组合循环(RBCC)推进技术

组合循环(RBCC)推进技术
[英文名称] Rocket-Based Combined-Cycle Technology
[定义]
1. RBCC推进技术基本概念
RBCC推进系统是火箭发动机与吸气式发动机的集成,是这两类发动机组合成的一体化推进系统。

典型的RBCC发动机,如支架喷射(Strutjet)RBCC发动机随着从起飞助推、大气层内、冲出大气层和大气层外不同阶段飞行速度的提高,在同一流通通道内,相继采用5种模态工作。

(1)引射火箭或火箭/冲压发动机亚声速燃烧模态(Ma＝0～2.5);
(2)冲压发动机亚声速燃烧模态(Ma＝2.5～5);
(3)冲压发动机超声速燃烧模态(Ma＝5～8);
(4)上升大气层中超声速燃烧冲压/火箭模态(Ma＝8～12);
(5)大气层外单纯火箭模态(Ma＝12～25)。

2. RBCC发动机的分类
RBCC的基本出发点是结合火箭的高推重比和吸气式发动机的高比冲和高效率,提高航天推进系统的性能。

航天推进系统在大气层中工作时采用吸气式推进技术,与全火箭推进系统相比,将减少自带氧化剂的数量。

如果RBCC推进系统通过减少自带氧化剂所降低的质量超过该系统结构改变所增加的质量,就可以降低推进系统起飞时的总质量,从而进一步提高推进系统的推重比。

航天推进系统的发动机起飞总质量比WR与发动机空质量OWE(起飞总质量减去推进剂质量)、所需燃料质量Wf以及自带氧化剂与燃料质量之比(O/F)三种参数之间存在如下关系:
WR＝1＋Wf/OWF×(1＋O/F)
根据推进系统需要自带氧化剂的多少和发动机总质量比的高低,目前国外已经提出的RBCC技术方案大致可以分为管道火箭和火箭冲压发动机、液化空气循环火箭和深冷空气火箭发动机、火箭/双模态冲压组合发动机、液化或深冷空气火箭/超燃冲压组合发动机、液化或深冷空气火箭/双模态冲压组合发动机等几种类型。

2.1 管道火箭和火箭冲压发动机
管道火箭利用火箭的高压排气引射空气,但空气与排气掺合后,空气中的氧未被利用进行补燃就排出发动机,这样排气质量虽有增加,但出口速度降低了。

火箭冲压和管道火箭的区别在于火箭冲压还进一步利用被引射空气中的氧进行补燃。

过去一直认为,这类发动机在起飞助推阶段(Ma＝0～1)的推力增益小于1;但超声速飞行时,推力增益则显著增加。

近年来国外的研究得出起飞助推阶段这类发动机的推力增益同样可以大于1的结论，试验结果表明其推力增益能够达到1.13。

管道火箭和火箭冲压发动机适于在Ma＜5～6时工作,能够节省燃料、提高比冲，但不能明显减少自带氧化剂质量.因而还不能显著降低推进系统的起飞总质量。

2.2 液化空气循环发动机和深冷火箭发动机
液化空气循环发动机(LACE)和深冷火箭发动机都用氢燃料冷却空气, 利用空气中的氧替代火箭发动机中的氧化剂。

这类发动机充分利用燃料的热沉、作功能力和化学能,在热力循环上是一体化的,但在空气冷却的程度上两者有区别:LACE需要液化空气,因而冷却所需的
液氢流量通常是最大的;深冷空气火箭发动机只需冷却到液化前的气体状态,可以节省很大的液化热沉。

分析认为,当飞行速度为Ma＜6时,因进气滞止后的温度升高不多这类发动机能够制备较多的液化或深冷空气,推进系统自带氧化剂数量较少,O/F≈1～2;如果在整个发射飞行过程中都采用这类发动机,则推进系统自带的氧化剂较多,O/F≈2.5～3.5。

2.3 火箭/亚、超燃双模态冲压组合发动机
火箭/双模态冲压组合发动机是国外目前研究最广泛的新型高超声速推进技术,该发动机随着飞行速度的提高,在几何调节的同一流通通道内,可以先后采用前述的5种工作模态工作。

目前,美国、俄罗斯的火箭/双模态冲压发动机已经进入飞行演示验证研制阶段。

这类发动机能够达到O/F≈3，平均燃料比冲Isp≈500s,结构质量比PFR≈0.2,总质量比可降低到WR≈6～2.5,既能够用于大气层内的加速和加速/巡航飞行任务,如高超声速导弹;也能够用于将有效载荷送入地球轨道的航天运输任务。

2.4 液化或深冷空气火箭/超燃冲压组合发动机
这类发动机可以使O/F≤2,并能更好地实现火箭发动机的大推力与吸气式冲压发动机高比冲的结合,更适合于空天飞机的推进任务。

2.5 液化或深冷空气火箭/双模态冲压组合发动机
液化或深冷空气火箭/双模态冲压组合发动机采用液化空气分离和提纯系统,在低Ma 数飞行时通过液化和提纯将含有90%氧的液化空气储存起来,供火箭冲出大气层时使用。

而富含氮气的空气作为旁路随即向后排放,提供额外推力。

这类发动机在RBCC方案中是利用空气中的氧最理想的方案,可使O/F,WR≈2.5;但也是研制难度最大的RBCC方案。

上述5种RBCC方案中,第一类管道火箭和火箭冲压发动机只是在化学能利用方面实现了组合,而对燃料的作功和冷却能力并未充分利用。

因此,这类RBCC的WR虽有降低,但对Wf、O/F的影响不大。

另外4类RBCC方案分别有程度不同的一体化循环，即对燃料的冷却、作功和热能综合利用。

这些发动机不仅可使O/F降低约50％，而且能降低Wf，因而使WR有更低的下降。

[国外概况]
1. 火箭/双模态冲压组合发动机的研制取得重要进展
虽然国外对各类RBCC推进技术都在进行探索研究,但是在火箭/亚、超燃双模态冲压组合发动机的研制上投入最多,因而这类发动机的研制进展也最快。

美国、俄罗斯、法国等国在前些年系统方案和概念研究的基础上,已经历了地面直联式和自由射流试验验证,目前进入应用研究的飞行试验阶段。

1.1 RBCC技术具有广泛应用前景
美国航空航天局(NASA)的高度可重复使用航天运输(HRST)计划对组合式推进系统(CPS)、组合循环推进(CCP)、发射助推技术、革新的运载器推进系统4种发展高度可重复使用运载器的战略途径、20种各具特色的概念进行了不同程度的探讨，近期的研究结论认为，在未来运载器概念中引入RBCC技术具有很大的前景，这一途径很有希望。

1.2 证实了火箭冲压发动机在起飞状态能够提高推力
美国航空喷气(Aerojet)公司对支架喷射(Strutjet)RBCC发动机进行了13年的研究,包括对5种工作模态进行的1000多次部件或发动机的地面试验。

近期的试验结果表明，火箭冲压发动机在起飞助推状态(Ma＝0)时火箭推力能够增加13%,在飞行速度为2.85Ma时,推力甚至可以提高109%。

1.3 进行了火箭模态向双模冲压模态转换的地面试验
美国NASA马歇尔航天飞行中心(MSFC)一直在实施RBCC发展计划,该计划在1997～1998年进行了火箭发动机模态向亚/超燃双模态冲压发动机转换的地面试验。

马歇尔航天飞行中心的RBCC计划近年来的主要进展包括:
(1)1997年进行了RBCC推力器、引射器、进气口等部件级试验，装配了完整的流程并进行了速度从0Ma～8Ma的风洞试验;
(2)1998年中,完成了缩比进气口试验,缩比发动机悬挂试验,引射器的热点火、燃烧试验，冷流试验和不同的计算流体力学(CFD)分析;
(3)1999年4月,航空喷气公司和洛克达因公司分别制造并进行了自由喷射工作流程试验。

1.4 实现了冲压发动机亚燃模态向超燃模态转换的飞行试
1991年俄罗斯在冷计划中实现了冲压发动机亚燃模态向超燃模态转换的飞行试验。

在俄罗斯独自进行的冷计划第一次飞行试验中,通过程序控制系统使亚燃/超燃冲压发动机完成了两次独立的预编程燃烧,最大飞行速度为 5.6Ma。

这是世界上首次在冲压发动机的飞行试验中实现从亚声速燃烧模态到超声速燃烧模态的转换。

1998年俄罗斯与美国联合实施的冷计划第五次飞行试验,成功地在6.5Ma的飞行速度下进行了冲压发动机的纯超燃模态试验(以前的飞行试验实际上只达到亚燃/超燃过渡型模态),超燃模态的工作时间长达77s,发动机以近最优燃料/空气比进行超声速燃烧。

1.5 降低了RBCC推进系统的研制风险
国外经过多年研究,开始重新认识火箭/亚、超燃双模态冲压组合发动机各种模态的工作范围和相应的飞行轨迹。

在1995年终止的美国国家空天飞机计划(NASP)中,超燃冲压发动机模态要工作到飞行速度为Ma＜15才转为全火箭模态工作,这样不仅推进系统的研制风险很大,而且高气动力/热引起的热防护和新材料/结构问题也难以解决。

目前美国提出的RBCC 方案,超燃冲压模态只工作到飞行速度Ma≈8,8Ma～10Ma时采用火箭/超燃冲压模态工作;飞行速度Ma＜10时采用全火箭模态;同时飞行轨迹的相应改变也降低了气动力/热,使得推进系统和飞行器结构研制风险都有所减少。

2. 国外与RBCC推技术相关的重点计划
2.1 高度可重复使用航天运输计划
高度可重复使用航天运输(HRST)计划是美国航空航天局(NASA)马歇尔航天飞行中心(MSFC)领导执行的一项研究计划。

该计划寻求革新概念和先进技术,目的是使进入空间的运输费用比可重复使用运载器(RLV)计划提出的目标进一步降低,达到200～400美元/千克(100～200美元/磅)。

参加HRST研究的包括大学、工业界和政府的其它部门。

该计划设定每次进入低地球轨道(LEO)的有效载荷平均为18.16t(40000磅),具有每年100次发射或运送人员的能力。

HRST 计划确定了4种发展高度可重复使用运载器的战略途径;对20种各具特色的概念进行了不同程度的探讨,研究定义了6种可能使LEO的发射费用降低到400美元/千克的系统概念。

(1) 4种战略途径
·组合式推进系统(CPS)
把两种或更多的主推进系统组合起来,为同一个高度可重复使用运载器(HRV)提供动力。

而这两种或更多的推进系统并未结合为单一的机械系统。

·组合循环推进(CCP)
把两种或更多主推进系统循环或运行模态纳入产生推力的单一机械装置。

其优点是通过几种运行模态使推进系统具有“一直沿着”最佳比冲曲线工作的能力。

CCP概念包括以火箭为基础的组合循环和以涡轮为基础的组合循环两种系统。

·发射助推技术
发射助推是航天发射初始段使用的外部发射能源之一，可提供总发射能量中相当大的部分。

新的发射助推技术包括电磁浮弹射器的地基发射助推;从亚声速到Ma2～Ma4的超声速终点速度的空基发射助推;天基助推等。

·革新的运载器推进系统
革新的改进有磁喷管、磁进气口和等离子体推力增大等.它们都可以应用于全火箭、CPS 或CCP等。

(2) 6种低发射费用系统概念
HRST计划的研究重点是全火箭推进、以火箭为基础的组合循环(RBCC)冲压喷气推进、RBCC超燃冲压喷气推进。

从20种概念中选出了6种发射费可以满足400美元/千克要求的系统概念,其中3种是近期项目(需要10年时间使技术成熟),另外3种是远期项目(需要15～20年使技术成熟)。

这6种概念中有2种采用全火箭推进技术,3种采用CCP技术,1种采用CCP 和发射助推技术。

HRST计划的近期研究结论认为，在运载器概念中引入RBCC技术具有很大的前景。

虽然尚未证明在较低速度(如5Ma)转移为全火箭模态的RBCC概念是可行的，但是HRST计划的初步研究结果表明，这一途径很有希望。

2.2 先进航天运输计划(ASTP)中的RBCC计划
先进航天运输计划(ASTP)是美国航空航天局(NASA)空天技术办公室的三大计划之一。

该计划的核心内容是先进的可重复使用航天运载器技术,其中推进技术的重点是以火箭为基础的组合循环(RBCC)技术。

RBCC技术计划由3个主要阶段构成:
(1)发动机可能采用的工作流程的地面试验;
(2)研制用于地面试验和飞行试验的飞行型发动机;
(3)飞行器/发动机综合飞行演示验证。

RBCC技术计划的目标是为实现航天运输成本比目前降低100倍,安全性提高10000倍的先进航天运载器提供技术支持。

按计划,在2001年年底将完成可用于飞行试验的RBCC发动机的初步设计方案,以后将研制缩比飞行型地面试验发动机并进行地面试验;2005年进行缩比发动机的演示验证飞行试验。

2.3 冷计划
冷计划是俄罗斯高超声速推进技术计划中最先进行飞行试验的计划,是由俄罗斯巴拉诺夫中央发动机研究院与如科夫斯基中央空气流体动力研究院等单位合作进行的。

该计划的目标是为飞航导弹发展亚/超燃双模态高超声速冲压发动机。

1992年11月，冷计划在世界上首次进行了冲压发动机从亚声速燃烧模态到超声速燃烧模态的转换。

冷计划采用轴对称的亚/超燃冲压发动机试验模型,其试飞器为远程、中高空防空导弹系统SA－5的5B28导弹。

轴对称亚/超燃冲压发动机模型是一个自主系统，它包括携带氢燃料的亚/超燃冲压发动机、燃料监控/测量系统、遥测系统等。

在发动机模型的进气道中有3排喷觜,试验燃烧室中有火焰稳定器。

在冲压发动机进行亚声速燃烧时，使用两排喷嘴，在超声速燃烧条件下使用三排喷嘴，做到双模态燃烧的转换。

1991～1998年,冷计划共进行了5次轴对称超燃发动机的验证性飞行试验。

其中,第一次为俄罗斯自筹资金进行的试验;第二、三次为俄罗斯与法国共同进行的研究试验;第四、五次则为俄罗斯与美国航空航天局(NASA)合作的试验项目。

这5次试验都是在拜科努尔航天中心附近的靶场进行的，均使用氢燃料。

3. 发展趋势
军事应用一直是航天新型推进技术发展的重要动力,今后仍将是这样。

80年代起步的美
国国家空天飞机计划(NASP)由于指标高、难度大，特别是未能取得军方的大力支持，终于在1995年终止。

NASP终止后，吸气式推进技术一直在走下坡路。

但是在降低技术发展目标特别是与高超音速导弹、空间作战飞行器等军事应用相结合以后,高超声速推进技术在世界范围又重新获得新的发展机遇,各国竞相研制RBCC技术,使RBCC技术增强了应用的现实性,推动了RBCC技术的发展。

强调军事应用,并不意味民用和商业应用对航天新型推进技术的发展不重要,而是强调军事应用对航天新型推进技术发展的带动性。

实际上,为军事应用发展的许多航天新型推进技术,以后大多都应用于民用和商用航天领域。

火箭/双模态冲压组合发动机是目前国外研究最广泛的RBCC推进技术,从美国的几个重要的高超声速技术计划发展趋势分析,火箭/双模态冲压组合发动机将进入应用研究。

(1)1998年,美国国防高级研究计划局(DARPA)开始了为期18个月的高超声速导弹验证器的研制;1999年11月经过评审,DARPA决定选用双模态冲压发动机和与发动机一体化的骑波器方案,进行Ma6的高超声速导弹ARRM的第二阶段研制。

该计划经费4000万美元,为期33个月,预计2002年10月完成演示论证与样机研制。

(2)NASA先进航天运输计划正在进行火箭/双模态冲压RBCC推进技术研究,按计划,2001年完成飞行试验发动机的初步设计,2002年以后研制缩比试验发动机并进行地面试验;2005年进行缩比发动机的飞行演示验证试验。

(3)美国NASA的格林研究中心(GRC)最近提出单级入轨空天飞机设计方案,即开路先锋(Trailblazer)基准飞行器。

该方案采用火箭/双模态冲压组合发动机,发动机平均比冲达到500s。

[影响]
至今为止, 航天运载火箭、弹道导弹、航天飞机等所采用高超音速推进都是全火箭推进技术。

全火箭推进技术与吸气式推进技术相比,有三个重要缺陷,第一,由于要自带燃料燃烧所需的全部氧化剂,因而很难使推进系统的总质量比WR(起飞总质量与减去推进剂的空质量之比)进一步降低;第二是全火箭推进技术的运行可靠性只有两种极端的可能性: 100%成功或遇到故障时100%失败(飞行器和有效载荷全部损失);第三,大多数火箭发动机更适于一次性使用。

随着降低航天运载发射成本的要求越来越迫切,可重复使用航天运载器和空天飞机的研制及高超音速导弹的发展需求,国外正在研制以火箭为基础的组合循环和以涡轮为基础的组合循环两种新型的高超声速推进技术。