1 引言

开发水平起降的临近空间高超声速飞行器和两级入轨航天运输系统之一级的关键在于发动机，基于空气预冷的组合发动机一直是重要的发展方向之一。半个多世纪以来，研究者提出了多种构想和方案，按照空气的冷却程度，大致可分为两类：一类是将空气液化，其基本思想是用液氢将空气中的氧液化，再用涡轮泵增压，作为发动机的氧化剂，如ACES^[1]，ALES^[2]，Alchemist^[3]，LACE ^[4]，RB545^[5]等；另一类是将空气冷却至液化点以上，冷却后的空气仍采用压气机增压，如KLIN^[6]，ATREX^[7]，PCTJ^[8]，SABRE ^[9]及SCIMITAR^[10]等。这些方案或者设想都是人类在开发水平起降高速飞行器动力领域进行的有益探索。空气预冷的主要目的在于高效利用大气中的氧，预冷空气的介质可以是水、氢或者其他^[11]。预冷空气发动机已经成为航空航天共同关注的问题，尤其是2016年以来，AFRL和BAE相继公布了基于SABRE的两级入轨空天飞行器概念和高超声速快速响应飞行器概念^{[12, 13]}，美国REI（REL在美国的子公司）宣布将进行SABRE预冷器样机（HTX）的高温气流试验^[14]和技术验证机研制^[15]等工作，使得这类动力的前景更为明朗，成为国内外相关机构的研究热点^[16]，而其关键技术及性能也成为人们关注的焦点。

本文分析了预冷空气涡轮火箭（PATR，Pre-cooling Air Turbo Rocket）^[17]的关键技术及性能提升途径。

2 PATR发动机及特点

PATR发动机主要由宽范围可调进气道、预冷器、空气压气机、氦涡轮、氦压气机、氢氦换热器、液氢泵、氢涡轮、火箭发动机推力室、冲压燃烧室及相应的燃油控制系统等组成，系统原理图见图 1。

PATR发动机中，空气作为氧化剂，通过进气道减速增压后分为两路，一路流过预冷器降温后，再经压气机增压进入预燃室（氦加热器），与氢燃烧产生高温高压燃气，燃气在给氦气加热后进入核心机推力室与氢燃烧，最后从喷管喷出产生推力；另一路直接进入外涵冲压燃烧室与氢燃烧，产生高温和一定压力的燃气，经外涵喷管产生推力。氦作为中间介质，在空气、氢之间起到能量转换作用。液氢是发动机的燃料，经氢泵增压后进入氢氦换热器冷却氦气，吸热升温后进入涡轮做功驱动氦压气机和氢泵，在氢涡轮出口分为三路，分别进入预燃室、推力室及外涵冲压燃烧室。

PATR发动机本质上是以空气为氧化剂的液体火箭发动机与冲压发动机的巧妙结合，系统产生推力的主要部件是相对高室压的火箭发动机推力室，其在全包线范围内几乎处于定工况的工作状态。PATR与TBCC，RBCC，TRIJET，SCIMITAR，ATREX及SABRE发动机都利用空气作为氧化剂，工作过程包括两种及以上的不同模态，但也存在着一些差异，主要包括：与TBCC、RBCC及TRIJET相比，此系统集成度高，全工作区域内基本不背“死重”，也不涉及“推力鸿沟”、“模态转换”等问题；与ATREX不同在于引入氦作为中间介质，有利于系统能量的调节与分配，拓展了选材范围，提高了安全性，但增加了复杂度；与SABRE的差异在于没有LOX/LH₂火箭发动机模式及相应系统，空气冷却及氦的加热方式有所差异，各部件的参数不同，外涵冲压发动机的工作范围更宽（Ma1.8~6.0）。

3 关键技术分析

PATR发动机的关键技术包括系统与关键参数设计、高效轻质换热技术、高效涡轮机技术及材料与工艺等。

3.1 系统与关键参数设计

PATR发动机涉及到空气、氦气及氢多种工质，包括多路循环及进排气系统多级调节等复杂技术。在发动机工作区间，多种工质的流量、温度、压力等参数在不同飞行状态下会不断变化，系统设计与参数匹配无疑是发动机方案与性能优劣的重要因素。

3.1.1 空气预冷温度的选择

PATR发动机中，空气预冷温度无疑是整个方案最重要的参数。选择较低的空气预冷温度，就意味着涡轮输入功率相同时，压气机出口的温度更低，既有利于材料的选择和后续燃烧室的冷却（若以空气膜冷却），又可以在温升不变时使压气机压比更大，压气机出口压力更高，有利于增加燃烧室压力，提高发动机的性能与推质比。但是，如果将空气预冷温度一直降低到冰点以下，存在两个问题：

（1）由于低空域中水蒸气含量较高，预冷器中存在结霜现象，会大大增加空气的流动损失甚至造成预冷器的堵塞。采用甲醇可以在一定程度上抑制结霜，但类似于SABRE采用的甲醇回收系统势必会增加系统的复杂度^[18]；预冷器表面涂覆防霜层可以减轻甚至消除结霜问题^[19]，但可能影响空气与氦的换热效率。

（2）需要更低的氦气入口温度，会大大增加对氢的需求，降低发动机总的空燃比和比冲，起飞时需要携带更多的氢，使飞行器的运载能力下降。

预冷器作为PATR的关键部件，要求能对高马赫数来流空气进行快速、高效、深度预冷，必须具有足够大的换热面积。由于空间尺度和结构质量的约束，换热器管材必须是细管径、薄壁厚、有足够的耐热性能及强度，这增加了预冷器设计、生产及检测的难度。

空气中水蒸气的含量随飞行高度增加急剧减小，如果在低马赫数、低高度时（如Ma2.0/5km以下）不对空气进行预冷或仅仅进行有限的预冷，在高马赫数（如Ma4.0以上）时再将空气预冷到适当温度（如300~400K），在保证发动机具有一定性能的同时，既可以解决预冷器中的结霜问题，又能有效地降低换热器的研制难度，取得系统性能、可行性及系统复杂度之间的微妙平衡。

3.1.2 氦气参数的选择

氦气有较高的比热容、较强的换热能力，其惰性属性能使预冷器材料有较大的选择范围，也提高了发动机的安全性。氦路作为闭式循环，是系统大部分组件的工作介质，对系统的性能具有重要影响。系统方案对氦气参数有如下要求：就预冷器而言，氦气需要低温、高压、高流速及大流量；就氦涡轮而言，需要大膨胀比、大流量、高入口温度；就氢氦换热器而言，氦路入口温度应尽可能低，流量不宜过大。氦的最高温度既受氦加热器能力的限制，也受限于氦路管材的特性（材料的许用温度等）。为了实现氦路的循环，需要依靠氦压气机平衡氦涡轮的膨胀比和空气预冷器、氢氦换热器、燃烧室中氦冷却通道及管路的流阻，由于氦气难以压缩的特性，使得预冷器中的压力、氦路流量、涡轮前温度、涡轮膨胀比等参数的选择受到限制。

3.1.3 核心机参数的选择

PATR发动机中，除外涵冲压流道外的其他部件称为核心机系统。核心机中，流过预冷器的空气经压气机压缩后再进入燃烧室与氢燃烧产生推力，引入氦循环系统进行能量传递保证核心机稳定工作，氢路为系统的运行提供必要的冷却能力和燃料供给。各路参数相互关联，互相影响，如空气压气机的做功能力取决于氦涡轮的输出功率，受氦流量、涡轮入口温度及膨胀比等参数的影响；经压气机压缩后的空气流量、温度和压力又直接影响燃烧室的工作状态，进而影响到系统的推力。核心机参数的选择是方案设计的重中之重，直接决定着整个发动机的性能以及可行性。

核心机定工况或者小范围变工况有利于核心机部件的设计，但会带来进气系统的适应性问题；高的空气压气机压比有利于提高燃烧室性能，但会带来系统的质量问题；大的氦涡轮膨胀比有利于提高涡轮功率，但增加了氦压气机的负担；高的燃烧室混合比有利于提高比冲，但会造成热防护的难度。核心机的参数需要仔细、综合的平衡。

对图 1所示系统，如取与SABRE发动机相同的进气道捕获面积，预冷器出口空气温度为400K，氢入口温度35K，氦涡轮入口温度900K，计算发动机核心机在特征点比冲见表 1。表 1也列出SABRE在相应点的总比冲（不考虑发动机空气进口冲量）及推算出的净比冲（考虑发动机空气进口冲量）。

3.1.4 外涵冲压燃烧室的工作范围

外涵冲压燃烧室影响了发动机实际最大飞行速度和性能。理论上讲，外涵冲压发动机可以从Ma1.8开始一直工作到很高的马赫数。但实际上，因燃烧组织、冲压燃烧室热防护、结构简便性等因素的限制，外涵的工作范围有限。通常，采用圆形燃烧室、喷油环、“V”或者其他类型的火焰稳定器、收敛喷管等燃烧组织方式以及气膜冷却结构的亚燃冲压发动机，其工作范围可达Ma2.0~4.5，飞行马赫数高于4.5时，因来流气温已达900K，用气膜已很难冷却燃烧室。超燃冲压发动机使用支板或者壁面喷注、凹腔稳焰、热力喉道的燃烧组织方式，采用再生/烧蚀冷却方式，其工作范围可达Ma4.0~7.0。固定结构的冲压燃烧室，如同时兼顾性能、热防及结构的简便性，是很难实现Ma1.8~7.0的宽范围工作。外涵冲压发动机的工作范围应依据飞行器具体任务，选择合适的工作范围。若追求宽范围工作需采用变结构设计方案。

3.2 高效换热技术 3.2.1 空气预冷技术

系统中，如追求尽可能高的燃烧室压力，应将空气预冷至尽可能低的温度（如SABRE3的123K左右），这远低于空气中的水蒸气等成分的冰点，低空区域水蒸气结霜会降低换热器效率甚至堵塞换热器。高空、高马赫数来流条件下，预冷器需要承受很高的温度（Ma5.0条件下，1320K）和压力（论证表明，氦路压力应在10MPa以上）。此外，换热过程需要在很短的时间内完成。初步估算，在Ma5.0时，预冷器的单位功率达百MW级。提高发动机推质比，高效、轻质、不结霜、耐高温高压的预冷器是PATR发动机研究需突破的主要技术之一。

3.2.2 氢氦换热技术

预冷器中氦气的入口温度越低，空气压气机的进口空气温度就越低，氦涡轮功率一定时，压气机压比越高，燃烧室的压力就越高，燃烧性能越高。这里的问题在于，氦路的压力高，而氢泵后的氢压力不一定需要很高，由此产生了氢氦换热器中氢路与氦路较大的压差，需要氢氦换热器结构件内部壁厚较大；而为了提高换热效率，换热器又必须是薄壁件，这必然会造成换热器设计中的矛盾。

3.2.3 氦气加热技术

为尽可能提高能量利用率，减少部件数量或者尺度，从燃烧室为氦气提取能量（也即用氦气冷却部分燃烧室）是此发动机的一个特点。用燃烧室加热氦气有很大的技术风险，一是氦气的加热比较困难（定压比热容是空气的5倍），同样热量下，温升较小；二是氦涡轮需要较高的进口温度（非冷却涡轮一般可取1100K），这就造成燃烧室内外壁温度都比较高，提高了燃烧室选材难度。

3.2.4 燃烧室冷却技术

PATR涉及核心机的火箭发动机燃烧室和外涵的冲压燃烧室。目前的研究表明，核心机燃烧室可以用氦再生冷却、空气/氢气膜冷却的复合冷却方式。较低马赫数时（如Ma4.5以下），外涵的冲压燃烧室可以用空气膜冷却；马赫数高于5以后，已难以用空气去冷却外涵燃烧室，若改用氢冷却外涵燃烧室，又会使得系统比冲大幅下降。燃烧室的冷却是此发动机的关键问题之一，也是限制发动机性能提升的重要因素。

3.3 高效涡轮机技术 3.3.1 氦涡轮机技术

系统中，氦气在氢氦换热器中冷却至低温（< 100K），在预冷器、火箭推力室及氦加热器中加热到高温（~1000K），再进入氦涡轮做功，封闭的循环中流量恒定，经过多次分流与汇集，最终维持氦路能量平衡。氦气分子量小（4.0），气体常数大（2077），声速大，受绝对速度限制，气流马赫数过低，采用常规叶轮机械设计方法会导致单级压比低、级数多；相对于空气，氦气是一种很难压缩的气体，如达到与空气压比20对应的温比时，氦气压比只有8.5，同时由于氦气定压比热是空气的5倍，若采用与空气压气机相同的级加功量设计，空气达到压比20只需要18级，而氦气达到压比8.5需要90级之多。其次，就整体分析而言，在涡轮功率、进出口温差相同的条件下，流量与气体定压比热成反比，涡轮级数与定压比热成正比，这导致氦气涡轮的级数较多，同时因流量小，导致叶片短小，氦气的间隙效应泄漏及损失将造成涡轮总损失较大，涡轮效率将大大低于空气涡轮。此外，氦气易泄漏，机匣内外及转静子之间的密封会是涡轮结构设计的关键技术之一。涡轮与其相邻部件接口的连接，支撑和固定，各零部件在性能、强度、可靠性、工艺、加工制造和成本上的合理性，涡轮整体与外部及其内部之间的安装、拆卸、检修的合理性和可操作性，轴向力调整、热膨胀的处理以及径向和轴向间隙的确定等均是需考虑的问题。

3.3.2 高效空气压缩技术

如对空气仅进行适度预冷（如达到300~400K），将压气机出口空气温度限定在一定范围，需要研究高温空气的高效压缩问题。采用新型压缩技术，可以大幅度减少压气机级数，进而提高发动机的推质比。

3.4 材料、工艺技术

PATR发动机面临的温度环境非常恶劣，外涵冲压燃烧室和核心机燃烧室温度可达2800K以上；而与氢接触的氢涡轮泵及其管路却要承受20K的低温环境；氦路是封闭系统，低温段需要与氢换热，温度小于100K，而高温段要从燃烧室吸热，温度高达1000K。就换热效果而言，预冷器需尽可能小的管径和尽可能薄的管壁（如，氦管路直径小于1mm，壁厚30~50μm）；氢氦换热器需要选择微小通道换热器，为了保持较高换热效率，壁厚越小越好，但是氢路和氦路之间的大压差又需要管壁具有较高承压能力（如采用板翘式换热器，内通道的板材壁厚应尽可能小同时可承受较大压力）；氦涡轮及其密封既要考虑高温特性，也要考虑低温问题；影响外涵冲压燃烧室工作性能的主要因素是燃烧室材料，因为用于冷却的措施非常有限。最后，整个系统需要融合在紧凑的空间内，需考虑系统及部件的热力特性。

4 提升性能途径

发动机的主要性能包括经济性、可靠性、使用维护性及成本等，这里主要讨论发动机的比冲和推质比。预冷类发动机的能源本质上是氢的化学能，因此发动机性能的高低归根于对氢能量的利用程度。ATREX及SABRE早期的研究成果均表明，实现系统预冷循环，需要的氢流量远高于吸入空气完全燃烧需要的氢量，导致系统在低速段燃烧室混合比偏低，性能偏低；并且由于氢的低密度，使得此类发动机在高超声速巡航飞行器上的应用严重受限。PATR发动机的能源也是氢的化学能，从能量利用角度，除了一般发动机难以避免的机械损失（主要是压气机、涡轮、泵等转动部件消耗能量，表现为机械效率）、流动损失（主要是流动过程的压力消耗，表现为部件、管路等的流阻）及燃烧过程损失（主要是燃料化学能转换过程中的燃烧组织问题，表现为燃烧效率）等，氦的引入还带来了氢/氦换热损失、氦涡轮机损失以及氦加热过程中的能量损失。因此，提升发动机性能就更为困难。

4.1 优化发动机方案

分析临近空间高超声速投放平台和水平起降两级入轨飞行器之一级对动力的需求，适当降低对空气的预冷要求，在低马赫数时不对空气进行预冷；高马赫数时，将空气预冷到适当程度，确保压气机出口安全与可靠运行；优化氦路循环和加热途径，从燃烧室提取部分热量，既降低了氦加热器的难度，也减少了系统的能源损失；优化氢的换热途径，从而增加氢的吸热量，降低氢流量。图 2是SABRE3发动机的循环系统图^[9]，分析SABRE3系统及可见到的数据，就会发现：将空气预冷到123K，会造成结霜、预冷器管材、低温压气机等诸多问题；将氦气加热到1100K，又会给氦换热器的设计和选材带来困难；使用空气/氧/氢三组元的双模态燃烧室会造成喷注器、燃烧室冷却等难题；外涵冲压燃烧室工作范围Ma2~5.5是比较困难的。通常，Ma5.0以下，使用亚燃冲压发动机的燃烧组织、冷却方式可以获得较高的发动机性能；而在Ma5.0以上，可以采用超燃冲压发动机的设计技术。初步的计算表明，如果不对空气进行深度预冷，将预冷器设计成低速、高速分区段工作的两级，在不同工作区域使用不同的预冷器或者二者的组合；选择适当的压气机压比，降低燃烧室工作压力，降低压气机和燃烧室的研制难度；将氢氦换热器设计为多级换热器，利用燃烧室的部分热量对氦气加温，则发动机所需的氢流量将减小，推力虽有一定减小，但比冲会有所提高。

4.2 改进燃料

从早期的LACE，RB545，ATREX到近期的SCIMITAR，SABRE，对空气进行液化、预冷等措施后，将其作为发动机的氧化剂一直是研究者的追求，冷却介质（燃料）几乎都是用液氢。目前可考虑的低温燃料有液氢、甲烷、乙烷及丙烷等，在燃料温度从冰点升温到900K，空气温度从1320K冷却到120K，冷却1kg/s的空气需要消耗的燃料流量、空燃比及当量比的计算结果见表 2，表中k为混合比，α为余气系数。计算结果表明，液氢是最优选择。

冷却空气的介质理想特性是：低冰点、高沸点、高汽化潜热、高比热容、高密度、安全性好等。氢的优点在于低冰点和高比热容，但不足之处在于密度过低，液体范围小（近6°~7°），安全性差，同时由于氢原子太小，很容易进入钢的晶格间隙，并在间隙内聚集形成氢气，氢气产生的高压会将材料内部撑裂，从而产生“氢脆”问题，使得氢的应用受到限制。近十年来，业界研制出了多种航空煤油、火箭煤油、高密度煤油等燃料，也研制出了多种低冰点的火箭发动机推进剂。若能改进氢燃料的物性，如研制氢浆或凝胶氢，甚至将其与其他低温燃料混成，将是预冷空气类发动机的“福音”。

4.3 提高核心部件性能，提升系统效率

部件的性能无疑是发动机的重要影响因素，PATR发动机中，换热器（包括空气/氦换热器、氢/氦换热器、氦加热器等）的性能直接影响到发动机能量交换效率，无疑是研究工作的重中之重。计算表明，空气预冷器效率提高1%，发动机比冲将增加6s；同时，涡轮机的性能（包括空气压气机、氦压气机及涡轮）对发动机性能也有较大影响，计算表明，氦压气机性能提高1%，发动机性能将提高0.8%；而氦涡轮效率提升1%，发动机性能将提高1.2%。部件效率提高，也就间接提高了发动机的性能。

4.4 优化系统结构设计，进一步提升系统性能

类似于低温液体火箭发动机，PATR发动机中，高温部件与低温部件共处于狭小的空间内，高温件的计划外散热和低温件的不期望吸热均造成系统的非理想能量转化，最终造成发动机性能损失。氦路中高温与低温共存，高端温度可达1000K，低端温度在100K左右，高温部件（氦涡轮、燃烧室、氦加热器等）对其他部件的散热、低温部件（氢涡轮泵、氢氦换热器的低端）的吸热等均会产生系统能量的损失，因此管路内外壁及不同部件间需要采取隔热措施。上述能量的损失既包括发动机的空间布局设计问题，也包括部件的材料选型及隔热措施问题，这都是在研究阶段需要提前考虑的因素。

5 结论

预冷空气涡轮火箭发动机具有工作范围宽、系统集成度高、工作模式相对单一等特点，是临近空间高速投放平台及两级水平起降航天运输之一级的动力发展方向及可行途径之一。目前的研究表明，今后的发动机研究中，应注重发动机系统方案的持续优化和系统参数精细匹配；结合方案研究，突破空气预冷、氢氦换热、氦加热、高效涡轮机、材料及工艺、实验验证等关键技术；深入研究提高发动机性能的措施，提升发动机方案及工程可行性，为发动机的研制打下技术基础。