作者：橘子洲头（2025年1月30日）
三、涡轮基组合动力循环发动机（TBCC）简介
1、冲压发动机原理
喷气式航空发动机目前主要分为涡喷发动机、涡扇发动机等，但这些发动机都普遍无法达到较高的飞行速度，最快只能飞到2马赫左右。原因是这些飞机都是利用涡轮/风扇旋转带动气流反推，当涡轮（用于压气机）/风扇转速到一定程度后，强大的离心力将导致其结构断裂，无法继续，但这种发动机在低速时性能相当好。这里就不做过多的解释了。
当空气速度达到2马赫以上时，如果取消发动机力内部的风扇涡轮等设备，让气流直接进入发动机，然后通过调整发动机的构造（一般是缩小发动机的直径），发动机内部气流的压强就会自动上升，节省了压气机压气环节。
一般只要空气降到音速之下，就可以进入燃烧室和燃料混合点燃使用了，点燃后的空气压力由喷口喷出，产生强大的反推力，推动飞机或者导弹向前飞机，这就是所谓的亚燃冲压发动机原理。
涡喷、亚燃冲压和超燃冲压发动机原理图 图源：“美言网之家”微信群
亚燃冲压发动机工作状态是这样的，在进气口设置一个减速装置，将气流降到音速以下，进入燃烧室与燃料混合燃烧，再以超音速喷出。当飞行器以高超音速飞行的时候，这个减速装置就拖了后腿，不但会把大量动能浪费掉，而且转化成热能，给材料的耐热性和可靠性带来极大考验。
冲压发动机 图源：“美言网之家”微信群
超燃冲压发动机是让超音速气流直接进入燃烧室，从进气，压缩，燃烧到形成推力，整个过程都是超音速状态。显而易见降低了阻力，间接减轻材料和结构负荷。超燃冲压发动机内部没有转动部件，结构简单紧凑，重量更轻，比冲更高。对高温高压的承受能力也更强。
吸气式高超音速飞行器的动力，也被称为组合动力，当然本质上还是以未来飞行器宽速域和宽空域的需求为背景而产生的，优势是十分明显的。
冲压发动机的构造非常简单，只有进气道、燃烧室、尾喷管三个组成部分，没有动不动就七八级的压气机，也没有涡轮及其复杂的冷却系统，更没有涵道比一说。
冲压发动机的推力远高于涡扇发动机，理论上一个横截面只有1㎡的冲压发动机，在11公里高空，以3.5马赫速度飞行时，可以产生约30吨的推力，远高于涡扇15的18.5吨。
冲压发动机结构图 图源：“美言网之家”微信群
亚燃冲压发动机，一般至少要0.5马赫以上的初速度才能启动（看进气道设计水平），入口气流1马赫以上才能有效工作，2~3马赫时工作效率较高。这也是大部分人，认为成六新机巡航速度3马赫等的原因。
亚燃冲压发动机理论上，当气流速度达到5马赫这个临界点时，减速增压带来的阻力与推力将会相等，超过这个临界点，再怎么加大燃料供应，速度也不会明显增加。
但是在实践中，受到材料、油耗的限制，这个速度临界点会下降到4马赫左右。比如说东风100超音速巡航导弹（长剑100），也就是4马赫这个速度。
还有我国采用亚燃冲压发动机的鹰击12，超音速反舰导弹就接近了这个临界点，正常是3马赫左右的平均速度、4马赫左右的冲刺速度，再进一步提高速度困难很大。
再看超燃冲压发动机，既然亚燃冲压发动机将4-5马赫的气流，减速至亚音速，导致了过大的阻力，要减小这个阻力，人们自然想到了，能否让超音速气流在冲压发动机内燃烧的问题，这便是超燃冲压发动机。
超燃冲压发动机燃烧室中的燃料，是在超音速气流中燃烧的，但在超音速气流中组织和控制燃烧的困难极大，火焰很容易被像飓风一样狂暴的气流吹灭，好像有一个形象的比喻来形容这种场景，那就是“在龙卷风中点燃一根火柴”，这就是超燃冲压。
典型的超声速燃烧，还有一些爆燃波也可以达到超声速，而且强度比超燃冲压要强得的多。爆震波是一道强激波，但不是简单的激波，它的前导激波与火焰（即反应区）紧密耦合在一起，传播速度可达两千米以上。
现在基于爆震燃烧的爆震发动机，主要是功率比较小，基本还在预研阶段。西工大在搞脉冲爆震，缺点比较明显，目前还是主流旋转爆震发动机，最有希望搞成大功率。
美国很早就有多种采用超燃冲压发动机的X系列验证机，但至今也没有实用化。简单的亚燃冲压发动机成功的型号也没几个。
我国在亚燃冲压发动机研制上，最成功的是长剑100，4马赫左右超音速巡航导弹，在国庆70周年阅兵式上一鸣惊人。按东大·一贯的作风，肯定是更高级的东西出现或有重大突破，这不，2020年9月，就官宣我国超燃冲压组合动力发动机首飞成功。中国高超音速巡航导弹发动机测试成功,速度可达7马赫！
2022年年中，西北工业大学，已经成功发射飞天一号：吸气式火箭基组合发动机试验飞行器，此次发射试验实现了火箭/亚燃、超燃、火箭/超燃多模态自由调节能力，还突破了热力喉道调节、超宽包线的高效燃烧组织等关键技术。
超燃冲压成功启动，飞行试验获得圆满成功，这是人类第一次实现从亚燃到超燃冲压的全模式衔接，标志着我们RBCC，TBCC等组合发动机，越来越走向完整。
西北工业大学的“飞天一号” 图源：“美言网之家”微信群
2、TBCC发动机原理
TBCC发动机，首先起动涡喷或涡扇模态，可以从零起飞，再加速飞行器（0 <Ma<5），至亚燃冲压马赫数4左右，通过双模态冲压发动机，将亚燃模态转换加速至超燃模态（5<Ma<10）飞行。< span> </Ma<5），至亚燃冲压马赫数4左右，通过双模态冲压发动机，将亚燃模态转换加速至超燃模态（5<Ma<10）飞行。<>
从工作过程及其包络范围可以看出，由于TBCC没有纯火箭模态，所以TBCC是一直需要吸入空气中的氧气作为氧化剂来源的，因此TBCC只能在大气层内飞行(100公里以下）。
例如，美国SR-72公布的数据，起飞总质量80t，基于常规TBCC发动机，燃油消耗量估算出随着飞行时间的进行，不同飞行模式下飞行器的总质量。TBCC发动机应用于高速飞行器，可实现由起飞状态到2-3马赫状态下，采用涡轮发动机进行加速爬升；到达Ma3、高度21000m后，进行模态转换，冲压发动机开始工作，加速爬升至Ma5、高度25000m时，进行高速巡航。其中，动力系统采用2台TBCC发动机。（已经下马了）
飞行器飞行过程中，须满足推力与阻力平衡、升力与重力平衡，基于飞行器气动性能，计算得到飞行过程中各特征点的发动机推力需求。
参考SR-72飞行器总体指标，TBCC发动机性能需求指标，这个数据可以对比后面成六新机 图源：“美言网之家”微信群
TBCC是将涡轮发动机与冲压发动机有机结合，形成的组合动力系统，具备自主水平起降、宽速域、大空域工作的优点，理论上可实现0~30~60~100km空域、Ma=0~7速域的宽工作包线。
注意：卡门线是一条位于海拔100km处，被广泛认可为外太空与地球大气层的界线的分界线。此线还是国际航空联合会所接受的，现行的大气层和太空的界线。
海拔高度越高，大气层越稀薄。一般认为超过20公里以上，空气动力学作用就急剧减小，当然乘波体激波和惯性作用就越明显。海拔高度达到100公里以上时，空气密度大约是地球表面的空气密度1/2200000，空气动力学就基本无效了，航天动力学开始发挥作用。
大气层超过60公里的高度，是电离层，如果采用TBCC动力的成飞六代新机，双三，六三的说法由此而来。意思是，30公里高度，3马赫巡航，最高可以飞到60公里高度。
因此，该类发动机是水平起降高超声速飞机、两级入轨天地往返飞行器，子级系统的理想动力装置。潜在用途，还包括高超声速巡航导弹的动力系统，以及低成本高超声速飞行试验平台的动力系统等等。
TBCC发动机从结构布局上可分为串联式和并联式：
串联式TBCC的冲压发动机，置于涡轮发动机之后，2种发动机共用进气道、燃烧室和尾喷管；
并联式TBCC的涡轮发动机和冲压发动机分为2个独立的通道，都有各自的燃烧室。
TBCC发动机从结构布局上可分为串联式和并联式 图源：“美言网之家”微信群
从研究发展来看，国内外TBCC发动机技术发展，大体可以分为4个发展阶段：
第1阶段，60年代之前，最初概念研究阶段，仅提出概念方案和低马赫数TBCC的研制，完成了在较低马赫数条件下的涡轮和冲压模态转换。
第2阶段，60年代到80年代中期，早期方案论证阶段，根据不同飞行器任务需求开展了发动机方案论证。最具代表性的是美国SR-71的J-58发动机，中国这个时候才起步。
第3阶段，80年代中期到90年代末，前期整机发展阶段，TBCC关键技术的需求逐渐明晰，各国纷纷开展整机研制技术攻关，但由于技术难度较大，未取得整机技术突破。
第4阶段，自本世纪开始，关键技术攻关验证阶段，辅以少量整机方案论证，主要目标是突破一系列核心关键技术，为整机集成研制及试验验证做准备，为后期工程化应用奠定技术基础。
鉴于TBCC发动机的独特优势，美国、欧盟、俄罗斯、日本等，都对TBCC技术进行了大量研究，取得了重要研究进展和成果。
比如：美国的RTA发动机，是一台带加力/冲压燃烧室的变循环涡轮风扇发动机，可作为飞行马赫数为5以下、在大气层内飞行的军民用飞机或导弹的动力装置。
J58型涡轮基组合循环发动机 图源：“美言网之家”微信群
美国的SR71黑鸟侦察机，采用J58型涡轮基组合循环发动机，是最早的串联式TBCC，轻松飞到了30千米左右的高空，以三马赫的高速，轻松穿越敌国由高空高速截击机、防空导弹组成的拦截网络。不过由于整机问题多多，已经停飞了。
日本也是TBCC发动机研制工作较早的国家之一。例如，日本的TBCC发动机Hypl90，长约6910毫米，直径约1280毫米，最高飞行马赫数为5。
四、TBCC的特别问题点
先谈谈TBCC的技术特点，再说其问题点。
首先，发动机具备宽速域适应性：
能够在较宽的飞行马赫数范围内工作，从亚音速到高超声速，都能提供有效的推力，使飞行器在不同飞行阶段都能获得合适的动力支持。
其次，还有发动机的高效能：
结合了涡轮或涡扇喷气发动机和冲压发动机的优点，在不同飞行速度下都能保持较高的效率，从而提高飞行器的燃油经济性和航程。
最后，可重复使用：
与传统火箭发动机相比，TBCC发动机具有可重复使用的潜力，降低了航天运输的成本。
TBCC一般都是先开涡喷启动，然后，从涡喷转到亚燃冲压，再到超燃冲压发动机。这里有几个特别的问题点，也是困扰很多无法工程实用的原因：
1、在每次转换动力系统时，“推力鸿沟”问题
由于不同发动机模式之间的推力差异，导致在特定速度范围内，出现推力下降的现象。具体来说，TBCC发动机通常包括涡轮喷气发动机和冲压发动机两部分，在从涡轮喷气模式转换到冲压模式的时段，这个时候冲压模式在低速时效率较低，会出现推力不足的情况，这种推力不足的区域被称为“推力鸿沟”。
而且，冲压模式时也存在一定问题，当速度低于1.5马赫时，由于进入端流动性问题，冲压发动机部分会停止工作。
然后还有在切换到超燃冲压发动机时，在4~5马赫速度，是冲压发动机第二个“推力鸿沟”，这个速度下工作极端不稳定，因此TBCC先要突破5马赫进入超燃非常困难。
正常情况下，TBCC的问题是串联无法超过5马赫，并联有“2-4马赫推力鸿沟”。
干脆在下一章重点讲述。
2、TBCC发动机在模态转换控制
TBCC（涡轮基组合循环）发动机是一种先进的航空推进系统，能够在广泛的飞行速度范围内提供高效的推力。其模态转换控制，是确保发动机在不同飞行条件下，平滑过渡的关键技术。
还有发动机在模态转换时，容易出现抖动的情况，优化模态转换策略和动态性能控制，也是减少抖动的重要手段。
3、其它问题点
进气道设计：TBCC通常用作多工况、大速域飞行器的推进系统，其进气道需要在多种复杂条件下为发动机提供稳定的流场，保障发动机的高效工作。因此，进气道设计是TBCC发展的重要一环。
排气系统设计：是发动机的主要动力来源。TBCC工作速域大、工况复杂，排气系统的气流流量、落压比变化范围大，对参数设计的要求较高，因此，排气系统是TBCC发展的关键技术之一。
飞发一体化综合控制：将推进系统和机身进行一体化设计，使整机的外形呈高度流线化以减小气动阻力，提高飞行器的速度上限。因此，飞发一体化技术在组合动力设计中尤为关键。也是未来模态控制技术的重点发展方向。
还有什么燃料技术等等，这里只是稍微提一下，有兴趣可以自行查找资料，下面重点讲解前面2个关键问题点。
五、TBCC推力陷阱问题的解决方案
涡轮基组合循环动力(TBCC)，在转换发动机时，特别是开始关闭涡轮发动机，启动冲压发动机时，而冲压发动机流量，是由小增大过程中，推力增长幅度，低于核心机的推力下降幅度，因此TBCC发动机整机，在模态转换过程中，需经历一段推力显著降低的阶段。
在这个过程中，可能出现推阻不平衡的情况，导致飞行器持续减速，无法为冲压发动机正常起动提供合适的来流条件，或者即使冲压发动机，能够起动但仍旧无法实现推阻平衡，而导致模态转换失败。
还有，在跨声速阶段，由于发动机阻力显著增加，也可能导致飞行器跨声速失败。这类由于推阻不平衡，导致飞行器无法完成低速向高速转换，被称为推力陷阱问题。
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推力陷阱问题的解决，可从飞行器的气动外形优化，或弹道优化入手，尽量降低模态转换时飞行器的阻力，但最主要的途径是发动机方案设计中引入新的解决方案，为飞行器跨声速及完成冲压发动机的接力提供足够的推力和速域裕度。
1、涡扇基变循环方案
RTA发动机，是典型的没有独立外涵冲压通道的涡扇发动机变循环方案。中国某研制团队通过对RTA发动机的建模分析发现，RTA发动机通过主动变循环切换工作模态，在0~4Ma的过程中，涵道比从0.2增加到了1.57,变化了8倍左右。其中双外涵通道的设计，是实现2.5~4Ma强力稳定工作的关键。此外，宽速域风扇、超级燃烧室等关键部件的设计也是决定RTA发动机方案能否成功的关键。
给出了采用APNASA仿真和试验，得到的RTA发动机宽速域风扇缩比模型，在工作线上37%~100%转速内典型转速下的性能，可见变循环涡扇方案中，对于风扇的宽域工作性能有较高的要求。
2、火箭助力方案（TRRE）
火箭发动机具有工作速域宽、推力大、比冲低的特点，可在短时间内大幅提高飞行器速度和高度。TBCC发动机的推力陷阱，主要存在于跨声速及涡轮到冲压接力段，利用火箭发动机结构紧凑、推力大的优势，可以快速加速通过这一阶段，转入冲压工作模态。因此，火箭助力也是解决TBCC推力陷阱的方案之一。
北京动力机械研究所提出的TRRE发动机中，采用火箭助力方案解决推力陷阱问题。TRRE方案中涡轮发动机工作在2Ma左右，后火箭引射冲压开始工作，在2~6Ma之间可根据飞行任务，需要选择在冲压模态或火箭冲压模态工作，集合了双模态冲压速域宽与RBCC推力大的优势。
火箭助力方案，是解决推力陷阱问题最直接的手段。但由于火箭发动机比冲过低，往往不直接将火箭发动机与TBCC发动机组合，而是采用火箭与冲压构成火箭引射冲压的RBCC组合增推，在获得推力增益的同时，兼顾发动机比冲性能。但这些方案的推重比是否能够达到要求，尚存在结构减重方面很大的技术挑战。
3、预冷技术方案：
预冷方案解决推力陷阱问题的核心机理，就在于通过外部冷却介质的引入，从根本上解决了高马赫数飞行时，高温来流对压气机的影响。在高马赫数下压气机仍可工作在高折合转速区域，具有较高的压比和流量，为冲压通道的顺利接力提供较好的推力和速度条件，因此预冷方案，在解决TBCC推力陷阱问题具有明显的性能优势。
当飞行速度达到2马赫以上时，随着速度提高，来流空气总温升高，压气机功耗上升，涡轮发动机无法高效工作。进气预冷也是一种有效的技术方案，该方案通过在压气机前设置冷却装置，降低来流总温，从而提高涡轮基循环效率，突破涡轮基的工作速域上限。
预冷器与涡轮基组合循环（TBCC）发动机结合，形成预冷TBCC发动机方案，可有效解决TBCC模态转换过程中“推力鸿沟”问题。
比如中国云龙发动机，是2018年6月立项研制的，3年内就突破了预冷器技术。
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4、成飞六代机方案（推测）：
如果成六新机使用腹部双涡扇发动机，作为背部TBCC发动机推力鸿沟时的过渡，是不是正好完美的解决了这个问题。
类似于TRRE发动机方案。这些解决方案旨在通过不同的技术手段，确保发动机在模态转换过程中能够保持足够的推力，从而实现平稳过渡，增加高超声速飞行器的性能和可靠性。
这种组合了涡喷或涡扇发动机，和亚燃发动机的TBCC技术，两者混合形成中国特色模式的高超音速航发。这款发动机非常智能，能根据战机的高度和速度自动切换模式。
起飞时启动涡扇发动机，到了高空，出现推力鸿沟时，过渡到启动亚燃发动机，实现整个推力的平稳过渡，这样不仅解决了发动机的燃油效率问题，还能提高战机的作战适应环境。
中国自主研发的TBCC发动机，在成都飞机设计研究所完成试飞验证。TBCC发动机比传统发动机体型更大、更昂贵，主要用于高超声速巡航导弹和战斗机，包括超大型无人侦察机和无人轰炸机。
据说美国，受到成六新机的刺激，已经再次启动TBCC技术，不过落后10年了。
5、本章小结：
总的来说，TBCC发动机推力陷阱解决方案的选择，与飞行器的任务需求、发动机性能、燃料选择及技术成熟度等多重要素相关联，需要根据飞行器的具体要求权衡确定。
变循环方案，属于无外来能量介入的“主动适应”方案，是以延缓涡轮发动机推力衰减来解决陷阱问题；而预冷方案、火箭助力方案、成飞六代机方案，均属于有外来能量介入的“主动加力”方案，是以显著提高发动机整机推力来解决推力陷阱问题。
（对本文引用的图片资料的作者，谨表谢忱！）
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