火箭基組合循環（簡寫為RBCC）推進系統，整合了火箭發動機、亞燃衝壓發動機和超燃衝壓發動機，共有四個工作模態：引射模態、亞燃衝壓模態、超燃衝壓模態和純火箭模態。通過在部分軌道上升段使用空氣中的氧，以RBCC推進系統為動力的飛行器可以獲得更高的平均比沖。該推進系統將火箭助推器和雙模態的超燃衝壓發動機組合在一起，有機地組合了高推重比、低比沖的火箭發動機和低推重比、高比沖的吸氣式發動機，促使二者揚長避短，成功實現了航天推進的高效性和經濟性的最佳組合；同時該推進系統可以降低費用，增加系統的安全性。迄今為止，美國、日本、俄羅斯和歐共體等國家和地區紛紛開展了RBCC的研究工作，均取得了一定的成果，其中，美國在這方面投人最大，成果也最豐富。
基本介紹
- 中文名：火箭基組合循環推進系統
- 外文名：Rocket-Based Combined Cycle，RBCC
- 組成：火箭發動機，亞燃衝壓發動機等
- 工作模態：引射模態、亞燃衝壓模態等
- 作用：助推起飛
背景介紹,工作原理,關鍵技術,研究進展,
背景介紹
20世紀80年代以來，為21世紀低成本航天運輸系統研製新一代可重複使用吸氣式/火箭組合發動機的構想極大地促進了航天和軍用先進動力裝置的概念研究。
目前，組合循環吸氣式推進系統有三種基本形式：空氣增強火箭(AAR)、基於渦輪的組合循環推進系統(TBCC)和火箭基組合循環推進系統(RBCC)。其中RBCC 將火箭助推器和雙模態的超燃衝壓發動機組合在一起，有機地組合了高推重比、低比沖的火箭發動機和低推重比、高比沖的吸氣式發動機，促使二者揚長避短，成功實現了航天推進的高效性和經濟性的最佳組合；同時該推進系統可以降低費用，增加系統的安全性。早在19世紀60年代，美國就對此進行了大量的基礎研究，迄今為止，美國、日本、俄羅斯和歐盟等國家和地區紛紛開展了RBCC的研究工作，均取得了一定的成果。
工作原理
RBCC推進系統將火箭發動機和吸氣式推進系統結合在一起，組成了一個一體化的推進系統。該推進系統整合了火箭發動機、亞燃衝壓發動機和超燃衝壓發動機，共有四個工作模態：引射模態、亞燃衝壓模態、超燃衝壓模態和純火箭模態。通過在部分軌道上升段使用空氣中的氧，以RBCC推進系統為動力的飛行器可以獲得更高的平均比沖；而且，RBCC推進系統相對於它的競爭對手——渦輪組合循環發動機(TBCC)具有更高的安裝推重比。
RBCC推進系統包括引射模態、亞燃衝壓模態、超燃衝壓模態和純火箭模態。亞燃模態與超燃模態的主要區別在於前者的燃燒過程是亞聲速的，而後者的燃燒過程是超聲速的。當飛行馬赫數Ma =0 ～ 3時，採用引射模態工作。在從火箭排出的高溫燃氣的引射作用下，空氣被吸入進氣道，空氣的總壓升高。由於來流動壓低，發動機的推力主要由引射火箭提供，引射火箭的工作壓力較高。高溫燃氣與空氣進行摻混，在混合氣流中噴入燃料，進行補燃燃燒。此時，引射火箭和擴壓段均產生推力。在馬赫數為3 ～ 6 時，採用亞聲速燃燒衝壓模態，火箭的排氣量減少，從進氣道流入的高速氣流在擴壓段壓力得到恢復。由於氣流的總壓升高，恢復的壓力可以產生足夠的推力。在這種情況下，引射火箭工作在高混合比、低燃燒室壓力的狀態下，可以作為值班火焰。隨著飛行馬赫數的進一步提高，在馬赫數達到6 ～ 7時，發動機由亞燃衝壓模態轉變到超燃衝壓模態，進而採用超燃衝壓模態。飛行器在超燃衝壓發動機的推動下繼續加速，當飛行馬赫數超過12時，推進系統轉入純火箭模態，進氣道關閉，僅有引射火箭產生推力。
關鍵技術
RBCC組合推進系統的研製是一個循序漸進的過程，是一項複雜的系統工程。美國在此研究過程中也走了不少彎路，由於初期所制定的計畫龐大，存在一定盲目性，再加上很多關鍵技術尚未解決、經費緊縮以及政治等諸多原因，研究一度降溫並中斷，但還是獲得了大量的基礎性成果和成熟技術，這些都為下一步研究計畫的制定和工作開展提供了大量寶貴經驗。從目前研究進展來看，要將RBCC推進系統用於實際飛行器的飛行中，還存在很多問題，還有許多重要環節影響其效能最大限度地發揮。存在的關鍵技術如下：
(1)機體一體化的集成最佳化設計；(2)引射的機理研究；(3)熱防護和冷卻技術；(4)各模態下燃料霧化混合、火焰穩定和高效燃燒組織技術；(5)各模態下燃油噴射策略、熱力調節和性能最佳化技術；(6)進氣道和後體設計和性能最佳化；(7)高熱值、高熱容、熱穩定性好和高吸熱性碳氫燃料的研製；(8)各模態以及模態之間過渡的地面驗證和飛行演示。
研究進展
美國研究進展
20世紀60年代，美國開展了可重複使用航天運輸系統研究計畫，在這一背景下，首次開始了RBCC組合推進系統的研究工作，其主要目的是為1975年以後的飛行器提供動力儲備。馬夸特公司、火箭動力公司和洛克希德公司參與了這項計畫。最終選定了兩種推進系統方案，即SERJ ( Super-C harged E jector Ram je t)和ScramLACE (Scram jetLiquid Air Cycle Engine)。
早在1962-1963 年間，馬夸特公司就曾對ERJ (E jectorRam jet)的射流混合、擴壓及燃燒過程和高性能引射的關鍵技術進行了實驗研究，實驗獲得了很多寶貴的數據，已經具備演示發動機性能的能力。1964-1967年，在美國空軍的贊助下，馬夸特公司對ERJ 縮比發動機進行了一系列地面試驗，充分研究了這種發動機的性能特點。試驗研究了不同的推進劑組合，包括LOX /LH2 和H2O2 /JP，並模擬了起飛加速、跨聲速、超聲速飛行和引射模態與衝壓模態過渡等工作過程，均取得了令人滿意的結果。1966年到1967年，馬夸特公司與洛克希德公司和火箭動力公司簽訂契約對RBCC 推進系統套用到單級入軌和兩級入軌飛行器進行了大量的研究。這項由NASA贊助的研究驗證了寬範圍的LOX /LH2 RBCC推進系統（包括引射模態、亞燃模態、超燃模態、增壓風扇、空氣液化與壓縮）。到1967年，該計畫從面向可重複使用運載器轉移到面向軍用飛行器，研究重點轉到氫/氧和氫/液化空氣組合循環發動機。1968年，在航空噴氣公司和Allison公司的合作下，對SERJ縮比發動機進行了11次地面試驗，使RBCC的研究達到了第一次高潮。然而，隨著NASA的全尺寸太空梭投入研製，並決定採用純火箭推進，該項計畫的經費出現了問題，研究計畫終止。
20世紀末期，美國又提出了“ 先進空間運輸計畫”(ASTP)，整個計畫主要由Marshall航天飛行中心負責，火箭基組合循環推進系統是該計畫的一個研究方向。在這一計畫的帶動下，RBCC研究工作掀起了第二次熱潮。1996年8月，Marshall航天飛行中心指定航空噴氣公司、馬夸特公司、賓夕法尼亞州立大學(PSU)、火箭動力公司和普惠公司等5個小組負責RBCC的研製工作。
航空噴氣發動機公司已進行支板噴射火箭基組合循環的理論研究長達14年。1996年9月，航空噴氣公司推出了支板引射火箭衝壓發動機方案。針對軍事和航天兩種用途，制定了完整的試驗計畫，開展了上千次試驗研究，獲得了大量的試驗數據和研究成果，驗證了支板噴射的可行性。
火箭動力公司設計的A5火箭基組合循環發動機採用了全固定式流道, 利用氫/氧作為推進劑。A5 模型發動機在GASL公司進行了大量的試驗, 驗證了空氣增強火箭/沖 壓的模態轉換和衝壓/超燃衝壓模態轉換, 且整個發動機工作過程中不需要持續的點火源。
Georgia航天技術學院、McKinney 聯合會、Pennsylvania大學和Alabama大學均參與了關於支板引射火箭的研究。這些研究包括組件（噴注器、推力室、引射器和進氣道）和流道一體化的地面試驗。1997年初到1999年中期，主要包括縮比進氣道試驗、引射器熱試車、燃燒室試驗、引射火箭試驗、流道冷流試驗、各種CFD分析和自由射流試驗等。試驗中主要對兩種一體化流道（空氣噴氣的組合流道和火箭動力的組合流道）進行了研究。測試工作在GASL公司進行，試驗數據涵蓋了Ma=0 ～ 8範圍，而且對空氣增益火箭模態向衝壓模態轉換進行了測試。結果表明，衝壓/超燃衝壓及純火箭模態下流道性能良好，但空氣增益火箭模態下還存在一定問題。研究第一階段的結論認為，RBCC 是單級入軌可重複使用太空飛行器最有希望的推進裝置，但其潛力的大小與其質量及複雜性息息相關。後續工作將針對輕質耐高溫材料、主動冷卻方法、推進裝置氣動熱設計、發動機循環設計及整體最佳化的研究展開。2000年，航空噴氣、普惠和火箭動力公司參與了該計畫的概念設計，在進行概念設計的過程中，三個公司達成一致，在2001年3月19日簽訂協定，成立火箭基組合循環委員會(RBC3)，合力進行RBCC 推進系統的研製。空氣噴氣和火箭動力的進氣道試驗在Lewis研究中心的風洞中進行，所有的直聯式試驗和自由射流試驗都在GASL公司的設備中進行。
航空噴氣/GASL/NASA的RBCC推進系統在Lewis研究中心進行試驗，這種RBCC引射超燃衝壓發動機(ESJ)採用支板引射(Strujet)。該推進系統在以火箭為主進行工作時採用甲肼/抑制性紅煙硝酸(MMH/IRFNA)作為燃料，在吸氣式模態則採用煤油作為燃料。美國空軍的Hytech計畫為該項目提供了大量的經費支持。另一個小一點的以氧氣/氫氣為燃料的ESJ推進系統則在NASA 蘭利研究中心直聯式超燃測試系統中進行試驗，這項試驗的硬體也是由航空噴氣/GASL公司提供。通過這兩項試驗，將對RBCC推進系統的研究工作有巨大的推動。
為了研究不同模態之間的狀態轉換，NASA開展了吸氣式火箭一體化系統試驗計畫(ISTAR)。試驗採用X-43B為縮比演示驗證的飛行器。為了使飛行器的尺寸比較小，將採用空中發射，並選用碳氫燃料。試驗時，採用B-52或L1011將X-43B攜帶到空中，在飛行馬赫數為0.7時進行投放，經歷火箭引射模態、衝壓模態和超燃衝壓模態，在達到馬赫數7後滑翔降落。
俄羅斯研究進展
俄羅斯航天局(RSA)正在實施的OREL高超聲速技術研究計畫是在研究可重複使用的天地往返運輸系統(RSTS)的各項備選方案，以及相關的關鍵技術。其中“OREL-1”計畫主要進行該運輸系統總體方面的研究，“OREL-2-1”計畫主要致力於吸氣式推進系統的研究，“OREL-2-2”計畫主要研究液化空氣循環發動機。俄羅斯的CIAM 進行了大量關於組合循環推進系統方面的研究。
歐盟研究進展
歐空局(ESA)的未來歐洲空間運輸研究規劃(FESTIP)對可重複使用的運載器進行了概念研究，並對相關技術進行了一些研究，研究領域包括結構、材料、推進、熱防護和氣體動力學五個方面。FESTIP關於推進技術的研究主要集中在火箭推進上，同時也開展了RBCC 的研究，特別是關於引射火箭的研究。
法國國防部從1992 年開始實施吸氣式高超聲速推進研究與技術(PREPHA)計畫，旨在研究一種能夠模擬Ma =8來流的縮比超燃衝壓發動機。
在荷蘭的TNO PrinsM aurits實驗室，經過十多年的研究，掌握了衝壓推進技術，並建造了引射火箭試驗裝置，進行了RBCC引射模態的研究。
日本研究進展
日本計畫在21世紀20 ～ 30年代研製出採用吸氣式/火箭組合發動機作為推進系統的、水平起降、完全可重複使用的單級入軌空天飛機。日本國家空間實驗室(NAL)正在進行相關的方案研究和技術儲備。NAL初步選定了四種候選方案：火箭/超燃衝壓(RES：Rocket Engine with Scram jet)；液化空氣循環/超燃衝壓發動機(LACES：LACE with Scram jet)；預冷渦輪噴氣/超燃衝壓發動機(PATRES：Pre-cooled Air Turbo jet with Scram jet)；引射亞燃衝壓/超燃衝壓發動機(AERES：Aero-E jector Ram jet Engine withScram jet)。為了配合空天飛機的研製，NAL在材料和結構領域正在開發各種耐高溫的先進複合材料，並建造了各種試驗設施。國立橫濱大學和三菱重工等參與了開發。
中國研究進展
國內航天31所早在20 世紀70年代對火箭衝壓組合發動機進行了跟蹤分析研究，並在90年代開展了RBCC組合循環發動機的相關研究，重點研究了引射模態的設計技術和性能，包括主火箭和擴張燃燒室通道幾何參數與氣動熱力參數的匹配關係；研究了燃燒室中二次燃料噴射對發動機性能的影響；初步研究了改善發動機進氣、排氣系統與燃燒室協調工作的設計技術，給出了RBCC發動機在大推力加速段的典型工作特性；提出了多模態衝壓發動機的一種新型工作模式和提高性能的技術途徑。另外，在RBCC概念的基礎上，還提出了固體火箭衝壓基組合循環發動機(SRBCC：Solid-fuel Ram-Rocket Based Combined Cycle)新概念方案的構想和固液火箭衝壓發動機(SRBLICC：Solid Rocket Based Liquid Injection CombinedCycle)方案。目前，航天31所主要針對單模組超燃發動機開展了大量研究，已進行了馬赫數為4、5、6的地面試驗，均取得了正推力，解決了關鍵難題，並準備採用飛彈助推來進行飛行試驗。
中科院力學所針對RBCC研究了不同工況下一次流和引射二次流之間混合的演變和發展過程，找出了不同來流條件下影響引射性能的主要參數，並根據試驗結果提出了促進混合的可行方案。自1994 年起，力學所在863和自然科學基金的支持下，開展了超燃方面的研究，建成了全國第1台直連式超燃實驗設備，在氫氣自點火極限、氫/空氣支桿排架混合和燃燒、碳氫燃料霧化、超音速燃燒以及增強混合、穩定燃燒等方面獲得了大量成果。
航天科技六院11所對RBCC發動機的主火箭系統進行了研究，對系統方案、推進劑體系進行了論證分析，研製了用於一體化集成的主火箭，開展了以氣氧/烴燃料為推進劑的點火實驗。
