一種火箭基組合循環動力空天飛行器總體設計分析

陳 兵，龔春林，唐 碩，谷良賢

(西北工業大學航天學院，陜西省空天飛行器設計重點實驗室，西安710072)

1 引言

傳統的火箭動力飛行器具有推力大、技術成熟、可在任意狀態下工作等優點，但需自身攜帶燃料和氧化劑，比沖較低。 而吸氣式沖壓發動機以大氣中的氧氣為氧化劑，可大大提高發動機的比沖，但無法自起動，且工作包線有限，無法滿足天地往返飛行器的任務需求。 故天地往返飛行器的動力系統一般采用純火箭動力或組合動力系統，其中，組合動力系統比沖遠高于純火箭動力，是現階段國內外的研究熱點。 典型的組合動力系統包括火箭基組合動力(RBCC)和渦輪基組合動力(TBCC)，由于火箭動力技術非常成熟且工作不受外界環境約束，因此RBCC 是空天飛行器的首選動力系統。

第一個接近RBCC 概念的是1960～1965 年的Soviet Gnom 火箭，主要通過空氣增強火箭的性能[1]。 1966 年，NASA 開始了NAS7-377 項目，研究能夠有效融合吸氣式和火箭循環的優點和要求的發動機[2]。 20 世紀80 年代，隨著NASP(National Aerospace Plane)計劃的開展，吸氣式高超聲速推進技術有了發展，包括熱防護、進氣道設計以及超聲速燃燒等[3]。 NASP 結束后，NASA/MSFC 在90 年代發起了ASTP (Advanced Space Transportation Program)，研究不同馬赫數下使用氫燃料、碳氫燃料或雙燃料的推進循環系統， 并資助了多項RBCC 研究，對多種RBCC 發動機模型進行了地面試驗[4]。 在ASTP 計劃第一階段完成后，NASA 使用X-43B 進行了RBCC 的小尺度飛行試驗[5]。 美國先后提出了各種基于RBCC 的高超聲速運載器概念，其中包括：佐治亞理工大學的單級入軌高超聲速運載器Lazarus[6]，NASA 為降低成本設計的Stargazer 兩級入軌運載器[7]，SEI(SpaceWorks Engineering Institute)面向軍事應用設計的單級入軌運載器Xcalibur[8]和兩級入軌運載器Sentinel[9]，以及空軍科學辦公室委托Astrox公司設計的兩級入軌高超聲速運載器[10]等。

歐洲航天局在2005 年長期先進推進概念和技術研究計劃(LAPCAT)里開展了RBCC 和TBCC 組合推進的關鍵技術和飛行器概念設計，分別對煤油和氫燃料的RBCC 推進系統的一次火箭和支板噴射等關鍵技術開展了研究[11]。 中國西工大、航天六院、國防科大和航天三院等在流道匹配設計、模態轉換和地面試驗等方面也取得了一些進展[12-14]。

各RBCC 方案總體性能差異較大，尤其在概念和初步設計階段。 系統工程期望獲得最優結果，但受限于計算工具和仿真周期，在概念設計階段開展完全基于數值模擬的總體設計極為耗時，可行性較低。 因此需要一種總體設計和性能參數分析方法。 對此，本文首先從任務、入軌、起降方式等方面建立RBCC 飛行器的典型工作模式和任務剖面；然后基于RBCC 飛行器任務特點，提出1種適用該類飛行器的總體設計方法；最后以建立的RBCC 總體方案為基準，分析馬赫數、燃料選擇、分離點狀態、氣動性能、發動機性能等參數對總體性能的影響，以期為該類飛行器總體設計提供參考。

2 任務剖面

本文研究的RBCC 空天飛行器的任務是將2 t有效載荷送入200 km 的低地圓軌道。 當前受限于發動機技術和輕質結構技術，單級入軌的難度過大，方案采用兩級入軌。 RBCC 空天飛行器的兩級入軌方案主要包含三種模式：RBCC+RBCC、RBCC+Rocket 和Rocket+RBCC。 為節省飛行成本，一般要求RBCC 級可重復使用，但其作為上面級時，針對返回過程的防熱、結構和控制等會不必要地提升設計難度，提高成本。 因此本文選擇RBCC+Rocket 兩級入軌方案。

空天飛行器的起飛方式主要分為垂直起飛和水平起飛兩大類。 垂直起飛可使飛行器快速沖出大氣層，減少阻力對燃料的消耗，進而減小運載器的起飛總質量。 但垂直起飛的準備周期長，地面配套系統復雜，對發動機的起飛推重比要求高。RBCC 起飛推力有限，如采用垂直起飛，需在起飛階段加火箭助推器，大大增加了系統的復雜性，且不符合空間快速響應的未來方向。 因此，方案采用水平起飛。

綜合上述分析，RBCC 運載器的任務剖面如圖1 所示。

圖1 RBCC 運載器總體任務剖面Fig.1 The mission profile of RBCC launch vehicle

3 總體設計

3.1 設計流程

根據先進循環動力飛行器的非常規動力、非常規構型和非常規飛行任務特點，確立總體設計流程如圖2 所示。

圖2 總體設計流程Fig.2 The overall design process

RBCC 運載器主要的分部件設計包括機體/推進一體化、結構、熱防護和內部設備。

機體/推進一體化設計可分解為前體/進氣道、隔離段、燃燒室、后體/尾噴管和氣動外形的設計，最終通過優化手段實現各部件的匹配。 在初始設計階段，可利用CFD 和準1 維流方法，獲取飛行器氣動和發動機性能。

結構設計和驗證可基于有限元方法開展，針對建立的初始結構模型，基于結構尺寸優化方法，獲取最優的飛行器結構方案。

熱防護設計包括熱流的計算、熱防護系統的分區和各分區厚度的確定，可利用面元法獲取全彈道的熱流數據，針對不同熱防護材料的適用性，開展飛行器的熱防護系統分區，最終利用1 維傳熱優化各分區的熱防護層厚度。

在概念設計階段，內部設備僅考慮其質量占比，可通過經驗公式計算不同設備的質量特性。

3.2 基準方案

運載器采用2 維流道方案，共包含6 個發動機，并聯于機身下方，形成的布局如圖3 所示。

圖3 運載器布局方案Fig.3 Aerodynamic distribution of launch vehicle

飛行器總長30 m，機翼需滿足起飛時的升力要求，尾翼保證航向的穩定性，均采用大后掠布局，后掠角分別為75°和55°，機翼面積180 m2。基于任務需求和分析，飛行器的內部布局如圖4所示。

圖4 飛行器內部布局方案Fig.4 The internal configuration of equipment in the vehicle

對于組合動力空天飛行器常用的非圓截面外形方案，選用隔墻、隔框等形式組成飛行器身部承力結構，熱載大的區域選擇鈦合金結構，熱載小的區域選用鋁合金結構。 最終得到飛行器內部骨架結構，如圖5 所示。

RBCC 發動機采用中心支板式流道布局方案，設計結果如圖6 所示。

發動機由進氣道、隔離段、燃燒室、火箭推力室及尾噴管等部分組成，火箭推力室推進劑為液氧/JP-10，二次噴注燃料為JP-10。

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

單模塊發動機寬度為0.83 m，每個單模塊中安裝2 臺火箭推力室，用于在引射、超燃/火箭及純火箭模態產生推力。 火箭推力室出口直徑0.26 m，單模塊發動機總長為30 m。 為獲得足夠大的推力，取進氣道唇口高度為最大值2.8 m(低亞燃模態時需調整)，引射及亞燃模態為收擴噴管(機械喉道)，超燃及純火箭模態為擴張噴管，出口高度固定為3.3 m，為兼顧低馬赫數時通道的流通性，燃燒室出口高度取1.8 m。

上述方案下，飛行器的質量分布如表1 所示。

表1 飛行器質量分配Table 1 Mass Distribution of the vehicle

4 性能分析

4.1 基準性能

建立CFD 計算網格模型如圖7 所示，初始方案階段不考慮側滑問題，因此網格模型為半模，總數為6.0×106。 計算軟件為Fluent，采用密度基隱式求解器，湍流模型為K-Omega SST。 解得氣動升阻比曲線見圖8。

由圖8 可知，RBCC 運載器在常規飛行包線內，亞聲速最大升阻比接近4，超聲速最大升阻比為3.5，Ma4 之后，升阻比隨馬赫數逐漸下降。

發動機性能通過準1 維流求解得到，結果如圖9 所示。

基于質量特性和一體化性能分析結果，開展全程彈道分析，如圖10 所示。

圖7 CFD 網格模型Fig.7 Mesh model of CFD

圖8 氣動計算結果Fig.8 Results of aerodynamic computation

圖9 發動機計算結果Fig.9 Results of thrust computation

圖10 全程彈道Fig.10 The initial trajectory

通過彈道分析可知，當起飛總質量145 t 時，能保證總體性能的閉合，其中上面級20 t，下面級燃料總質量125 t。

4.2 參數分析

基于上述基準方案，分析RBCC 主要參數對飛行器總體性能的影響，主要包括分離點狀態、氣動性能和發動機性能。

4.2.1 分離點狀態

不同的分離點狀態決定著上下級飛行器的質量分配，不同的質量分配對最終方案的好壞往往有著決定性的影響。 通過分離方案對比，考慮分離馬赫數和分離高度，可明確分離條件對兩級入軌方案性能的影響。 分離點狀態參數包括：①分離高度為30 km，40 km，50 km；②分離馬赫數為6，7，8。

分析結果如圖11 所示。

圖11 不同分離狀態下的飛行器運載效率Fig.11 The launch efficiency at different separate states

從運載效率角度考慮，最優的分離方案為：30 km和Ma8。 但為保證安全分離，分離時的動壓不宜過大，可適當的提升分離高度，或直接解決高動壓分離問題。

4.2.2 氣動性能拉偏分析

由于飛行過程中，不同發動機模態對應的飛行模式均有所區別，因此，將飛行過程劃分為引射、沖壓和超燃/火箭3 段，每段氣動性能單獨進行拉偏分析。 拉偏分析時，其他段性能均假設不變。 分析結果如圖12～13 所示。

圖中x 坐標上的拉偏因子指性能整體乘以的倍數。 從氣動角度考慮，升力對總體性能的影響有限。 相對而言，阻力對總體性能的影響更為明顯，尤其在引射段和沖壓段。

圖12 升力拉偏對燃料消耗的影響Fig.12 The fuel consumption for lift adjustment

圖13 阻力拉偏對燃料消耗的影響Fig.13 The fuel consumption for drag adjustment

4.2.3 發動機性能分析

與氣動拉偏分析類似，將飛行過程劃分為引射、沖壓和超燃火箭3 段。 由于沖壓段火箭發動機關閉，在一定的捕獲面積下，發動機的推力和比沖均受燃油噴注量的影響，因此，推力的性能分析僅考慮引射段。 分析結果如圖14～15 所示。

圖14 比沖拉偏對燃料消耗的影響Fig.14 The fuel consumption for specific impulse adjustment

圖中x 坐標上的拉偏因子指性能整體乘以的倍數。 假設比沖拉偏時推力不變，而推力拉偏時比沖也不變。 推力和比沖的提升對低速引射段的性能改進最為明顯，尤其是推力。 因此，在發動機設計過程中，不宜刻意為追求比沖性能而犧牲推力。

圖15 推力拉偏對燃料消耗的影響Fig.15 The fuel consumption for thrust adjustment

5 結論

1)RBCC 兩級入軌空天飛行器的總體設計需要考慮各學科之間的耦合問題，在概念設計階段，可利用數值仿真和工程估算相結合的研究手段。對氣動、結構等影響重要的部分采用CFD 和有限元方法，而對內部設備質量、發動機性能等采用簡化的性能分析方法，以前期試驗或工程經驗為基準，通過適當的修正，獲取分系統主要性能。 最終的總體性能需通過彈道加以衡量，并基于飛行彈道數據適當調整分系統設計指標，最終實現總體方案的閉合。

2)對于2 t 載荷200 km 入軌需求，RBCC 兩級入軌空天飛行器的起飛規模約為150 t 級，有效載荷效率可達1.38%。 相對于運載火箭，RBCC空天飛行器單次飛行的載荷效率并無明顯優勢，但其可實現水平起降，是實現空間快速響應的重要手段，通過提升起降頻次，可大幅減小飛行成本。 相關技術的突破，也對我國未來單級入軌技術的發展具有重要的推動作用。

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