高馬赫數(shù)渦輪基推進系統(tǒng)的發(fā)展及挑戰(zhàn)

尹澤勇，蔚奪魁，徐 雪

（1.中國航空發(fā)動機集團有限公司，北京100097；2.中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

0 引言

在更寬闊的空域內(nèi)更快飛行是飛行器發(fā)展的永恒目標。隨著傳統(tǒng)的高度20 km、速度Ma≤2的軍民用航空技術的成熟和廣泛應用，未來飛機的重要發(fā)展方向之一是實現(xiàn)水平起降、臨近空間高超聲速飛行，即飛行高度達20~100 km、飛行馬赫數(shù)遠大于4的飛行。鑒于航程遠、速度高和可重復使用等突出特點，臨近空間高超聲速飛機必將是未來航空和航天領域的戰(zhàn)略制高點，也是各航空強國的必爭之地[1-2]。

高馬赫數(shù)飛機的動力系統(tǒng)形式較多，包括但不限于渦輪沖壓組合動力（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、火箭助推渦輪沖壓組合動力和吸氣式渦輪火箭組合動力系統(tǒng)等[3-4]。就目前的技術基礎而言，可能以高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機為基礎的渦輪沖壓組合動力系統(tǒng)更為現(xiàn)實也更具發(fā)展前景。相對于Ma=2以內(nèi)的航空發(fā)動機，其速域覆蓋范圍更大、入口氣流及環(huán)境溫度大幅提升，涉及多種動力的組合，技術挑戰(zhàn)性大、新技術覆蓋范圍廣，既是高馬赫數(shù)飛機的核心和關鍵技術，也是航空發(fā)動機未來重要的技術發(fā)展方向之一。作為其重要組成部分的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機，則是航空燃氣渦輪發(fā)動機在速度域、溫度域上的一次重大躍升，不可避免地面臨眾多新的規(guī)律和特性，需要新的設計理念和方法。早期的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機繼承第1代、第2代成熟渦輪發(fā)動機的技術，采用了如單轉(zhuǎn)子渦噴構(gòu)型、低壓比壓氣機、連續(xù)放氣循環(huán)和射流預冷等該時期典型的高馬赫數(shù)特征技術，實現(xiàn)了從Ma=2至Ma=3的跨越。但是，該時期的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機受到溫度負荷水平的限制，存在單位推力不高、高馬赫數(shù)狀態(tài)推力不足、耗油率較高等問題，不能適應目前組合動力渦輪基的需求。隨著航空發(fā)動機技術及變循環(huán)技術的發(fā)展，新一代高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機采用了雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)的構(gòu)型方案，利用發(fā)動機自身更強大的調(diào)節(jié)能力，實現(xiàn)低速高單位推力、高亞聲速低油耗和高馬赫數(shù)高流通能力兼顧。

通過文獻綜述國外高馬赫數(shù)飛機及動力系統(tǒng)的發(fā)展歷程，針對現(xiàn)階段對高馬赫數(shù)推進系統(tǒng)的使用需求，分析其能力特征及所面臨的技術挑戰(zhàn)，提出高馬赫數(shù)的技術發(fā)展途徑，為該領域的發(fā)展布局提供參考。

1 發(fā)展歷程及趨勢

在高馬赫數(shù)飛機及其動力領域，隨著各時期所提出的需求和所研究技術的不斷變化，已經(jīng)開展了多項技術研究和裝備研制，大體分為3個階段，見表1。

第1階段在冷戰(zhàn)時期，美國和蘇聯(lián)之間的軍事對抗和軍備競賽加速了Ma=3級高馬赫數(shù)飛機和發(fā)動機的發(fā)展；第2階段主要集中在20世紀80年代末至21世紀初，美國等國開展了一系列包括高速渦輪發(fā)動機和TBCC組合動力在內(nèi)的空天動力計劃論證和技術探索研究，形成了較豐富的技術積累；第3階段自21世紀以來，隨著臨近空間戰(zhàn)略資源爭奪的日趨激烈，以前期技術積累為基礎，以高超聲速技術及相關產(chǎn)品發(fā)展規(guī)劃為牽引，推出了一系列高馬赫數(shù)飛機方案，并加快了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機和組合動力系統(tǒng)的研究。

1.1 第1階段的發(fā)展

20世紀70年代及以前的高馬赫數(shù)飛機最高速度均為Ma=3級，動力系統(tǒng)主要是渦噴發(fā)動機，或基于渦噴發(fā)動機應用擴包線技術擴展并改進其高速性能。這一階段，美國的SR-71高空高速戰(zhàn)略偵察機和J58渦噴發(fā)動機，是研究高馬赫數(shù)飛機及動力的設計（如圖1、2所示）、使用特點的典型例子。該發(fā)動機從1956年起研制，飛機從1963年起研制、1966年投入使用、1998年退役。SR-71最大飛行馬赫數(shù)為3.2，升限為30km，最大起飛總質(zhì)量為78t，作戰(zhàn)半徑為5400km。推進系統(tǒng)采用雙發(fā)半翼展短艙式布局，由多波系軸對稱混合壓縮式進氣道、J58發(fā)動機、引射式尾噴管等構(gòu)成。推進系統(tǒng)主要有3條流路：發(fā)動機主流路、發(fā)動機旁路和發(fā)動機艙流路。（1）J58渦噴發(fā)動機

圖1 SR-71高空高速戰(zhàn)略偵察機[8]

圖2 SR-71高空高速戰(zhàn)略偵察機的推進系統(tǒng)[8]

J58發(fā)動機為帶旁路放氣的單軸渦噴加力發(fā)動機，有9級壓氣機、8管環(huán)管燃燒室和2級渦輪。發(fā)動機進口流量為136 kg/s，總增壓比為8.8，起飛推力為152.9kN，推重比為6。在之前原型基礎上壓氣機第4級后增設有6根大直徑放氣管路，飛行馬赫數(shù)低于2.2時，旁路放氣系統(tǒng)關閉，發(fā)動機工作在渦噴模式；飛行馬赫數(shù)高于2.2時，旁路放氣系統(tǒng)打開，發(fā)動機工作在類似渦扇模式，涵道比約為0.15。6根放氣管路將第4級壓氣機后部分氣流引至加力燃燒室參與燃燒，緩解壓氣機堵塞問題，改善流通能力，提升發(fā)動機推力。

（2）進/排氣系統(tǒng)

進氣系統(tǒng)采用一套復雜調(diào)節(jié)機構(gòu)（如圖3所示），解決不同狀態(tài)下與發(fā)動機的流量平衡、混合壓縮進氣道起動和進氣道附面層吸除等問題。中心錐根據(jù)馬赫數(shù)前后可調(diào)，6個輔助進/排氣通道根據(jù)壓力平衡自行調(diào)節(jié)。排氣系統(tǒng)中主發(fā)動機采用可調(diào)收斂式噴管、吸開式輔助排氣門，短艙后體結(jié)構(gòu)尾噴管采用浮動式可調(diào)噴管。

圖3 SR-71飛機的動力進氣系統(tǒng)[8]

動力系統(tǒng)在不同馬赫數(shù)下進氣道、發(fā)動機、引射噴管所產(chǎn)生推力的占比見表2，從表中可見，在高馬赫數(shù)狀態(tài)下，推力主要來自進氣道和引射噴管。

表2 在不同馬赫數(shù)下動力系統(tǒng)各組成部分產(chǎn)生推力的占比[5]

綜上所述，第1階段高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機的設計和使用具有以下特點：（1）在Ma≥3.0時，進氣道壓比已經(jīng)較高，發(fā)動機主機的最主要設計目標不在于作功增壓產(chǎn)生推力，而在于保持較高的流通能力和長時間加力工作的能力：（2）為了實現(xiàn)寬速域流量匹配，采用復雜的進/排氣調(diào)節(jié)技術。SR-71飛機的推進系統(tǒng)的進氣系統(tǒng)共7項可調(diào)、排氣系統(tǒng)共3項可調(diào)，共有3條主要流路。

1.2 第2階段的發(fā)展

第2階段為20世紀80年代至2000年，以美國的“革命性渦輪加速器”（Revolutionary Turbine Accelera?tor，RTA）和國際合作的超聲速運輸推進系統(tǒng)研究（Hypersonic Transport Propulsion System Research,HY?PR）為代表的技術研究計劃，將飛行器的最高馬赫數(shù)目標提升到Ma=4~5。這一時期的技術發(fā)展特點為：動力系統(tǒng)均采用了串聯(lián)式TBCC（HYPR90-C）或類似的構(gòu)型（RTA）；渦輪發(fā)動機均為雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)構(gòu)型，風扇輪轂比較小，結(jié)構(gòu)緊湊、迎風面積小、重量較輕，降低跨/超聲速阻力；在循環(huán)參數(shù)方面，相較第1階段，壓氣機出口許用溫度和渦輪前溫度限制均有提高，既允許提高發(fā)動機總增壓比改善起飛和跨聲速性能，又能保持高空高馬赫數(shù)流通能力和推力性能；部件設計上，強調(diào)高馬赫數(shù)時高風扇流通能力，強調(diào)加力燃燒室的寬進口馬赫數(shù)范圍工作能力，提升高馬赫數(shù)工況下的推力，同時力求結(jié)構(gòu)緊湊；重視耐高溫設計，采用全高溫合金壓縮系統(tǒng)，提升主流路耐溫能力，并采用新型封嚴結(jié)構(gòu)和軸承腔被動冷卻技術，降低高馬赫數(shù)時的滑油池溫度。

（1）RTA發(fā)動機[9]

RTA發(fā)動機（如圖4所示）旨在通過一系列極具挑戰(zhàn)性的參數(shù)，實現(xiàn)渦輪發(fā)動機兼顧飛機起飛、亞聲速巡航、跨聲速和高馬赫數(shù)的性能需求。

圖4 RTA變循環(huán)渦輪發(fā)動機[10]

RTA發(fā)動機通過核心機驅(qū)動風扇（Core Driven Fan Stage,CDFS）模式選擇閥和前/后涵道引射器等變循環(huán)技術實現(xiàn)不同工況下的模式選擇。發(fā)動機在亞聲速巡航狀態(tài)下采用高壓比、大涵道比工作模式，以降低耗油率；在跨聲速狀態(tài)下，采用高壓比、小涵道比模式，以提高單位推力；在高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)下，采用低壓比、大涵道比工作模式，大部分流量通過外涵直接進入超級加力燃燒室，發(fā)動機接近亞燃沖壓發(fā)動機工作狀態(tài)。在全速域范圍內(nèi)（Ma=0~Ma≥4）涵道比的變化達到10倍（0.4~4）。

RTA發(fā)動機在YF120發(fā)動機基礎上，降低循環(huán)總壓比（16~20，但仍遠高于J58發(fā)動機的），壓縮部件采用“1級風扇+1級CDFS+4級壓氣機”，共6級。單級可調(diào)風扇壓比為2.4~2.6，壓比較低，可適當延緩發(fā)動機進入壓氣機出口限溫狀態(tài)，提高高馬赫數(shù)下的轉(zhuǎn)速，同時在設計上改善中、低換算狀態(tài)的流通能力，進而提高發(fā)動機高馬赫數(shù)性能。

（2）HYPR發(fā)動機

HYPR計劃（如圖5所示）的推進系統(tǒng)為串聯(lián)式TBCC，其渦輪基采用雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)構(gòu)型兼顧高、低速性能。

圖5 HYPR90-C串聯(lián)TBCC驗證機[11]

該渦輪基采用2級可調(diào)風扇和變幾何低壓渦輪，高速時的流通能力提升15%。壓縮部件采用“2級風扇+5級壓氣機”共7級，但總增壓比不超過15。雖然其渦輪基風扇輪轂比較低，保證發(fā)動機結(jié)構(gòu)緊湊、迎風面積小、質(zhì)量較輕，但這種采用加力/沖壓燃燒室的串聯(lián)式TBCC構(gòu)型的迎風面積較單純渦輪發(fā)動機還是有大幅增加。

盡管第2階段高速渦輪發(fā)動機和TBCC技術研究的成熟度不夠高，但是各探索研究項目得到的若干經(jīng)驗值得借鑒：（1）該階段的2項計劃充分體現(xiàn)了技術牽引作用，指標具有很高的挑戰(zhàn)性，RTA-1達到Ma=4、推重比達到7，RTA-2達到Ma=5、推重比達到15；（2）HYPR計劃的推進系統(tǒng)所代表的串聯(lián)式TBCC方案，很難實現(xiàn)在沖壓工作時完全關閉渦輪通道使沖壓流路光順，從而難以實現(xiàn)低流阻的亞燃沖壓工作模式以及超燃沖壓工作模式。

1.3 21世紀第3階段的發(fā)展

21世紀以來，美國將高超聲速技術作為未來三大顛覆性技術方向重點發(fā)展，其動力系統(tǒng)均采用TBCC。最典型的是洛·馬公司的SR-72飛機方案，采用并聯(lián)式雙發(fā)TBCC動力系統(tǒng)，實現(xiàn)Ma=0~6的有動力飛行（如圖6所示）。其渦輪發(fā)動機提供的推力使飛行器加速到約Ma=3以上，然后由沖壓發(fā)動機接力。渦輪發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機共用進氣道和尾噴管，通過進氣道和尾噴管的可調(diào)機構(gòu)實現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換[11]。

圖6 SR-72飛機及動力概念[13]

從公布的信息可知，SR-72飛機的動力方案主要繼承HTV-3項目的TBCC組合動力方案。前期的技術驗證可能利用現(xiàn)有軍用發(fā)動機（如F100/F110），結(jié)合進氣預冷、加力/沖壓燃燒室等技術，突破在Ma=3附近的“速度陷阱”[12]。后期將繼承高速渦輪發(fā)動機驗證（High-Speed Turbine Engine Demonstration,HiST?ED）等項目，開展Ma≥3的渦輪發(fā)動機的工程研制和裝備發(fā)展[13]。

2 工作特點及技術挑戰(zhàn)

2.1 高馬赫數(shù)推進系統(tǒng)工作特點

高馬赫數(shù)飛機能夠利用速度優(yōu)勢形成“速度隱身”，有效提升突防和遠程打擊能力，具有生存力強、打擊效能高、響應速度快的壓倒性優(yōu)勢。為了突出高馬赫數(shù)的速度優(yōu)勢，其作戰(zhàn)任務模式相對簡單，僅需要在較窄的包線內(nèi)加速、巡航，由于具有速度優(yōu)勢，也不需要劇烈的機動動作躲避攔截，對推進系統(tǒng)的姿態(tài)和過載要求較低。同時，其單次任務持續(xù)飛行時間較短，以Ma=7飛機為例，1h的航程接近6000 km，對推進系統(tǒng)單次循環(huán)內(nèi)的使用時間要求不高，主要以使用頻次作為推進系統(tǒng)壽命的考核要求。

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機在組合推進系統(tǒng)中作為低速通道的動力單元，需要滿足高馬赫數(shù)飛機在起飛、跨聲速、低速段加速爬升等工況下的推力性能需求；在Ma=3~4的模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間，高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機需要保持足夠的推力，配合沖壓發(fā)動機的起動并達到最大狀態(tài)；模態(tài)轉(zhuǎn)換完成后，低速通道關閉，渦輪發(fā)動機在較高的艙溫環(huán)境下停機貯存；在飛機返回階段，渦輪發(fā)動機需要完成空中再起動，保證飛機平穩(wěn)降落。

2.2 高馬赫數(shù)推進系統(tǒng)構(gòu)型分析

從技術發(fā)展歷程來看，為了實現(xiàn)從地面水平起飛至臨近空間高度、從Ma=0至Ma=4～6的寬廣的飛行能力，動力系統(tǒng)的技術概念雖然多種多樣，但其中TBCC是目前得到廣泛認可的高馬赫數(shù)飛機更理想的動力形式。美國國家科學研究委員會明確將TBCC列為優(yōu)先發(fā)展目標。另外，考慮到高馬赫數(shù)飛機載荷系數(shù)低，必須采用大噸位的飛行器才能攜帶足夠的任務有效載荷，從而提出了大推力量級的TBCC尤其是高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機需求。

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機構(gòu)型由早期的單轉(zhuǎn)子加力渦噴構(gòu)型逐漸向雙轉(zhuǎn)子渦扇以及變循環(huán)構(gòu)型發(fā)展，與Ma=2級軍用小涵道比渦輪發(fā)動機的構(gòu)型發(fā)展趨勢基本一致。單轉(zhuǎn)子構(gòu)型采用多級壓氣機方案，在高馬赫數(shù)狀態(tài)下，壓氣機末級的堵塞現(xiàn)象明顯?；谠缙诘母唏R赫數(shù)渦輪發(fā)動機研制經(jīng)驗，可以采用旁路放氣和壓氣機前后多級可調(diào)等技術，提升高馬赫數(shù)狀態(tài)下的流通能力[14]。雙轉(zhuǎn)子方案將壓縮部件拆分成風扇和高壓壓氣機，緩解了多級壓縮帶來的堵塞問題。在高馬赫數(shù)狀態(tài)下，能夠利用風扇的高流通特性和發(fā)動機外涵實現(xiàn)高流通。后續(xù)隨著性能需求的進一步提升，發(fā)動機涵道比和壓比調(diào)節(jié)的需求將進一步增大，變循環(huán)將是高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機的理想構(gòu)型方案。

2.3 對高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機的技術挑戰(zhàn)

2.3.1 環(huán)境溫度高

隨著飛行馬赫數(shù)的提高，機體溫度、發(fā)動機進口總溫呈二次曲線趨勢升高（如圖7所示）。從圖中可見，在Ma=4時，推進系統(tǒng)進口總溫約為880 K；在Ma=7時，推進系統(tǒng)進口總溫約為2170 K。發(fā)動機進口及壓縮部件等傳統(tǒng)的冷端部件受高溫環(huán)境的影響，在選材和結(jié)構(gòu)強度方面面臨著類似傳統(tǒng)發(fā)動機高、低壓渦輪等高溫部件的挑戰(zhàn)，即“冷端部件高溫化”。由于外部環(huán)境溫度提升，將直接導致發(fā)動機艙溫度及燃油來流溫度、滑油循環(huán)溫度的大幅提升，現(xiàn)有渦輪發(fā)動機外部結(jié)構(gòu)及附件系統(tǒng)的耐溫能力嚴重不足。同時，在該狀態(tài)下推進系統(tǒng)已不存在空氣冷源，在不考慮攜帶額外冷卻劑的情況下，燃油將成為飛機和發(fā)動機唯一冷源，給飛機及推進系統(tǒng)的冷卻和燃燒組織帶來挑戰(zhàn)，需要對外部附件進行集中冷卻和熱防護處理，并采用可耐受更高溫度的燃油和滑油。

圖7 發(fā)動機進口總溫隨飛行馬赫數(shù)變化曲線

2.3.2 推力需求大

為達到較高的飛行速度，Ma=5~7的飛機需要采用“局部乘波體”機身和大后掠角機翼的布局形式[15]，造成飛機低速時升阻和控制面效率較低，需要推進系統(tǒng)提供較大的起飛推力與推力響應，從而降低飛機起降難度，滿足飛機水平起降、全域部署的要求。而采用并聯(lián)形式的組合推進系統(tǒng)在徑向空間占位更大，跨聲速時產(chǎn)生的阻力更大，因此要求推進系統(tǒng)具有較大的單位推力和迎風面積推力，飛/發(fā)成附件也要統(tǒng)籌考慮降低迎風面積。

2.3.3 模態(tài)轉(zhuǎn)換難

為了滿足寬廣的速域范圍，組合推進系統(tǒng)需要通過模態(tài)轉(zhuǎn)換完成多種工作狀態(tài)的切換。由于沖壓發(fā)動機在Ma=3以上才可以單獨支持飛機飛行的動力需求（目前，亞燃沖壓發(fā)動機工作范圍在Ma=2~4+，超燃沖壓發(fā)動機工作范圍在Ma=4~6+），因此必須要有可靠的增推手段以提升渦輪發(fā)動機高馬赫數(shù)狀態(tài)下的推力性能，采用各種預冷或火箭引射增推等方式以克服該飛行速度范圍內(nèi)組合動力總推力不足的“速度陷阱”。這對于飛行器快速、可靠地實現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換具有重要的意義。同時，隨著速度的增加，推進系統(tǒng)各組成部分的推力占比也會出現(xiàn)顯著變化，需要對推進系統(tǒng)進行一體化設計。這也是組合動力系統(tǒng)的技術關鍵點。

此外，高馬赫數(shù)飛機在返回階段需要完成組合動力的逆向模態(tài)轉(zhuǎn)換，高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機需要具有良好的風車起動性能和起動機輔助起動性能，以保證空中起動成功率。為了保證降落過程中的操控性，發(fā)動機應具有快速油門響應特性。

2.3.4 能量提取難

現(xiàn)有Ma=2級飛機通過發(fā)動機功率提取實現(xiàn)供油系統(tǒng)的驅(qū)動和飛行姿態(tài)控制。但對于采用組合推進系統(tǒng)的高馬赫數(shù)飛機，在完成模態(tài)轉(zhuǎn)換后，渦輪發(fā)動機將處于停機狀態(tài)，無法提取功率支撐沖壓發(fā)動機供油以及其他用電需求。因此需要開發(fā)全新的供電、供能系統(tǒng)，結(jié)合現(xiàn)有的飛機及發(fā)動機附件系統(tǒng)的功能需求，實現(xiàn)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機綜合能量管理。

2.3.5 渦輪基馬赫數(shù)高

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機面對的核心挑戰(zhàn)是高馬赫數(shù)的氣動熱及其引起的高低速性能平衡問題。進口溫度的提升是影響推力性能的源頭。在高溫環(huán)境下，受到壓縮部件末級構(gòu)件耐溫能力和轉(zhuǎn)子強度的限制，發(fā)動機換算轉(zhuǎn)速和流量大幅下降，導致高馬赫數(shù)狀態(tài)下發(fā)動機推力下降。針對這一挑戰(zhàn)性問題，主要的技術措施是采用適應高馬赫數(shù)性能需求的壓縮部件，采用較低的總壓比，盡量避免過早進入壓縮部件出口溫度限制狀態(tài)；提升轉(zhuǎn)子強度儲備，使壓縮部件能夠在更寬的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)工作；提升壓縮部件低轉(zhuǎn)速性能，在換算轉(zhuǎn)速較低的情況下，使壓氣機具有較好的換算流量、壓比和效率（如圖8所示）；采用先進的預冷材料和結(jié)構(gòu)技術，提升壓縮部件耐溫能力。

圖8 適應高馬赫數(shù)性能需求的壓縮部件特性

3 技術發(fā)展途徑

基于高馬赫數(shù)推進系統(tǒng)的技術特征及挑戰(zhàn)，需要對發(fā)動機總體及部件/系統(tǒng)進行關鍵技術（如圖9所示）研究。同時，針對組合推進系統(tǒng)的性能及速域需求的不斷提升，不僅需要擴展渦輪發(fā)動機本身的使用范圍，并結(jié)合各種預冷、火箭引射增推等擴包線技術措施，使其能夠與亞燃及超燃沖壓動力形成速域和推力的交集，還要重點突破組合動力一體化設計及綜合能熱管理技術，解決內(nèi)外流匹配、一體化控制、高效冷卻和能量提取等一系列技術難題，才能實現(xiàn)組合動力技術的工程化發(fā)展[16-17]。

圖9 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機關鍵技術

綜合國外高馬赫數(shù)飛機及推進系統(tǒng)的發(fā)展經(jīng)驗、國內(nèi)的飛機需求以及推進系統(tǒng)的技術基礎，在短期內(nèi)，以成熟的航空發(fā)動機為基礎，結(jié)合各種預冷及火箭引射助推等擴包線技術，快速形成Ma=3一級高速渦輪發(fā)動機技術驗證平臺，配合亞燃沖壓發(fā)動機形成Ma=4一級的組合推進系統(tǒng)。同時，抓緊開展適應Ma=3.5一級的高速渦輪發(fā)動機的研究與驗證，進一步提升Ma=4一級亞燃沖壓組合推進系統(tǒng)的綜合性能。另外，還應進一步采用更有效的擴包線等措施，配合超燃沖壓發(fā)動機實現(xiàn)Ma=6~7一級的組合推進系統(tǒng)的技術驗證。

4 結(jié)束語

（1）經(jīng)過近70年的研究和發(fā)展，美國在高馬赫數(shù)飛機及其推進系統(tǒng)方面已經(jīng)積累了豐富的經(jīng)驗，并在加速推進。中國必須在高馬赫數(shù)飛機及其推進系統(tǒng)的研究領域加大投入，奮力拼搏，積極創(chuàng)新。

（2）推進系統(tǒng)是高超聲速飛機成敗的關鍵，其新技術概念較多，從國內(nèi)的技術基礎和國外的發(fā)展情況來看，基于國內(nèi)外的發(fā)展情況，渦輪基組合動力系統(tǒng)仍是高超聲速動力更現(xiàn)實也是更有潛力的選擇。

（3）高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機是實現(xiàn)高馬赫數(shù)飛機水平起降、組合推進系統(tǒng)跨聲速和模態(tài)轉(zhuǎn)換的核心系統(tǒng)，同時也是主要難點。針對發(fā)動機擴展速域范圍、提升高速性能的發(fā)展目標，需考慮技術難度、研制周期、綜合性能等多方面因素，合理規(guī)劃，分階段實現(xiàn)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機技術和產(chǎn)品的發(fā)展。

（4）高馬赫數(shù)組合推進系統(tǒng)包含高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機、沖壓、預冷、火箭引射、組合模態(tài)轉(zhuǎn)換、綜合能熱管理等若干個技術創(chuàng)新領域，需要“航空和航天、飛機和發(fā)動機、高校和工業(yè)部門、傳統(tǒng)學科和交叉學科”之間緊密互動，集各家之所長，協(xié)同創(chuàng)新，實現(xiàn)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機及組合推進系統(tǒng)的工程發(fā)展。