一种火箭基组合循环动力空天飞行器总体设计分析

陈 兵，龚春林，唐 硕，谷良贤

(西北工业大学航天学院，陕西省空天飞行器设计重点实验室，西安710072)

1 引言

传统的火箭动力飞行器具有推力大、技术成熟、可在任意状态下工作等优点，但需自身携带燃料和氧化剂，比冲较低。 而吸气式冲压发动机以大气中的氧气为氧化剂，可大大提高发动机的比冲，但无法自起动，且工作包线有限，无法满足天地往返飞行器的任务需求。 故天地往返飞行器的动力系统一般采用纯火箭动力或组合动力系统，其中，组合动力系统比冲远高于纯火箭动力，是现阶段国内外的研究热点。 典型的组合动力系统包括火箭基组合动力(RBCC)和涡轮基组合动力(TBCC)，由于火箭动力技术非常成熟且工作不受外界环境约束，因此RBCC 是空天飞行器的首选动力系统。

第一个接近RBCC 概念的是1960～1965 年的Soviet Gnom 火箭，主要通过空气增强火箭的性能[1]。 1966 年，NASA 开始了NAS7-377 项目，研究能够有效融合吸气式和火箭循环的优点和要求的发动机[2]。 20 世纪80 年代，随着NASP(National Aerospace Plane)计划的开展，吸气式高超声速推进技术有了发展，包括热防护、进气道设计以及超声速燃烧等[3]。 NASP 结束后，NASA/MSFC 在90 年代发起了ASTP (Advanced Space Transportation Program)，研究不同马赫数下使用氢燃料、碳氢燃料或双燃料的推进循环系统， 并资助了多项RBCC 研究，对多种RBCC 发动机模型进行了地面试验[4]。 在ASTP 计划第一阶段完成后，NASA 使用X-43B 进行了RBCC 的小尺度飞行试验[5]。 美国先后提出了各种基于RBCC 的高超声速运载器概念，其中包括：佐治亚理工大学的单级入轨高超声速运载器Lazarus[6]，NASA 为降低成本设计的Stargazer 两级入轨运载器[7]，SEI(SpaceWorks Engineering Institute)面向军事应用设计的单级入轨运载器Xcalibur[8]和两级入轨运载器Sentinel[9]，以及空军科学办公室委托Astrox公司设计的两级入轨高超声速运载器[10]等。

欧洲航天局在2005 年长期先进推进概念和技术研究计划(LAPCAT)里开展了RBCC 和TBCC 组合推进的关键技术和飞行器概念设计，分别对煤油和氢燃料的RBCC 推进系统的一次火箭和支板喷射等关键技术开展了研究[11]。 中国西工大、航天六院、国防科大和航天三院等在流道匹配设计、模态转换和地面试验等方面也取得了一些进展[12-14]。

各RBCC 方案总体性能差异较大，尤其在概念和初步设计阶段。 系统工程期望获得最优结果，但受限于计算工具和仿真周期，在概念设计阶段开展完全基于数值模拟的总体设计极为耗时，可行性较低。 因此需要一种总体设计和性能参数分析方法。 对此，本文首先从任务、入轨、起降方式等方面建立RBCC 飞行器的典型工作模式和任务剖面；然后基于RBCC 飞行器任务特点，提出1种适用该类飞行器的总体设计方法；最后以建立的RBCC 总体方案为基准，分析马赫数、燃料选择、分离点状态、气动性能、发动机性能等参数对总体性能的影响，以期为该类飞行器总体设计提供参考。

2 任务剖面

本文研究的RBCC 空天飞行器的任务是将2 t有效载荷送入200 km 的低地圆轨道。 当前受限于发动机技术和轻质结构技术，单级入轨的难度过大，方案采用两级入轨。 RBCC 空天飞行器的两级入轨方案主要包含三种模式：RBCC+RBCC、RBCC+Rocket 和Rocket+RBCC。 为节省飞行成本，一般要求RBCC 级可重复使用，但其作为上面级时，针对返回过程的防热、结构和控制等会不必要地提升设计难度，提高成本。 因此本文选择RBCC+Rocket 两级入轨方案。

空天飞行器的起飞方式主要分为垂直起飞和水平起飞两大类。 垂直起飞可使飞行器快速冲出大气层，减少阻力对燃料的消耗，进而减小运载器的起飞总质量。 但垂直起飞的准备周期长，地面配套系统复杂，对发动机的起飞推重比要求高。RBCC 起飞推力有限，如采用垂直起飞，需在起飞阶段加火箭助推器，大大增加了系统的复杂性，且不符合空间快速响应的未来方向。 因此，方案采用水平起飞。

综合上述分析，RBCC 运载器的任务剖面如图1 所示。

图1 RBCC 运载器总体任务剖面Fig.1 The mission profile of RBCC launch vehicle

3 总体设计

3.1 设计流程

根据先进循环动力飞行器的非常规动力、非常规构型和非常规飞行任务特点，确立总体设计流程如图2 所示。

图2 总体设计流程Fig.2 The overall design process

RBCC 运载器主要的分部件设计包括机体/推进一体化、结构、热防护和内部设备。

机体/推进一体化设计可分解为前体/进气道、隔离段、燃烧室、后体/尾喷管和气动外形的设计，最终通过优化手段实现各部件的匹配。 在初始设计阶段，可利用CFD 和准1 维流方法，获取飞行器气动和发动机性能。

结构设计和验证可基于有限元方法开展，针对建立的初始结构模型，基于结构尺寸优化方法，获取最优的飞行器结构方案。

热防护设计包括热流的计算、热防护系统的分区和各分区厚度的确定，可利用面元法获取全弹道的热流数据，针对不同热防护材料的适用性，开展飞行器的热防护系统分区，最终利用1 维传热优化各分区的热防护层厚度。

在概念设计阶段，内部设备仅考虑其质量占比，可通过经验公式计算不同设备的质量特性。

3.2 基准方案

运载器采用2 维流道方案，共包含6 个发动机，并联于机身下方，形成的布局如图3 所示。

图3 运载器布局方案Fig.3 Aerodynamic distribution of launch vehicle

飞行器总长30 m，机翼需满足起飞时的升力要求，尾翼保证航向的稳定性，均采用大后掠布局，后掠角分别为75°和55°，机翼面积180 m2。基于任务需求和分析，飞行器的内部布局如图4所示。

图4 飞行器内部布局方案Fig.4 The internal configuration of equipment in the vehicle

对于组合动力空天飞行器常用的非圆截面外形方案，选用隔墙、隔框等形式组成飞行器身部承力结构，热载大的区域选择钛合金结构，热载小的区域选用铝合金结构。 最终得到飞行器内部骨架结构，如图5 所示。

RBCC 发动机采用中心支板式流道布局方案，设计结果如图6 所示。

发动机由进气道、隔离段、燃烧室、火箭推力室及尾喷管等部分组成，火箭推力室推进剂为液氧/JP-10，二次喷注燃料为JP-10。

图6 中心支板式RBCC 流道布局Fig.6 The flow channel of RBCC engine

单模块发动机宽度为0.83 m，每个单模块中安装2 台火箭推力室，用于在引射、超燃/火箭及纯火箭模态产生推力。 火箭推力室出口直径0.26 m，单模块发动机总长为30 m。 为获得足够大的推力，取进气道唇口高度为最大值2.8 m(低亚燃模态时需调整)，引射及亚燃模态为收扩喷管(机械喉道)，超燃及纯火箭模态为扩张喷管，出口高度固定为3.3 m，为兼顾低马赫数时通道的流通性，燃烧室出口高度取1.8 m。

上述方案下，飞行器的质量分布如表1 所示。

表1 飞行器质量分配Table 1 Mass Distribution of the vehicle

4 性能分析

4.1 基准性能

建立CFD 计算网格模型如图7 所示，初始方案阶段不考虑侧滑问题，因此网格模型为半模，总数为6.0×106。 计算软件为Fluent，采用密度基隐式求解器，湍流模型为K-Omega SST。 解得气动升阻比曲线见图8。

由图8 可知，RBCC 运载器在常规飞行包线内，亚声速最大升阻比接近4，超声速最大升阻比为3.5，Ma4 之后，升阻比随马赫数逐渐下降。

发动机性能通过准1 维流求解得到，结果如图9 所示。

基于质量特性和一体化性能分析结果，开展全程弹道分析，如图10 所示。

图7 CFD 网格模型Fig.7 Mesh model of CFD

图8 气动计算结果Fig.8 Results of aerodynamic computation

图9 发动机计算结果Fig.9 Results of thrust computation

图10 全程弹道Fig.10 The initial trajectory

通过弹道分析可知，当起飞总质量145 t 时，能保证总体性能的闭合，其中上面级20 t，下面级燃料总质量125 t。

4.2 参数分析

基于上述基准方案，分析RBCC 主要参数对飞行器总体性能的影响，主要包括分离点状态、气动性能和发动机性能。

4.2.1 分离点状态

不同的分离点状态决定着上下级飞行器的质量分配，不同的质量分配对最终方案的好坏往往有着决定性的影响。 通过分离方案对比，考虑分离马赫数和分离高度，可明确分离条件对两级入轨方案性能的影响。 分离点状态参数包括：①分离高度为30 km，40 km，50 km；②分离马赫数为6，7，8。

分析结果如图11 所示。

图11 不同分离状态下的飞行器运载效率Fig.11 The launch efficiency at different separate states

从运载效率角度考虑，最优的分离方案为：30 km和Ma8。 但为保证安全分离，分离时的动压不宜过大，可适当的提升分离高度，或直接解决高动压分离问题。

4.2.2 气动性能拉偏分析

由于飞行过程中，不同发动机模态对应的飞行模式均有所区别，因此，将飞行过程划分为引射、冲压和超燃/火箭3 段，每段气动性能单独进行拉偏分析。 拉偏分析时，其他段性能均假设不变。 分析结果如图12～13 所示。

图中x 坐标上的拉偏因子指性能整体乘以的倍数。 从气动角度考虑，升力对总体性能的影响有限。 相对而言，阻力对总体性能的影响更为明显，尤其在引射段和冲压段。

图12 升力拉偏对燃料消耗的影响Fig.12 The fuel consumption for lift adjustment

图13 阻力拉偏对燃料消耗的影响Fig.13 The fuel consumption for drag adjustment

4.2.3 发动机性能分析

与气动拉偏分析类似，将飞行过程划分为引射、冲压和超燃火箭3 段。 由于冲压段火箭发动机关闭，在一定的捕获面积下，发动机的推力和比冲均受燃油喷注量的影响，因此，推力的性能分析仅考虑引射段。 分析结果如图14～15 所示。

图14 比冲拉偏对燃料消耗的影响Fig.14 The fuel consumption for specific impulse adjustment

图中x 坐标上的拉偏因子指性能整体乘以的倍数。 假设比冲拉偏时推力不变，而推力拉偏时比冲也不变。 推力和比冲的提升对低速引射段的性能改进最为明显，尤其是推力。 因此，在发动机设计过程中，不宜刻意为追求比冲性能而牺牲推力。

图15 推力拉偏对燃料消耗的影响Fig.15 The fuel consumption for thrust adjustment

5 结论

1)RBCC 两级入轨空天飞行器的总体设计需要考虑各学科之间的耦合问题，在概念设计阶段，可利用数值仿真和工程估算相结合的研究手段。对气动、结构等影响重要的部分采用CFD 和有限元方法，而对内部设备质量、发动机性能等采用简化的性能分析方法，以前期试验或工程经验为基准，通过适当的修正，获取分系统主要性能。 最终的总体性能需通过弹道加以衡量，并基于飞行弹道数据适当调整分系统设计指标，最终实现总体方案的闭合。

2)对于2 t 载荷200 km 入轨需求，RBCC 两级入轨空天飞行器的起飞规模约为150 t 级，有效载荷效率可达1.38%。 相对于运载火箭，RBCC空天飞行器单次飞行的载荷效率并无明显优势，但其可实现水平起降，是实现空间快速响应的重要手段，通过提升起降频次，可大幅减小飞行成本。 相关技术的突破，也对我国未来单级入轨技术的发展具有重要的推动作用。

参考文献(References)

[1]Wade M.Gnom launch profile[EB/OL].(2018)[2019].http：/ /www.astronautix.com/g/gnom.html

[2]Escher W J D.Synerjet for Earth/orbit propulsion-revisiting the 1966 NASA /Marquart composite (airbreathing/rocket)propulsion system study[C]/ /32ndAIAA， ASME，ASE and ASEE Propulsion Conference and Exhibit，Lake Buena Vista，1996.

[3]Waldman B， Harsha P.NASP： focus on technology[C]/ /4thSymposium on Multidisciplinary Analysis and Optimization，Cleveland， 1992.

[4]Hyde E H， Escher D W， Heck M， et al.The NASA ASTP combined-cycle propulsion database project： a progress report[C]/ /36thAIAA，ASME，ASE and ASEE Propulsion Conference and Exhibit， Alabama， 2000.

[5]Orton G F.Air-breathing hypersonic research at Boeing phantom works[C]/ /AIAA/AAAF 11thInternational Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference， Orleans， 2002.

[6]Young D A， Kokan A.Lazarus： a SSTO hypersonic vehicle concept utilizing RBCC and HEDM propulsion technologies[C]/ /14thAIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference， Canberra， 2006.

[7]Olds J R， Ledsinger L， Bradford J， et al.Stargazer： a TSTO Bantam-X vehicle concept utilizing rocket-based combined cycle propulsion[C]/ /9thInternational Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference， Norfolk，1999.

[8]Bradford J E， Charania A， Olds J R.Xcalibur： a vertical takeoff TSTO RLV concept with a HEDM upper stage and a scram-rocket booster[C]/ /53rdInternational Astronautical Congress， Houston， 2002.

[9]Bradford J E，Olds J R，Wallace J G.Concept assessment of a hydrocarbon fueled RBCC-powered military spaceplane[C]/ /54thJANNAF Propulsion Meeting/5th MSS/3rd MSS，Denver， 2007.

[10]Kothari A P， Livingston J W.A reusable， rocket and airbreathing combined cycle hypersonic vehicle design for access-to-space[C]/ /AIAA Space 2010 Conference ＆ Exposition， Anaheim， 2010.

[11]Steelant J.LAPCAT： an EC funder project on sustained hypersonic flight[C]/ /57thInternational Astronautical Congress， Valencia， 2006.

[12]何国强， 秦飞， 魏祥庚， 等.火箭冲压组合发动机燃烧的若干基础问题研究[J].试验流体力学， 2016， 30(1)： 1-13， 15.He G Q， Qin F， Wei X G， et al.Investigation of several fundamental combustion problems in rocket-based combined-cycle engines[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016， 30(1)： 1-13， 15.(in Chinese)

[13]张留欢， 杜泉， 张蒙正.RBCC 发动机火箭-冲压模态理想热力循环优化分析[J].火箭推进， 2016， 42(3)： 21-32.Zhang L H， Du Q， Zhang M Z.Optimum analysis on ideal thermodynamic cycle of RBCC engine at special rocket-ramjet mode[J].Journal of Rocket Propulsion， 2016， 42(3)： 21-32.(in Chinese)

[14]黄伟， 罗世彬， 王振国.火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析[J].火箭推进， 2007， 33(5)： 6-10.Huang W， Luo S B， Wang Z G.Performance analysis of RBCC engine[J].Journal of Rocket Propulsion， 2007， 33(5)：6-10.(in Chinese)