地面輔助發(fā)射RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器參數(shù)敏感性分析

秦云鵬，楊 旸，鄭思行，王浩亮

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展部，北京 100076)

0 引言

單級(jí)入軌飛行器能夠像飛機(jī)一樣自由往返于地面與軌道空間，是各國(guó)航天運(yùn)輸領(lǐng)域追求的最高目標(biāo)。火箭沖壓組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)將高推重比火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與高比沖沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)結(jié)合，具備工作范圍寬、平均比沖高等技術(shù)特點(diǎn)，是未來單級(jí)入軌飛行器的重要技術(shù)途徑[1]。目前，國(guó)內(nèi)外圍繞RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)和RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器開展了大量研究工作，取得了重要進(jìn)展。

1)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀

國(guó)內(nèi)外高度重視RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的理論分析和試驗(yàn)研究工作。國(guó)外方面，美國(guó)在20世紀(jì)中期提出了ERJ和SERJ兩種發(fā)動(dòng)機(jī)方案[2]；中后期在NASP、ASTP計(jì)劃帶動(dòng)下，美國(guó)航空噴氣公司開展了Strutjet[3-4]發(fā)動(dòng)機(jī)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(yàn)項(xiàng)目研究；2000年后，美國(guó)在CCE和ISTP等計(jì)劃下開展了一些新型結(jié)構(gòu)發(fā)動(dòng)機(jī)的研究工作，單項(xiàng)技術(shù)得到了深入驗(yàn)證，同時(shí)對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在航天運(yùn)輸領(lǐng)域的應(yīng)用開展了多方案研究。

圖1 典型RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖

國(guó)內(nèi)方面，王亞軍等系統(tǒng)總結(jié)了相關(guān)優(yōu)勢(shì)單位的主要研究進(jìn)展，其指出國(guó)內(nèi)圍繞RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)基本上形成了寬域全流道設(shè)計(jì)、變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道、寬來流馬赫數(shù)高效燃燒與火焰穩(wěn)定、模態(tài)穩(wěn)定過渡、性能綜合評(píng)估和系統(tǒng)集成等能力，并具備開展飛行演示驗(yàn)證的基礎(chǔ)[11]。

2)RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器發(fā)展現(xiàn)狀

國(guó)外方面，20世紀(jì)80年代-21世紀(jì)初，以美國(guó)為代表的航天強(qiáng)國(guó)對(duì)于火箭動(dòng)力單級(jí)入軌重復(fù)使用運(yùn)載器高度重視，投入巨資開始進(jìn)行工程設(shè)計(jì)和關(guān)鍵技術(shù)突破，期間形成了大量研究成果，但由于技術(shù)途徑不可行先后終止。目前，可能的技術(shù)途徑主要有兩類：基于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器和基于復(fù)合預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)(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(dòng)力單級(jí)入軌飛行器的方案研究工作。其中，ABLV-GT采用二元構(gòu)型的Hyper-X試驗(yàn)飛行器構(gòu)型和Aerojet公司的Strutjet液氫液氧RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，如圖2(a)所示[1]。Argus采用2臺(tái)渦輪增強(qiáng)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，起飛時(shí)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(qiáng)模態(tài)加速至3.0Ma并轉(zhuǎn)入亞燃模態(tài)，等動(dòng)壓飛行至6.0Ma轉(zhuǎn)入純火箭模態(tài)直至入軌，如圖2(b)所示[12]。Lazarus采用6臺(tái)變幾何RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，利用“雪橇”裝置加速助推至0.6Ma，以便減少機(jī)翼和起落架的尺寸與質(zhì)量，如圖2(c)所示[13]。相關(guān)方案已經(jīng)發(fā)現(xiàn)水平起降RBCC動(dòng)力單級(jí)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(fā)射方式降低起飛段的燃料消耗。除RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)途徑外，英國(guó)云霄塔(SKYLON)單級(jí)入軌飛行器[見圖2(d)]則采用2臺(tái)獨(dú)立短艙安裝的復(fù)合預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)(SABRE)，采用水平起飛方式[14-15]進(jìn)行單級(jí)入軌。但是必須指出，該途徑單級(jí)入軌飛行器的結(jié)構(gòu)系數(shù)低至16.4，需要結(jié)構(gòu)熱防護(hù)系統(tǒng)等實(shí)現(xiàn)巨大突破。國(guó)內(nèi)方面，近年來單級(jí)入軌飛行器相關(guān)研究逐步增多：RBCC動(dòng)力飛行器方面，杜文豪等系統(tǒng)研究了其上升段的軌跡優(yōu)化問題[16]；復(fù)合預(yù)冷動(dòng)力飛行器方面，周建興等研究了基于SABRE的單級(jí)入軌飛行器方案，相關(guān)研究表明，能否實(shí)現(xiàn)較低的結(jié)構(gòu)系數(shù)，是方案可行的重要條件[17]。

圖2 典型單級(jí)入軌飛行器方案示意圖

實(shí)際上，考慮單級(jí)入軌飛行器的技術(shù)難度及技術(shù)基礎(chǔ)，目前各國(guó)逐步聚焦組合動(dòng)力兩級(jí)入軌飛行器的相關(guān)研究工作。例如美空天實(shí)驗(yàn)室、ATK、Astrox[18]、AeroJet和波音公司等開展了基于RBCC、SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)的兩級(jí)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(jí)入軌方案[21]等如圖3所示。國(guó)內(nèi)則研究了RBCC+ROKET、ROKET+RBCC、TBCC+RBCC等若干方案[22-25]，形成了一些規(guī)律性的結(jié)論。但是，有必要指出單級(jí)入軌飛行器相比兩級(jí)入軌飛行器在操作成本、安全性、可靠性、便捷性、可重復(fù)使用性等方面具有綜合優(yōu)勢(shì)，而僅在設(shè)計(jì)復(fù)雜性和載荷投送效率方面略差，是未來發(fā)展的終極目標(biāo)[26]。因此，技術(shù)可行、指標(biāo)先進(jìn)的單級(jí)入軌飛行器方案將是創(chuàng)造性的。

圖3 典型兩級(jí)入軌飛行器方案示意圖

表1列出了典型單級(jí)入軌飛行器、兩級(jí)入軌飛行器的總體參數(shù)，綜合分析，目前RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器存在的主要問題表現(xiàn)在：①結(jié)構(gòu)系數(shù)偏低，一般不超過23，甚至低于20，可實(shí)現(xiàn)性差；②投送效率較低，基本上在2.8以內(nèi)，甚至低于2，指標(biāo)缺乏先進(jìn)性。為解決上述問題，本文提出一種基于新型地面輔助發(fā)射的RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器，并重點(diǎn)研究了飛行器的上升段軌跡和主要參數(shù)對(duì)其總體性能的影響規(guī)律。

表1 單級(jí)入軌飛行器和兩級(jí)入軌飛行器

1 單級(jí)入軌飛行器數(shù)學(xué)模型

1.1 氣動(dòng)特性

本文選取典型的機(jī)體與推進(jìn)一體化翼身融合體布局進(jìn)行氣動(dòng)特性仿真計(jì)算。氣動(dòng)數(shù)據(jù)計(jì)力界面分為氣動(dòng)界面和發(fā)動(dòng)機(jī)界面，其中，發(fā)動(dòng)機(jī)界面定義為從頭到尾的模式(nose-to-tail)[27]。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)是否開機(jī)，升阻比分為冷態(tài)升阻比和熱態(tài)升阻比，冷態(tài)升阻比為發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)狀態(tài)下氣動(dòng)界面和發(fā)動(dòng)機(jī)界面的升力之和除以兩者阻力之和，熱態(tài)升阻比為發(fā)動(dòng)機(jī)開機(jī)狀態(tài)下氣動(dòng)界面和發(fā)動(dòng)機(jī)界面的升力之和除以氣動(dòng)界面阻力。根據(jù)上述定義，圖4給出了2.5Ma、5.0Ma、8.0Ma典型狀態(tài)的熱態(tài)升阻比曲線，該升阻比曲線與文獻(xiàn)[28]中圖12(a)的水平相當(dāng)。

圖4 飛行器典型熱態(tài)條件下的升阻比特性曲線

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)特性

對(duì)飛行器進(jìn)行推阻匹配設(shè)計(jì)，考慮飛行器為加速型，盡可能提高RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的推力規(guī)模和性能。參考表1，對(duì)標(biāo)單級(jí)入軌飛行器，推進(jìn)劑選用液氫液氧。發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣式模態(tài)不同階段的比沖性能參數(shù)如圖5所示，混合模態(tài)推力采用火箭模態(tài)和沖壓模態(tài)直接相加的方式進(jìn)行計(jì)算。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算綜合考慮了進(jìn)氣道的進(jìn)氣面積和流量系數(shù)。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣式模態(tài)不同馬赫數(shù)下的比沖特性曲線

1.3 彈道仿真邊界條件

基于上述氣動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)，對(duì)地面輔助發(fā)射RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器上升段軌跡進(jìn)行仿真分析。其中，地面輔助發(fā)射后，飛行器起飛分離速度2.0Ma，結(jié)束軌道高度為L(zhǎng)EO 100 km圓軌道。

2 結(jié)果分析及參數(shù)敏感性研究

2.1 設(shè)計(jì)結(jié)果分析及評(píng)估

圖6～圖9給出了地面輔助發(fā)射RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器的標(biāo)稱彈道，其上升段主要經(jīng)歷爬升降壓段、等動(dòng)壓爬升段、等高度加速段和加速入軌段。

圖6 標(biāo)稱彈道高度—馬赫數(shù)曲線

圖7 標(biāo)稱彈道推進(jìn)劑質(zhì)量流量—馬赫數(shù)曲線

圖8 標(biāo)稱彈道動(dòng)壓—馬赫數(shù)曲線

圖9 標(biāo)稱彈道彈道傾角—馬赫數(shù)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(dòng)壓可達(dá)200 kPa，該值相比當(dāng)前沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般設(shè)計(jì)上邊界值要大50～100 kPa，盡管動(dòng)壓增加有利于燃燒，但是動(dòng)壓過大不利于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和降低飛行阻力[23]。因此，通過快速爬高進(jìn)入低密度區(qū)，可使RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)快速進(jìn)入穩(wěn)定高效的工作范圍，有利于提升整體的運(yùn)載效率。

等動(dòng)壓爬升段，采用等動(dòng)壓彈道跟蹤策略[3]，可使飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)始終處在較穩(wěn)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(dāng)飛行器飛行到12.0Ma以上，推阻難以實(shí)現(xiàn)有效匹配，此時(shí)，飛行器開啟混合模態(tài)進(jìn)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(tài)進(jìn)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(tài)進(jìn)行加速，以降低火箭模態(tài)用于動(dòng)能增加的部分。

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

表2 燃油消耗占總重的比例

2.2 參數(shù)敏感性分析

對(duì)于單級(jí)入軌飛行器，相關(guān)參數(shù)約束、初邊值條件等均會(huì)直接影響飛行器的投送效率。本文主要針對(duì)起飛彈道傾角、阻力變化、爬升等動(dòng)壓值、橫向機(jī)動(dòng)傾側(cè)角的影響規(guī)律進(jìn)行仿真對(duì)比研究。

2.2.1 起飛彈道傾角影響規(guī)律

表3給出了初始彈道傾角0°、10°、35°狀態(tài)下的彈道結(jié)果，不同初始彈道傾角下，飛行器投送入軌質(zhì)量當(dāng)量值相差0.001，整體影響較小。

表3 初始彈道傾角對(duì)投送入軌質(zhì)量的影響

表4給出了不同初始彈道傾角下4.4Ma狀態(tài)的飛行參數(shù)，通過分析可知，初始飛行環(huán)境動(dòng)壓高，飛行器容易通過改變迎角快速改變過載，進(jìn)而把影響控制在局部范圍?；谠摲治?，未來地面輔助發(fā)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(diǎn)彈道參數(shù)

2.2.2 阻力變化影響規(guī)律

表5給出了不同阻力系數(shù)下的投送入軌質(zhì)量當(dāng)量值。在設(shè)計(jì)時(shí)以正常阻力系數(shù)作為當(dāng)量值1考慮，為了凸顯阻力帶來的變化，將氣動(dòng)阻力調(diào)整為0.5當(dāng)量進(jìn)行對(duì)比分析，分析顯示，平均0.1當(dāng)量的阻力系數(shù)可帶來0.395投送入軌質(zhì)量當(dāng)量值的變化，相當(dāng)于飛行器質(zhì)量的1.3。通過該分析，對(duì)于該類加速型飛行器，應(yīng)當(dāng)盡可能降低阻力系數(shù)，以提高整體載荷投送效率。

表5 阻力對(duì)投送入軌質(zhì)量的影響

2.2.3 爬升等動(dòng)壓值影響規(guī)律

表6給出了等動(dòng)壓爬升階段不同等動(dòng)壓值對(duì)應(yīng)的投送入軌質(zhì)量當(dāng)量值。通過對(duì)比發(fā)現(xiàn)，等動(dòng)壓爬升的動(dòng)壓值越大，飛行器入軌質(zhì)量也越大，每10 kPa動(dòng)壓增量，投送入軌質(zhì)量當(dāng)量值增加0.035以內(nèi)。上述分析表明，通過優(yōu)化等動(dòng)壓值，可實(shí)現(xiàn)載荷投送效率的增加。但整體上看，提升等動(dòng)壓值的影響仍較小。

表6 等動(dòng)壓爬升階段的等動(dòng)壓值對(duì)投送入軌質(zhì)量的影響

2.2.4 橫向機(jī)動(dòng)傾側(cè)角影響規(guī)律

RBCC動(dòng)力飛行器相比運(yùn)載火箭，可充分利用升力體構(gòu)型和吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)大范圍的橫向機(jī)動(dòng)，進(jìn)而極大拓寬飛行器的發(fā)射窗口。仿真結(jié)果顯示，采用30°～50°傾側(cè)角，可實(shí)現(xiàn)的橫向機(jī)動(dòng)范圍相比文獻(xiàn)[29]增大一個(gè)量級(jí)，比文獻(xiàn)[30]大一倍，且發(fā)射窗口將進(jìn)一步大幅拓寬。此外，橫向機(jī)動(dòng)將導(dǎo)致飛行器的載荷投送能力下降，采用30°～50°傾側(cè)角進(jìn)行橫向機(jī)動(dòng)，投送效率損失不到飛行器質(zhì)量系數(shù)的1。

3 結(jié)論

本文針對(duì)一種地面輔助發(fā)射RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器，通過對(duì)飛行器上升段軌跡的仿真研究和參數(shù)敏感性分析得到以下結(jié)論:

1)地面輔助發(fā)射可有效規(guī)避RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)低速段引射模態(tài)比沖低的問題，并提升單級(jí)入軌飛行器的投送效率。

2)起飛彈道傾角、爬升等動(dòng)壓值對(duì)地面輔助發(fā)射RBCC動(dòng)力單級(jí)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(duì)跨域飛行器，應(yīng)致力于減阻設(shè)計(jì)。

3)地面輔助發(fā)射RBCC動(dòng)力單級(jí)入軌飛行器在有限代價(jià)下，可通過大范圍橫向機(jī)動(dòng)拓寬發(fā)射窗口。