DRBCC動力飛行器兩級入軌運載特性分析

張 帆,張會強

(1.中國運載火箭技術研究院,北京 100076;2.清華大學 航天航空學院,北京 100084)

0 引言

液體火箭發動機推重比較高,吸氣式沖壓發動機比沖較高,RBCC(火箭基組合循環動力系統)是集這兩類發動機優點于一體的組合循環推進系統,主要有4個典型工作模態:引射、亞燃沖壓、超燃沖壓和純火箭模態[1-2]。

RBCC推進系統中,引射和超燃沖壓均為其關鍵技術[3-4]。以RBCC為動力的飛行器,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,需要該模態工作至馬赫數10,但采用傳統碳氫燃料的超燃沖壓發動機只能工作至馬赫數8,馬赫數8以上需采用氫燃料[6-7],較難實現RBCC全工作過程采用單一燃料。為突破引射和超燃沖壓模態研究中的技術瓶頸,達到推進性能和可實現性之間的平衡,基于液氧/甲烷分級燃燒循環火箭發動機提出了DRBCC(雙火箭基組合循環動力系統)方案,分析表明其有較高的可實現性[8]。

采用RBCC動力的飛行器,既可以完成地球軌道單級入軌運載任務,也可以作為地球軌道兩級入軌飛行器的第一級。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動力地球軌道輸運系統設計方案。就目前飛行器結構和材料水平而言,兩級入軌飛行器的技術難度相對較小,容易實現,且相比于單級入軌飛行器,不需要將全部結構質量帶入軌道,因而有更高的有效載荷運載系數,是目前研究的重點。本文在DRBCC動力系統方案基礎上,開展以其為動力的飛行器180 km近地軌道兩級入軌設計和運載特性分析,以期為發展可行性RBCC動力系統和認識推進性能對有效載荷的影響規律提供參考。

1 計算模型

1.1 飛行器構型

飛行器設計為兩級入軌,兩級氣動外形借鑒美國X-43A[15],氣動面積分別設計為180 m2和40 m2,如圖1所示,假定結構質量參數分別設計為0.15和0.10。

圖1 兩級入軌飛行器示意圖

1.2 飛行動力學方程

飛行器入軌飛行過程計算條件為:①軌跡設計中,飛行器視為質點;②地球為均質圓球,不考慮地球自轉影響。

飛行動力學方程為

(1)

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

1.3 飛行剖面設計

飛行器水平起飛并完成180 km近地軌道入軌,起飛質量為150 t。第一級由DRBCC推進,第二級由液氧/甲烷液體火箭發動機推進,火箭發動機推力和比沖分別為400 kN和360 s。以最少推進劑消耗為目標采用hp自適應Radau偽譜法進行彈道優化[16],迭代精度0.01。入軌分以下3個階段。

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

2)飛行器以DRBCC為動力加速并爬升,速度達到10Ma、高度達到35 km時飛行器一級和二級分離,此時飛行器位于赤道平面。

3)飛行器第二級以火箭發動機為動力繼續加速并爬升,直至入軌。

1.4 飛行過程約束

推力控制系數在DRBCC工作時取值為1,在二級火箭發動機工作時取值為0.1～1.0。飛行過程中為保證發動機能夠正常工作且飛行器結構不被破壞,最大飛行動壓q、最大法向過載n和最大駐點熱流密度Q分別不超過50 kPa、4和600 kW/m2。

2 DRBCC動力系統及其性能

DRBCC詳細結構與原理見參考文獻[8]。DRBCC基于液氧/甲烷分級燃燒循環火箭發動機技術。對于典型的液氧/甲烷分級燃燒循環火箭發動機,全部甲烷和部分液氧在預燃室中燃燒,產生的富燃預燃氣首先用來驅動火箭發動機的渦輪和泵,然后進入主燃燒室與剩余的液氧進行補燃,本文中定義此種狀態為全工作模態。同時,本文定義了液氧/甲烷分級燃燒循環火箭發動機的另一種工作模態,即半工作模態。在該模態中只有預燃室工作產生富燃預燃氣,主燃燒室不工作。表1給出了不同O/F比下預燃室產生的富燃預燃氣的組成,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燃氣有與氫氣相近的燃燒性能,因而可使用富燃氣作為引射源或8Ma以上超音速燃燒的燃料。

表1 預燃室產生的富燃預燃氣

圖2為DRBCC動力系統示意圖,主要包括兩部分:液氧/甲烷分級燃燒循環火箭發動機和內流道帶有分布式引射器的雙模態沖壓發動機。如上文所述,火箭發動機推力可處于兩種工作狀態,即全過程工作狀態和半過程工作狀態。DRBCC工作在混合模態、純引射模態、亞燃沖壓模態和超燃沖壓模態這4個模態,其中混合模態和純引射模態工作于0～2.5Ma,是否由混合模態切換為純引射模態取決于飛行器對推力需求,亞燃沖壓模態工作于2.5～6Ma,超燃沖壓模態工作于6～10Ma。

圖2 DRBCC動力系統示意圖

下面分析各模態工作原理和在飛行器幾何構型約束下通過熱力循環計算得到的性能。在第一級飛行器幾何外形約束下,發動機進氣道入口和尾噴管出口截面積分別為8.8 m2和31 m2。

2.1 混合模態和純引射模態

在混合模態,液氧/甲烷發動機處于全過程工作狀態。預燃室產生的一部分富燃預燃氣在分布式引射器中進行膨脹作為引射源,并與引射進來的空氣混合后燃燒產生引射推力Fe。另一部分進入火箭發動機主燃燒室進行補燃,使火箭發動機作為助推火箭工作產生推力Fb。引射推力Fe和助推火箭推力Fb之和便是此時系統的推力F,即

F=Fb+Fe

(2)

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

(3)

此時系統的比沖小于RBCC,大于純火箭發動機,但卻降低了引射火箭推力需求,同時富燃預燃氣溫度低于傳統引射火箭排氣溫度,使其小型化和熱防護需求降低,提高了可實現性。隨馬赫數提高,引射推力增益逐漸增大,逐漸降低助推火箭的推力,當引射推力增益足夠大時,助推火箭停止工作,DRBCC進入純引射模態。

在純引射模態,液氧/甲烷發動機處于半過程工作狀態。預燃室產生的富燃預燃氣全部供給分布式引射器進行膨脹作為引射源,并與引射進來的空氣混合后燃燒產生引射推力。

定義二次流進氣道出口馬赫數為1Ma,引射火箭基礎推力為500 kN,系統總推力F在混合模態為1.5 MN,系統總推力F在純引射模態為引射火箭推力,助推火箭比沖為320 s,預燃室O/F比為1.5,室壓為10 MPa,計算得到DRBCC在混合模態和純引射模態性能如圖3所示。

圖3 DRBCC混合模態和純引射模態性能

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

2.2 亞燃沖壓模態

液氧/甲烷發動機不工作。引射器噴射甲烷作為亞燃沖壓燃料,實現亞燃沖壓發動機工作狀態。

定義氣流在亞燃沖壓模態進氣道出口馬赫數為0.3Ma,計算得到DRBCC在亞燃沖壓模態性能如圖4所示。

圖4 DRBCC亞燃沖壓模態性能

2.3 超燃沖壓模態

液氧/甲烷發動機處于半過程工作狀態。預燃室產生的富燃預燃氣作為沖壓燃料,降低超燃沖壓技術難度。

定義氣流在超燃沖壓模態進氣道出口馬赫數為2～3Ma(對應來流馬赫數6～10Ma),預燃室O/F比為0.5,室壓為10 MPa。同時限定燃燒室出口靜溫3 000 K,低于3 000 K,燃燒室為當量比燃燒,達到3 000 K后,轉為貧燃燃燒。計算得到DRBCC在超燃沖壓模態性能如圖5所示。比沖曲線和推力曲線在高空中一定馬赫數范圍內會出現數值突然下降,是由于燃燒室出口溫度達到3 000 K,燃燒由當量比燃燒轉為貧燃燃燒,燃料消耗減少,加熱量減少,從而導致推力和比沖下降。

圖5 DRBCC超燃沖壓模態性能

3 結果與分析

圖6為飛行器入軌飛行軌跡。表2所示為兩級入軌過程的總飛行時間、總推進劑消耗、有效載荷、有效載荷系數以及入軌點的經度和緯度。150 t起飛質量加速至兩級分離前質量剩余46.217 t,包括一級結構質量18.315 t和第二級起飛質量(結構+推進劑+有效載荷質量)27.902 t。第二級完成入軌后質量為7.086 t,其中包括結構質量2.313 t、有效載荷4.773 t。第一級結構質量的分離降低了飛行器后續加速和升高的負擔,使兩級入軌飛行器可以完成近地軌道有效載荷的輸運。

表2 兩級入軌計算結果

圖6 兩級入軌飛行軌跡

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的變化。DRBCC的推力和比沖與飛行器飛行狀態密切相關。在2.5Ma以下時DRBCC一致保持1.5 MN的推力輸出,表明DRBCC在2.5Ma以下時一直工作在混合模態,而在2.5Ma以上直接轉入亞燃沖壓模態。因為飛行器在起飛后將持續爬升,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由混合模態轉入純引射模態。助推火箭在2.5Ma以下時將一直保持工作,混合模態助推系數隨馬赫數的變化如圖8所示。

圖7 DRBCC在第一和第二飛行階段時的性能

圖8 混合模態助推系數變化

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

在兩級入軌過程不同飛行階段以及不同發動機模態中飛行時間、推進劑消耗、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;在飛行階段二DRBCC將由混合模態轉為亞燃沖壓模態,再轉為超燃沖壓模態;飛行階段三將由獨立的火箭發動機提供動力。DRBCC混合模態主要使飛行器完成爬高,其利用了6.49%的總飛行時間,實現了10.05%的總速度增量,但卻消耗了45.62%的總推進劑,該模態旨在使飛行器盡快穿越阻力較大的高密度低空大氣。亞燃沖壓模態同時用來完成爬高和增速。超燃沖壓模態主要用來增速,高度爬升相對較小。亞燃和超燃沖壓模態消耗了總推進劑的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高比沖的優勢。但亞燃和超燃沖壓模態占總飛行時間的71.29%,飛行時間較長,尤其是超燃沖壓模態。這是因為隨著高度增加,這兩個吸氣式模態推力變小,故需要較長的飛行時間來完成爬高和增速。由此也會帶來一定的阻力損失,在一定程度上會抵消這兩個模態高比沖帶來的優勢。二級獨立火箭消耗了總推進劑的16.70%,但帶來了57.90%的總速度增量和80.56%的總高度增量,這是由于二級飛行時飛行器質量較小,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 兩級入軌過程各階段飛行時間、推進劑消耗、速度增量和高度增量

4 結論

本文以DRBCC動力系統為基礎,開展了兩級入軌飛行器的運載特性研究。在給定飛行器構型和飛行剖面基礎上,開展了該飛行器180 km近地軌道兩級入軌設計,得出以下結論。

1)以DRBCC飛行器作為第一級,配合獨立火箭動力的第二級,150 t級飛行器180 km近地軌道的有效載荷為4.773 t,有效載荷系數為0.031 8。

2)DRBCC的推力和比沖與飛行器飛行狀態密切相關。DRBCC在2.5Ma以下時一直工作在混合模態,而在2.5Ma以上直接轉入亞燃沖壓模態。因為飛行器在起飛后將持續爬升,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由混合模態轉入純引射模態。在亞燃和超燃沖壓模態,DRBCC的比沖隨馬赫數變化較為平緩,而推力出現了波動,且在亞燃沖壓模態波動較大。

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