王玉男，韓 佳，徐 雪，劉太秋，劉旭陽，郭帥帆

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

推進系統(tǒng)是飛行器的心臟，其性能的優(yōu)劣直接影響整個飛行器的設(shè)計方案能否付諸成功。對于在大氣層內(nèi)高超聲速飛行的臨近空間飛行器來說，有多種可供選擇的推進形式，比如火箭、沖壓發(fā)動機和渦輪發(fā)動機等。然而，目前沒有一種吸氣式動力裝置能夠獨立滿足臨近空間飛行器在寬廣工作范圍（亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速）的使用需求[1]。

隨著航空、航天動力技術(shù)的不斷融合發(fā)展，出現(xiàn)了組合循環(huán)推進方式，有效提高了臨近空間飛行器的動力性能[2]。在諸多的組合循環(huán)推進方式中，當前研究比較多的主要有渦輪基組合（Turbine Based Com?bined Cycle，TBCC）動力，火箭基組合（Rocket Based Combined Cycl，RBCC）動力，空氣渦輪火箭（Air Tur?bine Rocket，ATR）發(fā)動機等。

其中，TBCC動力因其有著較高的比沖、寬廣的飛行包線，更符合高速偵察機、高速轟炸機等臨近空間飛行器對動力的需求，配裝TBCC 動力裝置的臨近空間飛行器具有以下技術(shù)優(yōu)勢[3]：（1）可以實現(xiàn)真正意義上的水平起飛和著陸；（2）具有完全可重復(fù)使用性；（3）使用頻次高，不受發(fā)射和著陸地點的限制，可以使用一般的軍民用機場；（4）可維護性好、維護成本低、使用壽命長；（5）飛行速度達到Ma≥4；（6）作為天地往返運輸系統(tǒng)的第1 級動力裝置，發(fā)射成本低；（7）可以使用常規(guī)燃滑油。

TBCC 動力技術(shù)是重要的軍民兩用技術(shù)，其發(fā)展將對未來作戰(zhàn)模式和國家安全將產(chǎn)生戰(zhàn)略性影響，現(xiàn)已成為世界航空、航天領(lǐng)域研究的焦點，美、俄、英、日等國家已開展了較為系統(tǒng)的技術(shù)研究及試驗驗證。其中，美國最為活躍，先后制定了一系列研究計劃，在關(guān)鍵技術(shù)方面取得了諸多突破，率先完成了若干標志性的飛演驗證，目前正向著工程研制方向邁進[4-5]。

本文通過研究國外TBCC 動力技術(shù)發(fā)展路徑、技術(shù)特點和研制經(jīng)驗，可以為我國相關(guān)技術(shù)發(fā)展提供方向性建議。

1 美國TBCC動力研究情況

美國在TBCC 動力技術(shù)研究和發(fā)展歷程中，研究計劃和項目繁多，各有側(cè)重，其研究主要圍繞高速渦輪發(fā)動機技術(shù)、沖壓發(fā)動機技術(shù)，以及組合循環(huán)技術(shù)開展。

1.1 高速渦輪發(fā)動機技術(shù)

1968 年，美國洛克希德公司成功研制了Ma=3 一級SR-71黑鳥偵察機，該飛機采用2臺PW 公司的J58發(fā)動機。J58 發(fā)動機在高馬赫數(shù)時，采用連續(xù)旁路放氣循環(huán)，可以認為是高速渦輪發(fā)動機的雛形。1986～1995 年，美國推出了國家空天飛機（National Aero-Space Plane，NASP）計劃[6]，在該計劃之下，美國空軍和NASA 相繼推出了高速推進評估（High Speed Pro?pulsion Assessment，HiSPA）和高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機（High Mach Turbine Engine，HiMaTE）計劃。GE 公司基于前期在HiSPA 和HiMaTE 計劃中的研究結(jié)果，在RTA計劃中，選擇了雙外涵變循環(huán)渦輪發(fā)動機作為整個推進系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)形式，開展了適合于Ma=3~4使用渦輪發(fā)動機技術(shù)研究，自此拉開了適用于TBCC動力的高速渦輪發(fā)動機發(fā)展的序幕[7-8]。繼RTA 計劃后，在HiSTED 計劃[9]的支持下，RR 公司和威廉姆斯國際公司分別開發(fā)了各自的HiSTED 驗證機，其機型分別為XTE18/SL1（代號YJ102R）和XTE88/SL1（代號WJ38-15）。其中，WJ38-15 發(fā)動機在2011 年的地面試驗中完成了Ma=2.0~2.5及Ma=3.2下的運轉(zhuǎn)。2013年，作為NASA 并聯(lián)式TBCC 的渦輪基，在風洞中開展了組合動力模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)驗證；STELR 計劃是HiST?ED 計劃的后續(xù)工程研制計劃，最終設(shè)計目標是發(fā)動機在Ma=3.2 的飛行條件工作1 h。HiSTED 計劃和STELR計劃開發(fā)的高速渦輪發(fā)動機技術(shù)，彌補了傳統(tǒng)渦輪發(fā)動機和高速雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機之間的鴻溝，搭起了亞聲速和超聲速動力銜接的橋梁。

1.2 沖壓發(fā)動機技術(shù)

在沖壓發(fā)動機技術(shù)方面美國一直走在前列，特別是在超燃沖壓領(lǐng)域率先完成了一系列技術(shù)驗證。2004年3月和11月，美國NASA 的氫燃料超燃沖壓發(fā)動機在X-43A 飛行器上先后創(chuàng)造了Ma=7 和Ma=10的飛行記錄。2010 年5 月，PW 公司的吸熱碳氫燃料SJY61 沖壓發(fā)動機在X-51A 飛行器上成功實現(xiàn)了首次長時間飛行試驗驗證，飛行速度達到Ma=4.87，總共持續(xù)工作時間達到143 s，飛行驗證基本成功，標志著超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)工程應(yīng)用成為可能。繼X-51A 計劃之后，美國開始關(guān)注更大尺寸的推進系統(tǒng)，提出了MSCC 計劃，研究的超燃沖壓發(fā)動機的進氣流量是X-51A 的10 倍，旨在驗證第1 代較大尺寸超燃沖壓發(fā)動機的性能，同時驗證并改進部件設(shè)計方法、分析工具及地面試驗技術(shù)[10]。雖然超燃沖壓發(fā)動機更適合用于高超聲速飛行，但因其研制的技術(shù)難度較大，難以快速得到應(yīng)用。相比之下，亞燃沖壓發(fā)動機具有技術(shù)成熟度高，結(jié)構(gòu)相對簡單等特點，飛行速度可達Ma=4 一級，能夠在40 km 以下的臨近空間工作[11]，可以通過大尺寸設(shè)計后，作為先期TBCC動力演示驗證的高速動力單元。

1.3 組合循環(huán)技術(shù)

在攻克高速渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機技術(shù)的同時，美國正在逐步模態(tài)轉(zhuǎn)換等組合循環(huán)技術(shù)集成驗證方向發(fā)展。2003 年開始，在FaCET 計劃支持下，對TBCC動力系統(tǒng)的部件（進氣道、燃燒室、噴管）進行了充分研究，并通過地面試驗完成各部件的驗證，隨后又將各部件組合成一體，進行地面情況下的TBCC 動力系統(tǒng)驗證[12]。為進一步開展全尺寸的TBCC動力地面試驗驗證奠定了基礎(chǔ)。2009 年，洛馬公司和普惠火箭動力公司開始實施模態(tài)轉(zhuǎn)換演示計劃（Modal Transition Demonstration，MoTr 計劃），用來驗證Ma=0～6、采用碳氫燃料的吸氣式TBCC 動力推進系統(tǒng)，該計劃繼承了FaCET 計劃和HiSTED 計劃的研究成果，開展TBCC 動力推進系統(tǒng)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的地面驗證。2011 年已經(jīng)完成TBCC 動力模型設(shè)計和試驗設(shè)備改造。2016 年，美國DARPA 啟動了先進全航程發(fā)動機（Advanced Full Range Engine，AFRE）驗證計劃，嘗試對TBCC 動力在Ma=0~5 全速域工況能力進行驗證[13]，值得注意的是方案明確提在Ma=1.5~3.0完成模態(tài)轉(zhuǎn)換，若這一技術(shù)指標能夠?qū)崿F(xiàn)，可以推測TBCC 動力工程應(yīng)用將成為可能。所以，有必要對TBCC 的動力特點進行分析，基于未來臨近空間飛行器的需求，立足于現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)和可預(yù)見的技術(shù)方向，梳理發(fā)展思路。

2 TBCC動力的技術(shù)特點

2.1 結(jié)構(gòu)布局技術(shù)

從結(jié)構(gòu)布局來考慮，渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機可以有2 種組合方式。第1 種是串聯(lián)布局，沖壓發(fā)動機位于渦輪發(fā)動機之后，二者共用進排氣系統(tǒng)和加力-沖壓燃燒室（又被稱為“超級燃燒室”）。其進排氣系統(tǒng)設(shè)計相對簡單，調(diào)節(jié)便利，省卻了膨大的進氣分流活門及作動機構(gòu)，而“超級燃燒室”是其的設(shè)計關(guān)鍵之一，需要對進氣模態(tài)的轉(zhuǎn)換具備高度適應(yīng)性，既能在渦輪發(fā)動機加力工作模態(tài)良好工作，又要在逐步轉(zhuǎn)為沖壓發(fā)動機模態(tài)后，以沖壓燃燒室模式高效、穩(wěn)定燃燒，以及避免出現(xiàn)氣流從沖壓管道回流等問題[14]。這就需要突破進氣控制、燃燒室組織和狀態(tài)調(diào)節(jié)等關(guān)鍵技術(shù)。

第2 種結(jié)構(gòu)是并聯(lián)式布局，渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機各有其單獨的燃燒室和尾噴管的收斂段，但有公共的噴管擴張段和進氣段。在前體預(yù)壓縮和進氣道下游，分流為渦輪發(fā)動機通道和沖壓發(fā)動機通道。渦輪發(fā)動機的尾噴管和沖壓發(fā)動機的尾噴管都與公共的后體組合管連接。在渦輪發(fā)動機工作時，渦輪通道打開，氣流經(jīng)過渦輪發(fā)動機產(chǎn)生推力，此時沖壓通道也有氣流通過，可作為多余空氣放氣通道，也可在沖壓燃燒室噴入少量燃料產(chǎn)生推力。在沖壓發(fā)動機工作時，渦輪通道關(guān)閉以防止高溫空氣進入渦輪發(fā)動機。

綜合來看，串聯(lián)式布局方式結(jié)構(gòu)緊湊，沒有單獨的沖壓通道，附加阻力小，但由于串聯(lián)決定了其設(shè)計既要考慮2 類發(fā)動機的各自特點，又要兼顧組合動力的系統(tǒng)集成，以實現(xiàn)渦輪/沖壓工作模態(tài)之間平穩(wěn)過渡。并聯(lián)式布局方式能夠很大程度解決串聯(lián)布局結(jié)構(gòu)下模態(tài)轉(zhuǎn)換對發(fā)動機穩(wěn)定工作影響的難題，高馬赫數(shù)工作性能更好。缺點是迎風面積相對較大，但若采用等能夠與渦輪通道高度集成的特殊沖壓通道構(gòu)型設(shè)計，可有效降低迎風阻力。

2.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)

對于基于現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機發(fā)展組合動力，確定模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間是重點[15]。以某型渦輪發(fā)動機為例，通過分析壓氣機進口、渦輪出口的總壓、靜壓參數(shù)沿飛行軌跡的變化規(guī)律（沿飛行軌跡渦輪發(fā)動機關(guān)鍵截面壓力的變化如圖1 所示），以及渦輪發(fā)動機最大工作能力和沖壓發(fā)動機最小工作能力，即可確定渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換的合理區(qū)間（根據(jù)渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機工作能力確定模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間如圖2所示）。

圖1 沿飛行軌跡渦輪發(fā)動機關(guān)鍵截面壓力的變化

圖2 根據(jù)渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機工作能力確定模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間

按照模態(tài)轉(zhuǎn)換過程保持推力連續(xù)的原則，可明確模態(tài)轉(zhuǎn)換過程高、低速通道流量調(diào)節(jié)規(guī)律，以及沿飛行軌跡的渦輪發(fā)動機、沖壓發(fā)動機和TBCC 動力的推力、比沖等性能參數(shù)變化規(guī)律如圖3、4所示。

圖3 沿飛行軌跡的TBCC動力推力變化

圖4 沿飛行軌跡的TBCC動力比沖變化

在模態(tài)轉(zhuǎn)換區(qū)間，渦輪發(fā)動機接近工作馬赫數(shù)上限，推力下降，沖壓發(fā)動機接近工作馬赫數(shù)下限，能力不足，要實現(xiàn)推力和速度平穩(wěn)銜接，一是要提高渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)上限并保障高馬赫數(shù)性能。美國選用F100 發(fā)動機作為射流預(yù)冷發(fā)動機的驗證平臺，完成模擬到Ma=3.5、60 km 射流預(yù)冷地面試驗測試[16]；二是要降低沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)下限，采取措施降低沖壓發(fā)動機起動馬赫數(shù)，提高燃燒效率、增大燃燒室進口馬赫數(shù)，以減小尺寸帶來的阻力。

2.3 內(nèi)部流動及燃燒組織技術(shù)

2.3.1 抗畸變進氣道設(shè)計技術(shù)

TBCC 動力的進氣道不同于渦輪發(fā)動機的進氣道，它需要在較寬廣的飛行范圍內(nèi)向發(fā)動機提供優(yōu)良穩(wěn)定的流場，且要保持較高的總壓恢復(fù)系數(shù)。流過進氣道的氣流由于激波與附面層的干擾等因素造成進氣道出口氣流分離或不均勻，進氣道出口流場發(fā)生畸變。進氣道出口流場畸變使燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)降低，并使沖壓燃燒室的油氣分布不均勻，燃燒效率降低。氣動格柵能明顯改善進氣道出口流場品質(zhì)，NASA 開展了利用氣動格柵減少進氣道擴壓器出口氣流畸變的研究，發(fā)現(xiàn)氣動格柵效果良好[17]。氣動格柵按它的截面形狀可分為方孔形、圓孔形、徑向和環(huán)形[18]，氣動格柵結(jié)構(gòu)如圖5 所示，其中圓孔形和環(huán)形氣動格柵得到了實際使用。

圖5 氣動格柵結(jié)構(gòu)

針對圓孔形進氣格柵整流效果進行了研究，通過開展進氣道風洞試驗（氣動格柵整流效果對比如圖6所示）可知，進氣道在小流量、中等流量、大流量的條件下，采用進氣格柵能夠有效抑制進氣道流場畸變。

圖6 氣動格柵整流效果對比

2.3.2 低溫低壓穩(wěn)定燃燒技術(shù)

隨著飛行高度的增加，沖壓燃燒室壓力隨著大氣壓力的下降而降低（高空狀態(tài)點燃燒室的壓力低于50 kPa），在低壓條件下不利于高效穩(wěn)定燃燒[19]。通過試驗發(fā)現(xiàn)，在進口溫度相當?shù)那闆r下，進口低壓對點火和穩(wěn)定邊界的影響顯著，當進口壓力低于50 kPa時，壓力對點火邊界的不利影響超過溫度。而在進口壓力超過50 kPa時，進口溫度對點火和穩(wěn)定邊界的影響更加顯著。為解決低壓燃燒的問題需要一方面通過優(yōu)化燃燒室的結(jié)構(gòu)參數(shù)（包括進氣角度、進氣速度、燃燒室頭部高度、燃料噴射方向、噴射位置、噴射速度），開展深入的參數(shù)設(shè)計以及匹配與優(yōu)化研究；另一方面需要開展助燃技術(shù)研究，即通過在燃燒室內(nèi)加入能量，在燃燒室合適的位置設(shè)置助燃裝置，拓寬發(fā)動機熄火邊界，提高燃燒效率。

此外，沖壓燃燒室在寬范圍機動飛行時易出現(xiàn)熄火問題。需要綜合分析機動飛行時燃燒室的內(nèi)流場情況，通過燃燒室結(jié)構(gòu)設(shè)計提高燃燒機動飛行的穩(wěn)定性[20]；同時在助燃技術(shù)研究基礎(chǔ)上，通過開展多次點火技術(shù)研究，即發(fā)動機熄火后可再次點火，保證機動飛行時能夠穩(wěn)定工作。

3 對TBCC動力技術(shù)方向的認識

3.1 發(fā)動機的單位迎面推力要大

臨近空間飛行器起飛噸位大、迎風面積大、升阻比低、載荷系數(shù)低，要求組合動力具備較大的起飛推力和跨聲速能力。渦輪發(fā)動機是TBCC 動力的核心系統(tǒng)，低馬赫數(shù)條件下渦輪發(fā)動機推力即為TBCC 動力推力，渦輪發(fā)動機單位迎面推力越大，克服飛行阻力后剩余推力越大。GEAE 對波音公司定義的一系列Ma=4 一級的臨近空間飛行器對動力需求分析得出：為了滿足可維修性、安全性和成本等目標要求，TBCC 動力系統(tǒng)的起飛總推力必須在445 kN 這一級別[21]?？梢?，基于高推重比、大推力渦輪發(fā)動機的TBCC動力將成為未來臨近空間飛行器用組合動力的發(fā)展目標。

臨近空間作戰(zhàn)飛行器需要進行作任務(wù)快速響應(yīng)及遠程火力投送，應(yīng)具備快的機動性和爬升能力，這很大程度上依懶于大推力沖壓發(fā)動機，例如直徑1 m以上[22]的大尺寸亞燃沖壓發(fā)動機。所以，將彈用沖壓發(fā)動機相似放大的設(shè)計理念可能不再適用，設(shè)計中需要考慮大流道燃燒組織等問題，對火焰穩(wěn)定器等部件進行全新設(shè)計。

3.2 渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)要高

高馬赫數(shù)條件下，渦輪發(fā)動機采用進氣預(yù)冷技術(shù)既能降低進氣溫度擴展包線，又能增大進氣流量改善性能，是在現(xiàn)有技術(shù)條件下實現(xiàn)渦輪發(fā)動機擴包線的有效、便捷途徑，但由于加入進氣預(yù)冷介質(zhì)，使得發(fā)動機綜合比沖降低。為根本解決渦輪發(fā)動機在高馬赫數(shù)任務(wù)場景氣動熱及其引起的高低速性能平衡問題，發(fā)展高速渦輪發(fā)動機，是改善TBCC 動力性能的必要技術(shù)途徑。高速渦輪發(fā)動機在繼承渦輪發(fā)動機先進技術(shù)的基礎(chǔ)上，通過采用提高壓縮部件、渦輪部件等的耐高溫能力，并配裝加力和單邊膨脹噴管等部件，使發(fā)動機不僅具有Ma≥3 的工作速域[23]，還具備良好的低速推力性能。此外，通過更加合理的附件空間布局，以進一步降低整個推進系統(tǒng)的迎風面積，能夠保證飛機能夠?qū)崿F(xiàn)可靠的起降、爬升和跨音速。通過分析發(fā)現(xiàn)雙轉(zhuǎn)子變循環(huán)高速渦輪機能夠更好地兼顧高低速性能，是未來高速渦輪發(fā)動機的發(fā)展趨勢[24]。

3.3 需要采取綜合能/熱技術(shù)

解決氣動熱問題是發(fā)展TBCC 動力技術(shù)的關(guān)鍵，以高超聲速分界點Ma=5 為例，此時進氣溫度高達950 ℃，此時組合動力系統(tǒng)處于“高熱少轉(zhuǎn)”狀態(tài)，需要綜合能/熱管理系統(tǒng)解決沖壓發(fā)動機供油系統(tǒng)及飛機姿態(tài)控制所需的電能、機械能來源問題。發(fā)動機熱管理需要與飛機相關(guān)系統(tǒng)進行一體化設(shè)計，主動冷卻和被動隔熱相結(jié)合，充分考慮借助飛機能力實現(xiàn)。同時，要求熱管理技術(shù)向智能化發(fā)展，按需統(tǒng)籌分配有限熱沉，提高熱管理效率，降低熱沉非必要損失。此外，需要發(fā)展應(yīng)用新型耐高溫復(fù)合材料和新型大熱沉吸熱燃料，以保證高馬赫數(shù)飛行條件下發(fā)動機的壽命和可靠性等要求。

4 對TBCC動力技術(shù)發(fā)展的建議

4.1 提前開展關(guān)鍵技術(shù)預(yù)研

TBCC 動力技術(shù)難度大，需要提前開展關(guān)鍵技術(shù)預(yù)研。目前傳統(tǒng)的發(fā)動機設(shè)計方法和設(shè)計準則已無法完全滿足TBCC 動力設(shè)計要求，急需通過開展系統(tǒng)的、深入的基礎(chǔ)研究和預(yù)先研究工作，強化空天動力研發(fā)的原始創(chuàng)新力和集成創(chuàng)新力，制定詳細地技術(shù)研究路線，均遵循“簡單到復(fù)雜、短時到長時、試驗風險逐步釋放、考核目標逐步實現(xiàn)”的技術(shù)路徑。基于小型渦輪發(fā)動機，適當改進后構(gòu)建TBCC 動力原理樣機驗證平臺，研究組合動力系統(tǒng)內(nèi)部流動、模態(tài)轉(zhuǎn)換等關(guān)鍵技術(shù)。加深對在現(xiàn)有渦輪發(fā)動機的基礎(chǔ)上發(fā)展組合動力的技術(shù)認識和技術(shù)積累。

4.2 基于現(xiàn)有資源發(fā)展演示驗證平臺

國外TBCC 動力技術(shù)研究大多以現(xiàn)貨渦輪發(fā)動機為基礎(chǔ)，開展渦輪基小幅改進設(shè)計，助推飛機平臺完成飛演等初步驗證。據(jù)推測，SR-72技術(shù)驗證階段使用的渦輪發(fā)動機可能是F100 或F110 發(fā)動機的改型[25]。2021年，NASA向Aerion超聲速公司和GE公司授出高超聲速飛機和推進系統(tǒng)研究合同。GE公司獲得合同總額為1300 萬美元，研制周期為5 年，負責為蒼穹（Aether）高超聲速飛機研制TBCC 動力和耐高溫陶瓷基復(fù)合材料，并評估F101 渦扇發(fā)動機能否適用于蒼穹高超聲速飛機，基于成熟發(fā)動機發(fā)展TBCC 動力的方案又被重新提及。

對于TBCC 用沖壓發(fā)動機，亞燃沖壓發(fā)動機仍有較大的潛力可挖，可在已有成熟技術(shù)基礎(chǔ)上，通過加強一體化設(shè)計、高效穩(wěn)定燃燒、熱防護等技術(shù)攻關(guān)，其工作范圍可進一步拓寬，從而實現(xiàn)發(fā)動機在高空高速條件下穩(wěn)定工作。將Ma=4 級亞燃沖壓發(fā)動機與現(xiàn)有渦輪發(fā)動機進行集成匹配，有望早日實現(xiàn)臨近空間組合動力的工程應(yīng)用。

4.3 基于技術(shù)發(fā)展需求的飛發(fā)協(xié)同設(shè)計

對于發(fā)展更高速度的TBCC 動力裝置，應(yīng)建立基于高馬赫數(shù)技術(shù)發(fā)展需求的飛發(fā)協(xié)同工作模式，支持飛行器、推進系統(tǒng)聯(lián)合開展設(shè)計。在前期飛演驗證的基礎(chǔ)上，針對飛行器平臺全域性能提升，需要采取綜合措施進一步發(fā)動機工作能力，按照“尺寸一步到位，功能/性能分步實現(xiàn)”的技術(shù)途徑，發(fā)展大推力高速渦輪發(fā)動機和大尺寸超燃沖壓發(fā)動機。針對臨近空間飛行器的機體與推進系統(tǒng)一體化、進排氣系統(tǒng)與發(fā)動機一體化、綜合能/熱管理、多變量組合控制等飛/發(fā)相關(guān)性強、結(jié)合緊密的關(guān)鍵技術(shù)共同研究與聯(lián)合驗證。

5 結(jié)束語

當前臨近空間飛行器及其動力裝置已成為航空航天裝備發(fā)展的熱點，TBCC 動力技術(shù)發(fā)展應(yīng)基于未來臨近空間飛行器的需求，立足于現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)和可預(yù)見的技術(shù)發(fā)展，系統(tǒng)開展技術(shù)研究和試驗驗證，不斷提升自主創(chuàng)新能力，相信TBCC 動力技術(shù)在未來會有廣闊的應(yīng)用前景。