第1章绪论
随着高超声速技术和民用航天技术的快速发展［1］，航天技术领域对水平起降、可循环使用的低成本航天运输器的需求越来越迫切。对比当前较为成熟的推进系统可知，不同的推进系统有其各自的特点和优势。冲压发动机在马赫数3以上时比冲较高，但是在低马赫数下无法正常工作。火箭有较高的推重比和较大的推力，但比冲相对较低，难以水平起降。因此可以将两种推进系统有机组合，即通过火箭引射增推来弥补冲压发动机的诸多缺点。在低马赫时利用火箭燃气引射一定流量的空气获得推力增益，在高马赫时主要由冲压发动机提供动力，入轨阶段则以纯火箭模式工作，从而大大拓宽发动机的飞行马赫数范围，并在很大程度上提升了全弹道综合比冲（图1.1）。这种将火箭与冲压发动机组合在一起，共用内流道的方案就是RBCC发动机。
图1.1多种推进系统的比冲分布［2］
1.1RBCC发动机简介
本节简要介绍RBCC发动机的典型工作过程，并对当前RBCC发动机发展中面临的关键技术进行分类总结，*后阐述RBCC发动机的工程应用价值。
1.1.1RBCC发动机工作过程
一般来说按照空域和速域范围可以将RBCC发动机工作过程划分为引射模态（ejector mode）、亚燃冲压模态（ramjet mode）、超燃冲压模态（scramjet mode）和火箭模态（rocket mode）等四个模态。图1.2基于日本E3发动机［3］展示了上述四种工作模态。
图1.2RBCC发动机工作模态示意图［3］
引射模态是RBCC发动机的**个模态，主要应用于飞行器的加速爬升阶段（Ma＝0～3），是RBCC发动机*具特点的工作模态。火箭燃气作为驱动流体引射空气，并在内流道中对空气进行补燃。在火箭的引射作用下，RBCC发动机克服了低空低速时燃烧效率不高、推力不足、总压较低、内流道难以隔绝燃烧室高压力等一系列技术难题［4］。在引射过程中，火箭燃气称为一次流，引射空气称为二次流。在补燃过程中氧化剂来源于二次流，因此理论上在引射模态下发动机的比冲比火箭发动机高。
亚燃冲压模态是RBCC发动机的第二个工作模态，工作条件主要为Ma＝3～5。此时进气道处于起动状态，超声速来流经过进气道和隔离段激波串的压缩作用后变为亚声速气流，在燃烧室中与喷注的燃料掺混并进行亚声速燃烧。此时火箭发动机工作状态将逐渐调节为小流量富燃状态，起到引导火焰的作用，引射火箭底部区域也可以作为稳焰区。
超燃冲压模态是RBCC发动机的第三个工作模态，其主要工作阶段为Ma＝6～10。此时高马赫来流被进气道捕获和压缩之后，经过隔离段进入燃烧室时依然是超声速状态。气流驻留时间短［5，6］、碳氢燃料点火延迟长［7］、燃料掺混不充分［8，9］和湍流耗散强［10］等因素使实现燃料稳定高效的燃烧十分困难，需要设计合适的火焰稳定方案。超燃冲压模态的工作上限与燃料种类有关，氢燃料和碳氢燃料的*高工作马赫数分别约为10和8。
火箭模态是RBCC发动机的*后一个工作模态，主要工作在飞行马赫数大于10的条件。随着飞行器高度的不断上升及马赫数的提升，来流空气捕捉量迅速下降，难以组织燃烧。此时关闭进气道，结束超燃冲压模态，重新点燃火箭发动机，以火箭作为唯一动力来源。
1.1.2RBCC发动机关键技术
RBCC发动机经历了几十年的研究和发展，从设计到实验都有了很大的进步，但也有一些难题亟待解决。当前RBCC发动机设计面临的关键技术问题主要有： 超宽范围进排气技术、宽范围冲压发动机技术、大变比变推力火箭发动机技术、火箭引射增推技术、轻质结构及热防护技术、燃料供应与控制技术等。
1.1.2.1超宽范围进排气技术
随着飞行马赫数的变化，引射模态和冲压模态进入发动机的空气流量会在很大的范围内变化。对于固定几何的进/排气系统，如何优化进/排气设计以同时满足亚、跨、超甚至高超声速宽范围条件下进气量、压缩比和膨胀效率要求，进而保证发动机燃烧室和喷管高效鲁棒的工作是亟需解决的关键技术。对于可调节的进/排气系统，需要针对以下三个方面开展工作： ① 进排气调节设计需基于大量进气道内部流场数据，厘清不同飞行状态的调节要求；② 进排气调节需与燃烧室工况进行匹配设计；③ 需解决变几何调节机构的高温动密封问题。
1.1.2.2宽范围冲压发动机技术
对于宽域RBCC发动机，在同一流道内实现宽范围冲压条件下的可靠点火与燃烧组织是其面临的重大技术挑战。宽范围冲压条件下，燃烧室入口气流速度、压力、温度等参数的变化范围非常大，进气条件的大幅变化对在同一流道内实现点火和稳定燃烧带来巨大困难。随着飞行马赫数的提高，理想热力喉道面积比、流道释热匹配规律发生显著变化。马赫数为2时，热力喉道与进气道喉道的面积比约为3.0。马赫数增加到10后，热力喉道与进气道喉道的面积比降至1.5以下。
1.1.2.3大变比变推力火箭发动机技术
从RBCC发动机的任务剖面来看，火箭发动机在引射模态的状态应被设计为大推力、高室压、小面积比，以获得较优的推力增益；而在冲压发动机工作阶段，火箭发动机*好能维持某种“低工况”状态以获得较高的比冲，同时能作为稳定燃烧的引导火焰。这样的任务需求势必需要大变比变推力火箭发动机，实现推力或室压变化范围大于10∶1的可靠调节。对流量大范围可调的液体火箭发动机而言，如何在各种不同工况下保持较高的燃烧效率，以及在工况深度调节的过程中保持燃烧稳定都是相当困难的问题。
1.1.2.4火箭引射增推技术
引射模态在低飞行马赫数下（Ma＝0～2）比冲较低是当前RBCC发动机的瓶颈技术之一，从零速起飞至Ma＝2将消耗飞行器总燃料量的40%～50%，甚至可以达到60%以上。因此，火箭冲压组合发动机高效的引射增推技术需要得到重点关注。在引射模态下，如何提高进入发动机流道的引射空气流，如何高效地实现火箭燃气和空气的掺混，如何选择引射火箭工况，以及如何组织二次补燃以达到引射/掺混/高效燃烧之间的*优性能，都是引射模态工作需要解决的问题。
1.1.2.5轻质结构与热防护技术
RBCC发动机部件众多、系统复杂，为了进一步提升发动机推重比，必须开展结构一体化设计，从发动机质量约束角度出发，统筹考虑结构设计方案。通过系统优化，尽可能提升结构一体化程度，减小结构质量，*终提升发动机的推重比。在长时热防护设计方面，发动机内壁面温度高，热流密度大，高速富氧条件下的气流冲刷和热烧蚀现象严重，工作环境十分恶劣。对于RBCC发动机，需要探索变推力火箭发动机燃烧室内外两侧和冲压燃烧室内侧的主动热防护技术和新型热防护材料技术。
1.1.2.6燃料供应与控制技术
RBCC发动机在不同工作模态之间的转换需依靠精准的燃料供应技术及高效的监测控制技术。RBCC发动机中包含了液态煤油及低温液氧两种燃料，这对燃料储箱、泵阀系统的设计提出了更高的要求，研制难度较大。为促进RBCC发动机的工程应用，亟需加快完善燃油供应系统总体设计与评估方法、提高电机泵的集成化水平、突破大流量小体积燃油泵、液氧泵的设计方法与加工技术。
1.1.3RBCC发动机工程应用价值
高超声速飞行器具有优越的高空高速飞行特性，可以提高飞行器突防能力，缩短军事力量投放时间，加强对临近空间的控制。但是超燃冲压发动机只有在较高的飞行马赫数下才能正常工作，这极大地制约了高超声速飞行器的工程应用。高超声速飞行器若不采用组合动力方案，就不可避免依靠助推火箭来完成加速过程，由此大大增加飞行成本，降低飞行器的机动空间，影响飞行器的可循环使用性能。
为了使飞行器自身具备从亚声速加速至高超声速巡航的能力，RBCC发动机应运而生。RBCC发动机融合了火箭发动机的宽适用性和冲压发动机的优良高速性能，适用于高超声速宽范围飞行，并且可以实现飞行器可重复使用。因此，RBCC发动机是高超声速飞行器实现在宽速域、大空域内智能机动、自由穿梭的理想动力装置。
与其他的动力方案相比，RBCC发动机至少具有以下几点优势： 一是RBCC发动机在低速时可以获得比冲增益，因此在相同起飞重量下，RBCC发动机方案的综合比冲高于火箭助推方案；二是由于流道中增加了火箭发动机，RBCC发动机在高马赫数工况下具有富余动力，具备更强机动能力；三是基于RBCC发动机的高超声速飞行器具备全空域、宽速域的飞行能力，可爬升加速至高超声速巡航，也可减速俯冲至低空盘旋，飞行任务更加多样；四是基于RBCC发动机的可重复使用高超声速飞行器系统高度集成、发射准备时间短、装备维护便捷，可提高任务响应速度。
1.2RBCC发动机技术工程研制历程
20世纪50年代美国**次提出了引射火箭的概念，之后随着吸气式高超声速理论的快速发展，RBCC发动机经历了半个多世纪的研究和关键技术攻关，世界主要大国均取得一定的技术积累，完成了大量地面及飞行实验研究。
1.2.1美国
1958年，在美国空军的支持下，Marquardt公司以冲压发动机基本构型为基础，在内部安装火箭发动机，利用可调进气道成功进行了火箭模态和冲压模态的初步飞行实验［11］，**次证明了火箭与冲压发动机可以融合在统一的内流道中。20世纪60年代，美国为了研制单级入轨（single stage to orbit， SSTO）飞行器，率先对火箭增推技术进行广泛研究。1965～1967年，由Marquardt等多个工业公司鉴定了组合循环发动机的重要性及发展潜力，并描绘了关键技术需求，设计了大量推进方案。这些研究一度掀起了关于RBCC技术的研究热潮。但由于经费和技术等各方面的影响，热潮于70年代沉寂。到20世纪80年代，在美国国家空天飞机（National Aerospace Plane，NASP）计划的开展与牵引下，RBCC发动机关键技术得到突破性发展，其中高强度耐高温的热防护材料的发展以及超声速来流条件下燃烧组织技术的突破更是为第二次RBCC研究热潮打下了技术基础。
基于技术的积累，NASA在1999年提出了综合航天运输计划（Integrated Space Transportation Plan， ISTP）。之后2003年的美国国家航天倡议（National Aerospace Initiative， NAI）、2010年美国空军发布的《技术地平线——空军2010年至2030年科技发展愿景》、2012年NASA技术路线图指导委员会等机构完成的《NASA空间技术路线图和优先级： 恢复NASA技术优势并为空间新纪元铺平道路》等报告中都明确指出RBCC应作为美国优先发展的动力系统。美国的RBCC技术发展经历了概念研究、基础研究、关键技术攻关和地面集成阶段，其间主要开展了Strutjet、A5、GTX和ISTAR等典型RBCC样机的研制工作。
1.2.1.1套管火箭和RENE动力系统
在RBCC发动机研究初期，套管火箭（ducted rocket）是*简单的引射增推系统。该方案在火箭外部直接安装了一个等直管道，在使用中也没有强调对空气进行补燃，如图1.3所示。超声速的火箭燃气在等直管道中引射空气并掺混，*终混合气体以亚声速状态排出发动机。其主要机制是通过引射过程来获得额外推力增益［12］，这种设计一方面增大了发动机工质，另一方面将火箭燃气的热量和动能传递给了空气。但是依靠混合层进行能量传递效率很低且损失很大。
图1.3两种基于火箭增推技术的动力系统［14］
为了提高发动机性能，Martin Marietta公司发展了一种名为火箭发动机喷管引射（rocket engine nozzle ejector， RENE）的推进系统方案［13］。相比于套管火箭方案，RENE方案在混合段用圆锥扩张段替代了等直圆筒结构。混合气体在发动机下游存在一个临界截面，混合后的气体以超
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