[科普中國(guó)]-火箭基組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)

背景介紹

20世紀(jì)80年代以來(lái)，為21世紀(jì)低成本航天運(yùn)輸系統(tǒng)研制新一代可重復(fù)使用吸氣式/火箭組合發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)想極大地促進(jìn)了航天和軍用先進(jìn)動(dòng)力裝置的概念研究。

目前，組合循環(huán)吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)有三種基本形式：空氣增強(qiáng)火箭(AAR)、基于渦輪的組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)(TBCC)和火箭基組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)(RBCC)。其中RBCC 將火箭助推器和雙模態(tài)的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合在一起，有機(jī)地組合了高推重比、低比沖的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和低推重比、高比沖的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，促使二者揚(yáng)長(zhǎng)避短，成功實(shí)現(xiàn)了航天推進(jìn)的高效性和經(jīng)濟(jì)性的最佳組合；同時(shí)該推進(jìn)系統(tǒng)可以降低費(fèi)用，增加系統(tǒng)的安全性。早在19世紀(jì)60年代，美國(guó)就對(duì)此進(jìn)行了大量的基礎(chǔ)研究，迄今為止，美國(guó)、日本、俄羅斯和歐盟等國(guó)家和地區(qū)紛紛開展了RBCC的研究工作，均取得了一定的成果。1

基本概念及工作原理RBCC推進(jìn)系統(tǒng)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)合在一起，組成了一個(gè)一體化的推進(jìn)系統(tǒng)。該推進(jìn)系統(tǒng)整合了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，共有四個(gè)工作模態(tài)：引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)和純火箭模態(tài)。通過(guò)在部分軌道上升段使用空氣中的氧，以RBCC推進(jìn)系統(tǒng)為動(dòng)力的飛行器可以獲得更高的平均比沖；而且，RBCC推進(jìn)系統(tǒng)相對(duì)于它的競(jìng)爭(zhēng)對(duì)手——渦輪組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(TBCC)具有更高的安裝推重比。3

RBCC推進(jìn)系統(tǒng)包括引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)和純火箭模態(tài)。亞燃模態(tài)與超燃模態(tài)的主要區(qū)別在于前者的燃燒過(guò)程是亞聲速的，而后者的燃燒過(guò)程是超聲速的。當(dāng)飛行馬赫數(shù)Ma =0 ～ 3時(shí)，采用引射模態(tài)工作。在從火箭排出的高溫燃?xì)獾囊渥饔孟?，空氣被吸入進(jìn)氣道，空氣的總壓升高。由于來(lái)流動(dòng)壓低，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力主要由引射火箭提供，引射火箭的工作壓力較高。高溫燃?xì)馀c空氣進(jìn)行摻混，在混合氣流中噴入燃料，進(jìn)行補(bǔ)燃燃燒。此時(shí)，引射火箭和擴(kuò)壓段均產(chǎn)生推力。在馬赫數(shù)為3 ～ 6 時(shí)，采用亞聲速燃燒沖壓模態(tài)，火箭的排氣量減少，從進(jìn)氣道流入的高速氣流在擴(kuò)壓段壓力得到恢復(fù)。由于氣流的總壓升高，恢復(fù)的壓力可以產(chǎn)生足夠的推力。在這種情況下，引射火箭工作在高混合比、低燃燒室壓力的狀態(tài)下，可以作為值班火焰。隨著飛行馬赫數(shù)的進(jìn)一步提高，在馬赫數(shù)達(dá)到6 ～ 7時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)由亞燃沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)變到超燃沖壓模態(tài)，進(jìn)而采用超燃沖壓模態(tài)。飛行器在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推動(dòng)下繼續(xù)加速，當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過(guò)12時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)轉(zhuǎn)入純火箭模態(tài)，進(jìn)氣道關(guān)閉，僅有引射火箭產(chǎn)生推力。1

關(guān)鍵技術(shù)RBCC組合推進(jìn)系統(tǒng)的研制是一個(gè)循序漸進(jìn)的過(guò)程，是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程。美國(guó)在此研究過(guò)程中也走了不少?gòu)澛?，由于初期所制定的?jì)劃龐大，存在一定盲目性，再加上很多關(guān)鍵技術(shù)尚未解決、經(jīng)費(fèi)緊縮以及政治等諸多原因，研究一度降溫并中斷，但還是獲得了大量的基礎(chǔ)性成果和成熟技術(shù)，這些都為下一步研究計(jì)劃的制定和工作開展提供了大量寶貴經(jīng)驗(yàn)。從目前研究進(jìn)展來(lái)看，要將RBCC推進(jìn)系統(tǒng)用于實(shí)際飛行器的飛行中，還存在很多問題，還有許多重要環(huán)節(jié)影響其效能最大限度地發(fā)揮。存在的關(guān)鍵技術(shù)如下：3

(1)機(jī)體一體化的集成優(yōu)化設(shè)計(jì)；(2)引射的機(jī)理研究；(3)熱防護(hù)和冷卻技術(shù)；(4)各模態(tài)下燃料霧化混合、火焰穩(wěn)定和高效燃燒組織技術(shù)；(5)各模態(tài)下燃油噴射策略、熱力調(diào)節(jié)和性能優(yōu)化技術(shù)；(6)進(jìn)氣道和后體設(shè)計(jì)和性能優(yōu)化；(7)高熱值、高熱容、熱穩(wěn)定性好和高吸熱性碳?xì)淙剂系难兄疲?8)各模態(tài)以及模態(tài)之間過(guò)渡的地面驗(yàn)證和飛行演示。3

世界各國(guó)的研究進(jìn)展美國(guó)研究進(jìn)展20世紀(jì)60年代，美國(guó)開展了可重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)研究計(jì)劃，在這一背景下，首次開始了RBCC組合推進(jìn)系統(tǒng)的研究工作，其主要目的是為1975年以后的飛行器提供動(dòng)力儲(chǔ)備。馬夸特公司、火箭動(dòng)力公司和洛克希德公司參與了這項(xiàng)計(jì)劃。最終選定了兩種推進(jìn)系統(tǒng)方案，即SERJ ( Super-C harged E jector Ram je t)和ScramLACE (Scram jetLiquid Air Cycle Engine)。1

早在1962-1963 年間，馬夸特公司就曾對(duì)ERJ (E jectorRam jet)的射流混合、擴(kuò)壓及燃燒過(guò)程和高性能引射的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，實(shí)驗(yàn)獲得了很多寶貴的數(shù)據(jù)，已經(jīng)具備演示發(fā)動(dòng)機(jī)性能的能力。1964-1967年，在美國(guó)空軍的贊助下，馬夸特公司對(duì)ERJ 縮比發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了一系列地面試驗(yàn)，充分研究了這種發(fā)動(dòng)機(jī)的性能特點(diǎn)。試驗(yàn)研究了不同的推進(jìn)劑組合，包括LOX /LH2 和H2O2 /JP，并模擬了起飛加速、跨聲速、超聲速飛行和引射模態(tài)與沖壓模態(tài)過(guò)渡等工作過(guò)程，均取得了令人滿意的結(jié)果。1966年到1967年，馬夸特公司與洛克希德公司和火箭動(dòng)力公司簽訂合同對(duì)RBCC 推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用到單級(jí)入軌和兩級(jí)入軌飛行器進(jìn)行了大量的研究。這項(xiàng)由NASA贊助的研究驗(yàn)證了寬范圍的LOX /LH2 RBCC推進(jìn)系統(tǒng)（包括引射模態(tài)、亞燃模態(tài)、超燃模態(tài)、增壓風(fēng)扇、空氣液化與壓縮）。到1967年，該計(jì)劃從面向可重復(fù)使用運(yùn)載器轉(zhuǎn)移到面向軍用飛行器，研究重點(diǎn)轉(zhuǎn)到氫/氧和氫/液化空氣組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。1968年，在航空噴氣公司和Allison公司的合作下，對(duì)SERJ縮比發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了11次地面試驗(yàn)，使RBCC的研究達(dá)到了第一次高潮。然而，隨著NASA的全尺寸航天飛機(jī)投入研制，并決定采用純火箭推進(jìn)，該項(xiàng)計(jì)劃的經(jīng)費(fèi)出現(xiàn)了問題，研究計(jì)劃終止。1

20世紀(jì)末期，美國(guó)又提出了“ 先進(jìn)空間運(yùn)輸計(jì)劃”(ASTP)，整個(gè)計(jì)劃主要由Marshall航天飛行中心負(fù)責(zé)，火箭基組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)是該計(jì)劃的一個(gè)研究方向。在這一計(jì)劃的帶動(dòng)下，RBCC研究工作掀起了第二次熱潮。1996年8月，Marshall航天飛行中心指定航空噴氣公司、馬夸特公司、賓夕法尼亞州立大學(xué)(PSU)、火箭動(dòng)力公司和普惠公司等5個(gè)小組負(fù)責(zé)RBCC的研制工作。1

航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)公司已進(jìn)行支板噴射火箭基組合循環(huán)的理論研究長(zhǎng)達(dá)14年。1996年9月，航空噴氣公司推出了支板引射火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案。針對(duì)軍事和航天兩種用途，制定了完整的試驗(yàn)計(jì)劃，開展了上千次試驗(yàn)研究，獲得了大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和研究成果，驗(yàn)證了支板噴射的可行性。1

火箭動(dòng)力公司設(shè)計(jì)的A5火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)采用了全固定式流道, 利用氫/氧作為推進(jìn)劑。A5 模型發(fā)動(dòng)機(jī)在GASL公司進(jìn)行了大量的試驗(yàn), 驗(yàn)證了空氣增強(qiáng)火箭/沖 壓的模態(tài)轉(zhuǎn)換和沖壓/超燃沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換, 且整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中不需要持續(xù)的點(diǎn)火源。1

Georgia航天技術(shù)學(xué)院、McKinney 聯(lián)合會(huì)、Pennsylvania大學(xué)和Alabama大學(xué)均參與了關(guān)于支板引射火箭的研究。這些研究包括組件（噴注器、推力室、引射器和進(jìn)氣道）和流道一體化的地面試驗(yàn)。1997年初到1999年中期，主要包括縮比進(jìn)氣道試驗(yàn)、引射器熱試車、燃燒室試驗(yàn)、引射火箭試驗(yàn)、流道冷流試驗(yàn)、各種CFD分析和自由射流試驗(yàn)等。試驗(yàn)中主要對(duì)兩種一體化流道（空氣噴氣的組合流道和火箭動(dòng)力的組合流道）進(jìn)行了研究。測(cè)試工作在GASL公司進(jìn)行，試驗(yàn)數(shù)據(jù)涵蓋了Ma=0 ～ 8范圍，而且對(duì)空氣增益火箭模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)行了測(cè)試。結(jié)果表明，沖壓/超燃沖壓及純火箭模態(tài)下流道性能良好，但空氣增益火箭模態(tài)下還存在一定問題。研究第一階段的結(jié)論認(rèn)為，RBCC 是單級(jí)入軌可重復(fù)使用航天器最有希望的推進(jìn)裝置，但其潛力的大小與其質(zhì)量及復(fù)雜性息息相關(guān)。后續(xù)工作將針對(duì)輕質(zhì)耐高溫材料、主動(dòng)冷卻方法、推進(jìn)裝置氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)、發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)設(shè)計(jì)及整體優(yōu)化的研究展開。2000年，航空噴氣、普惠和火箭動(dòng)力公司參與了該計(jì)劃的概念設(shè)計(jì)，在進(jìn)行概念設(shè)計(jì)的過(guò)程中，三個(gè)公司達(dá)成一致，在2001年3月19日簽訂協(xié)議，成立火箭基組合循環(huán)委員會(huì)(RBC3)，合力進(jìn)行RBCC 推進(jìn)系統(tǒng)的研制?？諝鈬姎夂突鸺齽?dòng)力的進(jìn)氣道試驗(yàn)在Lewis研究中心的風(fēng)洞中進(jìn)行，所有的直聯(lián)式試驗(yàn)和自由射流試驗(yàn)都在GASL公司的設(shè)備中進(jìn)行。1

航空噴氣/GASL/NASA的RBCC推進(jìn)系統(tǒng)在Lewis研究中心進(jìn)行試驗(yàn)，這種RBCC引射超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(ESJ)采用支板引射(Strujet)。該推進(jìn)系統(tǒng)在以火箭為主進(jìn)行工作時(shí)采用甲肼/抑制性紅煙硝酸(MMH/IRFNA)作為燃料，在吸氣式模態(tài)則采用煤油作為燃料。美國(guó)空軍的Hytech計(jì)劃為該項(xiàng)目提供了大量的經(jīng)費(fèi)支持。另一個(gè)小一點(diǎn)的以氧氣/氫氣為燃料的ESJ推進(jìn)系統(tǒng)則在NASA 蘭利研究中心直聯(lián)式超燃測(cè)試系統(tǒng)中進(jìn)行試驗(yàn)，這項(xiàng)試驗(yàn)的硬件也是由航空噴氣/GASL公司提供。通過(guò)這兩項(xiàng)試驗(yàn)，將對(duì)RBCC推進(jìn)系統(tǒng)的研究工作有巨大的推動(dòng)。1

為了研究不同模態(tài)之間的狀態(tài)轉(zhuǎn)換，NASA開展了吸氣式火箭一體化系統(tǒng)試驗(yàn)計(jì)劃(ISTAR)。試驗(yàn)采用X-43B為縮比演示驗(yàn)證的飛行器。為了使飛行器的尺寸比較小，將采用空中發(fā)射，并選用碳?xì)淙剂?。試?yàn)時(shí)，采用B-52或L1011將X-43B攜帶到空中，在飛行馬赫數(shù)為0.7時(shí)進(jìn)行投放，經(jīng)歷火箭引射模態(tài)、沖壓模態(tài)和超燃沖壓模態(tài)，在達(dá)到馬赫數(shù)7后滑翔降落。1

俄羅斯研究進(jìn)展俄羅斯航天局(RSA)正在實(shí)施的OREL高超聲速技術(shù)研究計(jì)劃是在研究可重復(fù)使用的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)(RSTS)的各項(xiàng)備選方案，以及相關(guān)的關(guān)鍵技術(shù)。其中“OREL-1”計(jì)劃主要進(jìn)行該運(yùn)輸系統(tǒng)總體方面的研究，“OREL-2-1”計(jì)劃主要致力于吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的研究，“OREL-2-2”計(jì)劃主要研究液化空氣循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。俄羅斯的CIAM 進(jìn)行了大量關(guān)于組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)方面的研究。1

歐盟研究進(jìn)展歐空局(ESA)的未來(lái)歐洲空間運(yùn)輸研究規(guī)劃(FESTIP)對(duì)可重復(fù)使用的運(yùn)載器進(jìn)行了概念研究，并對(duì)相關(guān)技術(shù)進(jìn)行了一些研究，研究領(lǐng)域包括結(jié)構(gòu)、材料、推進(jìn)、熱防護(hù)和氣體動(dòng)力學(xué)五個(gè)方面。FESTIP關(guān)于推進(jìn)技術(shù)的研究主要集中在火箭推進(jìn)上，同時(shí)也開展了RBCC 的研究，特別是關(guān)于引射火箭的研究。1

法國(guó)國(guó)防部從1992 年開始實(shí)施吸氣式高超聲速推進(jìn)研究與技術(shù)(PREPHA)計(jì)劃，旨在研究一種能夠模擬Ma =8來(lái)流的縮比超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。1

在荷蘭的TNO PrinsM aurits實(shí)驗(yàn)室，經(jīng)過(guò)十多年的研究，掌握了沖壓推進(jìn)技術(shù)，并建造了引射火箭試驗(yàn)裝置，進(jìn)行了RBCC引射模態(tài)的研究。1

日本研究進(jìn)展日本計(jì)劃在21世紀(jì)20 ～ 30年代研制出采用吸氣式/火箭組合發(fā)動(dòng)機(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)的、水平起降、完全可重復(fù)使用的單級(jí)入軌空天飛機(jī)。日本國(guó)家空間實(shí)驗(yàn)室(NAL)正在進(jìn)行相關(guān)的方案研究和技術(shù)儲(chǔ)備。NAL初步選定了四種候選方案：火箭/超燃沖壓(RES：Rocket Engine with Scram jet)；液化空氣循環(huán)/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(LACES：LACE with Scram jet)；預(yù)冷渦輪噴氣/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(PATRES：Pre-cooled Air Turbo jet with Scram jet)；引射亞燃沖壓/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(AERES：Aero-E jector Ram jet Engine withScram jet)。為了配合空天飛機(jī)的研制，NAL在材料和結(jié)構(gòu)領(lǐng)域正在開發(fā)各種耐高溫的先進(jìn)復(fù)合材料，并建造了各種試驗(yàn)設(shè)施。國(guó)立橫濱大學(xué)和三菱重工等參與了開發(fā)。1

中國(guó)研究進(jìn)展國(guó)內(nèi)航天31所早在20 世紀(jì)70年代對(duì)火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了跟蹤分析研究，并在90年代開展了RBCC組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研究，重點(diǎn)研究了引射模態(tài)的設(shè)計(jì)技術(shù)和性能，包括主火箭和擴(kuò)張燃燒室通道幾何參數(shù)與氣動(dòng)熱力參數(shù)的匹配關(guān)系；研究了燃燒室中二次燃料噴射對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響；初步研究了改善發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣、排氣系統(tǒng)與燃燒室協(xié)調(diào)工作的設(shè)計(jì)技術(shù)，給出了RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在大推力加速段的典型工作特性；提出了多模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一種新型工作模式和提高性能的技術(shù)途徑。另外，在RBCC概念的基礎(chǔ)上，還提出了固體火箭沖壓基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(SRBCC：Solid-fuel Ram-Rocket Based Combined Cycle)新概念方案的設(shè)想和固液火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(SRBLICC：Solid Rocket Based Liquid Injection CombinedCycle)方案。目前，航天31所主要針對(duì)單模塊超燃發(fā)動(dòng)機(jī)開展了大量研究，已進(jìn)行了馬赫數(shù)為4、5、6的地面試驗(yàn)，均取得了正推力，解決了關(guān)鍵難題，并準(zhǔn)備采用導(dǎo)彈助推來(lái)進(jìn)行飛行試驗(yàn)。3

中科院力學(xué)所針對(duì)RBCC研究了不同工況下一次流和引射二次流之間混合的演變和發(fā)展過(guò)程，找出了不同來(lái)流條件下影響引射性能的主要參數(shù)，并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果提出了促進(jìn)混合的可行方案。自1994 年起，力學(xué)所在863和自然科學(xué)基金的支持下，開展了超燃方面的研究，建成了全國(guó)第1臺(tái)直連式超燃實(shí)驗(yàn)設(shè)備，在氫氣自點(diǎn)火極限、氫/空氣支桿排架混合和燃燒、碳?xì)淙剂响F化、超音速燃燒以及增強(qiáng)混合、穩(wěn)定燃燒等方面獲得了大量成果。3

航天科技六院11所對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的主火箭系統(tǒng)進(jìn)行了研究，對(duì)系統(tǒng)方案、推進(jìn)劑體系進(jìn)行了論證分析，研制了用于一體化集成的主火箭，開展了以氣氧/烴燃料為推進(jìn)劑的點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)。3

國(guó)防科大針對(duì)雙模態(tài)和超燃發(fā)動(dòng)機(jī)開展了點(diǎn)火性能和火焰穩(wěn)定的機(jī)理研究，進(jìn)行了模擬飛行Ma=6、高度25 km條件下超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的自由引射試驗(yàn)，獲得了正推力，并在馬赫數(shù)為4、5、6條件下進(jìn)行了雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的自由射流試驗(yàn)，也取得了正推力。另外，中國(guó)空氣動(dòng)力研究中心、701 所、中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)和北京航空航天大學(xué)等科研院所和高校，也針對(duì)雙模態(tài)、超燃發(fā)動(dòng)機(jī)和高超音速進(jìn)氣道等開展了大量研究，突破了很多關(guān)鍵技術(shù)，取得了相當(dāng)大的成果，為RBCC的多模態(tài)實(shí)現(xiàn)和部件集成奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。3