曾 家，黃 輝，朱平平，王鐵巖，王浩蘇

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

火箭基組合循環(huán)動力(Rocket Based Combin-ed Cycle， RBCC)將火箭發(fā)動機(jī)和吸氣式發(fā)動機(jī)有機(jī)地組合在一起，在不同的馬赫數(shù)和高度范圍內(nèi)保持較高的推重比及比沖，在滿足天地往返需求的同時，能夠大幅降低運(yùn)輸成本，同時還可用于高速武器推進(jìn)，是未來可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸和臨近空間飛行器的最有潛力的動力方案之一，已成為航天技術(shù)發(fā)展的前沿。國外對RBCC的研究開始于20世紀(jì)50年代，并在近年來逐漸加快研究步伐。截至目前，美國、俄羅斯、德國、法國、澳大利亞和日本等國家先后提出了相應(yīng)的研究計劃，并開展了大量的地面、飛行試驗研究。本文簡要介紹了RBCC研究的現(xiàn)狀，分析了RBCC的應(yīng)用前景、關(guān)鍵技術(shù)和需要重視并亟待解決的若干問題，針對RBCC的應(yīng)用方向和發(fā)展途徑提出了建議。

1 火箭基組合推進(jìn)基本概念

火箭發(fā)動機(jī)的推重比較高，而比沖較低；吸氣式發(fā)動機(jī)的比沖較高，但推重比較低?；鸺M合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)將二者有機(jī)結(jié)合在一個流道中，整合了火箭發(fā)動機(jī)、亞燃沖壓發(fā)動機(jī)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)，因此能夠同時滿足加速及巡航的要求，兼顧高效性和經(jīng)濟(jì)性。

作為兩級入軌第一級飛行器或自加速高速巡航飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)，RBCC 發(fā)動機(jī)可以在飛行馬赫數(shù)0～8 ，甚至更寬(采用氫燃料)的范圍內(nèi)工作。因此，RBCC 發(fā)動機(jī)隨著飛行馬赫數(shù)的提高將分別經(jīng)歷引射模態(tài)、亞燃模態(tài)、超燃模態(tài)和純火箭模態(tài)(如圖1所示)；同時在亞燃和超燃模態(tài)，若火箭起火焰穩(wěn)定和增加推力的作用，此時 RBCC 發(fā)動工作在火箭沖壓模態(tài)?；谏疃瓤烧{(diào)火箭，RBCC發(fā)動機(jī)推力可寬范圍調(diào)節(jié)，實現(xiàn)地面零速起動并加速入軌；飛行過程中可根據(jù)任務(wù)剖面進(jìn)行模態(tài)靈活組合，火箭適時工作，可作為穩(wěn)定火源，拓寬沖壓燃燒室的工作邊界范圍，使飛行器具備更強(qiáng)的機(jī)動能力。

圖1 RBCC發(fā)動機(jī)不同工作模態(tài)[8]Fig.1 Working models of RBCC engine[8]

典型的RBCC是將火箭與雙模態(tài)沖壓發(fā)動機(jī)有機(jī)結(jié)合形成的組合循環(huán)動力系統(tǒng)，主要由沖壓流動通道和嵌于流道內(nèi)的火箭發(fā)動機(jī)構(gòu)成。依據(jù)推進(jìn)過程中發(fā)揮的功用不同，RBCC發(fā)動機(jī)的流動通道分為進(jìn)氣道、 混合段、燃燒室和噴管。進(jìn)氣道主要功能是捕獲來流空氣，在超聲速情況下對來流進(jìn)行有效壓縮，提高流動靜壓，為燃燒室內(nèi)的燃燒提供氧化劑和足夠高的燃燒室壓強(qiáng)。進(jìn)氣道可以依據(jù)飛行器總體，采用不同形式?；旌隙沃饕δ茉谟谑够鸺l(fā)動機(jī)一次主流與引入的二次空氣流混合。就目前的設(shè)計特點來看，如果是火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)馀c引射進(jìn)入的空氣充分混合，然后進(jìn)行燃燒，則混合段應(yīng)取等截面設(shè)計；如果考慮對引射空氣進(jìn)行補(bǔ)燃，使空氣一邊燃燒、一邊與火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)膺M(jìn)行混合，則混合段應(yīng)采取擴(kuò)張型面。在燃燒室和噴管流道設(shè)計中，若亞燃沖壓模態(tài)采用收擴(kuò)型幾何流道或熱力喉道，超燃沖壓模態(tài)可采用擴(kuò)張型面。

2 國內(nèi)外研究動態(tài)

RBCC最早在美國得到廣泛研究，20世紀(jì)90年代日本也開始積極從事氫燃料RBCC的研究，歐洲同期也對RBCC進(jìn)行了一定程度的探索。

美國在吸氣式高速推進(jìn)方面起著重要的技術(shù)推進(jìn)作用，受美國高超聲速計劃的牽引，其組合動力技術(shù)發(fā)展大致可分為3個重要階段。

早期(1950—1979年)：Marquardt公司在美國空軍的支持下，對Hyperjet發(fā)動機(jī)、增壓引射沖壓發(fā)動機(jī)(SERJ)等RBCC方案進(jìn)行了設(shè)計、分析，并開展了不同馬赫數(shù)下的地面試驗和部分飛行試驗，為后續(xù)的RBCC研究奠定了基礎(chǔ)。

中期(1980—2002年)：在進(jìn)入20世紀(jì)80年代后，美國國家航空航天計劃(National Aerospace Plane, NASP)的開展極大地促進(jìn)了高速吸氣式推進(jìn)技術(shù)的研究，RBCC發(fā)動機(jī)由于具有全模態(tài)和全空域工作的特性，并受到超燃發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展的支撐，迎來了新一輪研究熱潮。此階段主要有4種代表性的模型樣機(jī)，具體情況如表1所示。

表1 美國4型RBCC方案研制概況Tab.1 General situation of four RBCC projects in America

近期：2003年起，美國開始轉(zhuǎn)向以組合循環(huán)發(fā)動機(jī)為動力的應(yīng)用開發(fā)研究，并將組合發(fā)動機(jī)部件發(fā)展(CCE)計劃列為重點發(fā)展目標(biāo)。此后美國開展了5種軍用兩級入軌飛行器的概念設(shè)計，其中的Sentinel兩級入軌飛行器第一級使用RBCC動力，入軌級為純火箭動力，采用了垂直起飛水平降落的天地往返方式。NASA在2012年發(fā)布了推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)報告，報告將RBCC和TBCC列為重點開發(fā)方向，并計劃在2025年突破所有關(guān)鍵技術(shù)，在2027年開展基于RBCC的飛行器相關(guān)飛行試驗研究，以指導(dǎo)最終可以應(yīng)用于工程化的飛行器研制。

近年來，美國對RBCC的相關(guān)基礎(chǔ)性研究和關(guān)鍵技術(shù)研究的公開文獻(xiàn)資料明顯減少，其研究計劃必然有所調(diào)整和側(cè)重。目前，美國已處于進(jìn)一步的飛行試驗和工程轉(zhuǎn)型階段，面向具體工程應(yīng)用設(shè)計的RBCC發(fā)動機(jī)經(jīng)過了大量的地面試驗，并有了飛行應(yīng)用的設(shè)想。

日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(JAXA)從20世界90年代起開展了天地往返的RBCC方案研究，并從2006年起，成功研制了氫燃料RBCC構(gòu)型并開展大規(guī)模試驗研究，陸續(xù)完成引射模態(tài)下的直連風(fēng)洞和亞燃和超燃模態(tài)的直連試驗研究，并在2009 年開展了亞聲速到超聲速狀態(tài)下引射模態(tài)的飛行試驗驗證。當(dāng)前，日本正在開展以碳?xì)浠衔餅槿剂系腞BCC 發(fā)動機(jī)研究，計劃在21世紀(jì)30年代研制出采用吸氣式/火箭組合發(fā)動機(jī)作為推進(jìn)系統(tǒng)的水平起降單級入軌空天飛機(jī)。

歐洲對RBCC推進(jìn)系統(tǒng)的研究主要在未來歐洲空間運(yùn)輸基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)計劃(FESTIP)支持下開展，該計劃進(jìn)行了可重復(fù)使用發(fā)射系統(tǒng)概念的研究，其技術(shù)開發(fā)包括5個方面，即結(jié)構(gòu)、材料、推進(jìn)、熱管理和空氣動力學(xué)。2005年歐洲航天局制定了長期先進(jìn)推進(jìn)概念和技術(shù)研究計劃( LAPCAT)，主要開展了 RBCC 和 TBCC 組合推進(jìn)的關(guān)鍵技術(shù)和飛行器概念設(shè)計，分別對煤油和氫燃料的 RBCC 推進(jìn)系統(tǒng)的一次火箭和支板噴射等關(guān)鍵技術(shù)開展了研究。針對洲際飛行目標(biāo)開展了推進(jìn)系統(tǒng)和飛行器設(shè)計的系統(tǒng)分析研究。

國內(nèi)的北京動力機(jī)械研究所、西安航天動力研究所、中科院力學(xué)所以及西北工業(yè)大學(xué)、國防科技大學(xué)等高校從21世紀(jì)初期開始對RBCC方案進(jìn)行了大量研究，此時主要集中在組合動力的原理、機(jī)理和關(guān)鍵技術(shù)的突破上，處于應(yīng)用論證和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)階段。而近10年國內(nèi)則在機(jī)理和關(guān)鍵技術(shù)的研究突破之外，還針對RBCC飛行器進(jìn)行了方案設(shè)計與論證，開展了不同方案的地面試驗、樣機(jī)研制和飛行試驗驗證，攻克了部分關(guān)鍵技術(shù)，取得較多成就。總體而言，國內(nèi)對RBCC的研究起步較晚，在組合發(fā)動機(jī)模態(tài)控制、系統(tǒng)工作穩(wěn)定性、發(fā)動機(jī)熱結(jié)構(gòu)技術(shù)、系統(tǒng)集成技術(shù)和地面驗證技術(shù)等方面仍與國外先進(jìn)技術(shù)存在一定的差距。

3 應(yīng)用前景分析

3.1 潛在應(yīng)用

RBCC結(jié)合了火箭發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)點，能夠?qū)崿F(xiàn)自主起飛、入軌和著陸，相比于其他組合動力系統(tǒng)，RBCC的優(yōu)勢在于：

1)火箭與沖壓優(yōu)勢互補(bǔ)。按照設(shè)想的飛行剖面，對系統(tǒng)進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)：起飛及加速階段，可充分利用火箭發(fā)動機(jī)加速性好的優(yōu)點，同時，引射而來的空氣可產(chǎn)生一定的推力，提高發(fā)動機(jī)比沖。

2)可以寬速域、大空域工作。相對其他組合動力系統(tǒng)而言，由于自帶了火箭發(fā)動機(jī)需要的氧化劑，有更廣泛的飛行空域，能夠?qū)崿F(xiàn)自主起飛、入軌和著陸，并兼具加速、機(jī)動和巡航能力。

3)冗余穩(wěn)健的燃燒組織技術(shù)。RBCC的沖壓工作階段，火箭發(fā)動機(jī)如能保持某種 “低工況”，則可在沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室中保持一股 “火炬”，進(jìn)而起到穩(wěn)定火焰的作用，增加沖壓發(fā)動機(jī)工作的穩(wěn)定性和機(jī)動性。

4)與渦輪機(jī)相比，火箭發(fā)動機(jī)推重比較大，尺寸較小，同時RBCC可實現(xiàn)流道一體化和機(jī)身/發(fā)動機(jī)高度融合設(shè)計，這就有可能縮小整個動力系統(tǒng)的尺寸。

由此，決定了 RBCC 動力系統(tǒng)潛在的用途有：

(1)單級入軌飛行器動力系統(tǒng)

對于入軌飛行器，RBCC 集合了火箭的高推重比和吸氣式推進(jìn)裝置高比沖的優(yōu)勢，結(jié)構(gòu)簡單、空載質(zhì)量小、可靠性高，有望實現(xiàn)單級入軌的目標(biāo)。事實上，RBCC概念的提出就來源于對單級入軌飛行器的渴望，先期的各種方案設(shè)想均是圍繞單級入軌飛行器研發(fā)而誕生的。

(2)兩級入軌飛行器的動力系統(tǒng)

研究表明火箭基組合推進(jìn)作為兩級入軌的第一級或第二級均具有一定的優(yōu)勢，是實現(xiàn)兩級入軌天地往返動力系統(tǒng)的最佳選擇之一。

(3)執(zhí)行全球快速抵達(dá)任務(wù)的高速飛機(jī)

其具體的任務(wù)包括快速打擊、實時偵察監(jiān)視、快速運(yùn)輸支援等。一架飛行=6的飛機(jī)可以在4 h內(nèi)到達(dá)地球上任何一個位置，而高分辨率的軌道衛(wèi)星則需要至少24 h才能到達(dá)目標(biāo)，這使其具有實時偵察監(jiān)視方面的價值。相比于超燃沖壓發(fā)動機(jī)，RBCC發(fā)動機(jī)具有自主起飛能力，沖壓巡航時能利用 “火炬”提高穩(wěn)定性等優(yōu)勢。

(4)臨近空間高速飛行器動力系統(tǒng)

RBCC能實現(xiàn)在20～30 km高度沖壓模態(tài)高速巡航和機(jī)動變軌，在30 km以上高度利用火箭發(fā)動機(jī)工作，結(jié)合乘波構(gòu)型氣動布局巡航飛行器，可以以=10的速度實現(xiàn)滑躍式飛行，更適應(yīng)臨近空間的應(yīng)用和空天一體化的作戰(zhàn)方式。

針對單級入軌和兩級入軌的應(yīng)用方向，美國從20世紀(jì)開始開展了發(fā)動機(jī)及飛行器概念方案設(shè)計，表2展示了典型的飛行器概念方案?？梢钥吹?，兩種入軌方式都采用過二元與軸對稱構(gòu)型。相比之下，軸對稱構(gòu)型由于其良好的受力性能及較小的濕潤周長而特別適合作為燃燒室使用，并且可以使飛行器整體結(jié)構(gòu)和容積效率提高。但是，軸對稱構(gòu)型的進(jìn)氣道會使發(fā)動機(jī)模塊化排列中帶來不便。因此，將適合于進(jìn)氣道的二元構(gòu)型與適用于燃燒室的軸對稱構(gòu)型進(jìn)行有機(jī)整合已經(jīng)成為目前研究的熱點。

表2 典型飛行器概念方案Tab.2 Conceptual scheme of typical RBCC vehicles

3.2 應(yīng)用分析

由于單級入軌要使飛行器所有的系統(tǒng)部件都帶入預(yù)定軌道并返回地球，這使得單級入軌的最終設(shè)計方案對結(jié)構(gòu)質(zhì)量和推進(jìn)系統(tǒng)性能這些關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)有很強(qiáng)的敏感性，帶來巨大的設(shè)計和研制風(fēng)險。因此，工業(yè)界及學(xué)術(shù)界普遍認(rèn)為，除非未來熱防護(hù)等關(guān)鍵技術(shù)得到重大突破，否則，單級入軌方案在現(xiàn)階段實用的可行性不高。

現(xiàn)階段可實現(xiàn)度較高的幾種應(yīng)用前景的飛行范圍不同，對發(fā)動機(jī)和飛行器的需求也不同，詳情見表3。在巡航類飛行任務(wù)中，要求飛行器的升阻力比大，發(fā)動機(jī)比沖高，巡航速度高及結(jié)構(gòu)質(zhì)量比大；加速類入軌任務(wù)中則更關(guān)注發(fā)動機(jī)的有效比沖和凈推力；強(qiáng)機(jī)動任務(wù)則對發(fā)動機(jī)在大攻角和側(cè)滑角下的適應(yīng)性和推力加速性要求更高。不同飛行任務(wù)對飛行器和RBCC動力的要求差異也會很大，必須依據(jù)任務(wù)及飛行器而設(shè)計，因此產(chǎn)生出不同方案的多種火箭沖壓組合發(fā)動機(jī)。

表3 不同應(yīng)用方向的設(shè)計需求Tab.3 Requirements for different RBCC vehicles

對兩級入軌任務(wù)而言，根據(jù)公開文獻(xiàn)，從目前的技術(shù)成熟度和使用愿景上分析，RBCC作為可重復(fù)使用的助推級動力的可能性更大。日本JAXA目前研究的方案將RBCC發(fā)動機(jī)置于乘波體飛行器底部，作為助推級使用；NASA的RBCC研究路線圖中也將乘波體RBCC助推飛行器作為最終的飛行驗證機(jī)型。針對助推級RBCC發(fā)動機(jī)在零速起飛時推進(jìn)劑消耗大、引射模態(tài)增益不足等問題，國內(nèi)外也提出了不同的解決方案。許多方案采用火箭橇、捆綁其他形式火箭助推器或者機(jī)械的方法使飛行器達(dá)到一定的初速度，然后RBCC起動工作，例如Lazarus和HRST方案，都是采用火箭橇助推的方式將其加速到近跨聲速范圍的=0.7分離；而對于垂直起飛方式如Xcalibur等方案，由于大推重比要求，起飛時將上面火箭級打開提供輔助推力。

4 RBCC關(guān)鍵技術(shù)

4.1 RBCC發(fā)動機(jī)關(guān)鍵技術(shù)

RBCC發(fā)動機(jī)具有寬包線工作的特點，兼具加速、機(jī)動和巡航能力，這就要求發(fā)動機(jī)在同一流道內(nèi)實現(xiàn)引射、亞燃、超燃和火箭多模態(tài)協(xié)調(diào)匹配工作，多模態(tài)間需穩(wěn)定高效兼容。發(fā)動機(jī)寬廣的工作包線帶來了一系列的技術(shù)問題和挑戰(zhàn)：多模態(tài)流道匹配設(shè)計技術(shù)、可變結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)、寬來流條件下火焰穩(wěn)定與燃燒組織技術(shù)、模態(tài)過渡技術(shù)、熱防護(hù)與熱管理技術(shù)、高馬赫數(shù)沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)、先進(jìn)火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)等。

(1)寬來流條件下火焰穩(wěn)定與燃燒組織技術(shù)

RBCC發(fā)動機(jī)工作包線寬廣，多模態(tài)接替工作，其燃燒過程體現(xiàn)出了高度非穩(wěn)態(tài)性、燃燒多分區(qū)性與燃燒多尺度性，這使得發(fā)動機(jī)在寬來流馬赫數(shù)條件下的點火、火焰穩(wěn)定與高效燃燒變得十分困難，為此需尋求冗余穩(wěn)健的燃燒組織方式和火焰穩(wěn)定技術(shù)，同時需對發(fā)動機(jī)內(nèi)精細(xì)的燃燒流場結(jié)構(gòu)與動態(tài)燃燒過程開展深入詳細(xì)的研究，為進(jìn)一步優(yōu)化燃燒室設(shè)計、組織穩(wěn)定高效燃燒、控制燃燒釋熱規(guī)律提供有效支撐。

(2)流道匹配設(shè)計與可變結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)

RBCC發(fā)動機(jī)在較寬的飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作時要實現(xiàn)全彈道飛行狀態(tài)下的綜合性能最優(yōu)，進(jìn)氣道/尾噴管需與燃燒室協(xié)調(diào)匹配工作，進(jìn)氣道應(yīng)在不同的工作模態(tài)下向燃燒室提供優(yōu)質(zhì)的流場品質(zhì)，這是燃燒室組織高效燃燒的必要前提。通過變幾何調(diào)節(jié)技術(shù)和流動控制技術(shù)，進(jìn)氣道與尾噴管的氣流參數(shù)能夠更好地適應(yīng)不同來流參數(shù)與燃燒室參數(shù)的變化，從而保證 RBCC 發(fā)動機(jī)在全彈道飛行條件下能穩(wěn)定可靠工作并保持較優(yōu)的綜合性能。

RBCC發(fā)動機(jī)工作于不同模態(tài)時燃燒組織方式與燃燒放熱規(guī)律將發(fā)生變化，在固定幾何燃燒室流道構(gòu)型下燃料與空氣的燃燒放熱將受到燃燒室流道面積的制約而無法充分釋熱，這將影響發(fā)動機(jī)在不同模態(tài)下的燃燒性能。燃燒室流道幾何構(gòu)型也需采用變結(jié)構(gòu)技術(shù)實時對燃燒室流道面積進(jìn)行調(diào)節(jié)，在不同模態(tài)下均能實現(xiàn)燃料與空氣的充分燃燒釋熱，從而保證 RBCC 發(fā)動機(jī)在不同模態(tài)下均能以穩(wěn)定高效的燃燒組織方式工作。

(3)燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)

RBCC發(fā)動機(jī)要求在不同的飛行馬赫數(shù)下均能正常穩(wěn)定工作且保持性能相對較優(yōu)。隨著飛行馬赫數(shù)的增加，發(fā)動機(jī)必然要經(jīng)歷模態(tài)轉(zhuǎn)換過程，轉(zhuǎn)換過程中涉及燃燒模態(tài)變化、噴油策略變化、燃燒流場結(jié)構(gòu)變化等眾多問題。為了保證模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中發(fā)動機(jī)仍處于正常穩(wěn)定工作狀態(tài)，模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)亟待解決。

(4)可重復(fù)使用深度可調(diào)火箭發(fā)動機(jī)技術(shù)

在RBCC工作的各個模態(tài)中，對火箭發(fā)動機(jī)的性能要求均不同。引射模態(tài)，火箭發(fā)動機(jī)需要具備高室壓、大推重比；沖壓模態(tài)，火箭發(fā)動機(jī)應(yīng)能維持某種“低工況”進(jìn)行穩(wěn)焰；火箭模態(tài)入軌時，火箭發(fā)動機(jī)應(yīng)有較大高比沖；再入時，火箭發(fā)動機(jī)需要逐步減小到低工況工作。因此，要完成任務(wù)剖面，勢必需要深度可調(diào)的火箭發(fā)動機(jī)。目前發(fā)展較為成熟的有Space X公司的Merlin發(fā)動機(jī)以及針?biāo)┌l(fā)動機(jī)，但是仍不具備RBCC的工程應(yīng)用水平。

(5)適應(yīng)寬域飛行的沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)

RBCC的沖壓發(fā)動機(jī)需要在=0～8甚至更高范圍內(nèi)工作。目前，雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)仍是推進(jìn)系統(tǒng)的重大挑戰(zhàn)之一。X-51A飛行器在2013年的飛行中達(dá)到了最高=5.1的飛行速度，是目前為止最長的吸氣式超聲速飛行。然而，若是想要應(yīng)用于全尺寸的RBCC發(fā)動機(jī)，還有不小差距，需要拓寬其飛行馬赫數(shù)，向下至=2.5以下，向上至=8～12；同時需要滿足大尺度、可重復(fù)需求。

4.2 RBCC飛行器關(guān)鍵技術(shù)

以RBCC為代表的組合動力空天飛行器一般通過單級或兩級入軌的方式實現(xiàn)低成本天地往返運(yùn)輸。組合動力空天飛行器的任務(wù)特點可歸納為:

(1)飛行包線寬，熱/力環(huán)境復(fù)雜

飛行器從地面水平起飛，直至加速至=6以上，分離高度一般在30 km以上，飛行器的飛行包線寬，在飛行過程中經(jīng)歷復(fù)雜的熱/力環(huán)境。

(2)機(jī)身尺度大

為了保證載荷的有效入軌，空天飛行器的機(jī)身長度一般為數(shù)十米甚至一百米以上，大尺度下的內(nèi)/外流耦合、地面試驗驗證和機(jī)身彈性導(dǎo)致的多場耦合問題嚴(yán)重，給組合動力空天飛行器的設(shè)計帶來極大的挑戰(zhàn)。

(3)外形復(fù)雜

為了保證全包線下的飛行性能，要求飛行器的升阻比和推阻性能滿足一定要求，所以飛行器氣動外形和發(fā)動機(jī)高度一體化設(shè)計，扁平化、翼/身融合和機(jī)身/發(fā)動機(jī)一體化是該類飛行器的典型設(shè)計特點。然而，復(fù)雜的氣動布局給飛行器設(shè)計和制導(dǎo)控制帶來了極大的挑戰(zhàn)。

因此，為了實現(xiàn)組合動力空天飛行器的工程化研制，除了動力系統(tǒng)設(shè)計之外，組合動力飛行器的總體設(shè)計還要突破一系列的關(guān)鍵技術(shù)。主要的共性關(guān)鍵技術(shù)包括: 氣動布局技術(shù)、機(jī)體/推進(jìn)一體化技術(shù)、熱防護(hù)與熱管理技術(shù)、制導(dǎo)技術(shù)、控制技術(shù)、地面和飛行試驗技術(shù)等。

(1)氣動布局技術(shù)

由于組合動力空天飛行器飛行包線寬，氣動布局設(shè)計無固定設(shè)計點，此外，布局設(shè)計需要滿足整個飛行包線內(nèi)的升力匹配和推阻特性，既要考慮上升段的飛行，也要考慮返回階段遭遇的高速再入、亞聲速飛行，氣動布局在保持合理的靜穩(wěn)定性的同時，也要保證氣動布局具有足夠的氣動控制能力。主要的技術(shù)難點包括寬包線下的升力匹配、寬包線下的飛行器穩(wěn)定性、氣動外形與防熱問題匹配、寬包線低阻氣動外形設(shè)計技術(shù)、天地相關(guān)性(天地?fù)Q算)等。

(2)飛行器/發(fā)動機(jī)一體化設(shè)計技術(shù)

為實現(xiàn)組合動力飛行器質(zhì)量最小、機(jī)動性能最好、任務(wù)適應(yīng)性最強(qiáng)，需要在滿足高升阻比氣動外形要求的基礎(chǔ)上，開展總體、氣動、結(jié)構(gòu)、防熱一體化設(shè)計技術(shù)研究，提高飛行器內(nèi)部裝填比和空間利用率。

進(jìn)行飛行器/發(fā)動機(jī)的一體化設(shè)計時, 要考慮飛行過程中經(jīng)歷復(fù)雜的熱/力環(huán)境變化，發(fā)動機(jī)的選擇與設(shè)計應(yīng)根據(jù)飛行器飛行性能的要求來確定，不能只關(guān)注發(fā)動機(jī)本身性能的優(yōu)劣。在寬空域?qū)捤儆蛳?，兼顧高升阻比飛行器其他總體要求與發(fā)動機(jī)各工況下的高效進(jìn)排氣，是組合動力飛行器一體化設(shè)計難點之一。

(3)多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化技術(shù)

高升阻比飛行器設(shè)計涉及氣動力、熱、燒蝕、防熱、控制、伺服等多個專業(yè)和技術(shù)領(lǐng)域, 在設(shè)計過程中, 氣動力和氣動熱、燒蝕和結(jié)構(gòu)、氣動力和控制、燒蝕和控制、氣動力和伺服等相互耦合, 相互作用,因此在飛行器設(shè)計中不僅要借鑒以往軍事航天飛行器各專業(yè)及分系統(tǒng)的設(shè)計方法和成果, 還要采取多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計方法, 實現(xiàn)方案的準(zhǔn)確分析和設(shè)計, 進(jìn)一步提高設(shè)計水平。

(4)高精度GNC技術(shù)

GNC系統(tǒng)是飛行器的大腦與神經(jīng)系統(tǒng)，高精度的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)是飛行器完成任務(wù)的根本保證。而對于組合動力飛行器而言，氣動布局復(fù)雜、飛行環(huán)境多樣、飛行包線寬、推進(jìn)系統(tǒng)工作模式變化頻繁、任務(wù)彈道實現(xiàn)困難，這對GNC系統(tǒng)的精度和可靠性提出了更高要求。尤其天地往返飛行器飛行過程中需要經(jīng)歷多個飛行段，包括返回階段的有動力和無動力過程，每個飛行段均會由于自身結(jié)構(gòu)偏差、內(nèi)外部干擾和其他不確定性而產(chǎn)生軌跡和姿態(tài)偏差甚至失穩(wěn)，進(jìn)而影響最終的著陸精度和安全性。因此，高精度的在線軌跡規(guī)劃和制導(dǎo)與控制技術(shù)是實現(xiàn)飛行任務(wù)的基礎(chǔ)。

(5)熱防護(hù)技術(shù)

高速飛行器在大氣層內(nèi)飛行時的熱防護(hù)一直是難題。根據(jù)初步氣動熱環(huán)境估算, 端頭再入氣動加熱在2 500 ℃(滑行12 000 km) ，大面積再入氣動加熱溫度在400～ 1 100 ℃。要使飛行器在大氣層內(nèi)不被燒毀，并保證內(nèi)部儀器的正常工作, 必須采取特殊的熱防護(hù)技術(shù)。

5 研發(fā)思考

(1)組合動力系統(tǒng)具有重要的戰(zhàn)略意義

當(dāng)前，以美國為首的各國競相發(fā)展組合動力推進(jìn)系統(tǒng)，將其與高速飛行器技術(shù)相結(jié)合，這不僅是21世紀(jì)航空航天技術(shù)的制高點，也是重要的軍民兩用技術(shù)，對未來軍事發(fā)展戰(zhàn)略、空間技術(shù)乃至武器體系有著重大影響。組合動力循環(huán)技術(shù)是航空航天領(lǐng)域重要的戰(zhàn)略發(fā)展方向之一，對我國未來的國家安全、政治和經(jīng)濟(jì)利益都將發(fā)揮至關(guān)重要的作用。

(2)明確長期技術(shù)發(fā)展路線，制定頂層發(fā)展規(guī)劃，循序漸進(jìn), 途徑多樣

通過梳理，發(fā)現(xiàn)不同國家及研究單位根據(jù)應(yīng)用方向和技術(shù)儲備選擇了不同的發(fā)展路線，通過不斷提升關(guān)鍵技術(shù)成熟度，向?qū)嶋H應(yīng)用不斷推進(jìn)。國家發(fā)展規(guī)劃是快速推進(jìn)科學(xué)技術(shù)的倍增器，如美國國家空天倡議(NAI)、歐洲LAPCAT計劃、日本 2025 航天規(guī)劃等；可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸技術(shù)發(fā)展，組合動力技術(shù)是關(guān)鍵。因此我國也必須明確長期發(fā)展規(guī)劃，明確發(fā)展路線，從而推動關(guān)鍵技術(shù)研究。

高速飛行器研制難度很大, 應(yīng)遵循由易到難、循序漸進(jìn)的發(fā)展策略, 從一次性使用的高速巡航導(dǎo)彈, 到高速巡航飛行器, 最終目標(biāo)為可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)。但是, 不同應(yīng)用背景、不同馬赫數(shù)范圍的高速飛行器技術(shù)既相互聯(lián)系, 又有較大差別, 應(yīng)分別開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān), 成果共享, 相互促進(jìn), 共同發(fā)展。

(3)強(qiáng)調(diào)基礎(chǔ)關(guān)鍵技術(shù)研究，推動關(guān)鍵技術(shù)突破

火箭基組合動力循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)復(fù)雜程度高、難度大，涉及氣動/推進(jìn)一體化、高效熱防護(hù)、輕質(zhì)結(jié)構(gòu)與材料、超聲速燃燒、大范圍變工況火箭、高速渦輪等多項前沿技術(shù)。雖然美國目前的一些項目試驗經(jīng)歷了失敗，甚至某些項目前景不明朗，但飛行器在試飛中得到了不斷的改進(jìn)，并且積累了大量數(shù)據(jù)和寶貴經(jīng)驗。NASP計劃之后，美國更加注重關(guān)鍵技術(shù)的研究和突破，X-43A的3次飛行驗證了氣動/推進(jìn)一體化設(shè)計、氫燃料超聲速燃燒等關(guān)鍵技術(shù)；X-51A的4次飛行驗證了碳?xì)淙剂铣曀偃紵?、發(fā)動機(jī)主動熱防護(hù)等關(guān)鍵技術(shù)，為組合動力技術(shù)的突破和應(yīng)用奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。通過各次飛行試驗的逐步遞進(jìn)，推動了部分關(guān)鍵技術(shù)的突破。

(4)強(qiáng)化CFD在技術(shù)發(fā)展中的作用，并發(fā)展天地?fù)Q算方法

鑒于RBCC地面及飛行試驗的復(fù)雜性，應(yīng)在組織飛行器試驗的同時開展大量CFD仿真計算，通過對高速條件下的燃燒機(jī)理進(jìn)行大量CFD研究，給出了燃燒室結(jié)構(gòu)的優(yōu)化方案，從而進(jìn)一步指導(dǎo)燃燒室結(jié)構(gòu)優(yōu)化及試驗方案。同時發(fā)展不同尺度和來流條件的實驗數(shù)據(jù)換算技術(shù)，以及基于地面試驗和理論計算結(jié)果外推到實際飛行條件的飛行器氣動設(shè)計技術(shù)，以此進(jìn)一步輔助和推動RBCC系統(tǒng)方案的深入研究。

(5)重視飛行器總體設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)研究，支持系統(tǒng)集成驗證和工程應(yīng)用

組合動力飛行器飛行包線寬、飛行環(huán)境多樣、氣動布局復(fù)雜、推進(jìn)系統(tǒng)工作模式變化頻繁，對飛/發(fā)一體化設(shè)計、氣動布局、多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化、導(dǎo)航制導(dǎo)與控制、飛行器熱防護(hù)等總體技術(shù)提出了更嚴(yán)峻的要求，需要開展對以上總體設(shè)計關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，并通過系統(tǒng)集成試驗進(jìn)行驗證，為關(guān)鍵技術(shù)在飛行試驗和工程實際應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。