1 引言

自20世纪60年代航天飞机项目（Aerospace Plane）时期起，国际航空航天界已经开始预冷发动机的研究工作。当时提出了液化空气循环发动机（LACE）和氧凝结系统（Oxygen Condensation System）构想^[1]。液化空气循环发动机利用液氢将来流空气冷却到饱和状态后进行液化，其峰值比冲是液氢液氧火箭发动机的两倍多；氧凝结系统将空气部分液化，分离出液氧储存以备火箭模态时使用。这两者的缺点是液氢的消耗量巨大^[1]。

到1980年代，与国家空天飞机项目（NASP）同期，英国HOTOL项目对预冷发动机工作原理进行了改变，RB545发动机（罗罗公司）及之后的佩刀发动机（Synergetic Air-Breathing Rocket Engine，SABRE）由此产生。此时，预冷发动机不再对空气液化，大大减小了燃料消耗量，降低了燃料当量比^{[1, 2]}。

经过二十多年关键技术攻关，2012年预冷换热器核心关键技术成功进行了5min-100℃以下的地面试验（测试期间还进行了200多次试验）^[3]，热力循环原理得到欧空局（ESA，2012年）^[4]、美国空军研究实验室（AFRL，2015年）^[5]、NASA^[6]等机构的认可，预冷换热器关键技术也得到英国国防科学技术部（DSTL）^[7]、美国空军研究实验室^{[5, 8]}的重视并安排专题研究。

2014年，SABRE 3发动机热力循环改进优化为SABRE 4^[9~12]，燃料消耗量降低40%，比RB545发动机降低50%，比LACE循环降低75%^[13]。2015年9月，《航空周刊》详细披露了1/4缩比验证机研制计划，2020~2025年期间完成飞行试验^[14]。2016年6月，NASA阿莫斯研究中心分析认为，佩刀发动机可能会先于TBCC发动机（现货涡轮+双模态冲压发动机和高速涡轮+双模态超燃冲压发动机）20年、在2020年代进入可运行状态^[15]。

以RB545/HOTOL和SABRE/Skylon发动机/飞行器发展为主线，伴随发动机关键技术的进展，逐渐由云霄塔单级入轨方案发展出一系列入轨飞行器和临近空间飞行器方案，见图 1^{[3, 9, 14~23]}。

在入轨飞行器方面，逐渐形成多个单级入轨和两级入轨方案。自1995年确定初始方案以来，云霄塔经过A~C多个版本的方案发展，典型方案由Skylon C1方案（12t入轨载荷）发展为D1方案（15t入轨载荷方案）^[10]。2016年，英国Strathclyde大学与反应发动机公司合作，根据需求变化提出了小规模单级入轨方案（1t入轨载荷方案）^{[13, 20, 24]}。英国航天局投资，轨道进入有限公司（Orbital Access Limited，OAL）主导研究未来英国小型载荷运载器发展路线（Future UK Small Payload Launcers，FSPLUK），以佩刀发动机为动力，计划2020年开始实现部分可重复使用的商业化、可运行的小型运载系统，2030年形成完全可重复使用的入轨服务能力，并为云霄塔飞行器研制奠定基础。2016年7月范堡罗航展期间，轨道进入有限公司展示了以佩刀动力的部分可重复使用两级入轨运载器方案^[24~26]。2016年9月AIAA航天大会，美国空军研究实验室公布了两种以佩刀为动力的两级入轨飞行器方案（载荷分别为2.268t和9t，上面级分别为一次性和可重复入轨级）^[21]，该方案是美国空军研究实验室与反应发动机公司2014年签订的合作研究与发展协议（Cooperative Research and Development Agreement，CRDA）的一项研究内容。

在临近空间飞行器方面，形成了高超声速远程客机和高超声速快速响应飞机概念。配合欧空局LAPCAT项目发展，反应发动机公司2005年提出了Ma5弯刀发动机（Scimitar）和高超声速远程运输机（LAPCAT A2）方案^[22]。2016年7月范堡罗航展期间，英国宇航系统公司提出临近空间高超声速快速响应飞机概念（Hypersonic Response Aircraft，HRA）并展示了一种潜在的军事作战场景^[19]。

可以看出，这是一条不同于超燃冲压发动机及其组合发动机的发展道路^[27]。英国的空天飞行器发展路线是第一步，完成佩刀缩比验证机飞行试验，第二步完成小型部分可重复使用两级入轨，第三步完成小型完全可重复使用两级入轨，第四步完成云霄塔单级入轨。其临近空间飞行器则呈现出多种用途。

2 佩刀发动机分析 2.1 发动机工作原理

佩刀发动机是一种涡轮、冲压、火箭组合的组合循环发动机，见图 2，由主发动机通道和旁路冲压发动机通道组成，包括吸气式模态（空气中的氧和机载液氢）和火箭模态（机载液氢和液氧）两种模态，Ma5.1左右进行模态转换^[10]。

吸气模态下，来流空气经可调进气道压缩后，一部分进入旁路冲压通道、另一部分经预冷换热器（HX1和HX2）深度冷却（最低-150℃）后，氦气涡轮驱动的高压压气机进行增压（150倍增压比）。之后，一路进入主燃烧室（室压10.3MPa），另一路进入预燃室与氢燃烧，形成富燃燃气，经HX3换热器对氦气加热后也进入主燃烧室。两路气流（空气和富燃燃气）在主燃烧室与氢燃烧。主发动机通道提供推力的主要部分，旁路冲压通道对过量空气燃烧提供另一部分推力（Ma4状态达到最大值，占27.9%），消除进气道溢流阻力、发动机底阻等。

火箭模态下，发动机进气道关闭，发动机按照液体火箭发动机的工作原理工作，将飞行器助推至入轨状态。

随着关键技术的研究进展，佩刀发动机热力循环优化改进，2010年之后由SABRE3更新为SABRE4。SABRE4预冷换热器在Ma1.9~2.8仅HX1工作，在Ma2.8以上两者同时工作。预冷换热器出口温度由SABRE3的-150℃提高到0℃以上，省去了结霜控制系统，典型状态燃料当量比由SABRE3的2.8下降为1.2，压气机压比也由140倍降低到约30左右，燃烧室内压力降低^[11]。此外，SABRE4方案中，燃烧室由共用一个燃烧室解耦为吸气模态燃烧室和火箭模态燃烧室两个燃烧室，尾喷管改为双喉道喷管^[11]。因此，SABRE4部件数量增加，发动机燃料消耗量却在减少，发动机吸气模态的性能得到提升，技术难度降低，工程可实现性进一步提高。

优化后的SABRE 4发动机特性，见图 3，吸气模态比冲约3000~5000s，推重比约6~14，较同样速域范围的吸气式发动机高；火箭模态比冲与火箭发动机相当（450s左右），推重比处于20左右，比纯火箭发动机要低（60~80）。

2.2 发动机特性和特点分析 2.2.1 发动机整机性能

图 4为优化后的佩刀发动机的热力循环（吸气模态）。结合热力循环过程建模和数值模拟方法，对佩刀发动机的性能进行了分析。图中，横坐标为马赫数，纵坐标分别为推重比（发动机质量为固定数值，单台10t左右）和比冲，由图 4发动机特性曲线可以看出，吸气模态下，在Ma3左右发动机推力、比冲达到最大值，之后发动机推力、比冲逐渐减小；在跨声速范围出现一个推力“极小值”范围，相对传统TBCC发动机的跨声速、模态转换过程无明显的“推力陷阱”。

2.2.2 与飞行器推阻匹配特点分析

以Skylon C1方案为基础，进行推阻匹配，见图 5，爬升过程中，发动机吸气模态无“推力陷阱”问题；尤其是在跨声速过程中，尽管飞行器阻力增大、发动机推力减小，但仍然存在一定的推阻裕量。这与传统TBCC发动机在起飞、跨声速、模态转换过程问题相比，有一定的优势，见图 6^[28]。

3 佩刀飞行器应用分析 3.1 空天入轨飞行器应用分析 3.1.1 方案概况

在空天飞行器应用方向，逐渐发展出单级入轨和两级入轨方案，见图 7。

单级入轨方案主要由反应发动机公司推动。反应发动机公司综合HOTOL项目研究经验，提出并发展了多个版本（A~C）的云霄塔单级入轨方案^[17]，典型方案包括Skylon C1^[10]，Skylon D1^[11]，小规模单级入轨飞行器^[13]等。

英国轨道进入有限公司（OAL）从英国小型运载载荷发射的需求出发，主导并在小型运载器项目（FSPLUK）下提出了多种小型载荷入轨方案，2016年7月范堡罗航展期间展示了佩刀动力、一次性使用上面级的两级入轨方案^[24]。美国空军研究实验室在CRADA协议下，于2016年9月AIAA空天会议上展示出两种佩刀动力两级入轨飞行器方案^[21]，分别成为部分可重复使用方案和完全可重复使用方案。

3.1.2 REL云霄塔单级入轨方案

云霄塔飞行器采用两台佩刀发动机，机场水平起飞，Ma5.1，26km由吸气模态切换至火箭模态，到达185km左右轨道高度。由不同纬度机场起飞，可以将不同任务载荷送入160~600km轨道，实现卫星释放、空间望远镜释放、载人载货、与空间站对接等任务。执行任务完毕后，在尾部轨道机动发动机作用下离轨滑翔降落水平机场。经常规检测、维护后，装载燃料，再次起飞，时间间隔为48h，任务适应性很高。据称，一次飞行任务成本是传统火箭的1/10，航天飞机的1/30^[9]。Skylon C1方案采用SABRE3发动机，载荷指标12t；Skylon D1方案为SABRE4发动机，载荷指标15t^{[3, 9, 17, 18]}。

飞行器为细长机身+鸭翼+机翼挂载发动机的布局，见图 8。进气道关闭后位于机翼前方，可以防止机身干扰、机翼激波相互作用。进气道轴线相对机身中心线夹角为7°，可将飞行攻角影响最小化。大气层内飞行时，俯仰操纵通过鸭翼控制，滚转操纵通过机翼的副翼控制，偏航操纵通过垂直尾翼控制。机翼翼尖安装发动机、载荷舱、液氧储箱的布局，飞行器质心可调整到55%的位置，前后液氢储箱形成容量平衡设计，解决了HOTOL飞行器的严重配平问题^[9]。

云霄塔飞行器燃料质量比高，Skylon C1方案（起飞总重275t）占80.9%，Skylon D1方案（起飞总重325t）占79%。纯结构质量比比较低，C1方案为6.4%，远比一般的飞行器要小，技术难度非常大。因此，初步可以判断，云霄塔飞行器方案是牵引发动机和飞行器关键技术研究的一个方案。

3.1.3 AFRL部分可重复使用两级入轨方案

AFRL部分可重复使用入轨飞行器方案采用内置上面级的方式。起飞总重143.8t，入轨载荷重量2.268t。Ma4.4发动机转换为火箭模态，Ma8，81km（动压小于48Pa）打开机身腹部舱门释放上面级，由火箭推至183km高度，见图 9。运载级滑翔返场，发动机再次启动返回出发机场。

由质量分配来看，见表 1，运载级燃料质量比42%（含二级38.44%），与Sanger一级飞行器相当；含机身外壳、结构热防护的运载级纯结构质量比26.91%，比Skylon D1的6.4%高，与Sanger一级飞行器相当。仅从飞行器结构质量比来看，具有一定的工程可实现性。

按地面起飞推重比0.7推算，单台发动机地面起飞推力约50t。此外，由基准任务轨迹来看^[21]，上升过程最大动压76kPa，峰值热流密度0.17MW/m²；再入过程最大动压48kPa，峰值热流密度0.19MW/m²；转场过程机翼最大法向力约为5g。因此，理论上该飞行器具有较好的可实现性。

相对云霄塔飞行器方案，AFRL部分可重复使用方案具有一定的工程可实现性，AFRL完全可重复使用方案也是一个牵引性的远期方案（起飞总重590t，以起飞推重比0.7分析，单台发动机推力206.4t）。

3.1.4 应用分析

由齐奥尔科夫斯基公式可知，影响单级入轨飞行器的主要影响因素是平均比冲和飞行器干质量比（除燃料外的质量占比）。图 10为火箭（X-33）、RBCC（GTX）、涡轮-超燃冲压-火箭组合（X-30）实现单级入轨对两者的影响情况^[31]。可以看出，平均有效比冲提高，飞行器结构质量比增大，工程可实现性增强。但即使NASP X-30采用高性能涡轮-冲压-火箭组合发动机，飞行器干质量比也才达到30%，入轨载荷质量占比也还非常小。最终，由于技术难度太大，X-30项目下马。这是NASP，图-2000等项目下马的理论原因，也是云霄塔结构方案（6.4%）实现难度很大的理论原因。相比之下，美国AFRL部分可重复使用两级入轨方案在Ma8，80km分离，实现难度相对减小（运载级纯结构质量比26.91%，含二级广义结构质量比58%）。该结论与图 11规律一致^[32]。

此外，对于入轨飞行器，无论单级入轨还是两级入轨，飞行轨迹的实现不仅与发动机比冲大小有关，也与发动机的推重比或推力有关。结合吸气式发动机的工作包线和火箭发动机的高推重比特点，随着马赫数升高、尤其是Ma5以后，冲压发动机存在比冲优势，见图 12，但火箭模态却存在加速性优势。与飞行器相匹配，两者体现出不同的飞行走廊、不同的飞行轨迹，见图 13。

（1）以双模态超燃冲压模态工作的NASP高性能发动机，需要在吸气式发动机工作走廊内工作（Ma10，10kPa对应高度约为45km），此时发动机推重比低，需要较长时间缓慢爬升，图 14所示即为NASP X-30的飞行走廊。

（2）以火箭模态为动力的飞行器，此时充分发挥推重比的优势，尽快爬高、加速，如图 13所示航天飞机的飞行走廊所示。以吸气模态+火箭模态工作的佩刀发动机在模态转换后，更适合以这种方式实现爬升轨迹，无需长时间在大气层内飞行。同时，为实现吸气模态与火箭模态推力平稳过渡，常常在较高动压状态进行模态转换（云霄塔方案在Ma5，23km，61kPa模态转换，AFRL部分可重复使用方案中在Ma4.4，21km，66kPa模态转换）。

综上分析，以吸气模态+火箭模态工作，佩刀发动机有希望为入轨飞行器在较宽速域、较大空域提供所需的动力，轨迹实现时在模态转换后以火箭模态迅速加速、爬高，穿越大气层。单级入轨在Ma0~24工作，对飞行器提出的要求过高；两级入轨工作于Ma0~8/10范围，既发挥吸气模态的能力和优势，也发挥火箭模态的能力，对飞行器总体的要求有所降低，工程可实现性增强。

3.2 亚轨道发射/投放飞行器应用分析

实际上，由英国云霄塔总体方案、俄罗斯高超声速战略轰炸机方案、美国空军研究实验室提出的佩刀动力部分可重复使用两级入轨方案来看，见图 14，由组合动力构建形成Ma0~8/10，0~80/100km的内置载荷亚轨道发射/投放飞行器也逐渐形成临近空间的一个重要发展方向。

英国云霄塔飞行器在Ma24，80km状态投放上面级，由上面级实现入轨，但由于速域范围太大，飞行器结构质量比极低（6.4%），实现难度很高^[9]。

俄罗斯高超声速战略轰炸机概念方案（2016年7月），在100km亚轨道投放高超声速核导弹，动力方案为混合发动机，可由吸气模态（煤油燃料）转换为火箭模态（甲烷-液氧燃料），虽然未明确指出投放速度，但至少说明俄罗斯的亚轨道投放飞行器概念已经形成^[35]。

美国空军研究实验室2016年9月公布的部分可重复使用方案，以佩刀发动机为动力，在Ma8，80km投放入轨载荷^[21]，由上一章节的理论和轨迹分析可知该方案的工程可实现性增强。

因此，将佩刀发动机或混合发动机应用在速域范围Ma0~8/10，空域范围0~80/100km的亚轨道发射/投放飞行器上，可以较好地发挥佩刀发动机或混合发动机的模态特点和特性优势，飞行器技术难度降低，工程可实现性将会增强。

3.3 临近空间巡航飞行器应用分析

将佩刀发动机应用于临近空间飞行器的主要方案包括高超声速快速响应飞机（Hypersonic aircraft）^[19]和高超声速远程运输机方案（LAPCAT A2），见图 15^{[16, 22]}。前者以佩刀发动机为动力，后者的动力为弯刀发动机。弯刀发动机是在佩刀发动机技术基础上，将火箭模态取消、进一步考虑巡航要求、空管要求而形成的发动机方案，发动机的比冲性能更高。

图 16（a）为以佩刀为动力，Ma5巡航佩刀飞行器爬升段的推力系数变化情况。图中，α_grd为与相对地面推力的系数，α_max为相对爬升过程最大推力的系数。图 16（b）为常规TBCC推力系数变化情况。比较两类发动机在水平起降高超声速爬升任务中的推力变化情况，在满足飞行器地面起飞要求、跨声速推阻裕量的情况下，佩刀发动机不存在模态转换的“推力陷阱”、跨声速推阻裕量较小等典型问题，具有较好的加速爬升能力。

对临近巡航飞行应用环境，佩刀发动机以纯吸气模态工作，具有较好的推力和比冲特性，与飞行器相匹配，能够消除传统TBCC飞行器面临的起飞、跨声速、涡轮-冲压模态、爬升过程面临的问题，参考图 6^[37~39]。

4 结论

在佩刀发动机关键技术突破后，引起英、美、欧等航天大国或组织的重视，美国NASA甚至倡议英、美合作开展联合飞行试验，复兴空天飞行器项目。结合发动机的模态特点和特性优势分析，本文对佩刀发动机应用于空天飞行、亚轨道发射/投放、临近空间飞行的应用特点进行了分析比较，得出以下结论：

（1）佩刀发动机工作范围宽（Ma0至入轨，地面起飞至轨道高度）、系统集成度高、热力循环优化程度高、发动机性能较高（推重比高、比冲高），较传统TBCC类发动机工作范围更宽，可减小或降低TBCC类飞行器起飞、跨声速、模态转换等过程面临的挑战和问题。

（2）在Ma0~8/10，0~80/100km范围工作，充分发挥吸气模态和火箭模态的特性优势，考虑工程可实现性，佩刀发动机适合为空天入轨飞行、亚轨道发射/投放飞行器等应用提供动力，使两级入轨飞行器结构质量比较单级入轨方案提高，工程可实现性增强。

（3）在Ma0~5，30km范围工作，发挥纯吸气式模态的比冲和推重比优势，佩刀发动机与飞行器相匹配，有希望应用于临近空间高超声速巡航类飞行器。

（4）佩刀类飞行器的技术挑战也非常明显，发动机系统和循环过程复杂，液氢飞行器体积规模大，保型燃料储箱技术有待发展成熟，燃料的储存、使用、维护较为复杂，氢和氦的密封、泄露检测难度大，对可重复使用飞行器都提出了苛刻的要求，需要进一步研究这些问题。