協同吸氣式火箭發動機研究進展

聶萬勝， 周思引， 雷 旭

(1. 裝備學院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學院 研究生管理大隊, 北京 101416； 3. 63601部隊)

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協同吸氣式火箭發動機研究進展

聶萬勝1， 周思引2， 雷 旭3

(1. 裝備學院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學院 研究生管理大隊, 北京 101416； 3. 63601部隊)

協同吸氣式火箭發動機(SABRE)，因能充分利用大氣層內的空氣，具備良好的經濟和技術可行性，是Skylon空天飛機的最佳動力方案。作為一款將吸氣式與火箭式發動機高度集成的組合循環推進裝置，SABRE在內部結構、熱力循環及燃料利用等方面都有其獨到之處。首先介紹了SABRE結構和工作循環過程，簡述和歸納了氧化劑冷卻燃燒室、推力補償噴管、進氣道和液氫燃料等關鍵技術；然后對發動機核心熱交換技術，尤其是極具創新的預冷器的設計與制造作了詳細分析；最后，總結了SABRE最新研究成果并對我國開展相關研究工作進行了展望。

空天飛機；組合循環推進；協同吸氣式火箭發動機；熱交換器；液氫；工作循環

隨著太空發射任務朝著商業化發展，降低任務費用，提高市場競爭力成為研制新型航天器的核心目標之一[1-2]。在這一背景牽引下歐美等國相繼制定了一系列可重復使用、水平起降的空天飛機計劃[3-7]。其中，英國主導的“云霄塔”(Skylon)飛行器研究計劃被認為尤為經濟可行，開始受到大量關注[8-9]。Skylon屬于單級入軌、可重復使用的無人駕駛空天飛機，D1型載荷能力為15 t，以常規滑跑方式起降，飛行速度可高達8.05 km/s[10-11]。

受適用范圍和性能限制，已有的渦噴/渦扇、火箭和沖壓等發動機無法單獨履行Skylon這類空天飛機任務[12]。鑒于此，以渦輪基組合循環動力系統(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)[13]和火箭基組合循環動力系統(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)[14]為首的組合動力方案得到重視與發展。Skylon則采用了一種名為“佩刀”的組合吸氣式火箭發動機(SABRE)，它由Reaction Engines Ltd(REL)負責研制，可以在吸氣和火箭2種模式下工作，保障Skylon從跑道起飛、入軌并執行太空發射任務，之后再入大氣層并滑翔著陸，成本預計僅為傳統一次性運載火箭運送的1/50[8-9,15]。由于SABRE發動機工作范圍寬，熱力循環過程復雜，其所涉及的一系列核心技術能否實現將決定Skylon未來命運。2012年11月28日REL公布完成了SABRE的重要部件——預冷熱交換器的關鍵試驗[16-17]。資金上SABRE也得到了英國政府6 000萬英鎊的支持，使得REL對21世紀20年代的試飛充滿信心[16-18]。

本文對SABRE發動機基本結構、工作循環等相關技術進行了全面介紹，詳細分析了其熱循環特點及關鍵部件的研究進展，重點針對核心技術預冷熱交換器的設計與制造進行了回顧與分析；最后簡要介紹了該發動機最新研究，并對我國開展相關工作提出了建議。

1 SABRE發動機基本特點

1.1 發動機結構與工作循環過程

1.1.1 基本結構

當SABRE發動機以吸氣模式運行時，直接利用大氣中的空氣而無須消耗自帶液氧，且借助獨特的預冷卻系統，能順利實現大氣層內0～5個馬赫數的飛行；運行在火箭模式下，其以閉循環液氫/液氧純火箭方式工作。即SABRE工作范圍覆蓋從地面到外層大氣，且較單一火箭推進方式燃料消耗較低。

圖1[8]4展現了SABRE內部基本結構，它良好地集成了吸氣式渦輪噴氣發動機和火箭發動機的主要部件，通過結合先進的預冷器技術和創新的氦冷卻回路，突破了噴氣發動機速度瓶頸，動力更強勁。SABRE在2種工作模式下都利用同一個火箭式燃燒室，并裝配了高壓比空氣壓縮機，通過在各推進狀態下充分利用火箭燃燒室、噴管及渦輪泵，大為減輕了在火箭發動機裝置基礎上增加吸氣發動機裝置所帶來的質量負擔，與此同時還有效消除了火箭以吸氣模式上升時發動機“死重”引起的基本阻力負擔。

圖1 SABRE發動機內部結構

1.1.2 工作循環

SABRE發動機工作循環如圖2所示[19]2(不含旁路)。在吸氣模式下空氣來流經雙激波錐形進氣道減速，然后分為2股，一股直接經預冷器進入核心機，另一股繞過核心機進入溢流管路。由熱力學第一定律分析法[20]知，此模式下核心機與航空渦輪發動機具有相同的布雷頓理想熱力循環。該系統采用約為150：1的高壓縮比渦輪壓氣機，為火箭發動機燃燒室供應壓縮空氣。為降低功率要求并獲得合理的壓縮機出口溫度，必須對來流空氣(尤其是高馬赫數下的)進行冷卻。由于液氫溫度極低且具有高比熱特性，SABRE團隊設計了利用燃料氫冷卻高溫來流空氣的先進預冷器，并在熱空氣流和冷氫流間引入了中間級氦回路以獲得有效的溫度匹配(氦的高比熱比特性能減少中間級回路壓比，防止預冷器中的氫脆現象)。在熱力循環中，氦流為渦輪提供動力然后帶動渦輪壓氣機，將空氣來流的部分焓用于做功，從而減少了傳遞給液氫的熱量，即降低了“冷卻劑”氫的需求量。在氦氣閉式循環中，氦氣本身并無能量變化，不影響理想循環的功和熱效率。進氣道工作時，空氣在預冷器出口處被冷卻至約-130℃。隨著飛行速度進一步提高，發動機從吸氣轉為純火箭工作，之后空氣進氣道和預冷器不再工作，但氦循環仍在運行，此時具有非常規熱力學構造的SABRE仍屬于閉環氫氧火箭發動機。

SABRE的設計來源于液態空氣循環發動機(Liquid-Air Cycle Engines, LACE)[17]1，不同于LACE的是它僅將空氣冷卻至略高于液化臨界點，無相態改變，從而降低了冷卻要求、減小了液氫流量，并且它可以使用常規渦輪壓縮機而不需要空氣冷凝器。

圖2 簡化的SABRE循環結構圖

此外，SABRE通過設置旁路形成內部燃燒系統，氫在旁路中燃燒產生推力能抵消安裝阻力，該旁路流道的熱力循環為典型的沖壓發動機循環模式[21]，如不采用該設計布局，空氣將從發動機中溢出從而引起較大阻力損失。

1.1.3 發動機性能

SABRE發動機關鍵工作參數如表1所示[8]7(注意飛行器有2個發動機吊艙)。SABRE從吸氣式向純火箭式轉換的最佳點在馬赫數5、飛行高度26 km左右。吸氣模式下飛行器沿著升阻比最大的軌跡飛行，而一旦變為火箭模式飛行器急劇上升離開大氣層以減小阻力損失。SABRE當量比為2.8(此處當量比定義為主發動機燃料消耗量除以其按化學計量燃燒時的燃料消耗量)，表明相比燃燒本身所需的氫，更多的燃料被用來冷卻空氣來流，但氫并未被“浪費”，主要被用于旁路系統和燃燒室壁面薄膜冷卻。

表1 SABRE發動機關鍵工作參數

圖3[8]7為吸氣模式SABRE發動機與采用其他推進系統飛行器的推重比及比沖隨飛行馬赫數的變化情況。從圖中可知，較其他吸氣推進形式SABRE明顯具有更高的推重比，純火箭模式下推重比將更高，其比沖則相對低些。綜合來看,對于馬赫數0～6在大氣層內飛行，以SABRE為動力裝置的飛行器性能較好，鑒于其以單級入軌、經濟可行為研發目標，故適中的比沖性能應是可以接受的。

a) 單級動力裝置在吸氣模式下的裝機推重比

b) 單級動力裝置在吸氣模式下的裝機比沖圖3 SABRE與其他推進系統性能對比

1.2 發動機中的其他關鍵技術

1.2.1 氧化劑冷卻燃燒室

因SABRE發動機利用液氫推進劑來冷卻空氣來流，使得推力室無法再使用氫作為冷卻劑，而是使用空氣或純氧。為了探索這一冷卻方法，2010年歐洲宇航防務集團的Astrium GmbH公司和德國航天中心的Lampoldshausen成功開展了針對2個試驗用推力室的詳細研究[22]1，即將液氧冷卻劑應用在SABRE的火箭工作模式下，以及在其吸氣模式下嘗試將空氣和氫薄膜冷卻結合起來。

1.2.2 噴管

以研究ED(Expansion/Deflection)噴管尾流特性為目標，2009年在REL資金支持下Airborne Engineering和布里斯托大學共同順利完成了膨脹/偏轉噴管(ED噴管)靜態試驗驗證項目[22]2，通過超過20次的測試掌握了該型噴管復雜的尾流特性。噴管構型的冷流試驗顯示ED噴管性能良好并具備一定高度補償能力。為了與性能優秀的雙鐘形噴管進行對比，還開展了ED噴管的熱試車。選取了2種ED噴管構型——HN1和HN2，在STRICT發動機試驗平臺上開展了熱試車，結果有力證實了高膨脹比ED噴管能穩定工作[22]2。這項研究也豐富了火箭發動機噴管技術領域，為提高SABRE性能提供了更好的部件選擇方案。

1.2.3 進氣道

SABRE發動機入口為20°錐角中心體的軸對稱進氣道，當飛行在2個馬赫數以上時能移動中心錐體使其誘導的錐形激波保持滿足Shock On Lip設計，避免超聲速來流下空氣發生溢流而增大阻力。當處于更高馬赫數時，一系列錐形葉片或“平墩”能逐步關閉進氣道，直至火箭模式而完全關閉。因為SABRE核心機的渦輪壓氣機壓比很高，燃燒室要求在定壓下工作來產生最大化的推力，且考慮飛行器的上升軌道特性，所以與其他吸氣式推進裝置相比，其進氣道總壓恢復水平屬于中等[22]3，穩定保持在約130 kPa并幾乎與飛行馬赫數無關。

1.2.4 液氫燃料相關問題

SABRE渦輪噴氣發動機燃料未采用航空煤油而選擇液氫，主要基于2點：(1) 與碳氫燃料相比，氫的燃燒火焰速度更快、擴散率更大、可燃范圍更廣、熱值更高，能適應Skylon長途飛行任務要求及高速飛行器惡劣的燃燒工況；(2) 雖然液氫是硬制冷劑，卻幾乎具有水3倍的熱容，如果將其儲存于足夠低的溫度環境下以維持其狀態，則能有效預冷進入壓縮機的空氣并保持接近最佳性能的當量比。

然而氫燃料也存在燃燒溫度過高會導致大量NOX生成的缺點[23]10732，尤其是當飛行器位于20～30 km海拔高度時，當地臭氧濃度最大，Skylon排放的尾氣中的NOX會加速臭氧分解，破壞地球保護傘臭氧層，因此減少NOX排放十分重要。NOX排放指標(Emission Index, EI)[24]5187定義為燃燒每千克燃料排放的總NOX的克數，一般SABRE的NOXEI值為幾百，這遠高于國際民航組織EI閾值(40g/kg燃料)。Ingenito等[24]5191通過研究溫度、壓力、當量比和駐留時間對氮氧化物排放的影響，提出了R.Q.L(Rich-Quench-Lean)方法作為減輕常規SABRE系列發動機氮氧化物排放的策略。

此外，REL還牽頭開展了高效對轉渦輪、低NOx火箭發動機燃燒室等重要技術的研發[19]5。通過充分汲取現有的火箭和噴氣發動機技術，并合理地將各項任務交給多個優勢研究單位同步進行，SABRE團隊能集中力量攻克最核心部分，從而極大縮短了整個研發周期、降低了研制難度。

2 SABRE中的熱交換技術

相比燃燒室、噴管、泵等部件，輕質高效的熱交換器是SABRE發動機一大亮點，也是研制中的最大障礙，它對推進系統的作用就如同芯片在計算機系統中的地位一樣重要[25]2。圖2中SABRE的熱交換器包括主進氣口預冷器、預燃室排氣熱交換器HX3和氫-氦熱交換器HX4。

2.1 熱交換器設計

熱交換器是在2種不同溫度的流體間實現熱量交換的一種裝置，通常一種流體位于管路內，另一種則包圍在管路外以實現流體介質間的間接熱量交換。為提高熱交換效率，可以加裝一些散熱片等以增大表面積，但這也同時增加了交換器質量；另一種方式是將交換器的管路做得足夠細，管壁足夠薄，管路更多，但設計與加工難度大。

已知的預冷方案主要包括[26]燃料預冷、質量注入與預壓縮冷卻,以及這兩者的結合法及第三流體冷卻。SABRE中正是利用第三流體冷卻法，作為3種熱交換器的核心,其強勁的預冷能力來源于其獨特的設計與先進的制造技術，螺旋狀排列的毛細管陣列以及霜凍控制是它的兩大創新。該型預冷器由幾千個小口徑薄壁管組成，各毛細管道內徑僅為0.88 mm，管壁厚40 μm[27]1469，因而增加了給定容積內的管道數量，顯著擴大了預冷器內管路總表面積。這些毛細管內為冷氦低溫氦，外部為高溫空氣，根據2股流體介質間較大的壓差設計出具有大迎風面積、薄前沿、圓柱鼓形的矩陣式結構，空氣沿徑向流動，這樣既保持了合適的空氣側壓降又能防止發動機吊艙波阻過大，形成緊致、超輕量化的逆流換熱式預冷器。通過將整個預冷器分解為大量相同模塊有效降低了制造和裝配難度，裝配好的預冷器橫截面如圖4所示[27]1469。

圖4 預冷器橫截面

除了主進氣口的預冷器外，熱循環中涉及的HX3等熱交換器對發動機運行也十分關鍵。其中HX3位于預燃室排氣裝置處，它以高壓氦路和高溫、高壓、富燃的預燃室尾氣為工作流體介質，能提高低速飛行時氦預冷器出口溫度[25]13。由于預燃室尾氣和氦壓力均較高，HX3構型上選擇緊致管狀矩陣體；此外，考慮到預燃室溫度不影響燃料流整體，又不存在熵的生成問題，氦匯總管路在預燃室流路外部，故選擇了橫流結構。與預冷器一樣，它也被劃分為多個相同模塊。

HX4熱交換器則為熱沉式熱交換器[25]11，它利用高溫氦對進入推力室的液氫加熱。為提高燃料利用率，使氦與氫體積量匹配，并滿足預冷器高溫區的溫度限制要求，使高冷容率流體排放的熱量以與排熱系統相匹配的體積比傳遞給氫，HX4采用了多股平行冷卻流方案。因循環中間級工作流體和燃料氫的壓力都很高，通道內相同壓降下質量流量很大，進而熵增很明顯，需采用小水力直徑和小長徑比管路，但為了維持一定表面積，需要高達107量級數目的管路，即設計難點在于要求結構緊湊且冷卻通道極小。

2.2 熱交換器制造

以上3種熱交換的設計方案都表明技術的成功極大地取決于制造、裝配工藝。以預冷器的制造為例，涉及先進的焊接、切割、鉆孔、裝配等工藝，REL篩選出同時具有高機械強度和高溫防氧化特性的英科耐爾合金，借助新型拉伸技術可獲得約1 mm內徑，30 μm壁厚的毛細管，并在斷裂前經受住了多次的60 MPa壓力測試[25]13。Poeton工業研究團隊研發出一種新的既不損害毛細管材料屬性又具有高氣密性強度接頭的焊接方法[28]，用于毛細管路與集管端的連接，焊接管束接頭如圖5所示[27]1470。

圖5 焊接管束位置

因預冷器毛細管道呈多種彎曲狀，而市面上的普通彎管機無法對如此精細的管道進行加工，REL利用內部研發的特種機械設備對毛細管實施彎曲，所得曲管既沒有發生翹曲也未削薄壁面材料，符合壓力測試要求。此外，其他諸如保證最小毛刺下的管材切斷等工序涉及的難題也都逐一被解決。最后將制造好的真實預冷器裝在名為“Viper”的發動機演示驗證模塊上進一步研究相關制造、裝配問題，該預冷器實物及組裝好的模型如圖6所示[27]1470。

雖然REL稱已研制出可靠的超輕質高效冷卻器，但是其大多數研究尚處在實驗室階段，尤其根據上述毛細管尺寸參數，結合SABRE預冷器復雜的運行工況，可推斷其尚不具備實際應用能力，未來的試驗中必然不斷暴露新的設計和制造問題。

a) 全尺寸Viper預冷器模塊待裝配實物圖 b) 預冷器完整設計模型圖6 SABRE用的預冷器

根據預燃室尾氣富氫特點，HX3基體材料確定為陶瓷基材料中具有最高熱導率的碳化硅。因矩陣基體經受著嚴酷的內部抗拉應力考驗，設計人員計劃將壓力和低應力水平測試結合起來以滿足矩陣體壽命和強度[27]1471。在HX3碳化硅部件的加工、連接方面,REL利用了材料燒結和反應粘接2種最為有效的方法，使材料能承受至少172 MPa的箍緊失效應力并能有效處理復雜內截面。目前，雖然已能生產合適的高溫交換器管道，但是相關工藝水平以及管束和基體焊接方面還有待提高。

圖7[25]12為HX4結構示意圖，此類緊致型平板/通道熱交換器管路布局靈活，可以實現橫向、同軸和逆向3種流動，如今在工業和航海領域有所應用。HX4采用的逆向流換熱，整個制造過程概括為：首先根據HX4氦、氫入口溫度及材料工作溫度范圍選取鋁材，并在鋁材表面通過化學刻蝕或力學按壓制成20～50 μm寬、10 μm厚(通道間、基體與通道間)的精細流道，如圖8所示[25]13；然后將各平板堆積起來并進行擴散黏結，通過對焊接點加熱并按壓實現可靠連接，實現平板表面間的顆粒融合，連接點具有與母材相當的強度；最后，合并流體端頭及前期單獨焊接在核心矩陣模塊上的接頭。當前最為關切的是為該換熱器尋找一種低密度耐更高溫的材料。

圖7 緊致平板/通道型熱交換器矩陣示意

圖8 鋁材壓制成的微小通道

完整的熱交換器設計包括材料和結構的選擇，其特性由流體經過的傳熱表面溫度和壓力來決定，設計上應保持熱循環熵增最小，充分考慮2種換熱流體間壓差；管狀微通道作為熱交換器組件性能卓越，但對材料性能和機加工水平要求極高，故應大力發展相關制造技術。

2.3 霜凍控制

對于12 km以下的大氣環境，預冷器在開始冷卻流經它的空氣時大量水凝結為液相，如不及時排出，這些水蒸氣可能在幾秒內結冰而堵塞預冷器矩陣模塊。REL在其位于Oxfordshire的場所進行了防霜凍風洞試驗[27]1470，該風洞可以執行相當于實際在軌飛行4 min的試驗，研究指出通過調節冷卻劑溫度能實現預冷器的霜凍控制。REL稱預冷器能在百分之一秒內將氣流從1000℃冷卻至-150℃且不造成霜凍堵塞[17]1。因高度商業機密的緣故，該技術具體細節在各種公開渠道都未見報道，目前只能根據歐空局的簡報得知該霜凍控制機理在實驗室中有效，而建立可模擬預冷器工作條件的風洞是研制該熱交換器的基礎。

3 SABRE最新研究進展

3.1 SABRE靜態試驗及相關技術

隨著技術不斷進步以及航天發射市場需求的變化，SABRE發動機經歷了SABRE 2到SABRE 4三代革新，吸氣模式下氫燃料消耗量不斷降低[10]3。為迎接2016年的Skylon驗證機計劃，現階段REL開展了靜態驗證型發動機和帶發動機吊艙的試驗飛行器——NTV(Nacelle Test Vehicle)項目，驗證計劃包括從吸氣到火箭的模態過渡技術[22]3。此靜態試驗發動機稱為“SCEPTRE”，其熱力循環基本要素與SABRE相同，為直接縮比所得，僅在冷卻回路采用氖等細節上有所區別。

現階段另一主要任務是通過研究SABRE 4來為關鍵性設計審查做準備，并出品Block 1發動機生產樣圖。研究人員開發并運用“EnSim”仿真軟件[10]6對發動機性能、部件要求進行檢查，該仿真軟件允許對發動機模型做高度復雜的參數指定，可以考慮所有部件。

3.2 Scimitar發動機

作為SABRE的升級版，對Scimitar的研究起始于2005年[23]10743，由歐洲LAPCAT(Long-term Advanced Propulsion Concepts and Technologies)項目[29-30]支持，目的是論證以馬赫數5飛行的大容量載人運輸飛行器的可行性。Scimitar屬于可變循環發動機，它將渦扇基循環與空氣渦輪火箭基循環組合起來，工作壽命遠長于SABRE，在低空飛行消除音爆時效率更高、噪聲更低，其內部結構如圖9所示[31]，工作循環過程參見文獻[23]10742。

圖9 Scimitar發動機結構示意

4 總結與展望

作為單級入軌、可重復使用空天飛行器Skylon的動力裝置，SABRE發動機已在預冷器等核心部件的試驗上取得了突破性進展。2011年4月由歐空局發布的Skylon關鍵技術評估報告[32]指出基于單循環的SABRE發動機在馬赫數0～6范圍內具有較高的推重比和良好的性能，與交替式吸氣發動機相比優勢顯著。2015年4月15日，美國空軍研究實驗室論證任務SABRE方案是可行的[33]。目前REL已制定了一項耗資120億美元的計劃[18]，將于2020年對裝有SABRE的Skylon飛行器進行飛行試驗，并對該飛行器的銷售市場需求進行了預估。客觀地說，SABRE僅處于地面試驗階段，并且隨著市場變化與科技進步，一些部件結構發生了不少變化，包括模態過渡、全尺寸試驗等工作還有待開展；然而借助近年來發展的先進數值仿真手段，其實際應用值得期待。

當前國內外針對RBCC[34-36]、TBCC[37-39]以及ATR(Air Turbo Ramjet，空氣渦輪火箭/沖壓發動機)[37,40-41]等組合推進系統的研究越來越豐富，我國也于2014年掛牌成立了組合動力研究中心[42]，主要圍繞我國航天運輸系統對新型動力的需求開展相關技術研究。但是對于協同吸氣式火箭發動機的報道和研究還相當匱乏。該組合推進系統相比已被廣泛研究的其他組合推進系統有自己獨特優勢：(1) 能以吸氣模式推動飛行器達到5倍聲速、26 km左右高度，充分利用了大氣層內空氣，而傳統的RBCC(特指火箭與沖壓發動機組合)在地面只能以火箭方式啟動或由其他飛行器攜帶至一定速度和高度才開啟沖壓發動機，比沖相對較低；(2) 可以僅通過一次模態轉換就實現單級入軌，就這一任務需求而言,TBCC和傳統RBCC無法做到；(3) 如果要求從地面出發至20～30 km空域，達到飛行馬赫數5左右(未來高速巡航飛行器基本指標)，SABRE僅以吸氣式單模態即可；(4) 在馬赫數0～3飛行范圍內其推重比較高、比沖適中。總而言之，SABRE兼顧了渦輪發動機高推重比和火箭發動機工作范圍廣的特點，對于單級入軌及臨近空間高速運輸任務不需要十分繁瑣的模態轉換，性能卓越，應用前景可觀。

當前我國可重復使用天地往返運載器技術尚處在初級階段[43]，SABRE的研究經歷給我們發展自己的協同吸氣式火箭動力系統帶來了大量寶貴經驗與思路，即以市場需求為牽引，高度重視效費比，充分利用既有的發動機技術，保障產品的可實現性、可靠性，不斷引進新技術，解決好設計過程中各部件之間的不一致問題。在開展相關研究前應做好調研工作，規劃好各個研究階段任務和時間節點，籌備建設配套的發動機地面靜態試驗平臺、風洞平臺以及后期的動態演示驗證飛行器；大力開發具有自主知識產權的發動機整機仿真軟件平臺，初期仿真可以對發動機部件進行適當簡化，逐步實現精確仿真，并爭取使之具備圖形解釋發動機幾何構型的能力；英國對SABRE核心技術的封鎖迫使我國要自力更生，但同時可開展廣泛的國際合作，加強基礎理論研究，力爭在材料、機械加工等關鍵技術上盡快取得突破。

相信在借鑒英國SABRE發動機研制經驗的基礎上，充分利用我國相對成熟的氫氧低溫推進劑液體火箭發動機技術積累，以高效高功率/重量比熱交換器、對轉渦輪、液氧/液氫薄膜冷卻燃燒室、主動調節進氣道、高度補償噴管等核心部件的研制為重點，必將極大促進我國在新型組合循環發動機領域的發展。

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(編輯：李江濤)

Research Progress on Synergetic Air Breathing Rocket Engine Technology

NIE Wansheng1， ZHOU Siyin2， LEI Xu3

(1. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416, China；2. Department of Graduate Management, Equipment Academy, Beijing 101416, China；3. 63601 Troops， China)

Synergetic air breathing rocket engine (SABRE) is an optimal propulsion engine for Skylon spaceplane because it can make full use of atmospheric air, as well as its technical and economic feasibility. As a combined cycle propulsion facility highly integrated air-breathing engine with rocket engine, SABRE is unique in all respects like internal structure, thermal circle and fuel utilization. First of all, this paper introduces structure and working cycle of SABRE , then briefs and summarizes some key technologies like combustion chamber, thrust compensation nozzle, air inlet and liquid hydrogen fuel. Then, the paper makes detailed analysis on the core heat exchange technology, especially the design and manufacture of the innovative preheating cooler. In the end, the paper concludes the latest research results in SABRE and looks into the future relevant studies in China.

spaceplane; combined cycle propulsion; synergetic air breathing rocket engine (SABRE); heat exchanger; liquid hydrogen; operation cycle

2016-01-20

國家自然科學基金資助項目(91441123)

聶萬勝(1969-)，男，教授，博士生導師，主要研究方向為航天推進理論與工程。nws1969@126.com

V438

2095-3828(2016)06-0057-08

A DOI 10.3783/j.issn.2095-3828.2016.06.012