地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器参数敏感性分析

秦云鹏，杨 旸，郑思行，王浩亮

(中国运载火箭技术研究院 研究发展部，北京 100076)

0 引言

单级入轨飞行器能够像飞机一样自由往返于地面与轨道空间，是各国航天运输领域追求的最高目标。火箭冲压组合循环(RBCC)发动机将高推重比火箭发动机与高比冲冲压发动机有机结合，具备工作范围宽、平均比冲高等技术特点，是未来单级入轨飞行器的重要技术途径[1]。目前，国内外围绕RBCC发动机和RBCC动力单级入轨飞行器开展了大量研究工作，取得了重要进展。

1)RBCC发动机发展现状

国内外高度重视RBCC发动机的理论分析和试验研究工作。国外方面，美国在20世纪中期提出了ERJ和SERJ两种发动机方案[2]；中后期在NASP、ASTP计划带动下，美国航空喷气公司开展了Strutjet[3-4]发动机方案研究，NASA 格林研究中心(GRC)开展了GTX[5-6]方案研究(见图1)[7]，Rocketdyne公司开展了A5[8-9]方案和ISTAR[10]飞行试验项目研究；2000年后，美国在CCE和ISTP等计划下开展了一些新型结构发动机的研究工作，单项技术得到了深入验证，同时对RBCC发动机在航天运输领域的应用开展了多方案研究。

图1 典型RBCC发动机示意图

国内方面，王亚军等系统总结了相关优势单位的主要研究进展，其指出国内围绕RBCC发动机基本上形成了宽域全流道设计、变结构进气道、宽来流马赫数高效燃烧与火焰稳定、模态稳定过渡、性能综合评估和系统集成等能力，并具备开展飞行演示验证的基础[11]。

2)RBCC动力单级入轨飞行器发展现状

国外方面，20世纪80年代-21世纪初，以美国为代表的航天强国对于火箭动力单级入轨重复使用运载器高度重视，投入巨资开始进行工程设计和关键技术突破，期间形成了大量研究成果，但由于技术途径不可行先后终止。目前，可能的技术途径主要有两类：基于RBCC发动机的飞行器和基于复合预冷发动机(SABRE)的飞行器。在NASA资助下，SSDL(space system design lab)相继开展了ABLV-GT、Argus、Lazarus等RBCC动力单级入轨飞行器的方案研究工作。其中，ABLV-GT采用二元构型的Hyper-X试验飞行器构型和Aerojet公司的Strutjet液氢液氧RBCC发动机，如图2(a)所示[1]。Argus采用2台涡轮增强RBCC发动机，起飞时利用地面电磁加速装置Maglifter将飞行器加速至0.7Ma，之后利用涡轮增强模态加速至3.0Ma并转入亚燃模态，等动压飞行至6.0Ma转入纯火箭模态直至入轨，如图2(b)所示[12]。Lazarus采用6台变几何RBCC发动机，利用“雪橇”装置加速助推至0.6Ma，以便减少机翼和起落架的尺寸与质量，如图2(c)所示[13]。相关方案已经发现水平起降RBCC动力单级入轨飞行器在起飞阶段燃料消耗过大的问题，并试图利用地面辅助发射方式降低起飞段的燃料消耗。除RBCC发动机途径外，英国云霄塔(SKYLON)单级入轨飞行器[见图2(d)]则采用2台独立短舱安装的复合预冷发动机(SABRE)，采用水平起飞方式[14-15]进行单级入轨。但是必须指出，该途径单级入轨飞行器的结构系数低至16.4，需要结构热防护系统等实现巨大突破。国内方面，近年来单级入轨飞行器相关研究逐步增多：RBCC动力飞行器方面，杜文豪等系统研究了其上升段的轨迹优化问题[16]；复合预冷动力飞行器方面，周建兴等研究了基于SABRE的单级入轨飞行器方案，相关研究表明，能否实现较低的结构系数，是方案可行的重要条件[17]。

图2 典型单级入轨飞行器方案示意图

实际上，考虑单级入轨飞行器的技术难度及技术基础，目前各国逐步聚焦组合动力两级入轨飞行器的相关研究工作。例如美空天实验室、ATK、Astrox[18]、AeroJet和波音公司等开展了基于RBCC、SABRE发动机的两级入轨飞行器的研究，形成了诸多总体方案，如Stargazer[19]、Sentinel[20]、美空军两级入轨方案[21]等如图3所示。国内则研究了RBCC+ROKET、ROKET+RBCC、TBCC+RBCC等若干方案[22-25]，形成了一些规律性的结论。但是，有必要指出单级入轨飞行器相比两级入轨飞行器在操作成本、安全性、可靠性、便捷性、可重复使用性等方面具有综合优势，而仅在设计复杂性和载荷投送效率方面略差，是未来发展的终极目标[26]。因此，技术可行、指标先进的单级入轨飞行器方案将是创造性的。

图3 典型两级入轨飞行器方案示意图

表1列出了典型单级入轨飞行器、两级入轨飞行器的总体参数，综合分析，目前RBCC动力单级入轨飞行器存在的主要问题表现在：①结构系数偏低，一般不超过23，甚至低于20，可实现性差；②投送效率较低，基本上在2.8以内，甚至低于2，指标缺乏先进性。为解决上述问题，本文提出一种基于新型地面辅助发射的RBCC动力单级入轨飞行器，并重点研究了飞行器的上升段轨迹和主要参数对其总体性能的影响规律。

表1 单级入轨飞行器和两级入轨飞行器

1 单级入轨飞行器数学模型

1.1 气动特性

本文选取典型的机体与推进一体化翼身融合体布局进行气动特性仿真计算。气动数据计力界面分为气动界面和发动机界面，其中，发动机界面定义为从头到尾的模式(nose-to-tail)[27]。根据发动机是否开机，升阻比分为冷态升阻比和热态升阻比，冷态升阻比为发动机关机状态下气动界面和发动机界面的升力之和除以两者阻力之和，热态升阻比为发动机开机状态下气动界面和发动机界面的升力之和除以气动界面阻力。根据上述定义，图4给出了2.5Ma、5.0Ma、8.0Ma典型状态的热态升阻比曲线，该升阻比曲线与文献[28]中图12(a)的水平相当。

图4 飞行器典型热态条件下的升阻比特性曲线

1.2 发动机特性

对飞行器进行推阻匹配设计，考虑飞行器为加速型，尽可能提高RBCC发动机的推力规模和性能。参考表1，对标单级入轨飞行器，推进剂选用液氢液氧。发动机吸气式模态不同阶段的比冲性能参数如图5所示，混合模态推力采用火箭模态和冲压模态直接相加的方式进行计算。RBCC发动机推力计算综合考虑了进气道的进气面积和流量系数。

图5 发动机吸气式模态不同马赫数下的比冲特性曲线

1.3 弹道仿真边界条件

基于上述气动、发动机性能参数，对地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器上升段轨迹进行仿真分析。其中，地面辅助发射后，飞行器起飞分离速度2.0Ma，结束轨道高度为LEO 100 km圆轨道。

2 结果分析及参数敏感性研究

2.1 设计结果分析及评估

图6～图9给出了地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器的标称弹道，其上升段主要经历爬升降压段、等动压爬升段、等高度加速段和加速入轨段。

图6 标称弹道高度—马赫数曲线

图7 标称弹道推进剂质量流量—马赫数曲线

图8 标称弹道动压—马赫数曲线

图9 标称弹道弹道倾角—马赫数曲线

在爬升降压阶段，由于飞行高度低、空气密度大，飞行最大动压可达200 kPa，该值相比当前冲压发动机一般设计上边界值要大50～100 kPa，尽管动压增加有利于燃烧，但是动压过大不利于结构设计和降低飞行阻力[23]。因此，通过快速爬高进入低密度区，可使RBCC发动机快速进入稳定高效的工作范围，有利于提升整体的运载效率。

等动压爬升段，采用等动压弹道跟踪策略[3]，可使飞行器发动机始终处在较稳定的工作范围，在该范围，飞行器的升阻比基本上维持在4.0左右，当飞行器飞行到12.0Ma以上，推阻难以实现有效匹配，此时，飞行器开启混合模态进入等高度加速段。

等高度加速段，飞行器采用火箭+冲压混合模态进行工作，整体高度变化不大，核心仍旧是尽可能采用较高比冲状态进行加速，以降低火箭模态用于动能增加的部分。

火箭加速段，飞行器转入火箭模态，弹道倾角先快速增大然后再逐步调整至入轨状态。

表2 燃油消耗占总重的比例

2.2 参数敏感性分析

对于单级入轨飞行器，相关参数约束、初边值条件等均会直接影响飞行器的投送效率。本文主要针对起飞弹道倾角、阻力变化、爬升等动压值、横向机动倾侧角的影响规律进行仿真对比研究。

2.2.1 起飞弹道倾角影响规律

表3给出了初始弹道倾角0°、10°、35°状态下的弹道结果，不同初始弹道倾角下，飞行器投送入轨质量当量值相差0.001，整体影响较小。

表3 初始弹道倾角对投送入轨质量的影响

表4给出了不同初始弹道倾角下4.4Ma状态的飞行参数，通过分析可知，初始飞行环境动压高，飞行器容易通过改变迎角快速改变过载，进而把影响控制在局部范围。基于该分析，未来地面辅助发射可选择直线加速模式。

表4 不同初始弹道倾角典型特征点弹道参数

2.2.2 阻力变化影响规律

表5给出了不同阻力系数下的投送入轨质量当量值。在设计时以正常阻力系数作为当量值1考虑，为了凸显阻力带来的变化，将气动阻力调整为0.5当量进行对比分析，分析显示，平均0.1当量的阻力系数可带来0.395投送入轨质量当量值的变化，相当于飞行器质量的1.3。通过该分析，对于该类加速型飞行器，应当尽可能降低阻力系数，以提高整体载荷投送效率。

表5 阻力对投送入轨质量的影响

2.2.3 爬升等动压值影响规律

表6给出了等动压爬升阶段不同等动压值对应的投送入轨质量当量值。通过对比发现，等动压爬升的动压值越大，飞行器入轨质量也越大，每10 kPa动压增量，投送入轨质量当量值增加0.035以内。上述分析表明，通过优化等动压值，可实现载荷投送效率的增加。但整体上看，提升等动压值的影响仍较小。

表6 等动压爬升阶段的等动压值对投送入轨质量的影响

2.2.4 横向机动倾侧角影响规律

RBCC动力飞行器相比运载火箭，可充分利用升力体构型和吸气式发动机实现大范围的横向机动，进而极大拓宽飞行器的发射窗口。仿真结果显示，采用30°～50°倾侧角，可实现的横向机动范围相比文献[29]增大一个量级，比文献[30]大一倍，且发射窗口将进一步大幅拓宽。此外，横向机动将导致飞行器的载荷投送能力下降，采用30°～50°倾侧角进行横向机动，投送效率损失不到飞行器质量系数的1。

3 结论

本文针对一种地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器，通过对飞行器上升段轨迹的仿真研究和参数敏感性分析得到以下结论:

1)地面辅助发射可有效规避RBCC发动机低速段引射模态比冲低的问题，并提升单级入轨飞行器的投送效率。

2)起飞弹道倾角、爬升等动压值对地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器的投送效率影响较小，而阻力水平影响较大。针对跨域飞行器，应致力于减阻设计。

3)地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器在有限代价下，可通过大范围横向机动拓宽发射窗口。