組合循環(huán)(RBCC)推進技術(shù)

1、組合循環(huán)(RBCC)推進技術(shù)  英文名稱 Rocket-Based Combined-Cycle Technology  定義  1. RBCC推進技術(shù)基本概念  RBCC推進系統(tǒng)是火箭發(fā)動機與吸氣式發(fā)動機的集成,是這兩類發(fā)動機組合成的一體化推進系統(tǒng)。典型的RBCC發(fā)動機,如支架噴射(Strutjet)RBCC發(fā)動機隨著從起飛助推、大氣層內(nèi)、沖出大氣層和大氣層外不同階段飛行速度的提高,在同一流通通道內(nèi),相繼采用5種模態(tài)工作。  (1)引射火箭或火箭/沖壓發(fā)動機亞聲速燃燒模態(tài)(Ma02.5);  (2)沖壓發(fā)動機亞聲

2、速燃燒模態(tài)(Ma2.55);  (3)沖壓發(fā)動機超聲速燃燒模態(tài)(Ma58);  (4)上升大氣層中超聲速燃燒沖壓/火箭模態(tài)(Ma812);  (5)大氣層外單純火箭模態(tài)(Ma1225)。  2. RBCC發(fā)動機的分類  RBCC的基本出發(fā)點是結(jié)合火箭的高推重比和吸氣式發(fā)動機的高比沖和高效率,提高航天推進系統(tǒng)的性能。航天推進系統(tǒng)在大氣層中工作時采用吸氣式推進技術(shù),與全火箭推進系統(tǒng)相比,將減少自帶氧化劑的數(shù)量。如果RBCC推進系統(tǒng)通過減少自帶氧化劑所降低的質(zhì)量超過該系統(tǒng)結(jié)構(gòu)改變所增加的質(zhì)量,就可以降低推進系統(tǒng)起飛時的總質(zhì)量,從而進一步提高推進系統(tǒng)的

3、推重比。  航天推進系統(tǒng)的發(fā)動機起飛總質(zhì)量比WR與發(fā)動機空質(zhì)量OWE(起飛總質(zhì)量減去推進劑質(zhì)量)、所需燃料質(zhì)量Wf以及自帶氧化劑與燃料質(zhì)量之比(O/F)三種參數(shù)之間存在如下關(guān)系:  WR1Wf/OWF×(1O/F)  根據(jù)推進系統(tǒng)需要自帶氧化劑的多少和發(fā)動機總質(zhì)量比的高低,目前國外已經(jīng)提出的RBCC技術(shù)方案大致可以分為管道火箭和火箭沖壓發(fā)動機、液化空氣循環(huán)火箭和深冷空氣火箭發(fā)動機、火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機、液化或深冷空氣火箭/超燃沖壓組合發(fā)動機、液化或深冷空氣火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機等幾種類型。  2.1 管道火箭和火箭沖壓發(fā)動機 

4、; 管道火箭利用火箭的高壓排氣引射空氣,但空氣與排氣摻合后,空氣中的氧未被利用進行補燃就排出發(fā)動機,這樣排氣質(zhì)量雖有增加,但出口速度降低了?；鸺龥_壓和管道火箭的區(qū)別在于火箭沖壓還進一步利用被引射空氣中的氧進行補燃。過去一直認為,這類發(fā)動機在起飛助推階段(Ma01)的推力增益小于1;但超聲速飛行時,推力增益則顯著增加。近年來國外的研究得出起飛助推階段這類發(fā)動機的推力增益同樣可以大于1的結(jié)論，試驗結(jié)果表明其推力增益能夠達到1.13。管道火箭和火箭沖壓發(fā)動機適于在Ma56時工作,能夠節(jié)省燃料、提高比沖，但不能明顯減少自帶氧化劑質(zhì)量.因而還不能顯著降低推進系統(tǒng)的起飛總質(zhì)量。  2.2 液化空

5、氣循環(huán)發(fā)動機和深冷火箭發(fā)動機  液化空氣循環(huán)發(fā)動機(LACE)和深冷火箭發(fā)動機都用氫燃料冷卻空氣, 利用空氣中的氧替代火箭發(fā)動機中的氧化劑。這類發(fā)動機充分利用燃料的熱沉、作功能力和化學(xué)能,在熱力循環(huán)上是一體化的,但在空氣冷卻的程度上兩者有區(qū)別:LACE需要液化空氣,因而冷卻所需的液氫流量通常是最大的;深冷空氣火箭發(fā)動機只需冷卻到液化前的氣體狀態(tài),可以節(jié)省很大的液化熱沉。分析認為,當(dāng)飛行速度為Ma6時 ,因進氣滯止后的溫度升高不多這類發(fā)動機能夠制備較多的液化或深冷空氣,推進系統(tǒng)自帶氧化劑數(shù)量較少,O/F12;如果在整個發(fā)射飛行過程中都采用這類發(fā)動機,則推進系統(tǒng)自帶的氧化劑較多,O/F2

6、.53.5。  2.3 火箭/亞、超燃雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機  火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機是國外目前研究最廣泛的新型高超聲速推進技術(shù),該發(fā)動機隨著飛行速度的提高,在幾何調(diào)節(jié)的同一流通通道內(nèi),可以先后采用前述的5種工作模態(tài)工作。  目前,美國、俄羅斯的火箭/雙模態(tài)沖壓發(fā)動機已經(jīng)進入飛行演示驗證研制階段。這類發(fā)動機能夠達到O/F3，平均燃料比沖Isp500s,結(jié)構(gòu)質(zhì)量比PFR0.2,總質(zhì)量比可降低到WR62.5,既能夠用于大氣層內(nèi)的加速和加速/巡航飛行任務(wù),如高超聲速導(dǎo)彈;也能夠用于將有效載荷送入地球軌道的航天運輸任務(wù)。  2.4 液化或深冷空氣火箭/超燃沖壓

7、組合發(fā)動機  這類發(fā)動機可以使O/F2,并能更好地實現(xiàn)火箭發(fā)動機的大推力與吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機高比沖的結(jié)合,更適合于空天飛機的推進任務(wù)。  2.5 液化或深冷空氣火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機  液化或深冷空氣火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機采用液化空氣分離和提純系統(tǒng),在低Ma數(shù)飛行時通過液化和提純將含有90%氧的液化空氣儲存起來,供火箭沖出大氣層時使用。而富含氮氣的空氣作為旁路隨即向后排放,提供額外推力。這類發(fā)動機在RBCC方案中是利用空氣中的氧最理想的方案,可使O/F,WR2.5;但也是研制難度最大的RBCC方案。  上述5種RBCC方案中,第一類管道火箭和火箭沖

8、壓發(fā)動機只是在化學(xué)能利用方面實現(xiàn)了組合,而對燃料的作功和冷卻能力并未充分利用。因此,這類RBCC的WR雖有降低,但對Wf、O/F的影響不大。另外4類RBCC方案分別有程度不同的一體化循環(huán)，即對燃料的冷卻、作功和熱能綜合利用。這些發(fā)動機不僅可使O/F降低約50，而且能降低Wf，因而使WR有更低的下降。  國外概況  1. 火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機的研制取得重要進展  雖然國外對各類RBCC推進技術(shù)都在進行探索研究,但是在火箭/亞、超燃雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機的研制上投入最多,因而這類發(fā)動機的研制進展也最快。美國、俄羅斯、法國等國在前些年系統(tǒng)方案和概念研究的基

9、礎(chǔ)上,已經(jīng)歷了地面直聯(lián)式和自由射流試驗驗證,目前進入應(yīng)用研究的飛行試驗階段。  1.1 RBCC技術(shù)具有廣泛應(yīng)用前景  美國航空航天局(NASA)的高度可重復(fù)使用航天運輸(HRST)計劃對組合式推進系統(tǒng)(CPS)、組合循環(huán)推進(CCP)、發(fā)射助推技術(shù)、革新的運載器推進系統(tǒng)4種發(fā)展高度可重復(fù)使用運載器的戰(zhàn)略途徑、20種各具特色的概念進行了不同程度的探討，近期的研究結(jié)論認為，在未來運載器概念中引入RBCC技術(shù)具有很大的前景，這一途徑很有希望。  1.2 證實了火箭沖壓發(fā)動機在起飛狀態(tài)能夠提高推力  美國航空噴氣(Aerojet)公司對支架噴射(Strutje

10、t)RBCC發(fā)動機進行了13年的研究,包括對5種工作模態(tài)進行的1000多次部件或發(fā)動機的地面試驗。近期的試驗結(jié)果表明，火箭沖壓發(fā)動機在起飛助推狀態(tài)(Ma0)時火箭推力能夠增加13%,在飛行速度為2.85Ma時,推力甚至可以提高109%。  1.3 進行了火箭模態(tài)向雙模沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換的地面試驗  美國NASA馬歇爾航天飛行中心(MSFC)一直在實施RBCC發(fā)展計劃,該計劃在19971998年進行了火箭發(fā)動機模態(tài)向亞/超燃雙模態(tài)沖壓發(fā)動機轉(zhuǎn)換的地面試驗。馬歇爾航天飛行中心的RBCC計劃近年來的主要進展包括:  (1)1997年進行了RBCC推力器、引射器、進氣口等部件級

11、試驗，裝配了完整的流程并進行了速度從0Ma8Ma的風(fēng)洞試驗;  (2)1998年中,完成了縮比進氣口試驗,縮比發(fā)動機懸掛試驗,引射器的熱點火、燃燒試驗，冷流試驗和不同的計算流體力學(xué)(CFD)分析;  (3)1999年4月,航空噴氣公司和洛克達因公司分別制造并進行了自由噴射工作流程試驗。  1.4 實現(xiàn)了沖壓發(fā)動機亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換的飛行試  1991年俄羅斯在冷計劃中實現(xiàn)了沖壓發(fā)動機亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換的飛行試驗。在俄羅斯獨自進行的冷計劃第一次飛行試驗中,通過程序控制系統(tǒng)使亞燃/超燃沖壓發(fā)動機完成了兩次獨立的預(yù)編程燃燒,最大飛行速度為5.6Ma。這

12、是世界上首次在沖壓發(fā)動機的飛行試驗中實現(xiàn)從亞聲速燃燒模態(tài)到超聲速燃燒模態(tài)的轉(zhuǎn)換。  1998年俄羅斯與美國聯(lián)合實施的冷計劃第五次飛行試驗,成功地在6.5Ma的飛行速度下進行了沖壓發(fā)動機的純超燃模態(tài)試驗(以前的飛行試驗實際上只達到亞燃/超燃過渡型模態(tài)),超燃模態(tài)的工作時間長達77s,發(fā)動機以近最優(yōu)燃料/空氣比進行超聲速燃燒。  1.5 降低了RBCC推進系統(tǒng)的研制風(fēng)險  國外經(jīng)過多年研究,開始重新認識火箭/亞、超燃雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機各種模態(tài)的工作范圍和相應(yīng)的飛行軌跡。在1995年終止的美國國家空天飛機計劃(NASP)中,超燃沖壓發(fā)動機模態(tài)要工作到飛行速度為Ma15

13、才轉(zhuǎn)為全火箭模態(tài)工作,這樣不僅推進系統(tǒng)的研制風(fēng)險很大,而且高氣動力/熱引起的熱防護和新材料/結(jié)構(gòu)問題也難以解決。目前美國提出的RBCC方案,超燃沖壓模態(tài)只工作到飛行速度Ma8,8Ma10Ma時采用火箭/超燃沖壓模態(tài)工作;飛行速度Ma10時采用全火箭模態(tài);同時飛行軌跡的相應(yīng)改變也降低了氣動力/熱,使得推進系統(tǒng)和飛行器結(jié)構(gòu)研制風(fēng)險都有所減少。  2. 國外與RBCC推技術(shù)相關(guān)的重點計劃  2.1 高度可重復(fù)使用航天運輸計劃  高度可重復(fù)使用航天運輸(HRST)計劃是美國航空航天局(NASA)馬歇爾航天飛行中心(MSFC)領(lǐng)導(dǎo)執(zhí)行的一項研究計劃。該計劃尋求革新概念和先進

14、技術(shù),目的是使進入空間的運輸費用比可重復(fù)使用運載器(RLV)計劃提出的目標(biāo)進一步降低,達到200400美元/千克(100200美元/磅)。  參加HRST研究的包括大學(xué)、工業(yè)界和政府的其它部門。該計劃設(shè)定每次進入低地球軌道(LEO)的有效載荷平均為18.16t(40000磅),具有每年100次發(fā)射或運送人員的能力。HRST計劃確定了4種發(fā)展高度可重復(fù)使用運載器的戰(zhàn)略途徑;對20種各具特色的概念進行了不同程度的探討,研究定義了6種可能使LEO的發(fā)射費用降低到400美元/千克的系統(tǒng)概念。  (1) 4種戰(zhàn)略途徑  ·組合式推進系統(tǒng)(CPS)  把兩

15、種或更多的主推進系統(tǒng)組合起來,為同一個高度可重復(fù)使用運載器(HRV)提供動力。而這兩種或更多的推進系統(tǒng)并未結(jié)合為單一的機械系統(tǒng)。  ·組合循環(huán)推進(CCP)  把兩種或更多主推進系統(tǒng)循環(huán)或運行模態(tài)納入產(chǎn)生推力的單一機械裝置。其優(yōu)點是通過幾種運行模態(tài)使推進系統(tǒng)具有“一直沿著”最佳比沖曲線工作的能力。CCP概念包括以火箭為基礎(chǔ)的組合循環(huán)和以渦輪為基礎(chǔ)的組合循環(huán)兩種系統(tǒng)。  ·發(fā)射助推技術(shù)  發(fā)射助推是航天發(fā)射初始段使用的外部發(fā)射能源之一，可提供總發(fā)射能量中相當(dāng)大的部分。新的發(fā)射助推技術(shù)包括電磁浮彈射器的地基發(fā)射助推;從亞聲速到Ma2Ma4

16、的超聲速終點速度的空基發(fā)射助推;天基助推等。  ·革新的運載器推進系統(tǒng)  革新的改進有磁噴管、磁進氣口和等離子體推力增大等.它們都可以應(yīng)用于全火箭、CPS或CCP等。  (2) 6種低發(fā)射費用系統(tǒng)概念  HRST計劃的研究重點是全火箭推進、以火箭為基礎(chǔ)的組合循環(huán)(RBCC)沖壓噴氣推進、RBCC超燃沖壓噴氣推進。從20種概念中選出了6種發(fā)射費可以滿足400美元/千克要求的系統(tǒng)概念,其中3種是近期項目(需要10年時間使技術(shù)成熟),另外3種是遠期項目(需要1520年使技術(shù)成熟)。這6種概念中有2種采用全火箭推進技術(shù),3種采用CCP技術(shù),1種采用CC

17、P和發(fā)射助推技術(shù)。  HRST計劃的近期研究結(jié)論認為，在運載器概念中引入RBCC技術(shù)具有很大的前景。雖然尚未證明在較低速度(如5Ma)轉(zhuǎn)移為全火箭模態(tài)的RBCC概念是可行的，但是HRST計劃的初步研究結(jié)果表明，這一途徑很有希望。  2.2 先進航天運輸計劃(ASTP)中的RBCC計劃  先進航天運輸計劃(ASTP)是美國航空航天局(NASA)空天技術(shù)辦公室的三大計劃之一。該計劃的核心內(nèi)容是先進的可重復(fù)使用航天運載器技術(shù),其中推進技術(shù)的重點是以火箭為基礎(chǔ)的組合循環(huán)(RBCC)技術(shù)。  RBCC技術(shù)計劃由3個主要階段構(gòu)成:  (1)發(fā)動機可能采用的

18、工作流程的地面試驗;  (2)研制用于地面試驗和飛行試驗的飛行型發(fā)動機;  (3)飛行器/發(fā)動機綜合飛行演示驗證。  RBCC技術(shù)計劃的目標(biāo)是為實現(xiàn)航天運輸成本比目前降低100倍,安全性提高10000倍的先進航天運載器提供技術(shù)支持。  按計劃,在2001年年底將完成可用于飛行試驗的RBCC發(fā)動機的初步設(shè)計方案,以后將研制縮比飛行型地面試驗發(fā)動機并進行地面試驗;2005年進行縮比發(fā)動機的演示驗證飛行試驗。  2.3 冷計劃  冷計劃是俄羅斯高超聲速推進技術(shù)計劃中最先進行飛行試驗的計劃,是由俄羅斯巴拉諾夫中央發(fā)動機研究院與如科夫斯基中央空

19、氣流體動力研究院等單位合作進行的。該計劃的目標(biāo)是為飛航導(dǎo)彈發(fā)展亞/超燃雙模態(tài)高超聲速沖壓發(fā)動機。1992年11月，冷計劃在世界上首次進行了沖壓發(fā)動機從亞聲速燃燒模態(tài)到超聲速燃燒模態(tài)的轉(zhuǎn)換。  冷計劃采用軸對稱的亞/超燃沖壓發(fā)動機試驗?zāi)Ｐ?其試飛器為遠程、中高空防空導(dǎo)彈系統(tǒng)SA5的5B28導(dǎo)彈。軸對稱亞/超燃沖壓發(fā)動機模型是一個自主系統(tǒng)，它包括攜帶氫燃料的亞/超燃沖壓發(fā)動機、燃料監(jiān)控/測量系統(tǒng)、遙測系統(tǒng)等。在發(fā)動機模型的進氣道中有3排噴觜,試驗燃燒室中有火焰穩(wěn)定器。在沖壓發(fā)動機進行亞聲速燃燒時，使用兩排噴嘴，在超聲速燃燒條件下使用三排噴嘴，做到雙模態(tài)燃燒的轉(zhuǎn)換。  19911

20、998年,冷計劃共進行了5次軸對稱超燃發(fā)動機的驗證性飛行試驗。其中,第一次為俄羅斯自籌資金進行的試驗;第二、三次為俄羅斯與法國共同進行的研究試驗;第四、五次則為俄羅斯與美國航空航天局(NASA)合作的試驗項目。這5次試驗都是在拜科努爾航天中心附近的靶場進行的，均使用氫燃料。  3. 發(fā)展趨勢  軍事應(yīng)用一直是航天新型推進技術(shù)發(fā)展的重要動力,今后仍將是這樣。80年代起步的美國國家空天飛機計劃(NASP)由于指標(biāo)高、難度大，特別是未能取得軍方的大力支持，終于在1995年終止。NASP終止后，吸氣式推進技術(shù)一直在走下坡路。但是在降低技術(shù)發(fā)展目標(biāo)特別是與高超音速導(dǎo)彈、空間作戰(zhàn)飛行器等軍事應(yīng)用相結(jié)合以后,高超聲速推進技術(shù)在世界范圍又重新獲得新的發(fā)展機遇,各國競相研制RBCC技術(shù),使RBCC技術(shù)增強了應(yīng)用的現(xiàn)實性,推動了RBCC技術(shù)的發(fā)展。強調(diào)軍事應(yīng)用,并不意味民用和商業(yè)應(yīng)用對航天新型推進技術(shù)的發(fā)展不重要,而是強調(diào)軍事應(yīng)用對航天新型推進技術(shù)發(fā)展的帶動性。實際上,為軍事應(yīng)用發(fā)展的許多航天新型推進技術(shù),以后大多都應(yīng)用于民用和商用航天領(lǐng)域。  火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機是目前國外研究最廣泛的RBCC推進技術(shù),從美國的幾個重要的高超聲速技術(shù)計劃發(fā)展趨勢分析,火箭/雙模態(tài)沖壓組合發(fā)動機將進入應(yīng)用研究。  (1)1998年,美國國防高級研究計劃局(