2018, Vol. 39
2. 中国科学院大学，北京 100190;
3. 中国航空发动机研究院，北京 101304;
4. 空军装备部，北京 100081
2. University of the Chinese Academy of Sciences, Beijing 100190, China;
3. Aero Engine Academy of China, Beijing 101304, China;
4. Equipment Department of China PLA Air Force, Beijing 100081, China
20世纪初，人类利用活塞发动机实现了“飞天梦”；20世纪40年代后，喷气发动机出现，突破“音障”实现了超声速飞行；21世纪，吸气式高超声速飞行将会是世界航空史上的第三次革命，其中水平起降Ma4高速飞机是技术难度最大、军事与民用用途最广泛的新式飞行器。通过数十年研究，认为涡轮冲压组合发动机是水平起降Ma4高速飞机的可行动力形式之一。国内外在这个方面都开展了大量研究，美国自20世纪80年代开始的国家空天飞机（NASP）计划及其子计划高速推进评估（HISPA）和高Ma数涡轮发动机（HiMaTE）计划，研究认为涡扇冲压发动机有最高的推重比潜力[1]。21世纪初，美国又实施了TBCC/RTA计划，开展了涡轮组合发动机的方案研究和超燃冲压发动机的飞行试验[2~8]。2005年启动了“猎鹰”组合循环发动机试验（FaCET）计划，在地面验证了一种Ma6的涡轮冲压组合推进系统，实现了发动机在地面台架状态的工作模式转换和在0~5Ma内的稳定工作[9]。2016年美国DARPA起动了先进全速域发动机（AFRE）项目研究，旨在开发一种可重复使用的全尺寸碳氢燃料推进系统，并进行地面演示验证，实现在0~5+Ma之间的全速域范围连续无缝运行。另外，俄罗斯中央航空发动机研究院自20世纪60年代开始涡轮基组合发动机研究，利用R-11-300发动机、AI-25发动机设计了串、并联组合发动机，完成了传热等方面试验研究[10~13]。欧洲也开展了高超声速飞行器及动力方面的研究工作[14]，并提出了深度预冷发动机概念[15]。
国内自20世纪80年代开始研究涡轮组合发动机技术，中科院工程热物理研究所开展了涡轮/冲压组合动力方案研究，指出了模态转变过程中参数变化情况[16]，各发动机设计研究所开展了高超声速涡轮冲压组合发动机方案、燃料应用等研究工作，提出了发动机方案设计参数和估计了发动机高空性能，提出了需要解决的关键问题[17, 18]。南京航空航天大学、北京航空航天大学和西北工业大学也都分别在涡轮冲压组合发动机进气道、热力循环参数分析、总体设计方法等方面开展了大量研究，储备了一定的理论基础与计算方法[19~21]。
然而，从国内外Ma3.5以上涡轮冲压组合发动机研制情况看，研制进展一直局限在地面台架试验，最深入的验证是完成了高空台模拟试验，获取了发动机高空性能，但没有开展飞行试验与型号应用。对于一项研究了半个世纪以上且具有极大军事需求的技术，需要分析是什么问题限制了其进一步发展，成为我国涡轮冲压组合动力技术研究领域的一个疑问。
为了破解该问题，本文设计了一个配装串联式涡轮-亚燃冲压组合发动机的水平起降Ma4高速飞机模型，确定了飞行任务剖面，计算出了整个飞行过程中飞机的推力需求，分析了涡轮发动机和冲压发动机为了实现这种需求所面临的一些技术困难，提出了一些初步的发展建议。
2 计算方法 2.1 涡轮冲压组合发动机性能计算构建了一套动力系统来验证涡轮冲压发动机全速域工作性能。其中涡轮通道性能通过Gasturb计算，冲压通道采用一维定常流计算方法，编写了发动机总体性能计算程序，计算组合动力发动机总体性能，具体步骤如下：
（1）结合三维内转进气道流动特性，推力需求等指标，利用程序计算设计状态（Ma3.5）冲压通道各截面参数，包括几何与气动参数。
（2）基于冲压通道设计尺寸，结合来流条件，计算非设计状态下冲压通道总体性能。其中，低Ma数状态冲压通道存在起动问题，需要通过涡轮通道泄流，以保证冲压通道正常工作。
（3）计算地面状态涡轮通道总体性能以及截面尺寸。
（4）基于地面设计状态，计算涡轮通道非设计状态（0.5~2.2Ma）总体性能。其中，由于涡轮材料存在温度限制，因此计算过程中设定燃烧室出口温度不高于1800K，加力燃烧室出口温度不高于2100K。
2.2 飞机推力需求计算对于水平起降Ma4高速飞机，其任务剖面主要包含起飞、爬升、加速、巡航、下降、着陆几个阶段。
从飞发一体化设计的角度看，影响飞机最终作战效能的因素来源于三个方面：飞机气动阻力、重量，发动机性能与作战使用剖面。可基于起飞、爬升、加速、巡航四个任务阶段，进行数学建模，分析飞机对发动机的推力需求随使用剖面的变化规律，进而通过优化使用，在保持飞机作战效能相当的前提下降低发动机的研制难度，以防止对发动机性能过于苛求，造成技术复杂，费用高昂。飞行Ma2飞行器4个任务剖面的具体计算方法[22]也适用于水平起降Ma4高速飞机，但在处理安装推力损失方面，要进行特别注意。
对于飞行速度不超过Ma2的战斗机发动机，亚声速巡航时安装推力损失在10%左右，远离该值的区域通常安装推力损失呈增多的趋势，最大可达到20%左右。对于水平起降Ma4高速飞机，随着速域的不断增大，安装推力损失情况更加复杂。
传统的战斗机发动机用进气道前是一组斜激波系。而高超声速飞机进气道的激波系更加复杂，工作范围较传统战斗机大的多，这也对进气道-推进系统一体化带来不利影响，带来了安装推力损失的增加。
基于上述考虑，在进行工程评估时，建议涡轮冲压组合发动机的安装推力损失要着重考虑为发动机留出足够性能余量，以应付控制机构不准确、大气条件的变化等因素带来的不利影响。
3 飞机及发动机物理模型说明假定水平起降Ma4高速飞机为无人驾驶，起飞总重6t，机体结构重量与起飞总重比值为0.35左右，发动机重量与起飞总重比值为0.15左右，燃油和载荷与起飞总重比值为0.5左右。飞机最大飞行速度Ma4，巡航速度3.5Ma，巡航升阻比为4.5，零升阻力系数cd0随飞行Ma数Ma0分布见图 1。
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Fig. 1 Variation trend of cd0 with Ma0 |
配置两台串联式涡轮亚燃冲压组合发动机，发动机起飞推力/飞机的起飞重量约为1。与SR-71“黑鸟”配装的J58-P-4发动机不同的是，J58-P-4发动机涡轮一直处于工作状态，高速飞行时开启旁路活门，最大飞行速度为3.2Ma，而水平起降Ma4高速飞机用组合发动机设置涡轮涵道与冲压涵道，有四种工作模态：一是涡轮不开加力工作模态，涡轮涵道开启，冲压涵道关闭，推力相对较小，但油耗较低，工作区域为高度20km，速度1.5Ma范围以内；二是涡轮开加力工作模态，涡轮涵道开启，冲压涵道关闭，推力较大，耗油率较高，工作区域在速度2.5Ma范围以内；三是涡轮冲压混合工作模态，涡轮涵道与冲压涵道都开启，工作区域为高度18~26km，速度2.2~3.2Ma区域；四是冲压工作模态，涡轮涵道关闭，冲压涵道开启，工作区域为高度26km，速度3.5Ma左右。
4 计算结果分析 4.1 任务剖面确定通过分析起飞、爬升和巡航任务阶段飞机、发动机及使用方式的相互关系，确定出一个合理的任务剖面。
4.1.1 起飞任务阶段计算了飞机起飞总重5.5t，起飞滑跑距离65m；起飞总重6t，起飞滑跑距离65m；起飞总重6.5t，起飞滑跑距离75m；起飞总重6.5t，起飞滑跑距离65m共4种情况下，飞机对发动机起飞推力需求变化情况。图 2选择了起飞滑跑过程中滑跑距离从第10m到第55m范围起飞推力数据进行分析（此时推力的变化基本呈线性比例变化），可以看出，飞机重量越大，对发动机需求推力越大，在计算选取的飞机气动布局条件下，飞机重量每增加500kg，对发动机地面台架起飞推力的需求增加0.3~0.5kN。滑跑距离越短，对发动机需求推力也越大，起飞滑跑距离减少约10m，单台发动机推力增加约0.5kN。
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Fig. 2 Variation trend of takeoff thrustwith aircraft weight and take off distance |
使用方面，若部署机场有足够的跑道长度供飞机起飞，可以适当增加滑跑距离，这样能有效降低发动机起飞推力需求，从而降低发动机设计技术风险。
4.1.2 等Ma0爬升任务阶段从图 3可以看出，飞机爬升率不同对发动机推力需求有着明显的影响，且随着高度的升高，对爬升率的影响越明显。在计算选取的飞机气动布局条件下，在高度16~17km，飞机爬升率由11m/s调整为9m/s，对发动机的推力需求降低了约10%。
使用方面，对于不像战斗机那样需要急速爬升占据有利高度的飞行器，对爬升率的要求可以适当降低，或采用分段爬升的方式，有利于实现较远航程；对于需要迅速抢占有利位置，形成先敌攻击的飞机来说，爬升率非常重要，则是最敏感的因素。
4.1.3 巡航任务阶段从图 4可以看出，飞机的巡航高度越高，对发动机的推力需求越小，在计算选取的飞机气动布局条件下，当飞机的巡航高度从26km提高至28km时，飞机的巡航推力需求也降低约2%~3%；从飞机爬升到巡航高度开始，直至飞机返航，随着发动机燃油的消耗和弹药的投放，飞机重量变轻，对发动机推力的需求变化范围较大，发动机可能工作范围的最大推力比最小推力高10%左右。
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Fig. 3 Variation trend of climbing thrust with climbing rate |
使用方面，通过调整飞机的巡航高度，采用不同高度分段巡航的方式能够适当降低发动机的推力需求；飞机设计方面，飞机应尽量追求高的升阻比和低重量；发动机设计方面，为了维持飞机在既定的飞行高度以规定的速度巡航，发动机必须具有满足与飞机升阻比相匹配的推进力，且发动机推力应在足够的范围内有效调节、发动机燃油消耗率随着工作状态调整变化不宜过大。
根据发动机性能变化规律，在起飞任务阶段，发动机的推力较大，一般能有效推动飞机滑跑、起飞；但是在爬升阶段，发动机推力下降比较快，尤其是对于水平起降Ma4高速飞机，无需像战斗机那样进行空中格斗，故可以采用确保巡航距离较远（类似于运输机）的爬升率，通常为10m/s左右，飞机以相对较低的爬升率爬升，能有效减少对发动机的推力需求，降低发动机的研制难度；飞机在不同的高度巡航，对发动机的推力需求也有所差异，巡航高度越高，需求的巡航推力越少，但是发动机的推力下降也很快，综合评估下来，在26km时飞机和发动机的推力需求匹配较好。当速度超过Ma3.5，冲压发动机的性能将超过组合发动机涡轮模态所产生的推力，因此飞机可利用冲压模式巡航。
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Fig. 4 Variation trend of cruising thrust with cruising height |
基于上述分析，确定了图 5所示的水平起降Ma4高速飞机任务剖面：
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Fig. 5 Mission profile of a horizontal takeoff and landing hypersonic aircraft |
（1）起飞
像普通飞机一样从机场滑跑起飞，发动机以涡轮开加力模态工作，起飞然后爬升至安全高度。
（2）加速爬升Ⅰ
从安全高度爬升到13km，发动机以涡轮不开加力模态工作，将飞机速度增至Ma0.8左右。
（3）水平加速Ⅰ
在13km高度，发动机以涡轮开加力模态工作，将飞机速度从Ma0.8增加到Ma2.2左右。
（4）等Ma0爬升
飞行速度保持Ma2.2，从高度13km爬升到高度20km，发动机以涡轮开加力模态工作。
（5）加速爬升Ⅱ
从高度20km爬升到高度26km，发动机以混合模态工作，速度从2.2Ma加速到2.5Ma。
（6）水平加速Ⅱ
在26km高度，发动机以混合模态工作，将飞机速度从2.5Ma增加到3.5Ma左右。
（7）巡航
在26km高度，发动机以冲压模式工作，保持飞行器以3.5Ma巡航。
（8）返航Ⅰ
发动机处于不工作状态，飞行器无动力滑翔返航，从最大作战半径处下滑至高度8km，0.9Ma左右。
（9）返航Ⅱ
发动机利用涡轮模式工作，处于空中慢车状态，从高度8km下滑至安全高度，然后着陆。
4.2 发动机性能计算结果基于上述任务剖面，计算得出涡轮冲压组合发动机的推力性能和耗油率变化情况。图 6是涡轮冲压组合动力发动机全速域推力特性曲线。其中，横坐标为飞行Ma数Ma0，纵坐标为推力；实线代表发动机各Ma0下需求推力；虚线和点划线分别表示涡轮通道和亚燃冲压通道的推力。
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Fig. 6 Thrust management of the engine |
在飞机水平起飞阶段，每台发动机最大推力达到30kN（开加力）；加速爬升Ⅰ阶段，为了降低油耗增加航程，通常发动机不开加力，推力从21kN降低为6kN变化，这是因为随着高度增加空气流量迅速降低而引起；水平加速Ⅰ阶段，发动机推力变化范围从6kN增加至20kN，一方面是由于发动机从不开加力过渡到开加力，另一方面也是随着速度增加空气流量迅速增加；等Ma0数爬升阶段，随着高度增加空气流量减少，发动机推力从20kN降低6kN；加速爬升Ⅱ阶段，发动机推力从6kN增至9.5kN；水平加速Ⅱ阶段，发动机推力从9.5kN降至6kN，这是由于高速条件下涡轮机效率降低、性能恶化引起的；当在Ma3.5以上时，冲压发动机的性能将超过涡轮组合发动机性能。
图 7为涡轮冲压组合动力发动机全速域耗油率特性，可以发现，在第一次加速爬升阶段，由于涡轮通道处于不开加力状态，因此耗油率较低，约为地面起飞状态开加力工作模态油耗的44%。而起飞阶段、等高度加速阶段与等Ma0爬升阶段，由于使用了加力燃烧室增推，导致耗油率急剧增加，与地面起飞状态开加力工作模态油耗相近。其中等Ma0爬升阶段，随着高度升高，空气变稀薄，涡轮机效率降低，推力下降，致使耗油率随之进一步上升，达到80g/（kN·s）。
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Fig. 7 Fuel consumption of the engine |
在进行水平起降Ma4高速飞机用发动机设计时，首先是选择发动机的推力性能，看其是否能够推动飞机实现预期的飞行任务；然后根据发动机可提供推力与需求推力的对比分析，开展任务剖面的优化分析；还要评估对飞机作战效能有重要影响的因素，关键是发动机的重量。下面将对这三个方面进行仿真研究对对比分析。
（1）起飞阶段
从图 8中可以看出，要实现水平起降Ma4高速飞机在机场顺利起飞，需要每台发动机推力达到28kN，也就是说起飞状态下组合发动机涡轮开加力工作模态推力/飞机的起飞重量要接近1。从目前国内外飞机设计来看，先进的战斗机发动机开加力推力/飞机起飞总重已经达到1，如F22飞机配装两台F119发动机，发动机开加力推力/飞机起飞总重比为1.1。
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Fig. 8 Demand thrust of takeoff phase |
对比水平起降Ma4高速飞机的起飞推力需求与图 6所示发动机推力性能，通过适当优化滑跑距离，当前的发动机推力性能水平就能够实现水平起降Ma4高速飞机从机场顺利起飞。
（2）加速爬升Ⅰ阶段
从图 9可以看出，水平起降Ma4高速飞机加速爬升Ⅰ阶段需求推力在爬升初始阶段约为8.4kN，在结束阶段约为6kN，也就是说组合发动机在涡轮不开加力工作模态下、该高度速度区域产生的推力达到起飞状态下组合发动机涡轮开加力工作模态推力的20%~28%，就能有效完成该阶段飞机的爬升任务。
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Fig. 9 Demand thrust of accelerated climb Ⅰ phase |
对比水平起降Ma4高速飞机的起飞推力需求与图 6所示发动机推力性能，在起初爬升阶段，组合发动机的推力为20kN以上，随着高度的增加，推力为6kN，不开加力情况下也能够推动飞机按预定爬升轨迹飞行。组合发动机在涡轮不开加力工作模态下，且选择油耗比较低的状态工作，有助于飞机航程的增加。
（3）水平加速Ⅰ阶段
从图 10可以看出，水平起降Ma4高速飞机水平加速Ⅰ阶段，由于要将飞机速度提高至Ma2.2左右，在加速过程中，在突破音障速度区域，发动机推力需求有一定程度上的增加；突破音障后，飞机阻力减小，对发动机推力需求也有所降低；但随着飞行速度的进一步增大，对发动机推力需求也相应增加，由于飞行阻力与飞行速度平方成正比，随着飞行速度的增加，对发动机的推力需求增加幅度很大，当速度达到Ma2.2时，需求的推力已达到19kN，是速度Ma1.2时的1.6倍左右，也就是说，组合发动机在涡轮开加力工作模态下、该高度速度区域产生的推力应达到起飞状态下组合发动机涡轮开加力工作模态推力的60%以上，才能有效完成该阶段飞机的加速任务。
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Fig. 10 Demand thrust of horizontal acceleration Ⅰ phase |
对比水平起降Ma4高速飞机的起飞推力需求与图 6所示发动机推力性能，发动机推力变化范围从不开加力的6kN迅速增加至20kN，计算结果表明，组合发动机推力能满足飞机加速需求，但是，在速度Ma2.0范围以内，发动机的高度速度特性能满足飞机需求的结论已经经过试验验证；但是Ma2.0以上发动机的工作能力目前没有进行深入验证，根据流量函数
（4）等Ma0爬升阶段
从图 11可以看出，水平起降Ma4高速飞机等Ma爬升阶段，随着飞行高度的增加，由于飞行阻力与空气密度ρ成正比，随着高度升高ρ降低，飞机对发动机推力需求也逐渐减少，当高度达到20km时，需求的推力为6kN左右，是起飞状态下组合发动机涡轮开加力工作模态推力的20%。也就是说，组合发动机在涡轮开加力工作模态下、该高度速度区域产生的推力应达到涡轮开加力工作模态下的20%以上，就能有效完成该阶段飞机的爬升任务。
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Fig. 11 Demand thrust of constant Ma0 phase |
对比水平起降Ma4高速飞机的起飞推力需求与图 6所示发动机推力性能，等Ma0爬升阶段，随着高度增加空气流量减少，发动机推力从20kN降低为6kN，能够满足飞机的推进需求。
（5）加速爬升Ⅱ阶段
水平起降Ma4高速飞机从高度20km爬升到26km，速度从Ma2.2加速到Ma2.5，这对推力提出了极高的需求。从图 12可以看出，飞机随着飞行高度和飞行速度增加，对推力的需求为9~12kN左右，也就是说这个阶段飞机需求的推力是起飞状态下组合发动机涡轮开加力工作模态推力的30%~40%。
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Fig. 12 Demand thrust of accelerated climb Ⅱ phase |
对比水平起降Ma4高速飞机的起飞推力需求与图 6所示发动机推力性能，加速爬升Ⅱ阶段发动机推力从6kN增至9.5kN，离需求的9~12kN推动力有很大的差距。而冲压发动机在高度20km，Ma2.2条件下，冲压压力约为0.7p0（p0为海平面标准大气压力），还很难产生足够推力。能力与需求之间产生了较大的“推力缺口”。
（6）巡航阶段
从图 13可以看出，在水平起降Ma4高速飞机巡航过程中，飞机对推力的需求为5kN左右，也就是说组合发动机冲压模态推力需达起飞状态下涡轮开加力工作模态推力的16.7%以上。
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Fig. 13 Demand thrust of cruise phase |
对比水平起降Ma4高速飞机的起飞推力需求与图 6所示发动机推力性能，通过组合动力和冲压动力的模式转换，推力能有效满足飞机需求，且在巡航阶段具有较低的耗油率，有利于飞机航程的实现。但以目前的冲压发动机技术来讲寿命方面存在一定的挑战，目前冲压发动机多为短寿命、一次性使用，而水平起降Ma4高速飞机动力需要具有长寿命、多次使用，具有较大的研制难度。
综上分析可见：在高度20km以上、飞行速度Ma2.2以上飞行条件下，发动机存在巨大的“推力缺口”，无法推动飞机实现爬升至26km及加速至Ma3.5以上。主要原因是：为了实现高超声速飞行，飞机设计不得不付出升阻比降低的代价，高超声速飞行器巡航升阻比为4~5，常规超声速战斗机巡航升阻比为8~10，亚声速飞机巡航升阻比可以高达20，再加上水平起降Ma4高速飞机进一步向更高更快拓展，这些新需求对动力提出了更高的要求。而从发动机工作原理看，加速爬升Ⅱ和水平加速Ⅱ任务阶段所处的速域、空域，现有涡轮发动机推力显著下降而冲压发动机推力还未能充分产生。高速飞行所需强劲推动力与发动机能够产生推力之间就出现了一个巨大的“推力缺口”，而迄今为止，所有已知的试图跨越该缺口、能将飞行速度提高至Ma3.5以上的涡轮组合发动机的尝试均以失败告终。
4.4 发动机推重比对飞机航程的影响分析若保持飞机本体及燃油重量不变，则配装推重比15，推重比10，推重比8发动机的飞机重量分别为5.8t，6.0t和6.2t，利用飞机巡航推力需求数学模型，可以计算得出三种情况下飞机开始巡航时所需推力分别为47.6kN，49kN和50.5kN。可以看出，随着发动机推重比的提升，对冲压发动机性能要求有下降趋势，这降低了冲压发动机的研制难度。若保持起飞总重不变，通过调整燃油重量平衡发动机推重比的影响，保持飞机的起飞总重一致，则飞机在冲压发动机作为动力巡航时飞行的距离存在如图 14所示的差异，可以看出，当涡轮发动机推重比为15时，其冲压发动机作为动力巡航的距离分别比装推重比10和推重比8发动机的飞机多出1/6和1/3，发动机推重比提高在航程方面带来的收益在使用中的重要性不言而喻。
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Fig. 14 Cruise distance of an aerocraft with different thrust weight ratio engine |
涡轮冲压组合发动机技术孕育周期较其他动力形式长，到目前为止还未取得突破，可以说是有充足的证据证明涡轮冲压组合发动机在技术上是可行的，但没有任何证据证明其在工程上是可用的。根据上述计算分析以及研制一型装备所需实现的效能，限制涡轮冲压组合发动机从技术研究领域跨入工程研制阶段的主要因素有：
（1）在高度20km以上、飞行速度Ma2.2以上飞行条件下，发动机存在巨大的“推力缺口”，无法推动飞机实现爬升至26km及加速至Ma3.5以上。
为了填补这个“推力缺口”，建议研究如下内容：一是高速涡轮机技术，目标是实现涡轮机在飞行速度Ma2.5以上能稳定工作，且具有良好的高空推力性能。在Ma2.5以上飞行速度下，进气道冲压效果非常明显，导致发动机总压比很高，这种情况下如果主燃烧室不减少加热，那么总压比增加提高了循环效率，涡轮转速就会上升，带动压气机压比上升（在一定的范围内，超出压气机正常工作的范围可发生喘振），总压比进一步上升而促使涡轮转速继续上升，这个自激励发散过程的结果是发动机超温超转最终烧毁；如果主燃烧室明显减少加热，那么发动机排气速度增量将远不如飞行Ma0的增量，导致发动机的单位推力损失很严重，甚至核心机部分成为累赘不产生正推力。因此，常规涡喷发动机（飞行高度 < 20km，飞行Ma < 2）是无法适应这种高Ma0下的工作情况的。这就需要开展研究工作，实现涡轮机在以下几个方面进行提升：（1）进一步提高涡轮前燃气温度，实现燃气在主燃烧室中获得足够的加热，这对耐高温材料提出了更高要求，现有的第三代单晶涡轮叶片能耐2000K左右的高温，需要开展加强纤维增强超高温陶瓷基复合材料、高熔点金属间化合物材料等在发动机的应用研究，将涡轮叶片耐温能力再提高300K以上。（2）提高节流比（发动机高空工作涡轮前温度与地面工作涡轮前温度的比值），也就是将发动机的最高工作温度设定在高空高速飞行阶段，以防止高空性能过度衰减，目前先进战斗机发动机的节流比为1.2左右，涡轮组合发动机的涡轮基节流比要高于该值方能实现更好的高空高速性能，至少应达到1.3以上。（3）叶轮机要在更宽范围的空气流量条件下稳定工作，传统涡轮发动机压气机的最佳工作区域是在低空低速或高空中速区域，喘振裕度在18%~25%，而高速涡轮机的压气机应实现最佳工作范围在高空高速区域、并能在低空低速~高空高速区域都能稳定工作，这需要在叶片机负荷、效率、喘振裕度等方面进行折衷设计，确保在整个工作包线长时间使用范围的工作点上都具有令人满意的推进效率。（4）可采用涡轮-冲压组合模式提高发动机高空推力性能，在涡轮发动机和冲压发动机“接力”区域，设置混合工作模态，利用组合推力提升发动机推进能力，当飞行速度数达到2.0Ma左右时，冲压所产生的压力达到了7.8个外界大气压以上，而此时涡轮发动机涡轮后部压力可能存在比冲压发动机内压力低的现象，若流道设计不慎，会引起燃气回流，这需要精心设置模态开启条件，避免燃气回流。（5）精确控制技术，适用于高速推进系统的进排气系统、压气机等需要随飞行条件的变化进行大量调节，否则只能在很狭小的范围内获得满意效率，制造响应迅速、精度良好的可调进排气系统、压缩系统、涡轮系统，设计控制功能、控制精度满足飞行要求的组合动力控制系统也是一项关键工作。
（2）水平起降Ma4高速飞机空机重量与起飞总重的比值将较当前战斗机进一步降低，飞机有效载荷和载油量占起飞重量的比值进一步下降，若发动机推重比不足够高，飞机有效载荷与航程将受到影响。
一型飞机除了具有基本的飞行功能外，还要满足有效载荷、航程等要求，这样才具有工程应用价值。飞机随着飞行速度的增加，不得不付出重量的代价，如当前先进战斗机空机重量/起飞总重约为0.3~0.35，高超声速飞机的空机重量/起飞总重预计将达0.35以上，也就是说相同起飞重量下，飞行速度越快，载荷能力越低。涡轮冲压发动机为动力可以实现水平起降Ma4高速飞机像普通飞机一样跑道起飞、降落，又具备高速飞行能力和可重复使用，但必须面对在不同的发动机工作模式下不得不推动多余重量和无用体积而消耗掉不少动力的问题。在低速飞行阶段，冲压发动机及其涵道为多余重量，在高速飞行阶段，涡轮喷气发动机为多余重量。由于冲压发动机重量轻，克服冲压发动机为多余重量的技术代价不大，而克服涡轮发动机为多余重量的代价较大，一方面对冲压发动机提出了更高的性能要求，需要相当的一部分推力用于克服涡轮发动机不工作时所造成的动力消耗，另一方面不得不付出飞机有效载荷或燃油量降低的代价。
提高组合发动机的推重比是进一步提升飞机有效载荷或增加航程的有效技术途径：一是利用轻质高强度材料，开展复合材料、石墨烯改性高性能材料、纳米型材料高强高韧轻质材料在发动机的应用研究；二是探索发动机结构简化技术，如整体叶环、空心叶片、对转涡轮（可省导向器）、对转冲压压气机（两级压比可达5，单级压比理论可达4以上）[24]、附件小型化一体化技术等。
（3）水平起降Ma4高速飞机长时间以高速飞行，这对发动机在冷却条件恶化的情况下长时间工作能力提出了更高要求，给发动机的寿命、燃料等带来了极大挑战。
当前战斗机的长时间飞行任务主要集中在巡航区域，速度通常为Ma0.8，只有F22战斗机具备Ma1.5巡航能力，发动机处于中间状态就能提供足够推力，要求发动机开加力以Ma2速度飞行的时间非常短；而水平起降Ma4高速飞机需要长时间以高Ma0飞行，使发动机的工作环境、冷却环境都变得极为苛刻，实现长寿命与可靠性变得非常困难。从美国SR-71飞机的J58发动机与前苏联的米格-25飞机的R-15B-300发动机实际使用情况看，除了可靠性低、寿命短外，还对燃油提出了高热稳定性、低挥发性的要求，传统的燃油、点火系统都无法实现。这意味着需要开展先进冷却技术、新式燃料和专用点火器等研究工作。
6 结论（1）涡轮冲压组合发动机在（20km，Ma2.2）~（26km，Ma3.5）范围内存在“推力缺口”，无法推动飞机实现按设定轨迹爬升，需采取特殊技术措施进行推力弥补。
（2）分析了影响涡轮冲压组合发动机从“技术可行”走向“工程可用”的核心关键要素，并阐述了需要开展的关键技术研究领域，可为后续布局开展涡轮冲压组合发动机的技术研究提供参考。
（3）要实现水平起降Ma4高速飞机具有工程实用价值，后续需从飞机和发动机一体化的角度，在提高动力系统推重比和高空性能、提高飞机升阻比与空重比、飞行轨迹设计和优化等方面联合开展深入研究。
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