火箭基组合循环推进系统

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　　火箭基组合循环（简写为RBCC）推进系统，整合了火箭发动机、亚燃冲压发动机超燃冲压发动机，共有四个工作模态：引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。通过在部分轨道上升段使用空气中的氧，以RBCC推进系统为动力的飞行器可以获得更高的平均比冲。该推进系统将火箭助推器和双模态的超燃冲压发动机组合在一起，有机地组合了高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的吸气式发动机，促使二者扬长避短，成功实现了航天推进的高效性和经济性的最佳组合；同时该推进系统可以降低费用，增加系统的安全性。

　　20世纪80年代以来，为21世纪低成本航天运输系统研制新一代可重复使用吸气式/火箭组合发动机的构想极大地促进了航天和军用先进动力装置的概念研究。

　　目前，组合循环吸气式推进系统有三种基本形式：空气增强火箭(AAR)、基于涡轮的组合循环推进系统(TBCC)和火箭基组合循环推进系统(RBCC)。其中RBCC 将火箭助推器和双模态的超燃冲压发动机组合在一起，有机地组合了高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的吸气式发动机，促使二者扬长避短，成功实现了航天推进的高效性和经济性的最佳组合；同时该推进系统可以降低费用，增加系统的安全性。早在19世纪60年代，美国就对此进行了大量的基础研究，迄今为止，美国、日本、俄罗斯和欧盟等国家和地区纷纷开展了RBCC的研究工作，均取得了一定的。

　　RBCC推进系统将火箭发动机和吸气式推进系统结合在一起，组成了一个一体化的推进系统。该推进系统整合了火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，共有四个工作模态：引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。通过在部分轨道上升段使用空气中的氧，以RBCC推进系统为动力的飞行器可以获得更高的平均比冲；而且，RBCC推进系统相对于它的竞争对手——涡轮组合循环发动机(TBCC)具有更高的安装推重比。

　　RBCC推进系统包括引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。亚燃模态与超燃模态的主要区别在于前者的燃烧过程是亚声速的，而后者的燃烧过程是超声速的。当飞行马赫数Ma =0 ～ 3时，采用引射模态工作。在从火箭排出的高温燃气的引射作用下，空气被吸入进气道，空气的总压升高。由于来流动压低，发动机的推力主要由引射火箭提供，引射火箭的工作压力较高。高温燃气与空气进行掺混，在混合气流中喷入燃料，进行补燃燃烧。此时，引射火箭和扩压段均产生推力。在马赫数为3 ～ 6 时，采用亚声速燃烧冲压模态，火箭的排气量减少，从进气道流入的高速气流在扩压段压力得到恢复。由于气流的总压升高，恢复的压力可以产生足够的推力。在这种情况下，引射火箭工作在高混合比、低燃烧室压力的状态下，可以作为值班火焰。随着飞行马赫数的进一步提高，在马赫数达到6 ～ 7时，发动机由亚燃冲压模态转变到超燃冲压模态，进而采用超燃冲压模态。飞行器在超燃冲压发动机的推动下继续加速，当飞行马赫数超过12时，推进系统转入纯火箭模态，进气道关闭，仅有引射火箭产生推力。

　　RBCC组合推进系统的研制是一个循序渐进的过程，是一项复杂的系统工程。美国在此研究过程中也走了不少弯，由于初期所制定的计划庞大，存在一定盲目性，再加上很多关键技术尚未解决、经费紧缩以及等诸多原因，研究一度降温并中断，但还是获得了大量的基础性和成熟技术，这些都为下一步研究计划的制定和工作开展提供了大量宝贵经验。从目前研究进展来看，要将RBCC推进系统用于实际飞行器的飞行中，还存在很多问题，还有许多重要环节影响其效能最大限度地发挥。存在的关键技术如下：

　　(1)机体一体化的集成优化设计；(2)引射的机理研究；(3)热防护和冷却技术；(4)各模态下燃料雾化混合、火焰稳定和高效燃烧组织技术；(5)各模态下燃油喷射策略、热力调节和性能优化技术；(6)进气道和后体设计和性能优化；(7)高热值、高热容、热稳定性好和高吸热性碳氢燃料的研制；(8)各模态以及模态之间过渡的地面验证和飞行演示。

　　20世纪60年代，美国开展了可重复使用航天运输系统研究计划，在这一背景下，首次开始了RBCC组合推进系统的研究工作，其主要目的是为1975年以后的飞行器提供动力储备。马夸特公司、火箭动力公司和洛克希德公司参与了这项计划。最终选定了两种推进系统方案，即SERJ ( Super-C harged E jector Ram je t)和ScramLACE (Scram jetLiquid Air Cycle Engine)。

　　早在1962-1963 年间，马夸特公司就曾对ERJ (E jectorRam jet)的射流混合、扩压及燃烧过程和高性能引射的关键技术进行了实验研究，实验获得了很多宝贵的数据，已经具备演示发动机性能的能力。1964-1967年，在美国空军的赞助下，马夸特公司对ERJ 缩比发动机进行了一系列地面试验，充分研究了这种发动机的性能特点。试验研究了不同的推进剂组合，包括LOX /LH2 和H2O2 /JP，并模拟了起飞加速、跨声速、超声速飞行和引射模态与冲压模态过渡等工作过程，均取得了令人满意的结果。1966年到1967年，马夸特公司与洛克希德公司和火箭动力公司签订合同对RBCC 推进系统应用到单级入轨和两级入轨飞行器进行了大量的研究。这项由NASA赞助的研究验证了宽范围的LOX /LH2 RBCC推进系统（包括引射模态、亚燃模态、超燃模态、增压风扇、空气液化与压缩）。到1967年，该计划从面向可重复使用运载器转移到面向军用飞行器，研究重点转到氢/氧和氢/液化空气组合循环发动机。1968年，在航空喷气公司和Allison公司的合作下，对SERJ缩比发动机进行了11次地面试验，使RBCC的研究达到了第一次。然而，随着NASA的全尺寸航天飞机投入研制，并决定采用纯火箭推进，该项计划的经费出现了问题，研究计划终止。

　　20世纪末期，美国又提出了“ 先进空间运输计划”(ASTP)，整个计划主要由Marshall航天飞行中心负责，火箭基组合循环推进系统是该计划的一个研究方向。在这一计划的带动下，RBCC研究工作掀起了第二次热潮。1996年8月，Marshall航天飞行中心指定航空喷气公司、马夸特公司、州立大学(PSU)、火箭动力公司和普惠公司等5个小组负责RBCC的研制工作。

　　航空喷气发动机公司已进行支板喷射火箭基组合循环的理论研究长达14年。1996年9月，航空喷气公司推出了支板引射火箭冲压发动机方案。针对军事和航天两种用途，制定了完整的试验计划，开展了上千次试验研究，获得了大量的试验数据和研究，验证了支板喷射的可行性。

　　火箭动力公司设计的A5火箭基组合循环发动机采用了全固定式流道, 利用氢/氧作为推进剂。A5 模型发动机在GASL公司进行了大量的试验, 验证了空气增强火箭/冲 压的模态转换和冲压/超燃冲压模态转换, 且整个发动机工作过程中不需要持续的点火源。

　　Geia航天技术学院、McKinney 联合会、Pennsylvania大学和Alabama大学均参与了关于支板引射火箭的研究。这些研究包括组件（喷注器、推力室引射器和进气道）和流道一体化的地面试验。1997年初到1999年中期，主要包括缩比进气道试验、引射器热试车、燃烧室试验、引射火箭试验、流道冷流试验、各种CFD分析和射流试验等。试验中主要对两种一体化流道（空气喷气的组合流道和火箭动力的组合流道）进行了研究。测试工作在GASL公司进行，试验数据涵盖了Ma=0 ～ 8范围，而且对空气增益火箭模态向冲压模态转换进行了测试。结果表明，冲压/超燃冲压及纯火箭模态道性能良好，但空气增益火箭模态下还存在一定问题。研究第一阶段的结论认为，RBCC 是单级入轨可重复使用航天器最有希望的推进装置，但其潜力的大小与其质量及复杂性息息相关。后续工作将针对轻质耐高温材料、主动冷却方法、推进装置气动热设计、发动机循环设计及整体优化的研究展开。2000年，航空喷气、普惠和火箭动力公司参与了该计划的概念设计，在进行概念设计的过程中，三个公司达成一致，在2001年3月19日签订协议，成立火箭基组合循环(RBC3)，合力进行RBCC 推进系统的研制。空气喷气和火箭动力的进气道试验在Lewis研究中心的风洞中进行，所有的直联式试验和射流试验都在GASL公司的设备中进行。

　　航空喷气/GASL/NASA的RBCC推进系统在Lewis研究中心进行试验，这种RBCC引射超燃冲压发动机(ESJ)采用支板引射(Strujet)。该推进系统在以火箭为主进行工作时采用甲肼/性红烟硝酸(MMH/IRFNA)作为燃料，在吸气式模态则采用煤油作为燃料。美国空军的Hytech计划为该项目提供了大量的经费支持。另一个小一点的以氧气/氢气为燃料的ESJ推进系统则在NASA 兰利研究中心直联式超燃测试系统中进行试验，这项试验的硬件也是由航空喷气/GASL公司提供。通过这两项试验，将对RBCC推进系统的研究工作有巨大的推动。

　　为了研究不同模态之间的状态转换，NASA开展了吸气式火箭一体化系统试验计划(ISTAR)。试验采用X-43B为缩比演示验证的飞行器。为了使飞行器的尺寸比较小，将采用空中发射，并选用碳氢燃料。试验时，采用B-52或L1011将X-43B携带到空中，在飞行马赫数为0.7时进行投放，经历火箭引射模态、冲压模态和超燃冲压模态，在达到马赫数7后滑翔降落。

　　俄罗斯航天局(RSA)正在实施的OREL高超声速技术研究计划是在研究可重复使用的天地往返运输系统(RSTS)的各项备选方案，以及相关的关键技术。其中“OREL-1”计划主要进行该运输系统总体方面的研究，“OREL-2-1”计划主要致力于吸气式推进系统的研究，“OREL-2-2”计划主要研究液化空气循环发动机。俄罗斯的CIAM 进行了大量关于组合循环推进系统方面的研究。

　　欧空局(ESA)的未来欧洲空间运输研究规划(FESTIP)对可重复使用的运载器进行了概念研究，并对相关技术进行了一些研究，研究领域包括结构、材料、推进、热防护和气体动力学五个方面。FESTIP关于推进技术的研究主要集中在火箭推进上，同时也开展了RBCC 的研究，特别是关于引射火箭的研究。

　　法国从1992 年开始实施吸气式高超声速推进研究与技术(PREPHA)计划，旨在研究一种能够模拟Ma =8来流的缩比超燃冲压发动机。

　　在荷兰的TNO PrinsM aurits实验室，经过十多年的研究，掌握了冲压推进技术，并建造了引射火箭试验装置，进行了RBCC引射模态的研究。

　　日本计划在21世纪20 ～ 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、完全可重复使用的单级入轨空天飞机。日本国家空间实验室(NAL)正在进行相关的方案研究和技术储备。NAL初步选定了四种候选方案：火箭/超燃冲压(RES：Rocket Engine with Scram jet)；液化空气循环/超燃冲压发动机(LACES：LACE with Scram jet)；预冷涡轮喷气/超燃冲压发动机(PATRES：Pre-cooled Air Turbo jet with Scram jet)；引射亚燃冲压/超燃冲压发动机(AERES：Aero-E jector Ram jet Engine withScram jet)。为了配合空天飞机的研制，NAL在材料和结构领域正在开发各种耐高温的先进复合材料，并建造了各种试验设施。国立横滨大学和三菱重工等参与了开发。

　　国内航天31所早在20 世纪70年代对火箭冲压组合发动机进行了分析研究，并在90年代开展了RBCC组合循环发动机的相关研究，重点研究了引射模态的设计技术和性能，包括主火箭和扩张燃烧室通道几何参数与气动热力参数的匹配关系；研究了燃烧室中二次燃料喷射对发动机性能的影响；初步研究了改善发动机进气、排气系统与燃烧室协调工作的设计技术，给出了RBCC发动机在大推力加速段的典型工作特性；提出了多模态冲压发动机的一种新型工作模式和提高性能的技术途径。另外，在RBCC概念的基础上，还提出了固体火箭冲压基组合循环发动机(SRBCC：Solid-fuel Ram-Rocket Based Combined Cycle)新概念方案的设想和固液火箭冲压发动机(SRBLICC：Solid Rocket Based Liquid Injection CombinedCycle)方案。目前，航天31所主要针对单模块超燃发动机开展了大量研究，已进行了马赫数为4、5、6的地面试验，均取得了正推力，解决了关键难题，并准备采用导弹助推来进行飞行试验。

　　中科院力学所针对RBCC研究了不同工况下一次流和引射二次流之间混合的演变和发展过程，找出了不同来流条件下影响引射性能的主要参数，并根据试验结果提出了促进混合的可行方案。自1994 年起，力学所在863和自然科学基金的支持下，开展了超燃方面的研究，建成了全国第1台直连式超燃实验设备，在氢气自点火极限、氢/空气支杆排架混合和燃烧、碳氢燃料雾化、超音速燃烧以及增强混合、稳定燃烧等方面获得了大量。

　　航天科技六院11所对RBCC发动机的主火箭系统进行了研究，对系统方案、推进剂体系进行了论证分析，研制了用于一体化集成的主火箭，开展了以气氧/烃燃料为推进剂的点火实验。

　　国防科大针对双模态和超燃发动机开展了点火性能和火焰稳定的机理研究，进行了模拟飞行Ma=6、高度25 km条件下超燃冲压发动机的引射试验，获得了正推力，并在马赫数为4、5、6条件下进行了双模态冲压发动机的射流试验，也取得了正推力。另外，中国空气动力研究中心、701 所、中国科学技术大学南京航空航天大学航空航天大学等科研院所和高校，也针对双模态、超燃发动机和高超音速进气道等开展了大量研究，突破了很多关键技术，取得了相当大的，为RBCC的多模态实现和部件集成奠定了基础。

　　陈健,王振国. 火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究进展[J]. 飞航导弹,2007,(03):36-44+53.

　　王国辉,王小军,杨勇,余梦伦,何国强,蔡体敏. 火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究现状[J]. 固体火箭技术,2003,(03):1-3+6.

　　刘洋,何国强,刘佩进,李江,吕翔. RBCC组合循环推进系统研究现状和进展[J]. 固体火箭技术,2009,(03):288-293.