡航飞行器，该类飞行器在全速域内具有两个及以上的巡航点，涵盖亚声速巡航、超声速巡航甚至高超声速的巡航要求。
从第1～3节不同低速段动力方案的特征及其所对对应的飞行器任务来看，不同的宽速域高速飞行器任务对发动机低速段的性能需求存在显著差异。此外，相似的任务需求下，飞行器低速段的动力方案也可能不唯一，汇总结果见表2。
| 表 2 低速段动力方案及飞行器背景需求 Table 2 Power scheme in the low-speed phase and aircraft background requirements |
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以吸气式组合发动机为动力的两级入轨飞行器第一级加速任务中，飞行器的持续加速需要发动机在低速段具有较高的推力性能，而加速过程中的燃料消耗约束虽然对发动机比冲也提出了相关要求，但该要求与巡航型飞行器对发动机全速域内的比冲需求相比较低。因此本文谈及的多种方案，主要是面向该任务进行重点研究。但值得注意的是，射流预冷、燃料直接预冷方案以及RBCC与涡轮的组合均是以现货涡轮发动机为基础，其开发的周期相对较短，因此具备作为低成本、高敏捷的两级入轨飞行器第一级动力的潜质。而变循环涡扇以及带有中间介质的预冷发动机，均涉及新型涡轮发动机的设计，开发难度较大，周期相对较长，但由于这两种方案优异的比冲性能，因此研究工作仍在持续开展。
对于高速巡航飞行器，变循环涡喷在马赫数3量级的SR-71高空高速侦察机上的使用已获得充分检验，但也暴露出变循环涡喷在马赫数0～3加速段时因比冲低导致的航程较短的问题。对于马赫数5及更高马赫数的巡航飞行器，从国内外的论证结果来看，变循环涡扇发动机、燃料直接预冷涡喷发动机及火箭助力方案，均具有良好的适用性。尤其是基于现货涡轮发动机的射流预冷和燃料直接预冷方案，成为近年来关注的焦点。
对于第三种宽速域机动巡航飞行器，由于在亚声速、超声速以及高超声速等不止一个速度范围下均有巡航需求，因此对发动机的比冲要求最高，当前各发动机方案能够支撑该类飞行器低速段任务需求的较少。从发动机综合性能数据来看，基于涡扇的变循环方案在低马赫数下以涡扇模态工作，而在高马赫数下以冲压模态工作，兼顾了高、低马赫数下的巡航需要，因此具备作为宽速域机动巡航飞行器动力系统的潜质。
5 结 论通过对现有国内外几类可重复使用宽速域高速飞行器低速段动力方案的综述分析，结合各方案提出的背景需求，得到以下结论：
1）宽速域高速飞行器任务需求不同，会导致对发动机低速段的性能需求存在显著差异，但随着飞行器最高马赫数的增加，低速段动力方案的选择开始趋于一致。同一任务需求下，飞行器低速段的动力方案也可能不唯一。
2）基于涡扇的变循环发动机方案、燃料直接预冷发动机方案及火箭冲压RBCC与现货涡轮发动机组合的方案，不仅可以满足两级入轨飞行器第一级加速段动力，也具备在高超声速飞机加速段使用的潜质。
3）射流预冷发动机方案、燃料直接预冷发动机方案及火箭冲压RBCC与现货涡轮发动机组合的方案，在低成本、高敏捷的两级入轨飞行器第一级飞行器中应用前景较好。
4）带有中间介质的SABRE系列预冷发动机和RBCC发动机，具有作为单级入轨飞行器低马赫数加速段动力的潜质。
5）基于涡扇的变循环高速涡轮发动机方案在马赫数0～3.5范围内具有相对较优的综合性能，且在亚声速段比冲性能较优，因此选择基于涡扇的变循环方案作为宽速域机动巡航飞行器低速段动力综合较优。
当前国内组合动力的研究如火如荼，方案层出不穷，各方均在积极寻求资金支持，但大多难以实现方案闭环，究其原因，关键在于宽速域高速飞行器的使用需求与现有的组合发动机的技术水平存在较大差距。而基于现有的发动机快速改造路线，有望形成支撑快速生成可重复使用宽速域高速飞行器平台的能力，成为当前组合发动机研究的关键。
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