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user: 4. 完全可重复使用航天运载器关键技术 4.1. 组合动力重复使用运载器 组合动力重复使用运载器的关键技术在于验证以超燃冲压发动机为主体的吸气式组合循环推进系统。其中超燃冲压发动机的工作原理如图6所示是将高超声速空气来流吸入燃烧室，进行减速和压缩，然后喷入燃料(通常是碳或氢，X-30计划采用氢)，使空气与燃料在超声速流态下混合燃烧，燃烧后喷出物质，产生推力 [ 15 ]。 而组合动力技术是将涡轮、火箭、冲压多种先进动力进行有机融合形成一种新型动力，能在宽广的飞行包线内为飞行器提供所需动力，主要有3种组合方式：第1种为火箭发动机与冲压发动机的组合，称之为火箭基组合发动机(RBCC)；第2种为涡轮喷气发动机与冲压发动机的组合，称为涡轮基组合循环发动机(TBCC)，第3种为涡轮喷气发动机、冲压发动机、火箭发动机三者组合，称之为三组合发动机(SABRE)。 图6. 超燃冲压发动机工作原理 [ 15 ] 组合动力发动机优势在于其充分利用了大气，减少了氧化剂携带量。其最佳工作范围为大气稠密的空间，约为0~30 km，而30 km以上组合动力发动机需自身携带氧化剂和燃料，与火箭发动机完全相同。天地往返航天运输要达到200 km以上的轨道高度，30 km以上大气密度下降至1%，主要依靠火箭动力实现推进。30 km以下能量占比为20%~30%，组合动力的优势主要体现在此区间 [ 10 ]。 1) 结构设计 “云霄塔”(SKYLON)空天飞机是英国喷气发动机有限公司于1994年提出的一种水平起降、单级入轨空天飞行器。其与现有飞行器相比算是庞然大物，如图7所示它长约83.3 m，翼展25.4 m，理论起飞质量约为345 t；而美国航天飞机(轨道器)全长仅37.24 m，翼展23.79 m，满载质量约为102 t。采用半硬壳式结构是“云霄塔”空天飞机机身设计的重要创新，在许多方面与齐柏林(Zeppelin)飞艇相似。其主要承力结构是采用碳纤维增强塑料复合材料制成的桁架结构 [ 7 ]。 图7. “云霄塔”结构设计 [ 9 ] 2) 动力设计 “云霄塔”(SKYLON)空天飞机的成败取决于“佩刀”发动机的研发。其主要由进气道、燃烧室、热交换系统(含预冷器)、压气机和尾部喷管等部分构成。发动机工作时有两种推进模态，以液氢为燃料和冷却剂。飞行速度在马赫数0~5.5时采用吸气式模态，发动机以液氢为燃料和冷却剂，采用以氦为冷媒的封闭循环高效热交换系统冷却来流；在更高马赫数时采用火箭模式，发动机以自身携带的液氢/液氧为推进剂。这种发动机相较于传统的纯火箭发动机而言有效地降低了入轨速度需求。纯火箭需要达到相当于约9200 m/s的速度(7700 m/s的轨道速度和1500 m/s的各种轨道损耗)才能进入近地轨道，而“佩刀”发动机在吸气模态下可提供约1500 m/s的轨道速度和补偿约1200 m/s的轨道损耗，因此，火箭模态下仅需提供6500 m/s的速度 [ 8 ]，本文给出了“佩刀”发动机的主要参数，如表3所示。 Table 3 Main parameters of “Saber” engine [7 参数名称 参数值 吸气状态最大推力/KN 2 × 1350 吸气模式比冲/(m/s) 35000 火箭发动机最大推力/KN 2 × 1800 火箭发动机比冲/(m/s) 4500 使用寿命/次 200 表3. “佩刀”发动机主要参数 [ 7 ] 3) 防热设计 “云霄塔”空天飞机的气动外壳采用被动辐射冷却技术，这样在上升段飞行期间，可使外壳最高温度达到582℃。再入期间通过实时测量并进行闭环反馈动态控制飞行轨迹，使外壳温度保持在727℃以下。“云霄塔”空天飞机的机身蒙皮厚度为0.5 mm，采用简单的波纹板冲压技术。波纹可增强气动外壳纵向弯曲刚度和强度，使机体结构允许热膨胀位移，同时也能增强机身表面的摩擦阻力。气动外壳采用碳化硅(SiC)波纹板增强玻璃陶瓷材料，其模型成型仅需简单的热压操作 [ 7 ]。 4) 飞行控制设计 “云霄塔”在静止条件下，发动机采用吸气模式点火操作，燃烧液氢燃料和预先冷却的压缩空气，从跑道上滑跑起飞。起飞后持续飞行约11.5 min，到达高度26 km，速度Ma达到5.5，推进系统转换到纯火箭动力系统。在火箭动力下迅速爬升4.75 min后，主发动机关机，达到距地面80 km高度。随后，“云霄塔”释放主推进剂贮箱内的残余推进剂，继续沿着弹道轨迹飞行44 min，达到300 km高度的远地点。在返回阶段，轨道机动系统(OMS)发动机点火执行制动燃烧工作，以便实现合适的再入速度向量，通过一系列S型转弯(与航天飞机轨道器相同)实现无动力滑翔下降返回到指定着陆场 [ 9 ] (图8)。 图8. “云霄塔”上升段和下降段轨迹 [ 9 ] 4.2. 升力式火箭动力重复使用运载器 1) 结构设计 升力式火箭动力重复使用运载器可以采用单级入轨也可以采用两级并联形式入轨。如图9所示其中X-33技术验证机是采用升力体外形的单级入轨空天飞机，其原型来自一种由洛克希德马丁公司设计的全尺寸RLV，称为“冒险之星”，X-33的外形就是“冒险之星”的1/2缩比型(实际约为57%)。XS-1是两级并联构型，一级背驮着上面级。在气动布局方面与X-37B相似，都不是纯升力体设计，采用所谓的“混合机体”设计，钝头锥外形机体和细长的边条翼、切尖三角翼的组合使其既能承受再入气动加热，又能提供水平着陆所需的足够升力 [ 6 ]。 图9. X-33 [ 1 ] 与XS-1 [ 6 ] 外形设计 2) 动力设计 X-33在技术上的一个较大突破是首次采用了性能卓越的塞式喷管发动机，称为XRS-2200线形塞式喷管发动机(Linear Aerospike Engine)，如图10所示。与普通火箭发动机不同，塞式喷管发动机呈V字型布局，涡轮泵要成组安装于V型体的空心部分。塞式喷管发动机几何结构和飞行器有机结合，能够减轻重量，同时塞式喷管发动机良好的高度补偿特性，有利于提高发动机比冲 [ 1 ]。而XS-1空天飞机装配为两台Space-X公司的Merlin1D发动机。 图10. 塞式喷管发动机结构设计 [ 1 ] 3) 防热设计 X-33试验机采用了比航天飞机更为先进的热防护系统，主要是采用罗尔公司研制的金属基碳–碳防热材料，这种金属基碳–碳防热材料非常轻，比航天飞机上的陶瓷瓦轻得多，而且大幅度降低了飞行后维护、整修的工作量。在高温区拟采用因康镍(Inconel)合金蜂窝，它由0.152 mm厚的因康镍耐高温合金箔铺在金属蜂窝两面，内部填充绝热纤维封装而成，当外部温度高达927℃时，内部温度仅为177℃。在较低温区采用钛合金蜂窝结构，飞行器大部分下表面温度低于704℃，采用钛合金防护 [ 1 ]。 XS-1和X-37B类似，都采用复合材料机身，在温度最高的机翼前缘和鼻翼区，采用增韧纤维增强抗氧化复合材料(TUFROC)。TUFROC是一种新型的热防护材料，已能够成熟应用于飞行器的高温区，可以经受1697℃的高温，并且能够在高温条件下保持坚韧的气动外形。在次高温区机体迎风面等，选用增韧纤维隔热涂层浸渍陶瓷瓦(TUFI/AETB)；在低温区机体背风面等，选用可重复使用保形隔热毡(CRI Blankets)，隔热毡材料结构性质保证飞行器的气动外形及热防护的耐久性。在最外层机身采用一种坚硬光滑的涂料，可以产生更小的阻力，从而在一定程度上降低机体表面温度 [ 6 ]。 4) 飞行控制设计 X-33为垂直发射，水平着陆，预期能够达到大约60英里的高度，最高速度可达13 Ma，虽然是亚轨道飞行器，但可以经历真正入轨面临的相似的飞行环境来验证可重复使用运载器系统及其性能。XS-1具体返回方案没有对外公布，大致与X-37B返回方式相似，都是采用水平降落的方式，在再入过程中首先无动力滑行，随后利用翼伞减速降落。