1 引言

大规模开发并利用空间，首先需要发展航天事业，需要大幅度提高航天运输的效能，降低运输成本。20世纪80年代以来，各航天大国在改进航天发射方式、降低航天运输成本方面做了许多研究工作：进行了单级入轨和两级入轨运载器及动力系统方案研究；进行了垂直起飞/水平着陆、垂直起飞/垂直着陆、水平起飞/水平着陆多种运载器及动力装置方案论证及关键技术研究；开展了基于火箭发动机、航空与火箭接力式发动机、火箭冲压组合发动机、涡轮冲压组合发动机、各种液化空气及深冷火箭发动机等多种动力装置重复使用飞行器可行性论证；开展了火箭发动机重复使用研究工作。

目前，火箭发动机的重复使用已经进入工程研制阶段，美国研制的航天飞机及其SSME发动机(垂直起飞、水平着陆方式、属于两级入轨)实现了垂直起飞、水平着陆、飞行器部分重复使用；Blue Origin公司及SPACE-X公司的垂直起降运载器成功实现了回收(垂直起飞、垂直着陆方式、属于两级入轨)；前苏联-俄罗斯也进行了能源-暴风雪号、MAKS等重复使用运载器、贝加尔重复使用助推器研制。两级入轨是今后一个时期内可重复使用运载器现实可行的途径，而水平起飞、水平着陆的一级飞行器是重要发展方向，吸气式组合动力是关键。临近空间是两级入轨飞行器两级之间的“交接班”区域，对于吸气式发动机为动力的飞行器，临近空间底层基本上是其动力装置的静升限，作为两级入轨飞行器的一级(或者临近空间投放平台)，需要飞行器以尽可能高的马赫数(如Ma6~8)到达此区域。目前在论和在研的组合动力装置包括涡轮基组合循环发动机(TBCC)、火箭基组合循环发动机(RBCC)、三组合发动机(如，TRIJET^{[1, 2]})、协同预冷吸气式火箭发动机(SABRE^[3])等。其中，RBCC是比较受关注的一类，其研究工作已持续了近半个世纪，也出现了引射冲压(Ejector ramjet- ERJ^[4])，增压引射冲压(Supercharged ejector ramjet-SERJ^[5])，Strujet^[6]，A5^[7]，吸气式火箭发动机集成系统(Integrated system test of an air breathing rocket-ISTAR^[8])及火箭/高马赫数冲压组合^[9]等多种组合方案，并持续开展了发动机系统、进排气系统、燃烧组织技术等关键技术研究，一些发动机方案还进行了直连试验及自由射流试验。

航天运输对动力系统在寿命、可靠性、性能、安全性、使用维修性、成本、结构质量等方面有很高的要求，需要能够实现故障诊断、快速检测与维护。此外，根据运载器方案不同，发动机还需要具有二次或多次起动、大范围推力调节等功能，期望有民用航空发动机的技术水平。这些要求使得重复使用的火箭发动机和冲压发动机与以往作为弹用或者一次性运载使用的发动机有很大不同，甚至设计理念上都有很大变化。

本文再次回顾了火箭冲压组合发动机研究历程，分析了研制过程中的问题；浅析了火箭冲压组合发动机的技术特点和可能的应用方向，提出今后研发的一点看法。需要说明的是，这里所述的火箭冲压组合发动机是一类发动机的统称，泛指将火箭发动机和冲压发动机在热力循环或者部分系统、结构融为一体的组合发动机。

2 简要回顾

火箭冲压组合发动机是最早针对可重复使用单级入轨飞行器提出的一种推进系统，自20世纪60年代以来，美国在一系列航天运输、高超声速技术规划中均涉及此项目，在NASA，DARPA和空军等不同时期、不同计划支持下，产生了多种针对不同应用的发动机方案(见表 1)^[10~16]，开展了有一定持续性的关键技术研究工作。

ERJ和SERJ两者均属火箭与亚燃冲压组合循环，拟解决冲压发动机不能自主起飞问题。SERJ主要针对Ma4~5高性能军机动力，为了解决低速段引射空气压力偏低的问题，引入压气机，以增加来流空气压力。ISTP计划设想的第三代可重复使用运载器Spaceliner 100拟用RBCC后，Aerojet公司和Rocketdyne公司分别开展了Strutjet和A5发动机研究工作。Strutjet发动机为二元式构型，侧压式进气道，火箭发动机安装在流道中央的支板内，采用多模块并联方式(见图 1)。A5发动机则采用全固定式流道、三维内侧压缩进气道、等截面隔离段、燃烧室和尾喷管为扩张结构、热力喉道调节技术，引射火箭安装在发动机侧壁。ISTAR是NGLT计划中拟开展的RBCC发动机演示器X-43B的动力，以Strutjet为基础，主要演示RBCC推进模式、探索工作包线、验证可行性，从其弹道分析，似乎是在利用飞机提供初始速度、规避低马赫数引射性能不足产生的问题。GTX飞行器引射火箭推力室安装在发动机侧壁，与冲压流道形成一体化结构，半圆形的机舱贴附在飞行器主体的周围，利用飞行器前体实现预压缩功能，这又从另一种方式规避低马赫数性能不足带来的问题。20世纪80年代后，美国将RBCC纳入高超声速技术规划，将其作为高超声速飞行器和航天运输主要动力系统，2012年发布的计划仍将其和TBCC列为重点开发方向^[17]。JAXA针对可重复使用入轨飞行器，二元构型，火箭发动机安装在侧壁、冲压燃烧室用壁面多路喷注，火箭推力室在动力系统工作过程持续工作，通过大范围调节火箭推力室工况实现火焰稳定^{[18, 19]}。文献[20]对上述发动机及其研制过程进行了简要介绍，这里不再赘述。

近年来，美国在火箭冲压组合动力系统研究方面公开的文献资料很少，日本公开一些，主要为关键技术攻关及缩尺件试验^[21~23]，此外，韩国、澳大利亚等国家也有一些研究。

近十年来，国内也投入了一定精力进行火箭冲压组合发动机关键技术研究工作。西北工业大学在火箭冲压组合发动机的引射特性方面取得了很大成绩^[24~26]，为理解和认知火箭引射模态的特性起到了重要作用。西安航天动力研究所对火箭冲压组合发动机特性进行了比较全面的分析，依据动力系统特性，提出了应用方向和发展步骤^[20]，开展了一系列试验研究工作，突破了宽范围进排气、宽范围燃烧组织与热防护技术，完成了二元进气、升力体结构的试验模型高马赫数自由射流试验，首次获得了不同模态下的推阻特性^{[27, 28]}，为应用提供了支撑。

从上述的火箭冲压组合发动机研究历程可见：(1)国外RBCC的研发工作几乎都是在相对明确的航天运输或者其他目标条件下而开展的。(2)发动机的技术方案(包括推进剂和发动机构型)随目标飞行器方案而变；后期的方案也许已经认识到低速段性能问题，而采用弹道等其他方式予以弥补；结构上多采用非轴对称模式，将火箭发动机侧置于矩形流道中。(3)半个世纪以来，发动机研发历经多次计划变迁，也开展了多项关键技术研究，但总的来看，发展历程相当缓慢，至今尚未有实际应用，值得深思。

3 技术特点与应用方向浅析

火箭冲压组合发动机的初衷是将两者的热力循环和结构有机组合在一起，形成一个结构一体化、同时具备两者功能和一定性能的新型动力系统。与火箭、冲压等单一发动机和它们“机械”组合动力系统相比，组合发动机的主要优势应在：统一结构(至少大部分系统或者部件共用)；同时具备火箭和冲压发动机的功能；具有比冲压发动机更宽的工作空域和速域，且保有一定的综合性能(包括成本)；应用在同时需要火箭发动机和冲压发动机功能的区域。

3.1 火箭冲压组合发动机技术特点

就目前发表的国内外研究文献分析，火箭冲压组合发动机尚处于方案和关键技术研究阶段；从已提出的各种方案分析，此发动机包括进气道(含隔离段)、冲压燃烧室(含混合室)、火箭发动机推力室、喷管、燃料供应与控制系统等主要部件。进气道主要用于捕获并压缩来流空气，为燃烧室内的燃烧提供氧化剂、足够高静压(以保持足够的燃烧室压力，并能抑制燃烧室压力脉动)；冲压燃烧室(含混合室)主要用于使火箭推力室燃气流与进气道进入的空气流混合及喷入的燃料燃烧；喷管主要用于燃气膨胀以产生推力。已经提出的可能的组合方式有：火箭冲压组合(包含引射模态)、火箭冲压组合(不包含引射模态)、火箭亚燃冲压组合、火箭超燃冲压组合等。主要工作模态为火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态、火箭亚燃共同工作模态、火箭超燃共同工作模态等。就目前技术水平分析，火箭冲压组合发动机如要在全空域(飞行高度0~200km，甚至更高)和速域(飞行马赫数0~25)工作，则：(1)飞行器外形需适应宽马赫数范围的升阻特性，外形设计需采用变结构。(2)进排气系统需适应宽空域、大速域特性，也需采用变结构。(3)燃烧室在大流量、宽流速范围保持较佳的燃烧空间，还需要变结构。(4)燃油供应系统存在同样问题。至今，我们尚未完全掌握全空域和速域内发动机的特性，如此大范围的变结构在今天是很难实现的，比较现实的方法是依据不同飞行器的目标要求，在速度或者高度上进行分割，先实现部分模态的组合。

图 3是针对进气道喉部固定，尾喷管可调，引射-亚燃模态转换Ma数为1.8，Ma1.8~6.0为亚燃、Ma6.0 ~7.5为超燃、火箭发动机仅在引射模态和Ma7.5以上工作得到的RBCC动力系统推力和比冲特性；图 4是火箭发动机在各个模态都保持全工况工作而得到的发动机推力和比冲特性。

由图 3及图 4可见：

(1) 引射模态：图 3是在给定飞行状态下，以进入燃烧室的空气作为氧化剂、按当量混合比燃料进行计算得到的理想结果，计算采用火箭燃气与空气不预混，分别燃烧的方法。分析表明，火箭引射模态下，火箭发动机出口燃气速度高(一般均Ma＞1.0)，此时，进气道尚未启动，流入和火箭引射进入的空气速度和压力均较低(Ma＜1.0，压力＜0.1MPa@Ma2.0)。如使火箭推力室燃气与引射进入的空气充分混合后进行燃烧，则混合段及燃烧室的长度将会很长(至少是燃烧室直径的10倍以上)，火箭燃气的压力损失大；如果考虑对引射空气进行补燃，使空气一边燃烧、一边与火箭推力室燃气进行混合，则存在冲压燃烧产生的室压较低、两者气流在速度与压力匹配上的困难。文献[29]获得的最大推力增益为9%，西安航天动力研究所已完成的试验研究表明，此模式下产生的推力增益能达到13%。如果飞行器以火箭发动机推力实现水平起飞，一则消耗的推进剂会很大，二则会造成低空段的飞行器动压过大，需在飞行器结构设计上予以弥补，工程上难有实际应用价值。GTX考虑垂直起飞也许是利用火箭发动机的传统优势，企图改善此问题。

(2) 冲压模态下：组合发动机推力的高度与速度特性与冲压发动机基本一致，亚燃冲压模态产生的推力要大于超燃冲压模态(这与计算条件有关)。冲压发动机单独工作阶段，组合发动机能产生的推力取决于此结构下冲压发动机的最大能力。

(3) 在火箭发动机单独工作阶段，组合发动机的推力无疑就是火箭发动机及其利用动力系统结构(流道)能产生的推力。

(4) 亚燃冲压/火箭发动机、超燃冲压/火箭发动机共同工作模态下，组合发动机产生的推力取决于两者具体的组合方式，但比冲要低，主要是由火箭发动机导致。火箭冲压模式产生的推力取决于两者的匹配，可能小于两者之合，也可能产生“1+1>2”的效果^[28]。

需要说明的是，实际的组合发动机推力特性取决于火箭发动机和冲压发动机结构的优化与均衡、燃烧与热防护协调组织水平。

3.2 应用方向浅析

(1) 临近空间高超声速巡航、强机动飞行器动力装置

液体火箭发动机推质比大，可达130以上，具体随发动机(如推力等)而变，推力增速极快(启动至达到额定推力的时间为ms级)，但比冲低(小于450s)；冲压发动机具有高速(Ma2~8)经济巡航的优势，但推质比偏小；同等推力的冲压发动机尺寸比火箭发动机要大十几乃至几十倍。当高度到30km以上时，冲压发动机难以产生足够推力甚至难以工作，若将火箭与高马赫数冲压发动机有效组合，在临近空间底层，以冲压发动机模式高速巡航；当飞行器需要机动或者爬升时，以火箭冲压共同工作模式，产生短时大推力，使飞行器具备加速乃至“跃升”能力；当飞行器从高空再次进入30km以下的稠密大气层时，利用火箭发动机作动力、点火和火焰稳定装置，可以使飞行器平稳再过渡到冲压模式。利用火箭发动机弥补冲压发动机加速性、大角度机动及大气层外工作的不足，则有望解决冲压发动机升限低、火箭发动机不宜用于长时间巡航飞行的问题，实现了二者的优势互补，且达到“1+1>2”的效果，这可能是火箭冲压组合发动机的出路之一。

加速任务要求发动机的有效推力大，即推力与阻力之差，或者说是净推力大；巡航任务要求发动机比冲高；强机动则要求发动机能有大攻角/侧滑角下的稳定工作能力和较好的推力加速能力。此类飞行器应采用升力体构型，火箭冲压组合发动机进排气系统应与飞行器构型相适应，燃烧室可用圆形、椭圆或者类椭圆结构，以同时满足燃烧组织、火箭布局、燃烧室热防护和结构力学需求；采用多模块并联的方式，以降低对地面试验系统(尤其是自由射流试验系统)的压力；火箭发动机应置于冲压发动机燃烧室侧壁，此时引射为非主要考虑因素，重要的是热防护问题，且可以匹配与冲压发动机相当乃至大数倍推力的火箭发动机推力室，火箭发动机的燃气流速应与冲压发动机燃烧室中空气流速相当，具备良好的流动匹配特性；燃油供应系统可根据需要采用燃气涡轮泵方式，或者燃气涡轮泵与电动泵组合方式。从目前研究情况看，在一定的高度范围内，飞行器及发动机可以采用固定结构，能达到一定的性能。需要做的是进一步提高火箭发动机推力调节范围，简化相对复杂的供应系统，采用与冲压发动机同样的燃料，进一步降低室压，以优化共用燃油系统，研究融大变比、多次工作的火箭发动机与冲压发动机为一体的设计技术。

(2) 空射巡航飞行器或二级运载器动力装置

前文已述，火箭引射模态在低速下产生推力增益较小，比冲较低。对于需要在低速下长时间飞行的应用，引射模态及其组合方案并不适用(这也是SERJ方案的初衷)。但对于机载、地面电磁弹射等方式发送到一定高度(如10~30km)和速度(如Ma1.8 ~8)工作的空射型巡航飞行器或者二级运载飞行器，如能将火箭与宽范围(如Ma1.8~8)冲压发动机结合起来，加速爬升阶段两者共同工作，利用火箭发动机弥补冲压发动机点火、大角度机动的不足；到达巡航高度和速度，以冲压发动机模式巡航，也不失为一种选择，有可能成为火箭冲压组合发动机的另一条出路。

从目前研究情况看，适应此类飞行器的动力系统可采用升力体构型或者常规的轴对称构型，当然，火箭冲压组合发动机进排气也需与飞行器构型相适应，燃烧室同样可用圆形、椭圆或者类椭圆结构，与前者不同的是，在此较宽范围内工作，可能需要采用进气道或者燃烧室喉部变结构方式，以提高低马赫数时发动机性能；同样，多模块并联的方式更为实际；如果马赫数达不到高超声速(如Ma＜4.5)，火箭发动机置于冲压发动机流道中央更有利于引射及掺混燃烧；飞行器如在大气层内工作，燃油供应系统采用空气涡轮泵有利。此时，需要解决的是高马赫数(Ma＜5)时，来流空气的冷却问题。同样，需要提高火箭发动机推力调节范围，简化相对复杂的供应系统，与冲压发动机共用燃料，进一步降低室压，以优化燃油系统。对于出大气层飞行器，则需更深入综合论证，其关键在于：大变比(10：1以上)的火箭发动机；宽范围(Ma2~8)工作的冲压发动机和简单共用的燃油系统；Ma2~8范围内冲压发动机进排气系统和燃烧室的结构设计，以适应大范围内空气流量变化带来的进排气的“吞吐能力”问题和高效燃烧需要的“反应空间”问题；燃烧室、进排气系统乃至副系统的热防护问题；适应于宽速域范围的飞行器气动外形设计。

(3) 两级入轨之一级用动力装置

若能将空气作为“火箭发动机”的氧化剂，实现高室压燃烧，将是对火箭发动机产生的“革命性”的改进。低速段要提高进入燃烧室的空气压力，最好的方法就是利用涡轮增压(SERJ的初衷)；而要提高压气机的运行范围和压缩效率，最好能对空气进行预冷。高马赫数时，来流温度高，一方面影响压气机的压缩效率，同时也限制了压气机的工作范围(目前的预冷涡喷、SABRE都基于同样道理)，如，在8km高度下，来流马赫数达到3.0时，对于压比15的轴流压气机，压气机出口温度将达到1300K，压气机的材料将成为主要问题。文献[30]提出的预冷涡轮空气火箭发动机(Pre-cooling air turbo rocket engine，PATR)实质上就是另一种火箭冲压组合发动机，改变了传统的火箭发动机自带氧化剂的特征，实现飞行范围、综合性能的提升，其仅在冲压发动机工作的区域发挥优势，性能较优、技术难度适中，是一种不同于传统形式的火箭冲压组合发动机。目前需要解决的最重要问题是进一步优化协调，研制轻质、高效的换热器，提高氦涡轮及压气机的效率，提高发动机的实用性。

巡航类飞行任务要求飞行器的升阻力比大，发动机比冲高，巡航速度高及初终状态质量比大，同时其敏感度与航程参数成正比，与瞬时质量成反比；加速任务则要求发动机的有效比冲高(即I_e = I(1-D/T)大)和初终状态质量比大，其敏感度与有效比冲成正比、与终态质量成反比，另外，加速要求净推力，如果发动机比冲高，但飞行器推阻比也大，则其加速性能就不好；强机动飞行任务要求发动机能适应大攻角和侧滑角飞行，且发动机的推力加速性好。不同飞行任务(如加速与巡航)对飞行器的要求差异很大，飞行器对火箭冲压组合动力的具体要求差异也会很大。火箭冲压发动机必须依据任务及飞行器而设计，这样会产生出不同方案的多种火箭冲压组合发动机。

4 研发之思考

火箭冲压组合发动机须遵循“先易后难、先小后大、逐步进步”的一般规律和必须的发展历程，其关键在于依据自身特质，选准有优势的应用方向；针对具体任务需求和飞行器方案，进行一体化设计，注重火箭与冲压发动机的关键技术集成；从整体性能出发，优化各部组件设计。

(1) 针对具体应用，研究相适应的发动机方案

火箭冲压组合发动机是一种新的动力装置，前文已述，需依据临近空间高超声速巡航飞行器、强机动飞行器、空射巡航飞行器、二级运载器、两级入轨之一级飞行器等具体应用，结合飞行器的总体布局，研究动力装置的具体结构方案，包括动力装置总体构型、进排气形式、燃烧室构型、火箭发动机及推进剂、燃油供应方式等，使动力系统与飞行器总体一体化设计。

(2) 针对不同方案，研究相关基础及关键技术

火箭冲压组合发动机结构力学及热力特性与飞行区域、构型有关；推力特性与工作高度、速度、燃烧室余气系数和火箭发动机推力室工作状态等诸多因素有关；燃油供应、控制系统与飞行区域和速度相关。不同方案下，进排气、燃烧室、火箭发动机、热防护、燃油系统及其所带来的关键技术是不同的，或者所占重要程度不同，由此涉及的相关基础问题也有差异。如，升力体外形、非对称喷管的进排气系统导致的飞行器的俯仰力矩是这类飞行器与动力系统的关键技术之一，燃烧室中火箭发动机的高速燃气与冲压燃烧室的燃气之间的流动平衡与控制也成为相关的基础问题，而对圆形进气道和尾喷管的飞行器就可以忽略此类问题；长宽比较大的矩形燃烧室带来的燃烧及流场均匀性、热防护、热应力远比圆形燃烧室复杂的多，这是此类燃烧室的关键问题，相关的燃烧组织、再生冷却和等应力设计等就是基础问题；再如，高马赫数下的空气涡轮泵系统难度远远大于低马赫数下的空气涡轮泵系统等等。

(3) 总体性能优先，部件参数及性能相互平衡

进气道、燃烧室、火箭发动机、喷油支板、凹腔和喷管等都是火箭冲压组合发动机组件，这些组件相互协调，共同组成发动机整体。发动机的推力取决于进气道、燃烧室、喷管、喷油支板和凹腔等部件产生的气动阻力、壁面压力积分、摩擦力在轴向分力的合力，总体质量取决于各部件质量之和，受力、热、相对尺度等影响。需要从发动机总体考虑，进行诸如进气道与尾喷管推/升力的平衡；火箭发动机推力室与冲压燃烧室结构一体化优化；燃油供应系统部件、压力、调节范围等相互协调；火箭发动机热防护、冲压燃烧组织和热防护等综合优化；不能仅仅追求部件的高性能，需综合协调发动机整体性能、质量、可靠性等性能。

(4) 提高对火箭、冲压发动机的认知

目前世界范围内已经研制出了包含可贮存推进剂、单/双组元推进剂、低温推进剂等不同推进剂种类，发生器循环、补燃循环、膨胀循环等不同循环方式，推力范围涵盖10N~8300kN的几百种液体火箭发动机，且推力变化范围达到10:1，广泛用于各型运载火箭、多型战略战术导弹和各类航天器。但就火箭冲压组合发动机而言，上述发动机仍难以完全满足其需求。就目前的认识，火箭冲压组合发动机对火箭发动机的需求包括：(1)更大范围的变推力能力，最好达到15:1。(2)简单的结构和推进剂供应系统，尤其是推力调节机构。(3)保持性能和可靠性的、不同于传统轴对称结构的异形结构，这是组合发动机本身一体化设计造成的。(4)低的推力室壁温，这也是组合发动机环境要求的。就不同的具体对象而言，可能还有：低的制造成本；多次启动能力；无毒无污染、密度比冲良好的推进剂；重复使用能力。

同样，世界范围内已经研制出了百余种冲压发动机，飞行马赫数已达Ma4.5，Ma6级的冲压发动机关键技术已经取得重大突破。要满足火箭冲压组合发动机的需求，冲压发动机还需在以下方面进行突破：(1)宽范围工作能力，最好达到Ma1.8~8，这对冲压发动机而言无疑是严峻挑战。(2)不同于传统、简单轴对称结构的异性结构，这也是组合发动机本身一体化设计造成的。同样，就不同的具体对象而言，可能还有：低的制造成本；多次启动能力；重复使用能力。

(5) 加强建模研究，优化试验系统，研究新型试验技术

进行火箭冲压组合发动机研究研制的手段主要是仿真与试验方法。今天，仿真技术在获取进气道的起动、流场、流量特性、总压恢复和抗反压特性，以及尾喷管的流场、推力特性等方面已有足够的能力和精度，可以为设计提供比较可靠的依据；甚至在发动机的冷态内阻、冷态俯仰力矩等方面也可以提供有价值的数据。主要问题在于对燃烧问题的处理，因缺乏超声速气流条件下燃料的雾化、蒸发、混合等燃烧过程必须的物理与化学模型，缺乏相应的试验数据库，燃烧过程只能采用简化处理方法(如忽略雾化、混合过程、采用完全燃烧假设等)，这造成了仿真结果与实际相差较大；火箭发动机与冲压燃烧室共同工作时燃烧流场的非均匀性、冲压燃烧室不同余气系数下燃烧仿真结果的不准确性等使得升力体构型的飞行器俯仰力矩计算数据难以信赖。火箭冲压组合发动机地面试验主要是直连试验和自由射流试验，直连试验可以研究发动机的冲压发动机点火(包括用火箭发动机点火)、稳焰乃至热防护特性，研究模态转换过程中室压的变化特性，但在进气系统的抗反压裕度、非均匀来流、连续来流条件下的燃烧特性等方面存在明显不足。自由射流试验可以研究进气道、燃烧室和尾喷管的流场匹配性，研究发动机性能，但同样存在不能模拟连续来流的问题，同时，因试验系统时间所限，不能研究发动机的力热耦合问题。另外，无论直连和自由射流，均无法模拟实际条件下的燃烧与力学特性(空气与污染气体差异；射流喷管产生的均匀流场尺度有限)。变马赫数的直连和自由射流条件是一种改善连续试验能力的措施，但并不能从根本上解决问题，且需花费相当大的代价。研制飞行试验平台，用实际飞行的方法开展连续来流及真实气体效应研究是一种不得已的出路，国际上超燃冲压发动机关键技术攻关中已出现了Khold，IGLA，X-43，X-51A等飞行试验，目的均是以飞行试验研究关键技术，解决地面单点试验、污染空气、难以系统集成等问题，这似乎已经成为这种发动机研制中必须采用的一个步骤或者阶段，问题的关键在于进行低成本技术研究，降低试验的代价。

5 结束语

火箭冲压组合发动机尚处于应用论证和关键技术攻关阶段，找到属于自己擅长的领域，发挥独有优势，才会发展成为一种类型、一系列的发动机，预期前景取决于军事和商业需求、“热心者”的智慧和毅力。组合发动机对火箭发动机和冲压发动机有着远高于当今技术水平的期待，前者应具备推力大范围无级可调、系统简单乃至可重复使用能力；后者要解决Ma2~8宽范围稳定、高效工作问题，也需要研究重复使用技术。因具有了吸气式发动机的特性，火箭冲压组合发动机需与目标飞行器进行一体化研究、一体化设计，针对具体目标开展关键技术集成，进行部件性能优化和平衡，追求整体性能。