火箭基组合动力研究进展与关键技术

曾 家，黄 辉，朱平平，王铁岩，王浩苏

(北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

0 引言

火箭基组合循环动力(Rocket Based Combin-ed Cycle， RBCC)将火箭发动机和吸气式发动机有机地组合在一起，在不同的马赫数和高度范围内保持较高的推重比及比冲，在满足天地往返需求的同时，能够大幅降低运输成本，同时还可用于高速武器推进，是未来可重复使用天地往返运输和临近空间飞行器的最有潜力的动力方案之一，已成为航天技术发展的前沿。国外对RBCC的研究开始于20世纪50年代，并在近年来逐渐加快研究步伐。截至目前，美国、俄罗斯、德国、法国、澳大利亚和日本等国家先后提出了相应的研究计划，并开展了大量的地面、飞行试验研究。本文简要介绍了RBCC研究的现状，分析了RBCC的应用前景、关键技术和需要重视并亟待解决的若干问题，针对RBCC的应用方向和发展途径提出了建议。

1 火箭基组合推进基本概念

火箭发动机的推重比较高，而比冲较低；吸气式发动机的比冲较高，但推重比较低。火箭基组合循环推进系统将二者有机结合在一个流道中，整合了火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，因此能够同时满足加速及巡航的要求，兼顾高效性和经济性。

作为两级入轨第一级飞行器或自加速高速巡航飞行器的推进系统，RBCC 发动机可以在飞行马赫数0～8 ，甚至更宽(采用氢燃料)的范围内工作。因此，RBCC 发动机随着飞行马赫数的提高将分别经历引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态(如图1所示)；同时在亚燃和超燃模态，若火箭起火焰稳定和增加推力的作用，此时 RBCC 发动工作在火箭冲压模态。基于深度可调火箭，RBCC发动机推力可宽范围调节，实现地面零速起动并加速入轨；飞行过程中可根据任务剖面进行模态灵活组合，火箭适时工作，可作为稳定火源，拓宽冲压燃烧室的工作边界范围，使飞行器具备更强的机动能力。

图1 RBCC发动机不同工作模态[8]Fig.1 Working models of RBCC engine[8]

典型的RBCC是将火箭与双模态冲压发动机有机结合形成的组合循环动力系统，主要由冲压流动通道和嵌于流道内的火箭发动机构成。依据推进过程中发挥的功用不同，RBCC发动机的流动通道分为进气道、 混合段、燃烧室和喷管。进气道主要功能是捕获来流空气，在超声速情况下对来流进行有效压缩，提高流动静压，为燃烧室内的燃烧提供氧化剂和足够高的燃烧室压强。进气道可以依据飞行器总体，采用不同形式。混合段主要功能在于使火箭发动机一次主流与引入的二次空气流混合。就目前的设计特点来看，如果是火箭发动机燃气与引射进入的空气充分混合，然后进行燃烧，则混合段应取等截面设计；如果考虑对引射空气进行补燃，使空气一边燃烧、一边与火箭发动机燃气进行混合，则混合段应采取扩张型面。在燃烧室和喷管流道设计中，若亚燃冲压模态采用收扩型几何流道或热力喉道，超燃冲压模态可采用扩张型面。

2 国内外研究动态

RBCC最早在美国得到广泛研究，20世纪90年代日本也开始积极从事氢燃料RBCC的研究，欧洲同期也对RBCC进行了一定程度的探索。

美国在吸气式高速推进方面起着重要的技术推进作用，受美国高超声速计划的牵引，其组合动力技术发展大致可分为3个重要阶段。

早期(1950—1979年)：Marquardt公司在美国空军的支持下，对Hyperjet发动机、增压引射冲压发动机(SERJ)等RBCC方案进行了设计、分析，并开展了不同马赫数下的地面试验和部分飞行试验，为后续的RBCC研究奠定了基础。

中期(1980—2002年)：在进入20世纪80年代后，美国国家航空航天计划(National Aerospace Plane, NASP)的开展极大地促进了高速吸气式推进技术的研究，RBCC发动机由于具有全模态和全空域工作的特性，并受到超燃发动机技术发展的支撑，迎来了新一轮研究热潮。此阶段主要有4种代表性的模型样机，具体情况如表1所示。

表1 美国4型RBCC方案研制概况Tab.1 General situation of four RBCC projects in America

近期：2003年起，美国开始转向以组合循环发动机为动力的应用开发研究，并将组合发动机部件发展(CCE)计划列为重点发展目标。此后美国开展了5种军用两级入轨飞行器的概念设计，其中的Sentinel两级入轨飞行器第一级使用RBCC动力，入轨级为纯火箭动力，采用了垂直起飞水平降落的天地往返方式。NASA在2012年发布了推进系统技术报告，报告将RBCC和TBCC列为重点开发方向，并计划在2025年突破所有关键技术，在2027年开展基于RBCC的飞行器相关飞行试验研究，以指导最终可以应用于工程化的飞行器研制。

近年来，美国对RBCC的相关基础性研究和关键技术研究的公开文献资料明显减少，其研究计划必然有所调整和侧重。目前，美国已处于进一步的飞行试验和工程转型阶段，面向具体工程应用设计的RBCC发动机经过了大量的地面试验，并有了飞行应用的设想。

日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)从20世界90年代起开展了天地往返的RBCC方案研究，并从2006年起，成功研制了氢燃料RBCC构型并开展大规模试验研究，陆续完成引射模态下的直连风洞和亚燃和超燃模态的直连试验研究，并在2009 年开展了亚声速到超声速状态下引射模态的飞行试验验证。当前，日本正在开展以碳氢化合物为燃料的RBCC 发动机研究，计划在21世纪30年代研制出采用吸气式/火箭组合发动机作为推进系统的水平起降单级入轨空天飞机。

欧洲对RBCC推进系统的研究主要在未来欧洲空间运输基础结构计划(FESTIP)支持下开展，该计划进行了可重复使用发射系统概念的研究，其技术开发包括5个方面，即结构、材料、推进、热管理和空气动力学。2005年欧洲航天局制定了长期先进推进概念和技术研究计划( LAPCAT)，主要开展了 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。针对洲际飞行目标开展了推进系统和飞行器设计的系统分析研究。

国内的北京动力机械研究所、西安航天动力研究所、中科院力学所以及西北工业大学、国防科技大学等高校从21世纪初期开始对RBCC方案进行了大量研究，此时主要集中在组合动力的原理、机理和关键技术的突破上，处于应用论证和关键技术攻关阶段。而近10年国内则在机理和关键技术的研究突破之外，还针对RBCC飞行器进行了方案设计与论证，开展了不同方案的地面试验、样机研制和飞行试验验证，攻克了部分关键技术，取得较多成就。总体而言，国内对RBCC的研究起步较晚，在组合发动机模态控制、系统工作稳定性、发动机热结构技术、系统集成技术和地面验证技术等方面仍与国外先进技术存在一定的差距。

3 应用前景分析

3.1 潜在应用

RBCC结合了火箭发动机和冲压发动机的优点，能够实现自主起飞、入轨和着陆，相比于其他组合动力系统，RBCC的优势在于：

1)火箭与冲压优势互补。按照设想的飞行剖面，对系统进行分析发现：起飞及加速阶段，可充分利用火箭发动机加速性好的优点，同时，引射而来的空气可产生一定的推力，提高发动机比冲。

2)可以宽速域、大空域工作。相对其他组合动力系统而言，由于自带了火箭发动机需要的氧化剂，有更广泛的飞行空域，能够实现自主起飞、入轨和着陆，并兼具加速、机动和巡航能力。

3)冗余稳健的燃烧组织技术。RBCC的冲压工作阶段，火箭发动机如能保持某种 “低工况”，则可在冲压发动机燃烧室中保持一股 “火炬”，进而起到稳定火焰的作用，增加冲压发动机工作的稳定性和机动性。

4)与涡轮机相比，火箭发动机推重比较大，尺寸较小，同时RBCC可实现流道一体化和机身/发动机高度融合设计，这就有可能缩小整个动力系统的尺寸。

由此，决定了 RBCC 动力系统潜在的用途有：

(1)单级入轨飞行器动力系统

对于入轨飞行器，RBCC 集合了火箭的高推重比和吸气式推进装置高比冲的优势，结构简单、空载质量小、可靠性高，有望实现单级入轨的目标。事实上，RBCC概念的提出就来源于对单级入轨飞行器的渴望，先期的各种方案设想均是围绕单级入轨飞行器研发而诞生的。

(2)两级入轨飞行器的动力系统

研究表明火箭基组合推进作为两级入轨的第一级或第二级均具有一定的优势，是实现两级入轨天地往返动力系统的最佳选择之一。

(3)执行全球快速抵达任务的高速飞机

其具体的任务包括快速打击、实时侦察监视、快速运输支援等。一架飞行=6的飞机可以在4 h内到达地球上任何一个位置，而高分辨率的轨道卫星则需要至少24 h才能到达目标，这使其具有实时侦察监视方面的价值。相比于超燃冲压发动机，RBCC发动机具有自主起飞能力，冲压巡航时能利用 “火炬”提高稳定性等优势。

(4)临近空间高速飞行器动力系统

RBCC能实现在20～30 km高度冲压模态高速巡航和机动变轨，在30 km以上高度利用火箭发动机工作，结合乘波构型气动布局巡航飞行器，可以以=10的速度实现滑跃式飞行，更适应临近空间的应用和空天一体化的作战方式。

针对单级入轨和两级入轨的应用方向，美国从20世纪开始开展了发动机及飞行器概念方案设计，表2展示了典型的飞行器概念方案。可以看到，两种入轨方式都采用过二元与轴对称构型。相比之下，轴对称构型由于其良好的受力性能及较小的湿润周长而特别适合作为燃烧室使用，并且可以使飞行器整体结构和容积效率提高。但是，轴对称构型的进气道会使发动机模块化排列中带来不便。因此，将适合于进气道的二元构型与适用于燃烧室的轴对称构型进行有机整合已经成为目前研究的热点。

表2 典型飞行器概念方案Tab.2 Conceptual scheme of typical RBCC vehicles

3.2 应用分析

由于单级入轨要使飞行器所有的系统部件都带入预定轨道并返回地球，这使得单级入轨的最终设计方案对结构质量和推进系统性能这些关键设计参数有很强的敏感性，带来巨大的设计和研制风险。因此，工业界及学术界普遍认为，除非未来热防护等关键技术得到重大突破，否则，单级入轨方案在现阶段实用的可行性不高。

现阶段可实现度较高的几种应用前景的飞行范围不同，对发动机和飞行器的需求也不同，详情见表3。在巡航类飞行任务中，要求飞行器的升阻力比大，发动机比冲高，巡航速度高及结构质量比大；加速类入轨任务中则更关注发动机的有效比冲和净推力；强机动任务则对发动机在大攻角和侧滑角下的适应性和推力加速性要求更高。不同飞行任务对飞行器和RBCC动力的要求差异也会很大，必须依据任务及飞行器而设计，因此产生出不同方案的多种火箭冲压组合发动机。

表3 不同应用方向的设计需求Tab.3 Requirements for different RBCC vehicles

对两级入轨任务而言，根据公开文献，从目前的技术成熟度和使用愿景上分析，RBCC作为可重复使用的助推级动力的可能性更大。日本JAXA目前研究的方案将RBCC发动机置于乘波体飞行器底部，作为助推级使用；NASA的RBCC研究路线图中也将乘波体RBCC助推飞行器作为最终的飞行验证机型。针对助推级RBCC发动机在零速起飞时推进剂消耗大、引射模态增益不足等问题，国内外也提出了不同的解决方案。许多方案采用火箭橇、捆绑其他形式火箭助推器或者机械的方法使飞行器达到一定的初速度，然后RBCC起动工作，例如Lazarus和HRST方案，都是采用火箭橇助推的方式将其加速到近跨声速范围的=0.7分离；而对于垂直起飞方式如Xcalibur等方案，由于大推重比要求，起飞时将上面火箭级打开提供辅助推力。

4 RBCC关键技术

4.1 RBCC发动机关键技术

RBCC发动机具有宽包线工作的特点，兼具加速、机动和巡航能力，这就要求发动机在同一流道内实现引射、亚燃、超燃和火箭多模态协调匹配工作，多模态间需稳定高效兼容。发动机宽广的工作包线带来了一系列的技术问题和挑战：多模态流道匹配设计技术、可变结构设计技术、宽来流条件下火焰稳定与燃烧组织技术、模态过渡技术、热防护与热管理技术、高马赫数冲压发动机技术、先进火箭发动机技术等。

(1)宽来流条件下火焰稳定与燃烧组织技术

RBCC发动机工作包线宽广，多模态接替工作，其燃烧过程体现出了高度非稳态性、燃烧多分区性与燃烧多尺度性，这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，为此需寻求冗余稳健的燃烧组织方式和火焰稳定技术，同时需对发动机内精细的燃烧流场结构与动态燃烧过程开展深入详细的研究，为进一步优化燃烧室设计、组织稳定高效燃烧、控制燃烧释热规律提供有效支撑。

(2)流道匹配设计与可变结构设计技术

RBCC发动机在较宽的飞行马赫数范围内工作时要实现全弹道飞行状态下的综合性能最优，进气道/尾喷管需与燃烧室协调匹配工作，进气道应在不同的工作模态下向燃烧室提供优质的流场品质，这是燃烧室组织高效燃烧的必要前提。通过变几何调节技术和流动控制技术，进气道与尾喷管的气流参数能够更好地适应不同来流参数与燃烧室参数的变化，从而保证 RBCC 发动机在全弹道飞行条件下能稳定可靠工作并保持较优的综合性能。

RBCC发动机工作于不同模态时燃烧组织方式与燃烧放热规律将发生变化，在固定几何燃烧室流道构型下燃料与空气的燃烧放热将受到燃烧室流道面积的制约而无法充分释热，这将影响发动机在不同模态下的燃烧性能。燃烧室流道几何构型也需采用变结构技术实时对燃烧室流道面积进行调节，在不同模态下均能实现燃料与空气的充分燃烧释热，从而保证 RBCC 发动机在不同模态下均能以稳定高效的燃烧组织方式工作。

(3)燃烧模态转换技术

RBCC发动机要求在不同的飞行马赫数下均能正常稳定工作且保持性能相对较优。随着飞行马赫数的增加，发动机必然要经历模态转换过程，转换过程中涉及燃烧模态变化、喷油策略变化、燃烧流场结构变化等众多问题。为了保证模态转换过程中发动机仍处于正常稳定工作状态，模态转换技术亟待解决。

(4)可重复使用深度可调火箭发动机技术

在RBCC工作的各个模态中，对火箭发动机的性能要求均不同。引射模态，火箭发动机需要具备高室压、大推重比；冲压模态，火箭发动机应能维持某种“低工况”进行稳焰；火箭模态入轨时，火箭发动机应有较大高比冲；再入时，火箭发动机需要逐步减小到低工况工作。因此，要完成任务剖面，势必需要深度可调的火箭发动机。目前发展较为成熟的有Space X公司的Merlin发动机以及针拴发动机，但是仍不具备RBCC的工程应用水平。

(5)适应宽域飞行的冲压发动机技术

RBCC的冲压发动机需要在=0～8甚至更高范围内工作。目前，双模态超燃冲压发动机仍是推进系统的重大挑战之一。X-51A飞行器在2013年的飞行中达到了最高=5.1的飞行速度，是目前为止最长的吸气式超声速飞行。然而，若是想要应用于全尺寸的RBCC发动机，还有不小差距，需要拓宽其飞行马赫数，向下至=2.5以下，向上至=8～12；同时需要满足大尺度、可重复需求。

4.2 RBCC飞行器关键技术

以RBCC为代表的组合动力空天飞行器一般通过单级或两级入轨的方式实现低成本天地往返运输。组合动力空天飞行器的任务特点可归纳为:

(1)飞行包线宽，热/力环境复杂

飞行器从地面水平起飞，直至加速至=6以上，分离高度一般在30 km以上，飞行器的飞行包线宽，在飞行过程中经历复杂的热/力环境。

(2)机身尺度大

为了保证载荷的有效入轨，空天飞行器的机身长度一般为数十米甚至一百米以上，大尺度下的内/外流耦合、地面试验验证和机身弹性导致的多场耦合问题严重，给组合动力空天飞行器的设计带来极大的挑战。

(3)外形复杂

为了保证全包线下的飞行性能，要求飞行器的升阻比和推阻性能满足一定要求，所以飞行器气动外形和发动机高度一体化设计，扁平化、翼/身融合和机身/发动机一体化是该类飞行器的典型设计特点。然而，复杂的气动布局给飞行器设计和制导控制带来了极大的挑战。

因此，为了实现组合动力空天飞行器的工程化研制，除了动力系统设计之外，组合动力飞行器的总体设计还要突破一系列的关键技术。主要的共性关键技术包括: 气动布局技术、机体/推进一体化技术、热防护与热管理技术、制导技术、控制技术、地面和飞行试验技术等。

(1)气动布局技术

由于组合动力空天飞行器飞行包线宽，气动布局设计无固定设计点，此外，布局设计需要满足整个飞行包线内的升力匹配和推阻特性，既要考虑上升段的飞行，也要考虑返回阶段遭遇的高速再入、亚声速飞行，气动布局在保持合理的静稳定性的同时，也要保证气动布局具有足够的气动控制能力。主要的技术难点包括宽包线下的升力匹配、宽包线下的飞行器稳定性、气动外形与防热问题匹配、宽包线低阻气动外形设计技术、天地相关性(天地换算)等。

(2)飞行器/发动机一体化设计技术

为实现组合动力飞行器质量最小、机动性能最好、任务适应性最强，需要在满足高升阻比气动外形要求的基础上，开展总体、气动、结构、防热一体化设计技术研究，提高飞行器内部装填比和空间利用率。

进行飞行器/发动机的一体化设计时, 要考虑飞行过程中经历复杂的热/力环境变化，发动机的选择与设计应根据飞行器飞行性能的要求来确定，不能只关注发动机本身性能的优劣。在宽空域宽速域下，兼顾高升阻比飞行器其他总体要求与发动机各工况下的高效进排气，是组合动力飞行器一体化设计难点之一。

(3)多学科设计优化技术

高升阻比飞行器设计涉及气动力、热、烧蚀、防热、控制、伺服等多个专业和技术领域, 在设计过程中, 气动力和气动热、烧蚀和结构、气动力和控制、烧蚀和控制、气动力和伺服等相互耦合, 相互作用,因此在飞行器设计中不仅要借鉴以往军事航天飞行器各专业及分系统的设计方法和成果, 还要采取多学科优化设计方法, 实现方案的准确分析和设计, 进一步提高设计水平。

(4)高精度GNC技术

GNC系统是飞行器的大脑与神经系统，高精度的导航、制导与控制技术是飞行器完成任务的根本保证。而对于组合动力飞行器而言，气动布局复杂、飞行环境多样、飞行包线宽、推进系统工作模式变化频繁、任务弹道实现困难，这对GNC系统的精度和可靠性提出了更高要求。尤其天地往返飞行器飞行过程中需要经历多个飞行段，包括返回阶段的有动力和无动力过程，每个飞行段均会由于自身结构偏差、内外部干扰和其他不确定性而产生轨迹和姿态偏差甚至失稳，进而影响最终的着陆精度和安全性。因此，高精度的在线轨迹规划和制导与控制技术是实现飞行任务的基础。

(5)热防护技术

高速飞行器在大气层内飞行时的热防护一直是难题。根据初步气动热环境估算, 端头再入气动加热在2 500 ℃(滑行12 000 km) ，大面积再入气动加热温度在400～ 1 100 ℃。要使飞行器在大气层内不被烧毁，并保证内部仪器的正常工作, 必须采取特殊的热防护技术。

5 研发思考

(1)组合动力系统具有重要的战略意义

当前，以美国为首的各国竞相发展组合动力推进系统，将其与高速飞行器技术相结合，这不仅是21世纪航空航天技术的制高点，也是重要的军民两用技术，对未来军事发展战略、空间技术乃至武器体系有着重大影响。组合动力循环技术是航空航天领域重要的战略发展方向之一，对我国未来的国家安全、政治和经济利益都将发挥至关重要的作用。

(2)明确长期技术发展路线，制定顶层发展规划，循序渐进, 途径多样

通过梳理，发现不同国家及研究单位根据应用方向和技术储备选择了不同的发展路线，通过不断提升关键技术成熟度，向实际应用不断推进。国家发展规划是快速推进科学技术的倍增器，如美国国家空天倡议(NAI)、欧洲LAPCAT计划、日本 2025 航天规划等；可重复使用天地往返运输技术发展，组合动力技术是关键。因此我国也必须明确长期发展规划，明确发展路线，从而推动关键技术研究。

高速飞行器研制难度很大, 应遵循由易到难、循序渐进的发展策略, 从一次性使用的高速巡航导弹, 到高速巡航飞行器, 最终目标为可重复使用天地往返运输系统。但是, 不同应用背景、不同马赫数范围的高速飞行器技术既相互联系, 又有较大差别, 应分别开展关键技术攻关, 成果共享, 相互促进, 共同发展。

(3)强调基础关键技术研究，推动关键技术突破

火箭基组合动力循环推进系统技术复杂程度高、难度大，涉及气动/推进一体化、高效热防护、轻质结构与材料、超声速燃烧、大范围变工况火箭、高速涡轮等多项前沿技术。虽然美国目前的一些项目试验经历了失败，甚至某些项目前景不明朗，但飞行器在试飞中得到了不断的改进，并且积累了大量数据和宝贵经验。NASP计划之后，美国更加注重关键技术的研究和突破，X-43A的3次飞行验证了气动/推进一体化设计、氢燃料超声速燃烧等关键技术；X-51A的4次飞行验证了碳氢燃料超声速燃烧、发动机主动热防护等关键技术，为组合动力技术的突破和应用奠定了技术基础。通过各次飞行试验的逐步递进，推动了部分关键技术的突破。

(4)强化CFD在技术发展中的作用，并发展天地换算方法

鉴于RBCC地面及飞行试验的复杂性，应在组织飞行器试验的同时开展大量CFD仿真计算，通过对高速条件下的燃烧机理进行大量CFD研究，给出了燃烧室结构的优化方案，从而进一步指导燃烧室结构优化及试验方案。同时发展不同尺度和来流条件的实验数据换算技术，以及基于地面试验和理论计算结果外推到实际飞行条件的飞行器气动设计技术，以此进一步辅助和推动RBCC系统方案的深入研究。

(5)重视飞行器总体设计关键技术研究，支持系统集成验证和工程应用

组合动力飞行器飞行包线宽、飞行环境多样、气动布局复杂、推进系统工作模式变化频繁，对飞/发一体化设计、气动布局、多学科设计优化、导航制导与控制、飞行器热防护等总体技术提出了更严峻的要求，需要开展对以上总体设计关键技术攻关，并通过系统集成试验进行验证，为关键技术在飞行试验和工程实际应用奠定基础。