“云霄塔”（SKYLON）是英国喷气发动机有限公司（Reaction Engines Ltd，REL）研制的一种水平起降、单级入轨可重复使用运载器。SKYLON安装了一种吸气/火箭组合发动机（Synergetic Air-breathing and Rocket Engine），即SABRE发动机，该发动机具有2种工作模式—吸气模式和纯火箭模式。利用工作在吸气模式下的SABRE发动机，SKYLON能够从跑道上起飞，SABRE发动机在吸气模式下工作一段时间后转换到纯火箭发动机工作模式，SKYLON运载器迅速爬升冲出大气层以将阻力造成的损失降至最低。

        SKYLON是英国REL公司研制超过20年的一种采用涡轮火箭发动机提供动力的水平起降、单级入轨可重复使用运载器（如图1所示）。类似于飞机，它可从跑道上起飞、入轨，再入返回前执行如发射卫星、向空间站运送成员或供应品等任务，而后滑翔返回并利用自身的起落架着陆于传统跑道上。

图1 “云霄塔”可重复使用运载器

 SKYLON项目的主要目标是降低进入空间的成本，将近地轨道（LEO）的发射成本降至$1000/kg。SKYLON项目最终将研制出一架使用寿命达200次的运载器，发射失败概率为1%，损毁概率为0.005%，从接收到发射指令到执行任务的时间少于5天。当前完成设计的SKYLON构型为D1型。运载器由细长机身（包含推进剂贮箱和有效载荷舱）、前置翼面、沿机身大约位于中部的一对三角翼和尾翼组成，如图2所示。发动机安装在翼尖上的弧形轴对称发动机舱内。大气层内飞行时，运载器的俯仰控制由前置翼面来实现，滚转操作由副翼实现，运载器后部安装的全动尾翼执行偏航操作。表1列出了SKYLOND1型运载器的主要质量。

图2  SKYLON布局

表1SKYLON D1质量

        SKYLON的主结构包括钛制空间构架（由碳化硅纤维增强）。非结构铝制推进剂贮箱通过凯夫拉尔带悬挂在飞行器构架内。构架上覆盖增强玻璃陶瓷材料板，它作为气动外壳。主热防护系统为多层金属防热层，图3示出了SKYLON所采用的创新材料与结构。

图3 创新材料与结构出了SKYLON所采用的创新材料与结构

        SKYLON项目的关键是能否成功研制出SABRE发动机，SABRE发动机的研制历经了初始方案设计、技术验证项目、发动机研制项目等。图4示出了SABRE发动机研制期间的里程碑事件。图5示出了演示验证项目所取得的技术成果。

图4 SABRE发动机研制期间的里程碑事件

图5 REL公司开展的SABRE技术研制项目SKYLON所采用的创新材料与结构

3.1 初始方案设计

SABRE发动机（如图6所示）具有双模态工作能力，在火箭发动机工作模态下，SABRE发动机为一台闭循环液氧/液氢高比冲火箭发动机。在吸气发动机工作模态下，大气取代液氧。气流通过一个2激波轴对称进气道进入发动机，压缩前经低温冷却。在进入主燃烧室前，液氢燃料流为闭循环的氦回路降温。在吸气模式下，发动机的工作类似于一台涡轮基循环发动机，能够产生静推力，因此发动机的研制可以在户外的试验设施上进行。

图6 SABRE发动机

        吸气工作模式下，SABRE循环将液氢燃料作为吸热剂，使吸入的空气在进入发动机涡轮压缩机之前进行冷却，这意味着飞行速度高于传统喷气发动机时空气仍能有效压缩，因为即使飞行速度大于马赫数3，涡轮压缩机也不会与高速状态下产生的高温流体接触。图7为SABRE发动机的热力循环示意图。因此，SABRE发动机可以用于多种高速应用，从大气层超音速巡航到两级入轨（TSTO）和单级入轨（SSTO）飞行器均可运用。

图7 SABER热力循环示例E发动机

与传统的火箭动力航天器相比，SABRE驱动的飞行器具有显著的操作优点：首先，这种发动机的喷管设计整合了吸气喷管和火箭发动机喷管的设计，其次，发动机并入了涵道冲压发动机系统，借助进气道捕获的过量空气产生推力。图8示出了当前REL公司在研的SABRE 4型发动机与传统发动机之间的性能比较。

图8 SABRE 4型发动机与传统发动机的比较

3.2 技术验证项目

3.2.1 第一阶段

SABRE发动机技术验证项目第一阶段的工作主要有3个方面：氧化剂冷却燃烧室、补偿喷管和热交换器模块的制造。

（1）氧化剂冷却燃烧室

SABRE发动机使用液氢推进剂冷却进入的空气，并且由于液氢不能用作发动机燃烧室的冷却剂，因此氧化剂（空气或液氧）必须执行冷却燃烧室的任务。为研究冷却方法，欧洲宇航防务集团（EADS）和德国宇航中心（DLR）进行了详细的研究，测试了2种试验燃烧室，一种研究使用液氧冷却工作在火箭模式下的SABRE发动机，第二种研究采用空气和液氢组合气膜冷却工作在吸气模式下的SABRE发动机。2010年成功地完成上述研究工作。

（2）补偿喷管

该技术验证项目是基于2009年初完成的膨胀偏转喷管静态试验（STERN）。补偿喷管项目由REL公司独自提供资金支持，布里斯托尔大学作为合作伙伴，已经完成超过20次的点火试验。试验结果证实了这种类型喷管中气流的复杂性，REL公司已经掌握了该喷管的特性。

（3）预冷器模块

第一阶段的主要工作集中在验证预冷器热交换器模块，图9示出了完成组装的预冷器热交换器模块。这些模块是SABRE发动机预冷器的基础。在阿宾顿（Abingdon）对原始的管材进行检验、机加工以减少壁厚，加工成需要的外形，随后与管座集成形成完整的模块。

图9 组装台上的热交换器模块

3.2.2 第二阶段

2011年，在完成技术验证项目第一阶段的工作同时，技术验证项目的第二阶段也正式开始了。第二阶段的关键目标是验证预冷器性能，其次是开始研究进气道的气动力学。

（1）预冷器组装与试验

技术验证项目中，取得的最重要的技术成果便是成功地验证SABRE发动机中最关键的新技术，即预冷器。预冷器是SABRE发动机采用的独创技术，设计用来在0.01s内将连续进入的气流从1000℃以上冷却至-150℃。为验证预冷器各模块的功能，将第一阶段中制造的21个模块组装成1个完整的热交换器（如图10所示），2012年在REL公司成功地执行了该试验，此外试验还检验了防冻技术。

图10 试验预冷器的设计模型

预冷器试验装置利用1台经改进的“蝰蛇”喷气发动机，抽吸空气穿过预冷器。在预冷器中，利用氦环路中的液氧对空气进行冷却。图11示出了预冷器的试验装置，图12示出了典型的预冷器试验数据。

图11 预冷器试验装置

图12 预冷器试验结果

通过试验，REL公司检验了SABRE发动机预冷器的以下性能：

1.气动稳定性和均匀性；

2.结构完整性；

3.大范围超出飞行包线的振动自由度；

4.预冷器的操作和雾控系统；

5.实现了持续的稳态低温冷却；

6.实现了将空气冷却至-150℃的温度目标；

试验成功后，预冷器研制的下一阶段工作是改进制造工艺，以满足SABRE发动机成本和重量的要求。

（2）进气道建模

发动机舱中的可切换进气道是确保控制空气流入SABRE发动机的关键。唇口处的激波设计由进气道圆锥体的移动控制，阻止在超声速时空气溢出增加阻力。作为第二阶段研究的一部分，进气道的操作经历一系列风洞试验，以验证进气道的理论模型。试验分别在马赫数3和5下进行。

3.3 SABRE研制项目

3.3.1发动机地面试验技术研制

继成功验证SABRE发动机的关键技术之后，REL公司致力于到2020年底制造并测试地面核心机，图13示出了SABRE发动机的核心系统。核心系统包括核心换热器、涡轮机、燃烧室，以及将这些部件连接在一起的管路。

图13 SABRE发动机系统验证

（1）换热器技术

        REL公司正在开展地面核心机所需的关键换热器的技术研制。随着REL公司真空炉（如图14所示）设备的成功试车，换热器的预冷制造工艺的成熟度将达到REL公司准备开始制造和组装预冷器模块的水平，而预冷器模块用于高温试验，作为继续开展演示验证工作的一部分。相比先前测试中进入预冷器的上游空气温度，之后进行的测试将在同等环境条件下把温度提高，直至达到高马赫数飞行下的停滞温度的水平。

图14 真空炉

与此同时，REL公司也在推进再生换热器的研制，该再生换热器能够将氦循环内和氦循环外的能量传递到燃料散热器中。REL公司目前的工作重点集中在建造先进且精巧的换热器和研制适用于地面验证发动机的材料。

（2）涡轮机研制

吸气式涡轮压缩机作为SABRE核心机循环系统中最大的单个部件，仅由高压氦气涡轮机驱动。涡轮机研制是地面验证工作需完成的主要工作领域之一。此外，氢气涡轮机的氦循环器也正在研制，这些循环器是SABRE热力循环运行的组成部分。同时，SABRE核心机的氢涡轮泵也正在研制。

（3）分级的氢气-空气燃烧技术

吸气式SABRE核心机的燃烧分为两个部分：预燃烧室和主燃烧室。当低速飞行下的飞行器捕获的空气不能提供足够的热能来驱动发动机循环时，处于两个燃烧室之间的换热器便会向SABER热力循环提供额外的热量。两个燃烧室目前都处在积极的研制中，但预燃烧室的研制更受关注，一方面因为预燃烧室是首次地面核心机试验中的关键部件，另一方面因为就供给换热器的燃烧空气流的均匀性而言，必须符合严格要求。

（4）紧凑型歧管研制

虽然发动机循环图通常将SABER热力循环显示为单个部件，但实际上，该循环系统由多个并行操作的相同模块构成，而将这些模块连接在一起就需要借助歧管，以实现流体的分开与再重组，同时还需确保每个流体分支中的流质的均匀性。在紧凑轻质的系统中进行歧管研制是一项难度极大的任务，设计不当可导致体积过大、重量较重的情况，最终无法通过验收。

（5）系统集成和控制

REL公司投入了大量资金研究SABRE发动机的集成、建模和控制。目前，已经研制了发动机性能模型，以对所有的发动机循环在任何操作点的操作稳定性进行预测，动态模型则为SABER发动机控制逻辑的研制提供了便利条件。图15示出了吸气式核心机的方案示意图。

图15 吸气式核心机的概念示例

上述系统模型将对预测和掌握SABER核心机的地面验证机提供积极帮助。

3.3.2 飞行发动机技术研制

除了对成功通过SABRE发动机地面试验所需的技术进行研制外，REL公司还致力于其他相关技术的研制。目前正在开展的研究包括：进气道、涵道冲压发动机系统、火箭燃烧室，以及发动机喷管。

（1）进气道研制

SABRE发动机进气道方案设计经历了大量改进。REL公司通过与GDL公司（英国）和拜恩有限公司（德国）的合作，在德国宇航中心（DLR）进行了3次风洞试验，对SABRE发动机的进气道进行了扩展测试，以检查潜在的设计缺陷。测试中，每一模型均被安装在可移动支杆（见图16）上。

图16 安装在TMK风洞中进气到模型测试机

与此同时，GDL公司在内部超音速风洞进行的2项进气道方案设计测试也验证了上述试验的结果。测试使用了专用的3D打印模型，结果表明，即使分流存在巨大反差，脉冲重复频率（PRF）的降低程度仍小于5％。同时，这一测试结果说明风洞试验结果可以提供真实的进气道性能。5个经过测试的进气道设计中有3个PRF性能良好且几何结构紧凑；此后，这3个设计将应用于全速域飞行的吸气式飞行器上，深入研究这3个设计处于不同速度下操作时的性能特征，试验数据将应用于未来研制满足SABRE发动机运行和性能要求的进气道设计。

（2）涵道冲压发动机研制

涵道冲压发动机系统将进气道捕获的、超出核心机所需空气量的额外空气与过量的燃料（作散热使用）一同燃烧。REL公司与拜恩化学有限公司签订了合同开展合作，开始进行涵道系统的设计和研制，同时推进进气道的设计研制工作进程。

（3）先进喷管研制

SABRE 4发动机循环需装配一种创新型喷管，以控制吸气阶段和火箭燃烧阶段的不同压力和质量流率，以及这些操作模式之间的过渡。REL公司的喷管研制团队与Airborne工程有限公司合作，制造并验证了测试试验发动机的耐久性（见图17）。

图17 SABRE改进式喷管试验的静态图像（喷气发动机公司，威斯克，英国）

 试验收集的数据将用于内部计算建模的验证，以及为未来测试设计提供数据。REL公司计划进行第二阶段的试验项目，以检验海平面和模拟高度处模式转换期间先进喷管的特性；所获得的测试数据将提供更多喷管性能数据，以及对过渡期间喷管的流动稳定性和所承受的载荷做出检验。

（4）材料与结构研制

SABRE核心机位于圆柱形发动机舱内，且假定安装在机翼末端。这一复杂的安装位置导致发动机的结构设计极具挑战性，其中，最需解决的问题是如何将发动机产生的大推力载荷传递给飞行器。发动机舱的设计本身就是一个复杂的结构问题，因为机舱壳需作薄壁压力容器之用，以容纳进入的压缩空气的压强，同时还要承受发动机前部产生的轴向力，另外，机舱本身还是进气流路的一部分。除此之外，发动机在启动和再入期间都将经受剧烈的热载荷。为了应对这些挑战，REL公司研制了一种发动机舱结构，具有适当的热惯性和结构强度，可以承受预期载荷，同时具有最小化的结构质量。某些区域预计将承受高温（例如前缘部分），REL公司正在研究适用于这些区域的新型耐高温材料。

SABRE发动机研制的第四阶段将进行发动机的飞行试验，图18示出了SABRE发动机的验证项目。

图18 SABRE发动机的研制步骤

SABRE发动机包括3种流体，液氧、液氢、液氦，涉及到火箭基组合循环发动机、涡轮基组合循环发动机和吸气式火箭发动机技术。发动机至少包括7个转子，发动机十分复杂。客观地说，SABRE发动机目前还处于地面试验阶段，发动机系统距离试飞还有很长一段路要走。