2018, Vol. 39
2. 谢菲尔德大学 机械工程学院，英国 谢菲尔德 S1 3JD;
3. 南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016;
4. 南京航空航天大学 航空宇航学院，江苏 南京 210016
2. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield S1 3JD, UK;
3. College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China;
4. College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China
将卫星或其他有效载荷送入太空目前主要有两种方式，一种是采用运载火箭垂直发射进入太空预定轨道，需要携带占比较高的推进剂，有效载荷携带能力较低；二是通过航天飞机运送入轨，比较而言技术难度和系统复杂性都更高。为降低天地往返费用，各国陆续提出水平起降的空天飞机方案，按照航天技术的发展程度，首先是二级入轨方式（Twostage-to-orbit，TSTO），也是技术难度相对较低处于主流的方式，如德国两级水平起降空天飞机Sänger[1, 2]，其以涡轮冲压发动机和火箭发动机为动力，第一级为以吸气式冲压发动机为动力的超声速飞机，第二级是以火箭发动机为动力的有翼飞行器，两级都能分别水平着陆，采用空射投放方式，当速度达到2.2km/s，高度37km时分离，第二级在火箭发动机推动下进入近地轨道。后来由于欧洲载人航天战略调整和统一后的德国对宇航投资的态度转变使得项目中止。近年来德国又启动了采用火箭助推的新空天飞机项目SpaceLiner [3]，探索垂直发射、水平降落的高超声速轨道飞行器方案；在组合动力和热防护材料等关键技术取得一定进展后，单极入轨方式（Singlestage-to-orbit，SSTO）逐渐兴起[4]，如美国国家空天飞机计划（National Aero-Space Plane，NASP），采用X-30水平起降可重复使用的吸气式单级入轨飞行器[5~7]，发动机在马赫0~16采用三种模态工作，但后期地面试验证实了发动机在低速阶段存在推力不足的问题。由于动力系统的研制难度超出当时技术水平，并且研制费用过高，X-30项目在1993年中止。
随着太空运输市场需求的快速增长，世界航天大国之间的太空竞争日趋激烈，为进一步降低发射成本，近年来出现了其他新的太空投送方式[8]。美国的蓝色起源（Blue Origin）及Space-X等新兴科技公司在运载火箭上进行技术改进，通过回收助推器的方式增加火箭的使用次数，从而大幅降低成本；英国的REL（Reaction Engines Limited）公司在20世纪90年代初启动了Skylon项目，作为HOTOL（Horizontal Take-Off and Landing）项目的后续发展[9]，继承了其动力系统的主要技术成果，研发可重复使用的空天运载系统，采用水平起降、单级入轨的方式，最终目标是快速响应、高可靠、低成本的空天飞机。这二种方式都是通过对运载器的多次使用从而降低平均发射成本。
为有效实施我国逐步凸显的空间战略，随着对卫星部署以及太空运输的需求日益增长，当前的发射方式在时间和成本方面存在发射周期较长和单发成本较高的劣势，空天飞机模式是弥补此类问题的有效途径之一。本文首先对英国目前发展的Skylon项目进行了梳理，提取出组合动力发动机中轻质高效预冷器、内循环换热系统以及高度补偿喷管等关键技术，然后对高超声速飞行器布局设计及在高空低密度环境下面临的典型气动问题及热防护措施进行了分析，最后结合发射成本分析，研究了空天运输系统的技术发展趋势。
2 SABRE发动机关键技术发动机技术是航天运载中最关键的核心技术，Carmichael R P在1955年提出，以氢为燃料的发动机，如果采用一个预冷器冷却来流，理论上会具有比碳氢燃料发动机更高的性能[10]，低温环境使得发动机可采用轻质材料，质量流量更高[11]。经过HOTOL项目的探索工作，在液体空气循环发动机（Liquid Air Cycle Engine，LACE）和RB545吸气式氢氧发动机方案基础上[12, 13]，通过增设氦循环，采用轻质高效预冷器，形成Skylon项目中的协同吸气式火箭发动机（Synergistic Air-Breathing Rocket Engine，SABRE）[14]，如图 1所示，SABRE包含内、外两个流道，外流道主要由进气道和冲压燃烧室组成，内流道由预冷器、空气涡轮压气机、预燃室、液氧泵、液氢泵、氦循环、火箭推力室等部件组成。相比于超燃冲压发动机，SABRE发动机具有两点优势：（1）宽速域（Ma0~6）工作范围，地面试验即可开展发动机性能的全面测试；（2）高推重比，超过其他动力2~3倍。
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Fig. 1 SABRE internal structure diagram |
SABRE发动机的研制主要分为三个阶段：第一阶段是涡轮基吸气式火箭组合发动机关键技术的试验研究，重点是预冷器的技术，阶段性标志是2013年完成了全尺寸预冷器的地面试验，验证了预冷器部件的气动稳定性、结构的整体性、飞行包线上方大范围的震颤自由性以及预备性低温冷却特性，同时完成了SABRE-3的研制工作；第二阶段是发动机系统设计、预冷器制造工艺的改进、长寿命周期火箭推力室设计、高度补偿集成喷管设计与测试以及宽速域可变形进气道设计等重点技术，2015年完成了对转涡轮、进气道、燃烧室、尾喷管以及从吸气式到火箭的模态转换技术试验验证，并通过AFRL对发动机的可行性评估；第三阶段到2022年将对安装全尺寸发动机的马赫5试验飞行器开展飞行试验验证，测试飞行条件下发动机的高超声速工作性能。
2.1 轻质高效空气预冷器Skylon在高速飞行时，进入发动机的空气被迅速压缩致使温度骤升，空气在进入燃烧室之前又通过涡轮压气机增压，使得温度进一步升高，过高的温度使得发动机无法正常工作，因此预冷器技术直接影响SABRE发动机的工作性能，是发动机最重要的技术之一[15, 16]。预冷器由一系列螺旋状排列的微管道模块组成，如图 2所示，空气从模块间的微小空隙中流过，低温氦在微管道中与管外来流空气进行热交换，微管道的矩阵式排列和管道外空气的横流方式都是为在控制预冷器质量的前提下尽可能增大换热面积，同时横向流动也可有效阻止边界层在管壁上的增长，提高传热系数，从而达到对来流快速降温的目的。因此在发动机研制过程中，为提升预冷器性能主要有两种方式，一是通过增加散热片数量从而增大表面积，但同时会增加预冷器质量。二是在保证质量不增加的情况下使管道更小，管壁更薄。其关键技术是微管道的制造技术。
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Fig. 2 Pre-cooler schematic diagram [16] |
预冷器的结构优化设计由布里斯托大学（University of Bristol）负责，其主要技术研发路线如图 3所示[17]，在完成实验室规模的预冷器原理验证、全尺寸镍铬铁718合金预冷器组件加工制造之后，2012年REL在B9试验台进行了全尺寸预冷却器的地面试验，试验平台为Viper 522喷气发动机，被测试的预冷器微管道总长50km，直径约1mm，壁厚为27μm，质量在50kg以内，实现了在20ms内将进气道1000℃以上的来流空气温度降低到-150℃的目标。通过采用高温真空铜焊技术，用于SABRE-4发动机的预冷器微管道总长超过1000km，直径1mm，厚度20μm，采用焊接技术完成超过1百万个密封接头，总传热量大于400MW；后期Scimitar发动机的预冷器重940kg，可将172kg/s的空气由977℃冷却到392℃，空气流动阻力0.04MPa，功率与重量比为110kW/kg。
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Fig. 3 Pre-cooler research and development route |
另一项预冷器的关键技术是霜冻控制技术（Frost control technology，FCT）[18]，当飞行高度12km以内时，在预冷器冷却来流过程中，温度降到0℃以下，发动机吸入空气中的水蒸气将迅速液化、固化为霜，附着在微管道壁面，堵塞换热流道，从而大幅降低换热效率，因此需要控制空气中气态水的凝华，防止霜冻。风洞试验研究表明[19]，通过改变冷却剂温度可实现霜冻控制，测试实验实现了来流温度为-80℃，来流速度为10m/s，空气质量流量为13.3kg/（m2·s）时，预冷器微管道中维持100%相对湿度和恒定压降8min，证明预冷器能满足飞行器4min入轨过程的霜冻控制的指标要求。
2.2 内循环换热系统SABRE发动机循环中包括三种换热器，除了空气预冷器（HX1，HX2）之外，还包括预燃室排气换热器HX3以及氢-氦换热器HX4[20]。其中HX3为横流式换热器，采用直径2mm，壁厚0.35 mm的烧结碳化硅管簇，最大承压70MPa；HX4为逆流式换热器，由镍钛合金制造，换热通道宽度20~50μm，通道和基底之间厚度10μm[21]。
吸入进气道的空气在进入压气机之前，如图 4，气流在进气道通过预冷器冷却至低温，一个高压缩比涡轮压气机将空气压缩并输送到火箭燃烧室，在被压缩后部分气流流入主燃烧室，其余气流流入预燃烧室。来自预燃烧室的高温燃气流经热交换器HX3，提升氦气温度，预燃烧室内的燃气在膨胀通过喷管之前，流入主燃烧室完成与剩余空气的燃烧。流经热交换器HX3的氦气膨胀，驱动主涡轮机来带动压气机，氦气流至热交换器HX4时由液氢泵输送的液氢冷却。氦循环通过预冷器从来流中吸收的热量用于实现发动机内部的自启动布雷顿循环（Brayton cycle）。流经热交换器HX4后的升温氢气驱动液氢涡轮泵，在进入预燃器之前驱动氦气循环器。从吸气式到火箭模态转换时，进气道及涡轮压气机关闭，液氧泵启动，在火箭模态下，发动机变为闭环氢氧火箭发动机，预燃室温度减小，降低了对液氧泵的动力需求，同时，通过这种换热方式循环使用热能也提升了发动机的效率。
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Fig. 4 SABRE heat exchange system schematic [20] |
从发动机整个内循环系统可见，空气冷却过程实际由低温高比热氢燃料实现，在发动机内引入一套氦循环作为热空气和低温氢燃料之间的媒介，通过这一过渡体系实现高效率的热传导，有效消除预冷器中的氢脆现象（Hydrogen embrittlement）[22]。
对发动机而言，燃烧室的冷却是另一个关键技术，在此推进剂混合燃烧产生约3000℃的高温燃气，直接影响到发动机内部件的正常工作。德国宇航中心（DLR）对此展开了专门的试验验证，采用空气和液氢组合气膜冷却吸气模态下的发动机，液氧冷却火箭模态下的发动机，通过氧化剂冷却燃烧室的方式解决了高温问题。
2.3 高度补偿集成喷管为满足大空域宽速域的发动机工作性能，尾喷嘴要适应从地面到太空大范围的大气压力变化环境[23~25]，避免过度热胀冷缩现象，布里斯托大学牵头启动了两项技术验证试验[26]，如图 5所示，膨胀偏转喷管静态试验项目（Static Test Expansion deflection Rocket Nozzle，STERN）以及带冷却推力室火箭的静态试验（Static Test Rocket Incorporating Cooled Thrust Chamber，STRICT）。
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Fig. 5 SABRE advanced nozzle experiment[26] |
高度补偿喷管主要有三类：双钟型喷管、塞式喷管以及膨胀偏转喷管。由于塞式喷管存在狭窄喉道高传热率及跨声速阶段滑移流效应造成的明显性能损失的缺点，研究人员主要针对其余两种喷管进行了比较研究，STERN试验证明在小压比补偿范围内，双钟型喷管的性能优于膨胀偏转喷管，但在大范围喷管压比条件内，膨胀偏转喷嘴表现出了更高的稳定性[27, 28]；STRICT试验研究压力补偿喷管喷流的稳定性以及发动机壁面的热流，同时对喷管外形开展选型优化，通过水冷系统延长工作时间，并测试了喷管内的热交换器性能。
2015年开展了针对SABRE-4发动机设计的先进尾喷管试验（Advanced Nozzle Experiment，ANE），主要目的是研究新型推力室和尾喷管的设计，需要兼顾吸气及火箭模态的工作性能，并且保证在模态转换时能平缓过渡。试验发动机采用了几项新技术[29]，包含燃料喷射系统3D打印技术，主动冷却推进剂喷射器等。
2.4 发动机技术迭代SABRE发动机的主要特点是：工作包线大，飞行高度涵盖空天区域，大气层内飞行速度到Ma5以上，大气层外速度在Ma20以上；推重比和比冲具有一定优势[30]。图 6分别对各类动力的推重比及比冲进行了对比，SABRE发动机工作过程中，致密和冷却的空气只需要较少的压缩，同时低温允许发动机使用轻质合金材料，由此SABRE吸气模态下推重比达到14，而此时喷气发动机为5，超燃冲压发动机为仅为2；吸气模态下，液氧气流被大气中空气所代替，使发动机比冲大幅增加，SABRE-4吸气式模态比冲高达5500s，火箭模态比冲460s。
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Fig. 6 SABRE-4 engine performance |
整个飞行过程中，大气层内以高比冲吸气式模态工作，当飞行速度达到Ma5，高度升至26km时转为火箭发动机模态，利用所带的液氢液氧，继续加速至Ma25以上，将飞行器推送到300km高度的近地轨道。
发动机的可变几何进气道是确保控制空气流入的关键，其外压激波的位置由20°中心锥的轴向移动控制，保证激波贴口，避免超声速阶段存在溢流阻力。在吸气模态加速阶段，通过中心锥调整进气量，保证来流的稳定性，在过渡到火箭模态的过程中逐渐关闭进气道。
SABRE-3发动机吸气式模态和火箭模态共用燃烧室和尾喷管喉衬，导致吸气燃烧状态下10.3MPa的高气压以及2.8的高当量比，在减轻发动机质量的同时，增加了燃料消耗。为提升动力性能，SABRE-4发动机采用双喉道喷管解耦了吸气式模态和火箭模态的燃烧室，在承受一定质量增加的前提下有效降低了燃料消耗。与SABRE-3比较，两种模态在硬件上相对独立，允许更高的预冷器出口温度，同时可减少霜冻控制系统。
为满足Ma5高超声速客机的动力需求，在SABRE发动机基础上简化热力循环后，形成一款新型涡扇基空气涡轮火箭（Air Turbo Rocket，ATR）发动机Scimitar，如图 7所示，在飞行器加速阶段保证了发动机高效率[31, 32]。Scimitar发动机具有两个模态：涡扇发动机模态和ATR模态。从起飞到Ma2.5是涡扇发动机模态，主流经过中心涡轮驱动风扇，然后与旁路管道的空气混合，加速阶段通过旁路燃烧增加推力；Ma2.5之后切换到ATR模态，ATR搭配旁路冲压发动机的燃烧，主流进入核心燃烧室及旁路风扇，加速阶段旁路喷管通过可变外形使得捕获流量随马赫数增大逐渐减小，Ma5巡航阶段旁路关闭，推力仅由ATR发动机提供。气流在经过预冷器后温度降到635K，Scimitar发动机在飞行阶段的工作模态见表 1，其中BB代表旁路燃烧器，BN代表旁路喷管。
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Fig. 7 Turbofan (upper) and air turbo-rocket (lower) configurations of Scimitar engine [32] |
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Table 1 Working mode of Scimitar |
Scimitar的进气道需要在宽速域（Ma0~5）内满足进气质量流量和总压恢复水平，做到跨声速阶段溢流阻力最小化以满足加速需求，同时在巡航阶段唇罩阻力最小，由此进气道确定为混压式变几何二元分叉进气方式[33]，喉道面积随马赫数及进气量需求改变，主要有以下特点：（1）一级压缩面角度为6°，满足Ma5的质量捕获要求；（2）为满足Ma2.5~5加速阶段的激波贴唇口需求，二级压缩面角度变化范围14°~28°；（3）亚声速扩压器扩张面，安装于二级压缩面后缘，主要用于拦截横向唇罩反射的高强度斜激波；（4）两个压缩面之间的放气槽用于吸除上游沿轴向形成的边界层，降低入口边界层厚度，抑制因唇罩激波入射导致的大尺度分离。
从设计点Ma=5的波系分布（图 8）分析，激波在进气道前方贴口，未产生分离流动，在喉道内为亚声速流。同时，考虑一体化设计并缩短进气道长度，发动机在飞行器上的安装方式从翼尖安装调整为机翼下方，由机翼下表面代替一级压缩面。与轴对称进气道相比较，可调二元进气道能在更大的速域范围内实现质量捕获及满足总压恢复指标，并且通过一体化设计减小了阻力增量。
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图 8 Scimitar intake and experiment schlieren（Ma=5）[33] |
HOTOL项目在布局方面产生的主要问题是由于质量较大的发动机及液氧供应系统都安装在尾部[34]，使得飞行器质心靠后，空气舵控制效率过低，超声速阶段飞行器压心前移明显，虽然通过优化布局及增加液压系统等手段试图改善稳定性问题，但同时使得有效载荷搭载能力下降，在与纯火箭动力飞行器的比较中凸显出成本劣势，项目在1992年被欧空局和英国政府中止。
Skylon的总体设计中吸取了HOTOL的经验教训，三角下单翼机翼及发动机均前移到机身中部，氢氧储箱分为两部分安装于机身前后[35, 36]，使得质心相对HOTOL前移，安装在翼尖位置主要是避免发动机喷管羽流对机身后段气动特性的影响，发动机4个尾喷管采用联动方式，可在俯仰和偏航方向进行3°的偏转，在吸气模态时尾喷管固定，到火箭模态时通过偏转进行机动。推进剂贮箱分别前后设置，通过整体气动布局调整压心位置，完成飞行器操稳性匹配，机翼安装于机身中部面临的问题是翼面在再入期间处于飞机头部弓形激波之外，使得翼面热环境突出，采用了主动冷却控制技术解决此问题；发动机前端有一定的下弯，主要是在上升段带攻角状态下进气道能捕获尽可能多的空气。由此确定了Skylon鸭式布局的大长细比外形。
Skylon的弹道规划特点如图 9所示，飞行器以速度0.46Ma从5.5km长的跑道起飞，上升阶段飞行11.5min到达高度26km，速度Ma5.14，飞行器下靶场距发射场620km，推进系统转换到纯火箭动力，大角度爬升的目的是尽量减小阻力损失[37]，在同一燃烧室内燃烧液氢和液氧，爬升4.75min并进行重力转弯后，主发动机关机，飞行器到达80km高度，随后释放主推进剂贮箱内的残余推进剂，飞行44min到达高度300km高度的远地点，飞行器轨道推进系统点火工作，执行完例行检查操作后，部署有效载荷，完成后轨道机动系统（OMS）发动机点火执行制动，实现合适的再入速度向量，下降过程中通过一系列S形转弯，飞行器利用能量管理实现无动力滑翔下降返场。
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Fig. 9 Skylon flight trajectory |
大气层内吸气式模态时，俯仰由鸭舵控制，滚转由副翼控制，偏航由尾部方向舵控制。火箭模态上升过程中偏航控制是通过两台发动机差分推力调节实现的。上升时随着动压的减小，主发动机逐步接管俯仰控制，最后移交给反推火箭，反推火箭保留控制权限，直到重新进入大气层过程中逐步移交回鸭舵，副翼和方向舵。
面对国际通信卫星质量的不断增加，为满足客户需求和拓展市场份额，为增加运载能力，在原有C1方案的基础上，通过提升发动机性能完成D1方案[38, 39]，如图 10，提升了工作在吸气模态下发动机的等效比，显著降低了液氢的消耗量，使得运载器入轨倾角范围更大，总体性能损失更小，在D1尾部还增加了轨道机动发动机（Skylon Orbit Manoeuvring Assembly，SOMA），采用液氢液氧作为推进剂，为反推火箭和燃料电池提供能量。
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Fig. 10 Skylon D1 internal structure diagram [39] |
同时为拓展高速航空市场，在欧空局的支持下，通过长期先进推进概念和技术项目（Long-Term Advanced Propulsion Concepts and Technologies，LAPCAT），设计了A2方案，主要是开展大气层内高超声速远程飞行[40, 41]，由此可省去SABRE火箭模态的质量，完成Scimitar发动机设计，富裕质量用于改进飞行器结构，扩大飞行包线及增加有效载荷质量，使得A2成为采用4台Scimitar发动机实现2×104km航程巡航飞行的高超客机，布局与Skylon D1相似，增加的两台发动机位于机翼下方。针对不同任务需求设计的Skylon系列方案的性能参数如表 2所示。
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Table 2 Indicators parameters of Skylon main program |
空天飞机为满足再入时的防隔热需求，前期外形以大钝头小展弦升力体为主，由于多采用垂直发射，因此未考虑上升阶段的升阻比，随着水平起降方式的出现以及对再入后机动能力的要求，在防隔热材料技术发展的基础上，高升阻比外形成为下一代空天飞机的指标之一，典型空天飞行器升阻比如表 3所示。
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Table 3 Lift to drag ratio characteristics of typical vehicle |
空天飞机在高速出入大气层的过程中，面临的主要问题之一是转捩及其诱发的局部高温，在Skylon再入过程中，随着高度的降低，雷诺数逐渐增加，如图 11所示，研究发现飞行器的转捩最初从机翼迎风面开始，形成一个朝前的楔形，随后扩散到背风面机翼上方的机身，最后沿轴向推进到机身前段位置[42~44]。
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Fig. 11 Skylon D1 boundary layer transition [43] |
从图 12可得到更确切的转捩趋势[45]，飞行器左侧是飞行器迎风面表面流态的变化，右侧是相应区域热流量的预示结果，转捩首先是在机翼后缘产生，随着雷诺数的增大，转捩区域向前逐渐扩散到几乎整个翼面，当雷诺数到达一个阈值后，整个翼面和机身的流态迅速转变为湍流，从对比图也能看出，飞行器表面的流态与温度是紧密关联的，湍流的出现直接导致当地温度的骤升。
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Fig. 12 Skylon D1 transition process and heat transfer rate [45] |
在空天飞行器的飞行上升段，高空低密度环境下发动机尾喷管喷射出来的高速高温燃气流对机身后段的热环境及气动特性均有较大影响[46~48]。在Skylon上升过程中，随着模态的转换，关闭的进气道形成的头锥激波掠过机身造成表面压力分布改变[49]，如图 13所示，在火箭模态下，尾喷管后方羽流的欠膨胀随马赫数的增大而增加，导致尾流展向面积的扩展以及翼面静温的升高，使得机翼面临较高的热环境。研究显示Ma > 8.5后尾喷管产生的羽流开始覆盖后段机身，表面压力分布的变化导致升力增大，阻力减小。羽流造成的另一个不利影响是由此引起的表面流动分离以及激波边界层干扰[50]，对高空羽流效应不确定性的评估局限性会给Skylon的结构材料造成一定困难。研究显示Ma8.5以内工程方法对飞行器气动特性的预示具有可行性，超过Ma8.5时有二个风险：（1）机身后段的热环境评估受羽流因素影响准确性降低；（2）机身激波和羽流诱导分离激波相互干扰对局部位置的热防护造成不利影响。目前的分析手段具有局限性，需要建立一套具有高保真度的数值预示方法[51]。
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Fig. 13 Thermal environments around Skylon D1 for rocket-powered flights [49] |
在高速再入过程中，气动热对材料的影响较大[52]，在布局设计中，需要关注热流最高位置的关键区域，便于选择适当的材料，重点位置有两个，一是发动机与机翼的干扰，一是鸭舵与体身的干扰。
发动机与机翼的交界处一方面由于薄机翼前缘激波导致高温，另一方面也是发动机锥形斜激波与机翼激波交叉干扰造成的局部温升突出点，在Skylon中研究了采用关键部位喷射冷却气体的主动冷却方式对高温表面进行热防护[53]。评估状态是热环境最严酷的再入点（H=82.7km，Ma=24.6，α=42.7°），如图 14，在非平衡流条件下，机翼前缘局部最高壁温2250K，采用主动冷却技术后，除激波干扰区域温度在1500K以外，大面积壁温被冷却到低于500K，如果冷却剂质量流量增大到93g/s，可将最高温度降到1000K以下。
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Fig. 14 Influence of the coolant mass flow on the surface temperature[53] |
同时，鸭式布局飞行器的外形特点使得鸭舵在偏转过程中，前缘与椭圆形头部有一定空间，鸭舵的偏转使得飞行器头部弓形激波与鸭舵前缘激波汇合，打在鸭舵底部内侧，引起热流上升，同时几何空间上形成高速缝隙流动，导致局部温度骤升，对舵轴的热防护提出更高要求[54]。由鸭舵底部的温度分布（图 15）可见，舵轴前方两道激波造成的高温区域位置，在鸭舵的下风区，由于流道的扩张温度迅速降低。降低鸭舵的偏转角度可有效减小温升现象，这需要结合控制系统优化飞行轨迹。
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Fig. 15 Surface temperature distribution of fuselage and canard [54] |
Skylon飞行器翼面在高速条件下不仅要承受严重的热应力，同时高温会降低结构的屈服应力和材料硬度，并且翼尖安装发动机的布局方式使得气动弹性问题凸显[55, 56]，因此相关关键技术主要是轻质机身结构以及强鲁棒轻质热防护系统（Thermal Protection Systems，TPS）。
Skylon飞行器的一个关键创新是采用了非承载式机身设计，其主要承载结构是一种采用碳纤维增强复合材料制成的桁架结构[57, 58]，如图 16所示。铝制燃料箱的外壳采用耐高温碳化硅纤维增强陶瓷材料制成，通过凯夫拉（Kevlar）带悬挂在桁架结构中，桁架结构是由环形框架构成，间隔300mm，中间由斜拉加强筋连接，外壳蒙皮的设计采用碳化硅纤维增强玻璃陶瓷基复合材料，这种材料能够在高达1470K的温度下保持其结构特性，超过飞行器重返大气层时经历的1100K。采用被动辐射冷却技术，上升段外壳最高温度582℃，再入段通过被测蒙皮的主动反馈来动态控制飞行轨迹，温度保持在727℃下，蒙皮厚0.5mm，采用波纹板冲压技术。机身隔热系统由多箔片隔热毡、空气隙及罐状泡沫隔热材料构成。机身结构设计由刚度主导，采用碳纤维增强复合材料（CFRP）。在飞行器再入期间通过动态控制飞行轨迹将表面最高温度控制在1100K以内。
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Fig. 16 Skylon fuselage structural scheme [57] |
巡航飞行器LAPCAT A2方案中机翼前缘后掠55°，在大攻角上升阶段可产生稳定的分离涡从而增加升力，机翼相对厚度3%，研究显示机翼采用6×6主梁和翼肋搭配交叉加强筋的结构可实现最优方案[59]，机翼重量20t，在马赫5巡航阶段可承受2.5g的机动过载。
4 可重复使用空天飞机发展趋势 4.1 发射成本评估一次性运载火箭成本过高，也无法实现短时间的大量发射，为保证太空安全战略，快速响应和低成本进入空间能力就显得十分必要[60]。目前全球主力火箭的有效载荷与火箭起飞质量的比值在2%~4%左右，85%的质量为推进剂，将1kg载荷送入太空的成本约为2万美元，发展空天飞机的主要目的之一即为降低空天之间的运输费用，其途径归纳起来主要有三条：一是充分利用大气层中的氧，以减少飞行器携带的氧化剂，从而减轻起飞重量；二是整个飞行器全部重复使用，除消耗推进剂外不抛弃任何部件；三是水平起飞，水平降落，简化起飞（发射）和降落（返回）所需的场地设施和操作程序，减少维修费用。在Skylon项目中，上升阶段通过吸气式发动机模态，与同等纯火箭模态相比较，可大幅降低氧化剂消耗及飞行器总质量，将质量比从13%提升到22%。
除可重复使用空天飞机方案外，另一种创新方案是运载火箭的重复使用，如NASP的后续项目XS-1，其一级火箭设计为可重复使用，预计在2019年首飞，太空探索技术公司（Space-X）研发的Falcon 9以及Falcon Heavy则已经投入商业运营[61~63]，通过回收助推器增加火箭的使用次数，特点为高发射频次及低成本，对Skylon的空天飞机方案形成强力竞争。
Skylon项目与Falcon系列的主要参数比较如表 4所示，Skylon单次发射进入近地轨道的载荷重量最小，发射成本最高（飞机造价是火箭的近20倍），通过对运载器的多次使用（Skylon设计指标为重复使用200次），如图 17所示，与一次性运载火箭将1kg有效载荷送入近地轨道发射成本比较，Falcon系列与Skylon均体现出明显的价格优势，Falcon系列在5次发射后平均价格降到500＄/kg以内，而Skylon在80次发射后降到500＄/kg，比一次性运载火箭费用降低一个数量级。
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Table 4 Main parameters of reusable launch vehicle |
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Fig. 17 Unit costs varies with launch number |
由欧空局牵头，2014年完成了围绕Skylon D1方案名为“基于Skylon的欧洲发射服务运营计划（SELSO）”的任务规划论证工作[64~65]，主要分为三类：（1）卫星及空间望远镜部署[66]。飞行器到达近地轨道后，根据有效载荷规模，采用两种运输载体，如图 18所示，一种为小载荷载体（Skylon Small Payload Carrier，SSPC），主要用于携带小卫星（500kg级）以及微型卫星（100kg级），另一种载体为可重复使用上面级（SUS），携带7t推进剂的上面级可将8t有效载荷送入地球同步轨道（Geostationary Transfer Orbit，GTO），之后上面级返回与Skylon会合；（2）货物运输[67, 68]。Skylon可实施与空间站的对接任务，向空间站运送小型有效载荷，货舱分为5个舱段，每个舱段一次可运载200kg货物；（3）载人航天[69, 70]。有效载荷是可整体快速安装的载人舱段，长9.3m，直径4.6m，一次飞行可装载20人。
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Fig. 18 Mission planning of Skylon |
本文通过聚焦采用预冷组合动力的空天飞机在动力系统、气动布局以及结构材料等关键技术上研究进展，分析比较了其在新型组合动力以及任务规划上的主要特点。与传统运载火箭相比，除拥有200次重复使用带来的低成本优势、2天的发射周期、大气层内任务中止功能外，自身携带的动力使其拥有长时驻留以及灵活机动的变轨能力，在卫星捕获及摧毁方面也具有潜在军事应用价值。
Skylon项目在满足商业发射需求的同时，也可作为远程快速武器投送平台，灵活、高效的执行各类军事任务，为未来新型全球快速作战响应运输系统提供技术支撑。从可重复使用运载器Skylon项目的发展可见，在航天技术中对于发射方式、新型组合动力以及飞行器方案的研究，其最终目的是增加载荷运送质量、降低发射成本及减少发射准备时间，在未来航天运输及军事应用方面，快速响应，远程投放及低成本是核心目标，全速域组合动力、高超声速升力体布局以及水平起降可重复使用等成为下一代空天运载的主要技术发展趋势。
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