火箭沖壓組合動力研究進展

王亞軍，何國強，秦 飛，魏祥庚，張 鐸

(西北工業大學航天學院燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

0 引 言

隨著航天技術的不斷發展，現有單一類型的動力形式難以滿足天地往返運輸系統快速、經濟、可重復使用和新一代導彈武器多任務靈活作戰的需求，發展性能先進的動力迫在眉睫。組合循環推進系統就是將各種推進單元有機地融為一體，實現推進功能上相互補充，可以實現不同的工作模態，并且能夠在各個飛行區間達到最佳的性能，在天地往返飛行器、導彈武器和高超飛行器等領域具有廣闊的應用前景[1]，從而成為近年來各國在新型動力方面研究的熱點，其中，火箭沖壓組合動力(Rocket based combined cycle,RBCC)將高推重比、低比沖的火箭發動機和高比沖、低推重比的沖壓發動機組合在同一流道內，利用火箭射流和沖壓流道形成了新的熱力循環方式，在不同來流馬赫數下，對應有不同的工作模態，具有工作范圍寬、多模態一體化的特點[2]。由于火箭發動機的存在，使得RBCC動力可以實現從地面零速起飛，同時具有加速和機動的能力。

1 國內外研究現狀及發展路線

1.1 國內外研究現狀

早在20世紀60年代，美國便提出了可重復使用航天運輸系統研究計劃，在這一計劃的支持下，美國首次對RBCC動力開展了一些探索研究，掀起了RBCC研究的第一次熱潮，多種先進的RBCC發動機概念得到發展，并進行了深入的系統方案研究[3]，最終選用了兩種方案，分別為風扇增強引射沖壓發動機(SERJ)和液態空氣沖壓循環發動機(ScramLACE)。在試驗研究方面，主要集中在對RBCC推進系統低速階段(引射和亞燃模態)動力相關技術的研究，證實了在火箭引射模態下二次來流的引入可顯著提高火箭發動機的推力和比沖，并實現了引射模態向沖壓模態之間的平穩過渡，驗證了RBCC發動機多模態工作的可行性[4]，為后續RBCC研究奠定了基礎。

進入80年代以后，國家航空航天計劃(National aerospace plane,NASP)的開展極大地促進了高超聲速吸氣式推進技術的研究，在包括熱防護，進氣道和超聲速燃燒等關鍵技術上取得重要進展[5]，為RBCC超燃模態的研究奠定了堅實的技術基礎。NASP計劃結束后，美國又提出了先進空間運輸計劃(ASTP計劃)，旨在降低航天發射成本，同時提高可靠性和安全性[6]。ASTP計劃對多項RBCC研究進行了資助， RBCC推進系統迎來第二次研究熱潮，RBCC發動機進入關鍵技術研究階段。在該計劃的資助下Aerojet公司提出了采用氫和煤油燃料的二元結構的支板火箭引射沖壓發動機(Strutjet)方案[7]，其突出的特點是采用發動機進氣道/二次燃燒室/噴管一體化結構設計技術，三種循環通過支板結構在同一流道中接替工作平穩轉換。針對引射、亞燃和超燃模態進行了上千次地面風洞試驗，驗證了其較高的性能。Rocketdyne公司提出了采用氫燃料的二元結構A5發動機方案[8]，流道由三維內側壁收縮進氣道、等截面隔離段和半貫穿支板組成，累計工作時間超過3600 s，并于2000年成功進行了模擬實際飛行狀態下的引射到亞燃模態過渡試驗。美國航空航天局格林研究中心(GRC)獨立進行了軸對稱火箭沖壓組合動力飛行器研究開發(GTX)計劃[9]。GTX發動機收斂段采用固定尺寸流道，內置火箭與沖壓流道設計為一體化結構，一次火箭安裝在發動機側壁，發動機的半圓形機艙貼附在飛行器主體的周圍，充分利用了飛行器前體的預壓縮功能。GTX發動機完成了從海平面靜態到Ma2.5的狀態的試驗驗證。

在上述研究基礎上，NASA促成Rocketdyne，Aerojet、Pratt&Whitney三家公司聯合多家大學，開展了RBCC發動機集成驗證和飛行試驗計劃ISTAR[10]。ISTAR發動機基本上是以Aerojet公司的Strutjet為基礎，加入了Pratt Whitney公司的煤油燃燒技術，采用可變進氣道，在流道中央安裝有支板，如圖1所示。在ISTAR計劃內RBCC發動機完成了大量試驗，實現了海平面引射模態15%推力增強，最大推力增強100%，同一流道下引射、亞燃和超燃模態的協調高效工作和模態過渡控制，獲得了適應寬范圍工作的變結構進排氣系統設計與驗證，進行了主動熱防護技術研究，完成了多種飛行試驗方案設計，完成了具有飛行重量的發動機結構設計和制造，完善了RBCC系統的設計方法和實驗考核平臺，具備了開展發動機技術飛行演示驗證的條件。

從20世紀90年代開始，日本宇航局(Japan Aerospace Exploration Agency,JAXA)就開展了以單級入軌飛行器為應用目標的RBCC推進系統的研究[11]。JAXA的RBCC發動機使用液氫/液氧為推進劑，引射火箭放置于隔離段上壁面。JAXA針對該RBCC發動機開展了大量的研究工作，成功研制的氫/氧火箭可實現在不同模態下以不同混合比和室壓范圍的穩定可靠工作，進行了一系列進氣道試驗，以及火箭引射模態、沖壓模態和超燃沖壓模態下的地面直連試驗和自由射流試驗，如圖2所示。

國內方面，航天科工三院31所在20世紀90年代開展了RBCC組合循環發動機的相關研究，重點研究了亞燃模態的設計技術和性能，包括主火箭和擴張燃燒室通道幾何參數與氣動熱力參數的匹配關系；研究了燃燒室中二次燃料噴射對發動機性能的影響；初步研究了改善發動機進氣、排氣系統與燃燒室協調工作的設計技術，給出了RBCC發動機在大推力加速段的典型工作特性。

航天科技六院11所開展了火箭沖壓組合動力多模態工作研究，建立了一體化性能計算模型，開展了發動機流場計算與部件性能試驗，重點分析了亞燃模態、超燃模態的工作性能，開展了RBCC引射火箭系統研究，對系統方案、推進劑體系進行了論證分析，研制了用于一體化集成的引射火箭[12]。

國防科大圍繞RBCC引射模態開展了一維引射性能分析，以及亞/超、超/超引射混合機理分析，并具體論述了不同工作模式下燃料的噴注方案以及熱力喉道的調節技術，闡述了不同燃燒模式的工作特點，建立了RBCC引射模態預測模型[13]。

南京航空航天大學主要開展RBCC變結構進氣道研究，針對火箭射流對進氣道性能、燃燒背壓對隔離段激波串作用的影響，設計了RBCC前體/進氣道氣動構型，低馬赫數時主要考慮了進氣道的起動問題，高馬赫數時主要考慮了流量捕獲、總壓恢復和壓縮能力問題，通過變結構方式來保證內收縮進氣道能夠在各個工作模態下正常工作[14]。

1.2 發展路線

美國國家學術委員會(NRC)在2012年的評估報告中提出了2010-2035運載技術發展路線圖[15]，并對所有可用于航天運輸的推進系統技術發展優先級進行評估，RBCC處于高優先發展級，報告中還針對RBCC列舉了NASA需要在未來10年從技術成熟度3～4級邁向工程儲備應用的四項關鍵技術。待進排氣動力學優化、引射推力增強、模態轉換等四項關鍵技術到2025年前后全面達到6級技術成熟度，即可實現全模態的RBCC集成，計劃2027年前后開展飛行驗證，如圖3所示。

日本JAXA計劃在5年內進行全長3 m，Ma7～8條件下的飛行測試，對碳氫燃料應用以及無冷卻/燒蝕冷卻/熱沉冷卻技術進行探索；開展全長8 m的飛行試驗驗證發動機和飛行器在高超聲速下的一體化控制，碳氫燃料點火、火焰穩定以及再生冷卻技術；在10年內開展基于碳氫燃料的第一級、全長約20 m的自主飛行試驗，驗證可重復使用、兩級入軌概念以及飛行器起飛/加速/分離特性，預計在馬赫6分離，預期達到100次的重復使用飛行能力；最終在20年內基于氫氣或碳氫燃料，利用全長40～60 m、起飛質量600 t的RBCC動力機，以實現10名乘客或數噸貨物的載重高超聲速飛行[16]，如圖4所示。

2 西北工業大學RBCC研究進展

2.1 RBCC面臨的關鍵技術難題

RBCC發動機要求在寬馬赫、大空域范圍內工作，流道的設計思想就不同于定點工作的超燃沖壓發動機和窄區間工作的雙模態沖壓發動機。必須采用可變幾何的進/排氣系統，才能更好地適應不同來流參數與燃燒室工作參數的變化。此外，RBCC不同模態燃燒組織方式與燃燒釋熱規律存在明顯差異，燃燒室需要在不同來流條件下實現多模態高效燃燒，給固定結構燃燒室流道設計帶來了巨大挑戰，燃燒室構型直接決定了燃燒模式和工作參數，燃燒室工作參數又會影響進/排氣系統設計，因此寬域全流道匹配設計是RBCC的一項關鍵技術。

RBCC發動機在不同飛行馬赫數下燃燒室內存在復雜的亞、跨及超聲速流動共存的流場結構特征，同時火箭支板、燃料支板及凹腔等結構的存在形成強剪切流動，燃燒室內形成亞聲速、超聲速或兩者共存的混合燃燒模式，發動機燃燒流動過程表現出多重時間尺度和空間尺度耦合的顯著特征。進氣道/隔離段內預燃激波系和熱力喉道空間分布形態變化復雜，且與燃燒過程強烈耦合，火焰傳播與釋熱過程呈現出強烈的不確定性，使得發動機在寬來流馬赫數條件下的點火、火焰穩定與高效燃燒變得十分困難，因此寬來流條件下的燃燒組織與火焰穩定是RBCC的一項關鍵技術。

RBCC發動機寬范圍工作過程中引射模態、亞燃模態和超燃模態在燃燒區間、流場參數、噴油策略以及火焰穩定形式都存在巨大的差異，來流參數以及燃燒釋熱規律的大范圍變化使得不同模態的轉換過程十分復雜，工作模式轉換觸發條件及工作模式轉換路徑涉及到多部件的耦合作用，實現模態間平穩過渡十分困難，因此多模態過渡技術是RBCC的一項關鍵技術。

2.2 RBCC關鍵技術研究進展

2.2.1寬域全流道匹配設計技術

針對火箭引射機理，開展了詳細的內流場數值模擬和地面試驗驗證，獲得了RBCC引射模態下的燃燒室性能參數[17]，如圖5所示。分析了不同引射模態二次燃燒組織方式(摻混后燃燒(Diffusion and afterburning，DAB)、同時摻混燃燒(Simultaneous mixing and combustion, SMC)、射流屏蔽燃燒(Shielded primary injection, SPI))下對應的燃燒室構型與參數匹配規律，為RBCC引射推力增強指明了方向。

在引射模態機理研究基礎之上，圍繞引射、亞燃模態下的熱力調節規律開展了研究[18]，通過理論模型參數化地揭示了RBCC發動機引射模態和亞燃模態熱力壅塞生成機理。開展了直擴通道內超燃模態的匹配設計，通過合理地選擇不同擴張比區域進行燃燒釋熱，實現了RBCC固定燃燒室寬域工作。

本文開展了RBCC變結構進氣道數值模擬和試驗研究[19]，建立了RBCC寬馬赫域進氣道設計方法，采用以引射模態為設計點并向上兼容的設計方法，實現在引射-亞燃模態過渡點前完成自起動。在亞燃/超燃模態下，通過提高總收縮比以控制燃燒室入口馬赫數，保障燃燒室始終以設計點或接近設計點的狀態工作，獲得了能夠適應寬范圍工作的可調進氣道方案。圍繞組合動力特有的低馬赫數工作階段進氣道起動性能、引射模態進氣道性能的影響因素、雙模態區間的進氣道實現方案三個方面進行了深入分析，研制了變結構進氣道試驗樣機，完成了Ma1.8，2，5，6風洞試驗，進氣道性能指標符合設計狀態，能夠滿足Ma0～7寬域工作需求[20]，如圖6所示。

從RBCC發動機總體設計的角度，對包括機型、進氣道、隔離段、燃燒室、尾噴管等獨立部件進行單獨的性能分析，以及綜合考慮各個部件性能在不同工作模態下的相互匹配，提出了發動機設計的多維性能分析與優化方法，建立了火箭沖壓組合發動機設計平臺[21]，如圖7所示。

2.2.2寬來流條件燃燒組織與火焰穩定技術

通過理論分析、數值模擬及試驗研究的手段對亞燃模態[21]和超燃模態[23]的點火特性、燃燒流場等開展了詳細的研究，利用支板火箭高溫燃氣作為點火源和火焰穩定源，燃料支板結合壁面噴注的燃料噴注策略，燃料支板與凹腔的組合穩焰，實現了亞燃模態和超燃模態穩定高效工作，驗證了燃燒室同一流道能夠實現寬來流條件下的燃燒組織與火焰穩定，如圖8所示。

開展了基于熱力喉道調節的RBCC優化設計技術關鍵技術攻關，建立了寬范圍工作RBCC流道優化設計方法和熱力喉道調節方法(見圖9)，獲得了熱力喉道影響因素和調節規律，以及基于熱力調節的多級燃料噴注策略，實現了RBCC寬范圍工作較優的全流道性能，并且通過試驗獲得了氣流從亞聲速到超聲速的熱力喉道生成過程[24]。

在熱力喉道燃燒室研究基礎之上，為進一步提高發動機性能，拓寬發動機工作包線，開展了變結構燃燒室關鍵技術攻關[25]，通過燃燒室流通面積與擴張比可調來適應寬范圍的來流條件，研制了轉動式和平動式變結構燃燒室樣機，完成了Ma2～6變結構燃燒室直連驗證(見圖10)，燃燒效率>90%，通過引入變結構燃燒室，發動機平均比沖性能提升了10%～15%。

2.2.3多模態平穩過渡技術

在發動機研究從單一模態過渡到多模態后，圍繞RBCC發動機引射、亞燃及其過渡模態，開展了大量地面試驗與相關數值計算、理論分析研究[26]，分析了模態過渡過程中流動、燃燒模式和進氣道狀態的瞬變過程，提出了通過調節燃料噴注策略和火箭節流方式實現引射/亞燃模態平穩過渡方案。

采用直連試驗與數值模擬方法對亞燃/超燃模態轉換動態過程進行了研究，分析了燃料當量比變化、燃料噴注位置變化及支板火箭關閉條件下燃燒組織策略轉換過程中燃燒室壓力的變化特征與激波串在隔離段中的動態傳播特性。通過調節燃料噴注策略實現了燃燒室內亞聲速燃燒與超聲速燃燒共存的混合燃燒模態，逐漸向以超聲速燃燒占主導地位的亞燃/超燃模態過渡，如圖11所示。

通過上述的研究，完成了RBCC發動機引射、亞燃、超燃模態的理論分析和原理驗證，初步建立了RBCC寬域進氣道、燃燒室設計方法和引射/亞燃，亞燃/超燃模態過渡方法，并通過地面直連試驗驗證了典型點發動機性能和多模態工作策略，為進一步開展發動機全流道匹配設計與集成奠定了基礎。

2.2.4關鍵技術的地面集成驗證

在部件設計與性能驗證的基礎之上，開展了RBCC發動機全流道設計與集成，完成了RBCC自由射流樣機研制，完成了國內組合動力首次Ma3引射/亞燃模態過渡自由射流試驗驗證[27](見圖12)，煤油燃料亞燃模態比沖達到國際先進水平，驗證了發動機全流道設計、模態過渡以及一體化性能。

RBCC動力完成驗證之后，與航天學院飛行器總體專業合作，圍繞兩級入軌一級，開展了飛行器/發動機一體化方案設計[28]，運載器以液氧/煤油RBCC發動機作為主動力、自主水平起飛、帶動力水平原場返回方式執行任務，目標是將2 t有效載荷送入200 km圓軌道，發動機起飛推重比13.5。

在總體方案牽引之下，提出了變結構進氣道與飛行器前體匹配設計方法，并研制了飛行器/發動機一體化縮比集成樣機，成功完成了基于RBCC組合動力的Ma0～6寬域飛/發一體化Ma4和Ma5風洞試驗[29](見圖13)，驗證了一體化匹配技術與性能。

西北工業大學航天學院燃燒、熱結構與內流場重點實驗室經過近二十年的RBCC組合動力研究，已經取得了較好的基礎，初步突破和掌握了寬域全流道設計、寬來流高效燃燒與火焰穩定以及模態過渡等多項關鍵技術，引領了國內火箭沖壓組合動力技術的發展。相關技術已在小尺度地面樣機上完成了試驗驗證，技術成熟度達到4～5級，下一步擬通過低成本飛行試驗、探空火箭試驗對真實飛行狀態下發動機寬域工作性能與模態過渡進行驗證，進一步提升技術成熟度，同時圍繞大尺度燃燒、變結構高溫動密封、復合熱防護等開展關鍵技術攻關，為推動RBCC組合動力轉向工程應用奠定基礎。

3 結束語

以RBCC為典型的組合動力代表了未來空天技術的發展方向，是實現航天運輸“快速、安全、經濟”的有效途徑。美國、日本均圍繞飛行演示驗證制定了一系列發展規劃，逐步推進關鍵技術深化與成熟，研究路線明確，技術體系完整。我國雖然起步較晚，但發展迅速，西北工業大學經過近二十年的RBCC組合動力研究，在多項發動機關鍵技術取得了突破，引領了國內火箭沖壓組合動力技術的發展，目前正處于關鍵技術攻關向集成演示驗證的過渡階段，建議結合我國國情與國家航天發展戰略，制定組合動力發展的頂層規劃，形成切實可行的技術路線和發展體系，分步驟推進組合動力關鍵技術集成與驗證工作，推動我國未來航天科技跨越式發展。