馬海波，張蒙正

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

隨著航天發(fā)射活動日益頻繁以及對臨近空間戰(zhàn)略地位的日益重視，航空航天飛行器發(fā)展呈現(xiàn)出兩個方向：對于軌道運輸飛行器要求具有低成本、高可靠性、快速響應(yīng)以及較高的運載能力，水平起降可重復(fù)使用單級入軌(Single Stage to Orbit,SSTO)飛行器是一個重要的發(fā)展方向[1]；對于臨近空間飛行器，要求其滿足快速響應(yīng)、遠程打擊的現(xiàn)代化戰(zhàn)爭需求，不斷提高速度上限，相關(guān)研究工作主要集中在采用各種類型的組合類動力方案來拓展發(fā)動機的飛行包線，使其具備在寬速域內(nèi)的工作能力，并具有較少的模態(tài)轉(zhuǎn)換次數(shù)[2]。

動力系統(tǒng)是航空航天飛行器發(fā)展的一個重要制約因素。當(dāng)前各國提出的適用于未來飛行器發(fā)展的主要動力方案包括：純火箭發(fā)動機、渦輪噴氣式發(fā)動機及其變形、沖壓發(fā)動機以及各類組合動力方案。預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)是組合動力方案中的重要發(fā)展方向之一，預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)是指通過一定手段，對來流空氣進行冷卻后再使其進入后續(xù)部件進行工作的一類動力裝置，采用預(yù)冷的動力裝置，可以提升發(fā)動機的推力性能，拓展發(fā)動機的工作包線，其與常見類型發(fā)動機主要性能對比如表1所示[3]，可以看出預(yù)冷類動力系統(tǒng)綜合性能優(yōu)越，工作包線大，是未來飛行器動力的理想選擇。

表1 常見發(fā)動機性能對比

迄今為止，預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)經(jīng)過了近70年的發(fā)展，不斷有新方案提出，同時已有方案也在不斷改進。本文根據(jù)國內(nèi)外公開資料，簡述了預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)各個階段的典型方案，分析了預(yù)冷類發(fā)動機方案演變歷程和可能原因，重點分析了引入氦的預(yù)冷空氣類系統(tǒng)的循環(huán)方案，為國內(nèi)預(yù)冷空氣類發(fā)動機的發(fā)展和優(yōu)化提供借鑒。

1 預(yù)冷類發(fā)動機發(fā)展歷程

關(guān)于預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)，國內(nèi)外研究者提出了多種設(shè)想和方案， 根據(jù)對空氣的冷卻程度主要可以分為兩類：一類是將空氣液化后，經(jīng)過一定處理(增壓、分離、貯存等)后作為動力系統(tǒng)的氧化劑，典型方案包括基礎(chǔ)LACE(液化空氣循環(huán)發(fā)動機，Liquid Air Cycle Engine)、各種改進LACE、ACES(高濃度空氣收集系統(tǒng)，Air Collection and Enrichment System)等；另一類將空氣溫度冷卻至液化點以上，避開了空氣相變過程造成的冷卻劑消耗，典型方案包括KLIN、ATREX(吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)發(fā)動機，Air Turbo-Ram Engine of Expander Cycle)、PCTJ(預(yù)冷渦輪發(fā)動機，Pre-Cooled Turbo Jet)、SABRE(協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機，Synergic Air Breathing Rocket Engine)等。

1.1 液化空氣類方案

最早的預(yù)冷組合動力方案是1948年Marquardt公司提出的LACE方案[4]。其利用液氫燃料的低溫高熱容特性，將空氣在冷凝器中液化，經(jīng)液氧泵增壓后進入火箭燃燒室與氫燃燒后產(chǎn)生推力。LACE方案起飛時無需攜帶氧化劑，理論上可以降低發(fā)動機的起飛質(zhì)量，大幅提高發(fā)動機的比沖，提升運載器的有效載荷率，同時還具有與火箭發(fā)動機相當(dāng)?shù)娘w行包線，受到了各國研究機構(gòu)的重視。

基礎(chǔ)LACE方案如圖1所示。文獻[5]中對基礎(chǔ)LACE性能進行了分析，研究了預(yù)冷度φc=(TH2,out-TH2,in)/(T1-TH2,in)，其中：TH2,in，TH2,out分別為預(yù)冷器中氫氣進出口溫度；T1為預(yù)冷器空氣進口溫度)對系統(tǒng)性能影響。結(jié)果表明，φc較小時，LACE相比LRE性能提升遠低于預(yù)期，為了達到理想的性能提升，需要較大的φc值，但φc值的增大又增加了換熱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)復(fù)雜度和設(shè)計難度。基礎(chǔ)LACE方案雖然起飛時可以減少甚至完全不攜帶氧化劑，但是由于較低的液化效率，必須攜帶更多的燃料，相比氧化劑，燃料的低密度會造成貯箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量的增加，再加上進氣道和換熱裝置的額外結(jié)構(gòu)質(zhì)量，最終使得飛行器的實際起飛質(zhì)量并沒有降低。

圖1 基礎(chǔ)LACE方案Fig.1 LACE basic scheme

為了讓LACE方案理論上的優(yōu)勢得到應(yīng)用，必須提高空氣液化效率，主要包括兩種思路：第一種是利用空氣壓力升高后更容易液化的特性，在預(yù)冷裝置中增加壓氣機；另一種是改變液氫循環(huán)方式，提高對液氫冷卻能力的利用率，如增加液氫回流系統(tǒng)，部分氫在冷卻空氣后再次流入貯箱二次利用。各國實際研究方案基本都是同時利用了這兩種思路來提升系統(tǒng)性能[6-7]。

基礎(chǔ)LACE中，1 kg液氫可以液化3.8 kg的空氣(空氣溫度288 K，壓力0.1 MPa，液氫溫度從14 K升到123 K)[8]，遠小于當(dāng)量混合比，造成了燃料浪費和性能損失。為了將燃料充分利用，可以向來流空氣噴射液氧添加劑，用起飛質(zhì)量的增加換取更高的推力性能。俄羅斯凱爾迪什研究中心分析了向液化空氣中添加液氧對性能的影響，結(jié)果表明，向液化空氣中添加液氧會使系統(tǒng)比沖下降40%，比推力提升了30%，比沖可以達到1 200 s，遠大于常規(guī)的火箭發(fā)動機。

另一種增加LACE性能的措施是增加分離器，將液氧從空氣中分離，分離后的廢氣(主要成分為氮氣)可以承擔(dān)部分冷媒的作用，提高液化效率，然后再由噴管排放抵消進口沖量損失，同時還可以得到濃度較高的液氧，有利于在推力室中組織燃燒。北京豐源機械研究所在1998年公布了一種改進的新方案，命名為LOCE[9]。該發(fā)動機利用了前邊提到的所有提升LACE性能的方法，極大地提高了液化效率，比沖可以達到3 000 s，但是發(fā)動機部件數(shù)量、結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及關(guān)鍵部件設(shè)計難度的增加會使該方案的工程可行性變低。

綜合分析以上的所有方案，采用LACE方案的動力系統(tǒng)的主要優(yōu)勢包括：

1)LACE具有與火箭發(fā)動機相當(dāng)?shù)乃儆?，無需模態(tài)轉(zhuǎn)換就可以在整個軌道內(nèi)工作，可以實現(xiàn)單級入軌；

2)LACE發(fā)動機部件與火箭發(fā)動機高度共用，可以利用火箭發(fā)動機的技術(shù)、研究結(jié)果、仿真模型以及實驗臺；

3)性能優(yōu)越，起飛質(zhì)量低，有效載荷率高，比沖高。

LACE系統(tǒng)的主要制約因素有：

1)關(guān)鍵技術(shù)難突破，包括高效輕質(zhì)的換熱器設(shè)計、多模態(tài)(液氫/液氧、液氫/空氣)燃燒室的設(shè)計、低溫高壓比的空氣壓氣機設(shè)計；

2)基本LACE空氣液化比遠大于當(dāng)量燃燒比，造成推進劑沒有得到充分利用，改進LACE方案系統(tǒng)過于復(fù)雜，增加了較大的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，各個組件同時工作的耦合度存疑。

與LACE方案類似的另一種方案是ACES。ACES方案最早由R.Nau等人在20世紀60年代提出， 80年代得到美國空軍的重視，歐空局在FESTIP 項目中進行了深入的研究。比利時皇家軍事學(xué)院的P.Hendrick等人分析了ACES方案對各國SSTO、TSTO飛行器方案的性能提升[10-12]。ACES方案起飛時只攜帶一個空的氧化劑貯箱，當(dāng)飛行到巡航速度時，開始空氣收集過程，將收集到的空氣存儲到氧化劑貯箱作為后續(xù)入軌火箭發(fā)動機的氧化劑。應(yīng)用ACES系統(tǒng)可以降低起飛質(zhì)量，提高有效載荷率，降低吸氣式發(fā)動機與入軌火箭發(fā)動機的接力速度，拓寬發(fā)射窗口，增加了發(fā)射靈活性。相比于LACE，ACES系統(tǒng)的應(yīng)用更為靈活，可以與常見的任意吸氣式動力組合，既可以應(yīng)用到SSTO方案，也適用于TSTO的第一級。但是該方案中依然涉及到了空氣的相變，液化消耗的氫燃料遠多于燃燒需要的氫燃料，預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)的理論優(yōu)勢依然無法體現(xiàn)。

1.2 深冷空氣類方案

從20世紀80年代開始，為了避免相變過程造成的額外燃料消耗，預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)的設(shè)計思路由液化空氣逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)樯罾淇諝猓饕桨赴↘LIN，ATREX，SABRE等。與液化空氣方案相比，深冷空氣方案消除了夾點問題，降低了對冷卻劑的需求，提高了發(fā)動機的比沖，同時避開了空氣液化、分離等技術(shù)瓶頸的限制，提升了發(fā)動機性能，增加了方案的可行性。

KLIN是1996年提出的一種組合動力方案[13]，該方案根據(jù)任務(wù)需求，將一定數(shù)量的深冷渦輪發(fā)動機DCTJ與液體火箭發(fā)動機LRE捆綁在一起。DCTJ發(fā)動機中利用液氫燃料將來流空氣深度冷卻，海平面狀態(tài)將空氣冷卻到110 K，Ma=6時將空氣冷卻到200～250 K，大大降低了壓氣機的設(shè)計要求。對于相同的發(fā)射任務(wù)，KLIN與純火箭相比，有效載荷率可以達到后者的兩倍[14]。KLIN方案只是將幾臺發(fā)動機簡單捆綁在一起，沒有任何技術(shù)瓶頸，工程可行性較高；但是該方案在飛行彈道的不同階段，會有部分發(fā)動機不產(chǎn)生推力卻依然貢獻著結(jié)構(gòu)質(zhì)量，造成了推進系統(tǒng)的“死重”。如果能實現(xiàn)部件的有機結(jié)合，消除“死重”，必然可以進一步提升動力系統(tǒng)的性能。

ATREX是日本1985年開始研究的預(yù)冷發(fā)動機方案[15]。從1990年至2004年，日本相關(guān)機構(gòu)共進行了67次試驗，累計點火時間達3 636 s，結(jié)果表明預(yù)冷可以使發(fā)動機的推力和比沖分別提高2.6倍和1.3倍，在大部分工況下，當(dāng)量比都可以保持在1.2左右，氫燃料得到了比較充分的利用，速度低于Ma=4時比沖可以保持在2 400以上[16-17]。從2004年開始，在ATREX研究基礎(chǔ)上，為了研制Ma=5巡航的高超聲速飛行器， JAXA開始進行預(yù)冷渦輪發(fā)動機PCTJ的研究工作，其1 kN級縮比發(fā)動機被稱為S-engine[18]。S-engine已經(jīng)在2008年進行了兩次地面點火試驗，在2010年9月進行了飛行試驗，在Ma=2的速度下點火，工作了20多秒，后續(xù)將繼續(xù)開展Ma=5時的飛行試驗[19-20]。預(yù)冷渦輪發(fā)動機PCTJ與常規(guī)渦輪發(fā)動機、沖壓發(fā)動機相比，有著更寬的速域，更優(yōu)的綜合性能，更適合作為高超聲速飛行的動力系統(tǒng)。日本提出的以ATREX為代表的預(yù)冷類發(fā)動機，各個部件共用性好，無須任何模態(tài)轉(zhuǎn)換就可以從靜止?fàn)顟B(tài)工作到Ma=6，無論是作為TSTO的一級動力，還是高超聲速飛行器的動力方案都有著性能優(yōu)勢。但是該方案利用液氫直接進入預(yù)冷器冷卻空氣，存在著材料“氫脆”問題，增加了預(yù)冷器材料的要求和發(fā)動機的安全隱患。

另一種典型的深冷空氣發(fā)動機方案是英國的SABRE方案。1982年，Alan Bond申請了具有新循環(huán)原理的預(yù)冷發(fā)動機專利，在此基礎(chǔ)上，Rolls Royce與BAe聯(lián)合，在1985年開始了HOTOL(Horizontal Take off and Landing)項目，發(fā)動機被命名為RB545。后來在RB545的研究基礎(chǔ)上，REL公司在1989年提出了SABRE發(fā)動機的概念[21]。REL公司在SABRE發(fā)動機及其部件上投入了大量的研究工作：2001年開始預(yù)冷原理實驗；2008年開始全尺寸預(yù)冷器、推力室、進氣道、渦輪以及噴管等部件的技術(shù)實驗研究；2012年宣布突破了預(yù)冷器技術(shù)，在1/100 s內(nèi)將空氣冷卻到120 K，并且沒有結(jié)冰；2016年國際宇航大會上提到SABRE方案已經(jīng)由SABRE3改進為SABRE4，吸氣模態(tài)燃料消耗降低了40%，方案可行性大大增加；計劃在2020年進行地面試驗，2025年進行飛行試驗。與液化空氣類動力系統(tǒng)相比， SABRE不對空氣進行液化，消除了夾點的問題，減小了冷卻過程消耗的燃料；與KLIN相比，SABRE部件共用性高，整個工作包線內(nèi)幾乎不被“死重”；與ATREX相比引入了氦循環(huán)對能力進行重新分配，提高了冷卻效率，避免了“氫脆”現(xiàn)象，拓寬了預(yù)冷器選材范圍，降低了因氫氣泄漏帶來的安全性隱患?？梢钥闯觯琒ABRE工作速域?qū)挘C合性能有著明顯優(yōu)勢。

相比于液化空氣類方案，深冷空氣類方案的主要優(yōu)勢在于：

1)冷卻效率提高，氫燃料消耗量明顯降低，發(fā)動機的比沖、運載能力提升；

2)空氣在預(yù)冷器中的溫度變化幅度降低，不涉及相變，預(yù)冷器設(shè)計難度大大降低。

回顧上述所有預(yù)冷空氣類發(fā)動機，可以發(fā)現(xiàn)，液化方案的研究開展得較早，相關(guān)研究主要集中在如何提升空氣液化效率方面，措施包括增加壓氣機、液氫回流裝置等，提出了以ACES，RB545，LOCE及ARCC為代表的各種新型液化方案，各種改進方案中空氣液化效率都有一定提升，但是冷卻消耗的燃料流量依然遠大于當(dāng)量燃燒燃料量。為了進一步提升性能，現(xiàn)在的研究已經(jīng)轉(zhuǎn)向深冷方案，深冷空氣方案中避開了空氣的相變潛熱，預(yù)冷器由兩相預(yù)冷器變?yōu)閱蜗囝A(yù)冷器，降低了預(yù)冷器的設(shè)計難度。深冷方案中，KLIN方案在飛行過程中需要承擔(dān)較大的“死重”，ATREX由于液氫直接冷卻的安全隱患以及材料“氫脆”的問題，因此以SABRE3為代表的引入氦作為中間介質(zhì)的預(yù)冷空氣類方案成了目前最具潛力的選擇。

2 引入氦的預(yù)冷空氣類方案分析

2012年，SABRE核心關(guān)鍵技術(shù)——預(yù)冷技術(shù)成功得到突破，在國際上引起了巨大反響：2012年5月，歐空局ESA發(fā)布了對SABRE的評估報告，指出“不存在影響SABRE發(fā)動機獲得成功的關(guān)鍵問題”； 2014年1月，美國空軍實驗室AFRL與REL簽署了“合作研究與發(fā)展協(xié)議(CRADA)”，認為SABRE部件和集成所涉及的理論可行性不存在顯著障礙；2015年，AFRL正式公布了對SABRE的評估結(jié)果，認為該發(fā)動機是一項有吸引力的技術(shù)，它在技術(shù)上可行，并可能在兩級入軌運載或國防應(yīng)用中更早地應(yīng)用[22]；2015年11月，英國BAE系統(tǒng)公司進行投資，并在2016年7月發(fā)布了基于“佩刀”的高超聲速快速響應(yīng)飛行器概念[23]；2016年9月，AFRL披露了兩型基于SABRE的兩級入軌空天飛行器概念[24]；2017年9月25日，美國國防部高級研究計劃局(DARPA)授予REI(REL在美國的子公司)科研合同，進行SABRE預(yù)冷器樣機(HTX)的高溫氣流試驗[25]。

引入氦的預(yù)冷空氣類方案具有比沖高，工作包線大，模態(tài)轉(zhuǎn)換少，部件共用度高，技術(shù)瓶頸少的特點，是水平起降可重復(fù)SSTO以及臨近空間高超聲速投放平臺的理想動力選擇之一。主要方案包括SABRE3、針對民航高超聲速飛行器提出的SCIMITAR、從SABRE3改進的SABRE4以及國內(nèi)最新公布的PATR方案。

2.1 SABRE3

SABRE3循環(huán)方案如圖2所示，進氣道捕獲的空氣分為兩路：一路進入核心機；另一路進入旁路沖壓流道，外涵的存在使得進氣道捕獲的多余空氣也可以產(chǎn)生一部分推力，降低了進口沖量損失。進入核心機的空氣在預(yù)冷器HX1中冷卻到123 K，再進入低溫空氣壓氣機中增壓，低進口溫度使得壓氣機可以實現(xiàn)140的高壓比，增壓后的高壓空氣在冷卻噴管壁面后進入推力室與來自預(yù)燃室的富燃燃氣燃燒，受益于壓氣機的高增壓比，推力室室壓可以達到較高的值(10 MPa)；氦路依次流過預(yù)冷器HX1、氦加熱器HX3、氦渦輪、氦冷卻器HX4、氦壓氣機，構(gòu)成一個閉路循環(huán)，作為氫氣與空氣能量交換的中間載體；氫氣從液氫泵進入氫氦換熱器HX4，吸收氦氣中的廢熱，同時增加了自己的做功能力以驅(qū)動兩組氫渦輪，在渦輪2的出口分為兩路，分別進入外涵燃燒室與預(yù)燃室燃燒；SABRE3中引入預(yù)燃室形成富燃燃氣，利用燃氣對氦路實現(xiàn)補熱。

圖2 SABRE3系統(tǒng)方案圖Fig.2 Scheme of SABRE3 system

2.2 SCIMITAR

SCIMITAR是REL公司針對LAPCAT計劃提出的方案，可在Ma=0.9和Ma=5兩個狀態(tài)下實現(xiàn)巡航飛行，完全滿足當(dāng)前國際航空法規(guī)的排放和噪聲要求。SCIMITAR是在SABRE的基礎(chǔ)上，針對高超聲速、遠距離運輸、民航飛行器的要求衍生而來，與SABRE相比，SCIMITAR更注重飛行持續(xù)性、可靠性、噪聲控制、排放物控制這些要求。SCIMITAR發(fā)動機系統(tǒng)原理在SABRE3的基礎(chǔ)上做了相應(yīng)改動，主要包括：外涵通道中增加了兩級風(fēng)扇，從起飛狀態(tài)到Ma=2.5時，HX3出口燃氣通過三級輪轂渦輪(用來帶動風(fēng)扇)后與旁路空氣混合，在外涵燃燒室中燃燒增溫，最后在外涵噴管中膨脹產(chǎn)生推力，此時核心機燃燒室、噴管不工作；從Ma=2.5開始，外涵噴管面積逐漸減小，風(fēng)扇轉(zhuǎn)速不斷下降，外涵以沖壓模態(tài)工作，HX3中的燃氣逐漸轉(zhuǎn)向核心機燃燒室，直到Ma=5時，外涵噴管完全關(guān)閉，外涵停止工作；氦路循環(huán)方案改變，與SABRE3中預(yù)冷器一直工作不同，SCIMITAR中的預(yù)冷器在Ma=3.1時才開始工作，同時預(yù)冷器分為高溫預(yù)冷器HX1與低溫預(yù)冷器HX2，另外氫氦換熱模塊也有著較大的改進，采用了多級回?zé)嵯到y(tǒng)和分級換熱系統(tǒng)將氫氣的冷卻能力最大化，降低了每一級換熱器的設(shè)計難度，但是可以預(yù)見會增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度與結(jié)構(gòu)質(zhì)量；此外，SCIMITAR中的改動還包括預(yù)燃室由富燃轉(zhuǎn)為富氧；預(yù)冷器出口空氣溫度由穩(wěn)定在123 K調(diào)整為不超過635 K；壓氣機壓比大幅下降，由140變?yōu)?.07；燃料需求下降，當(dāng)量比維持在0.7～0.8；以及其他一些循環(huán)參數(shù)的調(diào)整[26]。

2.3 SABRE4

SABRE4核心機循環(huán)方案如圖3所示，設(shè)計思路與SCIMITAR基本相同(參數(shù)略有不同)，只在氫氦換熱模塊有些許差別。與SABRE3相比，SABRE4中的主要變化包括：預(yù)冷器分為預(yù)冷器HX1和預(yù)冷器HX2兩級，預(yù)冷器入口設(shè)有調(diào)節(jié)閥門，實現(xiàn)預(yù)冷器在整個飛行包線內(nèi)分區(qū)段工作；氦路循環(huán)方案更為復(fù)雜，氦氣在加熱器(預(yù)燃室)之后分為兩路，一路氦進入氦渦輪T1做功后再進入氫氦換熱模塊，在氫氦換熱模塊中分為三路，采用了分級回?zé)嵫h(huán)方式；另一路的氦經(jīng)過氫氦換熱器HX5、氦壓氣機C5后與來自氫氦換熱模塊的氦氣匯合進入預(yù)冷器冷卻空氣；推力室由兩種模態(tài)共用解耦為兩模態(tài)采用獨立燃燒室，預(yù)燃室由富燃預(yù)燃室調(diào)整為富氧預(yù)燃室。據(jù)REL公司在2016年國際宇航大會中的介紹，由于循環(huán)方式的優(yōu)化，SABRE4中氫的消耗大大減小，典型狀態(tài)當(dāng)量比由2.8降低到1.2，吸氣模態(tài)燃料消耗量比SABRE3降低了40%，比RB545降低了50%，比LACE降低了75%[27]。

圖3 SABRE4系統(tǒng)方案圖Fig.3 Scheme of SABRE4 system

2.4 PATR

PATR方案是借鑒SABRE的發(fā)展經(jīng)驗，針對臨近空間高速投放平臺和TSTO的一級動力提出的新方案[28]。PATR方案的原理(圖4)更接近SABRE3方案，但是也做了部分調(diào)整，包括：主要應(yīng)用在30 km以內(nèi)，不包含火箭模態(tài)，推力室設(shè)計要求降低；去除了預(yù)燃室和氦加熱器HX3，從推力室取熱的同時還起到冷卻推力室的效果；提高預(yù)冷器出口溫度，降低預(yù)冷器設(shè)計難度；空氣壓氣機壓比由140調(diào)整到15～20。

圖4 PATR系統(tǒng)方案圖Fig.4 Scheme of PATR system

上述四個方案中，SABRE4無論從系統(tǒng)性能還是方案可行性方面都最具優(yōu)勢。經(jīng)過初步仿真計算，該方案性能隨馬赫數(shù)的變化如圖5所示?？梢钥闯?，SABRE4推力和比沖都有比較突出的性能優(yōu)勢，并且具有速域?qū)?、無模態(tài)轉(zhuǎn)換等優(yōu)點，無論是作為軌道運載器還是高超聲速飛行器的動力方案，均是一個理想的選擇。

圖5 SABRE4彈道性能Fig.5 Trajectory performance of SABRE4

3 結(jié)束語

通過分析以上所有預(yù)冷發(fā)動機的演化過程，可以得到以下結(jié)論：

1)經(jīng)過60多年的發(fā)展，預(yù)冷類動力系統(tǒng)方案不斷改進優(yōu)化，從最初的液化空氣方案轉(zhuǎn)為深冷空氣方案，再到SABRE4中提出的適度冷卻方案。改進的主要方向是降低冷卻消耗的燃料質(zhì)量，提升發(fā)動機的性能，SABRE4方案中燃料當(dāng)量比達到了1.2，比沖最高可以達到5 700 s，最低也能保持在3 000 s以上。

2)在發(fā)展過程中，要注意平衡各個部件的設(shè)計要求，基于現(xiàn)有技術(shù)水平，在提升性能的同時降低設(shè)計難度，從SABRE3到SABRE4的改進可以看出，REL公司以降低推力性能以及增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度為代價，使得各部件參數(shù)均降低到了當(dāng)前技術(shù)可實現(xiàn)的范圍，使得該方案逐漸由理論研究轉(zhuǎn)為工程應(yīng)用，應(yīng)用前景更加明朗。

3)目前AFRL、ESA、、DARPA、波音公司、羅羅公司、BAE公司等多個國外機構(gòu)均針對預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)開展了大量的論證工作，提出了多個基于預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)的飛行器方案。作為臨近空間快速投放平臺及兩級水平起降航天運輸之一級的理想動力選擇，預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)未來必定會在動力系統(tǒng)的市場中占據(jù)重要地位，我國應(yīng)加快研究步伐，充分利用已經(jīng)具備的科研條件，在緊跟國外腳步的同時，提出與自身相適應(yīng)的方案，力爭在預(yù)冷空氣類動力系統(tǒng)的市場上取得一席之地。