張 帆,張會(huì)強(qiáng)

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院,北京 100076;2.清華大學(xué) 航天航空學(xué)院,北京 100084)

0 引言

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推重比較高,吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖較高,RBCC(火箭基組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng))是集這兩類發(fā)動(dòng)機(jī)優(yōu)點(diǎn)于一體的組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng),主要有4個(gè)典型工作模態(tài):引射、亞燃沖壓、超燃沖壓和純火箭模態(tài)[1-2]。

RBCC推進(jìn)系統(tǒng)中,引射和超燃沖壓均為其關(guān)鍵技術(shù)[3-4]。以RBCC為動(dòng)力的飛行器,在起飛階段推力需求最大,但該階段由于飛行速度較小,使得引射推力增益較小[5]。在超燃沖壓階段,需要該模態(tài)工作至馬赫數(shù)10,但采用傳統(tǒng)碳?xì)淙剂系某紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)只能工作至馬赫數(shù)8,馬赫數(shù)8以上需采用氫燃料[6-7],較難實(shí)現(xiàn)RBCC全工作過程采用單一燃料。為突破引射和超燃沖壓模態(tài)研究中的技術(shù)瓶頸,達(dá)到推進(jìn)性能和可實(shí)現(xiàn)性之間的平衡,基于液氧/甲烷分級(jí)燃燒循環(huán)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提出了DRBCC(雙火箭基組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng))方案,分析表明其有較高的可實(shí)現(xiàn)性[8]。

采用RBCC動(dòng)力的飛行器,既可以完成地球軌道單級(jí)入軌運(yùn)載任務(wù),也可以作為地球軌道兩級(jí)入軌飛行器的第一級(jí)。目前為止,美國[9-11]、日本[12]、德國[13]、航天科工三院[14]等均提出了具有代表性的RBCC動(dòng)力地球軌道輸運(yùn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案。就目前飛行器結(jié)構(gòu)和材料水平而言,兩級(jí)入軌飛行器的技術(shù)難度相對(duì)較小,容易實(shí)現(xiàn),且相比于單級(jí)入軌飛行器,不需要將全部結(jié)構(gòu)質(zhì)量帶入軌道,因而有更高的有效載荷運(yùn)載系數(shù),是目前研究的重點(diǎn)。本文在DRBCC動(dòng)力系統(tǒng)方案基礎(chǔ)上,開展以其為動(dòng)力的飛行器180 km近地軌道兩級(jí)入軌設(shè)計(jì)和運(yùn)載特性分析,以期為發(fā)展可行性RBCC動(dòng)力系統(tǒng)和認(rèn)識(shí)推進(jìn)性能對(duì)有效載荷的影響規(guī)律提供參考。

1 計(jì)算模型

1.1 飛行器構(gòu)型

飛行器設(shè)計(jì)為兩級(jí)入軌,兩級(jí)氣動(dòng)外形借鑒美國X-43A[15],氣動(dòng)面積分別設(shè)計(jì)為180 m2和40 m2,如圖1所示,假定結(jié)構(gòu)質(zhì)量參數(shù)分別設(shè)計(jì)為0.15和0.10。

圖1 兩級(jí)入軌飛行器示意圖

1.2 飛行動(dòng)力學(xué)方程

飛行器入軌飛行過程計(jì)算條件為:①軌跡設(shè)計(jì)中,飛行器視為質(zhì)點(diǎn);②地球?yàn)榫|(zhì)圓球,不考慮地球自轉(zhuǎn)影響。

飛行動(dòng)力學(xué)方程為

(1)

式中:F和Isp分別為推進(jìn)系統(tǒng)最大推力和比沖;L和D分別為飛行器的升、阻力;h、v、θ、φ、γ、ψ、m為動(dòng)力學(xué)方程中的狀態(tài)參數(shù),分別為飛行器飛行高度、速度、經(jīng)度、緯度、彈道傾角、方位角、質(zhì)量;τ為推力控制系數(shù),用來控制推力大小;α和β分別為攻角和側(cè)滑角,用來控制飛行器飛行方向;t、μ、r分別為飛行時(shí)間、地球引力常數(shù)、飛行器到地心距離(地球半徑與飛行器高度之和)。

1.3 飛行剖面設(shè)計(jì)

飛行器水平起飛并完成180 km近地軌道入軌,起飛質(zhì)量為150 t。第一級(jí)由DRBCC推進(jìn),第二級(jí)由液氧/甲烷液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn),火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖分別為400 kN和360 s。以最少推進(jìn)劑消耗為目標(biāo)采用hp自適應(yīng)Radau偽譜法進(jìn)行彈道優(yōu)化[16],迭代精度0.01。入軌分以下3個(gè)階段。

1)飛行器在跑道上水平加速至起飛速度150 m/s,起飛地點(diǎn)為海南文昌(110.95°E,19.60°N),向東飛行。

2)飛行器以DRBCC為動(dòng)力加速并爬升,速度達(dá)到10Ma、高度達(dá)到35 km時(shí)飛行器一級(jí)和二級(jí)分離,此時(shí)飛行器位于赤道平面。

3)飛行器第二級(jí)以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力繼續(xù)加速并爬升,直至入軌。

1.4 飛行過程約束

推力控制系數(shù)在DRBCC工作時(shí)取值為1,在二級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)取值為0.1～1.0。飛行過程中為保證發(fā)動(dòng)機(jī)能夠正常工作且飛行器結(jié)構(gòu)不被破壞,最大飛行動(dòng)壓q、最大法向過載n和最大駐點(diǎn)熱流密度Q分別不超過50 kPa、4和600 kW/m2。

2 DRBCC動(dòng)力系統(tǒng)及其性能

DRBCC詳細(xì)結(jié)構(gòu)與原理見參考文獻(xiàn)[8]。DRBCC基于液氧/甲烷分級(jí)燃燒循環(huán)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)。對(duì)于典型的液氧/甲烷分級(jí)燃燒循環(huán)火箭發(fā)動(dòng)機(jī),全部甲烷和部分液氧在預(yù)燃室中燃燒,產(chǎn)生的富燃預(yù)燃?xì)馐紫扔脕眚?qū)動(dòng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪和泵,然后進(jìn)入主燃燒室與剩余的液氧進(jìn)行補(bǔ)燃,本文中定義此種狀態(tài)為全工作模態(tài)。同時(shí),本文定義了液氧/甲烷分級(jí)燃燒循環(huán)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的另一種工作模態(tài),即半工作模態(tài)。在該模態(tài)中只有預(yù)燃室工作產(chǎn)生富燃預(yù)燃?xì)?主燃燒室不工作。表1給出了不同O/F比下預(yù)燃室產(chǎn)生的富燃預(yù)燃?xì)獾慕M成,可以看出其中有大量氫氣成分,較高的溫度和大量氫氣成分使富燃預(yù)燃?xì)庥信c氫氣相近的燃燒性能,因而可使用富燃?xì)庾鳛橐湓椿?Ma以上超音速燃燒的燃料。

表1 預(yù)燃室產(chǎn)生的富燃預(yù)燃?xì)?/p>

圖2為DRBCC動(dòng)力系統(tǒng)示意圖,主要包括兩部分:液氧/甲烷分級(jí)燃燒循環(huán)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和內(nèi)流道帶有分布式引射器的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。如上文所述,火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力可處于兩種工作狀態(tài),即全過程工作狀態(tài)和半過程工作狀態(tài)。DRBCC工作在混合模態(tài)、純引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)和超燃沖壓模態(tài)這4個(gè)模態(tài),其中混合模態(tài)和純引射模態(tài)工作于0～2.5Ma,是否由混合模態(tài)切換為純引射模態(tài)取決于飛行器對(duì)推力需求,亞燃沖壓模態(tài)工作于2.5～6Ma,超燃沖壓模態(tài)工作于6～10Ma。

圖2 DRBCC動(dòng)力系統(tǒng)示意圖

下面分析各模態(tài)工作原理和在飛行器幾何構(gòu)型約束下通過熱力循環(huán)計(jì)算得到的性能。在第一級(jí)飛行器幾何外形約束下,發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道入口和尾噴管出口截面積分別為8.8 m2和31 m2。

2.1 混合模態(tài)和純引射模態(tài)

在混合模態(tài),液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)處于全過程工作狀態(tài)。預(yù)燃室產(chǎn)生的一部分富燃預(yù)燃?xì)庠诜植际揭淦髦羞M(jìn)行膨脹作為引射源,并與引射進(jìn)來的空氣混合后燃燒產(chǎn)生引射推力Fe。另一部分進(jìn)入火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室進(jìn)行補(bǔ)燃,使火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為助推火箭工作產(chǎn)生推力Fb。引射推力Fe和助推火箭推力Fb之和便是此時(shí)系統(tǒng)的推力F,即

F=Fb+Fe

(2)

定義助推系數(shù)δ=Fb/Ft,則系統(tǒng)比沖Isp、引射火箭比沖Ispe和助推火箭比沖Ispb之間的關(guān)系為

(3)

此時(shí)系統(tǒng)的比沖小于RBCC,大于純火箭發(fā)動(dòng)機(jī),但卻降低了引射火箭推力需求,同時(shí)富燃預(yù)燃?xì)鉁囟鹊陀趥鹘y(tǒng)引射火箭排氣溫度,使其小型化和熱防護(hù)需求降低,提高了可實(shí)現(xiàn)性。隨馬赫數(shù)提高,引射推力增益逐漸增大,逐漸降低助推火箭的推力,當(dāng)引射推力增益足夠大時(shí),助推火箭停止工作,DRBCC進(jìn)入純引射模態(tài)。

在純引射模態(tài),液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)處于半過程工作狀態(tài)。預(yù)燃室產(chǎn)生的富燃預(yù)燃?xì)馊抗┙o分布式引射器進(jìn)行膨脹作為引射源,并與引射進(jìn)來的空氣混合后燃燒產(chǎn)生引射推力。

定義二次流進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)為1Ma,引射火箭基礎(chǔ)推力為500 kN,系統(tǒng)總推力F在混合模態(tài)為1.5 MN,系統(tǒng)總推力F在純引射模態(tài)為引射火箭推力,助推火箭比沖為320 s,預(yù)燃室O/F比為1.5,室壓為10 MPa,計(jì)算得到DRBCC在混合模態(tài)和純引射模態(tài)性能如圖3所示。

圖3 DRBCC混合模態(tài)和純引射模態(tài)性能

從圖3可以看出,在飛行高度較低時(shí)(0 km、5 km、10 km),DRBCC由于引射火箭推力增益較大,由混合模態(tài)轉(zhuǎn)為純引射模態(tài),但在飛行高度較高時(shí)(15 km、20 km和25 km),空氣密度小導(dǎo)致引射火箭推力增益不夠大,DRBCC一直工作在混合模態(tài)。

2.2 亞燃沖壓模態(tài)

液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)不工作。引射器噴射甲烷作為亞燃沖壓燃料,實(shí)現(xiàn)亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)。

定義氣流在亞燃沖壓模態(tài)進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)為0.3Ma,計(jì)算得到DRBCC在亞燃沖壓模態(tài)性能如圖4所示。

圖4 DRBCC亞燃沖壓模態(tài)性能

2.3 超燃沖壓模態(tài)

液氧/甲烷發(fā)動(dòng)機(jī)處于半過程工作狀態(tài)。預(yù)燃室產(chǎn)生的富燃預(yù)燃?xì)庾鳛闆_壓燃料,降低超燃沖壓技術(shù)難度。

定義氣流在超燃沖壓模態(tài)進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)為2～3Ma(對(duì)應(yīng)來流馬赫數(shù)6～10Ma),預(yù)燃室O/F比為0.5,室壓為10 MPa。同時(shí)限定燃燒室出口靜溫3 000 K,低于3 000 K,燃燒室為當(dāng)量比燃燒,達(dá)到3 000 K后,轉(zhuǎn)為貧燃燃燒。計(jì)算得到DRBCC在超燃沖壓模態(tài)性能如圖5所示。比沖曲線和推力曲線在高空中一定馬赫數(shù)范圍內(nèi)會(huì)出現(xiàn)數(shù)值突然下降,是由于燃燒室出口溫度達(dá)到3 000 K,燃燒由當(dāng)量比燃燒轉(zhuǎn)為貧燃燃燒,燃料消耗減少,加熱量減少,從而導(dǎo)致推力和比沖下降。

圖5 DRBCC超燃沖壓模態(tài)性能

3 結(jié)果與分析

圖6為飛行器入軌飛行軌跡。表2所示為兩級(jí)入軌過程的總飛行時(shí)間、總推進(jìn)劑消耗、有效載荷、有效載荷系數(shù)以及入軌點(diǎn)的經(jīng)度和緯度。150 t起飛質(zhì)量加速至兩級(jí)分離前質(zhì)量剩余46.217 t,包括一級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量18.315 t和第二級(jí)起飛質(zhì)量(結(jié)構(gòu)+推進(jìn)劑+有效載荷質(zhì)量)27.902 t。第二級(jí)完成入軌后質(zhì)量為7.086 t,其中包括結(jié)構(gòu)質(zhì)量2.313 t、有效載荷4.773 t。第一級(jí)結(jié)構(gòu)質(zhì)量的分離降低了飛行器后續(xù)加速和升高的負(fù)擔(dān),使兩級(jí)入軌飛行器可以完成近地軌道有效載荷的輸運(yùn)。

表2 兩級(jí)入軌計(jì)算結(jié)果

圖6 兩級(jí)入軌飛行軌跡

圖7為飛行器在第一和第二階段飛行過程中DRBCC推力和比沖隨馬赫數(shù)的變化。DRBCC的推力和比沖與飛行器飛行狀態(tài)密切相關(guān)。在2.5Ma以下時(shí)DRBCC一致保持1.5 MN的推力輸出,表明DRBCC在2.5Ma以下時(shí)一直工作在混合模態(tài),而在2.5Ma以上直接轉(zhuǎn)入亞燃沖壓模態(tài)。因?yàn)轱w行器在起飛后將持續(xù)爬升,空氣逐漸變得稀薄,降低了引射火箭的引射比,引射火箭推力增益不足以使DRBCC由混合模態(tài)轉(zhuǎn)入純引射模態(tài)。助推火箭在2.5Ma以下時(shí)將一直保持工作,混合模態(tài)助推系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化如圖8所示。

圖7 DRBCC在第一和第二飛行階段時(shí)的性能

圖8 混合模態(tài)助推系數(shù)變化

在混合模態(tài),50%左右的推力是助推火箭提供的。在亞燃和超燃沖壓模態(tài),DRBCC的比沖隨馬赫數(shù)變化較為平緩,而推力出現(xiàn)了波動(dòng),且在亞燃沖壓模態(tài)波動(dòng)較大,最大波動(dòng)范圍達(dá)到了50%。這主要是由于亞燃沖壓模態(tài)飛行器在加速同時(shí),也有了一定程度的爬高,需要較大推力,因此推力隨馬赫數(shù)有明顯的增大。當(dāng)達(dá)到一定高度,空氣阻力減小,飛行角變小,推力需求隨之減小,因此推力隨馬赫數(shù)減小。

在兩級(jí)入軌過程不同飛行階段以及不同發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)中飛行時(shí)間、推進(jìn)劑消耗、速度增量和高度增量如表3所示。在飛行階段一DRBCC工作在混合模態(tài);在飛行階段二DRBCC將由混合模態(tài)轉(zhuǎn)為亞燃沖壓模態(tài),再轉(zhuǎn)為超燃沖壓模態(tài);飛行階段三將由獨(dú)立的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力。DRBCC混合模態(tài)主要使飛行器完成爬高,其利用了6.49%的總飛行時(shí)間,實(shí)現(xiàn)了10.05%的總速度增量,但卻消耗了45.62%的總推進(jìn)劑,該模態(tài)旨在使飛行器盡快穿越阻力較大的高密度低空大氣。亞燃沖壓模態(tài)同時(shí)用來完成爬高和增速。超燃沖壓模態(tài)主要用來增速,高度爬升相對(duì)較小。亞燃和超燃沖壓模態(tài)消耗了總推進(jìn)劑的37.68%,但帶來了32.05%的總速度增量,可以看出亞燃和超燃沖壓模態(tài)高比沖的優(yōu)勢。但亞燃和超燃沖壓模態(tài)占總飛行時(shí)間的71.29%,飛行時(shí)間較長,尤其是超燃沖壓模態(tài)。這是因?yàn)殡S著高度增加,這兩個(gè)吸氣式模態(tài)推力變小,故需要較長的飛行時(shí)間來完成爬高和增速。由此也會(huì)帶來一定的阻力損失,在一定程度上會(huì)抵消這兩個(gè)模態(tài)高比沖帶來的優(yōu)勢。二級(jí)獨(dú)立火箭消耗了總推進(jìn)劑的16.70%,但帶來了57.90%的總速度增量和80.56%的總高度增量,這是由于二級(jí)飛行時(shí)飛行器質(zhì)量較小,空氣也變得稀薄,重力和阻力損失均變小,有利于飛行器的加速和爬高。

表3 兩級(jí)入軌過程各階段飛行時(shí)間、推進(jìn)劑消耗、速度增量和高度增量

4 結(jié)論

本文以DRBCC動(dòng)力系統(tǒng)為基礎(chǔ),開展了兩級(jí)入軌飛行器的運(yùn)載特性研究。在給定飛行器構(gòu)型和飛行剖面基礎(chǔ)上,開展了該飛行器180 km近地軌道兩級(jí)入軌設(shè)計(jì),得出以下結(jié)論。

1)以DRBCC飛行器作為第一級(jí),配合獨(dú)立火箭動(dòng)力的第二級(jí),150 t級(jí)飛行器180 km近地軌道的有效載荷為4.773 t,有效載荷系數(shù)為0.031 8。

2)DRBCC的推力和比沖與飛行器飛行狀態(tài)密切相關(guān)。DRBCC在2.5Ma以下時(shí)一直工作在混合模態(tài),而在2.5Ma以上直接轉(zhuǎn)入亞燃沖壓模態(tài)。因?yàn)轱w行器在起飛后將持續(xù)爬升,空氣逐漸變得稀薄,降低了引射火箭的引射比,引射火箭推力增益不足以使DRBCC由混合模態(tài)轉(zhuǎn)入純引射模態(tài)。在亞燃和超燃沖壓模態(tài),DRBCC的比沖隨馬赫數(shù)變化較為平緩,而推力出現(xiàn)了波動(dòng),且在亞燃沖壓模態(tài)波動(dòng)較大。

3)兩級(jí)入軌過程中,DRBCC混合模態(tài)主要使飛行器完成爬高,亞燃沖壓模態(tài)同時(shí)用來完成爬高和增速,超燃沖壓模態(tài)主要用來增速。