DRBCC运载器初步设计与分析_张帆a

h Ma
(b) 高度和马赫数随时间变化
8000 V γ 40 35 30 6000 V (m/s) 25 15 10 2000 5 0 0 0 300 600 900 1200 t (s) 1500 1800 2100 -5 γ (°) 20 4000
(c) 速度和轨道倾角随时间变化
160 140 120 100 m (ton) 80 60 40 20 0 0 300 600 900 1200 t (s) 1500 1800 2100 m
DRBCC 运载器初步设计与分析
张 帆，张会强，王 兵
（清华大学 航天航空学院，北京市 100084） 张帆，博士研究生，研究领域为航空宇航 摘要:针对 RBCC（火箭基组合循环）动力系统现有研究中存在的难点与不足，提出了其可实现 性方案-DRBCC（双火箭基组合循环） 。DRBCC 包括两个组成部分：液氧/甲烷分级燃烧循环液 体火箭发动机和内流道带有分布式引射器的双模态冲压发动机。共有五个工作模态，混合模态、 纯引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。基于 DRBCC，进行了水平起飞两级 入轨地球轨道运载器的初步设计。结合高斯伪谱法，对其 100km 近地轨道的运载性能进行了分 析。研究结果表明：DRBCC 可以满足该运载器的第一级任务需求；与传统火箭运载器相比，采 用 DRBCC 的运载器推进剂消耗量低，具有更好的经济性。 关键词：DRBCC；液氧/甲烷；双模态冲压发动机；两级入轨；轨道运载器
5 态，基准推力和比冲分别为 1×10 和 320s。第二阶段 DRBCC 依次处于混合模态、纯引射模
态、亚燃模态和超燃模态，基准推力和比冲如图 2。第三阶段液氧/甲烷火箭发动机的基准推力和
4 比冲分别为 6×10 daN 和 360s。
160 140 120 T (103daN) 100 80 60 40 20 0 0 2 4 Ma 6 8 10 T Isp
1、引言
基于火箭发动机的地球轨道运输系统难以重复使用， 又需自身携带氧化剂， 发动机比冲较低， 经济性差，难以适应世界各国对天地运输日益增大的需求[1]。可用于高超声速飞行的超燃冲压发 动机，虽然可以利用大气中的氧，有较高的比冲，但由于不具备零速起飞能力，而且不能在外大 气层工作，也不适合单独用于输运系统。组合循环推进系统应运而生，主要包括两大类：RBCC 和 TBCC（涡轮基组合循环推进系统） 。相比于 TBCC，RBCC 具有结构简单，推重比高等优点，并 且液体火箭发动机容易实现推力控制和变工况工作，在研究中受到充分重视。RBCC 是一种集高 推重比的液体火箭发动机与高比冲的吸气式冲压发动机于一体的可重复使用的推进系统[2]。RBCC 主要有四个典型工作模态：引射火箭模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。在不同 的飞行高度和马赫数条件下启用各自性能最优的工作模态，克服了火箭发动机和吸气式冲压发动 机单一推进方式的缺点，并且组合循环使用同一流道，降低了结构质量[3]。 RBCC 推进系统中，引射火箭和超燃冲压是其关键技术之一[4‐5]。起飞阶段引射模态的推力增 益并不显著，但在该阶段推力需求最大，同时引射火箭嵌入空气流道又给该火箭的研制带来了小 型化、热防护和大范围变推的严峻技术挑战，使其成为 RBCC 技术的瓶颈之一。超燃冲压发动机 工作马赫数上限取决于燃料的种类，碳氢燃料的发动机工作上限马赫数为 8，马赫数大于 8 必须 使用氢作为燃料。美国 Aerojet 公司的 Strutjet 发动机以液氢作为燃料，由于液氢密度低，为存储 燃料飞行器体积必须很大，使飞行器气动性能下降[6]。以 Strutjet 为基础改进来的 ISTAR 发动机， 以 JP‐7 为燃料，但超燃模态只能工作到马赫数 7[7]。日本 JAXA 提出的 RBCC 以酒精为燃料，但比 冲较低[8]。 目前研究来看， 飞行马赫数 6‐8 和 8‐10 的超燃冲压发动机使用的燃料难以兼容， 是 RBCC 推进系统的另一技术瓶颈。 为突破这两项技术瓶颈， 在提高性能和可实现性之间平衡， 提出 DRBCC 方案。 组合动力推进的轨道运载器主要包括单级入轨和双级入轨两种类型。就目前飞行器结构和材 料水平，两级入轨飞行器的技术难度相对较小，容易实现，且相比于单级入轨飞行器，不需要将 全部结构质量带入轨道，因而有更高的有效载荷运载系数[9]。本文中，基于 DRBCC 系统，进行了 水平起飞两级入轨运载器的初步设计，并结合高斯伪谱法，对其运载性能进行分析。
2、DRBCC 动力系统
DRBCC 整个动力系统以甲烷作为燃料，为 RBCC 技术的可实现性提供新的技术途径。图 1 为 DRBCC 动力系统示意图，主要包括两部分：液氧/甲烷分级燃烧循环液体火箭发动机和内流道带 有分布式引射器的双模态冲压发动机。火箭发动机推力可在一定范围内调节，且可处于两种工作 状态，全过程工作状态（预燃和补燃都工作）和半过程工作状态（只有预燃工作） 。火箭发动机 采用富燃预燃，富燃预燃气可以根据需要提供给分布式引射器在引射模态作为引射源或者在超燃 模态作为燃料提高超音速燃烧性能。表 1 给出了不同氧燃比下预燃气的组成，可以看出产生了大 量的氢气成分。而采用分布式引射器可以提高混合效率和引射效率，降低混合长度[10]。DRBCC 共 有五个工作模态，混合模态、纯引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。各模态 工作原理为：
1）混合模态。 液氧/甲烷发动机处于全过程工作状态。预燃室产生的一部分富燃预燃气经由引射器喷入冲 压发动机内流道作为引射源，并与空气混合后燃烧产生引射推力。另一部分进入火箭发动机主燃 烧室进行补燃，使火箭发动机作为助推火箭工作产生推力。引射推力和助推火箭推力之和便是此 时系统的推力。此时系统的比冲小于 RBCC，大于纯火箭发动机，但却大大降低了引射火箭推力 量级，使其小型化和热防护要求大大降低，提高了可实现性。随马赫数提高，引射推力增益逐渐 增大，逐渐降低助推火箭的推力，当引射推力增益足够大时，助推火箭停止工作。 2）纯引射模态。 液氧/甲烷发动机处于半过程工作状态。预燃室产生的富燃预燃气全部供给引射器作为引射
源。此时，系统与传统 RBCC 的即时混合燃烧（SMC）概念一致[11]。 3）亚燃冲压模态。 液氧/甲烷发动机不工作。引射器喷射甲烷作为亚燃冲压燃料，实现亚燃冲压发动机工作状 态。 4）超燃冲压模态。 液氧/甲烷发动机处于半过程工作状态。预燃室产生的富燃预燃气作为冲压燃料，降低超燃 冲压技术难度。随着马赫数（8‐10Ma）的增加，可以逐步提高预燃气的液氧/甲烷质量比，以提 高预燃气的超音速燃烧性能，由此实现全模态统一使用同一种燃料‐甲烷。 5）纯火箭模态。 液氧/甲烷发动机处于全过程工作状态，冲压部分不工作。 在 DRBCC 系统中，基于液氧/甲烷发动机的半过程或全过程工作状态，混合模态、纯引射模 态、超燃冲压模态和纯火箭模态高度融合和兼顾，并采用单一燃料‐甲烷，使液氧/空气/甲烷的 DRBCC 推进系统具有良好的可实现性。双火箭的含义体现在两个层次，一是在混合模态，火箭发 动机同时起了引射和助推两种作用；二是液氧/甲烷发动机有半过程和全过程两种工作状态。
图 1 DRBCC 动力系统示意图 表 1 LCH4/LOX 富燃燃气特性
O/F 燃气温度/K 比 1.0 1.5 2.0 2.5 1311.0 1679.8 2554.7 3181.0 CH4 0.14 0 0 0 H2 0.46 0.52 0.37 0.23 H2O 0.11 0.15 0.30 0.42 CO 0.25 0.30 0.30 0.27 CO2 0.03 0.03 0.03 0.06 C 0 0 0 0 13.73 13.42 16.02 18.50 燃气组分（摩尔浓度） 分子量
(d) 质量随时间变化 图 3 运载器入轨轨迹参数 从图 3（b）和 3（c）高度和轨道倾角的变化过程可以看出，运载器起飞后在混合和纯引射 模态快速爬升，此时推力较大，快速爬升可以使飞行器以最短时间离开稠密大气层以减小阻力损 失，这点与传统火箭是一致的。但在亚燃和超燃模态，运载器高度变化不大，特别是在超燃模态 的最后阶段，高度几乎没变，推力主要用来加速，而此时推进系统比冲较大，可以减小推进剂消 耗，如图 3（d） 。这是组合动力运载器与传统火箭相比较为不同的飞行特点，使运载器有更好的 经济性。
3、运载器初步设计与分析
3.1 任务需求 运载器水平起飞两级入轨， 第一级由 DRBCC 推进， 第二级由液氧/甲烷液体火箭发动机推进。 设计目标轨道为完成 100km 近地轨道入轨， 并结合高斯伪谱法取得最大有效载荷。 入轨分三个阶 段： 1）第一阶段：起飞阶段，飞行器水平滑行加速，起飞速度为 150m/s。 2） 第二阶段： 运载器在第一级 DRBCC 推进下进行加速和爬升， 在 35km 高度， 速度达到 10Ma 时运载器一、二级分离。 3）第三阶段：运载器第二级继续加速和爬升并完成入轨。 3.2 数学模型 3.2.1 飞行动力学模型 本运载器入轨过程计算中，采用如下假定： 1）轨迹设计中，飞行器视为质点； 2）地球为均质圆球，且忽略地球自转； 3）飞行器始终在赤道平面内飞行。 飞行动力学方程如下：
1.0 0.8 0.6 τ 0.4 0.2 0.0 τ α
14 12 10 α (°) 8 6 4 2 0 500 1000 t (s) 1500 2000 0
(a) 推力控制系数和攻角变化随时间变化
100 80 h (km) 60 15 40 20 0 10 5 0 300 600 900 1200 t (s) 1500 1800 2100 0 30 25 20 Ma
dh V sin dt ds V cos dt dV T cos D u sin dt m r2 d T sin L V u ( 2 ) cos dt mV r Vr dm T dt g 0 I sp
其中， h 为飞行器高度， s 为飞行器航程， V 为飞行器速度， 为飞行器轨道倾角， m 为飞 行器质量，它们是动力学方程中的状态参数。 为攻角， 为推力控制系数，用来调节推力输出 大小，它们是动力学方程中的控制参数。 L 为升力， D 为阻力， 为地球引力常数， r 为飞行器 到地心距离（地球半径与飞行器高度之和） ， T 为动力系统推力， I sp 为动力系统比冲。飞行过程 中，有两个约束，最大飞行动压不超过 50kPa，最大法向过载不超过 4。 3.2.2 运载器气动与质量模型 轨道运载器第一、二级均取 X‐43 升力体气动构型[12]，第一级气动面积为 180m2，第二级气动 面积为 70m2，大气模型取美国 1976 年标准大气模型。轨道运载器初始质量为 150t，第一级结构 质量分数为 0.15，第二级结构质量分数为 0.1。 3.2.3 动力模型 推进性能分阶段和分模态用平均基准推力和比冲表示。飞行第一阶段，DRBCC 处于纯火箭模