前沿领域2035 | 高超声速航空发动机：技术发展趋势

抖音推荐 2025年08月14日 15:49 1 admin

本期导读

高超声速航空发动机的研发难度很大，迄今尚未实现工程应用。国内外多家机构提出了涡轮冲压组合、涡轮 / 火箭基组合循环、空气涡轮火箭、强预冷等多种类型的高超声速航空发动机方案，在曲折中不断前进，呈现出蓬勃发展的态势。

涡轮冲压组合高超声速航空发动机

国际上的 TBCC 发动机取得了很大进展，但依然面临巨大挑战。一是在高度 20 km 以上、马赫数 2.2 以上条件下，发动机存在“推力鸿沟”，难以推动飞机爬升至 26 km 及加速至马赫数 3.5 以上。二是水平起降高速飞机长时间以高速飞行，对发动机在冷却条件恶化情况下的长时间工作能力提出了更高要求，给发动机的寿命、燃料等带来了极大挑战。三是多动力单元模态转换及控制问题，主要是指在不同动力模态转换过程中，存在多变量之间耦合作用、不同运行状态控制模态无扰动转换、不同控制规律实现方法等问题。四是水平起降高超声速飞机有效载荷和载油量占起飞重量的比例进一步下降，若发动机推力重量比不够高，则飞机有效载荷与航程将受到影响，限制了其工程应用价值。针对上述挑战， TBCC 发动机的发展趋势如下。

（ 1）拓展涡轮基工作范围，如发展高速涡轮发动机、采用来流预冷等方式。高速涡轮发动机可将涡轮发动机的工作速域拓展到马赫数 4 级，但该技术难度极大，研究周期长，近期内无法实现。采用射流预冷或换热预冷方式扩展涡轮基包线，是短期内可实现的较好的技术途径。

（ 2）发展宽域工作冲压发动机，如双模态超燃冲压发动机。可通过几何调节保证进气道能够宽速域正常工作、燃烧室内燃烧释热规律可控，从而降低双模态超燃冲压发动机工作下边界，并充分发挥高性能优势，满足宽域工作性能需求。

（ 3）基于飞机— 发动机一体化，联合开展 TBCC 发动机的技术研究与验证。TBCC 发动机研制依托于各子系统关键技术的研究成果，而各子系统关键技术的攻关与验证又与飞机—发动机一体化关联强烈，必须基于飞机—发动机一体化开展联合研究，重视飞机的牵引和约束，在提高各子系统关键技术验证的实用性和准确性的条件下分步验证各子系统的关键技术，逐步提升各子系统关键技术的成熟度。

（ 4）提高 TBCC 发动机的推力重量比。利用轻质高强度材料，如复合材料、纳米材料、高强高韧轻质材料等，探索发动机结构简化设计技术，如整体叶环、空心叶片、对转涡轮、对转冲压压气机、附件小型化一体化技术等。

涡轮 / 火箭基组合循环高超声速航空发动机

T/RBCC 发动机在 TBCC 发动机的基础上，通过引入具有高推力重量比、高单位迎风面积推力的小重量与小尺寸的火箭发动机，一方面可实现 TBCC发动机宽速域的推力连续，使得飞行器快速通过“推力鸿沟”速域，并依托加速时间的减少有可能减弱或完全避免低比冲火箭带来的燃油消耗增加问题：另一方面，引入火箭可有效减轻 TBCC 发动机在加速段的大推力负担，可将TBCC 发动机的设计工况更偏向于巡航状态，有利于 TBCC 发动机尺寸及重量的综合优化。经过多年的发展和创新，国内外涌现了众多 T/RBCC 发动机工程方案，其组合方式主要有两大类：一类是将火箭作为独立的助推器安装于 TBCC 发动机系统之外，如 Lapcat Ⅱ的先进火箭 / 双模态冲压推进系统；另一类是将火箭置于通道中与冲压燃烧室组合为引射火箭冲压的方式，如美国波音公司和航空喷气公司的 TriJet 组合循环发动机，以及中国的北京动力机械研究所的 TRRE 和厦门大学的 XTER 发动机等。

T/RBCC 发动机系统通常包含多个通道、多种燃烧模态、共用进排气系统调节等。T/RBCC 发动机需要适应宽范围高性能工作，包含涡轮、火箭引射、亚燃冲压、超燃冲压、超燃冲压 / 火箭、纯火箭等基本工作模态，以及亚声速、跨声速、超声速和高超声速等工作过程，需要对流道结构进行宽范围调节。目前，国内外针对 T/RBCC 发动机的进气道调节、极宽范围高速通道火箭冲压燃烧、模态转换、原理样机集成验证等开展了大量研究工作，工作进展良好，未来需要进一步研究突破以下关键技术：①宽速域、宽空域下发动机全流道一体化设计技术；②马赫数 0～ 6 级宽域可调进排气设计技术；③宽适应性燃烧组织增强技术；④结构一体化变工况火箭设计技术；⑤满足长时、重复使用要求的结构与热防护技术；⑥发动机协同控制技术。

空气涡轮火箭高超声速航空发动机

ATR 发动机的特殊结构与工作方式赋予了其突出的优点：在相同的材料与技术条件下， ATR 发动机的推力重量比可达普通涡轮发动机的 2 倍以上，具有更加宽广的工作范围，可适应飞行速度 0～ 4 倍声速、飞行高度0～ 30 km 的复杂工作状态。ATR 发动机比冲可达到火箭发动机的 4 倍以上，实现了更佳的经济性。相比冲压发动机， ATR 发动机克服了自起动性能差的缺点，可从海平面静止状态自主加速到高空高速巡航状态。

国内外对 ATR 发动机的进排气系统、压气机、燃气发生器、涡轮和主燃烧室等部组件，以及发动机总体热力循环分析等开展了大量研究，并完成了多个小推力 ATR 发动机的地面试验测试。尤其是采用对转冲压新原理技术的 ATR 发动机，已经完成了关键部件的试验验证，正在有序地推进整机系统集成设计工作，在不远的将来，这一新原理高性能动力装置必将在高超声速飞行领域发挥重要作用。然而， ATR 发动机尚面临如下几个关键的技术难题需要攻关：高通流压气机与涡轮设计技术、大调节比富燃燃气发生器设计技术、低碳烟高效燃烧及热端部件热防护问题、高温燃气与空气宽范围流量匹配问题、二次燃烧掺混及稳定性问题，以及长时工作高速转子冷却、润滑和密封问题。

通过与超燃冲压发动机组合或通过添加预冷器、换热器等部件，能形成多种新型循环 ATR 发动机，实现马赫数 0～ 8 高超声速推进，成为高超声速航空发动机的一条重要技术途径，这也是未来的重要发展方向。

强预冷高超声速航空发动机

为解决高马赫数飞行时发动机进口来流的高滞止温度带来的气动及结构等各种不利影响问题，强预冷成为一条极其重要的技术途径，可带来如下好处：降低进气温度，可扩展高马赫数飞行范围，增加推力，缓解发动机机体高温热防护问题；高温滞止热的适当利用可提高发动机循环热效率，同时预冷发动机内在的闭式循环系统可为飞行器高马赫数飞行提供所需的电力供给。

自 20 世纪 60 年代以来，国内外提出了多种预冷发动机方案，如 LACE、RB545、 ATRDC、 KLIN、 ATREX、 PCTJ、 SABRE 等。根据预冷器中的工作介质属性，可分为燃料直接换热预冷与闭式循环间接换热预冷两种类型。从整体上来看，采用燃料直接换热预冷的发动机方案较闭式循环间接换热预冷的发动机方案原理和结构较为简单，更易实现，但也存在安全性和比冲较低的问题。闭式循环间接换热预冷发动机的原理和系统组成复杂，实现技术难度大，但可利用闭式循环实现对来流高温滞止热的有效利用，而且驱动涡轮和空气压气机解耦，可采用更高的燃烧室温度，因此发动机具有更高的比冲性能。采用了闭式循环，避免了由预冷器失效导致的燃料与空气的直接接触，安全性有所提高。总体而言，两种发动机方案各有优劣，实现难度不同，适宜的飞行器应用方向也有所不同，均有其发展空间。

对于燃料直接换热预冷的发动机方案，现有方案，如日本的 PCTJ 发动机、中国北京航空航天大学的强预冷涡轮冲压组合发动机等均须采用高热沉的低温燃料（如液氢和甲烷）。但是液氢和甲烷等低温燃料均存在需要低温存储、使用较为复杂的问题，而且燃料密度较低，导致飞行器体积较大，这些限制了低温燃料直接换热预冷发动机的应用范围。为拓展燃料直接换热预冷发动机的应用范围，须发展高热沉常温燃料或利用燃料的裂解热等化学热沉，将强预冷技术与涡轮发动机、 TBCC 发动机组合，通过预冷器对来流进行适度预冷，适当拓宽涡轮发动机的工作范围或提升高马赫数下的发动机性能，促进高马赫数涡轮发动机的研制或为 TBCC 发动机解决“推力鸿沟”问题提供技术途径。

对于闭式循环间接换热预冷发动机方案，随着国内外对该类发动机研究的不断深入，通过多种飞行器应用方案论证明确了该类发动机适宜的工程应用前景，并通过不断迭代形成了较为完善的高性能发动机总体方案且已完成大量关键技术攻关，正在开展系统级或者技术验证机级集成验证，不断提高技术成熟度。英国正在全力推进 SABRE 核心机 Demo-A 的研制，一旦近年内完成该核心机的地面试验，实现对 SABRE 热力循环的可实现性验证，将极大地促进 SABRE 的发展。

国内包括北京航空航天大学、西安航天动力研究所、中国航天科工集团第三研究院三十一研究所、哈尔滨工业大学、中国科学院工程热物理研究所、国防科技大学等对强预冷高超声速航空发动机中的关键系统 / 部件完成了大量研究工作及试验验证，部分技术成熟度达到 2～ 3，取得了多项国际一流的研究成果，但总体上仍落后于国际先进水平。按目前的发展趋势，我国有望在2025 年前实现小推力量级发动机整机级集成验证，初步形成较为完备的强预冷高超声速航空发动机研制能力，为后续大推力量级强预冷高超声速航空发动机的研制奠定坚实基础。

本文摘编自《中国高超声速航空发动机2035发展战略》，研究组组长为中国科学院院士李应红，标题和内容有调整。

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内容简介

进入 21 世纪以来，高超声速航空发动机技术得到国际上的高度重视，我国也开展了积极探索，取得了重要进展。《中国高超声速航空发动机 2035发展战略》主要介绍高超声速航空发动机的定义与内涵、科学意义和战略价值，从涡轮冲压组合高超声速航空发动机、涡轮 / 火箭基组合循环高超声速航空发动机、空气涡轮火箭高超声速航空发动机、强预冷高超声速航空发动机等方面介绍高超声速航空发动机的发展现状与趋势，凝练出高超声速航空发动机的关键科学问题、关键技术问题与发展方向，并提出高超声速航空发动机领域发展的相关政策建议。

本书为相关领域战略与管理专家、科技工作者、企业研发人员及高校师生提供了研究指引，为科研管理部门提供了决策参考，也是社会公众了解高超声速航空发动机发展现状及趋势的重要读本。

研究组组长简介

李应红，1963年1月5日出生于重庆市奉节县，航空推进理论与工程专家，专业技术一级，专业技术少将军衔，中国科学院院士。现任第十九届中央候补委员，空军工程大学航空航天工程学院教授、博士生导师，航空等离子体动力学国家级重点实验室和飞机推进系统军队重点实验室主任。