協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機研究進展

聶萬勝， 周思引， 雷 旭

(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊, 北京 101416； 3. 63601部隊)

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協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機研究進展

聶萬勝1， 周思引2， 雷 旭3

(1. 裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416； 2. 裝備學(xué)院 研究生管理大隊, 北京 101416； 3. 63601部隊)

協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機(SABRE)，因能充分利用大氣層內(nèi)的空氣，具備良好的經(jīng)濟和技術(shù)可行性，是Skylon空天飛機的最佳動力方案。作為一款將吸氣式與火箭式發(fā)動機高度集成的組合循環(huán)推進裝置，SABRE在內(nèi)部結(jié)構(gòu)、熱力循環(huán)及燃料利用等方面都有其獨到之處。首先介紹了SABRE結(jié)構(gòu)和工作循環(huán)過程，簡述和歸納了氧化劑冷卻燃燒室、推力補償噴管、進氣道和液氫燃料等關(guān)鍵技術(shù)；然后對發(fā)動機核心熱交換技術(shù)，尤其是極具創(chuàng)新的預(yù)冷器的設(shè)計與制造作了詳細分析；最后，總結(jié)了SABRE最新研究成果并對我國開展相關(guān)研究工作進行了展望。

空天飛機；組合循環(huán)推進；協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機；熱交換器；液氫；工作循環(huán)

隨著太空發(fā)射任務(wù)朝著商業(yè)化發(fā)展，降低任務(wù)費用，提高市場競爭力成為研制新型航天器的核心目標之一[1-2]。在這一背景牽引下歐美等國相繼制定了一系列可重復(fù)使用、水平起降的空天飛機計劃[3-7]。其中，英國主導(dǎo)的“云霄塔”(Skylon)飛行器研究計劃被認為尤為經(jīng)濟可行，開始受到大量關(guān)注[8-9]。Skylon屬于單級入軌、可重復(fù)使用的無人駕駛空天飛機，D1型載荷能力為15 t，以常規(guī)滑跑方式起降，飛行速度可高達8.05 km/s[10-11]。

受適用范圍和性能限制，已有的渦噴/渦扇、火箭和沖壓等發(fā)動機無法單獨履行Skylon這類空天飛機任務(wù)[12]。鑒于此，以渦輪基組合循環(huán)動力系統(tǒng)(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)[13]和火箭基組合循環(huán)動力系統(tǒng)(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)[14]為首的組合動力方案得到重視與發(fā)展。Skylon則采用了一種名為“佩刀”的組合吸氣式火箭發(fā)動機(SABRE)，它由Reaction Engines Ltd(REL)負責(zé)研制，可以在吸氣和火箭2種模式下工作，保障Skylon從跑道起飛、入軌并執(zhí)行太空發(fā)射任務(wù)，之后再入大氣層并滑翔著陸，成本預(yù)計僅為傳統(tǒng)一次性運載火箭運送的1/50[8-9,15]。由于SABRE發(fā)動機工作范圍寬，熱力循環(huán)過程復(fù)雜，其所涉及的一系列核心技術(shù)能否實現(xiàn)將決定Skylon未來命運。2012年11月28日REL公布完成了SABRE的重要部件——預(yù)冷熱交換器的關(guān)鍵試驗[16-17]。資金上SABRE也得到了英國政府6 000萬英鎊的支持，使得REL對21世紀20年代的試飛充滿信心[16-18]。

本文對SABRE發(fā)動機基本結(jié)構(gòu)、工作循環(huán)等相關(guān)技術(shù)進行了全面介紹，詳細分析了其熱循環(huán)特點及關(guān)鍵部件的研究進展，重點針對核心技術(shù)預(yù)冷熱交換器的設(shè)計與制造進行了回顧與分析；最后簡要介紹了該發(fā)動機最新研究，并對我國開展相關(guān)工作提出了建議。

1 SABRE發(fā)動機基本特點

1.1 發(fā)動機結(jié)構(gòu)與工作循環(huán)過程

1.1.1 基本結(jié)構(gòu)

當SABRE發(fā)動機以吸氣模式運行時，直接利用大氣中的空氣而無須消耗自帶液氧，且借助獨特的預(yù)冷卻系統(tǒng)，能順利實現(xiàn)大氣層內(nèi)0～5個馬赫數(shù)的飛行；運行在火箭模式下，其以閉循環(huán)液氫/液氧純火箭方式工作。即SABRE工作范圍覆蓋從地面到外層大氣，且較單一火箭推進方式燃料消耗較低。

圖1[8]4展現(xiàn)了SABRE內(nèi)部基本結(jié)構(gòu)，它良好地集成了吸氣式渦輪噴氣發(fā)動機和火箭發(fā)動機的主要部件，通過結(jié)合先進的預(yù)冷器技術(shù)和創(chuàng)新的氦冷卻回路，突破了噴氣發(fā)動機速度瓶頸，動力更強勁。SABRE在2種工作模式下都利用同一個火箭式燃燒室，并裝配了高壓比空氣壓縮機，通過在各推進狀態(tài)下充分利用火箭燃燒室、噴管及渦輪泵，大為減輕了在火箭發(fā)動機裝置基礎(chǔ)上增加吸氣發(fā)動機裝置所帶來的質(zhì)量負擔(dān)，與此同時還有效消除了火箭以吸氣模式上升時發(fā)動機“死重”引起的基本阻力負擔(dān)。

圖1 SABRE發(fā)動機內(nèi)部結(jié)構(gòu)

1.1.2 工作循環(huán)

SABRE發(fā)動機工作循環(huán)如圖2所示[19]2(不含旁路)。在吸氣模式下空氣來流經(jīng)雙激波錐形進氣道減速，然后分為2股，一股直接經(jīng)預(yù)冷器進入核心機，另一股繞過核心機進入溢流管路。由熱力學(xué)第一定律分析法[20]知，此模式下核心機與航空渦輪發(fā)動機具有相同的布雷頓理想熱力循環(huán)。該系統(tǒng)采用約為150：1的高壓縮比渦輪壓氣機，為火箭發(fā)動機燃燒室供應(yīng)壓縮空氣。為降低功率要求并獲得合理的壓縮機出口溫度，必須對來流空氣(尤其是高馬赫數(shù)下的)進行冷卻。由于液氫溫度極低且具有高比熱特性，SABRE團隊設(shè)計了利用燃料氫冷卻高溫來流空氣的先進預(yù)冷器，并在熱空氣流和冷氫流間引入了中間級氦回路以獲得有效的溫度匹配(氦的高比熱比特性能減少中間級回路壓比，防止預(yù)冷器中的氫脆現(xiàn)象)。在熱力循環(huán)中，氦流為渦輪提供動力然后帶動渦輪壓氣機，將空氣來流的部分焓用于做功，從而減少了傳遞給液氫的熱量，即降低了“冷卻劑”氫的需求量。在氦氣閉式循環(huán)中，氦氣本身并無能量變化，不影響理想循環(huán)的功和熱效率。進氣道工作時，空氣在預(yù)冷器出口處被冷卻至約-130℃。隨著飛行速度進一步提高，發(fā)動機從吸氣轉(zhuǎn)為純火箭工作，之后空氣進氣道和預(yù)冷器不再工作，但氦循環(huán)仍在運行，此時具有非常規(guī)熱力學(xué)構(gòu)造的SABRE仍屬于閉環(huán)氫氧火箭發(fā)動機。

SABRE的設(shè)計來源于液態(tài)空氣循環(huán)發(fā)動機(Liquid-Air Cycle Engines, LACE)[17]1，不同于LACE的是它僅將空氣冷卻至略高于液化臨界點，無相態(tài)改變，從而降低了冷卻要求、減小了液氫流量，并且它可以使用常規(guī)渦輪壓縮機而不需要空氣冷凝器。

圖2 簡化的SABRE循環(huán)結(jié)構(gòu)圖

此外，SABRE通過設(shè)置旁路形成內(nèi)部燃燒系統(tǒng)，氫在旁路中燃燒產(chǎn)生推力能抵消安裝阻力，該旁路流道的熱力循環(huán)為典型的沖壓發(fā)動機循環(huán)模式[21]，如不采用該設(shè)計布局，空氣將從發(fā)動機中溢出從而引起較大阻力損失。

1.1.3 發(fā)動機性能

SABRE發(fā)動機關(guān)鍵工作參數(shù)如表1所示[8]7(注意飛行器有2個發(fā)動機吊艙)。SABRE從吸氣式向純火箭式轉(zhuǎn)換的最佳點在馬赫數(shù)5、飛行高度26 km左右。吸氣模式下飛行器沿著升阻比最大的軌跡飛行，而一旦變?yōu)榛鸺Ｊ斤w行器急劇上升離開大氣層以減小阻力損失。SABRE當量比為2.8(此處當量比定義為主發(fā)動機燃料消耗量除以其按化學(xué)計量燃燒時的燃料消耗量)，表明相比燃燒本身所需的氫，更多的燃料被用來冷卻空氣來流，但氫并未被“浪費”，主要被用于旁路系統(tǒng)和燃燒室壁面薄膜冷卻。

表1 SABRE發(fā)動機關(guān)鍵工作參數(shù)

圖3[8]7為吸氣模式SABRE發(fā)動機與采用其他推進系統(tǒng)飛行器的推重比及比沖隨飛行馬赫數(shù)的變化情況。從圖中可知，較其他吸氣推進形式SABRE明顯具有更高的推重比，純火箭模式下推重比將更高，其比沖則相對低些。綜合來看,對于馬赫數(shù)0～6在大氣層內(nèi)飛行，以SABRE為動力裝置的飛行器性能較好，鑒于其以單級入軌、經(jīng)濟可行為研發(fā)目標，故適中的比沖性能應(yīng)是可以接受的。

a) 單級動力裝置在吸氣模式下的裝機推重比

b) 單級動力裝置在吸氣模式下的裝機比沖圖3 SABRE與其他推進系統(tǒng)性能對比

1.2 發(fā)動機中的其他關(guān)鍵技術(shù)

1.2.1 氧化劑冷卻燃燒室

因SABRE發(fā)動機利用液氫推進劑來冷卻空氣來流，使得推力室無法再使用氫作為冷卻劑，而是使用空氣或純氧。為了探索這一冷卻方法，2010年歐洲宇航防務(wù)集團的Astrium GmbH公司和德國航天中心的Lampoldshausen成功開展了針對2個試驗用推力室的詳細研究[22]1，即將液氧冷卻劑應(yīng)用在SABRE的火箭工作模式下，以及在其吸氣模式下嘗試將空氣和氫薄膜冷卻結(jié)合起來。

1.2.2 噴管

以研究ED(Expansion/Deflection)噴管尾流特性為目標，2009年在REL資金支持下Airborne Engineering和布里斯托大學(xué)共同順利完成了膨脹/偏轉(zhuǎn)噴管(ED噴管)靜態(tài)試驗驗證項目[22]2，通過超過20次的測試掌握了該型噴管復(fù)雜的尾流特性。噴管構(gòu)型的冷流試驗顯示ED噴管性能良好并具備一定高度補償能力。為了與性能優(yōu)秀的雙鐘形噴管進行對比，還開展了ED噴管的熱試車。選取了2種ED噴管構(gòu)型——HN1和HN2，在STRICT發(fā)動機試驗平臺上開展了熱試車，結(jié)果有力證實了高膨脹比ED噴管能穩(wěn)定工作[22]2。這項研究也豐富了火箭發(fā)動機噴管技術(shù)領(lǐng)域，為提高SABRE性能提供了更好的部件選擇方案。

1.2.3 進氣道

SABRE發(fā)動機入口為20°錐角中心體的軸對稱進氣道，當飛行在2個馬赫數(shù)以上時能移動中心錐體使其誘導(dǎo)的錐形激波保持滿足Shock On Lip設(shè)計，避免超聲速來流下空氣發(fā)生溢流而增大阻力。當處于更高馬赫數(shù)時，一系列錐形葉片或“平墩”能逐步關(guān)閉進氣道，直至火箭模式而完全關(guān)閉。因為SABRE核心機的渦輪壓氣機壓比很高，燃燒室要求在定壓下工作來產(chǎn)生最大化的推力，且考慮飛行器的上升軌道特性，所以與其他吸氣式推進裝置相比，其進氣道總壓恢復(fù)水平屬于中等[22]3，穩(wěn)定保持在約130 kPa并幾乎與飛行馬赫數(shù)無關(guān)。

1.2.4 液氫燃料相關(guān)問題

SABRE渦輪噴氣發(fā)動機燃料未采用航空煤油而選擇液氫，主要基于2點：(1) 與碳氫燃料相比，氫的燃燒火焰速度更快、擴散率更大、可燃范圍更廣、熱值更高，能適應(yīng)Skylon長途飛行任務(wù)要求及高速飛行器惡劣的燃燒工況；(2) 雖然液氫是硬制冷劑，卻幾乎具有水3倍的熱容，如果將其儲存于足夠低的溫度環(huán)境下以維持其狀態(tài)，則能有效預(yù)冷進入壓縮機的空氣并保持接近最佳性能的當量比。

然而氫燃料也存在燃燒溫度過高會導(dǎo)致大量NOX生成的缺點[23]10732，尤其是當飛行器位于20～30 km海拔高度時，當?shù)爻粞鯘舛茸畲?，Skylon排放的尾氣中的NOX會加速臭氧分解，破壞地球保護傘臭氧層，因此減少NOX排放十分重要。NOX排放指標(Emission Index, EI)[24]5187定義為燃燒每千克燃料排放的總NOX的克數(shù)，一般SABRE的NOXEI值為幾百，這遠高于國際民航組織EI閾值(40g/kg燃料)。Ingenito等[24]5191通過研究溫度、壓力、當量比和駐留時間對氮氧化物排放的影響，提出了R.Q.L(Rich-Quench-Lean)方法作為減輕常規(guī)SABRE系列發(fā)動機氮氧化物排放的策略。

此外，REL還牽頭開展了高效對轉(zhuǎn)渦輪、低NOx火箭發(fā)動機燃燒室等重要技術(shù)的研發(fā)[19]5。通過充分汲取現(xiàn)有的火箭和噴氣發(fā)動機技術(shù)，并合理地將各項任務(wù)交給多個優(yōu)勢研究單位同步進行，SABRE團隊能集中力量攻克最核心部分，從而極大縮短了整個研發(fā)周期、降低了研制難度。

2 SABRE中的熱交換技術(shù)

相比燃燒室、噴管、泵等部件，輕質(zhì)高效的熱交換器是SABRE發(fā)動機一大亮點，也是研制中的最大障礙，它對推進系統(tǒng)的作用就如同芯片在計算機系統(tǒng)中的地位一樣重要[25]2。圖2中SABRE的熱交換器包括主進氣口預(yù)冷器、預(yù)燃室排氣熱交換器HX3和氫-氦熱交換器HX4。

2.1 熱交換器設(shè)計

熱交換器是在2種不同溫度的流體間實現(xiàn)熱量交換的一種裝置，通常一種流體位于管路內(nèi)，另一種則包圍在管路外以實現(xiàn)流體介質(zhì)間的間接熱量交換。為提高熱交換效率，可以加裝一些散熱片等以增大表面積，但這也同時增加了交換器質(zhì)量；另一種方式是將交換器的管路做得足夠細，管壁足夠薄，管路更多，但設(shè)計與加工難度大。

已知的預(yù)冷方案主要包括[26]燃料預(yù)冷、質(zhì)量注入與預(yù)壓縮冷卻,以及這兩者的結(jié)合法及第三流體冷卻。SABRE中正是利用第三流體冷卻法，作為3種熱交換器的核心,其強勁的預(yù)冷能力來源于其獨特的設(shè)計與先進的制造技術(shù)，螺旋狀排列的毛細管陣列以及霜凍控制是它的兩大創(chuàng)新。該型預(yù)冷器由幾千個小口徑薄壁管組成，各毛細管道內(nèi)徑僅為0.88 mm，管壁厚40 μm[27]1469，因而增加了給定容積內(nèi)的管道數(shù)量，顯著擴大了預(yù)冷器內(nèi)管路總表面積。這些毛細管內(nèi)為冷氦低溫氦，外部為高溫空氣，根據(jù)2股流體介質(zhì)間較大的壓差設(shè)計出具有大迎風(fēng)面積、薄前沿、圓柱鼓形的矩陣式結(jié)構(gòu)，空氣沿徑向流動，這樣既保持了合適的空氣側(cè)壓降又能防止發(fā)動機吊艙波阻過大，形成緊致、超輕量化的逆流換熱式預(yù)冷器。通過將整個預(yù)冷器分解為大量相同模塊有效降低了制造和裝配難度，裝配好的預(yù)冷器橫截面如圖4所示[27]1469。

圖4 預(yù)冷器橫截面

除了主進氣口的預(yù)冷器外，熱循環(huán)中涉及的HX3等熱交換器對發(fā)動機運行也十分關(guān)鍵。其中HX3位于預(yù)燃室排氣裝置處，它以高壓氦路和高溫、高壓、富燃的預(yù)燃室尾氣為工作流體介質(zhì)，能提高低速飛行時氦預(yù)冷器出口溫度[25]13。由于預(yù)燃室尾氣和氦壓力均較高，HX3構(gòu)型上選擇緊致管狀矩陣體；此外，考慮到預(yù)燃室溫度不影響燃料流整體，又不存在熵的生成問題，氦匯總管路在預(yù)燃室流路外部，故選擇了橫流結(jié)構(gòu)。與預(yù)冷器一樣，它也被劃分為多個相同模塊。

HX4熱交換器則為熱沉式熱交換器[25]11，它利用高溫氦對進入推力室的液氫加熱。為提高燃料利用率，使氦與氫體積量匹配，并滿足預(yù)冷器高溫區(qū)的溫度限制要求，使高冷容率流體排放的熱量以與排熱系統(tǒng)相匹配的體積比傳遞給氫，HX4采用了多股平行冷卻流方案。因循環(huán)中間級工作流體和燃料氫的壓力都很高，通道內(nèi)相同壓降下質(zhì)量流量很大，進而熵增很明顯，需采用小水力直徑和小長徑比管路，但為了維持一定表面積，需要高達107量級數(shù)目的管路，即設(shè)計難點在于要求結(jié)構(gòu)緊湊且冷卻通道極小。

2.2 熱交換器制造

以上3種熱交換的設(shè)計方案都表明技術(shù)的成功極大地取決于制造、裝配工藝。以預(yù)冷器的制造為例，涉及先進的焊接、切割、鉆孔、裝配等工藝，REL篩選出同時具有高機械強度和高溫防氧化特性的英科耐爾合金，借助新型拉伸技術(shù)可獲得約1 mm內(nèi)徑，30 μm壁厚的毛細管，并在斷裂前經(jīng)受住了多次的60 MPa壓力測試[25]13。Poeton工業(yè)研究團隊研發(fā)出一種新的既不損害毛細管材料屬性又具有高氣密性強度接頭的焊接方法[28]，用于毛細管路與集管端的連接，焊接管束接頭如圖5所示[27]1470。

圖5 焊接管束位置

因預(yù)冷器毛細管道呈多種彎曲狀，而市面上的普通彎管機無法對如此精細的管道進行加工，REL利用內(nèi)部研發(fā)的特種機械設(shè)備對毛細管實施彎曲，所得曲管既沒有發(fā)生翹曲也未削薄壁面材料，符合壓力測試要求。此外，其他諸如保證最小毛刺下的管材切斷等工序涉及的難題也都逐一被解決。最后將制造好的真實預(yù)冷器裝在名為“Viper”的發(fā)動機演示驗證模塊上進一步研究相關(guān)制造、裝配問題，該預(yù)冷器實物及組裝好的模型如圖6所示[27]1470。

雖然REL稱已研制出可靠的超輕質(zhì)高效冷卻器，但是其大多數(shù)研究尚處在實驗室階段，尤其根據(jù)上述毛細管尺寸參數(shù)，結(jié)合SABRE預(yù)冷器復(fù)雜的運行工況，可推斷其尚不具備實際應(yīng)用能力，未來的試驗中必然不斷暴露新的設(shè)計和制造問題。

a) 全尺寸Viper預(yù)冷器模塊待裝配實物圖 b) 預(yù)冷器完整設(shè)計模型圖6 SABRE用的預(yù)冷器

根據(jù)預(yù)燃室尾氣富氫特點，HX3基體材料確定為陶瓷基材料中具有最高熱導(dǎo)率的碳化硅。因矩陣基體經(jīng)受著嚴酷的內(nèi)部抗拉應(yīng)力考驗，設(shè)計人員計劃將壓力和低應(yīng)力水平測試結(jié)合起來以滿足矩陣體壽命和強度[27]1471。在HX3碳化硅部件的加工、連接方面,REL利用了材料燒結(jié)和反應(yīng)粘接2種最為有效的方法，使材料能承受至少172 MPa的箍緊失效應(yīng)力并能有效處理復(fù)雜內(nèi)截面。目前，雖然已能生產(chǎn)合適的高溫交換器管道，但是相關(guān)工藝水平以及管束和基體焊接方面還有待提高。

圖7[25]12為HX4結(jié)構(gòu)示意圖，此類緊致型平板/通道熱交換器管路布局靈活，可以實現(xiàn)橫向、同軸和逆向3種流動，如今在工業(yè)和航海領(lǐng)域有所應(yīng)用。HX4采用的逆向流換熱，整個制造過程概括為：首先根據(jù)HX4氦、氫入口溫度及材料工作溫度范圍選取鋁材，并在鋁材表面通過化學(xué)刻蝕或力學(xué)按壓制成20～50 μm寬、10 μm厚(通道間、基體與通道間)的精細流道，如圖8所示[25]13；然后將各平板堆積起來并進行擴散黏結(jié)，通過對焊接點加熱并按壓實現(xiàn)可靠連接，實現(xiàn)平板表面間的顆粒融合，連接點具有與母材相當?shù)膹姸龋蛔詈?，合并流體端頭及前期單獨焊接在核心矩陣模塊上的接頭。當前最為關(guān)切的是為該換熱器尋找一種低密度耐更高溫的材料。

圖7 緊致平板/通道型熱交換器矩陣示意

圖8 鋁材壓制成的微小通道

完整的熱交換器設(shè)計包括材料和結(jié)構(gòu)的選擇，其特性由流體經(jīng)過的傳熱表面溫度和壓力來決定，設(shè)計上應(yīng)保持熱循環(huán)熵增最小，充分考慮2種換熱流體間壓差；管狀微通道作為熱交換器組件性能卓越，但對材料性能和機加工水平要求極高，故應(yīng)大力發(fā)展相關(guān)制造技術(shù)。

2.3 霜凍控制

對于12 km以下的大氣環(huán)境，預(yù)冷器在開始冷卻流經(jīng)它的空氣時大量水凝結(jié)為液相，如不及時排出，這些水蒸氣可能在幾秒內(nèi)結(jié)冰而堵塞預(yù)冷器矩陣模塊。REL在其位于Oxfordshire的場所進行了防霜凍風(fēng)洞試驗[27]1470，該風(fēng)洞可以執(zhí)行相當于實際在軌飛行4 min的試驗，研究指出通過調(diào)節(jié)冷卻劑溫度能實現(xiàn)預(yù)冷器的霜凍控制。REL稱預(yù)冷器能在百分之一秒內(nèi)將氣流從1000℃冷卻至-150℃且不造成霜凍堵塞[17]1。因高度商業(yè)機密的緣故，該技術(shù)具體細節(jié)在各種公開渠道都未見報道，目前只能根據(jù)歐空局的簡報得知該霜凍控制機理在實驗室中有效，而建立可模擬預(yù)冷器工作條件的風(fēng)洞是研制該熱交換器的基礎(chǔ)。

3 SABRE最新研究進展

3.1 SABRE靜態(tài)試驗及相關(guān)技術(shù)

隨著技術(shù)不斷進步以及航天發(fā)射市場需求的變化，SABRE發(fā)動機經(jīng)歷了SABRE 2到SABRE 4三代革新，吸氣模式下氫燃料消耗量不斷降低[10]3。為迎接2016年的Skylon驗證機計劃，現(xiàn)階段REL開展了靜態(tài)驗證型發(fā)動機和帶發(fā)動機吊艙的試驗飛行器——NTV(Nacelle Test Vehicle)項目，驗證計劃包括從吸氣到火箭的模態(tài)過渡技術(shù)[22]3。此靜態(tài)試驗發(fā)動機稱為“SCEPTRE”，其熱力循環(huán)基本要素與SABRE相同，為直接縮比所得，僅在冷卻回路采用氖等細節(jié)上有所區(qū)別。

現(xiàn)階段另一主要任務(wù)是通過研究SABRE 4來為關(guān)鍵性設(shè)計審查做準備，并出品Block 1發(fā)動機生產(chǎn)樣圖。研究人員開發(fā)并運用“EnSim”仿真軟件[10]6對發(fā)動機性能、部件要求進行檢查，該仿真軟件允許對發(fā)動機模型做高度復(fù)雜的參數(shù)指定，可以考慮所有部件。

3.2 Scimitar發(fā)動機

作為SABRE的升級版，對Scimitar的研究起始于2005年[23]10743，由歐洲LAPCAT(Long-term Advanced Propulsion Concepts and Technologies)項目[29-30]支持，目的是論證以馬赫數(shù)5飛行的大容量載人運輸飛行器的可行性。Scimitar屬于可變循環(huán)發(fā)動機，它將渦扇基循環(huán)與空氣渦輪火箭基循環(huán)組合起來，工作壽命遠長于SABRE，在低空飛行消除音爆時效率更高、噪聲更低，其內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖9所示[31]，工作循環(huán)過程參見文獻[23]10742。

圖9 Scimitar發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意

4 總結(jié)與展望

作為單級入軌、可重復(fù)使用空天飛行器Skylon的動力裝置，SABRE發(fā)動機已在預(yù)冷器等核心部件的試驗上取得了突破性進展。2011年4月由歐空局發(fā)布的Skylon關(guān)鍵技術(shù)評估報告[32]指出基于單循環(huán)的SABRE發(fā)動機在馬赫數(shù)0～6范圍內(nèi)具有較高的推重比和良好的性能，與交替式吸氣發(fā)動機相比優(yōu)勢顯著。2015年4月15日，美國空軍研究實驗室論證任務(wù)SABRE方案是可行的[33]。目前REL已制定了一項耗資120億美元的計劃[18]，將于2020年對裝有SABRE的Skylon飛行器進行飛行試驗，并對該飛行器的銷售市場需求進行了預(yù)估?？陀^地說，SABRE僅處于地面試驗階段，并且隨著市場變化與科技進步，一些部件結(jié)構(gòu)發(fā)生了不少變化，包括模態(tài)過渡、全尺寸試驗等工作還有待開展；然而借助近年來發(fā)展的先進數(shù)值仿真手段，其實際應(yīng)用值得期待。

當前國內(nèi)外針對RBCC[34-36]、TBCC[37-39]以及ATR(Air Turbo Ramjet，空氣渦輪火箭/沖壓發(fā)動機)[37,40-41]等組合推進系統(tǒng)的研究越來越豐富，我國也于2014年掛牌成立了組合動力研究中心[42]，主要圍繞我國航天運輸系統(tǒng)對新型動力的需求開展相關(guān)技術(shù)研究。但是對于協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機的報道和研究還相當匱乏。該組合推進系統(tǒng)相比已被廣泛研究的其他組合推進系統(tǒng)有自己獨特優(yōu)勢：(1) 能以吸氣模式推動飛行器達到5倍聲速、26 km左右高度，充分利用了大氣層內(nèi)空氣，而傳統(tǒng)的RBCC(特指火箭與沖壓發(fā)動機組合)在地面只能以火箭方式啟動或由其他飛行器攜帶至一定速度和高度才開啟沖壓發(fā)動機，比沖相對較低；(2) 可以僅通過一次模態(tài)轉(zhuǎn)換就實現(xiàn)單級入軌，就這一任務(wù)需求而言,TBCC和傳統(tǒng)RBCC無法做到；(3) 如果要求從地面出發(fā)至20～30 km空域，達到飛行馬赫數(shù)5左右(未來高速巡航飛行器基本指標)，SABRE僅以吸氣式單模態(tài)即可；(4) 在馬赫數(shù)0～3飛行范圍內(nèi)其推重比較高、比沖適中?？偠灾?，SABRE兼顧了渦輪發(fā)動機高推重比和火箭發(fā)動機工作范圍廣的特點，對于單級入軌及臨近空間高速運輸任務(wù)不需要十分繁瑣的模態(tài)轉(zhuǎn)換，性能卓越，應(yīng)用前景可觀。

當前我國可重復(fù)使用天地往返運載器技術(shù)尚處在初級階段[43]，SABRE的研究經(jīng)歷給我們發(fā)展自己的協(xié)同吸氣式火箭動力系統(tǒng)帶來了大量寶貴經(jīng)驗與思路，即以市場需求為牽引，高度重視效費比，充分利用既有的發(fā)動機技術(shù)，保障產(chǎn)品的可實現(xiàn)性、可靠性，不斷引進新技術(shù)，解決好設(shè)計過程中各部件之間的不一致問題。在開展相關(guān)研究前應(yīng)做好調(diào)研工作，規(guī)劃好各個研究階段任務(wù)和時間節(jié)點，籌備建設(shè)配套的發(fā)動機地面靜態(tài)試驗平臺、風(fēng)洞平臺以及后期的動態(tài)演示驗證飛行器；大力開發(fā)具有自主知識產(chǎn)權(quán)的發(fā)動機整機仿真軟件平臺，初期仿真可以對發(fā)動機部件進行適當簡化，逐步實現(xiàn)精確仿真，并爭取使之具備圖形解釋發(fā)動機幾何構(gòu)型的能力；英國對SABRE核心技術(shù)的封鎖迫使我國要自力更生，但同時可開展廣泛的國際合作，加強基礎(chǔ)理論研究，力爭在材料、機械加工等關(guān)鍵技術(shù)上盡快取得突破。

相信在借鑒英國SABRE發(fā)動機研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上，充分利用我國相對成熟的氫氧低溫推進劑液體火箭發(fā)動機技術(shù)積累，以高效高功率/重量比熱交換器、對轉(zhuǎn)渦輪、液氧/液氫薄膜冷卻燃燒室、主動調(diào)節(jié)進氣道、高度補償噴管等核心部件的研制為重點，必將極大促進我國在新型組合循環(huán)發(fā)動機領(lǐng)域的發(fā)展。

References)

[1]HUTCHISON S.A two stage to commercial market approach to reusable launch vehicle development[C]//17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.San Francisco, California,USA: AIAA,2011:1-6.

[2]MASSON-ZWAAN T,MORO-AGUILAR R.Regulating private human suborbital flight at the international and European level:tendencies and suggestions[J].Acta Astronautica,2013,92(2):243-254.

[3]TANK H M.National aero-space plane (NASP) program[R].Pennsylvania:Pennsylvania State University,1991:385-411.

[4]鄭權(quán),車易.美國有望在2018年進行試驗型空天飛機的首飛[J].飛航導(dǎo)彈,2014(1):98.

[5]ARTHUR C G.X-37B orbital test vehicle and derivatives[C]//AIAA SPACE 2011 Conference & Exposition.Long Beach,California:AIAA,2011:1-14.

[6]HEMPSELL M.A phased approach to orbital public access[J].Acta Astronautica,2010,66(11):1639-1644.

[7]Reaction Engines Ltd.Britain’s space plane[J].Futurist,1994,28(4):6.

[8]LONGSTAFF R,BOND A.The Skylon project[C]//17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Orlando:AIAA,2011:1-10.

[9]DAVIES R,BOND A,VARVILL R.The Skylon spaceplane[J].Journal of the British Interplanetary Society,1999,57(1):3/1-3/6.

[10]HEMPSELL M,BOND R,LONGSTAFF R,et al.The Skylon D1 configuration[R].Prague:IAF,2010:1-7.

[11]EGGERS T,DITTRICH R,VARVILL R.Numerical analysis of the Skylon spaceplane in hypersonic flow[C]//17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.San Francisco:AIAA,2011:1-11.

[12]蔡國飆,徐大軍.高超聲速飛行器技術(shù)[M].北京:科學(xué)出版社,2012:123-150.

[13]梅東牧,林鵬,王戰(zhàn).吸氣式空天飛機對TBCC動力的需求分析[J].燃氣渦輪試驗與研究,2013,26(6):12-14；30.

[14]張鵬峰.國外RBCC組合循環(huán)發(fā)動機發(fā)展趨勢及關(guān)鍵技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈,2013(8):68-71.

[15]ARDEMA D M,BOWLES V J,WHITTAKER T.Near-optimal propulsion system operation for air-breathing launch vehicles[C]// 29th AIAA Guidance,Navigation and Control Conference.Washington,D.C.:AIAA,1994： 1-15.

[16]SHUKMAN D.Skylon spacecraft:‘Revolutionary’ engine design tested [EB/OL].[2012-04-27].http://www.bbc.co.uk/news/science-environment-17874276.

[17]MONCH P G.UK rocket engine revolutionizing propulsion[J].Military Technology,2013,37(8):11.

[18]MANN A.ESA report endorses Skylon[J].Spaceflight,2014,56(8):284-286.

[19]Reaction Engines Ltd.SABRE:how it works [EB/OL].[2014-12-08].http://www.reactionengines.co.uk/sabre_howworks.html.

[20]郭海波,肖洪,南向誼,等.復(fù)合預(yù)冷吸氣式火箭發(fā)動機熱力循環(huán)分析[J].火箭推進,2013,39(3):15-20.

[21]柳長安,李平,張蒙正.吸氣式發(fā)動機流道調(diào)節(jié)的影響[J].火箭推進,2011,37(4):24-27.

[22]HEMPSELL M,BOND A,VARVILL R,et al.Progress on the Skylon and SABRE development program[R].Cape Town:IAF,2011:1-7.

[23]CECERE D,GIACOMAZZI E,INGENITO A.A review on hydrogen industrial aerospace applications[J].International Journal of Hydrogen Energy,2014,39(20):10731-10747.

[24]INGENITO A,AGRESTA A,ANDRIANI R,et al.NOx reduction strategies for high speed hydrogen fuelled vehicles[J].International Journal of Hydrogen Energy,2015,40(15):5186-5196.

[25]WEBBER H,FEAST S,BOND A.Heat exchanger design in combined cycle engines[R].London:IAF,2008:1-15.

[26]WANG Z,WANG Y,ZHANG J,et al.Overview of the key technologies of combined cycle engine precooling systems and the advanced applications of micro-channel heat transfer[J].Aerospace Science and Technology,2014,39:31-39.

[27]VARVILL R.Heat exchanger development at Reaction Engines Ltd[J].Acta Astronautica,2010,66(9/10)：1468-1474.

[28]WALKER R.Poeton Coating helps Skylon move closer to take off[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology,2004,76(2):261-269.

[29]SHARIFZADEH S,HENDRICK P,VERSTRAETE D.Structural design and optimization of the LAPCAT A2 Mach 5 vehicle based on aero-elastic deformations[C]//18th AIAA/3AF International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Tours:AIAA,2012:1-12.

[30]STEELANT J.Sustained hypersonic flight in Europe:first technology achievements for LAPCAT II[C]//17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.San Francisco:AIAA,2011:1-8.

[31]JIVRAJ F,VARVILL R,BOND A,et al.The Scimitar precooled Mach 5 engine[C]// The 2nd European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS).Brussels： ESA,2007:1-10.

[32]WRIGHT D.Future UK space policy - indications from the UK Space Conference 2011[J].Space Policy,2012,28(1):50-53.

[33]Reaction Engines Ltd.AFRL analysis confirms feasibility of the SABRE engine concept[R].London:REL,2015:1-15.

[34]EHRLICH F C.Early studies of RBCC applications and lessons learned for today[C]// 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Huntsville:AIAA,2000:1-11.

[35]徐朝啟,何國強,劉佩進,等.RBCC發(fā)動機亞燃模態(tài)一次火箭引導(dǎo)燃燒的實驗[J].航空動力學(xué)報,2013,28(3)： 567-572.

[36]湯祥,何國強,秦飛.RBCC發(fā)動機超燃/火箭模式流場數(shù)值模擬研究[J].推進技術(shù),2013,34(12):1643-1649.

[37]MARSHALL W A,GUPTA K A,LEWIS J M,et al.Critical issues in TBCC modeling[C]// 40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Fort Lauderdale:AIAA,2004:1-9.

[38]CULVER G.Probabilistic performance comparison of RBCC- and TBCC-based reusable launch vehicles with enhancing technologies[C]// 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Huntsville:AIAA,2003:1-17.

[39]SNYDER L E,ESCHER D W.Turbine based combination cycle (TBCC) propulsion subsystem integration[C]//40th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Fort Lauderdale:AIAA,2004:1-15.

[40]李文龍,李平,李光熙,等.局部進氣條件下空氣渦輪火箭發(fā)動機摻混燃燒研究[J].推進技術(shù),2013,34(9):1222-1230.

[41]李成,蔡元虎,屠秋野,等.射流預(yù)冷吸氣式渦輪火箭發(fā)動機性能模擬[J].推進技術(shù),2011,32(1):1-3；31.

[42]杭文.航天科技集團組合動力技術(shù)研究中心成立[J].太空探索,2014(4):5.

[43]中國科學(xué)院.中國科學(xué)發(fā)展戰(zhàn)略：航天運輸系統(tǒng)[M].北京:科學(xué)出版社,2014:141-148.

(編輯：李江濤)

Research Progress on Synergetic Air Breathing Rocket Engine Technology

NIE Wansheng1， ZHOU Siyin2， LEI Xu3

(1. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416, China；2. Department of Graduate Management, Equipment Academy, Beijing 101416, China；3. 63601 Troops， China)

Synergetic air breathing rocket engine (SABRE) is an optimal propulsion engine for Skylon spaceplane because it can make full use of atmospheric air, as well as its technical and economic feasibility. As a combined cycle propulsion facility highly integrated air-breathing engine with rocket engine, SABRE is unique in all respects like internal structure, thermal circle and fuel utilization. First of all, this paper introduces structure and working cycle of SABRE , then briefs and summarizes some key technologies like combustion chamber, thrust compensation nozzle, air inlet and liquid hydrogen fuel. Then, the paper makes detailed analysis on the core heat exchange technology, especially the design and manufacture of the innovative preheating cooler. In the end, the paper concludes the latest research results in SABRE and looks into the future relevant studies in China.

spaceplane; combined cycle propulsion; synergetic air breathing rocket engine (SABRE); heat exchanger; liquid hydrogen; operation cycle

2016-01-20

國家自然科學(xué)基金資助項目(91441123)

聶萬勝(1969-)，男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向為航天推進理論與工程。nws1969@126.com

V438

2095-3828(2016)06-0057-08

A DOI 10.3783/j.issn.2095-3828.2016.06.012