火箭冲压组合动力研究进展

王亚军，何国强，秦 飞，魏祥庚，张 铎

(西北工业大学航天学院燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

0 引 言

随着航天技术的不断发展，现有单一类型的动力形式难以满足天地往返运输系统快速、经济、可重复使用和新一代导弹武器多任务灵活作战的需求，发展性能先进的动力迫在眉睫。组合循环推进系统就是将各种推进单元有机地融为一体，实现推进功能上相互补充，可以实现不同的工作模态，并且能够在各个飞行区间达到最佳的性能，在天地往返飞行器、导弹武器和高超飞行器等领域具有广阔的应用前景[1]，从而成为近年来各国在新型动力方面研究的热点，其中，火箭冲压组合动力(Rocket based combined cycle,RBCC)将高推重比、低比冲的火箭发动机和高比冲、低推重比的冲压发动机组合在同一流道内，利用火箭射流和冲压流道形成了新的热力循环方式，在不同来流马赫数下，对应有不同的工作模态，具有工作范围宽、多模态一体化的特点[2]。由于火箭发动机的存在，使得RBCC动力可以实现从地面零速起飞，同时具有加速和机动的能力。

1 国内外研究现状及发展路线

1.1 国内外研究现状

早在20世纪60年代，美国便提出了可重复使用航天运输系统研究计划，在这一计划的支持下，美国首次对RBCC动力开展了一些探索研究，掀起了RBCC研究的第一次热潮，多种先进的RBCC发动机概念得到发展，并进行了深入的系统方案研究[3]，最终选用了两种方案，分别为风扇增强引射冲压发动机(SERJ)和液态空气冲压循环发动机(ScramLACE)。在试验研究方面，主要集中在对RBCC推进系统低速阶段(引射和亚燃模态)动力相关技术的研究，证实了在火箭引射模态下二次来流的引入可显著提高火箭发动机的推力和比冲，并实现了引射模态向冲压模态之间的平稳过渡，验证了RBCC发动机多模态工作的可行性[4]，为后续RBCC研究奠定了基础。

进入80年代以后，国家航空航天计划(National aerospace plane,NASP)的开展极大地促进了高超声速吸气式推进技术的研究，在包括热防护，进气道和超声速燃烧等关键技术上取得重要进展[5]，为RBCC超燃模态的研究奠定了坚实的技术基础。NASP计划结束后，美国又提出了先进空间运输计划(ASTP计划)，旨在降低航天发射成本，同时提高可靠性和安全性[6]。ASTP计划对多项RBCC研究进行了资助， RBCC推进系统迎来第二次研究热潮，RBCC发动机进入关键技术研究阶段。在该计划的资助下Aerojet公司提出了采用氢和煤油燃料的二元结构的支板火箭引射冲压发动机(Strutjet)方案[7]，其突出的特点是采用发动机进气道/二次燃烧室/喷管一体化结构设计技术，三种循环通过支板结构在同一流道中接替工作平稳转换。针对引射、亚燃和超燃模态进行了上千次地面风洞试验，验证了其较高的性能。Rocketdyne公司提出了采用氢燃料的二元结构A5发动机方案[8]，流道由三维内侧壁收缩进气道、等截面隔离段和半贯穿支板组成，累计工作时间超过3600 s，并于2000年成功进行了模拟实际飞行状态下的引射到亚燃模态过渡试验。美国航空航天局格林研究中心(GRC)独立进行了轴对称火箭冲压组合动力飞行器研究开发(GTX)计划[9]。GTX发动机收敛段采用固定尺寸流道，内置火箭与冲压流道设计为一体化结构，一次火箭安装在发动机侧壁，发动机的半圆形机舱贴附在飞行器主体的周围，充分利用了飞行器前体的预压缩功能。GTX发动机完成了从海平面静态到Ma2.5的状态的试验验证。

在上述研究基础上，NASA促成Rocketdyne，Aerojet、Pratt&Whitney三家公司联合多家大学，开展了RBCC发动机集成验证和飞行试验计划ISTAR[10]。ISTAR发动机基本上是以Aerojet公司的Strutjet为基础，加入了Pratt Whitney公司的煤油燃烧技术，采用可变进气道，在流道中央安装有支板，如图1所示。在ISTAR计划内RBCC发动机完成了大量试验，实现了海平面引射模态15%推力增强，最大推力增强100%，同一流道下引射、亚燃和超燃模态的协调高效工作和模态过渡控制，获得了适应宽范围工作的变结构进排气系统设计与验证，进行了主动热防护技术研究，完成了多种飞行试验方案设计，完成了具有飞行重量的发动机结构设计和制造，完善了RBCC系统的设计方法和实验考核平台，具备了开展发动机技术飞行演示验证的条件。

从20世纪90年代开始，日本宇航局(Japan Aerospace Exploration Agency,JAXA)就开展了以单级入轨飞行器为应用目标的RBCC推进系统的研究[11]。JAXA的RBCC发动机使用液氢/液氧为推进剂，引射火箭放置于隔离段上壁面。JAXA针对该RBCC发动机开展了大量的研究工作，成功研制的氢/氧火箭可实现在不同模态下以不同混合比和室压范围的稳定可靠工作，进行了一系列进气道试验，以及火箭引射模态、冲压模态和超燃冲压模态下的地面直连试验和自由射流试验，如图2所示。

国内方面，航天科工三院31所在20世纪90年代开展了RBCC组合循环发动机的相关研究，重点研究了亚燃模态的设计技术和性能，包括主火箭和扩张燃烧室通道几何参数与气动热力参数的匹配关系；研究了燃烧室中二次燃料喷射对发动机性能的影响；初步研究了改善发动机进气、排气系统与燃烧室协调工作的设计技术，给出了RBCC发动机在大推力加速段的典型工作特性。

航天科技六院11所开展了火箭冲压组合动力多模态工作研究，建立了一体化性能计算模型，开展了发动机流场计算与部件性能试验，重点分析了亚燃模态、超燃模态的工作性能，开展了RBCC引射火箭系统研究，对系统方案、推进剂体系进行了论证分析，研制了用于一体化集成的引射火箭[12]。

国防科大围绕RBCC引射模态开展了一维引射性能分析，以及亚/超、超/超引射混合机理分析，并具体论述了不同工作模式下燃料的喷注方案以及热力喉道的调节技术，阐述了不同燃烧模式的工作特点，建立了RBCC引射模态预测模型[13]。

南京航空航天大学主要开展RBCC变结构进气道研究，针对火箭射流对进气道性能、燃烧背压对隔离段激波串作用的影响，设计了RBCC前体/进气道气动构型，低马赫数时主要考虑了进气道的起动问题，高马赫数时主要考虑了流量捕获、总压恢复和压缩能力问题，通过变结构方式来保证内收缩进气道能够在各个工作模态下正常工作[14]。

1.2 发展路线

美国国家学术委员会(NRC)在2012年的评估报告中提出了2010-2035运载技术发展路线图[15]，并对所有可用于航天运输的推进系统技术发展优先级进行评估，RBCC处于高优先发展级，报告中还针对RBCC列举了NASA需要在未来10年从技术成熟度3～4级迈向工程储备应用的四项关键技术。待进排气动力学优化、引射推力增强、模态转换等四项关键技术到2025年前后全面达到6级技术成熟度，即可实现全模态的RBCC集成，计划2027年前后开展飞行验证，如图3所示。

日本JAXA计划在5年内进行全长3 m，Ma7～8条件下的飞行测试，对碳氢燃料应用以及无冷却/烧蚀冷却/热沉冷却技术进行探索；开展全长8 m的飞行试验验证发动机和飞行器在高超声速下的一体化控制，碳氢燃料点火、火焰稳定以及再生冷却技术；在10年内开展基于碳氢燃料的第一级、全长约20 m的自主飞行试验，验证可重复使用、两级入轨概念以及飞行器起飞/加速/分离特性，预计在马赫6分离，预期达到100次的重复使用飞行能力；最终在20年内基于氢气或碳氢燃料，利用全长40～60 m、起飞质量600 t的RBCC动力机，以实现10名乘客或数吨货物的载重高超声速飞行[16]，如图4所示。

2 西北工业大学RBCC研究进展

2.1 RBCC面临的关键技术难题

RBCC发动机要求在宽马赫、大空域范围内工作，流道的设计思想就不同于定点工作的超燃冲压发动机和窄区间工作的双模态冲压发动机。必须采用可变几何的进/排气系统，才能更好地适应不同来流参数与燃烧室工作参数的变化。此外，RBCC不同模态燃烧组织方式与燃烧释热规律存在明显差异，燃烧室需要在不同来流条件下实现多模态高效燃烧，给固定结构燃烧室流道设计带来了巨大挑战，燃烧室构型直接决定了燃烧模式和工作参数，燃烧室工作参数又会影响进/排气系统设计，因此宽域全流道匹配设计是RBCC的一项关键技术。

RBCC发动机在不同飞行马赫数下燃烧室内存在复杂的亚、跨及超声速流动共存的流场结构特征，同时火箭支板、燃料支板及凹腔等结构的存在形成强剪切流动，燃烧室内形成亚声速、超声速或两者共存的混合燃烧模式，发动机燃烧流动过程表现出多重时间尺度和空间尺度耦合的显著特征。进气道/隔离段内预燃激波系和热力喉道空间分布形态变化复杂，且与燃烧过程强烈耦合，火焰传播与释热过程呈现出强烈的不确定性，使得发动机在宽来流马赫数条件下的点火、火焰稳定与高效燃烧变得十分困难，因此宽来流条件下的燃烧组织与火焰稳定是RBCC的一项关键技术。

RBCC发动机宽范围工作过程中引射模态、亚燃模态和超燃模态在燃烧区间、流场参数、喷油策略以及火焰稳定形式都存在巨大的差异，来流参数以及燃烧释热规律的大范围变化使得不同模态的转换过程十分复杂，工作模式转换触发条件及工作模式转换路径涉及到多部件的耦合作用，实现模态间平稳过渡十分困难，因此多模态过渡技术是RBCC的一项关键技术。

2.2 RBCC关键技术研究进展

2.2.1宽域全流道匹配设计技术

针对火箭引射机理，开展了详细的内流场数值模拟和地面试验验证，获得了RBCC引射模态下的燃烧室性能参数[17]，如图5所示。分析了不同引射模态二次燃烧组织方式(掺混后燃烧(Diffusion and afterburning，DAB)、同时掺混燃烧(Simultaneous mixing and combustion, SMC)、射流屏蔽燃烧(Shielded primary injection, SPI))下对应的燃烧室构型与参数匹配规律，为RBCC引射推力增强指明了方向。

在引射模态机理研究基础之上，围绕引射、亚燃模态下的热力调节规律开展了研究[18]，通过理论模型参数化地揭示了RBCC发动机引射模态和亚燃模态热力壅塞生成机理。开展了直扩通道内超燃模态的匹配设计，通过合理地选择不同扩张比区域进行燃烧释热，实现了RBCC固定燃烧室宽域工作。

本文开展了RBCC变结构进气道数值模拟和试验研究[19]，建立了RBCC宽马赫域进气道设计方法，采用以引射模态为设计点并向上兼容的设计方法，实现在引射-亚燃模态过渡点前完成自起动。在亚燃/超燃模态下，通过提高总收缩比以控制燃烧室入口马赫数，保障燃烧室始终以设计点或接近设计点的状态工作，获得了能够适应宽范围工作的可调进气道方案。围绕组合动力特有的低马赫数工作阶段进气道起动性能、引射模态进气道性能的影响因素、双模态区间的进气道实现方案三个方面进行了深入分析，研制了变结构进气道试验样机，完成了Ma1.8，2，5，6风洞试验，进气道性能指标符合设计状态，能够满足Ma0～7宽域工作需求[20]，如图6所示。

从RBCC发动机总体设计的角度，对包括机型、进气道、隔离段、燃烧室、尾喷管等独立部件进行单独的性能分析，以及综合考虑各个部件性能在不同工作模态下的相互匹配，提出了发动机设计的多维性能分析与优化方法，建立了火箭冲压组合发动机设计平台[21]，如图7所示。

2.2.2宽来流条件燃烧组织与火焰稳定技术

通过理论分析、数值模拟及试验研究的手段对亚燃模态[21]和超燃模态[23]的点火特性、燃烧流场等开展了详细的研究，利用支板火箭高温燃气作为点火源和火焰稳定源，燃料支板结合壁面喷注的燃料喷注策略，燃料支板与凹腔的组合稳焰，实现了亚燃模态和超燃模态稳定高效工作，验证了燃烧室同一流道能够实现宽来流条件下的燃烧组织与火焰稳定，如图8所示。

开展了基于热力喉道调节的RBCC优化设计技术关键技术攻关，建立了宽范围工作RBCC流道优化设计方法和热力喉道调节方法(见图9)，获得了热力喉道影响因素和调节规律，以及基于热力调节的多级燃料喷注策略，实现了RBCC宽范围工作较优的全流道性能，并且通过试验获得了气流从亚声速到超声速的热力喉道生成过程[24]。

在热力喉道燃烧室研究基础之上，为进一步提高发动机性能，拓宽发动机工作包线，开展了变结构燃烧室关键技术攻关[25]，通过燃烧室流通面积与扩张比可调来适应宽范围的来流条件，研制了转动式和平动式变结构燃烧室样机，完成了Ma2～6变结构燃烧室直连验证(见图10)，燃烧效率>90%，通过引入变结构燃烧室，发动机平均比冲性能提升了10%～15%。

2.2.3多模态平稳过渡技术

在发动机研究从单一模态过渡到多模态后，围绕RBCC发动机引射、亚燃及其过渡模态，开展了大量地面试验与相关数值计算、理论分析研究[26]，分析了模态过渡过程中流动、燃烧模式和进气道状态的瞬变过程，提出了通过调节燃料喷注策略和火箭节流方式实现引射/亚燃模态平稳过渡方案。

采用直连试验与数值模拟方法对亚燃/超燃模态转换动态过程进行了研究，分析了燃料当量比变化、燃料喷注位置变化及支板火箭关闭条件下燃烧组织策略转换过程中燃烧室压力的变化特征与激波串在隔离段中的动态传播特性。通过调节燃料喷注策略实现了燃烧室内亚声速燃烧与超声速燃烧共存的混合燃烧模态，逐渐向以超声速燃烧占主导地位的亚燃/超燃模态过渡，如图11所示。

通过上述的研究，完成了RBCC发动机引射、亚燃、超燃模态的理论分析和原理验证，初步建立了RBCC宽域进气道、燃烧室设计方法和引射/亚燃，亚燃/超燃模态过渡方法，并通过地面直连试验验证了典型点发动机性能和多模态工作策略，为进一步开展发动机全流道匹配设计与集成奠定了基础。

2.2.4关键技术的地面集成验证

在部件设计与性能验证的基础之上，开展了RBCC发动机全流道设计与集成，完成了RBCC自由射流样机研制，完成了国内组合动力首次Ma3引射/亚燃模态过渡自由射流试验验证[27](见图12)，煤油燃料亚燃模态比冲达到国际先进水平，验证了发动机全流道设计、模态过渡以及一体化性能。

RBCC动力完成验证之后，与航天学院飞行器总体专业合作，围绕两级入轨一级，开展了飞行器/发动机一体化方案设计[28]，运载器以液氧/煤油RBCC发动机作为主动力、自主水平起飞、带动力水平原场返回方式执行任务，目标是将2 t有效载荷送入200 km圆轨道，发动机起飞推重比13.5。

在总体方案牵引之下，提出了变结构进气道与飞行器前体匹配设计方法，并研制了飞行器/发动机一体化缩比集成样机，成功完成了基于RBCC组合动力的Ma0～6宽域飞/发一体化Ma4和Ma5风洞试验[29](见图13)，验证了一体化匹配技术与性能。

西北工业大学航天学院燃烧、热结构与内流场重点实验室经过近二十年的RBCC组合动力研究，已经取得了较好的基础，初步突破和掌握了宽域全流道设计、宽来流高效燃烧与火焰稳定以及模态过渡等多项关键技术，引领了国内火箭冲压组合动力技术的发展。相关技术已在小尺度地面样机上完成了试验验证，技术成熟度达到4～5级，下一步拟通过低成本飞行试验、探空火箭试验对真实飞行状态下发动机宽域工作性能与模态过渡进行验证，进一步提升技术成熟度，同时围绕大尺度燃烧、变结构高温动密封、复合热防护等开展关键技术攻关，为推动RBCC组合动力转向工程应用奠定基础。

3 结束语

以RBCC为典型的组合动力代表了未来空天技术的发展方向，是实现航天运输“快速、安全、经济”的有效途径。美国、日本均围绕飞行演示验证制定了一系列发展规划，逐步推进关键技术深化与成熟，研究路线明确，技术体系完整。我国虽然起步较晚，但发展迅速，西北工业大学经过近二十年的RBCC组合动力研究，在多项发动机关键技术取得了突破，引领了国内火箭冲压组合动力技术的发展，目前正处于关键技术攻关向集成演示验证的过渡阶段，建议结合我国国情与国家航天发展战略，制定组合动力发展的顶层规划，形成切实可行的技术路线和发展体系，分步骤推进组合动力关键技术集成与验证工作，推动我国未来航天科技跨越式发展。