地面輔助發射RBCC動力單級入軌飛行器參數敏感性分析

秦云鵬，楊 旸，鄭思行，王浩亮

(中國運載火箭技術研究院 研究發展部，北京 100076)

0 引言

單級入軌飛行器能夠像飛機一樣自由往返于地面與軌道空間，是各國航天運輸領域追求的最高目標。火箭沖壓組合循環(RBCC)發動機將高推重比火箭發動機與高比沖沖壓發動機有機結合，具備工作范圍寬、平均比沖高等技術特點，是未來單級入軌飛行器的重要技術途徑[1]。目前，國內外圍繞RBCC發動機和RBCC動力單級入軌飛行器開展了大量研究工作，取得了重要進展。

1)RBCC發動機發展現狀

國內外高度重視RBCC發動機的理論分析和試驗研究工作。國外方面，美國在20世紀中期提出了ERJ和SERJ兩種發動機方案[2]；中后期在NASP、ASTP計劃帶動下，美國航空噴氣公司開展了Strutjet[3-4]發動機方案研究，NASA 格林研究中心(GRC)開展了GTX[5-6]方案研究(見圖1)[7]，Rocketdyne公司開展了A5[8-9]方案和ISTAR[10]飛行試驗項目研究；2000年后，美國在CCE和ISTP等計劃下開展了一些新型結構發動機的研究工作，單項技術得到了深入驗證，同時對RBCC發動機在航天運輸領域的應用開展了多方案研究。

圖1 典型RBCC發動機示意圖

國內方面，王亞軍等系統總結了相關優勢單位的主要研究進展，其指出國內圍繞RBCC發動機基本上形成了寬域全流道設計、變結構進氣道、寬來流馬赫數高效燃燒與火焰穩定、模態穩定過渡、性能綜合評估和系統集成等能力，并具備開展飛行演示驗證的基礎[11]。

2)RBCC動力單級入軌飛行器發展現狀

國外方面，20世紀80年代-21世紀初，以美國為代表的航天強國對于火箭動力單級入軌重復使用運載器高度重視，投入巨資開始進行工程設計和關鍵技術突破，期間形成了大量研究成果，但由于技術途徑不可行先后終止。目前，可能的技術途徑主要有兩類：基于RBCC發動機的飛行器和基于復合預冷發動機(SABRE)的飛行器。在NASA資助下，SSDL(space system design lab)相繼開展了ABLV-GT、Argus、Lazarus等RBCC動力單級入軌飛行器的方案研究工作。其中，ABLV-GT采用二元構型的Hyper-X試驗飛行器構型和Aerojet公司的Strutjet液氫液氧RBCC發動機，如圖2(a)所示[1]。Argus采用2臺渦輪增強RBCC發動機，起飛時利用地面電磁加速裝置Maglifter將飛行器加速至0.7Ma，之后利用渦輪增強模態加速至3.0Ma并轉入亞燃模態，等動壓飛行至6.0Ma轉入純火箭模態直至入軌，如圖2(b)所示[12]。Lazarus采用6臺變幾何RBCC發動機，利用“雪橇”裝置加速助推至0.6Ma，以便減少機翼和起落架的尺寸與質量，如圖2(c)所示[13]。相關方案已經發現水平起降RBCC動力單級入軌飛行器在起飛階段燃料消耗過大的問題，并試圖利用地面輔助發射方式降低起飛段的燃料消耗。除RBCC發動機途徑外，英國云霄塔(SKYLON)單級入軌飛行器[見圖2(d)]則采用2臺獨立短艙安裝的復合預冷發動機(SABRE)，采用水平起飛方式[14-15]進行單級入軌。但是必須指出，該途徑單級入軌飛行器的結構系數低至16.4，需要結構熱防護系統等實現巨大突破。國內方面，近年來單級入軌飛行器相關研究逐步增多：RBCC動力飛行器方面，杜文豪等系統研究了其上升段的軌跡優化問題[16]；復合預冷動力飛行器方面，周建興等研究了基于SABRE的單級入軌飛行器方案，相關研究表明，能否實現較低的結構系數，是方案可行的重要條件[17]。

圖2 典型單級入軌飛行器方案示意圖

實際上，考慮單級入軌飛行器的技術難度及技術基礎，目前各國逐步聚焦組合動力兩級入軌飛行器的相關研究工作。例如美空天實驗室、ATK、Astrox[18]、AeroJet和波音公司等開展了基于RBCC、SABRE發動機的兩級入軌飛行器的研究，形成了諸多總體方案，如Stargazer[19]、Sentinel[20]、美空軍兩級入軌方案[21]等如圖3所示。國內則研究了RBCC+ROKET、ROKET+RBCC、TBCC+RBCC等若干方案[22-25]，形成了一些規律性的結論。但是，有必要指出單級入軌飛行器相比兩級入軌飛行器在操作成本、安全性、可靠性、便捷性、可重復使用性等方面具有綜合優勢，而僅在設計復雜性和載荷投送效率方面略差，是未來發展的終極目標[26]。因此，技術可行、指標先進的單級入軌飛行器方案將是創造性的。

圖3 典型兩級入軌飛行器方案示意圖

表1列出了典型單級入軌飛行器、兩級入軌飛行器的總體參數，綜合分析，目前RBCC動力單級入軌飛行器存在的主要問題表現在：①結構系數偏低，一般不超過23，甚至低于20，可實現性差；②投送效率較低，基本上在2.8以內，甚至低于2，指標缺乏先進性。為解決上述問題，本文提出一種基于新型地面輔助發射的RBCC動力單級入軌飛行器，并重點研究了飛行器的上升段軌跡和主要參數對其總體性能的影響規律。

表1 單級入軌飛行器和兩級入軌飛行器

1 單級入軌飛行器數學模型

1.1 氣動特性

本文選取典型的機體與推進一體化翼身融合體布局進行氣動特性仿真計算。氣動數據計力界面分為氣動界面和發動機界面，其中，發動機界面定義為從頭到尾的模式(nose-to-tail)[27]。根據發動機是否開機，升阻比分為冷態升阻比和熱態升阻比，冷態升阻比為發動機關機狀態下氣動界面和發動機界面的升力之和除以兩者阻力之和，熱態升阻比為發動機開機狀態下氣動界面和發動機界面的升力之和除以氣動界面阻力。根據上述定義，圖4給出了2.5Ma、5.0Ma、8.0Ma典型狀態的熱態升阻比曲線，該升阻比曲線與文獻[28]中圖12(a)的水平相當。

圖4 飛行器典型熱態條件下的升阻比特性曲線

1.2 發動機特性

對飛行器進行推阻匹配設計，考慮飛行器為加速型，盡可能提高RBCC發動機的推力規模和性能。參考表1，對標單級入軌飛行器，推進劑選用液氫液氧。發動機吸氣式模態不同階段的比沖性能參數如圖5所示，混合模態推力采用火箭模態和沖壓模態直接相加的方式進行計算。RBCC發動機推力計算綜合考慮了進氣道的進氣面積和流量系數。

圖5 發動機吸氣式模態不同馬赫數下的比沖特性曲線

1.3 彈道仿真邊界條件

基于上述氣動、發動機性能參數，對地面輔助發射RBCC動力單級入軌飛行器上升段軌跡進行仿真分析。其中，地面輔助發射后，飛行器起飛分離速度2.0Ma，結束軌道高度為LEO 100 km圓軌道。

2 結果分析及參數敏感性研究

2.1 設計結果分析及評估

圖6～圖9給出了地面輔助發射RBCC動力單級入軌飛行器的標稱彈道，其上升段主要經歷爬升降壓段、等動壓爬升段、等高度加速段和加速入軌段。

圖6 標稱彈道高度—馬赫數曲線

圖7 標稱彈道推進劑質量流量—馬赫數曲線

圖8 標稱彈道動壓—馬赫數曲線

圖9 標稱彈道彈道傾角—馬赫數曲線

在爬升降壓階段，由于飛行高度低、空氣密度大，飛行最大動壓可達200 kPa，該值相比當前沖壓發動機一般設計上邊界值要大50～100 kPa，盡管動壓增加有利于燃燒，但是動壓過大不利于結構設計和降低飛行阻力[23]。因此，通過快速爬高進入低密度區，可使RBCC發動機快速進入穩定高效的工作范圍，有利于提升整體的運載效率。

等動壓爬升段，采用等動壓彈道跟蹤策略[3]，可使飛行器發動機始終處在較穩定的工作范圍，在該范圍，飛行器的升阻比基本上維持在4.0左右，當飛行器飛行到12.0Ma以上，推阻難以實現有效匹配，此時，飛行器開啟混合模態進入等高度加速段。

等高度加速段，飛行器采用火箭+沖壓混合模態進行工作，整體高度變化不大，核心仍舊是盡可能采用較高比沖狀態進行加速，以降低火箭模態用于動能增加的部分。

火箭加速段，飛行器轉入火箭模態，彈道傾角先快速增大然后再逐步調整至入軌狀態。

表2 燃油消耗占總重的比例

2.2 參數敏感性分析

對于單級入軌飛行器，相關參數約束、初邊值條件等均會直接影響飛行器的投送效率。本文主要針對起飛彈道傾角、阻力變化、爬升等動壓值、橫向機動傾側角的影響規律進行仿真對比研究。

2.2.1 起飛彈道傾角影響規律

表3給出了初始彈道傾角0°、10°、35°狀態下的彈道結果，不同初始彈道傾角下，飛行器投送入軌質量當量值相差0.001，整體影響較小。

表3 初始彈道傾角對投送入軌質量的影響

表4給出了不同初始彈道傾角下4.4Ma狀態的飛行參數，通過分析可知，初始飛行環境動壓高，飛行器容易通過改變迎角快速改變過載，進而把影響控制在局部范圍?；谠摲治?，未來地面輔助發射可選擇直線加速模式。

表4 不同初始彈道傾角典型特征點彈道參數

2.2.2 阻力變化影響規律

表5給出了不同阻力系數下的投送入軌質量當量值。在設計時以正常阻力系數作為當量值1考慮，為了凸顯阻力帶來的變化，將氣動阻力調整為0.5當量進行對比分析，分析顯示，平均0.1當量的阻力系數可帶來0.395投送入軌質量當量值的變化，相當于飛行器質量的1.3。通過該分析，對于該類加速型飛行器，應當盡可能降低阻力系數，以提高整體載荷投送效率。

表5 阻力對投送入軌質量的影響

2.2.3 爬升等動壓值影響規律

表6給出了等動壓爬升階段不同等動壓值對應的投送入軌質量當量值。通過對比發現，等動壓爬升的動壓值越大，飛行器入軌質量也越大，每10 kPa動壓增量，投送入軌質量當量值增加0.035以內。上述分析表明，通過優化等動壓值，可實現載荷投送效率的增加。但整體上看，提升等動壓值的影響仍較小。

表6 等動壓爬升階段的等動壓值對投送入軌質量的影響

2.2.4 橫向機動傾側角影響規律

RBCC動力飛行器相比運載火箭，可充分利用升力體構型和吸氣式發動機實現大范圍的橫向機動，進而極大拓寬飛行器的發射窗口。仿真結果顯示，采用30°～50°傾側角，可實現的橫向機動范圍相比文獻[29]增大一個量級，比文獻[30]大一倍，且發射窗口將進一步大幅拓寬。此外，橫向機動將導致飛行器的載荷投送能力下降，采用30°～50°傾側角進行橫向機動，投送效率損失不到飛行器質量系數的1。

3 結論

本文針對一種地面輔助發射RBCC動力單級入軌飛行器，通過對飛行器上升段軌跡的仿真研究和參數敏感性分析得到以下結論:

1)地面輔助發射可有效規避RBCC發動機低速段引射模態比沖低的問題，并提升單級入軌飛行器的投送效率。

2)起飛彈道傾角、爬升等動壓值對地面輔助發射RBCC動力單級入軌飛行器的投送效率影響較小，而阻力水平影響較大。針對跨域飛行器，應致力于減阻設計。

3)地面輔助發射RBCC動力單級入軌飛行器在有限代價下，可通過大范圍橫向機動拓寬發射窗口。