最早的预冷组合动力方案是1948年Marquardt公司提出的LACE方案^[4]。其利用液氢燃料的低温高热容特性,将空气在冷凝器中液化,经液氧泵增压后进入火箭燃烧室与氢燃烧后产生推力。LACE方案起飞时无需携带氧化剂,理论上可以降低发动机的起飞质量,大幅提高发动机的比冲,提升运载器的有效载荷率,同时还具有与火箭发动机相当的飞行包线,受到了各国研究机构的重视。

基础LACE方案如图1所示。文献[5]中对基础LACE性能进行了分析,研究了预冷度φ_c=(T_H2,out-T_H2,in)/(T₁-T_H2,in),其中:T_H2,in,T_H2,out分别为预冷器中氢气进出口温度; T₁为预冷器空气进口温度)对系统性能影响。结果表明,φ_c较小时,LACE相比LRE性能提升远低于预期,为了达到理想的性能提升,需要较大的φ_c值,但φ_c值的增大又增加了换热系统的结构复杂度和设计难度。基础LACE方案虽然起飞时可以减少甚至完全不携带氧化剂,但是由于较低的液化效率,必须携带更多的燃料,相比氧化剂,燃料的低密度会造成贮箱结构质量的增加,再加上进气道和换热装置的额外结构质量,最终使得飞行器的实际起飞质量并没有降低。

图1 基础LACE方案
Fig.1 LACE basic scheme

为了让LACE方案理论上的优势得到应用,必须提高空气液化效率,主要包括两种思路:第一种是利用空气压力升高后更容易液化的特性,在预冷装置中增加压气机; 另一种是改变液氢循环方式,提高对液氢冷却能力的利用率,如增加液氢回流系统,部分氢在冷却空气后再次流入贮箱二次利用。各国实际研究方案基本都是同时利用了这两种思路来提升系统性能^[6-7]。

基础LACE中,1 kg液氢可以液化3.8 kg的空气(空气温度288 K,压力0.1 MPa,液氢温度从14 K升到123 K)^[8],远小于当量混合比,造成了燃料浪费和性能损失。为了将燃料充分利用,可以向来流空气喷射液氧添加剂,用起飞质量的增加换取更高的推力性能。俄罗斯凯尔迪什研究中心分析了向液化空气中添加液氧对性能的影响,结果表明,向液化空气中添加液氧会使系统比冲下降40%,比推力提升了30%,比冲可以达到1 200 s,远大于常规的火箭发动机。

另一种增加LACE性能的措施是增加分离器,将液氧从空气中分离,分离后的废气(主要成分为氮气)可以承担部分冷媒的作用,提高液化效率,然后再由喷管排放抵消进口冲量损失,同时还可以得到浓度较高的液氧,有利于在推力室中组织燃烧。北京丰源机械研究所在1998年公布了一种改进的新方案,命名为LOCE^[9]。该发动机利用了前边提到的所有提升LACE性能的方法,极大地提高了液化效率,比冲可以达到3 000 s,但是发动机部件数量、结构质量以及关键部件设计难度的增加会使该方案的工程可行性变低。

综合分析以上的所有方案,采用LACE方案的动力系统的主要优势包括:

1)LACE具有与火箭发动机相当的速域,无需模态转换就可以在整个轨道内工作,可以实现单级入轨;

2)LACE发动机部件与火箭发动机高度共用,可以利用火箭发动机的技术、研究结果、仿真模型以及实验台;

3)性能优越,起飞质量低,有效载荷率高,比冲高。

LACE系统的主要制约因素有:

1)关键技术难突破,包括高效轻质的换热器设计、多模态(液氢/液氧、液氢/空气)燃烧室的设计、低温高压比的空气压气机设计;

2)基本LACE空气液化比远大于当量燃烧比,造成推进剂没有得到充分利用,改进LACE方案系统过于复杂,增加了较大的结构质量,各个组件同时工作的耦合度存疑。

与LACE方案类似的另一种方案是ACES。ACES方案最早由R.Nau等人在20世纪60年代提出, 80年代得到美国空军的重视,欧空局在FESTIP 项目中进行了深入的研究。比利时皇家军事学院的P.Hendrick等人分析了ACES方案对各国SSTO、TSTO飞行器方案的性能提升^[10-12]。ACES方案起飞时只携带一个空的氧化剂贮箱,当飞行到巡航速度时,开始空气收集过程,将收集到的空气存储到氧化剂贮箱作为后续入轨火箭发动机的氧化剂。应用ACES系统可以降低起飞质量,提高有效载荷率,降低吸气式发动机与入轨火箭发动机的接力速度,拓宽发射窗口,增加了发射灵活性。相比于LACE,ACES系统的应用更为灵活,可以与常见的任意吸气式动力组合,既可以应用到SSTO方案,也适用于TSTO的第一级。但是该方案中依然涉及到了空气的相变,液化消耗的氢燃料远多于燃烧需要的氢燃料,预冷空气类动力系统的理论优势依然无法体现。

从20世纪80年代开始,为了避免相变过程造成的额外燃料消耗,预冷空气类动力系统的设计思路由液化空气逐渐转变为深冷空气,主要方案包括KLIN,ATREX,SABRE等。与液化空气方案相比,深冷空气方案消除了夹点问题,降低了对冷却剂的需求,提高了发动机的比冲,同时避开了空气液化、分离等技术瓶颈的限制,提升了发动机性能,增加了方案的可行性。

KLIN是1996年提出的一种组合动力方案^[13],该方案根据任务需求,将一定数量的深冷涡轮发动机DCTJ与液体火箭发动机LRE捆绑在一起。DCTJ发动机中利用液氢燃料将来流空气深度冷却,海平面状态将空气冷却到110 K,Ma=6时将空气冷却到200～250 K,大大降低了压气机的设计要求。对于相同的发射任务,KLIN与纯火箭相比,有效载荷率可以达到后者的两倍^[14]。KLIN方案只是将几台发动机简单捆绑在一起,没有任何技术瓶颈,工程可行性较高; 但是该方案在飞行弹道的不同阶段,会有部分发动机不产生推力却依然贡献着结构质量,造成了推进系统的“死重”。如果能实现部件的有机结合,消除“死重”,必然可以进一步提升动力系统的性能。

ATREX是日本1985年开始研究的预冷发动机方案^[15]。从1990年至2004年,日本相关机构共进行了67次试验,累计点火时间达3 636 s,结果表明预冷可以使发动机的推力和比冲分别提高2.6倍和1.3倍,在大部分工况下,当量比都可以保持在1.2左右,氢燃料得到了比较充分的利用,速度低于Ma=4时比冲可以保持在2 400以上^[16-17]。从2004年开始,在ATREX研究基础上,为了研制Ma=5巡航的高超声速飞行器, JAXA开始进行预冷涡轮发动机PCTJ的研究工作,其1 kN级缩比发动机被称为S-engine^[18]。S-engine已经在2008年进行了两次地面点火试验,在2010年9月进行了飞行试验,在Ma=2的速度下点火,工作了20多秒,后续将继续开展Ma=5时的飞行试验^[19-20]。预冷涡轮发动机PCTJ与常规涡轮发动机、冲压发动机相比,有着更宽的速域,更优的综合性能,更适合作为高超声速飞行的动力系统。日本提出的以ATREX为代表的预冷类发动机,各个部件共用性好,无须任何模态转换就可以从静止状态工作到Ma=6,无论是作为TSTO的一级动力,还是高超声速飞行器的动力方案都有着性能优势。但是该方案利用液氢直接进入预冷器冷却空气,存在着材料“氢脆”问题,增加了预冷器材料的要求和发动机的安全隐患。

另一种典型的深冷空气发动机方案是英国的SABRE方案。1982年,Alan Bond申请了具有新循环原理的预冷发动机专利,在此基础上,Rolls Royce与BAe联合,在1985年开始了HOTOL(Horizontal Take off and Landing)项目,发动机被命名为RB545。后来在RB545的研究基础上,REL公司在1989年提出了SABRE发动机的概念^[21]。REL公司在SABRE发动机及其部件上投入了大量的研究工作:2001年开始预冷原理实验; 2008年开始全尺寸预冷器、推力室、进气道、涡轮以及喷管等部件的技术实验研究; 2012年宣布突破了预冷器技术,在1/100 s内将空气冷却到120 K,并且没有结冰; 2016年国际宇航大会上提到SABRE方案已经由SABRE3改进为SABRE4,吸气模态燃料消耗降低了40%,方案可行性大大增加; 计划在2020年进行地面试验,2025年进行飞行试验。与液化空气类动力系统相比, SABRE不对空气进行液化,消除了夹点的问题,减小了冷却过程消耗的燃料; 与KLIN相比,SABRE部件共用性高,整个工作包线内几乎不被“死重”; 与ATREX相比引入了氦循环对能力进行重新分配,提高了冷却效率,避免了“氢脆”现象,拓宽了预冷器选材范围,降低了因氢气泄漏带来的安全性隐患。可以看出,SABRE工作速域宽,综合性能有着明显优势。

相比于液化空气类方案,深冷空气类方案的主要优势在于:

1)冷却效率提高,氢燃料消耗量明显降低,发动机的比冲、运载能力提升;

2)空气在预冷器中的温度变化幅度降低,不涉及相变,预冷器设计难度大大降低。

回顾上述所有预冷空气类发动机,可以发现,液化方案的研究开展得较早,相关研究主要集中在如何提升空气液化效率方面,措施包括增加压气机、液氢回流装置等,提出了以ACES,RB545,LOCE及ARCC为代表的各种新型液化方案,各种改进方案中空气液化效率都有一定提升,但是冷却消耗的燃料流量依然远大于当量燃烧燃料量。为了进一步提升性能,现在的研究已经转向深冷方案,深冷空气方案中避开了空气的相变潜热,预冷器由两相预冷器变为单相预冷器,降低了预冷器的设计难度。深冷方案中,KLIN方案在飞行过程中需要承担较大的“死重”,ATREX由于液氢直接冷却的安全隐患以及材料“氢脆”的问题,因此以SABRE3为代表的引入氦作为中间介质的预冷空气类方案成了目前最具潜力的选择。

SABRE3循环方案如图2所示,进气道捕获的空气分为两路:一路进入核心机; 另一路进入旁路冲压流道,外涵的存在使得进气道捕获的多余空气也可以产生一部分推力,降低了进口冲量损失。进入核心机的空气在预冷器HX1中冷却到123 K,再进入低温空气压气机中增压,低进口温度使得压气机可以实现140的高压比,增压后的高压空气在冷却喷管壁面后进入推力室与来自预燃室的富燃燃气燃烧,受益于压气机的高增压比,推力室室压可以达到较高的值(10 MPa); 氦路依次流过预冷器HX1、氦加热器HX3、氦涡轮、氦冷却器HX4、氦压气机,构成一个闭路循环,作为氢气与空气能量交换的中间载体; 氢气从液氢泵进入氢氦换热器HX4,吸收氦气中的废热,同时增加了自己的做功能力以驱动两组氢涡轮,在涡轮2的出口分为两路,分别进入外涵燃烧室与预燃室燃烧; SABRE3中引入预燃室形成富燃燃气,利用燃气对氦路实现补热。

图2 SABRE3系统方案图
Fig.2 Scheme of SABRE3 system

SCIMITAR是REL公司针对LAPCAT计划提出的方案,可在Ma=0.9和Ma=5两个状态下实现巡航飞行,完全满足当前国际航空法规的排放和噪声要求。SCIMITAR是在SABRE的基础上,针对高超声速、远距离运输、民航飞行器的要求衍生而来,与SABRE相比,SCIMITAR更注重飞行持续性、可靠性、噪声控制、排放物控制这些要求。SCIMITAR发动机系统原理在SABRE3的基础上做了相应改动,主要包括:外涵通道中增加了两级风扇,从起飞状态到Ma=2.5时,HX3出口燃气通过三级轮毂涡轮(用来带动风扇)后与旁路空气混合,在外涵燃烧室中燃烧增温,最后在外涵喷管中膨胀产生推力,此时核心机燃烧室、喷管不工作; 从Ma=2.5开始,外涵喷管面积逐渐减小,风扇转速不断下降,外涵以冲压模态工作,HX3中的燃气逐渐转向核心机燃烧室,直到Ma=5时,外涵喷管完全关闭,外涵停止工作; 氦路循环方案改变,与SABRE3中预冷器一直工作不同,SCIMITAR中的预冷器在Ma=3.1时才开始工作,同时预冷器分为高温预冷器HX1与低温预冷器HX2,另外氢氦换热模块也有着较大的改进,采用了多级回热系统和分级换热系统将氢气的冷却能力最大化,降低了每一级换热器的设计难度,但是可以预见会增加结构复杂度与结构质量; 此外,SCIMITAR中的改动还包括预燃室由富燃转为富氧; 预冷器出口空气温度由稳定在123 K调整为不超过635 K; 压气机压比大幅下降,由140变为4.07; 燃料需求下降,当量比维持在0.7～0.8; 以及其他一些循环参数的调整^[26]。

SABRE4核心机循环方案如图3所示,设计思路与SCIMITAR基本相同(参数略有不同),只在氢氦换热模块有些许差别。与SABRE3相比,SABRE4中的主要变化包括:预冷器分为预冷器HX1和预冷器HX2两级,预冷器入口设有调节阀门,实现预冷器在整个飞行包线内分区段工作; 氦路循环方案更为复杂,氦气在加热器(预燃室)之后分为两路,一路氦进入氦涡轮T1做功后再进入氢氦换热模块,在氢氦换热模块中分为三路,采用了分级回热循环方式; 另一路的氦经过氢氦换热器HX5、氦压气机C5后与来自氢氦换热模块的氦气汇合进入预冷器冷却空气; 推力室由两种模态共用解耦为两模态采用独立燃烧室,预燃室由富燃预燃室调整为富氧预燃室。据REL公司在2016年国际宇航大会中的介绍,由于循环方式的优化,SABRE4中氢的消耗大大减小,典型状态当量比由2.8降低到1.2,吸气模态燃料消耗量比SABRE3降低了40%,比RB545降低了50%,比LACE降低了75%^[27]。

图3 SABRE4系统方案图
Fig.3 Scheme of SABRE4 system

PATR方案是借鉴SABRE的发展经验,针对临近空间高速投放平台和TSTO的一级动力提出的新方案^[28]。PATR方案的原理(图4)更接近SABRE3方案,但是也做了部分调整,包括:主要应用在30 km以内,不包含火箭模态,推力室设计要求降低; 去除了预燃室和氦加热器HX3,从推力室取热的同时还起到冷却推力室的效果; 提高预冷器出口温度,降低预冷器设计难度; 空气压气机压比由140调整到15～20。

图4 PATR系统方案图
Fig.4 Scheme of PATR system

上述四个方案中,SABRE4无论从系统性能还是方案可行性方面都最具优势。经过初步仿真计算,该方案性能随马赫数的变化如图5所示。可以看出,SABRE4推力和比冲都有比较突出的性能优势,并且具有速域宽、无模态转换等优点,无论是作为轨道运载器还是高超声速飞行器的动力方案,均是一个理想的选择。

图5 SABRE4弹道性能
Fig.5 Trajectory performance of SABRE4