多種組合動力方案性能對比研究

宋文艷, 張冬青, 呂重陽

(西北工業大學 動力與能源學院, 西安 710072)

0 引 言

對于Ma6一級的大氣層內飛行的高超聲速飛行器，TBCC發動機無疑是最為理想的動力裝置。TBCC動力通常采用渦輪發動機與雙模態超燃沖壓發動機組合，但最為突出的問題是如何實現兩種發動機的“推力銜接”。現役渦輪發動機的最大工作馬赫數為2.0到2.3，而雙模態沖壓發動機起動馬赫數一般在4.0左右。如何提高渦輪發動機的馬赫數上限、降低沖壓發動機的馬赫數下限并實現兩種發動機的“推力銜接”，是Ma6一級的TBCC的主要技術問題之一。目前，國內外TBCC組合動力存在多種技術方案，包括采用“超級燃燒室”的串聯TBCC技術方案[1-2]、預冷卻(射流預冷[3-4]和換熱預冷[5-9])渦輪發動機技術方案以及采用額外的引射火箭的三組合T/RBCC技術方案[10-11]等。針對上述組合動力方案的對比分析研究相對較少，究竟何種組合動力方案更加適合高超聲速巡航飛行器，需要開展相關研究。本文遵循“一種平臺，多種動力”的研究思路，基于相同的高超聲速飛行器飛行任務和氣動特性，對比分析渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合動力方案、渦輪/引射沖壓/雙模超燃沖壓組合(Trijet)動力方案、射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合動力方案和空氣渦輪火箭(ATR)/雙模態超燃沖壓組合動力方案，比較不同動力方案下的飛行器航程、巡航距離和爬升加速時間等飛行性能參數。

1 多種組合動力方案

1.1 渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機(方案1)

在渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機方案中，將渦輪發動機與亞燃沖壓發動機串聯作為低速通道，再與作為高速通道的雙模態超燃沖壓發動機并聯，如圖1所示。該方案中，渦輪發動機工作馬赫數0～2.3，亞燃沖壓發動機工作馬赫數2.0～4.0，雙模態超燃沖壓發動機的工作馬赫數4.0～6.5。渦輪發動機采用小涵道比渦扇發動機，其與亞燃沖壓發動機在馬赫數2.0～2.3時進行模態轉換。

1.2 渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機(方案2)

在渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機方案中，采用渦輪發動機、引射沖壓發動機與雙模態超燃沖壓發動機三者并聯的形式，如圖2所示。該方案中，渦輪發動機工作馬赫數0～2.3；引射沖壓發動機工作馬赫數0.8～4.0。其中，馬赫數0.8～2.0時，引射沖壓發動機工作在引射模態，而在馬赫數2.0～4.0時，引射沖壓發動機工作在沖壓模態；雙模態超燃沖壓發動機工作馬赫數4.0～6.5。

1.3 射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機(方案3)

在射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機方案中，采用射流預冷渦輪發動機與雙模態超燃沖壓發動機并聯的形式，如圖3所示。射流預冷渦輪發動機工作馬赫數0～3.5，射流預冷的工質為水；雙模態超燃沖壓發動機的工作馬赫數3.5～6.5。

1.4 空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機(方案4)

在空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機方案中，采用空氣渦輪火箭發動機(ATR)與雙模態超燃沖壓發動機并聯的形式，如圖4所示。空氣渦輪火箭發動機工作馬赫數0～3.5，雙模態超燃沖壓發動機工作馬赫數3.5～6.5。

表1給出了上述4種組合發動機方案在不同馬赫數范圍工作的發動機狀態。方案1和方案2中的渦輪發動機均基于現階段渦輪發動機水平，其工作馬赫數范圍0～2.3；方案3通過射流預冷手段將渦輪發動機的工作馬赫數上限提高到3.5；方案4的空氣渦輪火箭發動機的工作馬赫數上限為3.5。

表1 多種組合發動機工作狀態及工作馬赫數Table 1 The modes of different combined cycle engines

2 組合動力性能計算方法

2.1 渦輪發動機性能計算方法

針對組合動力方案的評估，首先需要開展的是組合動力的性能計算，獲得其高度、速度特性。參考文獻[12-14]，本文采用基于部件法的性能計算模型和計算方法進行渦輪發動機和沖壓發動機的高度、速度計算。

2.2 射流預冷渦輪發動機性能計算方法

隨著飛行馬赫數增加，自由流的總溫增加，導致傳統渦輪發動機的換算轉速下降，壓氣機壓比和效率會有所下降，使得渦輪發動機性能下降；在渦輪前溫度和加力燃燒室出口溫度受限的情況下，燃燒室加熱量也會隨自由流總溫的增加而減小，這些因素都導致單位推力Fs隨著飛行馬赫數的增加而下降。射流預冷渦輪發動機與傳統發動機的不同在于：在壓氣機前利用液體冷卻劑噴射裝置，蒸發冷卻進入壓氣機的高溫氣流，使壓氣機前空氣總溫降低或維持在某一溫度，增大流量，從而擴大發動機的飛行包線。

在射流預冷發動機性能計算過程中，除渦輪發動機計算模型外，還需要考慮熱交換系統計算模型。射流預冷的熱交換系統主要由熱交換器、射流冷卻器組成。不飽和態的水在熱交換器中通過熱交換轉化為過熱蒸汽，在射流冷卻器中通過對流摻混來冷卻來流總溫。射流預冷的熱交換系統相當復雜，在對其特性的計算中，本文采用簡化數學模型[15]。

2.3 空氣渦輪火箭發動機性能計算方法

空氣渦輪火箭發動機性能計算方法，是在航空發動機性能計算方法的基礎上建立的。在設計點計算時，依次計算進氣道、壓氣機、渦輪、內外涵混流器、燃燒室、尾噴管出口參數，由推力公式計算ATR的推力[16-18]。ATR的非設計點數學模型可由非線性方程組來描述[18]。方程組的自變量包括物理轉速、壓氣機壓比、渦輪前溫度和渦輪進口燃氣流量。ATR必須滿足3個共同工作的條件：壓氣機與渦輪功率平衡、混流器進口內外涵氣流靜壓相等、燃燒室出口與尾噴管的流量平衡。在給定發動機調節規律下(如渦輪前溫度)，通過求解這3個共同工作方程，即可確定ATR的共同工作點，再根據設計點的計算方法得到ATR的推力。

2.4 引射沖壓發動機性能計算方法

引射沖壓發動機的基本工作機理是：高溫高壓的一次流的高速流動通過引射作用吸入環境的二次流，兩股氣流之間的動量和能量進行組合分配形成一股氣流，再經過燃燒釋熱并通過尾噴管將高溫燃氣排出，從而產生推力。引射沖壓發動機主要包括進氣道、燃氣發生器、引射器、燃燒室和尾噴管。燃氣發生器主氣流為超聲速，進氣道二次流為亞聲速，引射器部分具有恒定的面積和幾何形狀，其出口平面氣流處于堵塞或臨界狀態。理想的引射沖壓發動機如圖5所示。

引射沖壓發動機的性能計算采用準一維計算方法。火箭噴管出口的高溫燃氣一次流與從進氣道進入的空氣二次流在引射器內充分混合，并假設在引射器出口(e截面)達到熱壅塞狀態(Ma=1)，充分混合的氣流在沖壓燃燒室內組織燃燒，最后經噴管排入大氣中。在引射器進出口截面，一次流與二次流滿足流量守恒、動量守恒和能量守恒，并且在i截面處一次流與二次流需要滿足靜壓相等，以此可以根據引射器進口氣流參數確定其出口氣流參數。詳細計算過程見文獻[19]。

2.5 雙模態超燃沖壓發動機性能計算方法

雙模態超燃沖壓發動機性能計算采用一維計算方法。針對超聲速燃燒室求解流量平衡、動量平衡和能量平衡的方程組獲得沿燃燒室軸向變化的氣流參數[26]。

(1)

其中，

式中：ρ為氣流密度；u為氣流速度；A為燃燒室橫截面積；Q為放熱量；m為質量流量；d為水力直徑；y為噴氫后的氣流動量增量，y=sinγ，其中γ為噴射角，垂直噴射時γ=90°，平行噴射時γ=0°；H為氣流總焓；Hr為燃燒總焓；p為氣流靜壓，假設其仍滿足熱狀態方程；E為總內能。

采用MacCormack有限差分格式對式(1)進行求解[26]。

2.6 同參數對比方法

發動機熱力循環參數、部件參數和空氣流量等參數不同，則計算得到的發動機性能也會不同。因此，針對上述多種組合動力方案，盡可能在相同的熱力循環參數下進行性能對比。射流預冷發動機與傳統渦輪發動機在設計點具有相同的熱力循環參數和空氣流量；ATR發動機依靠燃氣發生器出口較小的燃氣流量驅動渦輪，帶動壓氣機來壓縮較大流量的來流空氣，根據渦輪和壓氣機的功率平衡，該發動機壓氣機的壓比一般比較低，而渦輪落壓比相對較大，因此，ATR發動機無法具有與傳統渦輪發動機完全相同的熱力循環參數，本文在計算中僅保持ATR與渦輪發動機渦輪前溫度和部件效率相同。此外，多種組合動力方案之間的對比還基于以下同參數條件：

(1) 飛行馬赫數0～6.5；

(2) 飛行高度0～30km；

(3) 模態轉換前后兩種發動機推力相等；

各種組合動力方案均采用相同的燃料。

表2給出了部分發動機設計點的熱力循環參數。

表2 發動機部分設計點熱力循環參數Table 2 Some thermodynamic cycle parameters of engines on design points

此外，針對上述不同發動機類型，分別采用如下進氣道總壓恢復系數模型進行計算。低速流道發動機采用式(2)和(3)的進氣道模型，而高速流道發動機則采用式(4)的進氣道模型。

σi=0.97Ma≤1.0

(2)

σi=0.97[1-0.075(Ma-1)1.35]

1.0

(3)

σi=0.7-0.1(Ma-4) 4.0

(4)

3 高超聲速飛行器飛行性能計算方法

高超聲速飛行器的飛行性能與傳統飛行器一樣，是由作用其上的外力來決定的，這些力包括：發動機推力(安裝推力)、空氣動力(升力和阻力)和飛行器的重力。此外，當飛行高度小于40km時，地球曲率和自轉對飛行性能的影響可以不加考慮。因此，針對本文研究對象，即大氣層內的高超聲速巡航飛行器，可以采用傳統飛行器的平面平行地球引力場假設進行性能計算。飛行器在鉛垂平面(飛行平面)內的“質點”受力分析如圖6所示，其中L為升力，D為阻力，T為發動機推力，G為飛行器本身重力，θ為航跡傾角，α為迎角，V為飛行速度。

根據受力分析，可以得到飛行器運動控制方程為：

(5)

(6)

(7)

一般地，升力系數CL和阻力系數CD可以表示為飛行馬赫數Ma和迎角α的函數關系：

CL=f(Ma,α)

(8)

CD=f(Ma,α)

(9)

因此，在給定的飛行器推力和升阻特性下，可以根據式(5)～(9)計算出飛行器在該飛行狀態下的剩余功率Ps，則某一航段(從V1到V2，從h1到h2)的飛行時間為：

(10)

在計算過程中，每一任務航段飛行區間較小時，可用平均剩余功率Ps,avg進行簡化計算：

(11)

在飛行過程中，由于燃油的消耗，飛行器自身重力不斷變化。重力變化的計算，將根據航段中剩余功率Ps的不同分為兩種形式[20]：

(12)

因此，在給定飛行器的起飛重力、燃油重力、發動機推力和升阻特性以及飛行剖面后，沿任務剖面依次計算每一航段的飛行時間和飛行器重力變化，并將每一航段結束時的重力作為下一航段開始時的重力。最終根據剩余燃油重力計算其能夠維持的巡航時間(巡航階段Ps=0)，總的航程即為燃油完全消耗時所有任務航段的飛行距離之和：

(13)

4 多種組合動力方案高度、速度特性分析

4.1 渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機性能分析

圖7和8給出了渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機的高度、速度特性。圖7為組合發動機的推力特性(不同高度和不同速度下的推力，通過除以海平面推力進行了無量綱化處理)。圖中左側紅色曲線、淺藍色曲線分別表示渦輪發動機的最大狀態(開加力狀態)和中間狀態(不開加力狀態)。從圖中可以看到：(1) 在最大狀態下，渦輪發動機推力隨著飛行馬赫數的增大而增大；當馬赫數接近2.0時，推力變化趨于平緩；Ma=2.2時，推力達到最大；Ma=2.3時，推力略微下降。(2) 在中間狀態下，渦輪發動機推力在Ma=1.5時達到最大；隨著馬赫數繼續增大，推力開始下降。(3)Ma=2.3～4.0時，亞燃沖壓發動機的推力隨著飛行馬赫數的增大而增大。(4) 雙模態超燃沖壓發動機的推力隨著飛行馬赫數的增大而增大。在相同馬赫數下，發動機推力隨著飛行高度增大而下降，主要是由于飛行高度增大、空氣密度減小而使得發動機空氣流量減小。

圖8為組合發動機的比沖特性。在中間狀態下，渦輪發動機的比沖范圍在2000～4000s左右，在最大狀態下，比沖范圍在1400～1800s左右；沖壓發動機的比沖范圍在1200～1400s左右；雙模態超燃沖壓發動機的比沖范圍在800～1000s左右。計算得到的發動機比沖在其馬赫數范圍內與典型的發動機比沖范圍[21]一致。

4.2 渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機性能分析

圖9和10給出了渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機的高度、速度特性。圖9中的綠色曲線表示引射沖壓發動機的推力變化。Ma=0.8～2.3時，引射沖壓發動機工作在引射模態下(即火箭開啟狀態下)，其推力如圖中綠色虛線表示，推力隨著馬赫數增大而增大；Ma=2.3～4時，引射沖壓發動機的火箭關閉，此時引射沖壓發動機工作在沖壓模態下。Ma= 4～6.5時，雙模態超燃沖壓發動機的推力依然隨馬赫數增大而增大。

圖10為組合發動機的比沖特性。Ma=0.8～2.3時，引射沖壓發動機的比沖隨著馬赫數的增大而增大，火箭發動機的比沖明顯低于沖壓發動機的比沖；而隨著馬赫數的增大，引射沖壓發動機的沖壓能力增強，發動機工作狀態中沖壓所占的比例也隨之提高，因此其比沖也隨之提高。當火箭關閉時，引射沖壓發動機在沖壓模態下的比沖明顯提高。

4.3 射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機性能分析

圖11和12給出了射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機的高度、速度特性。圖11為組合發動機的推力特性。Ma=0～2.2時，射流預冷渦輪發動機冷卻裝置不工作，此時作為傳統渦輪發動機工作。Ma>2.2時，發動機的冷卻裝置開始工作，在進氣道中噴入冷卻水，使得壓氣機入口總溫保持在420K，直到Ma=3.5。從其推力曲線的變化可以看到，在Ma=2.2～3.5時，射流預冷發動機的推力隨著馬赫數增大而大幅度增加。其原因是：保持壓氣機入口總溫不變，則發動機的共同工作點基本不變，此時發動機能保持在一個固定的換算轉速和換算流量下工作，因此，發動機的空氣流量隨著來流馬赫數的增大而顯著增大；雖然發動機單位推力隨著馬赫數的增大而下降，但其下降程度小于空氣流量的增加程度，最終使得發動機推力隨著馬赫數的增大而繼續增加。

圖12為組合發動機的比沖特性。Ma=0～2.2時，射流預冷發動機的比沖特性與傳統渦輪發動機相同；Ma=2.2～3.5時，射流預冷發動機的比沖明顯下降，這是因為冷卻水作為飛行器所攜帶的消耗工質，需與發動機燃料一同包含在比沖計算中；隨著飛行馬赫數增大，自由流總溫增加，單位空氣流量冷卻至420K時的冷卻水流量也隨之增加，因而其比沖隨馬赫數的增大而大幅度下降。Ma=3.5時，射流預冷發動機的比沖已低于600s。

4.4 空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機性能分析

空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機的高度、速度特性如圖13和14所示。圖13為組合發動機的推力特性。可以看到，空氣渦輪火箭發動機的推力隨著飛行馬赫數的增大而增大，與引射沖壓發動機相類似，隨著馬赫數的增大，其沖壓能力有所提高，同時渦輪機械的換算轉速下降，其風扇壓比接近于1，此時空氣渦輪火箭發動機的工作模態類似于沖壓發動機，因此其推力隨著馬赫數的增大而增大。

圖14為組合發動機的比沖特性。與引射沖壓發動機相類似，Ma=0～3.5時，空氣渦輪火箭發動機的比沖隨著飛行馬赫數的增大而增大，但Ma=2.6～3.0時，其比沖略微下降；與引射沖壓發動機在引射沖壓模態時的比沖相比，空氣渦輪火箭的比沖較高。與之類似的是文獻[19]在相同熱力參數下對比了空氣渦輪火箭發動機和引射沖壓發動機的性能，空氣渦輪火箭發動機的比沖要高于引射沖壓發動機的比沖，這也說明了旋轉機械的能量傳遞機理比粘性能量的傳遞機理更加有效[19]。盡管空氣渦輪火箭發動機的比沖要高于引射火箭發動機，但在低飛行馬赫數范圍內，其比沖相比于傳統渦輪發動機要低得多。

4.5 多種組合動力方案性能對比分析

為進一步分析多種組合動力方案性能的差異，在高度、速度特性圖上選取若干點進行對比，選取的飛行馬赫數和飛行高度如表3所示。

表3 組合動力方案性能對比的不同飛行馬赫數和高度Table 3 The flight conditions of different combined schemes

不同飛行馬赫數和高度下的多種組合動力方案的推力和比沖分別如圖15和16所示。其中，推力均作了歸一化處理，即多種組合動力均具有相同的起飛推力。從推力對比圖可以看到：Ma=1.0～2.0時，渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合動力方案下的引射沖壓發動機與渦輪發動機共同工作，其推力明顯提高；Ma>3.0時，射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合動力具有明顯的推力優勢。從比沖對比圖可以看到：Ma=0～6.0時，渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合動力具有較高的比沖；渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合動力在引射火箭工作時，其比沖大幅度下降；Ma>3.0時，射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合動力比沖較低。空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合動力的推力和比沖在4種組合動力方案中處于中間水平。因此，多種組合動力方案的推力和比沖無法在單獨的飛行狀態點上進行一一比較，并進而用來說明其性能優劣。“產品”性能的優劣，還需要從“用戶”體驗角度進一步評判。組合動力的“用戶”是高超聲速飛行器，因此，需要開展基于多種組合動力的高超聲速飛行器飛行性能對比研究。

5 不同動力的高超聲速飛行器飛行性能對比分析

進行高超聲速飛行器飛行性能計算，首先需要確定高超聲速飛行器的飛行軌跡。圖17中的紅色、綠色和藍色曲線分別給出了SR-71[22]、SteamJet[4]和Manta 2025[23]的飛行軌跡。雖然每個飛行器的飛行軌跡不盡相同，但一般包括：(1)從海面起飛，水平加速至Ma=0.8～0.9；(2)等馬赫數爬升至h=8～11km；(3)水平加速或俯沖加速至Ma=1.2～1.5的跨聲速航段；(4)爬升加速至等動壓段的起始馬赫數和高度，等動壓段范圍依據機體結構、熱防護、燃燒室燃燒穩定性等諸多因素，一般在24～96kPa之間選取[19]，SR-71、SteamJet和Manta 2025飛行器的等動壓段范圍為34～96kPa；(5)等動壓爬升至巡航馬赫數和高度；(6)等馬赫數和等高度巡航。

圖17 文獻[4, 22-23]高超聲速飛行器飛行軌跡和本文確定的飛行軌跡
Fig.17Flighttrajectoriesofhypersonicaircrafts

基于上述飛行軌跡，本文所確定的飛行軌跡如圖17中的黑色曲線所示。該飛行軌跡的關鍵航段包括：海平面起飛，爬升加速至Ma=0.8、h=0.5km；等速爬升至h=11km；水平加速至Ma=1.2；爬升加速至Ma=2.0、h=13km，此時動壓為46.3kPa；等動壓爬升至Ma=6.5、h=28km；此后飛行器開始進行等馬赫數、等高度巡航。為了簡化計算，飛行軌跡中忽略了下滑和著陸航段，這是因為在下滑和著陸航段中不需要發動機做功，飛行器依靠自身阻力或減速傘減速下降，發動機僅工作在慢車狀態，其對整個飛行任務的燃油消耗影響較小。詳細的飛行馬赫數和飛行高度沿飛行軌跡的變化如表4所示。

表4 高超聲速飛行器的飛行軌跡Table 4 The flight trajectories of hypersonic vehicle

在給定飛行軌跡后，還需要高超聲速飛行器的升阻特性作為飛行性能計算的輸入條件。高超聲速飛行器具有寬廣的飛行馬赫數范圍，必須采用具有高升阻比的氣動外形設計。目前，高超聲速飛行器常采用升力體、乘波體和高的長細比氣動外形。不同氣動外形的高超聲速飛行器所針對的飛行任務有所不同。對于高超聲速巡航飛行器，其氣動外形應綜合考慮不同馬赫數下的氣動性能，在上述3種氣動外形中進行折中[24]。本文采用典型的高超聲速飛行器——S?nger飛行器的升阻特性[25]，如圖18所示。可以看到，該飛行器的阻力系數和升力系數在跨聲速附近(Ma=0.95)達到最大。

在上述給定的飛行任務、飛行器升阻特性以及相同的起飛重力和推進劑重力下(推進劑包含燃料、氧化劑和冷卻水等，共占飛行器起飛總重的45%)，分別計算了不同起飛推重比下的各組合動力方案的飛行性能。

翼載為4000Pa時，起飛推重比分別為0.6、0.7和0.8下的不同組合動力方案的航程和巡航距離如圖19所示。從圖中可以看到:飛行器的航程和巡航距離隨著起飛推重比的增大而增加;渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機的航程和巡航距離最大，而射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機和渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機次之，空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓發動機的航程和巡航距離最小。

圖20給出了不同起飛推重比下的多種組合動力方案的總爬升加速時間和跨聲速時間。從圖中可以看到，隨著起飛推重比的增大，飛行器的加速時間明顯減少。空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機的總爬升加速時間最短；而在跨聲速段，渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機的飛行時間最短。

圖20 不同起飛推重比下的多種組合動力方案爬升加速時間和跨聲速時間

Fig.20Theclimbandaccelerationtimeandthetransonictimeofdifferenttakeoffthrust-loading

由上述結果可以看到，飛行器的飛行性能隨著起飛推重比的增大而提高，其原因為：在飛行器升阻特性和發動機高度、速度特性不變的情況下，在飛行過程中，隨著起飛推重比的增大，加速性能提高，飛行器可以更快地爬升加速至巡航點，因而有更多燃料可以用于巡航，巡航距離也因此增大。

從4種組合動力方案的飛行性能比較可以看到：在相同的翼載和起飛推重比下，渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃組合沖壓發動機具有最大的航程和巡航距離，但其爬升加速時間也最長；而空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機的航程和巡航距離最短，但其加速性能較高，爬升加速的時間最短。

6 結 論

針對渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機、渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機、射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機和空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機等4種組合動力方案進行了性能計算與對比分析，基于相同的高超聲速飛行器飛行任務和氣動特性，比較了不同動力組合方案下的飛行器航程、巡航距離和加速時間等性能參數。主要結論如下：

(1) 在4種方案中，渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機方案具有較高的比沖。

(2)Ma=1.0～2.0時，渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機方案下的引射沖壓發動機與渦輪發動機共同工作，推力明顯提高；Ma>3.0時，射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機方案具有明顯的推力優勢；在引射火箭工作時，渦輪/引射沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機方案的比沖大幅度下降；Ma>3.0時，射流預冷渦輪/雙模態超燃沖壓組合發動機方案的比沖較低；在4種方案中，空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機方案的推力和比沖處于中間水平。

(3) 在4種方案中，飛行器航程、巡航距離均隨著起飛推重比的增大而增大，而爬升加速時間隨著起飛推重比的增大而明顯縮短。

(4) 在相同的翼載和起飛推重比下，渦輪/亞燃沖壓/雙模態超燃沖壓組合發動機方案具有最大的航程和巡航距離，但其爬升加速時間也最長；而空氣渦輪火箭/雙模態超燃沖壓組合發動機方案的航程和巡航距離最短，但其加速性能較高，爬升加速的時間最短。