基本概念
火箭基組合循環（Rocket-Based Combined Cycle，縮寫為RBCC）推進系統是火箭發動機與吸氣式發動機的集成,是這兩類發動機組合成的一體化推進系統。典型的RBCC發動機,如支架噴射(Strutjet)RBCC發動機隨著從起飛助推、大氣層內、衝出大氣層和大氣層外不同階段飛行速度的提高,在同一流通通道內,相繼採用5種模態工作：
(1)引射火箭或火箭/衝壓發動機亞聲速燃燒模態(Ma＝0～2.5);
(2)衝壓發動機亞聲速燃燒模態(Ma＝2.5～5);
(3)衝壓發動機超聲速燃燒模態(Ma＝5～8);
(4)上升大氣層中超聲速燃燒衝壓/火箭模態(Ma＝8～12);
(5)大氣層外單純火箭模態(Ma＝12～25)。
RBCC發動機的分類
RBCC的基本出發點是結合火箭的高推重比和吸氣式發動機的高比沖和高效率,提高航天推進系統的性能。航天推進系統在大氣層中工作時採用吸氣式推進技術,與全火箭推進系統相比,將減少自帶氧化劑的數量。如果RBCC推進系統通過減少自帶氧化劑所降低的質量超過該系統結構改變所增加的質量,就可以降低推進系統起飛時的總質量,從而進一步提高推進系統的推重比。
航天推進系統的發動機起飛總質量比WR與發動機空質量OWE(起飛總質量減去推進劑質量)、所需燃料質量Wf以及自帶氧化劑與燃料質量之比(O/F)三種參數之間存在如下關係:
WR＝1＋Wf/OWF×(1＋O/F)
根據推進系統需要自帶氧化劑的多少和發動機總質量比的高低,目前國外已經提出的RBCC技術方案大致可以分為管道火箭和火箭衝壓發動機、液化空氣循環火箭和深冷空氣火箭發動機、火箭/雙模態衝壓組合發動機、液化或深冷空氣火箭/超燃衝壓組合發動機、液化或深冷空氣火箭/雙模態衝壓組合發動機等幾種類型。
1.管道火箭和火箭衝壓發動機 管道火箭利用火箭的高壓排氣引射空氣,但空氣與排氣摻合後,空氣中的氧未被利用進行補燃就排出發動機,這樣排氣質量雖有增加,但出口速度降低了。火箭衝壓和管道火箭的區別在於火箭衝壓還進一步利用被引射空氣中的氧進行補燃。過去一直認為,這類發動機在起飛助推階段(Ma＝0～1)的推力增益小於1;但超聲速飛行時,推力增益則顯著增加。近年來國外的研究得出起飛助推階段這類發動機的推力增益同樣可以大於1的結論，試驗結果表明其推力增益能夠達到1.13。管道火箭和火箭衝壓發動機適於在Ma＜5～6時工作,能夠節省燃料、提高比沖，但不能明顯減少自帶氧化劑質量.因而還不能顯著降低推進系統的起飛總質量。
2.液化空氣循環發動機和深冷火箭發動機 液化空氣循環發動機(LACE)和深冷火箭發動機都用氫燃料冷卻空氣, 利用空氣中的氧替代火箭發動機中的氧化劑。這類發動機充分利用燃料的熱沉、作功能力和化學能,在熱力循環上是一體化的,但在空氣冷卻的程度上兩者有區別:LACE需要液化空氣,因而冷卻所需的液氫流量通常是最大的;深冷空氣火箭發動機只需冷卻到液化前的氣體狀態,可以節省很大的液化熱沉。分析認為,當飛行速度為Ma＜6時 ,因進氣滯止後的溫度升高不多這類發動機能夠製備較多的液化或深冷空氣,推進系統自帶氧化劑數量較少,O/F≈1～2;如果在整個發射飛行過程中都採用這類發動機,則推進系統自帶的氧化劑較多,O/F≈2.5～3.5。
3.火箭/亞、超燃雙模態衝壓組合發動機 火箭/雙模態衝壓組合發動機是國外目前研究最廣泛的新型高超聲速推進技術,該發動機隨著飛行速度的提高,在幾何調節的同一流通通道內,可以先後採用前述的5種工作模態工作。
目前,美國、俄羅斯的火箭/雙模態衝壓發動機已經進入飛行演示驗證研製階段。這類發動機能夠達到O/F≈3，平均燃料比沖Isp≈500s,結構質量比PFR≈0.2,總質量比可降低到WR≈6～2.5,既能夠用於大氣層內的加速和加速/巡航飛行任務,如高超聲速飛彈;也能夠用於將有效載荷送入地球軌道的航天運輸任務。
4.液化或深冷空氣火箭/超燃衝壓組合發動機 這類發動機可以使O/F≤2,並能更好地實現火箭發動機的大推力與吸氣式衝壓發動機高比沖的結合,更適合於空天飛機的推進任務。
5.液化或深冷空氣火箭/雙模態衝壓組合發動機 液化或深冷空氣火箭/雙模態衝壓組合發動機採用液化空氣分離和提純系統,在低Ma數飛行時通過液化和提純將含有90%氧的液化空氣儲存起來,供火箭衝出大氣層時使用。而富含氮氣的空氣作為旁路隨即向後排放,提供額外推力。這類發動機在RBCC方案中是利用空氣中的氧最理想的方案,可使O/F,WR≈2.5;但也是研製難度最大的RBCC方案。
上述5種RBCC方案中,第一類管道火箭和火箭衝壓發動機只是在化學能利用方面實現了組合,而對燃料的作功和冷卻能力並未充分利用。因此,這類RBCC的WR雖有降低,但對Wf、O/F的影響不大。另外4類RBCC方案分別有程度不同的一體化循環，即對燃料的冷卻、作功和熱能綜合利用。這些發動機不僅可使O/F降低約50％，而且能降低Wf，因而使WR有更低的下降。
國外概況
1. 火箭/雙模態衝壓組合發動機的研製取得重要進展
雖然國外對各類RBCC推進技術都在進行探索研究,但是在火箭/亞、超燃雙模態衝壓組合發動機的研製上投入最多,因而這類發動機的研製進展也最快。美國、俄羅斯、法國等國在前些年系統方案和概念研究的基礎上,已經歷了地面直聯式和自由射流試驗驗證,目前進入套用研究的飛行試驗階段。
1.1 RBCC技術具有廣泛套用前景
美國航空航天局(NASA)的高度可重複使用航天運輸(HRST)計畫對組合式推進系統(CPS)、組合循環推進(CCP)、發射助推技術、革新的運載器推進系統4種發展高度可重複使用運載器的戰略途徑、20種各具特色的概念進行了不同程度的探討，近期的研究結論認為，在未來運載器概念中引入RBCC技術具有很大的前景，這一途徑很有希望。
1.2 證實了火箭衝壓發動機在起飛狀態能夠提高推力
美國航空噴氣(Aerojet)公司對支架噴射(Strutjet)RBCC發動機進行了13年的研究,包括對5種工作模態進行的1000多次部件或發動機的地面試驗。近期的試驗結果表明，火箭衝壓發動機在起飛助推狀態(Ma＝0)時火箭推力能夠增加13%,在飛行速度為2.85Ma時,推力甚至可以提高109%。
1.3 進行了火箭模態向雙模衝壓模態轉換的地面試驗
美國NASA馬歇爾航天飛行中心(msfc)一直在實施RBCC發展計畫,該計畫在1997～1998年進行了火箭發動機模態向亞/超燃雙模態衝壓發動機轉換的地面試驗。馬歇爾航天飛行中心的RBCC計畫近年來的主要進展包括:
(1)1997年進行了RBCC推力器、引射器、進氣口等部件級試驗，裝配了完整的流程並進行了速度從0Ma～8Ma的風洞試驗;
(2)1998年中,完成了縮比進氣口試驗,縮比發動機懸掛試驗,引射器的熱點火、燃燒試驗，冷流試驗和不同的計算流體力學(CFD)分析;
(3)1999年4月,航空噴氣公司和洛克達因公司分別製造並進行了自由噴射工作流程試驗。
1.4 實現了衝壓發動機亞燃模態向超燃模態轉換的飛行試
1991年俄羅斯在冷計畫中實現了衝壓發動機亞燃模態向超燃模態轉換的飛行試驗。在俄羅斯獨自進行的冷計畫第一次飛行試驗中,通過程式控制系統使亞燃/超燃衝壓發動機完成了兩次獨立的預編程燃燒,最大飛行速度為5.6Ma。這是世界上首次在衝壓發動機的飛行試驗中實現從亞聲速燃燒模態到超聲速燃燒模態的轉換。
1998年俄羅斯與美國聯合實施的冷計畫第五次飛行試驗,成功地在6.5Ma的飛行速度下進行了衝壓發動機的純超燃模態試驗(以前的飛行試驗實際上只達到亞燃/超燃過渡型模態),超燃模態的工作時間長達77s,發動機以近最優燃料/空氣比進行超聲速燃燒。
1.5 降低了RBCC推進系統的研製風險
國外經過多年研究,開始重新認識火箭/亞、超燃雙模態衝壓組合發動機各種模態的工作範圍和相應的飛行軌跡。在1995年終止的美國國家空天飛機計畫(NASP)中,超燃衝壓發動機模態要工作到飛行速度為Ma＜15才轉為全火箭模態工作,這樣不僅推進系統的研製風險很大,而且高氣動力/熱引起的熱防護和新材料/結構問題也難以解決。目前美國提出的RBCC方案,超燃衝壓模態只工作到飛行速度Ma≈8,8Ma～10Ma時採用火箭/超燃衝壓模態工作;飛行速度Ma＜10時採用全火箭模態;同時飛行軌跡的相應改變也降低了氣動力/熱,使得推進系統和飛行器結構研製風險都有所減少。
2. 國外與RBCC推技術相關的重點計畫
2.1 高度可重複使用航天運輸計畫
高度可重複使用航天運輸(HRST)計畫是美國航空航天局(NASA)馬歇爾航天飛行中心(MSFC)領導執行的一項研究計畫。該計畫尋求革新概念和先進技術,目的是使進入空間的運輸費用比可重複使用運載器(RLV)計畫提出的目標進一步降低,達到200～400美元/千克(100～200美元/磅)。
參加HRST研究的包括大學、工業界和政府的其它部門。該計畫設定每次進入低地球軌道(LEO)的有效載荷平均為18.16t(40000磅),具有每年100次發射或運送人員的能力。HRST計畫確定了4種發展高度可重複使用運載器的戰略途徑;對20種各具特色的概念進行了不同程度的探討,研究定義了6種可能使LEO的發射費用降低到400美元/千克的系統概念。
(1) 4種戰略途徑
·組合式推進系統(CPS)
把兩種或更多的主推進系統組合起來,為同一個高度可重複使用運載器(HRV)提供動力。而這兩種或更多的推進系統並未結合為單一的機械系統。
·組合循環推進(CCP)
把兩種或更多主推進系統循環或運行模態納入產生推力的單一機械裝置。其優點是通過幾種運行模態使推進系統具有“一直沿著”最佳比沖曲線工作的能力。CCP概念包括以火箭為基礎的組合循環和以渦輪為基礎的組合循環兩種系統。
·發射助推技術
發射助推是航天發射初始段使用的外部發射能源之一，可提供總發射能量中相當大的部分。新的發射助推技術包括電磁浮彈射器的地基發射助推;從亞聲速到Ma2～Ma4的超聲速終點速度的空基發射助推;天基助推等。
·革新的運載器推進系統
革新的改進有磁噴管、磁進氣口和電漿推力增大等.它們都可以套用於全火箭、CPS或CCP等。
(2) 6種低發射費用系統概念
HRST計畫的研究重點是全火箭推進、以火箭為基礎的組合循環(RBCC)衝壓噴氣推進、RBCC超燃衝壓噴氣推進。從20種概念中選出了6種發射費可以滿足400美元/千克要求的系統概念,其中3種是近期項目(需要10年時間使技術成熟),另外3種是遠期項目(需要15～20年使技術成熟)。這6種概念中有2種採用全火箭推進技術,3種採用CCP技術,1種採用CCP和發射助推技術。
HRST計畫的近期研究結論認為，在運載器概念中引入RBCC技術具有很大的前景。雖然尚未證明在較低速度(如5Ma)轉移為全火箭模態的RBCC概念是可行的，但是HRST計畫的初步研究結果表明，這一途徑很有希望。
2.2 先進航天運輸計畫(ASTP)中的RBCC計畫
先進航天運輸計畫(ASTP)是美國航空航天局(NASA)空天技術辦公室的三大計畫之一。該計畫的核心內容是先進的可重複使用航天運載器技術,其中推進技術的重點是以火箭為基礎的組合循環(RBCC)技術。
RBCC技術計畫由3個主要階段構成:
(1)發動機可能採用的工作流程的地面試驗;
(2)研製用於地面試驗和飛行試驗的飛行型發動機;
(3)飛行器/發動機綜合飛行演示驗證。
RBCC技術計畫的目標是為實現航天運輸成本比目前降低100倍,安全性提高10000倍的先進航天運載器提供技術支持。
按計畫,在2001年年底將完成可用於飛行試驗的RBCC發動機的初步設計方案,以後將研製縮比飛行型地面試驗發動機並進行地面試驗;2005年進行縮比發動機的演示驗證飛行試驗。
2.3 冷計畫
冷計畫是俄羅斯高超聲速推進技術計畫中最先進行飛行試驗的計畫,是由俄羅斯巴拉諾夫中央發動機研究院與如科夫斯基中央空氣流體動力研究院等單位合作進行的。該計畫的目標是為飛航飛彈發展亞/超燃雙模態高超聲速衝壓發動機。1992年11月，冷計畫在世界上首次進行了衝壓發動機從亞聲速燃燒模態到超聲速燃燒模態的轉換。
冷計畫採用軸對稱的亞/超燃衝壓發動機試驗模型,其試飛器為遠程、中高空防空飛彈系統SA－5的5B28飛彈。軸對稱亞/超燃衝壓發動機模型是一個自主系統，它包括攜帶氫燃料的亞/超燃衝壓發動機、燃料監控/測量系統、遙測系統等。在發動機模型的進氣道中有3排噴觜,試驗燃燒室中有火焰穩定器。在衝壓發動機進行亞聲速燃燒時，使用兩排噴嘴，在超聲速燃燒條件下使用三排噴嘴，做到雙模態燃燒的轉換。
1991～1998年,冷計畫共進行了5次軸對稱超燃發動機的驗證性飛行試驗。其中,第一次為俄羅斯自籌資金進行的試驗;第二、三次為俄羅斯與法國共同進行的研究試驗;第四、五次則為俄羅斯與美國航空航天局(NASA)合作的試驗項目。這5次試驗都是在拜科努爾航天中心附近的靶場進行的，均使用氫燃料。
3. 發展趨勢
軍事套用一直是航天新型推進技術發展的重要動力,今後仍將是這樣。80年代起步的美國國家空天飛機計畫(NASP)由於指標高、難度大，特別是未能取得軍方的大力支持，終於在1995年終止。NASP終止後，吸氣式推進技術一直在走下坡路。但是在降低技術發展目標特別是與高超音速飛彈、空間作戰飛行器等軍事套用相結合以後,高超聲速推進技術在世界範圍又重新獲得新的發展機遇,各國競相研製RBCC技術,使RBCC技術增強了套用的現實性,推動了RBCC技術的發展。強調軍事套用,並不意味民用和商業套用對航天新型推進技術的發展不重要,而是強調軍事套用對航天新型推進技術發展的帶動性。實際上,為軍事套用發展的許多航天新型推進技術,以後大多都套用於民用和商用航天領域。
火箭/雙模態衝壓組合發動機是目前國外研究最廣泛的RBCC推進技術,從美國的幾個重要的高超聲速技術計畫發展趨勢分析,火箭/雙模態衝壓組合發動機將進入套用研究。
(1)1998年,美國國防部高級研究計畫局(DARPA)開始了為期18個月的高超聲速飛彈驗證器的研製;1999年11月經過評審,DARPA決定選用雙模態衝壓發動機和與發動機一體化的騎波器方案,進行MA6的高超聲速飛彈ARRM的第二階段研製。該計畫經費4000萬美元,為期33個月,預計2002年10月完成演示論證與樣機研製。
(2)NASA先進航天運輸計畫正在進行火箭/雙模態衝壓RBCC推進技術研究,按計畫,2001年完成飛行試驗發動機的初步設計,2002年以後研製縮比試驗發動機並進行地面試驗;2005年進行縮比發動機的飛行演示驗證試驗。
(3)美國NASA的格林研究中心(GRC)最近提出單級入軌空天飛機設計方案,即開路先鋒(Trailblazer)基準飛行器。該方案採用火箭/雙模態衝壓組合發動機,發動機平均比沖達到500s。
影響
至今為止, 航天運載火箭、彈道飛彈、太空梭等所採用高超音速推進都是全火箭推進技術。 全火箭推進技術與吸氣式推進技術相比,有三個重要缺陷,第一,由於要自帶燃料燃燒所需的全部氧化劑,因而很難使推進系統的總質量比WR(起飛總質量與減去推進劑的空質量之比)進一步降低;第二是全火箭推進技術的運行可靠性只有兩種極端的可能性: 100%成功或遇到故障時100%失敗(飛行器和有效載荷全部損失);第三,大多數火箭發動機更適於一次性使用。
隨著降低航天運載發射成本的要求越來越迫切,可重複使用航天運載器和空天飛機的研製及高超音速飛彈的發展需求,國外正在研製以火箭為基礎的組合循環和以渦輪為基礎的組合循環兩種新型的高超聲速推進技術。
