一種火箭基組合循環(huán)動(dòng)力空天飛行器總體設(shè)計(jì)分析

陳 兵，龔春林，唐 碩，谷良賢

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，陜西省空天飛行器設(shè)計(jì)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安710072)

1 引言

傳統(tǒng)的火箭動(dòng)力飛行器具有推力大、技術(shù)成熟、可在任意狀態(tài)下工作等優(yōu)點(diǎn)，但需自身攜帶燃料和氧化劑，比沖較低。 而吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)以大氣中的氧氣為氧化劑，可大大提高發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖，但無法自起動(dòng)，且工作包線有限，無法滿足天地往返飛行器的任務(wù)需求。 故天地往返飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)一般采用純火箭動(dòng)力或組合動(dòng)力系統(tǒng)，其中，組合動(dòng)力系統(tǒng)比沖遠(yuǎn)高于純火箭動(dòng)力，是現(xiàn)階段國內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。 典型的組合動(dòng)力系統(tǒng)包括火箭基組合動(dòng)力(RBCC)和渦輪基組合動(dòng)力(TBCC)，由于火箭動(dòng)力技術(shù)非常成熟且工作不受外界環(huán)境約束，因此RBCC 是空天飛行器的首選動(dòng)力系統(tǒng)。

第一個(gè)接近RBCC 概念的是1960～1965 年的Soviet Gnom 火箭，主要通過空氣增強(qiáng)火箭的性能[1]。 1966 年，NASA 開始了NAS7-377 項(xiàng)目，研究能夠有效融合吸氣式和火箭循環(huán)的優(yōu)點(diǎn)和要求的發(fā)動(dòng)機(jī)[2]。 20 世紀(jì)80 年代，隨著NASP(National Aerospace Plane)計(jì)劃的開展，吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)有了發(fā)展，包括熱防護(hù)、進(jìn)氣道設(shè)計(jì)以及超聲速燃燒等[3]。 NASP 結(jié)束后，NASA/MSFC 在90 年代發(fā)起了ASTP (Advanced Space Transportation Program)，研究不同馬赫數(shù)下使用氫燃料、碳?xì)淙剂匣螂p燃料的推進(jìn)循環(huán)系統(tǒng)， 并資助了多項(xiàng)RBCC 研究，對多種RBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行了地面試驗(yàn)[4]。 在ASTP 計(jì)劃第一階段完成后，NASA 使用X-43B 進(jìn)行了RBCC 的小尺度飛行試驗(yàn)[5]。 美國先后提出了各種基于RBCC 的高超聲速運(yùn)載器概念，其中包括：佐治亞理工大學(xué)的單級入軌高超聲速運(yùn)載器Lazarus[6]，NASA 為降低成本設(shè)計(jì)的Stargazer 兩級入軌運(yùn)載器[7]，SEI(SpaceWorks Engineering Institute)面向軍事應(yīng)用設(shè)計(jì)的單級入軌運(yùn)載器Xcalibur[8]和兩級入軌運(yùn)載器Sentinel[9]，以及空軍科學(xué)辦公室委托Astrox公司設(shè)計(jì)的兩級入軌高超聲速運(yùn)載器[10]等。

歐洲航天局在2005 年長期先進(jìn)推進(jìn)概念和技術(shù)研究計(jì)劃(LAPCAT)里開展了RBCC 和TBCC 組合推進(jìn)的關(guān)鍵技術(shù)和飛行器概念設(shè)計(jì)，分別對煤油和氫燃料的RBCC 推進(jìn)系統(tǒng)的一次火箭和支板噴射等關(guān)鍵技術(shù)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(shè)計(jì)、模態(tài)轉(zhuǎn)換和地面試驗(yàn)等方面也取得了一些進(jìn)展[12-14]。

各RBCC 方案總體性能差異較大，尤其在概念和初步設(shè)計(jì)階段。 系統(tǒng)工程期望獲得最優(yōu)結(jié)果，但受限于計(jì)算工具和仿真周期，在概念設(shè)計(jì)階段開展完全基于數(shù)值模擬的總體設(shè)計(jì)極為耗時(shí)，可行性較低。 因此需要一種總體設(shè)計(jì)和性能參數(shù)分析方法。 對此，本文首先從任務(wù)、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(wù)剖面；然后基于RBCC 飛行器任務(wù)特點(diǎn)，提出1種適用該類飛行器的總體設(shè)計(jì)方法；最后以建立的RBCC 總體方案為基準(zhǔn)，分析馬赫數(shù)、燃料選擇、分離點(diǎn)狀態(tài)、氣動(dòng)性能、發(fā)動(dòng)機(jī)性能等參數(shù)對總體性能的影響，以期為該類飛行器總體設(shè)計(jì)提供參考。

2 任務(wù)剖面

本文研究的RBCC 空天飛行器的任務(wù)是將2 t有效載荷送入200 km 的低地圓軌道。 當(dāng)前受限于發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和輕質(zhì)結(jié)構(gòu)技術(shù)，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(jié)省飛行成本，一般要求RBCC 級可重復(fù)使用，但其作為上面級時(shí)，針對返回過程的防熱、結(jié)構(gòu)和控制等會(huì)不必要地提升設(shè)計(jì)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?zèng)_出大氣層，減少阻力對燃料的消耗，進(jìn)而減小運(yùn)載器的起飛總質(zhì)量。 但垂直起飛的準(zhǔn)備周期長，地面配套系統(tǒng)復(fù)雜，對發(fā)動(dòng)機(jī)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(tǒng)的復(fù)雜性，且不符合空間快速響應(yīng)的未來方向。 因此，方案采用水平起飛。

綜合上述分析，RBCC 運(yùn)載器的任務(wù)剖面如圖1 所示。

圖1 RBCC 運(yùn)載器總體任務(wù)剖面Fig.1 The mission profile of RBCC launch vehicle

3 總體設(shè)計(jì)

3.1 設(shè)計(jì)流程

根據(jù)先進(jìn)循環(huán)動(dòng)力飛行器的非常規(guī)動(dòng)力、非常規(guī)構(gòu)型和非常規(guī)飛行任務(wù)特點(diǎn)，確立總體設(shè)計(jì)流程如圖2 所示。

圖2 總體設(shè)計(jì)流程Fig.2 The overall design process

RBCC 運(yùn)載器主要的分部件設(shè)計(jì)包括機(jī)體/推進(jìn)一體化、結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)和內(nèi)部設(shè)備。

機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)可分解為前體/進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室、后體/尾噴管和氣動(dòng)外形的設(shè)計(jì)，最終通過優(yōu)化手段實(shí)現(xiàn)各部件的匹配。 在初始設(shè)計(jì)階段，可利用CFD 和準(zhǔn)1 維流方法，獲取飛行器氣動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和驗(yàn)證可基于有限元方法開展，針對建立的初始結(jié)構(gòu)模型，基于結(jié)構(gòu)尺寸優(yōu)化方法，獲取最優(yōu)的飛行器結(jié)構(gòu)方案。

熱防護(hù)設(shè)計(jì)包括熱流的計(jì)算、熱防護(hù)系統(tǒng)的分區(qū)和各分區(qū)厚度的確定，可利用面元法獲取全彈道的熱流數(shù)據(jù)，針對不同熱防護(hù)材料的適用性，開展飛行器的熱防護(hù)系統(tǒng)分區(qū)，最終利用1 維傳熱優(yōu)化各分區(qū)的熱防護(hù)層厚度。

在概念設(shè)計(jì)階段，內(nèi)部設(shè)備僅考慮其質(zhì)量占比，可通過經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算不同設(shè)備的質(zhì)量特性。

3.2 基準(zhǔn)方案

運(yùn)載器采用2 維流道方案，共包含6 個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)，并聯(lián)于機(jī)身下方，形成的布局如圖3 所示。

圖3 運(yùn)載器布局方案Fig.3 Aerodynamic distribution of launch vehicle

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

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

對于組合動(dòng)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(jié)構(gòu)，熱載大的區(qū)域選擇鈦合金結(jié)構(gòu)，熱載小的區(qū)域選用鋁合金結(jié)構(gòu)。 最終得到飛行器內(nèi)部骨架結(jié)構(gòu)，如圖5 所示。

RBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)采用中心支板式流道布局方案，設(shè)計(jì)結(jié)果如圖6 所示。

發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)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(jìn)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(fā)動(dòng)機(jī)寬度為0.83 m，每個(gè)單模塊中安裝2 臺(tái)火箭推力室，用于在引射、超燃/火箭及純火箭模態(tài)產(chǎn)生推力。 火箭推力室出口直徑0.26 m，單模塊發(fā)動(dòng)機(jī)總長為30 m。 為獲得足夠大的推力，取進(jìn)氣道唇口高度為最大值2.8 m(低亞燃模態(tài)時(shí)需調(diào)整)，引射及亞燃模態(tài)為收擴(kuò)噴管(機(jī)械喉道)，超燃及純火箭模態(tài)為擴(kuò)張噴管，出口高度固定為3.3 m，為兼顧低馬赫數(shù)時(shí)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(zhì)量分布如表1 所示。

表1 飛行器質(zhì)量分配Table 1 Mass Distribution of the vehicle

4 性能分析

4.1 基準(zhǔn)性能

建立CFD 計(jì)算網(wǎng)格模型如圖7 所示，初始方案階段不考慮側(cè)滑問題，因此網(wǎng)格模型為半模，總數(shù)為6.0×106。 計(jì)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(dòng)升阻比曲線見圖8。

由圖8 可知，RBCC 運(yùn)載器在常規(guī)飛行包線內(nèi)，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(shù)逐漸下降。

發(fā)動(dòng)機(jī)性能通過準(zhǔn)1 維流求解得到，結(jié)果如圖9 所示。

基于質(zhì)量特性和一體化性能分析結(jié)果，開展全程彈道分析，如圖10 所示。

圖7 CFD 網(wǎng)格模型Fig.7 Mesh model of CFD

圖8 氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果Fig.8 Results of aerodynamic computation

圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算結(jié)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(dāng)起飛總質(zhì)量145 t 時(shí)，能保證總體性能的閉合，其中上面級20 t，下面級燃料總質(zhì)量125 t。

4.2 參數(shù)分析

基于上述基準(zhǔn)方案，分析RBCC 主要參數(shù)對飛行器總體性能的影響，主要包括分離點(diǎn)狀態(tài)、氣動(dòng)性能和發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

4.2.1 分離點(diǎn)狀態(tài)

不同的分離點(diǎn)狀態(tài)決定著上下級飛行器的質(zhì)量分配，不同的質(zhì)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(shù)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(diǎn)狀態(tài)參數(shù)包括：①分離高度為30 km，40 km，50 km；②分離馬赫數(shù)為6，7，8。

分析結(jié)果如圖11 所示。

圖11 不同分離狀態(tài)下的飛行器運(yùn)載效率Fig.11 The launch efficiency at different separate states

從運(yùn)載效率角度考慮，最優(yōu)的分離方案為：30 km和Ma8。 但為保證安全分離，分離時(shí)的動(dòng)壓不宜過大，可適當(dāng)?shù)奶嵘蛛x高度，或直接解決高動(dòng)壓分離問題。

4.2.2 氣動(dòng)性能拉偏分析

由于飛行過程中，不同發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)對應(yīng)的飛行模式均有所區(qū)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(dòng)性能單獨(dú)進(jìn)行拉偏分析。 拉偏分析時(shí)，其他段性能均假設(shè)不變。 分析結(jié)果如圖12～13 所示。

圖中x 坐標(biāo)上的拉偏因子指性能整體乘以的倍數(shù)。 從氣動(dòng)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(fā)動(dòng)機(jī)性能分析

與氣動(dòng)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(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉，在一定的捕獲面積下，發(fā)動(dòng)機(jī)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(jié)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(biāo)上的拉偏因子指性能整體乘以的倍數(shù)。 假設(shè)比沖拉偏時(shí)推力不變，而推力拉偏時(shí)比沖也不變。 推力和比沖的提升對低速引射段的性能改進(jìn)最為明顯，尤其是推力。 因此，在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)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(jié)論

1)RBCC 兩級入軌空天飛行器的總體設(shè)計(jì)需要考慮各學(xué)科之間的耦合問題，在概念設(shè)計(jì)階段，可利用數(shù)值仿真和工程估算相結(jié)合的研究手段。對氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等影響重要的部分采用CFD 和有限元方法，而對內(nèi)部設(shè)備質(zhì)量、發(fā)動(dòng)機(jī)性能等采用簡化的性能分析方法，以前期試驗(yàn)或工程經(jīng)驗(yàn)為基準(zhǔn)，通過適當(dāng)?shù)男拚@取分系統(tǒng)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(shù)據(jù)適當(dāng)調(diào)整分系統(tǒng)設(shè)計(jì)指標(biāo)，最終實(shí)現(xiàn)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(guī)模約為150 t 級，有效載荷效率可達(dá)1.38%。 相對于運(yùn)載火箭，RBCC空天飛行器單次飛行的載荷效率并無明顯優(yōu)勢，但其可實(shí)現(xiàn)水平起降，是實(shí)現(xiàn)空間快速響應(yīng)的重要手段，通過提升起降頻次，可大幅減小飛行成本。 相關(guān)技術(shù)的突破，也對我國未來單級入軌技術(shù)的發(fā)展具有重要的推動(dòng)作用。

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