王亞軍，何國強(qiáng)，秦 飛，魏祥庚，張 鐸

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

0 引 言

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，現(xiàn)有單一類型的動力形式難以滿足天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)快速、經(jīng)濟(jì)、可重復(fù)使用和新一代導(dǎo)彈武器多任務(wù)靈活作戰(zhàn)的需求，發(fā)展性能先進(jìn)的動力迫在眉睫。組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)就是將各種推進(jìn)單元有機(jī)地融為一體，實(shí)現(xiàn)推進(jìn)功能上相互補(bǔ)充，可以實(shí)現(xiàn)不同的工作模態(tài)，并且能夠在各個(gè)飛行區(qū)間達(dá)到最佳的性能，在天地往返飛行器、導(dǎo)彈武器和高超飛行器等領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景[1]，從而成為近年來各國在新型動力方面研究的熱點(diǎn)，其中，火箭沖壓組合動力(Rocket based combined cycle,RBCC)將高推重比、低比沖的火箭發(fā)動機(jī)和高比沖、低推重比的沖壓發(fā)動機(jī)組合在同一流道內(nèi)，利用火箭射流和沖壓流道形成了新的熱力循環(huán)方式，在不同來流馬赫數(shù)下，對應(yīng)有不同的工作模態(tài)，具有工作范圍寬、多模態(tài)一體化的特點(diǎn)[2]。由于火箭發(fā)動機(jī)的存在，使得RBCC動力可以實(shí)現(xiàn)從地面零速起飛，同時(shí)具有加速和機(jī)動的能力。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展路線

1.1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

早在20世紀(jì)60年代，美國便提出了可重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)研究計(jì)劃，在這一計(jì)劃的支持下，美國首次對RBCC動力開展了一些探索研究，掀起了RBCC研究的第一次熱潮，多種先進(jìn)的RBCC發(fā)動機(jī)概念得到發(fā)展，并進(jìn)行了深入的系統(tǒng)方案研究[3]，最終選用了兩種方案，分別為風(fēng)扇增強(qiáng)引射沖壓發(fā)動機(jī)(SERJ)和液態(tài)空氣沖壓循環(huán)發(fā)動機(jī)(ScramLACE)。在試驗(yàn)研究方面，主要集中在對RBCC推進(jìn)系統(tǒng)低速階段(引射和亞燃模態(tài))動力相關(guān)技術(shù)的研究，證實(shí)了在火箭引射模態(tài)下二次來流的引入可顯著提高火箭發(fā)動機(jī)的推力和比沖，并實(shí)現(xiàn)了引射模態(tài)向沖壓模態(tài)之間的平穩(wěn)過渡，驗(yàn)證了RBCC發(fā)動機(jī)多模態(tài)工作的可行性[4]，為后續(xù)RBCC研究奠定了基礎(chǔ)。

進(jìn)入80年代以后，國家航空航天計(jì)劃(National aerospace plane,NASP)的開展極大地促進(jìn)了高超聲速吸氣式推進(jìn)技術(shù)的研究，在包括熱防護(hù)，進(jìn)氣道和超聲速燃燒等關(guān)鍵技術(shù)上取得重要進(jìn)展[5]，為RBCC超燃模態(tài)的研究奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。NASP計(jì)劃結(jié)束后，美國又提出了先進(jìn)空間運(yùn)輸計(jì)劃(ASTP計(jì)劃)，旨在降低航天發(fā)射成本，同時(shí)提高可靠性和安全性[6]。ASTP計(jì)劃對多項(xiàng)RBCC研究進(jìn)行了資助， RBCC推進(jìn)系統(tǒng)迎來第二次研究熱潮，RBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)入關(guān)鍵技術(shù)研究階段。在該計(jì)劃的資助下Aerojet公司提出了采用氫和煤油燃料的二元結(jié)構(gòu)的支板火箭引射沖壓發(fā)動機(jī)(Strutjet)方案[7]，其突出的特點(diǎn)是采用發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道/二次燃燒室/噴管一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)，三種循環(huán)通過支板結(jié)構(gòu)在同一流道中接替工作平穩(wěn)轉(zhuǎn)換。針對引射、亞燃和超燃模態(tài)進(jìn)行了上千次地面風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證了其較高的性能。Rocketdyne公司提出了采用氫燃料的二元結(jié)構(gòu)A5發(fā)動機(jī)方案[8]，流道由三維內(nèi)側(cè)壁收縮進(jìn)氣道、等截面隔離段和半貫穿支板組成，累計(jì)工作時(shí)間超過3600 s，并于2000年成功進(jìn)行了模擬實(shí)際飛行狀態(tài)下的引射到亞燃模態(tài)過渡試驗(yàn)。美國航空航天局格林研究中心(GRC)獨(dú)立進(jìn)行了軸對稱火箭沖壓組合動力飛行器研究開發(fā)(GTX)計(jì)劃[9]。GTX發(fā)動機(jī)收斂段采用固定尺寸流道，內(nèi)置火箭與沖壓流道設(shè)計(jì)為一體化結(jié)構(gòu)，一次火箭安裝在發(fā)動機(jī)側(cè)壁，發(fā)動機(jī)的半圓形機(jī)艙貼附在飛行器主體的周圍，充分利用了飛行器前體的預(yù)壓縮功能。GTX發(fā)動機(jī)完成了從海平面靜態(tài)到Ma2.5的狀態(tài)的試驗(yàn)驗(yàn)證。

在上述研究基礎(chǔ)上，NASA促成Rocketdyne，Aerojet、Pratt&Whitney三家公司聯(lián)合多家大學(xué)，開展了RBCC發(fā)動機(jī)集成驗(yàn)證和飛行試驗(yàn)計(jì)劃ISTAR[10]。ISTAR發(fā)動機(jī)基本上是以Aerojet公司的Strutjet為基礎(chǔ)，加入了Pratt Whitney公司的煤油燃燒技術(shù)，采用可變進(jìn)氣道，在流道中央安裝有支板，如圖1所示。在ISTAR計(jì)劃內(nèi)RBCC發(fā)動機(jī)完成了大量試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了海平面引射模態(tài)15%推力增強(qiáng)，最大推力增強(qiáng)100%，同一流道下引射、亞燃和超燃模態(tài)的協(xié)調(diào)高效工作和模態(tài)過渡控制，獲得了適應(yīng)寬范圍工作的變結(jié)構(gòu)進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證，進(jìn)行了主動熱防護(hù)技術(shù)研究，完成了多種飛行試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)，完成了具有飛行重量的發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造，完善了RBCC系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法和實(shí)驗(yàn)考核平臺，具備了開展發(fā)動機(jī)技術(shù)飛行演示驗(yàn)證的條件。

從20世紀(jì)90年代開始，日本宇航局(Japan Aerospace Exploration Agency,JAXA)就開展了以單級入軌飛行器為應(yīng)用目標(biāo)的RBCC推進(jìn)系統(tǒng)的研究[11]。JAXA的RBCC發(fā)動機(jī)使用液氫/液氧為推進(jìn)劑，引射火箭放置于隔離段上壁面。JAXA針對該RBCC發(fā)動機(jī)開展了大量的研究工作，成功研制的氫/氧火箭可實(shí)現(xiàn)在不同模態(tài)下以不同混合比和室壓范圍的穩(wěn)定可靠工作，進(jìn)行了一系列進(jìn)氣道試驗(yàn)，以及火箭引射模態(tài)、沖壓模態(tài)和超燃沖壓模態(tài)下的地面直連試驗(yàn)和自由射流試驗(yàn)，如圖2所示。

國內(nèi)方面，航天科工三院31所在20世紀(jì)90年代開展了RBCC組合循環(huán)發(fā)動機(jī)的相關(guān)研究，重點(diǎn)研究了亞燃模態(tài)的設(shè)計(jì)技術(shù)和性能，包括主火箭和擴(kuò)張燃燒室通道幾何參數(shù)與氣動熱力參數(shù)的匹配關(guān)系；研究了燃燒室中二次燃料噴射對發(fā)動機(jī)性能的影響；初步研究了改善發(fā)動機(jī)進(jìn)氣、排氣系統(tǒng)與燃燒室協(xié)調(diào)工作的設(shè)計(jì)技術(shù)，給出了RBCC發(fā)動機(jī)在大推力加速段的典型工作特性。

航天科技六院11所開展了火箭沖壓組合動力多模態(tài)工作研究，建立了一體化性能計(jì)算模型，開展了發(fā)動機(jī)流場計(jì)算與部件性能試驗(yàn)，重點(diǎn)分析了亞燃模態(tài)、超燃模態(tài)的工作性能，開展了RBCC引射火箭系統(tǒng)研究，對系統(tǒng)方案、推進(jìn)劑體系進(jìn)行了論證分析，研制了用于一體化集成的引射火箭[12]。

國防科大圍繞RBCC引射模態(tài)開展了一維引射性能分析，以及亞/超、超/超引射混合機(jī)理分析，并具體論述了不同工作模式下燃料的噴注方案以及熱力喉道的調(diào)節(jié)技術(shù)，闡述了不同燃燒模式的工作特點(diǎn)，建立了RBCC引射模態(tài)預(yù)測模型[13]。

南京航空航天大學(xué)主要開展RBCC變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道研究，針對火箭射流對進(jìn)氣道性能、燃燒背壓對隔離段激波串作用的影響，設(shè)計(jì)了RBCC前體/進(jìn)氣道氣動構(gòu)型，低馬赫數(shù)時(shí)主要考慮了進(jìn)氣道的起動問題，高馬赫數(shù)時(shí)主要考慮了流量捕獲、總壓恢復(fù)和壓縮能力問題，通過變結(jié)構(gòu)方式來保證內(nèi)收縮進(jìn)氣道能夠在各個(gè)工作模態(tài)下正常工作[14]。

1.2 發(fā)展路線

美國國家學(xué)術(shù)委員會(NRC)在2012年的評估報(bào)告中提出了2010-2035運(yùn)載技術(shù)發(fā)展路線圖[15]，并對所有可用于航天運(yùn)輸?shù)耐七M(jìn)系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展優(yōu)先級進(jìn)行評估，RBCC處于高優(yōu)先發(fā)展級，報(bào)告中還針對RBCC列舉了NASA需要在未來10年從技術(shù)成熟度3～4級邁向工程儲備應(yīng)用的四項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。待進(jìn)排氣動力學(xué)優(yōu)化、引射推力增強(qiáng)、模態(tài)轉(zhuǎn)換等四項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)到2025年前后全面達(dá)到6級技術(shù)成熟度，即可實(shí)現(xiàn)全模態(tài)的RBCC集成，計(jì)劃2027年前后開展飛行驗(yàn)證，如圖3所示。

日本JAXA計(jì)劃在5年內(nèi)進(jìn)行全長3 m，Ma7～8條件下的飛行測試，對碳?xì)淙剂蠎?yīng)用以及無冷卻/燒蝕冷卻/熱沉冷卻技術(shù)進(jìn)行探索；開展全長8 m的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證發(fā)動機(jī)和飛行器在高超聲速下的一體化控制，碳?xì)淙剂宵c(diǎn)火、火焰穩(wěn)定以及再生冷卻技術(shù)；在10年內(nèi)開展基于碳?xì)淙剂系牡谝患?、全長約20 m的自主飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證可重復(fù)使用、兩級入軌概念以及飛行器起飛/加速/分離特性，預(yù)計(jì)在馬赫6分離，預(yù)期達(dá)到100次的重復(fù)使用飛行能力；最終在20年內(nèi)基于氫氣或碳?xì)淙剂?，利用全長40～60 m、起飛質(zhì)量600 t的RBCC動力機(jī)，以實(shí)現(xiàn)10名乘客或數(shù)噸貨物的載重高超聲速飛行[16]，如圖4所示。

2 西北工業(yè)大學(xué)RBCC研究進(jìn)展

2.1 RBCC面臨的關(guān)鍵技術(shù)難題

RBCC發(fā)動機(jī)要求在寬馬赫、大空域范圍內(nèi)工作，流道的設(shè)計(jì)思想就不同于定點(diǎn)工作的超燃沖壓發(fā)動機(jī)和窄區(qū)間工作的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)。必須采用可變幾何的進(jìn)/排氣系統(tǒng)，才能更好地適應(yīng)不同來流參數(shù)與燃燒室工作參數(shù)的變化。此外，RBCC不同模態(tài)燃燒組織方式與燃燒釋熱規(guī)律存在明顯差異，燃燒室需要在不同來流條件下實(shí)現(xiàn)多模態(tài)高效燃燒，給固定結(jié)構(gòu)燃燒室流道設(shè)計(jì)帶來了巨大挑戰(zhàn)，燃燒室構(gòu)型直接決定了燃燒模式和工作參數(shù)，燃燒室工作參數(shù)又會影響進(jìn)/排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)，因此寬域全流道匹配設(shè)計(jì)是RBCC的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

RBCC發(fā)動機(jī)在不同飛行馬赫數(shù)下燃燒室內(nèi)存在復(fù)雜的亞、跨及超聲速流動共存的流場結(jié)構(gòu)特征，同時(shí)火箭支板、燃料支板及凹腔等結(jié)構(gòu)的存在形成強(qiáng)剪切流動，燃燒室內(nèi)形成亞聲速、超聲速或兩者共存的混合燃燒模式，發(fā)動機(jī)燃燒流動過程表現(xiàn)出多重時(shí)間尺度和空間尺度耦合的顯著特征。進(jìn)氣道/隔離段內(nèi)預(yù)燃激波系和熱力喉道空間分布形態(tài)變化復(fù)雜，且與燃燒過程強(qiáng)烈耦合，火焰?zhèn)鞑ヅc釋熱過程呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的不確定性，使得發(fā)動機(jī)在寬來流馬赫數(shù)條件下的點(diǎn)火、火焰穩(wěn)定與高效燃燒變得十分困難，因此寬來流條件下的燃燒組織與火焰穩(wěn)定是RBCC的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

RBCC發(fā)動機(jī)寬范圍工作過程中引射模態(tài)、亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)在燃燒區(qū)間、流場參數(shù)、噴油策略以及火焰穩(wěn)定形式都存在巨大的差異，來流參數(shù)以及燃燒釋熱規(guī)律的大范圍變化使得不同模態(tài)的轉(zhuǎn)換過程十分復(fù)雜，工作模式轉(zhuǎn)換觸發(fā)條件及工作模式轉(zhuǎn)換路徑涉及到多部件的耦合作用，實(shí)現(xiàn)模態(tài)間平穩(wěn)過渡十分困難，因此多模態(tài)過渡技術(shù)是RBCC的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

2.2 RBCC關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展

2.2.1寬域全流道匹配設(shè)計(jì)技術(shù)

針對火箭引射機(jī)理，開展了詳細(xì)的內(nèi)流場數(shù)值模擬和地面試驗(yàn)驗(yàn)證，獲得了RBCC引射模態(tài)下的燃燒室性能參數(shù)[17]，如圖5所示。分析了不同引射模態(tài)二次燃燒組織方式(摻混后燃燒(Diffusion and afterburning，DAB)、同時(shí)摻混燃燒(Simultaneous mixing and combustion, SMC)、射流屏蔽燃燒(Shielded primary injection, SPI))下對應(yīng)的燃燒室構(gòu)型與參數(shù)匹配規(guī)律，為RBCC引射推力增強(qiáng)指明了方向。

在引射模態(tài)機(jī)理研究基礎(chǔ)之上，圍繞引射、亞燃模態(tài)下的熱力調(diào)節(jié)規(guī)律開展了研究[18]，通過理論模型參數(shù)化地揭示了RBCC發(fā)動機(jī)引射模態(tài)和亞燃模態(tài)熱力壅塞生成機(jī)理。開展了直擴(kuò)通道內(nèi)超燃模態(tài)的匹配設(shè)計(jì)，通過合理地選擇不同擴(kuò)張比區(qū)域進(jìn)行燃燒釋熱，實(shí)現(xiàn)了RBCC固定燃燒室寬域工作。

本文開展了RBCC變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究[19]，建立了RBCC寬馬赫域進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，采用以引射模態(tài)為設(shè)計(jì)點(diǎn)并向上兼容的設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)在引射-亞燃模態(tài)過渡點(diǎn)前完成自起動。在亞燃/超燃模態(tài)下，通過提高總收縮比以控制燃燒室入口馬赫數(shù)，保障燃燒室始終以設(shè)計(jì)點(diǎn)或接近設(shè)計(jì)點(diǎn)的狀態(tài)工作，獲得了能夠適應(yīng)寬范圍工作的可調(diào)進(jìn)氣道方案。圍繞組合動力特有的低馬赫數(shù)工作階段進(jìn)氣道起動性能、引射模態(tài)進(jìn)氣道性能的影響因素、雙模態(tài)區(qū)間的進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)方案三個(gè)方面進(jìn)行了深入分析，研制了變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道試驗(yàn)樣機(jī)，完成了Ma1.8，2，5，6風(fēng)洞試驗(yàn)，進(jìn)氣道性能指標(biāo)符合設(shè)計(jì)狀態(tài)，能夠滿足Ma0～7寬域工作需求[20]，如圖6所示。

從RBCC發(fā)動機(jī)總體設(shè)計(jì)的角度，對包括機(jī)型、進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室、尾噴管等獨(dú)立部件進(jìn)行單獨(dú)的性能分析，以及綜合考慮各個(gè)部件性能在不同工作模態(tài)下的相互匹配，提出了發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)的多維性能分析與優(yōu)化方法，建立了火箭沖壓組合發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)平臺[21]，如圖7所示。

2.2.2寬來流條件燃燒組織與火焰穩(wěn)定技術(shù)

通過理論分析、數(shù)值模擬及試驗(yàn)研究的手段對亞燃模態(tài)[21]和超燃模態(tài)[23]的點(diǎn)火特性、燃燒流場等開展了詳細(xì)的研究，利用支板火箭高溫燃?xì)庾鳛辄c(diǎn)火源和火焰穩(wěn)定源，燃料支板結(jié)合壁面噴注的燃料噴注策略，燃料支板與凹腔的組合穩(wěn)焰，實(shí)現(xiàn)了亞燃模態(tài)和超燃模態(tài)穩(wěn)定高效工作，驗(yàn)證了燃燒室同一流道能夠?qū)崿F(xiàn)寬來流條件下的燃燒組織與火焰穩(wěn)定，如圖8所示。

開展了基于熱力喉道調(diào)節(jié)的RBCC優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，建立了寬范圍工作RBCC流道優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和熱力喉道調(diào)節(jié)方法(見圖9)，獲得了熱力喉道影響因素和調(diào)節(jié)規(guī)律，以及基于熱力調(diào)節(jié)的多級燃料噴注策略，實(shí)現(xiàn)了RBCC寬范圍工作較優(yōu)的全流道性能，并且通過試驗(yàn)獲得了氣流從亞聲速到超聲速的熱力喉道生成過程[24]。

在熱力喉道燃燒室研究基礎(chǔ)之上，為進(jìn)一步提高發(fā)動機(jī)性能，拓寬發(fā)動機(jī)工作包線，開展了變結(jié)構(gòu)燃燒室關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)[25]，通過燃燒室流通面積與擴(kuò)張比可調(diào)來適應(yīng)寬范圍的來流條件，研制了轉(zhuǎn)動式和平動式變結(jié)構(gòu)燃燒室樣機(jī)，完成了Ma2～6變結(jié)構(gòu)燃燒室直連驗(yàn)證(見圖10)，燃燒效率>90%，通過引入變結(jié)構(gòu)燃燒室，發(fā)動機(jī)平均比沖性能提升了10%～15%。

2.2.3多模態(tài)平穩(wěn)過渡技術(shù)

在發(fā)動機(jī)研究從單一模態(tài)過渡到多模態(tài)后，圍繞RBCC發(fā)動機(jī)引射、亞燃及其過渡模態(tài)，開展了大量地面試驗(yàn)與相關(guān)數(shù)值計(jì)算、理論分析研究[26]，分析了模態(tài)過渡過程中流動、燃燒模式和進(jìn)氣道狀態(tài)的瞬變過程，提出了通過調(diào)節(jié)燃料噴注策略和火箭節(jié)流方式實(shí)現(xiàn)引射/亞燃模態(tài)平穩(wěn)過渡方案。

采用直連試驗(yàn)與數(shù)值模擬方法對亞燃/超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換動態(tài)過程進(jìn)行了研究，分析了燃料當(dāng)量比變化、燃料噴注位置變化及支板火箭關(guān)閉條件下燃燒組織策略轉(zhuǎn)換過程中燃燒室壓力的變化特征與激波串在隔離段中的動態(tài)傳播特性。通過調(diào)節(jié)燃料噴注策略實(shí)現(xiàn)了燃燒室內(nèi)亞聲速燃燒與超聲速燃燒共存的混合燃燒模態(tài)，逐漸向以超聲速燃燒占主導(dǎo)地位的亞燃/超燃模態(tài)過渡，如圖11所示。

通過上述的研究，完成了RBCC發(fā)動機(jī)引射、亞燃、超燃模態(tài)的理論分析和原理驗(yàn)證，初步建立了RBCC寬域進(jìn)氣道、燃燒室設(shè)計(jì)方法和引射/亞燃，亞燃/超燃模態(tài)過渡方法，并通過地面直連試驗(yàn)驗(yàn)證了典型點(diǎn)發(fā)動機(jī)性能和多模態(tài)工作策略，為進(jìn)一步開展發(fā)動機(jī)全流道匹配設(shè)計(jì)與集成奠定了基礎(chǔ)。

2.2.4關(guān)鍵技術(shù)的地面集成驗(yàn)證

在部件設(shè)計(jì)與性能驗(yàn)證的基礎(chǔ)之上，開展了RBCC發(fā)動機(jī)全流道設(shè)計(jì)與集成，完成了RBCC自由射流樣機(jī)研制，完成了國內(nèi)組合動力首次Ma3引射/亞燃模態(tài)過渡自由射流試驗(yàn)驗(yàn)證[27](見圖12)，煤油燃料亞燃模態(tài)比沖達(dá)到國際先進(jìn)水平，驗(yàn)證了發(fā)動機(jī)全流道設(shè)計(jì)、模態(tài)過渡以及一體化性能。

RBCC動力完成驗(yàn)證之后，與航天學(xué)院飛行器總體專業(yè)合作，圍繞兩級入軌一級，開展了飛行器/發(fā)動機(jī)一體化方案設(shè)計(jì)[28]，運(yùn)載器以液氧/煤油RBCC發(fā)動機(jī)作為主動力、自主水平起飛、帶動力水平原場返回方式執(zhí)行任務(wù)，目標(biāo)是將2 t有效載荷送入200 km圓軌道，發(fā)動機(jī)起飛推重比13.5。

在總體方案牽引之下，提出了變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道與飛行器前體匹配設(shè)計(jì)方法，并研制了飛行器/發(fā)動機(jī)一體化縮比集成樣機(jī)，成功完成了基于RBCC組合動力的Ma0～6寬域飛/發(fā)一體化Ma4和Ma5風(fēng)洞試驗(yàn)[29](見圖13)，驗(yàn)證了一體化匹配技術(shù)與性能。

西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室經(jīng)過近二十年的RBCC組合動力研究，已經(jīng)取得了較好的基礎(chǔ)，初步突破和掌握了寬域全流道設(shè)計(jì)、寬來流高效燃燒與火焰穩(wěn)定以及模態(tài)過渡等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，引領(lǐng)了國內(nèi)火箭沖壓組合動力技術(shù)的發(fā)展。相關(guān)技術(shù)已在小尺度地面樣機(jī)上完成了試驗(yàn)驗(yàn)證，技術(shù)成熟度達(dá)到4～5級，下一步擬通過低成本飛行試驗(yàn)、探空火箭試驗(yàn)對真實(shí)飛行狀態(tài)下發(fā)動機(jī)寬域工作性能與模態(tài)過渡進(jìn)行驗(yàn)證，進(jìn)一步提升技術(shù)成熟度，同時(shí)圍繞大尺度燃燒、變結(jié)構(gòu)高溫動密封、復(fù)合熱防護(hù)等開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，為推動RBCC組合動力轉(zhuǎn)向工程應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

3 結(jié)束語

以RBCC為典型的組合動力代表了未來空天技術(shù)的發(fā)展方向，是實(shí)現(xiàn)航天運(yùn)輸“快速、安全、經(jīng)濟(jì)”的有效途徑。美國、日本均圍繞飛行演示驗(yàn)證制定了一系列發(fā)展規(guī)劃，逐步推進(jìn)關(guān)鍵技術(shù)深化與成熟，研究路線明確，技術(shù)體系完整。我國雖然起步較晚，但發(fā)展迅速，西北工業(yè)大學(xué)經(jīng)過近二十年的RBCC組合動力研究，在多項(xiàng)發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)取得了突破，引領(lǐng)了國內(nèi)火箭沖壓組合動力技術(shù)的發(fā)展，目前正處于關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)向集成演示驗(yàn)證的過渡階段，建議結(jié)合我國國情與國家航天發(fā)展戰(zhàn)略，制定組合動力發(fā)展的頂層規(guī)劃，形成切實(shí)可行的技術(shù)路線和發(fā)展體系，分步驟推進(jìn)組合動力關(guān)鍵技術(shù)集成與驗(yàn)證工作，推動我國未來航天科技跨越式發(fā)展。