面向高超声速民机的多通道双涡轮引射冲压组合动力

尹泽勇，尤延铖，朱呈祥，朱剑锋，吴了泥，黄玥

1.中国航空发动机研究院，北京 101399

2.厦门大学 航空航天学院，厦门 361104

高超声速飞行被誉为继螺旋桨推进飞行和喷气推进飞行之后航空史上的第3 次“革命”，是21 世纪航空、航天技术的制高点。该技术的突破将极大缩短环球飞行时间，具备促进科技进步、改变人类交通文明的巨大潜力。

高超声速飞行的核心在于动力技术。高超声速飞机，尤其高超声速民用飞机对动力系统的需求主要体现在从水平起降到高超声速巡航之间的宽空速域可重复使用。涡轮发动机的最佳工作范围为马赫数Ma=0～2.5；亚燃冲压发动机为Ma=3～4；超燃冲压发动机Ma则在5 以上；火箭发动机虽然可以全速域工作，但其效率最低。因此，必须科学合理地组合现有成熟动力装置，以涡轮发动机为基础，集成冲压发动机、火箭发动机等多种动力形式，优化形成宽空速域的重复使用涡轮基组合动力系统（Turbine Based Combine Cycle，TBCC）［1-2］。

首先，本文简述了涡轮基组合动力技术的发展状况；然后，介绍了一种主要面向民用高超客机及货机的多通道涡轮基组合动力系统MUTTER［3］的主要特点及研究进展；接着，讨论了这种涡轮基组合动力系统的飞/发一体化特性；最后，给出了工作中形成的若干认识。

1 涡轮基组合动力技术发展状况

常见的涡轮基组合动力类型有涡轮/冲压组合发动机、涡轮/引射火箭/冲压组合发动机及强预冷组合发动机等［4］。

1.1 涡轮/冲压组合发动机

串联式涡轮/冲压组合发动机有：①J-58 发动机，用于美国1966—1998 年期间服役的SR-71 的动力，最大工作马赫数为Ma=3.2［5］。工作马赫数低于2.3 时，压气机第4 级后的旁通门关闭，为涡轮喷气模式；Ma高于2.3 时，旁通门打开，形成准冲压模式。② HYPR90-C 发动机，日本于1989—1999年开展的HYPR 高超声速民用运输机推进系统研究计划［6］。目标飞行马赫数为Ma=5，由无加力涡扇发动机和亚燃冲压发动机组成。③RTA发动机，美国于2001—2005 年开展的革新涡轮加速器RTA 项目［7］。目标飞行马赫数为4，先基于已有的YF 120 发动机，后利用VAATE（Versatile Affordable Advanced Turbine Engine program）计划中的通用核心机等构成变循环发动机［8］。另外，相关单位就两类串联布局组合动力［9-10］和一种对转空气涡轮冲压发动机也开展了技术验证［11］。

并联式涡轮/冲压组合发动机有：①FaCET发动机，即美国于2005 年开始实施的FALCON计划用组合循环发动机［12］，它针对70%缩比模型分别在Ma=3，4，6 的来流条件下开展了冲压自由射流试验。② MoTr 发动机，它在FaCET 基础上于2009 年开始实施［13］，开展了飞行Ma=0～6推进系统地面验证，其成果拟应用于SR-72 飞行器。③AFRE 发动机，美国于2017 年启动的先进全速域发动机项目［14］，验证现货涡喷发动机能够在Ma=2.5 时长期正常工作，冲压发动机能够在Ma＜3.5 时有效工作。

1.2 涡轮/引射火箭/冲压组合发动机

1）Trijet发动机，美国Aerojet在原Pyrodyne公司2009 年PyroJet 概念［15］的基 础上，提出的三动力组合动力方案［16］。该方案集成了现有的Ma=2.5 级涡轮发动机、跨声速和低马赫数时产生主要推力的引射亚燃冲压发动机和双模态超燃冲压发动机。

2）TRRE 发动机，涡轮机与引射火箭冲压复合燃烧室上下并联，共用进排气系统，火箭置于冲压通道内［17-18］。

1.3 强预冷组合发动机

1）SABRE 发动机，20 世纪90 年代英国反应发动机公司提出［19］，其外流道由进气道和冲压燃烧室组成，内流道由预冷器、空气压气机、涡轮、预燃室、液氧泵、液氢泵、氦循环、火箭推力室等组成。

2）Scimitar 发动机，在SABRE 发动机基础上简化热力循环后形成的涡扇基空气涡轮火箭发动机［20］。

3）FAPE 与HSSC 发动机，针对强预冷发动机技术开展相关研究后，提出的Ma=5 级高超声速强预冷方案。前者采用液氢作为燃料及冷源，后者为Ma=7 级液态甲烷燃料高超声速强预冷方案［21-24］。

2 MUTTER 组合动力系统概要

2.1 MUTTER 总体布局

1）布局特点

MUTTER 是由双涡轮动力、引射亚燃动力与超燃动力组合形成的多通道组合动力方案［25］；4 个通道子动力共用进排气系统；涡轮机在左右通道并列安排，引射亚燃通道和超燃通道居中上下布置，如图1 所示。

图1 MUTTER 组合动力系统流道布局示意图Fig.1 Schematic illustration of flow paths of MUTTER combined cycle engine system

2）技术优势

这种布局有4 个技术优势：①左右2 台涡轮机满足地面起飞高推力需求，保障亚/跨声速对称推力输出，且对称布局便于单模块演示验证；② 亚燃通道内高推重比、高单位迎面推力的小尺寸引射火箭可桥接涡轮动力与冲压动力，以及亚、超燃冲压动力间的推力鸿沟；③引射亚燃还可以满足组合动力在加速段的大推力需求，并通过减少加速时间来减弱甚至完全避免低比冲火箭带来的燃油消耗增加问题；④ 涡轮、引射亚燃、超燃3 种子动力各司其职，分别在相对较窄、但有利于发挥性能优势的马赫数范围内工作，使组合动力方案综合最优。

2.2 MUTTER 工作模式

MUTTER 组合动力在起飞、加速爬升、巡航、减速下降4 个阶段的工作模式如图2 所示。

图2 MUTTER 组合动力系统工作模式Fig.2 Working modes of MUTTER combined cycle engine system

2.3 核心子系统

这里只着重说明进排气子系统及引射亚燃子动力，其他不作介绍。

2.3.1 进排气

MUTTER 的进排气系统均为面向多通道的三维共用系统［26-27］，如图3 所示。

图3 MUTTER 组合动力系统进排气系统Fig.3 Inlet and nozzle system of MUTTER combined cycle engine system

1）进气系统

利用分流机构实现从进气道进口到内流四通道的一分四调节。关键技术是发展宽空速域起动、流量按需分配、低能流主动排移及出口畸变抑制的控制技术，解决模态转换时的通道间相互干扰问题，确保不同通道的正常、协同、高效工作。

2）排气系统

以满足宽空速域工况的高推力为目标，通过节流机构实现各通道的高性能节流、出口波系调节与落压比控制。关键技术是在连续变工况条件下实现不同通道间的流量与压力匹配，确保不同模态下推力性能均尽可能最优。

2.3.2 引射亚燃

引射亚燃通道工作原理如图4 所示。与图2对应，Ma＜2.5 时根据飞行需要，引射亚燃通道可工作在纯火箭引射模式，Ma=2.5～3.0 时工作在引射亚燃模式，Ma=3.0～4.5 为纯亚燃模式。置于引射亚燃通道中的火箭通过引射卷吸作用将上游来流吸入，向低温低速的来流传递动量和能量以实现引射增推。引射火箭出口的高温高压也为亚燃冲压创造了更好的工作环境，采用过氧化氢作为氧化剂，与涡轮机和超燃共用再生冷却煤油燃料。

图4 引射火箭冲压发动机工作模态Fig.4 Working modes of ejector ramjet engine

2.4 分尺度、分阶段研究与验证方式

1）分尺度研究及验证

初步研究表明，在现有涡轮机能力及飞行器技术水平下，从静止加速至Ma=6 巡航状态，组合动力验证飞行器最小吨位约15 t，且其中燃料占绝大部分。直接开展这个量级及以上的组合动力系统研究及飞行演示验证，技术风险高、经费投入大。为此，MUTTER 组合动力系统研究、分析与验证工作按飞行器重量级分为2 个尺度：先期验证的MUTTER（无人验证飞行器500 kg），以及产品目标的MUTTER（验证飞行器72 t）。

先期验证的MUTTER：在经费需求不多、可快速实现的前提下，研究基于2 台现货2 kN 推力级涡轮发动机的MUTTER 组合动力系统工作特性、进排气系统设计与实现、引射火箭仿真与试验、相关传感测试技术，低速阶段直接飞行演示验证，以及高速阶段运载助推发射后飞行演示验证。

产品目标的MUTTER：从飞/发一体化分析与论证角度，分析评价MUTTER 组合动力系统的可行性、合理性、先进性、高效性和经济性，为下一步实现此类吨一级有效载荷（即10 名左右乘客的产品型）民用高超声速飞行器及其组合动力系统研究打下坚实技术基础。当然，有效载荷届时可能更大或更小，飞行器及动力系统可相应调整。

2）分阶段飞行验证

为逐步推进关键技术飞行验证，先期验证的MUTTER 装机飞行验证工作如图5 所示。分3 个阶段开展：第1 阶段研制水平起降超声速技术演示验证机，验证MUTTER 组合动力系统中涡轮机与引射亚燃模态的双向转换能力；第2 阶段开展运载器助推发射以及分离后飞行器试验，验证MUTTER 组合动力的引射亚燃与纯亚燃冲压双向模态转换，获得Ma=3 左右的发动机正推力；第3 阶段仍为运载器助推发射以及分离后飞行器试验，但验证MUTTER 组合动力中亚燃冲压与超燃冲压的双向模态转换等，实现Ma=5 左右或更高速度飞行。

图5 先期验证的MUTTER 分阶段飞行演示验证Fig.5 Staged flight demonstration of pre-verified MUTTER engine system

3 先期验证的MUTTER 组合动力系统研究进展

先期验证的MUTTER 多通道组合动力系统安装于500 kg 起飞重量的无人飞行器上，它包括2 台2 kN 推力级涡轮机，1 台8 kN 推力级引射火箭，稍后安装的1 台3 kN 推力级亚燃冲压发动机，1 台超燃冲压发动机模拟通道。

3.1 子动力正常、协调工作

3.1.1 流量分配特性

MUTTER 组合动力系统在不同工作模态下的流量分配特性如图6 所示，总流量系数一直在0.75 以上，变化比较缓和。这表明共用进气道捕获能力强，全马赫数范围的溢流阻力较小。随飞行马赫数增大，总流量系数稳步增大至1，表明MUTTER 具有好的高速特性。

图6 MUTTER 组合发动机的流量分配特性Fig.6 Characteristics of mass flow distribution of MUTTER combined cycle engine

3.1.2 模态转换过程

建立了涡轮机、引射亚燃冲压和超燃冲压等几种子动力的部件级模型及非线性变参数（Nonlinear Parameter Varying，NPV）系统和相应的吸引域估计方法，开展了基于NPV 吸引域估计方法的初步理论验证。该方法能够较准确地辨别涡轮机、引射亚燃及超燃模态转换过程中的稳定工作边界。

为实现转换控制策略，构建了多参数、多回路分布式控制系统，主控单元采用嵌入式操作系统，以高速以太网和路由器构造响应控制网络。开展了初步开环测试，转换顺利，作动响应延时低于0.8 s，总体推力输出平稳。

3.2 进排气系统

3.2.1 进气系统

进气道的分流机构如图7 所示，由位于涡轮通道和引射亚燃通道内的3 套旋转双分流板组成，以远端推门方式控制双分流板旋转开合，从而实现相关通道子动力的模态转换。其中，涡轮通道分流板通过铰链直接与液压推杆相连；而引射亚燃通道由于所受载荷较大，其分流板通过承力心轴进行支撑再与液压推杆相连。

图7 MUTTER 组合动力进气系统结构Fig.7 Structure of inlet system of MUTTER combined cycle engine

三维内转组合动力进气道进口三维波系采用弯曲激波理论［28］构建，内型面主要由中心线走势与截面积变化规律决定。该进气道在宽空速域范围内均正常工作，各通道出口流量及总压恢复满足不同子动力的需求。Ma=2.5 时，涡轮向引射亚燃模态转换过程中，随着分流板的逐渐关闭，涡轮通道流量稳步下降，引射亚燃通道和超燃通道的流量稳步上升，总流量系数稳中有降；同时，涡轮通道出口总压恢复逐渐下降，引射亚燃通道和超燃通道的出口总压恢复稳步上升，如图8所示。

图8 组合进气道流动特征及抗反压能力Fig.8 Flow characteristics of combined inlet and its capacity of anti-back pressure

3.2.2 排气系统

排气系统设计采用Rao 最大推力喷管理论，辅以流线追踪形状因子最大推力修正方法。流道型面由正向/逆向流线追踪加权获得，面积调节与通道开合采用侧壁平动方式，如图9 所示。各通道的流量与通道喉道面积基本呈线性关系，在Ma＞2.5 工作时，组合喷管的推力系数始终维持在0.9 以上。在涡轮模态，由于涡轮通道的燃气压力明显高于其他2 个通道，在气流交汇处出现复杂流动波系结构。

图9 排气系统试验模型与典型流动特征Fig.9 Test model of nozzle system and typical flow characteristics

3.3 引射亚燃通道

3.3.1 通道设计

引射火箭长度为9 倍火箭喷管出口直径，通过3 支呈120°角分布的仿翼型支撑架安装于引射通道内。掺混段遵循主火箭背压与引射通道静压平衡原则，扩压段按照出口马赫数为0.3 设计，满足等直燃烧室的亚燃燃烧组织需求。等直燃烧室进口布置有设计占空比为0.2 的燃料支板，可提升引射亚燃通道出口温度，并改善温度分布均匀程度。

3.3.2 稳态仿真分析

引射亚燃性能建模与仿真分析表明：应避免火箭背压与流道压力匹配失衡造成火箭射流的膨胀壅塞。推力增益程度与火箭喷流/通道来流流量比密切相关，引射火箭会增加来流掺混后的工质总温、总压，这能提高亚燃燃烧室点火能力并改善火焰稳定特性。优先选择小火箭工况与较大的等直燃烧段燃油喷射量，可以在燃料消耗量一定的情况下获得更高的引射亚燃比冲性能。图10 所示为来流马赫数为2.5、火箭室压为3 MPa、等直燃烧段亚燃当量比为0.25 时，引射亚燃通道内沿流向各截面的温度（T）分布。

图10 一体化仿真的计算域与引射亚燃通道温度分布Fig.10 Computational domain of integrated simulations and temperature distribution in ejector ramjet flow path

3.3.3 引射火箭与进气道动态匹配特性

研究表明，火箭低室压启动后，火箭射流形成的高压区可能反向前传并推动进气道结尾激波前移，直至达到压力平衡状态后在某一区域内驻定，如图11 所示，图中轴向距离以发动机总长度L为参考进行了无量纲处理。准确把握火箭启动和室压切变的时机，可有效避免燃烧室反压前传影响进气道，从而确保涡轮机向引射亚燃的模态转换成功和正常工作。

图11 增推引射火箭与进气道动态匹配特性Fig.11 Dynamic matching characteristics of ejector ramjet engine and combined inlet

3.3.4 地面试验研究

以先期验证的MUTTER 组合动力系统参数为输入条件，按引射亚燃通道扩压段进口截面最大马赫数为0.3 确定所需的引射火箭。然后选定火箭推力室室压为4 MPa，开展了小型模拟火箭的设计、加工和地面试验。热试车工作曲线如图12 所示，该试车曲线显示点火持续时间约为2.5 s，稳定工作时间约为1.8 s，推力稳定。

图12 小型模拟引射火箭地面试验系统与热试车工作曲线Fig.12 Ground test system of subscale ejector ramjet engine and its working performance

3.4 低速阶段飞行演示验证

以2 台2 kN 推力级涡喷发动机为基础，开展了起飞重量500 kg 的先期验证MUTTER 涡轮基组合动力/飞行器的设计、制造以及起飞爬升至低速飞行试飞工作。名为“南强一号”的验证飞行器全长5.23 m，最大起飞重量500 kg，由机体结构件、飞行控制系统、机电系统、任务载荷、起落架系统组成。先期验证的MUTTER 组合动力内置于后机身，三维内转组合动力进气道唇口开在腹部。

4 产品目标的MUTTER 组合动力系统飞/发一体化分析

飞/发一体化是涡轮基组合动力系统研究的关键。以巡航马赫数为6、1 h 飞行6 000 km、有效载荷1.5 t 为任务需求，则背景飞行器总重约为72 t，其中燃油占比60%，结构重量占比24%，动力及辅助系统占比14%，载荷占比2%。起飞时涡轮发动机推力需求约为50 t，采用4 台最大推力12.5 t 的涡轮发动机，构成2 组MUTTER 组合动力系统，其中引射火箭推力为9 t，Ma=3 亚燃冲压设计点推力为37 t，Ma=6 超燃冲压设计点推力为16 t。或者，也可以根据以上飞机总重及动力系统参数，设计巡航马赫数为4、不间断飞行2 h、航程6 000 km、有效载荷5 t 的超声速民机动力产品，此时，民机爬升及下降速率的控制及应对值得关注。

根据上述72 t 产品目标高超声速飞机及相应MUTTER 组合动力方案基本数据，采用基于航迹优化技术的整机级建模方法开展了高超飞机的飞/发一体化耦合性能分析。结果表明，由于爬升段工作速域宽，跨声速及模态转换阶段加速时间较长、燃油消耗多，高超声速飞机在爬升段的燃油消耗可达总燃油量的50%，较亚声速飞机明显增加，飞行器/发动机之间的强耦合问题更加凸显。在给定背景飞行器条件下，MUTTER组合动力系统的若干相关特性简述如下。

4.1 推阻特性

由图13 所示飞/发一体推阻曲线可知，无引射火箭时，跨声速及模态转换阶段剩余推力不足问题严峻，即通常所谓“推力鸿沟”。简单的全局推力放大会导致组合动力迎风面积增加，局部速域剩余推力不足的问题可能难以克服。且由于组合动力系统子动力分速域工作的特点，全局推力放大将使得高速巡航时成为“死重”的低速子动力占据太多的结构重量和低速燃油消耗，从而导致巡航航程减少。引射火箭局部增推技术则既可实现“推阻波谷”的推力补充，又能有效降低“推阻波峰”的推力富余，飞/发推阻曲线的波动特性更为平缓［29］。

图13 宽空速域范围飞/发推阻特性Fig.13 Thrust/drag performance of integrated vehicle and engine in wide-space/speed range

4.2 航程特性

合理优化的引射火箭局部增推技术可以有效增加组合动力系统的航程性能。由图14（图中W为起飞推力，Δ为不同推进系统方案下巡航航程的最大相对差距）可以看出，尽管无引射火箭TBCC 的60 t 起飞推力较MUTTER 的50 t 涡 轮起飞推力增加了20%，但经优化匹配，后者的巡航航程反而较前者的增加6.5%。

图14 引射火箭推力与航程关系Fig.14 Relationship between ejector thrust and range

选择合适比冲的火箭也要充分考虑飞/发一体。例如，当飞行器升阻比为3.5 时，在图15 中，火箭在基准阻力系数1.0 区域内的工作时间很短，火箭比冲变化对总飞行时间/航程的改变很小，提高火箭比冲的作用有限。此时可以采用比冲值相对低但系统简单的火箭，如过氧化氢/煤油火箭。当飞行阻力增大到理想基准阻力的130%，比冲提升会明显缩短爬升时间、有效增加巡航飞行时间及航程，火箭方案则必须尽力提升比冲，如可采用较为复杂的液氧/煤油火箭。

图15 不同比冲及飞行器阻力状态下的巡航时间及航程特性Fig.15 Cruise time and voyage performance with different values of impulse and flight drag

4.3 燃油消耗及动力质量占比特性

提升推重比从而降低发动机重量，或是提高子动力比冲从而减少燃油消耗，都可以显著改善飞行器的质量占比特性。按照涡轮发动机推重比为8、液体引射火箭发动机推重比为50 进行估算，MUTTER 组合动力中涡轮发动机的总质量为6.5 t，引射火箭发动机总质量为0.18 t，仅为涡轮发动机的2.8%。合理利用高推重比的引射火箭进行局部增推，可以弥补其比冲偏低的缺点。如图16 所示，若将组合动力系统推重比从5提升至6，与比冲提升20%对改善质量占比特性效果相当，而提高动力系统推重比还可以缩短高超声速飞行器的爬升段航程与时间。

图16 比冲及推重比对起飞爬升燃油及质量占比的影响Fig.16 Influence of impulse and thrust/weight ratio on mass ratio of fuel consumption and propulsion system during taking off and climbing

4.4 单位流量推力特性

涡轮、引射亚燃冲压及超燃冲压发动机最佳单位流量推力速域如图17 所示，MUTTER 力争使各子动力“解耦”工作在各自的最佳单位流量推力速域。此外，最佳工作速域的不连续使得组合动力系统的单位流量推力性能也取决于其模态转换过程，采用引射火箭可以较好地填充各子部件间的单位流量推力差异，从而帮助MUTTER 快速逾越“推力鸿沟”。

图17 典型子动力模态的单位流量推力特性Fig.17 Typical specific thrust performance of different engine modes

4.5 单位迎面推力特性

单位迎面推力虽不是高超民机组合动力选择的最重要参考依据，但是应当指出MUTTER在这方面有一定优势。对于50 t 起飞推力的2 组MUTTER 组合发动机，每组采用2 台12.5 t 推力的涡轮发动机，一组MUTTER 四通道的最大轮廓面积为3.19 m2，小于由其巡航状态超燃发动机流量需求决定的进气道捕获面积3.22 m2，如图18 所示。对于常规并联TBCC 发动机，巡航状态下其冲压通道需要兼顾亚燃和超燃的工作需求，单位流量推力性能较MUTTER 低5%，其2 组TBCC 发动机的进气道捕获面积比相应的1 组MUTTER 增加5%，进气道捕获面积为3.38 m2，最大轮廓面积为3.36 m2。也就是说，合理设计MUTTER 进气道捕获截面的轮廓形状，2 组MUTTER 的截面尺寸比4 组常规并联TBCC 更加紧凑，有利于减小飞/发一体化条件下的飞行阻力。

图18 MUTTER 与常规并联TBCC 的流道截面形状对比Fig.18 Comparison of cross-sectional area between MUTTER and traditional over/under TBCC

4.6 飞/发效率特性

通常认为引入比冲低的火箭会降低组合发动机效率。但是，火箭的引入会使得跨声速及模态转换阶段的飞机加速效率增加。若定义飞/发一体总效率为飞行效率与发动机效率的乘积［30］，则火箭引入可能提升总效率，即低比冲火箭的引入在飞/发一体化层面有可能使得总体方案经济性更佳［31］，参见图19。在MUTTER 中，引入推力为9 t 的火箭，将爬升段飞行平均效率ηveh提升了7.8%。尽管低比冲火箭使得发动机平均效率ηengine拉低了0.9%，但任务总效率ηtot却仍然增加6.8%。

图19 引入增推引射火箭的飞行器、发动机及总效率变化示意图Fig.19 Schematic diagram of change of flight efficiency，engine efficiency and total efficiency with aid of ejector engine

5 认识与结论

通过MUTTER 研究工作的实践，有如下思考和认识：

1）面向高超民机的涡轮基组合动力研究十分重要且备受关注。理想的动力当能够支持水平起降、远距离高空高超声速巡航并多次重复使用，涡轮基组合动力系统是此类高超声速飞行最有发展前景的动力技术。几十年来几十种方案的探索研究成绩很大，也有个别曾经使用的先例，但涡轮基组合动力的模态转换及长期可靠经济运行等问题远未彻底解决，这为后来者提出了挑战，提供了机会。

2）涡轮基组合动力系统中涡轮发动机工作极限拓展应当适度。要实现宽空速域组合发动机的大比冲经济推进，目前涡轮发动机Ma=2+的工作极限当然必须进一步提升。不过，提高这一上限的技术难度和使用成本问题同样也必须高度重视，应当“适可而止”。而对于MUTTER 而言，选择最大工作Ma=2 一级的现货涡轮机即可。

3）并联式涡轮基组合发动机对于民用高超客机及货机是一种极具优势的选项，但其构型布局需要深入研究。在简单双通道常规并联形式中，分配到各通道的工作任务太重，例如涡轮机要在很高马赫数下工作，冲压发动机要在兼顾亚、超燃的宽马赫数范围内工作。要实现并联的发动机间匹配还需要克服很多技术难题，简单双通道并联组合方案应当研究改进。

4）带有引射增推火箭的多通道涡轮基组合发动机MUTTER 是一种新型可选方案。这种方案“避难就易”，通过共用进气后的高效分流让涡轮机、亚燃及超燃动力分别在相对较窄的、但有利于发挥各自性能优势的马赫数范围内工作。同时，利用亚燃通道中的引射增推火箭克服“推力鸿沟”，缩短加速时间，提高飞/发一体化背景下的宽空速域综合效率。已分别针对先期验证及产品目标的MUTTER 组合动力系统所开展的分析、试验等研究工作表明，这是一种很有发展前途的高超民机涡轮基组合动力方案。当然，引射增推火箭的多次重复使用等技术难点问题也需高度重视。

5）高超声速动力研究及其飞行演示验证的技术风险高，经济代价大。在现有条件下，本文提出的根据实际情况开展分尺度、分阶段的研究及飞行验证是必要的。可以利用先期验证的MUTTER 开展初期研究工作，进行500 kg 级飞行器3 个阶段的飞行演示验证，同步针对70 t 级（也可更大或更小吨级）飞行器产品目标的MUTTER 组合动力系统开展飞/发一体化研究及验证。这样可有效降低研究及演示验证风险，加快技术推进，是一种相对耗资耗时较少的有效方式。其中的先期验证MUTTER 研究及其飞行演示验证完成后，也有可能先将其转化为Ma=4一级超声速民机动力使用。

6）飞/发一体化研究至关重要。本研究表明，由于爬升段工作速域宽，尤其是跨声速及模态转换阶段加速时间较长，高超声速民机爬升段的燃油消耗可达总燃油质量的50%，较当前民机明显增加。如要实现Ma=6 一级的飞行，现有高超声速民机方案中其有效载荷仅为全机重量的2%左右，且在关键速域阶段，仍然可能存在推力无法克服阻力的推阻矛盾。只有革新当前的飞/发分离研究范式，开展深度的飞/发一体化融合设计，才有可能为未来高超声速民机提供可行的动力解决方案。本工作开展的基于MUTTER的飞/发一体分析工作正是这样一种探索实践。

致 谢

本文的MUTTER 具体工作是本文作者及孙洪飞、林俊聪、穆瑞、董一巍、刘利军、蔡惠坤、范贤光、王凌云、曾建平、王奕首、祝青园、李建榕、王爱峰等多个项目团队及兄弟单位的同志共同开展的，内容包括气动热力、结构强度、飞行力学、机电控制等多个学科的交叉融合。这里谨向未能一一列名的团队内努力工作和团队外给予大力支持，以及本文准备过程中提供帮助的相关单位同志，一并表示衷心感谢。