随着航空航天工程技术的高速发展，人类对飞行器性能的追求也日益提高。目前，人类对飞行器在运输、军事等方面的用途提出了更多目标，如全球范围的高速低成本运输、可重复空天往返运输、超远距离目标打击、高精度地面监测通信等。因此，多工况、大速域的高超声速飞行器成为了各国研究的热点。
动力系统作为动力来源，是飞行器的重要组成部分，高性能的飞行器必须具备高性能的动力系统与之匹配。现有成熟的动力系统包括涡轮/涡扇发动机、火箭发动机、冲压发动机，在工况和性能上都存在局限性，不能满足多工况、大速域的需求。组合发动机具备多种基础发动机的优点，是目前主要的发展方向之一，其现有的分类如图 1所示，包括涡轮基组合循环发动机(turbine based combined cycle，TBCC)、火箭基组合循环发动机(RBCC)、空气涡轮火箭组合循环发动机(ATR)、三组合发动机、预冷型组合循环发动机等。
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| 图 1 组合发动机的种类 |
综合成本、性能、安全等因素，在20~100 km的临近空间内，TBCC具有飞行包线宽、可重复使用、安全性高、单位推力大等优点，最有希望成为高超声速飞行器、二级入轨航天器动力装置，是组合动力研究的发展重点[1-7]。2010年，NASA公布了2035年前美国吸气式推进技术的发展路线，其中TBCC相关技术位于高优先级行列，包括流道控制、进气道技术、涡轮/超燃模态转换技术、高马赫数(Ma)涡轮技术等[8]。
截至目前，TBCC还未发展至成熟的工程应用阶段，飞发一体化、模态转换、部件/整机级试验等关键技术，一直是TBCC从理论迈向应用需要突破的难点。因此在现阶段，将TBCC的关键技术进行分类总结，梳理未来主要的技术发展路线，对后续的TBCC研究有很大帮助。本文从多工况、大速域飞行器的动力系统需求出发，简述了TBCC的概念和基本特征，调研了TBCC发展历程和典型项目，分类总结了TBCC的关键技术和发展现状，并对TBCC发动机未来的发展路线提出展望。
1 TBCC发动机的基本特征TBCC由涡轮发动机和冲压发动机组合而成，具备2种工作模态。在低速区间(Ma＜3)内，涡轮发动机工作，提供良好的低速性能；加速至高速阶段(Ma>3)时，涡轮发动机性能降低，此时涡轮发动机关闭，来自进气道的气流直接流入加力燃烧室，以冲压发动机的形式工作。由于涡轮基高速性能和冲压基低速性能的限制，TBCC在Ma为3左右存在“推力陷阱”。常见的解决办法是在2种模态转换时，让二者共同工作一段时间，牺牲耗油成本以保证TBCC的正常工作。
TBCC有单通道、双通道2种布局。双通道布局下，涡轮和冲压发动机上下分布，共用进气道和喷管扩张段，通过进气道斜板调整工作模态。单通道布局分为串联、并联2种，如图 2所示。串联时，冲压发动机置于涡轮发动机后方，通过气动阀门调节工作模态；并联时，涡轮和冲压发动机轴向分布。2种布局方式各有优劣。串联布局的尺寸、质量小，迎风阻力小，低速性能好，但在高Ma条件下飞行时涡轮发动机的性能受限，飞行速度上限较低；并联布局的尺寸和质量较大，但能更好发挥冲压发动机的优势，速度上限高[9]。因此，双通道或并联式TBCC非常有可能成为未来高超声速飞行器的最佳动力方案。
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| 图 2 单通道布局的TBCC结构示意图 |
2 TBCC的发展和典型方案 2.1 美国
美国于20世纪中期开始探索组合发动机技术，经历了SR-71、RTA计划、FaCET计划、SR-72计划等时期。20世纪60年代，美国研发出Ma突破3的飞行器SR-71“黑鸟”侦察机，其动力系统J-58改进型是世界上第一种投入航空使用的串联TBCC发动机[10]，如图 3所示。J-58改进型在原有J-58的结构基础上，添加了变循环旁路，使得发动机在高Ma条件下能以冲压发动机模态运行，最大飞行速度Ma能达到3.2[11]。由于结构复杂，J-58并未大规模装备使用，但对TBCC研发具有里程碑式的意义。
2001年，NASA和GEAE等航空公司共同开展了RTA(revolutionary turbine accelerator)项目，旨在研制巡航速度达到Ma为5的高超声速飞行器的推进系统[12]。该项目工作分为2个阶段。第一阶段的样机编号为RTA-1，采用串联布局，在YF-120加力涡轮发动机的基础上添加了风扇、混合燃烧室等重要部件，最大速度Ma可达4;第二阶段的样机编号为RTA-2，采用并联布局，在Ma为0~4.5条件下涡轮发动机工作，Ma为3.5~7条件下双模态冲压发动机工作。通过RTA计划，研究人员认识到，串联布局的TBCC在高Ma下的涡轮性能受限，并联布局是高超声速飞行器更优的结构形式。
2005年，美国开展FaCET(falcon combined-cycle engine technology)计划，旨在研发一种采用TBCC作为推进系统的高超声速飞行器[13]。该飞行器具备独立起降能力，通过涡轮发动机加速到Ma为3.5后，用冲压模式独立工作，将速度推进至Ma为6及以上，期望最高速度达到Ma为10量级。FaCET计划研究了飞发一体化技术、加力/冲压燃烧室技术、一体化喷管技术和模态转换技术，大大提高了美国高超声速飞行器推进系统的技术成熟度。2011年，美国空军发布高超声速飞行器发展路线图，该类型发动机被认为是目前可重复使用水平飞行器的最优动力装置。
2013年，美国Lockheed Martin公司公布SR-72计划，目的是发展Ma为6以上，集情报收集、侦察、监控、打击等功能于一体的侦察机[1]。该飞行器采用并联TBCC结构，动力系统结构和部分技术源自HTV-3X项目。
2019年，美国Hermeus公司公布了一系列研究计划，其中包括该公司自主研发的TBCC发动机CHIMERA，以及3项研制中的飞行器(QuarterHorse、DarkHorse、Halcyon)项目。CHIMERA是该公司自主研发的Ma为5.0级TBCC发动机，利用了预冷却系统、现有的涡轮发动机和冲压发动机，并计划用作该公司后续的3款飞行器的动力系统。2022年，该公司已经完成了CHIMERA整机的涡轮/冲压模态转换试验，如图 5(https://www.hermeus.com/chimera)所示。
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| 图 5 CHIMERA发动机整机模态转换试验装置 |
QuarterHorse飞行器是一款可遥控高超声速飞行器，设计目标为在24 km的高度下，实现Ma为4.0以上的高速飞行，具备800 km以上的航程。该飞行器也将作为CHIMERA发动机的试飞验证载具，验证其高超声速能力和可重复使用性。Hermeus公司计划在2024年完成QuarterHorse的首次试飞。
DarkHorse飞行器是计划用于国防和国家安全机构的高超声速无人机系统，搭载CHIMERA发动机，整机全长为13.7 m，最大速度可达Ma为5.0，围绕该飞行器的项目旨在首次实现可持续飞行高超声速飞行器的研发。
Halcyon飞行器是一款高超声速客运飞行器，能以Ma为5.0的速度，搭载20名乘客飞越125条跨洋航线。该飞行器可实现27 km的高空飞行，拥有7 400 km的超远航程。该项目目前正处于研发设计阶段，计划于2029年推出首款整机。
2.2 日本1989年，日本提出高超声速运输机研究计划，研制周期为10 a，目标为研制出最大速度达到Ma为5.0的TBCC发动机，该项目对同轴串联式组合发动机HYPR90-C进行了重点研究[15-16]。如图 6所示，HYPR90-C由一个单外涵变循环涡扇发动机和一个亚燃冲压发动机组成，涡扇发动机的喷管面积、压气机静子叶片、放气门的面积均可调，具备3种工作模态。Ma为[0, 2.5)时，涡扇发动机单独工作；Ma为[2.5, 3.0]时，涡扇发动机和冲压发动机同时工作；Ma为3.0以上时，冲压发动机单独工作，最大可加速至Ma为5.0。
该计划完成了世界上第一台涡轮基组合循环发动机的高空台验证试验。地面模拟时，实现了高温核心机在涡轮前温度1 700 K条件下持续工作15 min；高空台测试中，验证出涡扇发动机HYPR90-T在飞行速度Ma为3，高度为20.9 km下的风车启动能力，实现了HYPR90-C在飞行速度Ma为2.5、飞行高度为16.5 km下从涡扇模态至冲压模态的平稳转换。
后续研究中，日本将重点转向了进气道预冷的组合循环发动机ATREX，预计最高速度能达到Ma为6。虽然预冷器的结构设计、结冰等技术问题仍未解决，但ATREX已经过可行性论证，未来有望成为两级入轨可重复使用运载器的第一级动力系统。
2.3 俄罗斯1993年，俄罗斯中央航空发动机研究院(CIAM)开展了TBCC研究，承担可重复使用空间飞行器MIGAKS中的TBCC部分。CIAM分析了TBCC的串联布局、并联布局结构的优劣，得出了并联布局更适合高速空间飞行器的结论，并在后续计划中一直致力于并联式TBCC相关技术的研究。
2.4 欧盟欧洲的TBCC研究源于“长期先进推进概念和技术(LAPCAT)”计划，该计划分为Ⅰ和Ⅱ阶段。
LAPCAT-Ⅰ拟研究高超声速飞行器的推进系统概念，探讨了大量的组合动力推进方案[17]。最终研究人员在TBCC与RBCC中选择了TBCC作为未来航空飞行器推进系统的解决方案。该计划重点针对最大速度可达Ma为5的液氢预冷发动机Scimitar展开，并进行了相关地面试验。
LAPCAT-Ⅱ论证了民用高超声速飞行器实现半环球航程的可能性，初步设计巡航飞行速度Ma分别为5和8的2种飞行器[18]。研究人员综合飞行成本、可重复性、客户体验等因素，认为TBCC是较优选择，并对其推力性能和推进效率展开了评估。
2.5 中国中国自20世纪80年代开始研究组合式动力。几十年来，国内高校和企业围绕TBCC进排气系统设计[19-37]、模态转换研究[38-40]、推进系统性能建模[40-42]等技术进行了大量研究，打下了坚实的理论基础。目前，中国在组合发动机领域已取得一些突破性的成果。
2019年，中国航天科工集团北京动力机械研究所提出了一种组合动力方案——涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机TRRE，该方案将涡轮与火箭冲压复合燃烧室并联，能够在Ma为0~6、飞行高度为0~33 km的工况下稳定工作[43-44]。预计于2025年前，TRRE可依据现役涡轮技术形成可用工程方案；2030年前融合冲压发动机技术、高速涡轮机技术、轻质高效预冷技术，拓展TRRE的工作范围，最高速度有望达到Ma为10。
2022年，西北工业大学成功发射“飞天一号”吸气式RBCC试验飞行器，这是国际上首次实现火箭/亚燃、超燃、火箭/超燃的多模态自由调节能力，突破了热力喉道调节、超宽包线的高效燃烧组织等关键技术[45]，代表中国在组合发动机部分领域的技术已达到世界先进水平。
3 TBCC关键技术总结与分析 3.1 TBCC发动机子系统相关技术 3.1.1 进气道设计TBCC通常用作多工况、大速域飞行器的推进系统，其进气道需要在多种复杂条件下为发动机提供稳定的流场，保障发动机的高效工作。因此，进气道设计是TBCC发展的重要一环。目前，TBCC的进气道大致可分为3种：轴对称式、二元式、三维内收缩式。
1) 轴对称式进气道。
轴对称式进气道的中心有一个可移动的激波锥。超音速来流经过激波锥后，在其上产生锥形激波，使来流增压降速。飞行器的飞行条件发生改变时，可以轴向移动激波锥来改变激波的位置，调整进气流量和气动特性，确保发动机高效运行。SR-71侦察机的串联式TBCC使用了这种进气道[10]。激波锥初始位置位于最前端，飞行速度Ma高于1.6时，激波锥开始向后移动，达到最大速度(Ma为3.2)时，激波锥置于最末尾。激波锥位置和飞行速度一一对应，保证了发动机时刻处于高效运行状态。
2002年，为改善高速轴对称式进气道在低速时的气动缺陷，日本提出了MRD轴对称式进气道，如图 7所示。由图可知，该设计在激波锥后设置了几道圆盘，通过改变圆盘间空腔面积，调节来流流量和压缩效率[46]。风洞试验结果表明，这种设计不仅不会对附面层的边界线产生不利影响，还能减少气流损失，极大地优化了非设计点下的性能。来流流量不变的情况下，MRD的总压恢复系数比无空腔设计提高了10%[30]。
轴对称式进气道结构简单，但一般用于来流速度较低的工作条件。如果飞行速度下降，高速轴对称式进气道的气动性能会显著降低。因此，在大速域飞行器的发动机上，通常不使用该型进气道[31]。
2) 二元式进气道。
二元式进气道的截面形状为矩形，外压段有变几何楔板。来流通过楔板时，在二维楔面上会产生斜激波。来流速度变化时，可以通过调整楔板的角度来调整激波的状态，保证流动状态良好的前提下，捕获足够的来流。
二元式进气道可分为外压式和混压式。高Ma条件下飞行时，外压式进气道的楔板总偏转角过大，会产生很大的气动阻力；混压式进气道同时具备内、外2个压缩段对气流减压，一定程度上缓解了气动阻力的缺陷。因此，目前的二元式进气道更偏向使用混压式。
2008年，NASA设计了一种二元外并联式进气道，Ma工作范围为0~7。Ma为2~4时，低速通道保持开启状态，高速通道逐渐打开；飞行速度Ma高于4时，低速通道关闭，高速通道打开，进气道以冲压模态工作。该型进气道的缩比模型IMX如图 8所示，已在Glenn研究中心进行了试验，结果表明该进气道在保持较高气动特性时还具备高性能的模态转换能力。
3) 三维内收缩式进气道。
三维内收缩式进气道具备很强的来流捕获能力，在保证来流流量的情况下，其迎风面积要小于常规进气道，因此有效地减小了迎风阻力，在高Ma条件下飞行时，这一优点尤为显著，具备很高的发展价值。
目前，国内外针对此类进气道提出了许多有价值的构型，如美国研制的Jaws进气道[48]、REST进气道[49-50]、HYCAUSE飞行器的进气道等[51]，相关试验研究发现，此类进气道比常规进气道具备更强的流量捕获能力、更大的推力增益，综合性能十分优秀；但此类进气道的壁面形状一般为复杂曲面，变几何结构的设计难度很大。尽管如此，此类进气道依然是未来发展的重要方向之一。
3.1.2 排气系统设计排气系统是发动机的主要动力来源。有研究指出，当飞行速度Ma达到6时，排气系统提供的推力能达到发动机全部推力的70%以上[33]。TBCC工作速域大、工况复杂，排气系统的气流流量、落压比变化范围大，对参数设计的要求较高；且TBCC常采用非对称式喷管，进一步增加了结构的复杂度。因此，排气系统是TBCC发展的关键技术之一。
1) 串联式排气系统。
2003年，日本研究者设计了一款用于二级入轨飞行器的一级动力的TBCC[52-53]，使用了带中心体的塞式喷管，中心体外端为一对凸轮，凸轮通过连杆机构连接后方的驱动器，可调节喉道面积，但无法调节尾喷管膨胀段的面积，且喉道面积的调节规律难以匹配尾喷管的气流流量和落压比的变化规律。
德国Sanger空天飞行器也使用了TBCC[54-56]。为改善推力性能，满足一体化设计等需求，研究人员采用单边膨胀喷管的方案，给出了铰链和可动中心体2种调节方式，以改变喷管的喉道面积和膨胀比。后续试验发现，在低落压比时该型尾喷管过膨胀严重，推力损失较大，因此研究人员又提出将进气道的边界层引流至尾喷管扩张段的设想，并进行了仿真和试验探究。
2) 并联式排气系统。
美国X-43B飞行器使用了外并联式排气系统[57]，尾喷管多处设有铰链，上下流道隔板和冲压流道下板的尾部均可转动，以满足发动机气流流量和落压比的变化要求。2010年，美国研究者提出一种可调喷管设计构想，放弃了单边膨胀的喷管形式，将上下流道分别连接铰链进行独立调节，改善了低落压比条件下的推力性能[58]。目前，并联式喷管仍然存在可动部件多、结构复杂、密封冷却难等问题。
近年来，研究人员对TBCC排气系统的研究逐渐增多。比如，针对非设计点性能改善，Lederer[59]和张留欢等[60]提出了变几何的调解方案；Yungster等[61]提出了跨声速条件下外部燃烧的方法；Asbury等[62]提出用无源腔控制分离流动的方法；Gronland等[63]提出通过上膨胀面进行二次流喷射的方法。如何从最新的理论研究向工程应用设计迈进，是排气系统技术攻关的重点。
3.1.3 模态转换控制技术高超声速飞行器的飞行速度、高度变化范围非常大，TBCC要根据工况切换不同的工作模态。如何在保证发动机正常工作的前提下，尽可能快地切换模态，是模态转换控制的重点和难点。模态转换控制技术与组合循环动力的底层工作逻辑关系密切，国内外的许多研究人员对此展开了长时间的研究。
目前国际上已公开的研究成果有限。美国NASA的Glenn研究中心基于风洞搭建了组合循环动力发动机控制器仿真平台，模拟TBCC发动机的模态转换状态[64]；NASA的Peter等[65]结合LQR技术研发了组合发动机模态转换控制器，分析了不同转换过程的整机性能；日本HYPR90-C的涡轮发动机控制沿用了HYPR90-T的数字控制器，冲压发动机控制则沿用传统冲压控制技术，并开展了高空台架试验，验证了控制律的可行性[39]。
中国针对此项研究积累了不少理论成果。如北京航空航天大学的Chen等[66-67]研究了串联式TBCC的多目标控制问题，基于多个可调部件模型，对模态转换的过程参量进行寻优，制定了相关控制律，实现了工作模态的平稳转换；中航发控制系统研究所的仇小杰等[68]针对小型并联式TBCC提出了基于SQP的模态转换控制方法，得到了模态转换的切换点和过渡态控制规律；北京动力机械研究所的聂聆聪等[69]基于EFK模型研究了串联式TBCC的过渡态控制规律，使得发动机模态转换的推力瞬态误差不超过2.1%，稳态波动不超过9%。
目前，国内外公开详细报道的、进入工程应用阶段的模态转换控制技术还比较少，大概率正处于研发或保密阶段。如何针对强耦合性的飞发一体化问题，实现飞行器整体的一体化控制，是未来模态控制技术的重点发展方向。
3.1.4 预冷技术第1章中已提及TBCC存在的“推力陷阱”问题是目前亟需解决的难点之一。飞行速度Ma达到2以上时，随着速度提高，来流空气总温升高，压气机功耗上升，涡轮发动机无法高效工作[70]。除提前开启冲压通道外，进气预冷也是一种有效的技术方案，该方案通过在压气机前设置冷却装置，降低来流总温，从而提高涡轮基循环效率，突破涡轮基的工作速域上限。
进气预冷的实现方法有射流预冷、换热预冷2种[71]。前者是将冷却介质通过射流装置喷入进气道与来流掺混，降低来流总温；后者是在压气机前加装预冷器，以热交换的方式降低来流总温。根据预冷方式的不同，换热预冷又可分为燃料预冷、第三流体间接预冷2种方案。其中，燃料预冷方案经历了3次迭代过程，依据时间先后分别为液化空气预冷循环(LACE)、深度预冷循环(DPC)、适度预冷循环(MPC)。各预冷方案的典型型号、性能和特征如表 1所示。由表可知，以ATREX为代表的MPC方案和以SABRE为代表的间接预冷方案比冲大，且避免了换热预冷方案中预冷器结冰的问题，是未来的2个重点发展方向。
| 类别 | 名称 | 涡轮工作速域 | 性能和特征 |
| LACE | LACE | Ma=0~7 | 比冲600~1 000 s，推重比6~14；可用于单级入轨飞行器 |
| LACE | ACES | Ma=0~7 | 比冲800 s，推力500 kN；LACE改进型号，技术难点仍较多 |
| DPC | RB545 | Ma=0~5 | 比冲1 500 s，吸气推力340 kN，火箭推力735 kN |
| DPC | ATRDC | Ma=0~6 | 比冲2 500 s，耦合冲压通道后达4 000 s；推重比18~22 |
| MPC | ATREX | Ma=0~6 | 平均比冲3 000 s，适用单级入轨飞行器第一级 |
| 间接预冷 | SABRE-4 | Ma=0~5 | 比冲3 600~4 000 s，推力800~2 000 kN；避免预冷器结冰，循环较复杂 |
| 间接预冷 | Scimitar | Ma=0~5 | 比冲3 100~3 805 s，推力168~370 kN；闭式循环极复杂，可实现性较低 |
近年来，世界各国在预冷技术领域开展了大量研究工作，推动了预冷发动机走向工程应用阶段。相较于传统涡轮发动机，预冷发动机在前端加入了预冷段，大大增加了系统的复杂程度，衍生出许多新的挑战。本节将针对预冷器技术、射流系统相关技术进行介绍。
1) 预冷器技术。
预冷器被用于冷却高温来流，提高涡轮发动机工作速域上限，是换热预冷发动机的关键部件之一。预冷器的换热效率、质量、体积、流动阻力等性能参数对发动机整体性能参数有非常大的影响，其设计目标为质量轻、体积小的同时，还具备高换热效率和低流动阻力。在进气流量一定的情况下，预冷器的换热效率和换热面积正相关，通过延长预冷器尺寸等方法，可以有效提高换热面积。同时，来流在进气道的流动也受到预冷器流动阻力影响，一味增加预冷器尺寸反而会增大流阻，导致总压损失和流场畸变[72]。
换热效率与流阻之间的矛盾，使高紧凑度预冷器成为了主要选择。比如，英国的SABRE型发动机使用了高紧凑度的薄壁毛细管预冷器，其毛细管外径仅0.98 mm，壁厚仅0.04 mm，能以600 kg的质量达到400 MW级的换热效率，效率密度达667 kW/kg，远高于常见工业换热器(10 kW/kg)[73]。近年来，应用在高温气冷堆、超临界二氧化碳Bretton循环系统的印刷电路板换热器(PCHE)也受到了一定关注。PCHE比传统预冷器的结构更紧凑、质量更轻，在极端环境中有很强的适应性，非常适合应用于预冷发动机的预冷段。徐东君等[74]针对一种复合印刷电路板预冷器进行了热力设计与结构优化，体积功率较薄壁毛细管预冷器提高了243%。PCHE很有潜力成为预冷器的最佳选择。
2) 射流系统相关技术。
射流预冷方法通过在压气机前加装喷杆、喷嘴装置，喷射冷却剂射流降低来流温度，提高涡轮发动机工作速域上限。射流预冷系统包括冷却介质、发射冷却剂的射流装置，下文将分别介绍二者各自相关技术。
冷却介质由喷嘴雾化为液滴形式喷出，研究射流喷出后的换热过程，可以为改进冷却效果提供理论基础。液滴在整个换热过程经历非平衡吸热和平衡吸热2个阶段。非平衡吸热时，液滴仍保持液相从空气中吸热，其蒸发系数随着温度变化；平衡吸热时，液滴达到沸点继续吸热，但蒸发系数保持不变，随后液滴由液相逐渐向气相转化。Lin等[75]对均匀布置喷杆组成的射流系统进行了数值计算，发现换热效率主要与液滴直径和质量流量相关。具体而言，缩小液滴直径可以直接提高蒸发系数，是提高换热效率的主要途径；提高质量流量对液滴蒸发系数没有影响。过多的冷却介质会导致射流无法完全蒸发。液滴进入压气机后，会在叶片表面形成一层薄膜，对压气机的总压系数、机械效率带来负面影响[76]；当未蒸发的水进入燃烧室时，水会试图熄灭火焰，直接导致CO等未充分燃烧物质排放量增加，降低燃烧效率[77]。
射流预冷方法在进行降温时，冷却介质气流与来流混合后将依次流过发动机后方关键部件，研究混合气对发动机关键部件的性能影响很有必要。林阿强等[78]对混合气流过压气机的过程进行了数值模拟，发现使用水作为冷却介质时，混合气会影响压气机的质量流量和气流攻角，较大的射流量和适当的液滴直径有利于减小动叶扭矩、压缩耗功。在总体设计时，应考虑正面影响带来的性能提升，并尽量避免射流带来的负面影响。
射流装置主要存在总压损失的问题。装置安装在进气道内，来流流过时会不可避免地产生总压损失，在高Ma飞行时尤为关键。刘旭峰等[79]提出一种低流阻翼结构的喷杆组成的射流装置方案，将总压损失控制在4%以下，并通过试验得出不同喷射流量、不同来流温度对温降特性、流阻特性的影响，指出优化喷杆截面形状、减小各截面喷杆堵塞比是未来改善射流装置流阻特性的研究方向。
换热预冷方法不在来流中引入新组分，预冷器换热效率高。但高换热效率、高紧凑度的要求为预冷器的设计和制造带来了较大挑战，在液化预冷、深度预冷方案中，还需要对预冷器进行全面防冰、防霜处理，避免表面结冰结霜降低换热效率。第三流体闭式循环很好地避免了这一问题，但循环方案太过复杂，设计周期长。射流预冷技术成熟、结构简单，无需对现有航空发动机大规模改装即可投入使用，但高Ma下冷却剂用量过大，降低了飞行器的有效载荷，大量冷却剂会对压气机等部件产生负面影响，寻找高热值的新型冷却介质周期较长。综合来看，使用预冷器的换热预冷方案仍然是预冷发动机发展的主要方向，高换热效率的预冷器设计技术是提高预冷发动机性能的关键。射流预冷技术应用广泛，在预冷器防结冰、改善来流流场、提高发动机部件性能等方面有重要辅助作用。
3.1.5 燃料技术燃料作为发动机的动力来源，其特性直接决定了发动机的性能水平，是发动机中的重要组成部分。随着高超声速飞行器速域的不断拓宽，人们对燃料提出了更高的要求，主要表现在能量密度高、热沉高2方面[80]。高能量密度的燃料可以在不改变飞行器布局、不增大油箱体积的情况下提供更多能量，提高飞行器航程、速域、有效载荷，直接提升发动机推力性能；高热沉燃料可作为优异的冷却剂，在飞行器高速飞行时，发动机部件会产生大量的可能超出材料耐温上限的气动热，此时高热沉燃料可对高温部件进行主动冷却，保证其正常工作。可见，燃料技术不仅是TBCC发展的关键技术，更是吸气式动力发展的关键技术。
1) 高能量密度燃料。
高能量密度燃料通常指密度大于0.8 g/cm3，热值大于32 MJ/L的燃料。提高燃料中碳、氢元素的含量，增大燃料的密度，是提高其能量密度的主要方向[81]。
国外开展燃料研究的时间较早，近几十年，美国陆续研发了RJ-4、RJ-5、RJ-7、JP-7、JP-10等高密度燃料，并将其广泛用于高超声速飞行器的飞行试验、冷却实验等。2013年，美国利用X-51A飞行器装载JP-7燃料，成功实现了Ma为5条件下持续飞行200 s的目标[82]，这标志着美国的燃料研发已步入工程应用阶段。俄罗斯也在碳氢燃料领域开展大量研究，研制出的T-15燃料的燃烧热比JP-7高14%，总吸热能力大于4 MJ/kg，在20~760 ℃范围内吸热能力与液氢接近，但其冰点较高，在吸气式动力领域的应用十分受限[80]。中国天津大学针对高能碳氢燃料的研究较多，其研发的HD-01是国内首类用于导弹的高密度燃料，性能指标可达到美国JP-10水准[83]。
除此之外，在液态碳氢燃料中添加铝、锆、镁等金属颗粒也是提高燃料能量密度的有效途径。1997年，NASA提出了金属化推进剂的研究方向，将铝、硼等颗粒分别加入不同燃料体系中开展试验，发现燃料的热值得到明显提升。需要注意的是，金属含量高的燃料和常规液态碳氢燃料的性质差异较大，在运输、雾化、燃烧时需额外制定方案。此外，金属颗粒的尺寸也对发动机燃烧有很大影响，如果颗粒尺寸较大，在实际燃烧过程中极易发生不充分燃烧，导致残渣积累在发动机内表面，降低燃烧效率，甚至影响部件的正常运转。为此，许多学者开展了对纳米金属颗粒的研究，探究其制备工艺、粒度等对燃料燃烧性能和热值的影响，添加纳米金属颗粒或可成为提高燃料能量密度的可用手段。
2) 高热沉燃料。
碳氢燃料作为冷却剂时，在高温环境中会发生裂解，同时产生结焦，很大程度上降低了燃料热沉。为此，各国学者提出了多条技术途径，例如合成具备高热安定性的燃料JP-900[84]；研制燃料热安定性的添加剂如JP-8+100、JP-8+225等，并与燃料融合；采用定性裂解功能催化剂，生成烯烃化合物，从而提高燃料热沉[85]；中国天津大学等单位也开展了对提高燃料热沉途径的探究，目前已能将燃料热沉提升至3.5 MJ/kg以上[86]。
需注意的是，高能量密度、高热沉这2方面特性的相互耦合，在燃料的工程应用中需综合考量。
3.2 TBCC推进系统相关技术 3.2.1 飞发一体化综合模型传统飞行器是将推进系统和机身独立设计，再组装成整机。但在高Ma条件下飞行时，传统构型的气动阻力非常大，对推力性能造成极大损失。因此需要将推进系统和机身进行一体化设计，使整机的外形呈高度流线化以减小气动阻力，提高飞行器的速度上限。因此，飞发一体化技术在组合动力设计中尤为关键。
飞发一体化技术涵盖面较广，包括内外流耦合技术，机身/推进系统结构一体化设计，飞发性能、隐身、控制一体化技术，能量和热管理技术等。发展飞发一体化技术，需要建立高精度推进系统与飞行器的一体化综合模型作为理论基础，但传统设计方法的局限性导致了这部分的研究基础相对薄弱。
1994年，美国的Chavez和Schmidt[87]以NASA建立的NASP模型为基础，提出了最早的飞行器弹性形变纵向模型，以及与之匹配的超燃冲压发动机准一维模型，很好地反映了机身与推进系统的耦合特性。在此基础上，美国的Bolender和Doman[88-89]于2005年基于X-43A飞行器，建立了飞行器纵向非线性模型。2007年，Parker等[90]基于Bolender的工作，忽略部分弱耦合效应，利用多元多项式对非线性模型的数据进行拟合，重点针对飞行器的动态特性，建立了面向控制的飞行器纵向模型。
中国针对飞发一体化建模问题的研究起步相对较晚，但目前已有多所高校开始进行相关研究。例如哈尔滨工业大学的江晨钟[20]搭建了并联式TBCC系统模型和飞行器的刚体纵向模型，基于线性二次型最优调节器设计了飞行器的控制系统，并进行仿真计算；赵钰琦[19]针对双级入轨运载器的一级动力TBCC搭建了涡扇、冲压、过渡态的性能模型，利用序列二次规划算法进行性能优化。南京航空航天大学的李龙[21]着重于进排气系统，建立了适用于组合发动机的总体性能分析框架和计算模型，初步分析了进排气系统对发动机总体性能影响；桂丰[41]建立了高超声速飞行器研究模型，研究了几个典型工作状态下高超声速飞行器和TBCC的一体化性能；吴琼[42]在桂丰的研究基础上，进一步改进细化了高超声速飞发一体化研究模型。
虽然该方面的研究尚不成熟，但对于飞行器一体化的部件级、整机数学模型的研究成果已在不断积累，为一体化技术的发展打造了坚实的基础。
3.2.2 性能仿真技术TBCC通常在多工况条件下工作，整机试验流程复杂、成本高，目前无法广泛开展。因此，性能仿真工具成为验证TBCC设计方案的首要选择。
美国是较早开展仿真工具研究的国家之一。1997年，NASA的Lewis研究中心研发了一款TBCC性能仿真软件TBCC-X[91]，用于预估Ma为6以下TBCC发动机的总体性能，给出较为系统的整机性能模拟方案；2000年，美国佐治亚理工学院开发了涡轮基推进系统的计算分析工具T-BEAT[92]，可计算分析包括TBCC在内的多种涡轮基推进系统的整体性能，其TBCC模块可以完成飞行速度Ma为0~ 5.5、飞行高度为0~40 km范围内的设计点、非设计点性能计算；2006年，美国圣何塞州立大学开发了一款吸气式发动机性能仿真工具ABREAST[93]，可以对常规涡轮/涡扇发动机、冲压发动机、涡轮基组合循环发动机等多种吸气式发动机的参数、非设计点工作性能等指标进行模拟计算。其他国家也在开展开发性能仿真工具的工作，例如德国MTU Aero Engines公司(官方网址：https://www.gasturb.com)开发了航空发动机综合性能仿真软件GasTurb，目前已迭代更新至第14个版本；瑞典的Lund学院使用Modelica建模语言，编写了自己的航空推进系统仿真模型。
性能仿真工具是理论研究与工程应用的桥梁之一。依据现有的基础理论和数学模型搭建性能仿真工具，不仅可以缩短研发周期，节约研发成本，还可用于部件/整机试验结果的比对分析。随着TBCC高精度数学模型的建立，性能仿真工具的功能会愈发强大。
3.2.3 试验技术TBCC长时间处在高温、高压、高转速等恶劣环境中工作，为检验其工作时的性能及可靠性，需要开展部件/整机试验，模拟其实际工作的情况。在发动机的研发过程中，成熟的试验技术有利于节约发动机的研发时间和成本。
1998年，日本建造了一套高超声速自由射流试验平台RJTF，配备氧化铝空心砖型蓄热体空气加热器、氢燃料空气加热器，可为发动机提供最高2 600 K的模拟来流，丰富了多设计点条件下来流的验证手段[94]；20世纪90年代，美国建成了当时世界上最大的航空推进试验设备ASTF，该设备由2个高空试验舱组成，常用于大流量涡轮发动机性能试验、矢量推力试验、压力畸变试验等；2012年，美国空军研究改进了气动与推进试验单元APTU，在高温喷管设计、设备和发动机耦合问题、高温下摄像记录等方面进行改造升级。截至目前，APTU设备已经成功进行了大量的发动机地面试验，对F135等战机的发动机研制起到了推动作用[1, 95]。
4 结论与展望本文简略介绍了组合发动机的设计概念和关键技术。组合发动机利用4种基础动力形式——涡轮基、火箭基、冲压发动机、预冷发动机，结合实际的工作需要，选取不同的基础发动机，耦合成符合要求的组合动力系统。
目前，世界各国都在重点发展组合发动机。美国、日本、英国开展TBCC研究较早，储备了大量的成熟技术，处在世界前列。在未来研究路线上，美国侧重于TBCC/RBCC系统研究；日本侧重对预冷发动机ATREX的深入研究；英国计划对三组合发动机SABRE进行深入研究。德国、俄罗斯、中国等国家紧随其后，投入到对TBCC等组合发动机的研究中，进行大量技术攻关，在某些关键技术上实现了突破，有望完成组合发动机的独立研发设计。
基于此，本文对后续组合发动机的发展路线作出以下推断：
1) 结合新的基础动力形式。
20世纪末期人类突破冲压发动机技术，掌握了新的动力形式，使Ma为3以上的高速域飞行成为现实。应进一步探索新型的基础动力形式，例如正处于概念阶段的脉冲爆震发动机，可以在燃烧室内直接利用爆震产生的波来压缩气体产生动力，结构简单、推重比高、成本低廉。
2) 结合新的能源形式。
目前的航空发动机都是通过燃烧等热循环过程，向后喷出气体获取推力。应开发新的能源形式以实现组合发动机的性能的提升，拓宽飞行速域。例如利用磁场对离子的作用力，为飞行器提供动力。
3) 结合外界驱动。
目前绝大多数航空发动机都以飞行器的独立起降作为设计目标。可针对非独立起降的飞行器设计动力系统，降低设计难度，追求性能突破。例如TBCC在Ma为2.5~3.5阶段因存在“推力陷阱”需要配备复杂的模态转换系统，如果能结合外界驱动使其起飞即可达Ma为3的速度，那么只需提高冲压发动机的高速性能，就可突破飞行器的速域上限。
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