组合循环(RBCC)推进技术
航空动力工程的前沿技术探讨
航空动力工程的前沿技术探讨航空动力工程作为现代航空领域的核心技术之一，一直以来都是推动航空事业发展的关键力量。
从早期的活塞式发动机到如今先进的喷气式发动机，航空动力技术不断演进和创新。
在当前科技飞速发展的时代，航空动力工程也迎来了一系列前沿技术的突破和探索，这些技术不仅将改变未来航空的面貌，也将对人类的交通和探索产生深远的影响。
一、电动航空技术电动航空技术是近年来备受关注的一个领域。
随着电池技术的不断进步，电动飞机的发展逐渐成为可能。
相比于传统的燃油发动机，电动发动机具有零排放、低噪音、低维护成本等显著优势。
目前，电动飞机主要应用于小型通用航空领域，但随着技术的不断成熟，未来有望在商用航空领域取得更大的突破。
然而，电动航空技术仍面临着一些挑战。
电池能量密度是限制电动飞机航程和载重的主要因素之一。
目前的电池技术虽然在不断提高，但要达到与燃油相当的能量密度仍有很长的路要走。
此外，电动发动机的功率密度也需要进一步提高，以满足大型飞机的需求。
为了克服这些挑战，科研人员正在努力研发新型电池材料和技术，如固态电池、锂空气电池等。
同时，也在不断优化电动发动机的设计，提高其效率和功率输出。
二、混合动力航空技术混合动力航空技术结合了燃油发动机和电动发动机的优点，是一种过渡性的解决方案。
在混合动力系统中，燃油发动机和电动发动机可以根据不同的飞行阶段和任务需求进行协同工作，从而实现节能减排和提高效率的目标。
例如，在起飞和爬升阶段，需要较大的功率输出，此时燃油发动机可以发挥主要作用；而在巡航阶段，电动发动机可以辅助工作，降低燃油消耗。
此外，混合动力系统还可以通过能量回收技术，将飞机在下降和滑行过程中的能量回收储存，进一步提高能源利用效率。
混合动力航空技术的发展需要解决燃油发动机和电动发动机的协同控制、能量管理等关键技术问题。
同时，也需要对飞机的整体设计进行优化，以充分发挥混合动力系统的优势。
三、先进燃烧技术燃烧技术是航空发动机的核心之一。
高超声速飞行器的推进技术与性能分析
高超声速飞行器的推进技术与性能分析在现代航空航天领域，高超声速飞行器的发展备受瞩目。
高超声速通常指的是飞行速度超过 5 倍音速，这类飞行器具有极高的战略价值和广泛的应用前景。
而推进技术则是高超声速飞行器的关键核心之一，它直接决定了飞行器的性能表现。
高超声速飞行器所面临的挑战极为严峻。
在这样的高速飞行条件下，飞行器会遭遇强烈的气动加热、巨大的空气阻力以及复杂的气流变化等问题。
因此，对推进技术的要求也极为苛刻。
目前，常见的高超声速飞行器推进技术主要包括超燃冲压发动机、火箭发动机以及组合循环发动机等。
超燃冲压发动机是高超声速领域的研究热点之一。
它的工作原理是利用飞行器在高超声速飞行时产生的高速气流，直接在燃烧室内进行燃烧，从而产生推力。
超燃冲压发动机的优点在于其在高超声速下具有较高的效率，并且结构相对简单。
然而，超燃冲压发动机也面临着一些挑战。
例如，它需要在极短的时间内实现燃料的快速混合和燃烧，对燃料的喷射和燃烧控制技术要求极高。
此外，超燃冲压发动机在低速状态下无法工作，因此需要与其他发动机组合使用，以满足飞行器在不同速度段的需求。
火箭发动机则是一种传统且成熟的推进技术。
它通过燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，从而产生推力。
火箭发动机具有推力大、工作速度范围广等优点，在高超声速飞行器的加速和爬升阶段发挥着重要作用。
但火箭发动机的缺点也比较明显，其燃料消耗量大，工作时间相对较短，而且成本较高。
组合循环发动机则是将不同类型的发动机进行组合，以充分发挥各自的优势。
例如，涡轮基组合循环发动机（TBCC）将涡轮发动机和冲压发动机相结合。
在低速时，涡轮发动机工作；当速度达到一定程度后，冲压发动机启动，实现飞行器的持续高速飞行。
这种组合方式能够有效地解决单一发动机在速度范围和效率方面的局限性，但也带来了系统复杂性增加、控制难度增大等问题。
除了上述几种主要的推进技术外，还有一些新兴的技术正在研究和探索中，如脉冲爆震发动机、磁流体动力发动机等。
RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计
3
基于高斯伪谱法的求解方法
在轨迹优化理论中， 数值解法一般分为直接法和 ［4 － 5 ］ 。对非线性系统而言， 采用间接法求解两 间接法 点边值问题时， 需估计出没有物理意义的协态变量初 值， 这一缺陷制约了间接法的应用。 直接法采用离散 最优化逼近最优控制， 将最优控制问题转化成参数优 化问题， 从而避免了对协态变量初始值的估算 ， 大大降 低了求解最优控制问题的难度， 因此本文采用直接法。 GPM ） 是直 高斯伪谱法 （ Gauss Pseudospectral method， 接法的一种， 适合 RBCC 飞行器轨迹优化求解。 3． 1 高斯伪谱法的求解思路 高斯伪谱法将未知的状态变量和控制变量在一系 并以这些离散点为节点构造拉格朗 列高斯点上离散， 日插值多项式来逼近状态和控制变量 。 通过对全局插 来近似状态变量对时间的导数， 将最优 值多项式求导， 控制问题转化为具有一系列代数约束的参数优化问 ［6 － 7 ］ 。 题， 即非线性规划问题（ NLP） 3． 2 连续最优控制问题的离散 采用高斯伪谱法， 需将轨迹优化问题的时间区间
1
问题描述 2
2． 1
RBCC 运载器作为第一级助推器， 其任务剖面如 1 。 图 所示
优化问题建模
状态方程
影响飞行器性能的主要是纵向平面内轨迹， 因此 飞行器状态方程可通过以下二维方程统一描述 ：
· V = P cosα － X － gsinθ m m · P sinα Y gcosθ θ = + － mV mV V x = Vcosθ · = H = Vsinθ y m = － m z （ t） α = α（ t ）
V、 x、 H、 m、 m z 分别为飞行速度、 θ、 α、 轨迹倾角、
高超声速飞行器的推进技术与应用研究
高超声速飞行器的推进技术与应用研究在当今科技飞速发展的时代，高超声速飞行器作为航空航天领域的前沿研究方向，吸引了众多科研人员的目光。
高超声速飞行器具有极高的飞行速度和卓越的性能，能够在短时间内完成长距离的飞行任务，具有广泛的应用前景。
而其推进技术，则是实现高超声速飞行的关键所在。
一、高超声速飞行器推进技术的类型1、超燃冲压发动机超燃冲压发动机是高超声速飞行器推进技术中的重要组成部分。
它利用超声速气流在燃烧室中进行燃烧，从而产生推力。
与传统的冲压发动机不同，超燃冲压发动机的燃烧过程是在超声速气流中进行的，这对燃料的喷射、混合和燃烧控制提出了极高的要求。
超燃冲压发动机具有结构简单、重量轻、比冲高等优点，但其技术难度较大，需要解决高温高压下的燃烧稳定性、热防护等问题。
2、火箭基组合循环发动机火箭基组合循环发动机将火箭发动机和冲压发动机的特点相结合。
在低速阶段，它依靠火箭发动机提供推力；当飞行器达到一定速度后，冲压发动机开始工作，与火箭发动机共同或单独提供推力。
这种组合循环发动机能够适应从低速到高超声速的广泛飞行速度范围，但系统复杂，设计和控制难度较大。
3、涡轮基组合循环发动机涡轮基组合循环发动机则是将涡轮发动机与冲压发动机或超燃冲压发动机相结合。
在低速时，涡轮发动机工作；在高速时，冲压或超燃冲压发动机介入。
这种发动机在一定程度上弥补了涡轮发动机和冲压发动机在速度范围上的不足，但同样面临着系统集成和转换过程中的技术挑战。
二、高超声速飞行器推进技术的关键问题1、高温热防护高超声速飞行时，飞行器表面会面临极高的温度，这对发动机的热防护提出了严峻挑战。
需要采用先进的耐高温材料和有效的冷却技术，以确保发动机在高温环境下正常工作。
2、燃烧稳定性在超声速气流中实现稳定的燃烧是超燃冲压发动机面临的关键问题之一。
气流速度快、停留时间短，燃料和氧化剂的混合与燃烧过程难以控制，需要精确的燃料喷射和燃烧组织策略。
3、高效进气道设计进气道的设计直接影响发动机的性能和效率。
美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述
推进技术美国普惠公司吸气式高超声速推进技术发展综述 摘 要 美国普拉特2惠特尼公司(P&W)正在开发吸气式高超声速部件和发动机技术。
在将氢燃料推进系统用于空间进入飞行器的国家航空航天飞机(NASP)计划中,开发了超燃冲压喷气发动机数据库。
2004年进行的由普惠公司设计、由NASP派生的Hyper2X氢燃料超燃冲压喷气发动机两次成功的飞行试验,行试验数据。
第一次试验的马赫数接近7,第二次试验的马赫数接近10。
美空军研究实验室(AFRL)高超声速技术(HyTech)办公室已决定继续改进NASP,不断开发新技术,以验证液碳氢燃料超燃冲压喷气发动机系统在马赫数4～8下的适用性、性能和耐用性。
在AFRL和美国防高级研究计划局(DARP A)的资助下,计划在超燃冲压喷气发动机演示样机2骑波器(SE D2WR)项目下,在2008—2010年进行飞行质量、燃料冷却方式的碳氢超燃冲压喷气发动机飞行试验。
将超燃冲压喷气发动机用于组合循环推进系统的技术也正在研究中。
超燃冲压喷气发动机和固体火箭助推器的组合适用于高超声速巡航弹。
使用气体涡轮机进行低速加速和使用火箭发动机助推的超燃冲压式喷气发动机正在研究中,以用于高超声速巡航飞行器和可重复使用的发射系统。
关键词 高超声速巡航导弹 推进技术 超燃喷气发动机引 言20世纪60年代,美国联合技术研究中心(UTRC)的联合技术公司(UT C)开始开发冲压式喷气发动机和超燃冲压喷气发动机技术。
从20世纪70年代起,开始通过先进小体积冲压喷气发动机和先进战略空射导弹飞行试验对冲压喷气发动机技术进行验证。
随后,从20世纪90年代起,开始用先进空空导弹对其进行飞行试验验证。
20世纪80年代中期,随着国家航空航天飞机计划(NASP)的启动,普惠公司恢复了超燃冲压喷气发动机开发工作。
NASP的目的在于开发一体化低速加速器、冲压喷气发动机和超燃冲压喷气发动机推进系统,并对其进行飞行验证。
RBCC发动机亚燃模态热环境分析
图 １ 发 动 机 简化 示 意 图
ＲＣ Ｂ Ｃ发 动 机 构 型 如 图 １所 示 ， 验 发动 机构 实 型包括 了隔离段 、 主支 板 ， 次火 箭 （ ｙ方 向有两 一 沿 个 ） 小支板 、 、 两级 燃 烧 室及 两 对 凹腔 结 构 。主 支板
＠ ２ １ ＳｉＴ ｃ． ｎｒ． ０２ ｅ ｅｈＥ ｇｇ ．
Ｒ Ｃ Ｂ Ｃ发 动 机 亚 燃模 态 热 环 境 分析
袁 双 李 强 秦 飞 吕 翔 潘科玮
（ 西北工业 大学燃烧 、 热结构与 内流场重点实验室 ， 西安 ７ ０ ７ ） １０ ２
摘
要
针对 Ｒ Ｃ （ Ｂ Ｃ 火箭基组合 循环） 发动机 的亚燃模态 ， 通过 三维数值模拟 计算 ， 析 了不 同的工况下 Ｒ Ｃ 分 Ｂ Ｃ发动机 中的
１８ ０６
科
学
技
术
与
工
程
１ ２卷
燃 烧效 率 。 凹腔 可 以用 于火 焰稳定 。
１ ２ 数值模 型 ．
２ 计算结果及分析
２ １ 一 次火箭 热流 密度分 布 ．
使 用 Ｆｕ ｎ 软 件 进 行 三 维 数 值 模 拟 ， 用 ｋｗ ｌｅ ｔ 采 － Ｓ Ｔ ｓｅｒ ｔ ｓ ｔ ｎｐ￣） 流 模 型 。方 程 用 中心 Ｓ （ ￣ａ． ｒ ｓ ｒ ｓｏ 湍 ｓｅ ａ
内部嵌套一次火箭 ， 一次火箭起点火与组织燃烧 的
作 用 。小支 板起 到 喷注 燃 料 的作 用 ， 可 以在 燃烧 还 室的 局部 区域 内 产 生 旋 涡 、 成 回流 区 ， 强 了燃 形 增
高超声速飞行器发展现状
高超声速飞行器一、国内外高超声速飞行器研制现状高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的新制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，同时也将开辟进入太空的新方式。
高超声速飞行器技术的突破，将对国际战略格局、军事力量对比、科学技术和经济社会发展以及综合国力提升等产生重大和深远的影响。
因此，世界主要国家一直把高超声速飞行器研制作为科技发展的最前沿阵地，从人力、物力、财力等各方面给予大力支持。
自20世纪50年代末开始探索超声速燃烧冲压发动机技术以来，经过几十年的探索，美国、俄罗斯、法国、德国、日本、印度和澳大利亚等国在20世纪90年代初陆续取得了技术上的重大突破，并相继进行了地面试验和飞行试验。
这表明高超声速技术从进行概念和原理探索的基础研究阶段，进入了以某种高超声速飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。
各国技术开发的主要应用目标近期为高超声速巡航导弹，中期为高超声速飞机，远期为吸气式推进的跨大气层飞行器、空天飞机。
高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的制高点，也是重要的军民两用技术。
虽然目前仍存在不少技术难题，而且耗费巨大，但从世界各研制国目前的发展势头来看，以超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航导弹有可能在2010年前后问世。
预计到2025年，以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞机和空天飞机也有可能投入使用，并将在军事、政治和经济等领域产生重大影响。
1 美国1.1 Hyper2X计划经过较长时间的研究和实践，美国在高超声速飞行器的设计研制方面积累了丰富的经验。
作为试验性高超声速飞行研究计划，Hyper2X计划是对以往所做工作的一次检验。
Hyper2X计划是美国国家航空航天局(NASA)近年来重点开展的高超声速技术研究计划，主要目的是研究并验证可用于高超声速飞机和可重复使用的天地往返系统的超燃冲压发动机技术，并验证高超声速飞行器的设计方法和试验手段。
1997年1月，NASA与兰利研究中心、德莱顿飞行研究中心签订合同，Hyper2X计划正式启动。
高超声速飞行器的推进技术创新
高超声速飞行器的推进技术创新在当今航空航天领域，高超声速飞行器的发展备受瞩目。
而推进技术作为高超声速飞行器的核心关键，其创新更是决定了飞行器性能和应用前景的关键因素。
高超声速飞行器的推进系统面临着诸多极端挑战。
首先，高超声速飞行时，飞行器与空气的剧烈摩擦会产生极高的温度，这对推进系统的材料和冷却技术提出了严苛要求。
其次，高超声速气流的特性使得传统的推进原理和设计方法不再适用，需要全新的理论和技术来实现高效的推进。
在众多推进技术中，超燃冲压发动机是目前研究的重点之一。
超燃冲压发动机利用高超声速来流的冲压效应，实现燃料的快速燃烧和能量释放。
与传统的喷气发动机相比，它不需要复杂的压气机和涡轮部件，结构相对简单，重量更轻。
然而，要实现超燃冲压发动机在高超声速下稳定可靠的工作并非易事。
燃料的喷射、混合和燃烧过程需要在极短的时间内完成，对发动机的燃烧控制技术提出了极高的要求。
同时，由于高超声速飞行时气流的速度和压力变化剧烈，发动机进气道的设计也需要精心优化，以保证足够的进气量和气流品质。
组合循环发动机是另一种有潜力的推进技术方案。
它将不同工作模式的发动机进行组合，以适应飞行器在不同速度和高度下的飞行需求。
例如，涡轮基组合循环发动机将涡轮发动机与冲压发动机相结合，在低速时依靠涡轮发动机工作，当速度达到一定程度后切换到冲压发动机模式。
这种组合方式充分发挥了不同发动机的优势，但也带来了系统复杂性增加、模式转换控制困难等问题。
脉冲爆震发动机也是高超声速推进技术的一个研究方向。
脉冲爆震发动机通过周期性的爆震波产生推力，具有很高的热效率和推重比。
但其工作过程的不稳定性和高频振动等问题尚未得到完全解决，限制了其在实际中的应用。
除了上述几种主要的推进技术，还有一些新兴的技术理念正在探索中。
例如，利用等离子体增强燃烧、磁流体动力学等原理来改善推进系统的性能。
等离子体可以促进燃料的活化和燃烧反应，提高燃烧效率；磁流体动力学则可以通过电磁场对气流进行控制和加速，为推进提供额外的动力。
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组合循环(RBCC)推进技术[英文名称] Rocket-Based Combined-Cycle Technology[定义]1. RBCC推进技术基本概念RBCC推进系统是火箭发动机与吸气式发动机的集成,是这两类发动机组合成的一体化推进系统。
典型的RBCC发动机,如支架喷射(Strutjet)RBCC发动机随着从起飞助推、大气层内、冲出大气层和大气层外不同阶段飞行速度的提高,在同一流通通道内,相继采用5种模态工作。
(1)引射火箭或火箭/冲压发动机亚声速燃烧模态(Ma＝0～2.5);(2)冲压发动机亚声速燃烧模态(Ma＝2.5～5);(3)冲压发动机超声速燃烧模态(Ma＝5～8);(4)上升大气层中超声速燃烧冲压/火箭模态(Ma＝8～12);(5)大气层外单纯火箭模态(Ma＝12～25)。
2. RBCC发动机的分类RBCC的基本出发点是结合火箭的高推重比和吸气式发动机的高比冲和高效率,提高航天推进系统的性能。
航天推进系统在大气层中工作时采用吸气式推进技术,与全火箭推进系统相比,将减少自带氧化剂的数量。
如果RBCC推进系统通过减少自带氧化剂所降低的质量超过该系统结构改变所增加的质量,就可以降低推进系统起飞时的总质量,从而进一步提高推进系统的推重比。
航天推进系统的发动机起飞总质量比WR与发动机空质量OWE(起飞总质量减去推进剂质量)、所需燃料质量Wf以及自带氧化剂与燃料质量之比(O/F)三种参数之间存在如下关系:WR＝1＋Wf/OWF×(1＋O/F)根据推进系统需要自带氧化剂的多少和发动机总质量比的高低,目前国外已经提出的RBCC技术方案大致可以分为管道火箭和火箭冲压发动机、液化空气循环火箭和深冷空气火箭发动机、火箭/双模态冲压组合发动机、液化或深冷空气火箭/超燃冲压组合发动机、液化或深冷空气火箭/双模态冲压组合发动机等几种类型。
2.1 管道火箭和火箭冲压发动机管道火箭利用火箭的高压排气引射空气,但空气与排气掺合后,空气中的氧未被利用进行补燃就排出发动机,这样排气质量虽有增加,但出口速度降低了。
火箭冲压和管道火箭的区别在于火箭冲压还进一步利用被引射空气中的氧进行补燃。
过去一直认为,这类发动机在起飞助推阶段(Ma＝0～1)的推力增益小于1;但超声速飞行时,推力增益则显著增加。
近年来国外的研究得出起飞助推阶段这类发动机的推力增益同样可以大于1的结论，试验结果表明其推力增益能够达到1.13。
管道火箭和火箭冲压发动机适于在Ma＜5～6时工作,能够节省燃料、提高比冲，但不能明显减少自带氧化剂质量.因而还不能显著降低推进系统的起飞总质量。
2.2 液化空气循环发动机和深冷火箭发动机液化空气循环发动机(LACE)和深冷火箭发动机都用氢燃料冷却空气, 利用空气中的氧替代火箭发动机中的氧化剂。
这类发动机充分利用燃料的热沉、作功能力和化学能,在热力循环上是一体化的,但在空气冷却的程度上两者有区别:LACE需要液化空气,因而冷却所需的液氢流量通常是最大的;深冷空气火箭发动机只需冷却到液化前的气体状态,可以节省很大的液化热沉。
分析认为,当飞行速度为Ma＜6时,因进气滞止后的温度升高不多这类发动机能够制备较多的液化或深冷空气,推进系统自带氧化剂数量较少,O/F≈1～2;如果在整个发射飞行过程中都采用这类发动机,则推进系统自带的氧化剂较多,O/F≈2.5～3.5。
2.3 火箭/亚、超燃双模态冲压组合发动机火箭/双模态冲压组合发动机是国外目前研究最广泛的新型高超声速推进技术,该发动机随着飞行速度的提高,在几何调节的同一流通通道内,可以先后采用前述的5种工作模态工作。
目前,美国、俄罗斯的火箭/双模态冲压发动机已经进入飞行演示验证研制阶段。
这类发动机能够达到O/F≈3，平均燃料比冲Isp≈500s,结构质量比PFR≈0.2,总质量比可降低到WR≈6～2.5,既能够用于大气层内的加速和加速/巡航飞行任务,如高超声速导弹;也能够用于将有效载荷送入地球轨道的航天运输任务。
2.4 液化或深冷空气火箭/超燃冲压组合发动机这类发动机可以使O/F≤2,并能更好地实现火箭发动机的大推力与吸气式冲压发动机高比冲的结合,更适合于空天飞机的推进任务。
2.5 液化或深冷空气火箭/双模态冲压组合发动机液化或深冷空气火箭/双模态冲压组合发动机采用液化空气分离和提纯系统,在低Ma 数飞行时通过液化和提纯将含有90%氧的液化空气储存起来,供火箭冲出大气层时使用。
而富含氮气的空气作为旁路随即向后排放,提供额外推力。
这类发动机在RBCC方案中是利用空气中的氧最理想的方案,可使O/F,WR≈2.5;但也是研制难度最大的RBCC方案。
上述5种RBCC方案中,第一类管道火箭和火箭冲压发动机只是在化学能利用方面实现了组合,而对燃料的作功和冷却能力并未充分利用。
因此,这类RBCC的WR虽有降低,但对Wf、O/F的影响不大。
另外4类RBCC方案分别有程度不同的一体化循环，即对燃料的冷却、作功和热能综合利用。
这些发动机不仅可使O/F降低约50％，而且能降低Wf，因而使WR有更低的下降。
[国外概况]1. 火箭/双模态冲压组合发动机的研制取得重要进展虽然国外对各类RBCC推进技术都在进行探索研究,但是在火箭/亚、超燃双模态冲压组合发动机的研制上投入最多,因而这类发动机的研制进展也最快。
美国、俄罗斯、法国等国在前些年系统方案和概念研究的基础上,已经历了地面直联式和自由射流试验验证,目前进入应用研究的飞行试验阶段。
1.1 RBCC技术具有广泛应用前景美国航空航天局(NASA)的高度可重复使用航天运输(HRST)计划对组合式推进系统(CPS)、组合循环推进(CCP)、发射助推技术、革新的运载器推进系统4种发展高度可重复使用运载器的战略途径、20种各具特色的概念进行了不同程度的探讨，近期的研究结论认为，在未来运载器概念中引入RBCC技术具有很大的前景，这一途径很有希望。
1.2 证实了火箭冲压发动机在起飞状态能够提高推力美国航空喷气(Aerojet)公司对支架喷射(Strutjet)RBCC发动机进行了13年的研究,包括对5种工作模态进行的1000多次部件或发动机的地面试验。
近期的试验结果表明，火箭冲压发动机在起飞助推状态(Ma＝0)时火箭推力能够增加13%,在飞行速度为2.85Ma时,推力甚至可以提高109%。
1.3 进行了火箭模态向双模冲压模态转换的地面试验美国NASA马歇尔航天飞行中心(MSFC)一直在实施RBCC发展计划,该计划在1997～1998年进行了火箭发动机模态向亚/超燃双模态冲压发动机转换的地面试验。
马歇尔航天飞行中心的RBCC计划近年来的主要进展包括:(1)1997年进行了RBCC推力器、引射器、进气口等部件级试验，装配了完整的流程并进行了速度从0Ma～8Ma的风洞试验;(2)1998年中,完成了缩比进气口试验,缩比发动机悬挂试验,引射器的热点火、燃烧试验，冷流试验和不同的计算流体力学(CFD)分析;(3)1999年4月,航空喷气公司和洛克达因公司分别制造并进行了自由喷射工作流程试验。
1.4 实现了冲压发动机亚燃模态向超燃模态转换的飞行试1991年俄罗斯在冷计划中实现了冲压发动机亚燃模态向超燃模态转换的飞行试验。
在俄罗斯独自进行的冷计划第一次飞行试验中,通过程序控制系统使亚燃/超燃冲压发动机完成了两次独立的预编程燃烧,最大飞行速度为 5.6Ma。
这是世界上首次在冲压发动机的飞行试验中实现从亚声速燃烧模态到超声速燃烧模态的转换。
1998年俄罗斯与美国联合实施的冷计划第五次飞行试验,成功地在6.5Ma的飞行速度下进行了冲压发动机的纯超燃模态试验(以前的飞行试验实际上只达到亚燃/超燃过渡型模态),超燃模态的工作时间长达77s,发动机以近最优燃料/空气比进行超声速燃烧。
1.5 降低了RBCC推进系统的研制风险国外经过多年研究,开始重新认识火箭/亚、超燃双模态冲压组合发动机各种模态的工作范围和相应的飞行轨迹。
在1995年终止的美国国家空天飞机计划(NASP)中,超燃冲压发动机模态要工作到飞行速度为Ma＜15才转为全火箭模态工作,这样不仅推进系统的研制风险很大,而且高气动力/热引起的热防护和新材料/结构问题也难以解决。
目前美国提出的RBCC 方案,超燃冲压模态只工作到飞行速度Ma≈8,8Ma～10Ma时采用火箭/超燃冲压模态工作;飞行速度Ma＜10时采用全火箭模态;同时飞行轨迹的相应改变也降低了气动力/热,使得推进系统和飞行器结构研制风险都有所减少。
2. 国外与RBCC推技术相关的重点计划2.1 高度可重复使用航天运输计划高度可重复使用航天运输(HRST)计划是美国航空航天局(NASA)马歇尔航天飞行中心(MSFC)领导执行的一项研究计划。
该计划寻求革新概念和先进技术,目的是使进入空间的运输费用比可重复使用运载器(RLV)计划提出的目标进一步降低,达到200～400美元/千克(100～200美元/磅)。
参加HRST研究的包括大学、工业界和政府的其它部门。
该计划设定每次进入低地球轨道(LEO)的有效载荷平均为18.16t(40000磅),具有每年100次发射或运送人员的能力。
HRST 计划确定了4种发展高度可重复使用运载器的战略途径;对20种各具特色的概念进行了不同程度的探讨,研究定义了6种可能使LEO的发射费用降低到400美元/千克的系统概念。
(1) 4种战略途径·组合式推进系统(CPS)把两种或更多的主推进系统组合起来,为同一个高度可重复使用运载器(HRV)提供动力。
而这两种或更多的推进系统并未结合为单一的机械系统。
·组合循环推进(CCP)把两种或更多主推进系统循环或运行模态纳入产生推力的单一机械装置。
其优点是通过几种运行模态使推进系统具有“一直沿着”最佳比冲曲线工作的能力。
CCP概念包括以火箭为基础的组合循环和以涡轮为基础的组合循环两种系统。
·发射助推技术发射助推是航天发射初始段使用的外部发射能源之一，可提供总发射能量中相当大的部分。
新的发射助推技术包括电磁浮弹射器的地基发射助推;从亚声速到Ma2～Ma4的超声速终点速度的空基发射助推;天基助推等。
·革新的运载器推进系统革新的改进有磁喷管、磁进气口和等离子体推力增大等.它们都可以应用于全火箭、CPS 或CCP等。
(2) 6种低发射费用系统概念HRST计划的研究重点是全火箭推进、以火箭为基础的组合循环(RBCC)冲压喷气推进、RBCC超燃冲压喷气推进。
从20种概念中选出了6种发射费可以满足400美元/千克要求的系统概念,其中3种是近期项目(需要10年时间使技术成熟),另外3种是远期项目(需要15～20年使技术成熟)。
这6种概念中有2种采用全火箭推进技术,3种采用CCP技术,1种采用CCP 和发射助推技术。