DRBCC动力飞行器两级入轨运载特性分析

张 帆,张会强

(1.中国运载火箭技术研究院,北京 100076;2.清华大学 航天航空学院,北京 100084)

0 引言

液体火箭发动机推重比较高,吸气式冲压发动机比冲较高,RBCC(火箭基组合循环动力系统)是集这两类发动机优点于一体的组合循环推进系统,主要有4个典型工作模态:引射、亚燃冲压、超燃冲压和纯火箭模态[1-2]。

RBCC推进系统中,引射和超燃冲压均为其关键技术[3-4]。以RBCC为动力的飞行器,在起飞阶段推力需求最大,但该阶段由于飞行速度较小,使得引射推力增益较小[5]。在超燃冲压阶段,需要该模态工作至马赫数10,但采用传统碳氢燃料的超燃冲压发动机只能工作至马赫数8,马赫数8以上需采用氢燃料[6-7],较难实现RBCC全工作过程采用单一燃料。为突破引射和超燃冲压模态研究中的技术瓶颈,达到推进性能和可实现性之间的平衡,基于液氧/甲烷分级燃烧循环火箭发动机提出了DRBCC(双火箭基组合循环动力系统)方案,分析表明其有较高的可实现性[8]。

采用RBCC动力的飞行器,既可以完成地球轨道单级入轨运载任务,也可以作为地球轨道两级入轨飞行器的第一级。目前为止,美国[9-11]、日本[12]、德国[13]、航天科工三院[14]等均提出了具有代表性的RBCC动力地球轨道输运系统设计方案。就目前飞行器结构和材料水平而言,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,是目前研究的重点。本文在DRBCC动力系统方案基础上,开展以其为动力的飞行器180 km近地轨道两级入轨设计和运载特性分析,以期为发展可行性RBCC动力系统和认识推进性能对有效载荷的影响规律提供参考。

1 计算模型

1.1 飞行器构型

飞行器设计为两级入轨,两级气动外形借鉴美国X-43A[15],气动面积分别设计为180 m2和40 m2,如图1所示,假定结构质量参数分别设计为0.15和0.10。

图1 两级入轨飞行器示意图

1.2 飞行动力学方程

飞行器入轨飞行过程计算条件为:①轨迹设计中,飞行器视为质点;②地球为均质圆球,不考虑地球自转影响。

飞行动力学方程为

(1)

式中:F和Isp分别为推进系统最大推力和比冲;L和D分别为飞行器的升、阻力;h、v、θ、φ、γ、ψ、m为动力学方程中的状态参数,分别为飞行器飞行高度、速度、经度、纬度、弹道倾角、方位角、质量;τ为推力控制系数,用来控制推力大小;α和β分别为攻角和侧滑角,用来控制飞行器飞行方向;t、μ、r分别为飞行时间、地球引力常数、飞行器到地心距离(地球半径与飞行器高度之和)。

1.3 飞行剖面设计

飞行器水平起飞并完成180 km近地轨道入轨,起飞质量为150 t。第一级由DRBCC推进,第二级由液氧/甲烷液体火箭发动机推进,火箭发动机推力和比冲分别为400 kN和360 s。以最少推进剂消耗为目标采用hp自适应Radau伪谱法进行弹道优化[16],迭代精度0.01。入轨分以下3个阶段。

1)飞行器在跑道上水平加速至起飞速度150 m/s,起飞地点为海南文昌(110.95°E,19.60°N),向东飞行。

2)飞行器以DRBCC为动力加速并爬升,速度达到10Ma、高度达到35 km时飞行器一级和二级分离,此时飞行器位于赤道平面。

3)飞行器第二级以火箭发动机为动力继续加速并爬升,直至入轨。

1.4 飞行过程约束

推力控制系数在DRBCC工作时取值为1,在二级火箭发动机工作时取值为0.1～1.0。飞行过程中为保证发动机能够正常工作且飞行器结构不被破坏,最大飞行动压q、最大法向过载n和最大驻点热流密度Q分别不超过50 kPa、4和600 kW/m2。

2 DRBCC动力系统及其性能

DRBCC详细结构与原理见参考文献[8]。DRBCC基于液氧/甲烷分级燃烧循环火箭发动机技术。对于典型的液氧/甲烷分级燃烧循环火箭发动机,全部甲烷和部分液氧在预燃室中燃烧,产生的富燃预燃气首先用来驱动火箭发动机的涡轮和泵,然后进入主燃烧室与剩余的液氧进行补燃,本文中定义此种状态为全工作模态。同时,本文定义了液氧/甲烷分级燃烧循环火箭发动机的另一种工作模态,即半工作模态。在该模态中只有预燃室工作产生富燃预燃气,主燃烧室不工作。表1给出了不同O/F比下预燃室产生的富燃预燃气的组成,可以看出其中有大量氢气成分,较高的温度和大量氢气成分使富燃预燃气有与氢气相近的燃烧性能,因而可使用富燃气作为引射源或8Ma以上超音速燃烧的燃料。

表1 预燃室产生的富燃预燃气

图2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。如上文所述,火箭发动机推力可处于两种工作状态,即全过程工作状态和半过程工作状态。DRBCC工作在混合模态、纯引射模态、亚燃冲压模态和超燃冲压模态这4个模态,其中混合模态和纯引射模态工作于0～2.5Ma,是否由混合模态切换为纯引射模态取决于飞行器对推力需求,亚燃冲压模态工作于2.5～6Ma,超燃冲压模态工作于6～10Ma。

图2 DRBCC动力系统示意图

下面分析各模态工作原理和在飞行器几何构型约束下通过热力循环计算得到的性能。在第一级飞行器几何外形约束下,发动机进气道入口和尾喷管出口截面积分别为8.8 m2和31 m2。

2.1 混合模态和纯引射模态

在混合模态,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在分布式引射器中进行膨胀作为引射源,并与引射进来的空气混合后燃烧产生引射推力Fe。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Fb。引射推力Fe和助推火箭推力Fb之和便是此时系统的推力F,即

F=Fb+Fe

(2)

定义助推系数δ=Fb/Ft,则系统比冲Isp、引射火箭比冲Ispe和助推火箭比冲Ispb之间的关系为

(3)

此时系统的比冲小于RBCC,大于纯火箭发动机,但却降低了引射火箭推力需求,同时富燃预燃气温度低于传统引射火箭排气温度,使其小型化和热防护需求降低,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,DRBCC进入纯引射模态。

在纯引射模态,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分布式引射器进行膨胀作为引射源,并与引射进来的空气混合后燃烧产生引射推力。

定义二次流进气道出口马赫数为1Ma,引射火箭基础推力为500 kN,系统总推力F在混合模态为1.5 MN,系统总推力F在纯引射模态为引射火箭推力,助推火箭比冲为320 s,预燃室O/F比为1.5,室压为10 MPa,计算得到DRBCC在混合模态和纯引射模态性能如图3所示。

图3 DRBCC混合模态和纯引射模态性能

从图3可以看出,在飞行高度较低时(0 km、5 km、10 km),DRBCC由于引射火箭推力增益较大,由混合模态转为纯引射模态,但在飞行高度较高时(15 km、20 km和25 km),空气密度小导致引射火箭推力增益不够大,DRBCC一直工作在混合模态。

2.2 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。

定义气流在亚燃冲压模态进气道出口马赫数为0.3Ma,计算得到DRBCC在亚燃冲压模态性能如图4所示。

图4 DRBCC亚燃冲压模态性能

2.3 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。

定义气流在超燃冲压模态进气道出口马赫数为2～3Ma(对应来流马赫数6～10Ma),预燃室O/F比为0.5,室压为10 MPa。同时限定燃烧室出口静温3 000 K,低于3 000 K,燃烧室为当量比燃烧,达到3 000 K后,转为贫燃燃烧。计算得到DRBCC在超燃冲压模态性能如图5所示。比冲曲线和推力曲线在高空中一定马赫数范围内会出现数值突然下降,是由于燃烧室出口温度达到3 000 K,燃烧由当量比燃烧转为贫燃燃烧,燃料消耗减少,加热量减少,从而导致推力和比冲下降。

图5 DRBCC超燃冲压模态性能

3 结果与分析

图6为飞行器入轨飞行轨迹。表2所示为两级入轨过程的总飞行时间、总推进剂消耗、有效载荷、有效载荷系数以及入轨点的经度和纬度。150 t起飞质量加速至两级分离前质量剩余46.217 t,包括一级结构质量18.315 t和第二级起飞质量(结构+推进剂+有效载荷质量)27.902 t。第二级完成入轨后质量为7.086 t,其中包括结构质量2.313 t、有效载荷4.773 t。第一级结构质量的分离降低了飞行器后续加速和升高的负担,使两级入轨飞行器可以完成近地轨道有效载荷的输运。

表2 两级入轨计算结果

图6 两级入轨飞行轨迹

图7为飞行器在第一和第二阶段飞行过程中DRBCC推力和比冲随马赫数的变化。DRBCC的推力和比冲与飞行器飞行状态密切相关。在2.5Ma以下时DRBCC一致保持1.5 MN的推力输出,表明DRBCC在2.5Ma以下时一直工作在混合模态,而在2.5Ma以上直接转入亚燃冲压模态。因为飞行器在起飞后将持续爬升,空气逐渐变得稀薄,降低了引射火箭的引射比,引射火箭推力增益不足以使DRBCC由混合模态转入纯引射模态。助推火箭在2.5Ma以下时将一直保持工作,混合模态助推系数随马赫数的变化如图8所示。

图7 DRBCC在第一和第二飞行阶段时的性能

图8 混合模态助推系数变化

在混合模态,50%左右的推力是助推火箭提供的。在亚燃和超燃冲压模态,DRBCC的比冲随马赫数变化较为平缓,而推力出现了波动,且在亚燃冲压模态波动较大,最大波动范围达到了50%。这主要是由于亚燃冲压模态飞行器在加速同时,也有了一定程度的爬高,需要较大推力,因此推力随马赫数有明显的增大。当达到一定高度,空气阻力减小,飞行角变小,推力需求随之减小,因此推力随马赫数减小。

在两级入轨过程不同飞行阶段以及不同发动机模态中飞行时间、推进剂消耗、速度增量和高度增量如表3所示。在飞行阶段一DRBCC工作在混合模态;在飞行阶段二DRBCC将由混合模态转为亚燃冲压模态,再转为超燃冲压模态;飞行阶段三将由独立的火箭发动机提供动力。DRBCC混合模态主要使飞行器完成爬高,其利用了6.49%的总飞行时间,实现了10.05%的总速度增量,但却消耗了45.62%的总推进剂,该模态旨在使飞行器尽快穿越阻力较大的高密度低空大气。亚燃冲压模态同时用来完成爬高和增速。超燃冲压模态主要用来增速,高度爬升相对较小。亚燃和超燃冲压模态消耗了总推进剂的37.68%,但带来了32.05%的总速度增量,可以看出亚燃和超燃冲压模态高比冲的优势。但亚燃和超燃冲压模态占总飞行时间的71.29%,飞行时间较长,尤其是超燃冲压模态。这是因为随着高度增加,这两个吸气式模态推力变小,故需要较长的飞行时间来完成爬高和增速。由此也会带来一定的阻力损失,在一定程度上会抵消这两个模态高比冲带来的优势。二级独立火箭消耗了总推进剂的16.70%,但带来了57.90%的总速度增量和80.56%的总高度增量,这是由于二级飞行时飞行器质量较小,空气也变得稀薄,重力和阻力损失均变小,有利于飞行器的加速和爬高。

表3 两级入轨过程各阶段飞行时间、推进剂消耗、速度增量和高度增量

4 结论

本文以DRBCC动力系统为基础,开展了两级入轨飞行器的运载特性研究。在给定飞行器构型和飞行剖面基础上,开展了该飞行器180 km近地轨道两级入轨设计,得出以下结论。

1)以DRBCC飞行器作为第一级,配合独立火箭动力的第二级,150 t级飞行器180 km近地轨道的有效载荷为4.773 t,有效载荷系数为0.031 8。

2)DRBCC的推力和比冲与飞行器飞行状态密切相关。DRBCC在2.5Ma以下时一直工作在混合模态,而在2.5Ma以上直接转入亚燃冲压模态。因为飞行器在起飞后将持续爬升,空气逐渐变得稀薄,降低了引射火箭的引射比,引射火箭推力增益不足以使DRBCC由混合模态转入纯引射模态。在亚燃和超燃冲压模态,DRBCC的比冲随马赫数变化较为平缓,而推力出现了波动,且在亚燃冲压模态波动较大。

3)两级入轨过程中,DRBCC混合模态主要使飞行器完成爬高,亚燃冲压模态同时用来完成爬高和增速,超燃冲压模态主要用来增速。