组合动力系统主要包括涡轮基组合循环(turbine-based combined cycle，TBCC) 发动机、火箭基组合循环(rocket-based combined cycle，RBCC) 发动机、空气涡轮火箭(air turbine rocket，ATR)组合循环发动机和三组合发动机[3]。其中，TBCC发动机飞行速域宽(Ma为0~7.0)、空域大(0~35 km)，且具有综合比冲性能优越、适用场景丰富、可多次重复使用和易维护等优势，已成为高超声速飞行器的主要动力方案[4]。2010年，美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA) 公布了“2035年前美国吸气式推进技术发展路线”[5]，其中TBCC发动机位于高优先级发展行列。
模态转换过程需要动力系统各部件的高度协同，涉及气动、热力和控制等多学科交叉技术，复杂度高且实现难度大，已成为TBCC发动机发展过程中亟待解决的关键问题[9]。需要说明的是，冲压发动机在运行过程中(Ma为3.0~7.0)还存在由亚燃模态向超燃模态的转换，本文仅讨论涡轮发动机与冲压发动机之间的模态转换，不涉及燃烧模态的转换。
尽管目前已有大量关于TBCC发动机核心技术的综述研究，但这些研究多集中于TBCC发动机整体技术的发展，缺乏对模态转换过程中关键技术的系统性总结。为推动模态转换过程的深入研究，促进国内TBCC发动机技术从理论研究向工程应用转化，本文聚焦TBCC发动机模态转换过程，围绕进气系统、涡轮发动机与冲压发动机协同工作、排气系统和整机集成调控测试4个维度，系统分析了该过程涉及的关键技术，梳理了各关键技术的研究现状，并展望了各关键技术的未来发展趋势。TBCC发动机模态转换过程中，关键技术框架如图 2所示。
1 TBCC发动机发展概述
TBCC发动机模态转换技术发展历程可分为3个阶段：探索期(1960—2000年)，以美国SR-71为代表[10]，SR-71配备的J-58发动机成功实现了串联式TBCC发动机的模态转换，不仅验证了可变几何进气道的可行性，而且在模态转换和引射喷管设计等方面的突破，为TBCC发动机技术的发展奠定了坚实基础，具有划时代意义[11]。验证期(2000—2010年)，重点研究并联式布局，美国在可重复使用高超声速组合动力系统开发项目FaCET(falcon combined-cycle engine technology)[12]和模态转换(mode transition，MoTr) 验证项目[13]的支持下突破了涡轮与冲压发动机协同控制技术瓶颈，并在先进全速域发动机(advanced full range engine，AFRE)项目[14]的支持下完成了Ma为0~5.0条件下的模态转换地面验证[15]。工程化期(2010年至今)，以美国洛克希德·马丁(Lockheed Martin)公司的高超声速飞行器SR-72[16]为代表，重点关注TBCC发动机的整机集成和宽速域稳定性，将预冷技术和旋转爆震燃烧技术作为组合发动机“推力陷阱”问题的解决方案，如美国Hermeus公司基于F100发动机研发的射流预冷型发动机和GE公司正在研发的基于旋转爆震燃烧技术的组合发动机。模态转换技术逻辑矩阵如图 3所示。
国际上，美国在模态转换控制和试验验证方面处于领先地位，俄罗斯侧重于研究动力系统并联式布局，日本和欧盟聚焦于预冷技术研究，而中国在进排气系统设计和控制策略研究等领域已取得积极进展。
美国通过一系列重要计划的支持，较系统地研究了TBCC发动机技术，技术演进如图 4所示。2003年，美国空军与美国国防部高级研究计划局(Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA)联合启动了“猎鹰”计划[12]。其中，FaCET与高速涡轮加速器(high speed turbine engine demonstration，HiSTED)项目协同推进了并联式TBCC发动机关键技术的研发[3]。基于FaCET和HiSTED项目的技术积累，DARPA进一步支持了MoTr项目，旨在验证TBCC发动机由涡轮发动机向双模态冲压发动机过渡的模态转换技术[13]。2017年，DARPA启动了AFRE项目[14]，该项目整合FaCET、HiSTED和MoTr等项目的技术成果，重点突破了Ma为0~5.0时TBCC发动机的系统集成和模态转换地面验证技术瓶颈[15]。相关研究表明，美国空军与Lockheed Martin公司合作研发的新一代“察打一体”高超声速飞行器SR-72将充分继承上述项目的关键技术成果[16]。据近期相关报导，在美国空军的支持下，Hermeus公司正在研发的Darkhorse高超声速飞行器将成为当前美国TBCC发动机技术发展的重要标志之一，Darkhorse配备的Chimera发动机将采用串联式TBCC布局。
俄罗斯将并联式TBCC发动机作为主要研究方向。1993年，俄罗斯中央航空发动机研究院(Central Institute of Aviation Motors，CIAM)正式启动了TBCC发动机研究工作[7]，并系统比较了串联式与并联式TBCC发动机的技术特点。结果表明，串联式TBCC发动机受飞行Ma限制较明显，难以在高Ma条件下有效保护涡轮发动机，且气路结构复杂，导致涡轮发动机性能损失较大。相比之下，并联式TBCC发动机结构更简单，在工程应用中更具优势。
日本和欧盟均侧重于进气预冷型TBCC发动机的研发。20世纪90年代，日本启动了超声速与高超声速推进系统研究(hypersonic transport propulsion system research，HYPR)计划[17]，并成功研制了HYPR90-C组合循环发动机技术验证机。在HYPR计划执行期间，相关研究人员完成了HYPR90-C发动机的模态转换过程验证和宽速域冲压发动机技术测试。随后，日本宇宙航空研究开发机构(Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA)提出了进气预冷型组合循环发动机ATREX(expander air turbo ramjet engine)[17]，并针对预冷器结构设计和防除霜等技术开展了深入研究。2005年，欧盟启动了长期先进推进概念与技术(long-term advanced propulsion concepts and technologies，LAPCAT)计划[15]，英国联合比利时等国研发了液氢预冷TBCC发动机Scimitar[18]，验证了采用预冷技术解决“推力陷阱”问题的可行性。英国反应动力公司(Reaction Engines Limited，REL) 研发了闭式循环进气预冷型发动机——协同吸气式火箭发动机(synergetic air breathing rocket engine，SABRE)[17]，该发动机被广泛认为是最有应用前景的高超声速动力解决方案之一。然而，由于资金短缺，REL于2024年10月宣布破产，因此SABRE发动机的研究工作停滞[19]。国外TBCC发动机典型项目及技术特点如表 1所示。
表 1 国外TBCC发动机典型项目及技术特点 |
| 国家/组织 | 项目 | 示意图 | 技术特点 |
| 美国 | SR-71 J-58发动机 |  | 突破了轴对称几何可调进气道、模态转换和引射喷管等技术瓶颈，被认为是世界上最早投入使用的TBCC发动机[10-11] |
| FaCET |  | 采用三维喷管设计和整机集成技术，进行了Ma为6.0级TBCC发动机的地面验证[12] | |
| MoTr |  | 集成FaCET项目的进气道与尾喷管、PW9221双模态冲压发动机的燃烧室和HiSTED项目的高速涡轮发动机，进行了TBCC发动机模态转换技术验证；最终，由于高速涡轮发动机研制难度大而终止[13] | |
| AFRE |  | 继承FaCET和MoTr项目技术成果，集成F405-RR-402无加力涡扇发动机，完成Ma为0~5.0级全尺寸TBCC发动机模态转换地面验证[14] | |
| Chimera发动机 |  | 采用并联式TBCC发动机布局，基于F100发动机设计射流预冷装置，已完成TBCC发动机模态转换技术地面验证，以及发动机燃料、液压和热管理等关键子系统性能的飞行验证 | |
| 俄罗斯 | CIAM的TBCC项目 |  | 系统对比了并联式与串联式TBCC发动机的技术特点，确定了结构更简单和高速性能更优异的并联式TBCC发动机[7] |
| 日本 | HYPR |  | HYPR90-C组合循环发动机通过独立外涵冲压通道和可变面积涵道引射器等结构设计，完成了Ma为2.5时涡扇模态向冲压模态的转换验证[17] |
| ATREX |  | 采用混合压缩式超声速进气道设计、可变几何和进气预冷等技术，研发了液氢开式循环预冷器，攻克了预冷器结构设计和防除霜等技术难题[17] | |
| 欧盟 | 液氢预冷发动机Scimitar |  | 研发了闭式循环和强预冷技术，避免了TBCC发动机模态转换的“推力陷阱”问题，但存在高效轻质换热器的结构设计难度大和氢脆问题[18] |
| SABRE发动机 |  | 采用闭式循环强预冷技术，将氦作为冷却介质，解决了传统预冷器氢脆问题，并引入火箭发动机助推技术，实现了单级入轨功能[17] |
近年来，国内研究人员围绕TBCC发动机的总体设计、可调进排气系统研发和关键部件/整机级试验测试等方面开展了系统性研究，并在发动机一体化集成、宽速域进排气系统设计和模态转换控制等关键技术领域取得了显著进展。在进排气系统设计方面，文[20-24]优化了多款进气道、喷管和可变几何调控装置，并系统研究了其工作特性；在整机控制领域，文[25-30]针对TBCC发动机不同飞行任务，设计了多种整机智能控制方案；在整机集成和试验测试方面，文[31-32]研发了涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机(turbo-aided rocket-augmented ramjet combined cycle engine，TRRE)，完成了原理样机集成和部分部件的试验测试工作。
从世界各国或组织TBCC发动机技术的发展历程来看，均遵循从部件级结构设计、关键技术开发与验证、整机一体化集成到试验测试的技术路线。美国在理论探索和试验测试领域处于领先地位，研究持续性强，且基础扎实；俄罗斯、日本和欧盟等目前仍处于单项技术开发阶段，正逐步向系统级集成测试方向推进，技术成熟度相对较低。
2 TBCC发动机模态转换关键技术研究进展
在高超声速飞行器由低Ma向高Ma跨速域飞行过程中，TBCC发动机经历了涡轮发动机单独运行、涡轮与冲压发动机同时运行和冲压发动机单独运行等多个工作状态，存在不同工作模态之间的转换。该过程涉及进排气系统几何结构动态调节、涡轮与冲压发动机工作状态切换和高低速流道气流干涉等复杂技术问题。由于组合发动机各部件间耦合性极强，模态转换过程需解决整机协同控制等关键技术问题。本文从进气系统、涡轮与冲压发动机和排气系统等核心部件设计到发动机整机集成调控，系统分析了TBCC发动机模态转换过程的关键技术。
2.1 进气系统关键技术
在TBCC发动机模态转换过程中，进气系统是适应宽速域飞行和保障各工作模态稳定切换的关键模块。TBCC发动机进气系统应具备高效捕获来流、精确调控进气和动态响应不同发动机的进气需求等能力，且存在气动设计、变几何结构设计和模态转换流场动态控制等技术递进逻辑。为实现上述目标，应重点研究进气系统气动设计、进气系统调控和模态转换过程高低速流道流动耦合特性调节等技术。
2.1.1 气动设计技术
进气系统气动设计是实现发动机宽速域工作性能的重要基础，核心在于精确设计激波系，并有效控制宽速域激波/边界层干扰流动。另外，不同的进气道类型和布局形式也是影响进气系统流量捕获和流动稳定等综合性能的重要因素。
由于宽速域进气道的基本工作原理是利用激波系实现来流减速和增压，因此激波系决定了宽速域进气道的压缩效率、稳定工作边界和宽速域适应性。为精确设计激波系，近年来研究人员相继提出一系列先进设计方法[33]。李程鸿等[34]提出一种激波系整体重构的激波控制技术(见图 5a)，其核心在于通过二次流注入，有效推动前体第1级激波，并减弱甚至消除第2级激波，该方法使定几何可调进气道在提升总压恢复的同时，显著降低流量消耗。Li等[35]采用Lagrange方法优化了二维高超声速进气道的激波形状，并研究了整流罩内角和进气道长度等几何约束条件对激波系布置和性能平衡的影响规律，为宽速域进气道激波系参数优化提供了理论支撑。吴孟君[36]研究了基于弯曲激波压缩的进气道激波系设计方法(见图 5b)，通过多目标组合优化和壁面压力反设计方法获得了性能优异的弯曲激波压缩外形，并设计了涡轮和冲压通道。在宽Ma范围内，该设计方法的流量系数和隔离段出口总压恢复系数均优于常规设计方法。
在进气道工作过程中，激波与进气道边界层的相互作用会造成复杂的激波/边界层干扰现象，进而导致进气道工作性能显著下降[37]。因此，研究有效的激波/边界层干扰控制方法成为确保进气道工作性能的关键[38]。各类气体流动控制方法中，边界层泄流和涡流发生器等技术比较成熟。其中，边界层泄流技术通过在进气道壁面布置泄流孔或泄流缝，将低能边界层移出流道，从而有效控制激波诱导逆压梯度引起的边界层分离现象。然而，该方法存在大面积泄流导致的进气流量损失和附加阻力上升等问题[39]。金毅等[40]针对矩形混压式超声速进气道，通过风洞试验系统研究了泄流出口面积对进气道喘振特性的影响规律。结果表明，增加泄流出口面积会提高喘振幅度，但同时会降低振荡主频。郭赟杰等[41]提出一种与壁面鼓包相结合的泄流控制方法，如图 6所示。其中：Lcowl为唇口长度；Liso为隔离段长度；Hiso为隔离段高度；Lramp为压缩面长度；α2为压缩面角度；L1为泄流腔前段长度；L2为泄流腔后段长度；L3为斜面长度；L4为泄流出口长度；H1为泄流腔高度；W1为泄流槽入口宽度；Lbump为鼓包长度；γ为槽口倒角。该方法通过在鼓包迎风面附近开设泄流缝，利用激波前后的压差导出低能气流。结果表明，该方法通过损失约1%的捕获流量，即可显著减小分离区面积，并允许使用更小尺寸的鼓包，有效增强了鼓包在激波入射位置不利时的控制能力。
涡流发生器将外部高动量流体输入边界层内，以增强边界层的抗反压能力，进而延迟或削弱激波/边界层干扰[42]。胡万林等[43]通过研究叶片式涡流发生器对Ma为2.9条件下压缩拐角激波/边界层干扰的控制作用，发现涡流发生器(安装位置如图 7a所示)诱发的流向涡是控制边界层分离的关键因素，并进一步优化了同向旋转叶片式涡流发生器构型，兼顾了边界层分离控制效果和系统降阻。针对宽速域进气道的实际应用，设计兼具高性能和强工况适应性的涡流发生器，已成为该领域面临的核心挑战和重点发展方向。张悦等[44]提出一种基于记忆合金的可变形大长高比涡流发生器，并通过风洞试验验证了该装置的精确自主变形能力。结果表明，该装置可使进气道出口总压恢复系数从无控制时的0.557提升至0.603。王梦格等[45]提出一种振荡式涡流发生器，如图 7b和7c所示，其中Xp为涡流发生器尾缘到激波入射点的距离。该装置不仅能增强边界层流动与高速主流的掺混，而且其“挤压”和“抽吸”效应可显著增加边界层内速度分布的饱满程度。此外，磁流体控制[46]、等离子体合成射流[47]、次流循环腔[48]以及组合式方案[39]等控制技术正成为研究热点，激波/边界层干扰控制技术已呈现出主被动协同控制与精准快速调控并行发展的趋势。
近年来，研究人员通过进气道设计方法创新[53]、多目标优化进气道结构参数[54]和优化非设计点进气道气动特性[55]等方法显著改善了进气道综合性能。然而，由于轴对称式进气道难以兼顾宽速域范围内高低速通道的进气需求和气动性能(不满足并联式TBCC发动机的宽速域工作要求)，且进气道中心锥通常沿轴线布置，因此大多应用于串联式TBCC发动机。此外，胡声超等[56]对比了二元式与轴对称式进气道的工作性能，指出二元式进气道具有工作Ma更宽、激波间干扰更弱和出口流场更均匀等优势。综上所述，相较于轴对称式进气道，二元式进气道具有更强的来流捕获和可变几何能力，使进气系统在非设计点下气动性能更强，可满足TBCC发动机的宽速域工作需求。
研发新型进气道设计方法和多目标结构参数优化技术，是推动二元式进气道实现TBCC发动机宽速域工程应用的前提。朱伟等[23]采用弯曲压缩进气道反设计方法，设计了混合并联式二元弯曲压缩进气道(见图 9)，重点研究了模态转换过程中进气道的综合气动性能，使涡轮和冲压发动机通道综合畸变指数均控制在5%以下。Fu等[57]针对二元式进气道开发了全局搜索多目标优化框架，并对进气道进行了多目标优化设计，相较于传统几何参数优化设计方法，总压恢复系数和流量系数分别提高3.97%和7.35%。在进气道设计过程中，引入外部能量添加技术可有效提升其综合性能。Liu等[58]利用该技术有效扩大了二元式高超声速进气道的工作范围，使进气道总压恢复系数提高59.26%。
三维内转式进气道采用三维完全内收缩式构型，具有结构紧凑、压缩效率高和进气捕获能力强等优点，已得到广泛关注[49]。2005年，Malo-Molina等[59]提出一种由椭圆形向圆形过渡的变截面构型三维内转式进气道，并对比了常规二元式进气道。结果表明，三维内转式进气道的来流捕获能力更强，使推进系统的推力增益可达24.87%[60]。据推测，美国新一代“察打一体”高超声速飞行器SR-72将使用三维内转式进气道构型[61]。三维内转式进气道存在构型设计难度大和三维弯曲激波系统复杂等问题，设计并优化进气道结构，从而使TBCC发动机平稳地完成模态转换，是目前三维内转式进气道技术发展的关键。Yeom等[62]提出一种基于插值法的三维内转式进气道入口段结构设计方法，显著提升了进气道非设计点工况的综合性能。左逢源等[63]设计了一种三维内转式进气道(见图 10)，该进气道在TBCC发动机模态转换过程中的综合性能较强；Zuo等[64]在此基础上进一步完成了从不规则入口向椭圆形出口过渡的一体化型面设计，使三维内转式进气道在飞行Ma为0~4.0条件下，进气捕获能力显著提升，流量捕获系数可达0.98。
此外，进气道结构布局对TBCC发动机模态转化过程影响显著。并联式TBCC发动机具有外并联和内并联2种布局方式[31, 65]。对于外并联布局方式，涡轮与冲压发动机进气通道相互独立，能够较大程度地降低进气通道气动设计和可变几何调节难度[66]。NASA高超声速飞行器X-43B使用外并联二元式进气道(见图 11a)，顺利完成了模态转换测试[67]。X-43B进气道可变几何折板暴露于进气系统前端，通过作动器分配高低速流道进气气流，以完成发动机模态转换。对于内并联布局方式，涡轮和冲压发动机共用进气通道，具有结构紧凑和进气道迎风面积相对较小等优势，但可调部件较多，导致调节规律较复杂[24]。图 11b为美国“猎鹰”计划研发的HTV-3X飞行器，该飞行器采用内并联进气道布局，实现了Ma为4.0条件下的涡轮/冲压发动机模态转换和Ma为5.0条件下的亚燃/超燃冲压发动机双模态转换[68]。相较于外并联布局，内并联布局使进气道的工作范围更宽和外阻更低，发展潜力更大。根据公开资料判断，SR-72的发动机将采用内并联布局方式[61]。
综上所述，进气系统设计的前提是确保其气动性能，主要方法是精确设计激波系和有效控制激波/边界层干扰流动。兼顾宽速域压缩效率、稳定性和工况适应性的激波系设计和高效精确的流动控制已成为进气系统未来研究的重点。在进气道类型方面，轴对称式进气道难以在宽速域内保持气动性能，目前主要应用于串联式TBCC发动机；二元式进气道的来流捕获和可变几何调控能力较强，有利于并联式TBCC发动机的模态转换；三维内转式进气道结构紧凑且来流捕获能力较强，但针对该进气道气动特性的理论研究和试验测试不足，目前仍处于研究阶段。此外，现阶段针对进气系统设计和气动特性的研究主要基于设计点开展，后续需进一步提升进气道非设计点的性能。
2.1.2 进气系统调控技术
模态转换过程中，通过涡轮与冲压发动机之间的过渡，实现工作模态转换。该过程中2台发动机进气需求差异较大，需通过调控进气系统来调节进气流量、激波系和压缩性能，从而确保模态转换平稳进行。
进气系统调控技术利用可变几何结构来改变进气道几何位置和结构形状，使TBCC发动机在模态转换过程中始终保持最佳进气品质。可变几何调节方式分为平动调节、转动调节和变形调节3种[69]，如图 12a所示。平动调节是通过可变几何结构的平移运动来改变进气道几何参数，具有结构简单、变几何控制难度小和运维方便等特点。转动调节通过可变几何结构绕特定支点或轴线转动来改变进气道几何形状。相较于平动调节，转动调节可利用较小的调节幅度实现较大的气动特性调控，具有调控范围大、速度快和精度高等特点。然而，转动调节对进气道结构形状的改变较大，会引起较强烈的激波结构变化，加剧激波/边界层干扰。变形调节是通过改变进气道部分结构形状来调节进气道流量捕获和来流压缩性能，具有不依赖作动系统、无缝隙折角和型面光滑等特点。可变几何结构通常布置在TBCC发动机进气道上部、高低速通道中部和进气道下部3个位置，分别对应图 12b中的上部调节、中部调节和下部调节[70]。模态转换过程中，不同调节方式(平动、转动和变形)在不同位置(上部、中部和下部)的协同组合确保了涡轮模态与冲压模态的顺利转换。
近年来，为更好地满足不同发动机的动态进气需求和实现组合动力系统的模态转换，研究人员设计并优化了多种可变几何结构[71-72]，研究了模态转换过程的变几何规律[73-74]。Yu等[75]设计了一种应用于内并联TBCC发动机进气道的可变几何结构，如图 14所示，其中GA—GF分别为1级外部压缩面、2级外部压缩面、喉道、分流板、冲压通道和涡轮通道。该结构由5个转动调节部件和2个平动调节部件组成，模态转换过程中，在作动器控制下可变几何结构B、C和E段纵向移动，改变喉道面积，从而调节喉道进气能力和压缩性能。同时，GD绕涡轮和冲压通道共用支点转动进行分流，在Ma为0~4.0条件下，该结构可使喉道变化率达98.3%，在全速域范围内均保持较高的进气压缩性能。乐婷等[76]针对TBCC发动机模态转换过程设计了一种三维内转式进气道变几何结构，研究了Ma为2.0~4.0条件下变几何结构对进气气动特性的影响，并基于来流Ma研究了变几何调节规律，使喉道总压恢复系数保持在0.77~0.93，确保了模态转换过程中进气道的气动性能。
除传统机械调节方案外，研究人员针对宽速域进气调节的复杂需求研究了一系列高适应性变几何调节技术[69]。记忆合金具有独特的相变变形特性，在实现进气系统激波和气动调节等方面展现出较大潜力。Zhang等[77]提出一种基于记忆合金板的可变超声速进气道模型(见图 15)，使用预训练记忆合金板形成进气道部分压缩斜面，该压缩斜面能在“倾斜激波+等熵波”和“弯曲激波+等熵波”2种压缩模式间转换。在低Ma条件下(Ma为3.0)，记忆合金板保持初始形态，形成匹配整流罩唇口的常规斜波系；当来流Ma升至4.0时，加热记忆合金板使其转变为奥氏体，驱动压缩斜面连续变形，重构出能保持“激波封口”的弯曲激波系。张悦等[78]设计了一种基于特种可充气气囊的轴对称可调进气道，在不同Ma条件下，通过调节气囊充气量来改变喉道面积，从而实现适应性调节。结果表明，在设计Ma条件下(Ma为3.0)，喉道鼓包凸至最大，以确保进气道获得最高总压恢复系数；而在Ma为2.0时，气囊收缩，以确保喉道面积减小，从而有效抑制进气道不起动风险。另外，研究人员还相继研究了气动式激波系调节[79-80]和分布式次流移除[81-82]等一系列调节方案，推动变几何进气道技术向主动精准和系统集成化方向不断发展。
为推动可变几何结构进气道的工程化应用，研究人员在可变几何结构不断创新和变几何规律逐渐完善的基础上，研究了一系列进气系统调控技术。NASA格林研究中心基于进气道激波位置与扩张段压比的近似关系，提出一种主动激波位置控制方法[83]，实现了模态转换过程的进气和可变几何结构控制。为进一步降低模态转换过程中可变几何结构的作动控制误差，Csank等[84]进一步优化了激波控制系统，将传统压比控制替换为激波位置控制，显著提升了模态转换过程的稳定性，如图 16所示。此外，刘君等[85]提出了超音分流和超/亚音分流2种模态转换分流策略，如图 17所示。超音分流模式下，不同通道流量呈线性变化；超/亚音分流模式下，在模态转换40%~60%时，涡轮/冲压通道内出现流量再分配现象，其中，涡轮通道流量系数比超音分流模式降低了12%，冲压通道流量系数则比超音分流模式增大了7%。
总体而言，进气系统调控是在不同位置应用可变几何结构，利用平动、转动和变形3种调节方式调控组合进气系统进气性能，以满足TBCC发动机模态转换过程涡轮和冲压流道进气需求。现阶段，设计轻质化可变几何结构，研发简单可靠的变几何调控方案和实现宽速域进气高效调控，是进气系统调控技术的重点发展方向。
2.1.3 模态转换过程高低速流道流动耦合特性调节技术
在模态转换过程中，进气道通过可变几何结构调节进气分流和压缩过程，会导致不同流道间产生气流干扰和激波振荡，显著降低进气流场品质，影响模态转换过程的稳定性。因此，深入研究不同流道间的耦合特性和气流耦合干涉调节技术是实现涡轮模态与冲压模态平稳转换的关键。
串联式TBCC发动机不存在气流耦合干涉问题，而并联式TBCC发动机由于进气道结构差异，会产生不同程度的干扰耦合问题。Albertson等[86]针对外并联式TBCC发动机进气道不同流道间的气动干扰问题，开展了Ma为4.0条件下的模态转换风洞试验。结果表明，单一通道的不起动不会影响另一通道的起动和气动特性。卢杰等[87]针对外并联二元式TBCC发动机进气道模态转换过程，开展了数值模拟研究，结果如图 18所示。在模态转换过程中，2流道均能正常工作，气动干扰程度较弱，在Ma为4.0时，高速和低速喉道总压恢复系数分别为0.62和0.73。上述研究表明，外并联式TBCC发动机进气道在模态转换过程中，不同通道间的气流干涉现象并不明显，进气流场变化较平稳。
模态转换过程中，研究激波系的动态演化特性是揭示流动耦合本质的关键[89]。文[85, 90]从流动机理角度研究了模态转换过程中激波系的动态演化特性，并通过风洞试验揭示了并联式二元TBCC发动机进气道在涡轮、冲压和过渡模态下，由唇口反射激波、内压段抽吸缝弱激波、分流板前缘脱体波和涡轮通道进口弱斜激波构成的复杂波系结构。如图 20所示，在模态转换过程中，随着背压的变化，激波系在喉道附近产生周期性上游迁移，并形成X形尾迹激波。该动态过程导致了涡轮与冲压通道间的流量再分配，展现出显著的非线性动态特征。NASA格林研究中心在组合循环发动机大尺度进气道模态转换试验(combined cycle engine large-scale inlet for mode transition experiments，CCE-LIMX)[91]中，利用纹影法观测了高低速流道激波结构非定常演化过程。试验结果表明，高速进气道不起动时，进气道激波系发生周期性振荡，形成典型的激波往复运动模式。
在TBCC发动机进气道模态转换过程中，正向和反向调节的迟滞特性是影响流场稳定性和转换路径设计的关键物理现象。吴广伟[92]系统研究了外并联式TBCC发动机进气道在模态转换过程中的流动迟滞机制。结果表明，在冲压通道节流条件下，根据初始状态的变化，正向和反向模态转换过程中存在2种流动现象。当TBCC发动机进气道以正向转换过程为初始状态且处于起动状态时，冲压通道内激波系运动存在迟滞现象，涡轮通道性能参数和冲压通道流量系数等变化趋势的对称性较高；当冲压通道不起动时，TBCC发动机进气道流场结构无法恢复到原有状态，性能参数变化趋势的对称性消失。该研究进一步确定了TBCC发动机进气道模态转换过程的3种工作模式：起动工作模式、不起动工作模式I和不起动工作模式II，为揭示模态转换过程的多稳态流动特征和迟滞机理提供了依据。
内并联式TBCC发动机进气道不同流道间的气动耦合干涉效应是影响进气流场品质的关键因素。闵浩等[93]研究表明，控制出口反压和分流板位置来调节进气道激波结构，能够有效控制高低速流道间的气动耦合特性。赵家辉等[94]对内并联式TBCC发动机进气道在Ma为3.5条件下的模态转换过程进行了二维/三维耦合仿真模拟研究。结果表明，当分流板高度确定时，一定的出口反压将使低速通道尾迹激波进入喉道区域并造成流动分离，进而导致高低速通道出现气动耦合效应。赵家辉等[95]进一步研究了模态转换过程中，通过出口反压对高低速通道气流耦合干涉后不同通道内流量分配特性的影响，结果如图 21所示。当低速通道出口反压增至200 kPa时，尾迹激波逐渐扰出低速通道，并在喉道处呈周期性振荡，高低速通道出现明显的气动耦合干扰现象，2通道流量开始重新分配。
综上所述，TBCC发动机模态转换过程中，进气系统需在复杂来流条件下，通过动态调控可变几何调节机构捕获进气来流，以满足发动机进气需求。进气系统设计、进气系统调控和模态转换过程高低速流道流动耦合特性调节等技术(见表 2)，是确保模态转换过程发动机宽速域复杂进气需求的关键。针对激波/边界层干扰控制的边界层泄流和涡流发生器等技术已比较成熟，但由于作用范围有限，难以实现流动特性精准快速调控；轴对称式进气道结构简单，在串联式TBCC发动机模态转换过程中应用广泛，但变几何调控能力不足，仍需进一步研究；二元式和三维内转式进气道可调节自由度较大，可有效抑制进气耦合干涉效应，但结构相对复杂，目前对进气系统的调控研究不足。此外，现有研究主要依赖数值模拟方法，试验测试研究不足，导致进气道设计和可变几何调控方法的研发缺乏充分的试验数据支撑。
表 2 进气系统关键技术 |
| 关键技术 | 实施途径 | 典型应用 | 优势 | 不足 |
| 进气系统设计技术 | 激波系设计技术 | 进气道气动设计 | 高效的激波系设计决定了进气道气动性能和宽速域适应性 | 宽速域全工况下激波系的精确组织研究不足 |
| 激波/边界层干扰控制技术 | 边界层泄流和涡流发生器等技术 | 可在宽速域内保障TBCC发动机进气道综合性能 | 激波/边界层的精准快速调控研究不足 | |
| 轴对称式进气道构型 | J-58和ATREX发动机进气道 | 结构简单且便于调节，设计制造难度低 | 宽速域组合通道气动性能不足，可调节裕度小 | |
| 二元式进气道构型 | NASA Hypersonics Project和X-43B飞行器进气道 | 可变几何结构，来流捕获能力强；相较于轴对称式进气道，飞行Ma为2.5条件下总压恢复系数提升7.6% | 非设计点性能难以保证，宽速域气动特性有待进一步提高 | |
| 三维内转式进气道构型 | HTV-3X和SR-72飞行器进气道 | 结构紧凑，压缩效率高，来流捕获能力较强；相比二元式进气道，推力增益达24.87% | 构型设计难度大，内流场三维弯曲激波系统复杂 | |
| 外并联布局方式 | X-43B飞行器外并联布局进气道 | 设计难度小，变几何调节难度低 | 外部阻力大且占用飞行器体积较大；高动态负载下，整流罩关闭后难以重新开启 | |
| 内并联布局方式 | HTV-3X飞行器内并联布局进气道 | 结构紧凑，外部阻力小 | 变几何调节规律较复杂，易产生进气耦合干涉效应 | |
| 进气系统调控技术 | 平动调节 | 通过平移喉道内可移动壁面，调节进气道压缩性能 | 结构简单，控制难度低，易维护 | 调节效率低，进气道激波系结构复杂 |
| 转动调节 | 通过转动可变几何分流板，调节通道进气捕获能力 | 可高效调节捕获面积和喉道面积等进气道关键几何参数 | 易引起更强烈的激波结构变化，加剧激波/边界层干扰 | |
| 变形调节 | 通过压缩曲面局部变形，调节进气道外部压缩波系 | 可实现型面连续平稳变化，对作动系统依赖性更小 | 调节结构耐高温和高压要求较高，不同外部载荷条件下变形控制难度大 | |
| 模态转换过程高低速流道流动耦合特性调节技术 | 变几何结构调节技术 | 宽速域变几何进气道 | 调节效率高，响应速度快 | 变几何过程对进气影响较大，且影响机制复杂 |
| 记忆合金调节和柔性进气道等新型调节技术 | 轴对称式和二元式进气道 | 适应性较强，局部调节更便利 | 现阶段技术成熟度较低，且与进气系统的集成性能不清晰 | |
| 背压调节技术 | 内并联二元式进气道 | 调节原理简单 | 调节精度不足 |
2.2 高性能涡轮及冲压发动机与火箭助燃增推技术
传统航空燃气涡轮发动机的工作Ma上限通常为2.5，冲压发动机的稳定工作Ma下限通常为3.0。在近极限Ma条件下，涡轮发动机折合转速较低，推力较小；冲压发动机进气流量较小，导致推力不足。因此，在飞行Ma为2.5~3.0的模态转换过程中，TBCC发动机存在“推力陷阱”问题。当前，主要通过提升涡轮发动机飞行Ma上限、降低冲压发动机飞行Ma下限和引入补充动力等方式解决模态转换过程中的“推力陷阱”问题。上述方法涉及高速涡轮发动机、宽速域冲压发动机和火箭助燃增推等技术。
2.2.1 高速涡轮发动机技术
高速涡轮发动机技术通过创新研发和优化设计等方法，提升涡轮发动机的高Ma工作性能和飞行Ma上限，从涡轮发动机角度解决TBCC发动机模态转换过程中的“推力陷阱”问题。目前，该方法主要有2种途径：新研高速涡轮发动机；基于现有发动机，通过技术改进提高飞行Ma上限。
新研高速涡轮发动机主要指通过创新性研发或引入其他先进技术，提升涡轮发动机的高Ma工作性能。以NASA格林研究中心、美国空军研究实验室(Air Force Research Laboratory，AFRL)和美国通用电气航空航天(GE Aerospace)公司联合开展的革新性涡轮加速器(revolutionary turbine accelerator，RTA) 项目为典型代表[6, 96]。RTA发动机(见图 22)基于GE公司YF120变循环涡轮发动机，通过新研高流量风扇、核心驱动风扇级、模态选择阀、可变涵道引射装置、加力/冲压超级燃烧室和燃油控制系统等技术，使高速涡轮发动机获得飞行Ma在4.0以上的运行能力。RTA发动机具有单外涵涡轮、双外涵涡轮和冲压3种工作模态，不同模态之间的转换通过模态选择阀和可变涵道引射装置协同调控实现。其中，模态选择阀用于分配不同流路流量，可变涵道引射装置则用于调控核心机流路和匹配加力/冲压流路压力。由于RTA发动机工作过程中，涡轮发动机流路始终保持开启状态，流路内空气温度较高，对发动机部件材料、结构设计、热防护能力和全速域和大空域工作性能提出了较高要求，该项目最终因难度过大和危险性较高等问题而中止[4]，但该项目形成的关键技术对后续相关技术研究产生了较大的积极影响。
此外，采用进气预冷技术是提升涡轮发动机Ma上限，解决“推力陷阱”问题的有效方式。进气预冷技术通过在压气机前引入冷却介质冷却来流，在提高发动机进气质量流量的同时，降低气流温度，降低高Ma飞行时高温高压进气对压气机的影响，从而提升涡轮发动机工作Ma上限。进气预冷技术包括直接预冷和间接预冷2种。直接预冷技术又分为射流直接预冷和燃料直接预冷。射流直接预冷技术是在压气机前加装射流预冷装置，直接向来流喷射冷却工质实现进气冷却[99]。2024年，美国Hermeus公司已将射流直接预冷技术成功应用于F100发动机(见图 25a)，并于2025年开始在高焓吸气式测试设施(high enthalpy air-breathing test facility，HEAT)中进行系统级性能验证。此外，张彦军等[100]研究表明，SR-72飞行器的TBCC发动机将使用射流直接预冷技术提升涡轮发动机Ma上限。燃料直接预冷技术是在压气机前加装预冷器，将低温燃料作为冷却工质通入预冷器，以冷却高温来流[101]。例如，ATREX发动机将液氢作为燃料和开式循环预冷器冷却介质[102](见图 25b)，使飞行器飞行Ma达到6.0。间接预冷型发动机同样采用预冷器对进气进行冷却，不同于直接预冷方式，间接预冷通过引入第三方冷却介质，避免了将液氢作为冷却介质导致的换热管氢脆问题[103]。英国REL公司研发出在压气机前加装闭式氦循环紧凑强预冷器的SABRE发动机(见图 25c)，并于2012年针对SABRE-3发动机完成了预冷器与涡喷发动机地面联合验证试验。然而，SABRE-3发动机受限于燃烧室高室压要求和压气机工作性能，存在冷却液氢需求量大、发动机比冲性能低和预冷器结冰/结霜等问题[103]。2015年，REL公司提出了具有吸气和火箭双模态独立燃烧室的SABRE-4发动机方案，有效解决了SABRE-3发动机的技术问题[18]。2019年，SABRE-4发动机完成了Ma为5.0来流条件下的预冷器性能试验测试，实现了将1 270 K高温来流在50 ms内冷却至370 K的强换热能力。然而，由于技术难度大和资金短缺等问题，SABRE发动机的研究工作于2024年停滞[19]。
总体而言，无论是新研高速涡轮发动机，还是基于现有成熟发动机进行技术升级，均是为了提升涡轮发动机的飞行Ma上限。其中，新研高速涡轮发动机面临的根本挑战在于，核心部件必须在更宽的速域内保持高效稳定工作。该技术路径实施难度大，对部件及其材料性能要求较高。基于成熟发动机进行技术升级具有更大的发展潜力，尤其是采用进气预冷技术，可较大程度提升发动机性能，且对发动机原有结构影响较小。然而，研发高效轻质化宽温域预冷装置设计及制造技术是制约进气预冷技术发展的关键。
2.2.2 宽速域冲压发动机技术
在组合动力系统中，降低冲压发动机工作Ma下限和提升其在低Ma条件下的点火能力与工作稳定性，是实现飞行器宽速域飞行的关键。因此，需重点研究先进燃烧组织、高效进气道设计和燃烧室优化等技术。
对于先进燃烧组织技术，文[104-106]针对Ma为10.0~12.0条件下的超燃冲压发动机进行了深入研究。Barth等[104]研究表明，在Ma为12.0条件下的矩形转椭圆形进气道中，沿体侧压缩面进行氢燃料喷射(当量比0.33)时，燃料与周围边界层湍流的相互作用使其在进气道内与进气强力混合，并在喉部上游迅速点火燃烧，且燃烧引起的净阻力增加不足5%。Barth等[105]进一步研究了燃料喷射方式对燃烧性能的影响，发现与均匀喷射方式相比，斜向交叉流孔口喷射在当量比1.24条件下，可实现98.9%的氧基混合效率和84.9%的燃烧效率，在简化燃料系统和提升燃烧效率等方面展现出较大潜力。此外，Curran等[106]研究了Ma为8.0条件下无阻塞流道中的双模燃烧机制，揭示了在过量燃料供给时出现的2种燃烧状态，为宽Ma范围内的燃烧组织提供了参考。
此外，国内研究人员针对宽速域冲压发动机的先进燃烧组织和燃烧稳定性提升等技术开展了系统性研究，并提出了一系列技术方案。在燃烧稳定性和边界拓展方面，刘瑶等[107]提出了局部旋流组合稳焰方法，通过在燃烧室入口加装总阻塞比为9.6%的旋流器，与突扩结构共同稳定火焰(见图 26)。试验结果表明，该方案以约1%的总压损失为代价，在Ma为1.5条件下使点火边界下降64.7%，联焰边界下降14.8%，成功拓宽了亚燃冲压燃烧室的稳定工作范围。在高Ma燃烧强化方面，张旭等[108]基于JF-24激波风洞试验研究了Ma为10.0条件下氢气和乙烯的燃烧特性。结果表明，双环喷注结合小支板顶部喷注可显著强化燃烧效果，原因是双环射流与激波/分离结构的近距离交互作用改善了掺混效果。在超宽速域燃烧调控方面，何国强等[109]研究了基于热力调控和几何调控的2种宽速域高效释热方法。其中，热力调控方案通过固定几何扩张型燃烧室流道，并结合分布式燃料优化注入策略，在Ma为1.5~7.0条件下实现了亚燃/超燃模态的自适应转换；几何调控方案则通过可调喉道和可调扩张比流道，结合流线追踪低阻喷油支板，同时满足了集中释热和流道缩短要求。2种方案均通过了地面试验验证，将冲压发动机稳定工作Ma拓展至1.5~7.0。
此外，采用连续旋转爆震燃烧技术可将冲压发动机传统等压燃烧方式转变为连续旋转爆震燃烧[110]，从而提高燃烧效率和发动机推力。师迎晨等[111]提出了利用连续旋转爆震冲压发动机解决TBCC发动机的“推力陷阱”问题的方法，使组合动力系统顺利完成模态转换。如图 27所示，利用旋转爆震燃烧的自增压特性，可使连续旋转爆震冲压发动机在低Ma条件下比推力提升14.7%，比冲提升52.2%[112]。同时，连续旋转爆震冲压发动机能够在接近飞行Ma为2.3条件下稳定工作，可与涡轮发动机进行有效模态转换[113]，如图 28所示。计自飞等[112]提出了基于旋转爆震燃烧技术的吸气式旋转爆震组合循环发动机，并研究了等推力等流量模态转换策略。如图 29所示，动力系统采用双通道并联布局方式，旋转爆震涡轮通道位于旋转爆震冲压通道内侧，共用进气道和喷管膨胀段，通过模态转换阀变几何完成涡轮与冲压模态的转换。
为提升冲压发动机在低Ma条件下的工作稳定性，需利用先进的进气道设计技术提高进气系统的来流捕获能力和进气压缩性能。Smart[114]针对高超声速冲压发动机进气道压缩比设计进行了系统性研究，指出进气系统的压缩性能对发动机循环效率和燃烧稳定性具有决定性影响。过高的压缩比虽可提高总压恢复系数，但会使系统设计复杂化(需引入旁通放气或可变几何结构)；而过低的压缩比会引起循环效率下降和燃料燃烧不充分等问题。Smart[115]利用三维设计方法设计了一种矩形到椭圆形的过渡(rectangular to elliptical shape transition，REST)的异形进气道(见图 30)，实现了飞行器与冲压发动机一体化集成，并在NASA兰利研究中心的相关测试中展现出优异的低Ma气动性能[116]。于海顺等[117]采用等激波强度法设计了一种冲压发动机二维混压式进气道，通过加装附面层抽吸装置使进气道总压恢复系数提升61.2%，流量系数增大51.1%，有效改善了低Ma条件下冲压发动机的起动性能。
综上所述，燃烧组织和先进进气道设计等技术的发展，为拓宽冲压发动机工作速域和提升其低Ma条件下的点火与稳燃性能提供了有效技术路径。在燃烧组织方面，连续旋转爆震燃烧、高Ma燃料强化掺混、局部旋流稳焰和宽速域几何调控等多种方法均展现出较好的应用潜力。其中，连续旋转爆震燃烧技术是解决TBCC发动机模态转换过程中“推力陷阱”问题的有效途径之一。然而，当前相关技术仍处于机理研究或地面试验验证阶段，在工程实现、系统集成和全工况匹配等方面仍面临诸多挑战；旋转爆震组合循环发动机技术成熟度较低，有待进一步进行工程化研究。
2.2.3 火箭助燃增推技术
火箭助燃增推技术通过在TBCC发动机中集成火箭发动机(具有结构紧凑、工作速域宽和推力大等优势)，在模态转换过程中提供额外推力，有效解决了“推力陷阱”问题。
火箭助燃增推技术提升了组合发动机在全速域内的推力，但也存在动力系统质量大、结构复杂和整机集成与控制难等问题。因此，如何有效降低组合发动机质量与复杂度和解决整机一体化控制问题，是火箭助燃增推技术工程应用所面临的挑战。
综上所述，高速涡轮发动机、宽速域冲压发动机和火箭助燃增推等技术，可从不同角度解决组合发动机模态转换过程的“推力陷阱”问题，相关技术特点如表 3所示。对于高速涡轮发动机技术，相较于新研高速涡轮发动机，基于进气预冷技术的改进型高速涡轮发动机的发展潜力更大，但核心挑战在于研发轻质宽温域的预冷装置。对于宽速域冲压发动机技术，旋转爆震燃烧、先进进气道设计和燃烧优化等技术均能有效扩展冲压发动机飞行Ma。然而，这些技术在组合发动机中的集成匹配仍需深入研究。火箭助燃增推技术作为最直接的推力补充方法，虽能有效解决“推力陷阱”问题，但额外集成火箭发动机导致组合发动机结构复杂度增加。总体而言，在确保组合发动机性能和结构合理的前提下，解决模态转换过程的“推力陷阱”问题，是未来技术研究的重要方向。
表 3 涡轮及冲压发动机与火箭助燃增推技术 |
| 关键技术 | 实施途径 | 典型应用 | 优势 | 不足 |
| 高速涡轮发动机技术 | 新研高速涡轮发动机 | RTA发动机 | 工作速域宽，燃烧效率高，飞行Ma高(可达4.0以上) | 设计难度大，研制成本高，开发周期长 |
| 基于成熟机型进行技术升级 | WJ 38-15发动机、F100发动机射流直接预冷、ATREX发动机燃料直接预冷、SABRE发动机闭式循环间接预冷 | 基于涡轮发动机成熟机型进行改进，研制成本低，射流预冷技术难度相对较小 | 改进空间小，Ma提升范围有限；轻质高效低流阻预冷装置研发难度大 | |
| 宽速域冲压发动机技术 | 先进燃烧组织技术 | 宽速域燃烧组织技术、稳焰技术、旋转爆震燃烧技术(如美国GE在研的旋转爆震和亚/超燃TBCC发动机) | 飞行速域宽，可在Ma为0~7.0条件下工作；工作效率和比冲高，性能优异 | 冲压发动机工作Ma下移技术难度较大，旋转爆震燃烧技术成熟度较低，多部件集成匹配技术难度大，研发周期长 |
| 先进进气道设计技术 | 进气道压缩比设计、旁通放气方案、REST高超声速进气道 | 进气道总体性能优异 | 结构复杂，设计难度大 | |
| 燃烧室优化设计技术 | 凹腔燃烧室 | 在现有技术条件下，可有效提高冲压燃烧室性能 | 单项技术局限，使燃烧室结构复杂度增加 | |
| 火箭助燃增推技术 | 独立火箭通道 | TriJet发动机 | 可直接提供额外推力，控制难度相对较小且技术风险较低 | 系统结构复杂，发动机体积大 |
| 集成火箭通道 | TRRE发动机 | 可直接提供额外推力，有效减小发动机体积 | 集成及控制难度大 |
2.3 排气系统关键技术
排气系统设计是实现推力稳定和流场控制的前提，技术发展遵循从核心气动原理到具体工程构型的递进逻辑，主要包括气动设计、激波/边界层干扰控制和构型设计3项核心技术。
2.3.1 气动设计技术
在排气系统设计中，气动设计的核心任务是通过型面优化和流动控制，在不同工况下构建高效稳定的激波结构。丁海鹏等[20]针对三维并联TBCC发动机排气系统(见图 34a和34b)，提出一种基于最大推力基准流场和双向流线追踪的喷管型面设计方法，重点研究了不同工作模态下排气射流结构和激波系演化特性。结果表明，在涡轮通道单独工作时，流场结构相对简单，低落压比下出现激波串结构；在冲压通道单独工作时，气流在三维流道内膨胀较流畅；而在双通道共同工作时，2股射流相互干涉形成复杂波系。刘增旭等[123]采用强几何约束下的最大推力喷管设计方法(见图 34c，其中：L为喷管长度约束；Ain为喉部截面积；Ae为出口截面积；MaD为D点设计Ma)，系统研究了模态转换过程中排气系统的非定常流动特性和激波结构演化，揭示了排气系统在飞行包线内模态转换时的动态流动机理和非定常激波运动与波系重构规律，为宽工况自适应排气系统的气动设计提供了方法支撑。
排气系统的激波/边界层干扰是引发流动损失和推力偏心的主要因素[124]，深入揭示激波/边界层干扰机理和特性规律是提升排气系统性能的关键。王成鹏等[125]系统研究了激波/边界层干扰的波系结构和壁面压升规律，对比了基于边界层结构与激波干扰结构的2种建模方法，重点阐述了最小熵增准则在求解复杂激波干扰流场中的应用，为揭示激波/边界层干扰的内在机制提供了技术路径。孙波等[126]针对喷管和隔离段等内流场中出现的非对称激波/边界层干扰现象，研究了非对称流动的典型模式及其转变过程的迟滞特性，并指出主流与分离区之间的混合层卷吸效应(见图 35，其中：S为分离点；R为再附着点；u1为主流区速度；u2为近壁面区速度；h剪切层高度；L5分离区长度)是导致非对称流动的主要因素。另外，还介绍了基于混合层卷吸理论建立的流动偏转角模型，该模型可有效预测激波串平均偏转角，为内流场非对称流动的控制提供了理论依据。
考虑飞行器机身与推进系统的一体化设计需求，TBCC发动机排气系统尾部膨胀段通常与飞行器尾体进行一体化设计，属于典型的非对称膨胀结构，主要有二元式喷管和三维喷管2类。二元式喷管通常采用矩形或类矩形构型，结构简单、设计难度低，在模态转换过程中，更利于调节喷管内可变几何结构和膨胀气流俯仰角。二元式喷管已得到广泛应用，如美国国防部与NASA合作开展的国家空天飞行(national aero-space plane，NASP)[127]、高超声速技术(hypersonic technology，HyTech)[128]和Hyper-X[129]等计划中均采用二元式喷管，相关技术已经在X-51A高超音速飞行器上得到验证[130]。设计新构型二元式喷管结构，优化喷管结构参数，可有效提升其综合性能。近年来，研究人员对喷管发散角和整流罩长度等结构参数开展了大量的对比优化工作[131-132]，分析了二元式进气道对模态转换过程的影响[133-134]。其中，Mo等[135]提出了纵向非对称喷管设计方法，引入不对称系数来增大尾喷管膨胀角度，以提升发动机整流罩内排气膨胀性能，显著缩短了尾喷管；彭波等[136]基于最大推力理论和特征线理论设计了并联式TBCC发动机排气系统二元非对称喷管，并在一体化集成约束下进行了型面优化，使模态转换过程中推力系数保持在0.92以上，如图 36所示。
为解决二元式喷管的矩形/类矩形进口与燃烧室和飞行器尾体的异形连接问题，研究人员研发了具有非对称三维曲面轮廓的变截面三维喷管，有利于喷管与燃烧室和飞行器尾体的一体化集成设计。此外，三维喷管能够搭配多自由度的可变几何结构，以满足TBCC发动机模态转换过程的排气调节需求，DARPA在FaCET项目中研发了串联式TBCC发动机三维喷管[137]。Lu等[138]利用流线追踪法设计了一种矩形入口三维喷管，相较于二元/准二元式喷管，推力和升力分别增加了2.7%和69.5%。花文达等[139]设计了一种圆形转矩形变截面非对称三维喷管，并通过模态转换试验研究了排气流场结构(见图 37)，实现了模态转换过程的推力平稳过渡；文[140-141]利用流线追踪技术设计了圆形转矩形和椭圆形转矩形2种过渡结构的三维喷管(见图 38)，相比传统喷管，大幅提高了推力和升力，降低了喷管质量。
与二元式喷管相比，三维喷管在宽速域工作性能、一体化集成能力和模态转换适配性方面均具有显著优势，但构型复杂且缺乏充足的试验数据支撑，设计难度较大。在宽速域工况调节过程中确保喷管的综合性能，提升模态转换过程中喷管与可变几何结构的匹配性，是未来排气系统研究的重点。
2.3.2 排气系统调控及流动耦合特性调节技术
模态转换过程中，高低速通道排气耦合干涉明显，需通过调节可变几何结构改变排气耦合干涉特性，实现推进系统的排气矢量调控，以确保模态转换的顺利完成。
采用可变几何结构设计和变几何控制等技术是实现排气气动特性高效调控的关键。欧洲高超声速吸气式推进系统项目EHTV(European hypersonic transport vehicle)设计了一种TBCC发动机排气系统可变几何结构[142](见图 39a)。该结构由上部2段式可调节折板和中部分流板组成，模态转换过程中，通过上部液压作动器驱动折板调控涡轮发动机排气性能，由中部分流板调控冲压发动机排气性能，上部和中部可变几何结构协同工作实现发动机模态转换。文[20, 143]研发了一种尾端旋转共用面组合喷管(见图 39b，其中：Ht, t和He, t分别为涡轮通道喉部和出口通道；He, r为冲压通道出口通道；P为分流板端点)，可使模态转换过程中推力系数维持在0.924以上。
除常规调节方式外，以形状记忆合金为代表的新型调节技术因轻质和灵活等优势得到了广泛关注。武子裕等[144]研究表明，使用形状记忆合金驱动器可显著降低调节系统质量和结构复杂度。然而，现有研究主要将形状记忆合金驱动器作为传统动力源的替代方案，对系统的减重和简化作用有限。集成形状记忆合金自驱动智能结构，是未来提升动力系统推重比和可靠性的主要研究方向。为克服传统形状记忆合金驱动器占用径向空间大和位移不可调等问题，Chen等[145]研发了一种非嵌入式可调柔性记忆合金驱动器，该驱动器可在-90°~90°范围内任意弯曲。在记忆合金驱动的可调喷管试验中，该驱动器的喷管面积变化率达64.4%，较传统形状记忆合金驱动喷管40%的面积变化率有较大提升。
排气系统在变几何调节过程中，喷管内部流场会经历动态重构过程，揭示该瞬态过程的流场变化规律和稳定性特征，是评估模态转换平稳性和优化控制策略的关键。韦宇卿[146]研究了变几何喷管在宽速域工作条件下的动态调节特性和控制策略，通过对比无级可调与2级可调方案，发现二者在动态调节过程中的推力迟滞效应均不明显，但无级可调方案整体推力系数较2级可调方案提高0.8%~21.9%，表现出更优的宽速域适应性。李源[147]研究了几何可调排气系统在模态转换过程中流场结构和气动性能的演化规律。结果表明，在涡轮通道向冲压通道转换过程中，排气系统推力过渡基本平稳。然而，在低速通道彻底关闭阶段，系统升力和俯仰力矩突降，呈现显著的非定常特性，如图 40所示。
模态转换过程中，TBCC发动机排气耦合干涉效应显著，可通过可变几何结构进行调节。由于仿真精度和试验条件等限制，目前对不同流道排气干涉耦合机理认识仍不够深入，需进一步加强相关研究，为可变几何结构设计和变几何调控方案研究奠定基础。
综上所述，排气系统是模态转换过程中确保发动机推力平稳过渡的核心部件。气动设计、构型设计和高效稳定调控是排气系统设计的关键环节，相关技术如表 4所示。对于气动设计，高效气动型面设计和激波/边界层干扰主动控制是未来的主要研究方向；对于构型设计，二元式喷管和三维喷管均能满足组合发动机排气膨胀需求。二元式喷管结构简单，但一体化集成难度大；三维喷管与动力系统集成度高，性能更加优异，但设计和加工制造难度大，调控复杂。此外，采用排气系统调控技术是实现推力平稳变化和降低耦合干涉效应的重要方法，但目前对于多流道间排气耦合机制和动态调节方法研究不足。
表 4 排气系统关键技术 |
| 关键技术 | 实施途径 | 典型应用 | 优势 | 不足 |
| 排气系统设计技术 | 气动设计技术 | 最大推力设计、双向流线追踪设计方法 | 型面优化后，可构建高效稳定的激波结构 | 现阶段研究大多基于稳态过程，考虑动态过程的研究不足；多物理场耦合设计和测试验证能力不足 |
| 激波/边界层干扰控制技术 | 宽空域喷管 | 可降低喷管流动损失，减缓推力偏心现象 | 喷管内激波/边界层动态干扰机制不清晰，目前仍缺乏成熟可靠的激波/边界层干扰主动控制技术 | |
| 二元式喷管构型 | X-43A、X-51A飞行器 | 结构简单，易于调节，设计难度较低 | 与燃烧室和飞行器尾体集成难度大 | |
| 三维喷管构型 | FaCET项目 | 与燃烧室和飞行器尾体一体化集成度高，比二元式喷管性能高 | 设计和制造难度大，变几何调控复杂 | |
| 排气系统调控及排气流动耦合特性调节技术 | 变几何结构调节 | EHTV项目 | 有利于排气矢量调节，可有效降低排气耦合干涉现象 | 排气耦合干涉机理复杂且尚不清晰，调控策略和方法有待深入研究 |
| 形状记忆合金调节技术 | 记忆合金驱动的可调喷管 | 可显著降低调节系统质量和结构复杂度 | 高速高温环境对排气系统材料的性能要求高；技术成熟度较低，目前仍无法脱离传统机械结构，独立进行变几何调节 | |
| 排气动态特性调节技术 | 无极可调和2级可调等方案 | 提高模态转换平稳性和优化模态转换控制策略 | 动态特性机理认知薄弱，动态试验方法和全工况多物理场测试数据匮乏 |
2.4 组合发动机系统集成关键技术
组合发动机整机一体化集成、模态转换控制和试验测试等，是实现模态转换工程化应用的关键技术。其中，整机一体化集成和模态转换控制技术旨在实现进排气系统、涡轮发动机和冲压发动机等核心部件集成，并在模态转换过程中通过精确控制确保发动机模态的平稳过渡；而组合发动机试验测试则是验证其集成可靠性的关键技术，也是指导组合发动机整机设计优化的必要方法。
2.4.1 组合循环发动机一体化集成技术
由于模态转换过程中TBCC发动机各部件之间高度耦合和相互干涉，因此需要进排气系统、涡轮发动机和冲压发动机等核心部件密切配合和快速响应。进发排一体化集成技术包括整机一体化设计、性能优化和集成调试。
2.4.2 组合循环发动机模态转换控制技术
TBCC发动机模态转换控制是实现涡轮发动机与冲压发动机工作模态平稳转换，确保整机综合性能和工作可靠性，并完成全速域飞行的关键。与单一涡轮或冲压发动机相比，TBCC发动机需额外解决高低速通道进排气匹配调控和可变几何结构作动控制等问题，控制变量更多，控制难度更大。
建立组合循环发动机一体化动态特性模型是实现其模态转换高精度控制的前提。为准确模拟TBCC发动机模态转换过程中整机及其各系统的动态特性，NASA研发了集成加力涡喷发动机、双模态冲压发动机和进排气系统等多部件于一体的高Ma发动机瞬态循环计算程序(high Mach transient engine combined cycle，HiTECC)[156]，并相继研发了液压作动与可变几何结构模型[157]和高低速通道热管理与燃料输送系统模型[158]。为深入研究组合发动机多部件动态耦合特性，NASA研发了多部件协同运行瞬态仿真模型(见图 46)，重点研究了从超声速到高超声速过渡过程中进气道气动特性、可变几何作动部件特性与高低速流道气流匹配特性的强耦合作用[159]。
进发匹配控制是优化进气道气动性能和提升组合发动机推力性能的关键技术。NASA格林研究中心基于CCE-LIMX项目试验结果，设计了3种模态转换闭环控制器，包括比例-积分(proportional-integral，PI)控制器、H∞多目标(H-infinity multiple-switching，H∞-MS)控制器和自抗扰控制器(active disturbance rejection control，ADRC)。仿真结果表明，ADRC控制器的稳定性和抗干扰能力较强，如图 47所示[84]。王艺超等[160]提出了一种基于河马算法自辨识参数主动抗扰控制策略的进发一体化多变量闭环控制方法，实现了喉道面积闭环动态调节，相较于传统喉道面积开环控制方法，进气系统出口反压波动幅值降低0.3%。
现有研究已对组合发动机的一体化集成、整机建模仿真、进发流量匹配控制和推力综合控制等关键技术进行了初步探索，但对模态转换过程中各核心部件的动态工作特性和耦合机制研究不足，且组合发动机整机动态特性模型精度和仿真能力有待提升。
2.4.3 模态转换试验测试技术
TBCC发动机相较于单一动力系统，具有系统集成度高、工作Ma范围宽和模态转换控制复杂等特点，传统数值模拟方法和常规实验测试装置难以满足TBCC发动机模态转换的测试需求，研究先进的模态转换试验测试技术是确保组合发动机工程化应用的前提。
2011年，NASA格林研究中心在10英尺×10英尺(1英尺=0.304 8 m)超声速风洞中进行了CCE-LIMX试验[164](见图 49)，目标是验证WJ 38-15涡轮发动机与双模态超燃冲压发动机的模态转换过程[165]。2014年，Thomas等[166]研发了硬件在环实时辨识实验系统，实现了模态转换过程中可变几何结构作动器的精确调节和试验数据的自动采集。截至2017年，NASA利用组合发动机实验件完成了模态转换过程(Ma为2.5~4.0)可变几何进气道的气动试验[91]。同时，Csank等[84]通过在进气道内添加激波位置阵列传感器，研究了基于旁路放气的激波位置主动控制技术，实现了模态转换过程中流场高精度控制。2020年，NASA研发了更先进的实验系统辨识软件[167]，结合激波位置控制算法，实现了模态转换过程的闭环控制测试。
2022年，美国Hermeus公司基于现役J85涡轮发动机研发了串联式TBCC发动机，并完成了飞行Ma为2.0~3.0条件下的模态转换试验，如图 50a所示。2024年，Hermeus公司分别利用演示机Quarterhorse MK 0和MK 1开展地面滑跑测试(见图 50b)，验证了TBCC发动机应用于飞行器的可行性。随后，Hermeus公司利用射流预冷技术基于Pratt & Whitney公司的F100发动机研发了Chimera Ⅱ发动机，并于2024年完成了预冷技术测试验证，显著提升了发动机最高转速。2025年，Hermeus公司建立了HEAT，具备了在地面实验环境下模拟真实飞行条件的能力，目前用于Chimera Ⅱ发动机的系统测试和性能验证。后续，Chimera Ⅱ发动机将作为高超声速验证机Quarterhorse MK 2的动力系统。
在模拟高超声速飞行环境下测试组合发动机的工作性能，是推动其工程化应用的前提。阿诺德工程发展中心(Arnold Engineering Development Complex，AEDC)研发的气动与推进测试装置(aerodynamic and propulsion test unit，APTU)是一种由燃烧空气加热器驱动的下吹式高超声速风洞[168]，能够在Ma为2.5~8.0条件下测试推进系统的气动特性和整机性能[169]。2020年，AFRL与Aerojet Rocketdyne公司合作在APTU上完成了不同Ma条件下大推力超燃冲压发动机的性能测试，测试最大推力超过5.9 t[170]。此外，美国在APTU上开展了关于组合发动机的大量试验测试，完成了FaCET项目冲压发动机部件级测试，如图 51所示。
近年来，各国或组织在进行TBCC发动机关键技术攻关过程中，同步研究了组合发动机一体化集成、模态转换控制和试验测试等技术，但在高超声速飞推一体化设计与集成、先进综合智能控制和高精度瞬态试验测试等方面研究不足。模态转换所需的实验装置复杂且测试要求高，现有实验条件难以支撑TBCC发动机模态转换研究，后续需重点研究整机级的先进试验测试技术和分析方法。
综上所述，组合发动机一体化集成、模态转换控制和试验测试等技术是确保组合发动机模态转换顺利完成的关键，相关技术特点如表 5所示。美国在组合发动机一体化集成、模态转换控制和试验测试等技术方面研究比较充分，已完成整机模型级模态转换试验验证，并对比分析了模态转换的多种控制算法。然而，现有研究大多处于理论分析和模型验证阶段，部分模态转换试验未充分考虑进排气系统变几何调节过程和整机一体化动态协同控制等问题，后续应重点研究组合发动机跨系统一体化协同控制、先进宽速域环境模拟实验设备研发和全尺寸组合发动机模态转换试验验证等。
表 5 组合循环发动机集成关键技术 |
| 关键技术 | 技术分解 | 典型应用 | 优势 | 不足 |
| 发动机一体化集成技术 | — | Manta 2025和HTV-3X飞行器 | 一体化集成系统结构紧凑，前体激波系对进气干涉较弱 | 进气效率较低，Manta 2025水平并联布局方式导致不同通道进气耦合干涉现象严重 |
| — | Valkyrie Ⅱ和SR-72飞行器 | 预压前体激波系对来流进行预压缩，显著提升进气效率 | 非设计点性能下降，制约飞行器前体总体布局 | |
| 模态转换控制技术 | 发动机一体化建模仿真技术 | NASA的HiTECC项目 | 采用数值模拟方法研究发动机特性，可有效降低研发成本 | 动态高保真建模技术难度较大，模型精度有待提高 |
| 进发匹配控制技术 | NASA的CCE-LIMX项目 | 发动机总体性能较好，推力过渡平稳 | 宽速域快速动态调控难度较大，控制系统复杂 | |
| 安全性控制技术 | 发动机燃油控制技术、变几何调节技术 | 模态转换安全裕度大 | 增加了控制系统复杂度 | |
| 模态转换试验测试技术 | 先进试验测试技术 | NASA的CCE-LIMX项目 | 基于地面试验积累了大量试验数据；试验方法先进，测试方法便捷高效 | 未实现真实的发动机模态转换试验 |
| 高超声速实验设施设计技术 | Hermeus公司实验测试设施HEAT | 可有效模拟高Ma测试环境 | Ma模拟范围有限 | |
| 跨速域高温环境调控技术 | AEDC的实验测试设施APTU | 具有变Ma高超声速试验测试能力 | 试验时间相对较短，难以满足长时间模态转换测试需求 |
注：—表示该技术在本文中不做进一步分解。 |
3 结论与展望
3.1 结论
本文围绕TBCC发动机模态转换过程涉及的关键技术，从进气系统、高性能涡轮发动机及宽速域冲压发动机、排气系统和系统集成与调控4个维度，系统梳理了国内外研究进展，明确了各技术领域的优势和不足，主要得出如下结论：
1) 进气系统的气动设计、构型设计和动态调控共同决定了组合发动机的宽速域适配能力，是模态转换顺利完成的前提。在气动设计方面，激波系精确设计是确保进气道在模态转换过程中实现进气高效压缩和流量捕获的基础，而有效控制激波/边界层干扰则是维持模态转换流场稳定的关键。在干扰控制方法中，边界层泄流和涡流发生器等技术成熟度较高，且工程应用便利，是当前模态转换过程激波/边界层干扰的主流调控方案，但作用范围固定，难以实现流动精准快速调控。在构型设计方面，轴对称式进气道结构简单且调节便捷，在串联式TBCC发动机中应用广泛，但宽速域气动性能不足；二元式进气道通过可变几何结构实现了宽Ma气流调节，可大幅提升总压恢复系数，是当前并联式TBCC发动机的主流方案；三维内转式进气道结构布局紧凑，可产生明显的推力增益，但三维弯曲激波系设计难度较大，在模态转换过程中的实际应用状态尚未得到充分验证。在进气道总体布局方面，内并联布局在模态转换过程中易产生气动耦合干涉，需通过反压控制和分流板位置优化抑制激波振荡；外并联布局流场平稳，但存在外阻大和体积占比高等缺陷。在模态转换过程变几何调控技术方面，平动调节结构简单，但效率低；转动调节(如分流板转动)可实现精准的流量分配；变形调节型面光滑，但需通过多位置协同调控实现模态过渡。记忆合金和柔性调节等新型调节方案在结构轻量化和构型自适应方面潜力较大，但在TBCC模态转换过程中集成和测试验证尚不充分。
2) 采用高性能涡轮发动机和宽速域冲压发动机是解决模态转换过程“推力陷阱”问题的主要方法。从动力系统本体角度解决“推力陷阱”问题的主要途径包括3种：提升涡轮发动机工作Ma上限、降低冲压发动机稳定工作Ma下限和在模态转换过程中额外补充推力。从涡轮发动机角度解决“推力陷阱”问题有2条路径：一是新研适应高Ma条件的高速涡轮发动机，但需要研发耐高热部件设计技术、高温环境动密封技术，以及耐高温功能材料，难度较大；二是基于成熟机型改进涡轮发动机，利用进气预冷技术(如射流预冷、液氢直接预冷和闭式循环预冷)可大幅提升涡轮发动机工作Ma上限，但需研发轻质宽温域预冷器设计和制造技术，整体来看可行性更高。在宽速域冲压发动机方面，利用先进燃烧组织技术(尤其是连续旋转爆震燃烧技术)可大幅提升冲压发动机低Ma条件下的推力和比冲，有利于与涡轮模态衔接；利用先进进气道设计技术和燃烧室优化技术可进一步扩展冲压发动机低速适配性，但相关技术的集成应用有待进一步验证。在火箭助燃增推方面，集成火箭通道在模态转换过程中直接补充推力，可显著提升模态转换过程的推力平稳性，但会增加系统质量和控制复杂度。
3) 排气系统的气动性能优化和全工况适配是调控模态转换过程推力平稳性的关键。喷管气动设计和激波/边界层干扰控制共同决定了模态转换的推力平稳性，但目前仍面临转换瞬态中激波系动态机理不清晰和推力波动等关键问题。在喷管构型设计方面，二元式喷管结构简单且调节便捷，在低速亚燃区间应用广泛，但与飞行器尾体的一体化集成难度大；三维喷管采用圆形—矩形/椭圆形—矩形过渡构型，可有效提升模态转换过程的推力平稳性，且结构一体化集成度高，但设计和制造难度大，同时对模态转换过程的变几何匹配控制提出了更高要求。在模态转换调控技术方面，利用可变几何结构或形状记忆合金等驱动方案协同调节涡轮/冲压通道排气参数，可使模态转换过程推力系数维持在0.92以上，但对于排气耦合干涉(如模态转换过程分流板出口激波干扰)的瞬态机理研究不足，且缺乏模态转换过程系统级调节策略的试验验证，导致模态转换过程推力波动控制精度较低。
4) 跨学科协同的组合发动机系统集成是推动模态转换工程化应用的前提。在系统集成方面，美国提出了“三维内转式进气道+涡轮冲压并联布局+ 三维喷管”的组合发动机方案，实现了进发排一体化集成，有效提升了组合发动机全工况工作性能。在控制技术方面，NASA研发了高超声速多部件耦合仿真模型，探索了多种控制算法闭环控制器，实现了激波位置调控，但模态转换过程的动态高保真建模精度和宽速域快速响应能力有待提升。在试验测试方面，美国针对组合发动机模态转换开展了大量的试验测试技术研究，建设了多种实验设施(如NASA兰利研究中心的高温风洞、Hermeus公司新建的HEAT)，具备Ma为2.5~8.0条件下的部件级和系统级试验能力，但仍难以满足全尺寸TBCC发动机长时间模态转换试验需求，需投入大量资源开展相关实验测试设备建设和技术攻关。
3.2 展望
根据高超声速飞行器发展需求，为推动TBCC发动机模态转换理论研究与工程化应用协同发展，后续应从以下方面开展技术研究：
1) 强化进气系统非设计点性能在模态转换过程中的动态适应能力和多物理场耦合研究。针对起飞、爬升和机动等非设计工况，重点研究针对模态转换的自适应变几何技术，提升宽速域总压恢复系数和流量系数，降低非设计点动态转换过程的性能波动衰减幅度。深入研究高温高压环境下模态转换瞬态流固热耦合效应机理，建立内并联进气道在模态转换过程中的激波振荡预测模型，为抑制动态转换器件耦合干涉流动和研发耦合干涉抑制策略提供理论支撑。开展可变几何结构的疲劳寿命和热防护研究，满足高温部件在模态转换工况下的可靠性、耐久性和可重复使用需求。
2) 探索一体化集成和先进燃烧组织技术，以提升组合发动机宽速域性能。研发轻质化、低流阻和宽温域预冷器，研究微通道换热和防/除霜等关键技术，推动射流预冷和闭式循环预冷的系统级验证。开展旋转爆震燃烧技术研究和验证，重点攻克爆震燃烧与涡轮发动机的模态适配性技术问题。研发爆震燃烧主动控制策略，确保模态转换过程中燃烧系统能够在宽速域条件下稳定运行，推动旋转爆震TBCC发动机的工程化应用。
3) 研发三维喷管调控与多流道协同匹配技术。研发模态转换过程三维喷管动态调节策略，实现喉道面积和扩张角的无级调节，有效抑制模态转换过程的推力波动；同时，研究三维喷管增材制造技术，解决复杂构型的制造精度和结构强度问题。建立模态转换过程中多流道排气耦合干涉的定量分析模型，发展基于主动流动控制的干涉动态抑制技术，减少分流板出口激波对排气流场的扰动，提升宽速域内模态转换的推力稳定性。
4) 加快构建组合发动机全链条研发体系。建立涵盖TBCC发动机模态转换动态特性的高超声速飞行器和TBCC发动机飞发一体化耦合仿真平台，构建气动、结构、推进和控制等多学科耦合设计体系，优化以模态转换为核心的发动机布局和飞行器集成设计，提高升阻比和推重比。加强TBCC发动机模态转换智能控制和健康管理技术研究，以提升发动机系统可靠性和安全性。强化实验设施和标准建设，构建包含模态转换的全工况组合发动机试验测试技术标准体系，推动组合发动机模态转换过程试验测试的标准化进程。
