导读：本文整理自英国罗罗公司的技术专家Hewitt在HOTOL水平起降空天飞行器计划下马后写的一篇文章《Propulsion System Performance and Integration for High Mach Air Breathing Flight》，该文详细阐述了空天飞行吸气式推进系统各类方案的技术优缺点，图表详实，至今仍具有很高的参考价值。
水平起降空天飞行的概念最早可追溯至20世纪30年代，但受限于当时技术条件长期停滞。1980年代美苏太空竞赛期间，英国正式提出HOTOL水平起降入轨飞行器方案，设计采用液氢液氧组合发动机，起飞重量230吨，可运送7-8吨载荷入轨。该方案因独特的"空气液化循环发动机"设计区别于传统航天飞机。HOTOL项目于1988年因技术瓶颈和3.2亿英镑预算缺口终止。霍托尔计划被迫下马，三名原霍托尔计划成员并没有放弃，他们在1989年成立了Reaction Engine公司（REL），继续推进云霄塔（Skylon）空天飞机计划，提出了佩刀空天发动机（SABER），2014年REL公司和美国空军实验室（AFRL）论证了采用吸气式佩刀发动机的两级入轨（TSTO）飞行方案，获得了和火箭相当的有效载荷比结论（参考文章：美国空军研究实验室（AFRL）：水平起降两级入轨（TSTO）概念设计）；2024年REL公司因为资金问题被迫破产，但其积累的技术还将持续发挥作用（参考文章：逐梦之殇，信心不灭：空天动力先锋Reaction Engines破产启示）。
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整理：刘金鑫@XJTU
摘要：高速飞行器的设计核心在于必须捕获、处理并排出与飞行器尺寸相比异常庞大的气流流管——其规模远超常规飞行器。这一过程需在极高温度环境下以最低的系统总压损失完成，双重约束对超大型推进系统的设计提出了极端要求。而传统航空推进系统的最大马赫数限制进一步加剧了设计复杂性。本文重点研究了进气道、喷管与动力装置之间的相互作用机制，以及它们与所推进飞行器之间的耦合关系。
1. 引言
尽管高速飞行推进系统在机理层面极为复杂，但通过若干关键现象仍可清晰界定其性能边界。首先在燃烧过程方面：以空气为氧化剂时，即便是氢燃料燃烧，离解效应也将实际可达到的燃烧温度限制在3000K左右。其次，进气道气流的滞止温升与飞行速度平方成正比，马赫数7时可达2000K以上——结合第一点可知，这会导致可对气流施加的功持续递减，进而削弱动量变化与比推力。这些效应共同决定了亚声速内流吸气式系统的实用极限速度约为马赫6-7。若需突破该界限，则必须采用某种形式的超声速燃烧。虽然超燃冲压发动机理论上可实现更高马赫数飞行，但其比推力与比冲将急剧下降，在极高速段相对火箭系统的优势显著减弱。本文着重分析亚声速燃烧系统的细节特征，探讨其对整体性能的影响机制。
2. 飞行器动压和轨迹线
基于0.5ρv²计算的自由流动压常被用作衡量特定飞行轨迹气动载荷的指标。但随着马赫数提升，该指标的适用性会逐渐降低——可压缩性效应会显著改变实际压力与作用力，这种影响在气流滞止区域尤为突出：此时恢复压力将远超过自由流静压与0.5ρv²之和。因此采用动压定义飞行轨迹时需特别注意该效应，图1展示了以马赫数、高度和动压为参数的典型轨迹包线。
图1 恒定动压轨迹：高度-飞行马赫数关系
在超声速飞行中，由于激波损失效应，固定迎角下的升力系数会随马赫数升高而递减。除非燃料消耗导致的飞行器质量持续减轻能恰好抵消该效应，否则必须通过持续增大迎角来维持总升力。图2演示了这种迎角变化如何将更大截面的自由流空气压缩至底面进气道的过程。如图3所示，该现象恰好能抵消"恒定动压"轨迹下随马赫数升高出现的每秒空气质量流量下降问题，既维持了充足进气流量，又有效缓解了高马赫数时比推力衰减的不利影响。
图2 预压缩效应
图3随着马赫数增加捕获气流呈现衰减趋势（在40KPa定动压轨迹上，1平方米进气道面积、无预压缩、零度迎角）
3. 进气道总压恢复
推进系统性能与质量对进气道压力恢复的敏感性取决于循环类型。冲压发动机由于缺乏其他增压机制（图4），其性能对压力恢复最为敏感。但如图5所示，仅靠提高喷管压力比来提升性能存在上限，而系统质量却持续线性增加。对于质量敏感型发射任务（冲压/火箭动力系统质量占主导时），采用低压力恢复进气道反而可能获得最佳综合性能——其产生的适度压力允许采用轻量化结构设计。
实际恢复压力取决于等熵可用压力与进气道动能效率。理论上，通过大量压缩波实现等熵压缩可获得最大压力恢复，但工程实现难度极高。实践中更常采用多级激波面设计：压力恢复程度与激波的相对强度及绝对强度相关。增加激波数量并匹配激波强度可有效提升恢复效率（图7），这既平衡了性能需求又控制了结构质量。
图4 冲压发动机性能对进气压力恢复因子的敏感性：揭示气动复杂度提升带来的影响
图5 喷管出口面积固定时，燃烧室压力对冲压发动机单位推力提升的极限约束（总的来说，这幅图表明在低燃室压范围内，单位推力变化较大，而在室压力范围内，单位推力趋于稳定）
图6假设等熵过程，在恒定动态压力轨迹范围内的进气压缩限制（这幅图展示了在恒定动压轨迹下，不同自由流马赫数下，等熵压缩恢复压力的变化情况，随着自由流马赫数的增加，恢复压力也逐渐升高。）
图7 等熵过程下的总压恢复系数与激波数的关系（这幅图展示了激波数对总压恢复的影响，图中横轴表示自由流马赫数，纵轴表示总压恢复系数。曲线显示，随着马赫数增加，总压恢复系数逐渐降低，但激波数越多，气流的总压恢复系数衰减越慢）
图8展示了不同工况下激波压力恢复系统所需的总偏转角。显然，若压缩过程完全在外部进行，由于正激波位置偏转角持续增大（导致唇口"后掠"并引发严重阻力和亚声速扩压器问题），实际可用的激波级数将受到严格限制。这促使工程上常采用"外压+内压"的混合压缩方案，以实现最终的近轴向流动。但需注意的是，唯有全外压设计才能避免内部流动不稳定的影响——当终端正激波位于内部时，系统稳定性仅当激波处于扩张型亚声速扩压段才能维持。一旦无量纲流量下降导致正激波前移至收敛段，将引发内部激波系统崩溃（所有内激波被排出），造成压力恢复与流量骤降，该过程即构成典型的"不起动"现象。
图8 全外压缩条件下的流动转向特性（图片展示了外压缩中的累积流动转向情况，横轴表示自由流马赫数，纵轴表示转向角度；图中有多条曲线，每条曲线代表激波数下的累积转向角度；随着自由流马赫数的增加，累计转向角度逐渐增大；图中还标注了不同类型的激波类型，包括斜激波、正激波、唇激波、膨胀扇区以及压力后激波等，这些激波在流动过程中会产生阻力。此外图中还标注了亚音速扩散区域）
所有采用可控式（非直排式）亚声速扩压的进气道，均需在扩压段入口实施边界层控制。过厚的边界层会导致亚声速扩压段内流动分离，通常可采用三种处理方式：部分抽吸、冷却或高压空气伴流喷射再赋能。其中边界层抽吸最为简便（效果见图9），虽会带来循环效率损失，但抽吸气可有效利用——如用于喷管冷却后再膨胀以降低总损失。图10展示了典型的抽吸方案曲线：当边界层与主流能量差增大时，需相应提高抽吸比例。
飞行器近似恒定的升阻比特性与升力需求，导致高马赫数下需更大进气道截面积以满足空气捕获量。对于单级入轨（SSTO）运载器的冲压发动机，在低于马赫3时可能因进气道压比不足而需节流运行，引发严重溢流损失。同理，为在低马赫数获得最佳整体性能的涡轮机械，可能仅需进气道50%的空气输送能力。中低马赫数下的过量空气必须在进入前通过吞入后喷射或溢流/分流处理：吞入方案虽对安装性能影响最小，但会显著增加引射喷管、旁路管道等部件的质量与复杂度。
高马赫数进气道按亚声速流输送的构型主要分为矩形与圆形截面两类。矩形设计通常采用固定/可变角联动斜面与曲面的组合，实现激波与等熵压缩的混合增压；非对称或部分轴对称设计则多采用锥面或半锥面，通过锥体/唇罩的轴向相对位移来控制激波位置与流量捕获。
图9 进气道损失与边界层抽吸的影响（图片展示了在不同边界层抽吸比例下总压力恢复系数损失情况，横轴表示自由流马赫数，纵轴表示总压恢复系数，图中曲线表示了不同因素（如斜激波损失、边界层损失、跨音速激波和混合损失以及亚音速损失）对总压恢复损失的影响，随着马赫数的增加，总压恢复系数逐渐减小，各因素导致的损失也有所不同）
图10 典型进气道边界层抽吸比例控制计划（例如在马赫5边界层抽吸比例达8%左右）
可折叠锥体结构已被设计并测试用于实现可变锥角（图11），但往往存在重量过大的问题。进气道的核心气动设计变化不仅影响压力恢复效率，还可能显著改变溢流阻力或预入口气动阻力。一般而言，采用更多可控角激波的进气道能通过降低空气转向前的激波压缩功，从而减少溢流损失（图12）。
进气道结构技术和材料的选择取决于多重因素，包括最大飞行马赫数、高温暴露时长、可用冷却能力及材料性能等。在约马赫数4以下，钛合金无冷却设计具有可行性。超过该速度后，受限于结构尺寸和金属材料在高温下的低强度/密度特性，需采用冷却结构或陶瓷材料以实现持续飞行。对于短时高马赫飞行器设计，采用隔热低温材料也可能实现合理方案。图13展示了矿物绝缘金属结构在高马赫飞行中的温升计算结果。
图11尖锥式可变几何进气道设计（图片展示了一个轴对称可变几何进气道的结构示意图，标注了各个部件的名称和功能，包括调节片配置、稳定放气槽、前后固定枢轴、从动调节片、主动调节片、支撑结构、固定初始锥体、可变角度内锥体、超音速和亚音速扩散器表面以及唇部和外表面压力壳；通过调整调节片和可变角度内锥体的位置，可以改变进气道的形状，以适应不同飞行速度和高度下的空气动力学需求，从而提高发动机的效率和性能，图中标注的各个部件详细说明了进气道内部复杂的机械结构和工作原理）
图12 进气道总压恢复系数与溢流阻力对主要几何参数的敏感性分析（这幅图展示了不同条件下总压恢复系数和溢出阻力系数随自由流马赫数的变化；图中实线和虚线分别表示完全捕获和40%溢出两种情况；总压恢复系数随着马赫数增加而逐渐降低，而溢出阻力系数在某个马赫数时出现峰值，随后趋于平稳；图中还标注了预压缩表面流动入射角为6度）
图13 基于表面隔热的进气结构温升控制（这幅图展示了在25公里/马赫数5的条件下，不同厚度的隔热材料下，进气内部结构随时间变化的温度上升情况。图中显示了隔热材料厚度为6毫米、12毫米、19毫米及25毫米时，隔热后表面温度随时间（小时）变化的曲线。随着隔热材料厚度的增加，表面温度上升的速度和幅度减小，表明较厚的隔热材料能有效减缓温度上升）
4. 从起飞开始的推进系统
采用进气道空气冲压压缩的推进方式在约马赫数2以上具有可行性且效率较高（在超燃冲压模式下可能没有上限）；但飞行器需首先加速至冲压发动机工作速度。该加速方式的选择很大程度上取决于任务需求，因为现有多种成熟技术方案可供选择。
影响低速段推进系统选型的关键任务参数包括：该飞行阶段必须覆盖的航程，以及任何待机、着陆前盘旋或复飞要求。这些参数与推进系统的比冲共同决定了该阶段的潜在推进剂消耗量。对于单级入轨任务，飞行器设计受到总推进剂冲量和最小结构重量的严格限制，以至于即使执行最简任务流程（起飞、爬升/加速、入轨、下降、着陆），有效载荷的实现也成为核心难题——在短暂的低马赫数飞行阶段，推进系统质量往往比燃料消耗更具限制性。因此，远程高超声速巡航飞行器与单级入轨运载器最终选择的低速推进系统可能存在显著差异（加速性vs.巡航性不可兼得）。两级入轨系统则构成一个有趣的中间案例，其任务需求可能以不同方式分配。
4.1 涡喷/涡扇系统
在需要较高任务灵活性或长时间亚音速运行的场景中，涡轮喷气/涡扇发动机循环仍是实现低马赫数下良好燃油比冲的唯一选择（见图14）。当涡轮喷气发动机需在宽马赫数范围内工作时，必须重点考虑两个匹配问题：进气道流量供给能力与发动机最大流量需求的匹配，以及飞行器阻力与发动机推力曲线的匹配。
在低马赫数工况下，发动机与进气道间的严重失配几乎不可避免。这源于两个因素：为满足高马赫数飞行所需气流而设计的超大进气道截面积，以及为吞入跨音速阶段大进气道气流而不得不采用的笨重且性能过剩的涡轮机械。近期多项研究表明，低马赫数涡轮机械的主要尺寸限制出现在马赫数3附近转为冲压模式工作的过渡区间。虽然维持该速度运行有利于缩小冲压燃烧室和喷管喉道面积，但这会对涡轮机械产生连锁反应——随着恢复温度升高，无量纲转速下降（当压气机出口温度上升导致涡轮冷却空气温度升高时，为控制旋转应力而采取的降速措施会加剧该效应），进而导致流量和压比随飞行马赫数上升而降低（或在低速时被迫降功率运行，无法充分发挥机械潜能）。最终后果是在飞行阻力仍处高位时推力不足，造成燃油消耗惩罚和可用气流的利用率低下。
这种失配的程度与分布特征取决于发动机的设计压比参数。图15展示了该参数对失配的影响，其中面积比是相对于固定涡轮入口温度下全功率工况需求的比值。该结果需与图16的航迹推力可用性曲线进行对照分析。显然，必须基于溢流阻力或处理过剩气流所需的额外发动机/旁路系统质量成本计算，寻求折中解决方案。
图14 不同推进循环的安装比冲变化（这幅图展示了不同自由流马赫数下，几种发动机模式的比冲变化情况，图中包括预冷涡轮喷气发动机、涡轮冲压发动机、再生冷却涡轮火箭、涡轮火箭、带燃烧室的涡轮火箭、混合模式的涡轮火箭以及通管火箭，其中通管火箭即吸气式固体火箭补燃二次燃烧；随着自由流马赫数的增加，各种发动机模式的比冲表现各异，其中预冷涡轮喷气发动机和涡轮冲压发动机在较低马赫数时表现较好，而涡轮火箭在较高马赫数时比冲较高）
图15 涡轮喷气发动机捕获面积/马赫数分布随设计压比的变化（这幅图展示了不同飞行马赫数下所需要的进气捕获面积与设计压比的关系。图中曲线表明，随着飞行马赫数的增加，由于捕获流量减小，所需的捕获面积增大。图中标注了多个压比（如8、12、16），每条曲线对应不同的压力比，且当飞行马赫数在1.4左右时，所需的捕获出现极小值，代表此时的捕获流量最大）
图 16 涡轮喷气发动机推力/马赫数分布随设计压比的变化（图中展示了未安装加力燃烧室的涡轮喷气发动机净推力在不同设计压力比和马赫数下的变化规律，在跨声速的时候有显著的推力衰减，高压比设计在大马赫时推力衰减显著）
4.2 涡轮火箭（ATR）系统
在需要适当降低灵活性但仍需保持持续亚音速/低超音速性能、且涡轮喷气方案重量过大的场景下，采用涡轮火箭发动机（常称为空气涡轮冲压发动机ATR）的某种变体（图17）可能更为适宜。该方案尤其擅长在马赫数3附近的高阻力复杂运载器工况下提供强劲推力。
此类发动机的核心优势在于：（1）工作马赫数上限显著高于传统涡喷/涡扇；（2）给定喷管压比下所需压气机压比远低于等效涡喷（海平面静态工况中，其压气机压比仅略高于喷管压比，而典型涡喷的喷管压比3-4需对应10-15的压气机压比）；（3）压气机出口温度较涡喷大幅降低；（4）低压比特性允许高马赫数时无需涡轮机械介入即可全流量通过，省却专用旁路系统（前提是压气机材料能承受滞止温度）；（5）涡轮工质流与主气流解耦，不受滞止温升直接影响，可通过增加流量（而非温度）来提升涡轮功率。
当采用再生加热或部分燃烧加热氢燃料时，氢的高声速与高热容特性会导致压气机与涡轮的转速匹配失衡。虽然曾考虑采用齿轮箱传动，但大功率下的技术风险与重量代价使其相对涡喷失去优势。直接耦合涡轮方案（尽管因补燃室化学当量比导致涡轮流量小而需多级设计）被证明更具可行性。
部分燃烧型涡轮火箭因携带氧化剂导致比冲偏低，虽结构轻巧适合短时工作，但持续亚音速性能受限；再生型虽能提高比冲，却因气侧循环总压比低导致节流范围窄、峰值效率不及燃气轮机。这类方案更适合强调高功率/高超音速的任务需求。图18展示了此类循环的终极形态——将可调进气道/喷管与导管火箭结合，虽能提供极佳起飞/爬升性能，但导管内高能流混合引发的机械问题及低效的空气增压方式会制约整体热力学性能。
图17 空气涡轮火箭发动机概念（上图燃气发生器循环的ATR发动机，下图膨胀循环的ATR发动机）
图18 冲压-火箭组合发动机（中间为双组元推进剂火箭发动机）
注：空气涡轮火箭（ATR）发动机近年来又受到广泛重视，美国商业航天ATRX公司2025年2月公布了一种基于ATR发动机的入轨飞行器方案，以及他们小尺寸验证机的试车视频（参考文章：美国商业航天公司ATRX：打造下一代太空飞机的空气涡轮火箭发动机）
4.3 空气热交换循环
在宽马赫数运行工况下，利用低温燃料（尤其是氢燃料）的冷却特性可重构发动机循环系统。氢燃料的应用主要体现在两大优势：一是可显著降低进气温度（将马赫数4工况下的900K进气冷却至马赫数3的600K水平），二是其高热容特性可大幅提升做功能力。
预冷发动机的运行策略具有高度灵活性。例如：在低空低速阶段可不启用热交换器，当飞行高度突破对流层（湿度降低且结冰风险消除）后，随着马赫数提升逐步增强预冷强度。这种分级冷却方式使得压气机入口温升速率低于滞止温度增速，从而突破传统涡轮喷气发动机的马赫数限制。以典型涡喷参数（压比16:1，涡轮前温度2000K）为例，采用化学当量比燃烧（含加力燃烧）并配合高效热交换器时，工作上限可从马赫数3提升至马赫数4。若任务允许增加燃油消耗，通过过量供氢（如马赫数5时采用双倍化学当量比燃料）可维持马赫数3的发动机入口温度——氢燃料燃烧产物的低分子量特性可补偿喷管入口温度下降，实现推力净增益。此类系统可实现马赫数0-5的全域单模态推进。
过量供氢还会影响喷管设计：在恒定动压飞行轨迹下，传统喷管喉道面积需实现5倍以上的调节范围（最小面积出现在马赫数5工况）。而过量供氢方案能将最小喉道面积控制在军用花瓣式喷管的可调范围内。采用先进材料的预冷推进系统可支持飞行器直达马赫数4-5，由此衍生出新型组合动力方案——通过初始推进系统直接过渡到火箭模式，省去纯冲压段。图19所示的双模发动机通过低温预冷技术，既能实现更高马赫数运行，又能在单一燃烧室内完成高压状态下的吸气/火箭模式切换。
图19 吸气式火箭发动机（由于即便是增压后的预冷空气和液氧的密度差异还是巨大，导致相同流量的体积差异巨大，所以双模态燃烧室基本上很难实现）
显然，过富燃料燃烧过程值得进一步研究。这一技术主要涉及两大层面：设计架构与性能表现。通过采用足够大的燃料-空气混合比，可使空气在热交换器中液化，从而实现空气的高效压缩（泵送）至超高压状态——这构成了液化空气循环发动机（LACE）的核心原理。但该混合比需超过4:1，且除非结合冲压发动机来消耗过量燃料，否则比冲将低于1000秒。
若仅对空气进行深度预冷处理，在当量比约3:1时即可获得诸多优势。当空气输送温度降至100K以下（压力损失约30%时），流管会显著收缩。在给定旋转马赫数条件下，压缩机绝对转速将大幅降低，从而实现小直径、低旋转应力水平的轻量化结构。由于此类热交换器主要采用低温轻合金制造，小型轻量化发动机节省的质量可抵消大型热交换器的重量负担。特别是在采用高压比的场景下，该系统整体质量优势显著，同时能最小化燃烧室和喷管面积需求。
表1展示了预冷涡喷核心机随进气最高温度逐级降低带来的单位空气流量质量节省。若能利用极低的燃烧室入口温度将涡轮前温降至无需冷却（如采用陶瓷叶片）的水平，还可实现进一步减重。表2对比了部分优化后的发射器用发动机系统总质量，证明预冷系统具有显著优势，但图20显示需开展复杂的飞行器平台对比研究。
表1 总结了预冷涡轮喷气发动机质量对固定气流下热交换器出口空气温度的敏感性。在定子出口温度为1800K，总压比为20:1，空气质量流量为315 kg/s的条件下，不同温度（250K、150K、80K）下的发动机质量分别为3680 kg、2500 kg和1660 kg。
表2 展示了SSTO动力装置吸气式组件的质量对比，如果考虑吸气式模态，总质量预冷涡轮喷气发动机最小，RBCC发动机其次，如果考虑入轨，则RBCC整体质量最小，预冷涡喷其次。
图20 恒定动压轨迹（600节等效空速/kPa）下的全功率性能比较
从原理上说，冷却技术同样可应用于逆涡喷循环（图21）。该循环中，气流先通过涡轮膨胀做功，经热交换器冷却后进行压缩，再由燃烧室加热后通过喷管膨胀。但热交换器设置在膨胀气流路径会导致两大问题：一是需要超大截面积的热交换器，二是压缩机直径显著增大。若再考虑为保障低马赫数性能所需加装的预燃室，这些因素将削弱其相对于简单预冷涡喷方案的优势。
同样，多种复合热交换循环方案也存在可行性（如图22所示）。但经过完整分析与设计验证后，这类系统在给定推力条件下往往体积庞大、重量超标。此外，构建如此复杂动力装置的控制系统会面临严峻的稳定性挑战，实现可靠运行存在重大技术障碍。
图21 逆向涡轮喷气热交换循环
图22 复合热交换循环
4.4 组合循环
正如前文所述，通过设置旁路管道、引射喷管等装置可解决发动机/进气道失配问题。但当需要最大推力时，更有效的方式是对过量空气进行高效利用——通常采用"并联"循环方案（多为冲压发动机模式）。罗尔斯·罗伊斯公司近期研究的单级入轨运载器推进系统即为此类典型案例，该系统采用深度预冷涡喷发动机（总当量比3:1）与亚燃冲压发动机并联循环。
该冲压发动机被限定在标称截面和喷管面积下工作，使得化学计量比燃烧时的空气流量受限。对此类复杂系统与飞行器进行联合优化是项艰巨挑战：从原理上说，没有理由要求冲压发动机必须按当量比1燃烧的标准来设计过量空气吞吐量。即便仅考虑推进系统，冲压发动机与预冷涡轮机械的相对尺寸也存在多种可能方案，相应的推重比和速度-比冲特性曲线分布范围极广。同样值得探究的是各动力装置内部循环参数与尺寸变量的影响——喷管面积及其可调范围对冲压发动机质量具有决定性影响。
图23证明了此项研究的目标性能收益：在典型高阻力马赫数1-3区间（预冷发动机与进气道按马赫数3工况匹配设计，超过该速度需逐步节流），实现的推力增量比例令人瞩目。这类"旁路冲压"系统常可与机体/进气道界面的边界层抽吸系统集成，既满足了高马赫数工况下进气道对洁净气流的刚性需求，又实现了必要的功能整合。值得注意的是，预冷循环延伸至高马赫数运行的独特优势在于能拓展进气道流动稳定方案——通过压缩机引气进行协流喷射，可有效重整进气道边界层能量。
图23 预冷涡轮喷气发动机安装损失随马赫数变化规律及溢流空气冲压通道改进总结
5. 燃烧室和喷口相对尺寸的影响
当飞行速度超过马赫数3时，所有亚燃冲压系统的净比推力均呈现下降趋势。这主要源于两方面限制：结构承压极限与燃烧温度极限导致排气速度基本恒定，而随着速度增加，冲压阻力持续上升。总推力与冲压阻力之间逐渐缩小的裕度，使得排气损失的影响愈发显著（典型损失分布见图24）。这意味着在高马赫数工况下，必须通过大面积比喷管来实现最优推进性能。
然而，这种性能提升并非线性（整体效果见图25）。需特别说明的是，该曲线未计入摩擦损失——若考虑此项，大出口面积长喷管的优势会进一步削弱。由于图2所示的预压缩效应，图中捕获面积将大于实际进气道面积。因此喷管与进气道的实际尺寸比，通常比图25横轴所示数值大1.5倍左右（马赫数5-6、迎角5度工况下）。由此可见，在该速度区间，喷管出口面积达到进气道物理面积的2-3倍方为理想选择。
喷管喉道与燃烧室/流道面积主要取决于系统压比。对于仅靠进气道提供压缩的亚燃冲压发动机，其影响规律如图26所示。该图表明：当采用合理压缩效率的进气道时，马赫数超过2.5后，燃烧室面积（进而喷管喉道面积）将与进气道面积相匹配，这为多发动机模块的紧凑布局创造了条件——前提是加速单元不会造成过大的横截面积阻塞。燃烧室截面积对冲压发动机性能的具体影响详见图27，其中面积不足导致燃烧流量与推力双重下降的效应十分明显。
若能将加速器与燃烧室组件集成在进气道后方，则有望在飞行器翼身融合体压缩面下，采用非对称最终膨胀面积实现多发动机模块的并列高效布局。但需预先解决的关键技术难题是：开发能实现喷管喉道面积连续可调的机械调节机构。
图24 喷管总损失中各贡献因素的相对变化与飞行马赫数的关系
图25 冲压喷气发动机推力与喷管-进气道捕获面积比的关系函数
图26 燃烧室导流管横截面积与进气道面积需求比随飞行马赫数及进气道设计的演变规律
图27 低马赫数下冲压喷气发动机推力对燃烧室流通面积的敏感度分析
6. 喷口面积变化
高速飞行器发动机喷管设计存在特殊挑战：在低马赫数工况下需要大喉道面积以匹配高流量，而在高马赫数时因进气道压缩效应导致燃烧室压力显著升高，此时反而需要缩小喉道面积以适应降低的流量需求。与喉道面积调节比通常为2:1的常规军用发动机相比，这种高速飞行器发动机的喉道面积调节比可能高达10:1。
6.1 收敛-扩张式花瓣喷管与塞式变体方案
要实现高达10:1的喉道面积调节比，传统重叠花瓣轴对称喷管（图28所示）已远超其能力范围，除非在收敛段加装塞锥结构——但这会要求该截面总流通面积相应增大。理论上可采用三层花瓣结构替代常规双层设计，但面积调节范围仍显不足，且机械复杂度、重量及摩擦损耗将显著增加。采用塞锥结构后，冷却问题明显加剧，整体横截面积也会增大。然而针对可变喉道面积塞式喷管的安装问题研究表明：带塞锥的花瓣喷管综合性能优于采用平移外套调节的纯塞式喷管。
图28 轴对称收扩塞式喷管
6.2 二维矩形可调喷管
为实现所需的面积比调节范围，可采用带活动平顶板的矩形喷管结构，由固定侧壁进行约束。图29展示了此类喷管的引射器变体方案。该设计既可同步调节喉部与出口面积，也可仅调节喉部面积。其核心技术难点在于：为降低气流扩张角从而减少损失，同时实现大范围面积比调节，所需顶板长度较大。这将导致顶板及其作动机构承受极大的综合压力载荷，且为满足侧壁边缘密封的刚度要求，顶板与侧壁结构质量往往显著增加。值得注意的是，与进气道顶板不同，喷管顶板无法采用背腔加压方式进行压力平衡（因流道静压沿流向持续变化）。若采用力平衡方案，则存在高温高压气流向背腔泄漏的风险。当采用空气冷却顶板且存在燃烧室富油燃烧（产生富燃尾气）工况时，还需特别考虑潜在的爆燃危险。此外，大范围喉部面积调节必然伴随出口面积的显著变化需求。
图29 矩形横截面收敛-扩张引射喷管
6.3 喷管出口面积控制
在高速飞行工况下，即使不追求理想出口面积，我们前文已论证：为实现最佳净性能，喷管出口面积至少应为进气道面积的两倍。但在低速和跨声速飞行状态时，为匹配环境压力与喷管静压的理想出口面积，其数值可能远小于进气道面积。理论上实现如此大幅度的面积调节固然可行，但这并非唯一解决方案。可采用以下替代方案：固定式大出口面积方案。将喷管出口固定设置为高速工况所需的大尺寸。这种设计使各类喷管的结构与操作简化，但会导致低空低速/跨声速飞行时出现过度膨胀及内部流动分离。如图30所示性能损失计算表明，其效果可能劣于全调节喷管在跨声速工况下未填充基区带来的基阻综合影响。但整体飞行器性能损失可能较小，甚至可被简化系统带来的质量优势完全抵消——尤其在加速任务中，飞行器处于严重基阻或过度膨胀损失速度区间的时间较短。环境通风诱导分离方案。通过大气通风促使流动在更匹配条件下分离。这种方法既能获得接近全调节系统的性能，又可实现显著的质量节约。薄膜冷却诱导分离方案。利用喷管薄膜冷却系统主动诱导流动分离。需注意的是，内部流动分离可能引发流动稳定性与喷管面积控制问题。现有有限数据表明：在面积随长度急剧变化的喷管中，该问题可能并不严重，但仍需进一步研究验证。
图30 存在流动分离的喷管内力分布分析
6.4 单边膨胀斜面喷管（SERN）
通过将飞行器后机身下表面的固定曲面作为喷管膨胀段的一部分来减轻结构质量。典型设计方案采用可变喉部面积的发动机喷管，使燃气主要在机身斜面构成的膨胀面上完成膨胀过程。该斜面需配置隔热层并可能需要主动冷却，不过辐射冷却可承担大部分散热需求。在跨声速飞行工况下，该系统面临的主要性能挑战在于确保无法填满飞行器基区的低流量燃气能稳定附着于斜面，同时使外部流场与喷管气流平顺融合。若无法实现这一流动状态，将导致显著的基阻损失。
在高马赫数工况下还需考虑升力中心前移效应：随着马赫数增加，高超声速飞行器的升力中心会因维持升力所需攻角增大而前移，从而产生强烈的抬头力矩。传统上需要通过重心调节（如燃料转移或选择油箱）或气动控制面调整来平衡该力矩。而SERN半喷管在全工况运行时能够部分抵消这一力矩，降低对重心调节或气动控制的需求，但同时也使发动机推力与配平系统之间产生强耦合效应，显著增加了飞控系统的复杂度。在低马赫数状态下，燃气过度膨胀可能导致其在膨胀面上的附着或分离状态发生突变，进而引发严重的俯仰不稳定性。这些流动特性及其对控制系统的影响，都是选择此类喷管时必须重点考虑的关键因素。
6.5 燃烧室与喷管冷却系统
现代军用发动机的加力燃烧室和喷管冷却完全依赖于未参与燃烧的风扇输送空气。即使在2马赫的飞行速度下，这部分空气的温度也始终保持在较低水平。对于高超声速推进系统而言，除非采用预冷技术，否则滞止温度下的空气通常因温度过高而无法直接用于冷却。
在非预冷循环中，燃料可作为热沉介质使用，但其冷却能力需要与飞行器机体共享。这一特性可能成为碳氢燃料在持续高超声速飞行中的关键限制因素，而加速任务对此的容忍度相对较高。若采用甲烷或液氢等深低温燃料，则能为机体与推进系统提供充足的热沉裕度。
特别值得注意的是，当使用液氢燃料时，可以借鉴再生冷却火箭发动机的设计理念，将冷却功能与能源供应相结合。例如利用受热氢燃料的高做功能力来驱动燃料泵，并为飞行器提供辅助动力。随着马赫数的提升，冷却需求与进气道边界层稳定抽吸需求呈现出明显的正相关性。
一套高效的综合冷却方案通常采用热交换器对进气道抽吸空气进行预冷，随后用氢冷却剂对喷管中心锥或二维喷管侧壁等固定高温部件进行冷却，而预冷空气则用于喷管调节片等存在缝隙的区域。火焰筒内大部分区域的低流速特性使其传热系数维持在较低水平，这使得采用逆向空气对流冷却成为可能。
这种冷却系统设计通过燃料与空气冷却的协同配置，在满足极端热负荷需求的同时，实现了推进系统与机体热管理的深度集成。特别是液氢燃料的双重效用（既作为冷却介质又驱动次级系统），为高马赫数条件下的热管理提供了创新解决方案。不过，这种先进设计也带来了系统复杂度的显著提升，需要精确控制冷却流体的分配与热交换效率。
图31 随着自由流马赫数的增加，空气滞止温度上升
图32 燃油对高温部件的冷却示意图及废热利用的热管理系统
6.6 安装及安装性能
高超音速飞行器的整体推进系统安装将具有规模大、复杂度高的特点：规模大是由于高马赫数下比冲较低（前文已述）；复杂度高则源于需要采用多循环、多发动机或可变模式系统（如配备可变热交换装置）。以下系列图示展示了此类推进系统的典型配置案例。
图33所示为专为马赫5巡航飞行器优化的涡轮冲压组合推进系统。该配置采用带有宽放气槽的混合压缩进气道，配备相对传统的纯涡轮喷气发动机（具备隔热设计，可通过进气导叶关闭以应对高马赫冲压模式下的高温气流）。发动机外围的旁路管道将冲压气流导入加力/冲压燃烧室，过剩气流则进入二维引射喷管。该设计的紧凑结构和近乎恒定的横截面得益于飞行器在跨音速和超音速段相对较低的阻力特性，使得核心机尺寸得以控制。由于无需实现极高马赫数快速加速，冲压模式的总流通面积需求最小化，从而缓解了核心机与进气道匹配问题。
与之形成鲜明对比的是图34所示系统，该设计需满足马赫2.5-3.0区间的高推力需求（此区间涡轮喷气发动机与冲压发动机比冲均较低），同时兼顾马赫6+工况所需的大冲压流通面积。涡轮机械的较大相对尺寸导致进气道后方横截面积显著大于进气道截面，加之环绕发动机和旁路管道的圆形压力舱结构设计，最终形成单排进气道后方渐扩的"雪橇式"构型。该方案拟用于类似MBB桑格尔系统的两级入轨飞行器（TSTO）翼身融合第一级，其整体布局见图35。
图33 外涵道引射涡轮冲压组合发动机构型
图34 多发动机涡轮冲压组合动力装置安装示意图（含机身边界层泄除管道系统）
图35 采用涡轮冲压组合动力的两级入轨飞行器构型
图36展示了一款基于英国宇航HOTOL方案改进的单级入轨飞行器(SSTO)，通过用独立的火箭发动机和冲压发动机组合替代RB545预冷双模发动机，提升了上升段的横向机动能力。图37显示了冲压发动机的背靠背进气道构型，这种设计能在有限的飞行器/机翼压缩流场范围内保持较大的气流通过面积。图34和图37展示了采用带中心锥的轴对称收扩喷管的应用。这类动力装置的典型装机性能已在图 20中给出图示，其中装机性能包含了所有损失项：进气道预入流和溢流损失、引气损失与恢复、单个喷管底部阻力效应以及过膨胀/欠膨胀损失。所有发动机均采用四激波混合压缩进气道，匹配相应的涡轮喷气或涡轮火箭核心机，并配备固定出口面积的轴对称收扩-中心锥喷管。
图36 火箭-冲压组合动力单级入轨飞行器
图37 单级入轨飞行器多冲压发动机系统
需特别说明的是，这些性能曲线未计入多发动机布局带来的附加损失（例如喷管间基区产生的额外底部阻力），但这些因素可能构成重要影响。以多级入轨(TSTO)系统为例，即便部分基区被机身下表面边界层填充（该边界层气流在进入进气道前已被剥离），在高亚音速飞行状态下，此类附加底部阻力仍可达飞行器总阻力的30%。
即使在冲压发动机工况下，当量比对整体飞行器性能的影响也值得关注。对于加速中的飞行器，必须最大化净比冲【定义为（推进系统净推力-飞行器阻力）/推进剂流量】以实现最佳燃料效率。图38展示了涡轮冲压发动机飞行器的相关分析：该氢燃料系统的最佳燃料供给水平可见从马赫数5以下的贫燃状态逐渐过渡到马赫数7以上的富燃状态。此现象本质与氢氧火箭最佳富燃工况类似——氢气低分子量和高音速的特性优势，抵消了工质温度降低的影响（同时叠加气流动量变化中的简单质量附加效应）。图38还演示了通过将固定尺寸发动机数量从8台增至10台实现的飞行器/推进系统重新匹配效果。正如预期，在高马赫数工况下，为达到最佳性能所需的富燃程度有所降低。
图38 随飞行器发动机总规模增大，高马赫数过注燃料的性能收益递减
这些推进系统的一个显著特点是：进气道和喷管的质量在整个推进系统中占据主导地位。根据我们的计算，即使假设进气道、喷管和中间压力容器结构采用先进陶瓷复合材料制造（其极限抗拉强度约为600兆帕，密度为2300千克/立方米），而核心发动机仍使用传统材料，核心发动机的质量通常仍不到整个动力装置总质量的一半。这一特性导致在比较采用不同动力装置的远程巡航飞行器时（均以冲压发动机模式巡航），在飞行器总质量相同的情况下，它们的航程性能差异非常小（如图39所示）。
7. 超音速燃烧
截至目前，我们尚未提及超燃冲压发动机技术。这主要是因为罗尔斯·罗伊斯公司以及过去五六年间的英国和欧洲相关研究，在经过初步审慎评估后，都刻意避开了这一领域。这一决策受到商业和技术双重因素的影响。
超燃冲压发动机堪称气动热力学的巅峰之作。要验证其性能，几乎只能依赖全尺寸、全速域模型测试——这对试验设施和飞行测试提出了极高要求，尽管计算流体力学（CFD）建模若能足够完善，或可提供有价值的参考。考虑到超音速内流中不均匀传热率的不确定性，仅冷却系统的测试就极具挑战性。这意味着研发成本将极其高昂，而欧洲所有研究都致力于开发低成本发射/回收系统（包括研发成本分摊）。因此，欧洲选择了那些通过现有设施就能进行比例测试验证性能的推进系统。这些系统均采用亚燃冲压模式，且工作上限不超过马赫6，此时进气道气流经机体激波减速后仅剩马赫4-5，现有风洞设施已能满足测试需求。各部件和冷却系统也都能在常规试验设备中以典型流速进行验证。
对于马赫5-6以上吸气式飞行的优势，欧洲各研究团队评估结果各异。简化的二级系统分析表明，分离速度越高，相同上面级可携带的有效载荷越大。但现实中，下面级质量会随之增加——若需实现超燃冲压，质量更会出现阶梯式跃升。基于前述技术限制，以及第一级加速优势有限的事实，加之考虑到第一级运载器与全球运输系统的技术通用性，德国团队最终选择了采用涡轮冲压亚燃推进的"桑格尔"TSTO系统。
英国"霍托尔"项目则聚焦单级入轨（SSTO）最低运营成本方案。其发射轨道经过优化，采用赤道向东发射进入低轨的极简路径。经过包含详细设计的大规模研究，预测实际有效载荷与起飞重量比可达2.5%。该估算被认为具有很高可信度，且未采用特殊材料——机翼和主承力结构均使用常规金属。亚燃冲压模式在马赫5.5时切换为氢氧火箭完成入轨。研究的重要结论是：吸气飞行段的氢燃料贮箱对飞行器性能代价巨大。超过半数的液氢用于马赫5以下的吸气加速，而氢贮箱质量达燃料质量的12-15%（液氧贮箱仅3%），大容积带来的附加阻力也相当可观。基础分析表明，在典型超燃冲压比冲、马赫6以上推力以及该飞行器升阻比/结构特性下，根本不可能实现入轨。综合经济性和测试条件等因素，超燃冲压方案自然缺乏吸引力。
就高速运输（非发射任务）而言，若继续认可4-5小时的全球航程（约20000公里），马赫4-5的飞行速度已完全够用。此速度域内，亚燃冲压的效率反而略胜一筹。再者，若低温燃料在经济性上不可行，碳氢燃料的极限速度很可能止步于马赫4（航程也会缩短）。
假设双模超燃冲压能从马赫3启动，且高马赫运输机还需配备高效待机系统并满足起飞/进场噪音要求，那么飞行器面临的推进系统负荷将令人担忧。马赫3工况需要配备全可变几何涡轮风扇发动机（含可调进气道/喷管），其规模和质量与马赫4/5涡轮冲压发动机相当。此外还需更大捕获/出口面积的超燃冲压通道，这将导致质量进一步激增。
8. 结论与方向
高马赫推进系统既面临严峻技术挑战，又蕴含巨大创新空间。最优方案与循环模式的选择高度依赖任务需求与飞行器特性。这类系统不仅需适应新型飞行状态，还必须具备极宽的工作范围——这通常意味着需要多种工作模式。某些任务阶段可能出现整个系统模块停机的状况，因此质量最小化至关重要。在高马赫飞行中，受空气动量与离解效应限制有效热释放的影响，比冲显著降低。大流量需求意味着进气道与喷管尺寸需远超低速飞行器，其轻量化目标必须通过新材料突破实现。
气动性能同样关键：以冲压发动机为例，进气道稳定放气造成的推力损失随马赫数与放气比例攀升而加剧（马赫7时12%的进气道放气将导致约30%净推力损失，即便回收大部分放气动量）。为高马赫冲压流设计最小质量动力装置时，若同时要求涡轮机械提供足够起飞与中超声速推力，几乎必然导致严重的跨声速流动失配——进气道可能产生大量过剩流量。现有解决方案包括：以最小阻力代价偏转（溢出）过剩流、将其吞入作为引射器二次流、或用于平行循环。选择取决于任务与马赫范围：追求最小质量与中等最大马赫数的任务倾向溢流方案；而需要宽马赫范围性能且能接受质量代价的任务则选择平行循环。当需要高效亚声速运行时，引射器设计颇具价值。
循环组合的选择同样受任务与质量约束主导。要实现高效亚声速巡航、待机与转场，必须采用相对传统的燃气涡轮组件并承受质量代价。若仅需短时亚声速运行或加速，则可在火箭（或涡轮火箭）氧化剂贮箱质量与涡轮机械（及膨胀循环热交换器）之间寻求平衡。预冷涡轮机械系列提供了从低质量高燃料流量的纯加速装置，到能在马赫4以下经济运行的较重系统的优化谱系。
飞推联合研究表明：所有最具潜力的高超声速任务（包括马赫6+运输机、单/双级入轨系统），通过优化组合亚燃吸气式推进与火箭均具可行性。值得进一步研究这些系统与技术要求更高的超燃冲压组合在同等技术层级下的成本效益比。
（完）
整理：刘金鑫，西安交通大学
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