火箭/沖壓組合推進(jìn)巡航飛行器有效載荷質(zhì)量分析①

呂 翔，何國強(qiáng)，劉佩進(jìn)，秦 飛

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

0 引言

火箭/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有效組合于一個(gè)集成的發(fā)動(dòng)機(jī)流道內(nèi)，不僅兼具了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的高推重比和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的高比沖特點(diǎn)，同時(shí)也有效擴(kuò)展了雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作上下限。在低速階段，以火箭的引射作用來增強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力，并保證進(jìn)氣道工作穩(wěn)定性;在沖壓模態(tài)，保持小流量工作的火箭燃?xì)?，有利于?shí)現(xiàn)沖壓燃燒室內(nèi)火焰穩(wěn)定和高效燃燒，尤其是在大迎角或大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，能夠保證發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作。在臨近空間中間層區(qū)域內(nèi)，火箭可有效解決空氣稀薄導(dǎo)致的超燃發(fā)動(dòng)機(jī)推力不足問題。因此，在臨近空間中間層以下(含中間層)范圍內(nèi)，火箭/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)是最具競爭力的動(dòng)力方案之一。

國內(nèi)外在火箭/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒組織、推力增強(qiáng)、部件性能和模態(tài)過渡等方面進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值分析［1－5］，對(duì)于火箭/沖壓組合推進(jìn)在天地往返運(yùn)輸方面，國內(nèi)外開展了大量的總體方案設(shè)計(jì)和彈道優(yōu)化分析工作［6－10］。王厚慶等［11］針對(duì)組合推進(jìn)的臨近空間巡航飛行器進(jìn)行了飛行軌跡與質(zhì)量分析，通過求解彈道方程研究了飛行器惰性質(zhì)量分?jǐn)?shù)對(duì)有效載荷質(zhì)量的影響;呂翔等［12］以臨近空間巡航飛行器為應(yīng)用對(duì)象，建立了推進(jìn)劑質(zhì)量需求的計(jì)算模型，分析了起飛質(zhì)量和航程對(duì)推進(jìn)劑質(zhì)量消耗的影響規(guī)律。在進(jìn)行組合推進(jìn)巡航飛行方案設(shè)計(jì)時(shí)，面對(duì)眾多設(shè)計(jì)參數(shù)和可選設(shè)計(jì)方案，需要進(jìn)行合理選擇，以確定最終滿足任務(wù)要求的設(shè)計(jì)方案。

本文將通過建立火箭/沖壓組合推進(jìn)巡航飛行器的有效載荷質(zhì)量評(píng)估方法，研究巡航飛行器有效載荷影響因素，為合理設(shè)計(jì)火箭/沖壓組合推進(jìn)巡航飛行器動(dòng)力系統(tǒng)方案提供參考依據(jù)。

1 有效載荷質(zhì)量評(píng)估模型

1．1 飛行器質(zhì)量評(píng)估方法

不論是推進(jìn)系統(tǒng)還是飛行器總體的質(zhì)量評(píng)估方法，有“自底向上”法和“自上而下”法［13－14］。

“自底向上”法嚴(yán)格按照設(shè)計(jì)過程開展工作，對(duì)每一個(gè)部件/子系統(tǒng)均開展較為詳細(xì)的設(shè)計(jì)分析與質(zhì)量計(jì)算，從而得到系統(tǒng)總質(zhì)量。其特點(diǎn)是結(jié)果精確，可有效避免估算結(jié)果不確定性所帶來的負(fù)面影響。但其不足之處在于過程復(fù)雜，需要詳細(xì)的設(shè)計(jì)方案。因此，該方法不適于總體方案研究階段的質(zhì)量評(píng)估，而是適用于方案設(shè)計(jì)階段的質(zhì)量計(jì)算。

相比之下，“自上而下”的質(zhì)量估算方法則較適用于總體方案研究階段。該方法從總體工作參數(shù)和工作方案出發(fā)，采用經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)或者合理的理論估算模型進(jìn)行質(zhì)量分配計(jì)算。其最大的優(yōu)點(diǎn)是有效避免了部件級(jí)方案的設(shè)計(jì)分析，特別適合于開展系統(tǒng)方案評(píng)估分析和主要影響因素研究。當(dāng)然，其評(píng)估結(jié)果的精確性存在較大的提升空間。綜上所述，本文采用“自上而下”的系統(tǒng)質(zhì)量評(píng)估方法。

從飛行器的系統(tǒng)組成角度來看，飛行器總質(zhì)量M0可表示為

式中 Mfuselage為機(jī)身質(zhì)量;Mpayload為有效載荷質(zhì)量;Mprop為推進(jìn)劑質(zhì)量;Mp，struct為推進(jìn)劑系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量(如管路、閥門和儲(chǔ)箱等);Mengine為發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量;Mother為飛行器其它組成部分質(zhì)量(如控制系統(tǒng)和電源等)。

考慮到目前已有的分系統(tǒng)/部件質(zhì)量評(píng)估方法，本文對(duì)飛行器總質(zhì)量分配作了進(jìn)一步的組合與分解:

式中 MP為推進(jìn)系統(tǒng)總質(zhì)量;MF為飛行器除推進(jìn)系統(tǒng)和有效載荷之外的所有質(zhì)量;ME為發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)質(zhì)量，包含了發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量(含主火箭)和推進(jìn)劑輸送管路/噴注器/控制系統(tǒng)質(zhì)量;MPT為推進(jìn)劑存儲(chǔ)和二次燃料供應(yīng)系統(tǒng)質(zhì)量(包括擠壓和泵壓系統(tǒng)相關(guān)質(zhì)量)。

1．2 質(zhì)量分配計(jì)算模型

推進(jìn)劑質(zhì)量Mprop采用式(3)所示模型［12］進(jìn)行分析。該模型將爬升過程分為多個(gè)比沖成線性變化的速度區(qū)間［Vi，Vi+1］，在每一個(gè)區(qū)間內(nèi)考慮各種因素(重力、氣動(dòng)阻力和攻角等)引起的加速度損失。式(3)中各參數(shù)的含義參考文獻(xiàn)［12］。

發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)質(zhì)量ME采用Olds JR等建立的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量評(píng)估模型(WATES:Weight Assessment Tool for Engine Scaling)［13－14］進(jìn)行計(jì)算。在 WATES 模型中，組合發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量分解為主火箭(式(4))、燃燒室(式(5))、尾噴管(式(6))、控制及管路(式(7))、進(jìn)氣道(式(8))和不可預(yù)見質(zhì)量(式(9))六部分。式(4)～式(9)中各參數(shù)含義在文獻(xiàn)［13－14］中有詳細(xì)說明。

文獻(xiàn)［15］從工程設(shè)計(jì)角度出發(fā)，給出了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑儲(chǔ)箱設(shè)計(jì)與質(zhì)量計(jì)算方法，在方案研究階段，采用該工程設(shè)計(jì)方法進(jìn)行質(zhì)量評(píng)估略顯過于繁瑣。本文基于文獻(xiàn)［15］中給出的計(jì)算方法，由球形儲(chǔ)箱質(zhì)量估算公式推導(dǎo)出如下的儲(chǔ)箱(包括燃料、氧化劑和擠壓氣源)質(zhì)量估算方法:

式中 ηc為考慮儲(chǔ)箱實(shí)際橫截面積形狀的修正因子，對(duì)于本文所研究的飛行器方案，經(jīng)過計(jì)算分析取ηc=1．3比較合適;ρt為儲(chǔ)箱材料的密度;［σ］為儲(chǔ)箱材料強(qiáng)度特性;pt為儲(chǔ)箱的工作壓力;Vp為推進(jìn)劑的體積。

對(duì)于泵壓式方案來說，根據(jù)文獻(xiàn)［16］給出的數(shù)據(jù)，擬合出式(11)的渦輪泵結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算公式:

以某液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為例，發(fā)動(dòng)機(jī)推力5 kN，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖3 000 N·s/kg，推進(jìn)劑質(zhì)量 1．67 kg/s，按照式(11)得到的渦輪泵理論質(zhì)量12 kg，而實(shí)際的渦輪泵質(zhì)量10 kg。可見，兩者一致性較好。

對(duì)于本文研究巡航飛行器，采用碳?xì)淙剂戏桨笗r(shí)，文獻(xiàn)［17］經(jīng)過系統(tǒng)評(píng)估后，取MF為飛行器總質(zhì)量的35%，即

對(duì)于氫燃料巡航飛行器，本文則采用格林研究中心在進(jìn)行GTX飛行器總體研究中提出的比例縮放法［18］進(jìn)行飛行器總體質(zhì)量計(jì)算

式中 VLH2表示液氫方案的推進(jìn)劑總體積(包括燃料和氧化劑);VHC表示碳?xì)淙剂戏桨傅耐七M(jìn)劑總體積;MF，LH2表示液氫方案的飛行器 MF值;MF，HC表示碳?xì)浞桨傅娘w行器MF值。

事實(shí)上，式(13)表明了推進(jìn)劑體積對(duì)飛行器容積、飛行器表面積和飛行器結(jié)構(gòu)質(zhì)量的影響。

1．3 總體參數(shù)約束

在本文的研究中，采用了表1所示的總體約束條件［11-12，17］。

表1 總體參數(shù)約束Table 1 System parameters constraint

根據(jù)上述分析，建立了圖1所示的火箭/沖壓組合推進(jìn)巡航飛行器有效載荷質(zhì)量評(píng)估分析流程。圖1中，不同模塊之間的連線及箭頭方向表示數(shù)據(jù)傳遞關(guān)系。其中，輸入的總體參數(shù)包括起飛質(zhì)量、起飛狀態(tài)(高度、速度和迎角)、巡航狀態(tài)(高度、速度和迎角)、巡航距離、推重比、燃料類型(液氫或JP-10)和推進(jìn)劑供應(yīng)方案(擠壓或泵壓式)等。發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析采用文獻(xiàn)［19－20］中建立的發(fā)動(dòng)機(jī)理論性能計(jì)算方法。

圖1 有效載荷質(zhì)量分析流程Fig．1 Flowchart of payload mass assessment

2 有效載荷影響因素研究

2．1 推進(jìn)劑供應(yīng)方案對(duì)比

推進(jìn)劑供應(yīng)方案有擠壓式和泵壓式，為了研究2種供應(yīng)方式對(duì)有效載荷的影響，計(jì)算分析了不同的推進(jìn)劑流量及工作時(shí)間所對(duì)應(yīng)的供應(yīng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量(包括儲(chǔ)箱、增壓和供應(yīng)系統(tǒng)，不含輸送管路)差異。在對(duì)比計(jì)算時(shí)，泵壓式方案的儲(chǔ)箱壓力設(shè)定為1 MPa(避免產(chǎn)生氣蝕所需壓力)，擠壓式方案的儲(chǔ)箱壓力分別取5 MPa和10 MPa。圖2中，Wt表示擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，Wpf表示泵壓式系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，Wt－Wpf＞0表示擠壓式方案的結(jié)構(gòu)質(zhì)量大于泵壓式方案的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。圖2中計(jì)算結(jié)果表明，無論是采用高密度的煤油燃料還是低密度的液氫燃料，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間的增加和推進(jìn)劑流量的增大，擠壓式方案的結(jié)構(gòu)質(zhì)量與泵壓式方案的結(jié)構(gòu)質(zhì)量差異越來越大，也即泵壓式方案所帶來的儲(chǔ)箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量下降是非常明顯的，而且推進(jìn)劑總體積越大(對(duì)應(yīng)于圖中右上方區(qū)域)、擠壓壓力越高這種減重效果越明顯。

在推進(jìn)劑總質(zhì)量較低時(shí)，泵壓式供應(yīng)方案與擠壓式供應(yīng)方案的結(jié)構(gòu)質(zhì)量相差不大。以圖2中所示結(jié)果為例，推進(jìn)劑質(zhì)量為800 kg(包括主火箭推進(jìn)劑和二次燃料)時(shí)，泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量僅比擠壓式的少30 kg。這一結(jié)果無法體現(xiàn)出哪一種方案更具有明顯的結(jié)構(gòu)質(zhì)量優(yōu)勢。然而，擠壓式方案以其結(jié)構(gòu)相對(duì)簡單的優(yōu)點(diǎn)，將成為系統(tǒng)首選方案。對(duì)于煤油燃料來說，這一現(xiàn)象尤為明顯，其主要原因是煤油密度高，存儲(chǔ)單位質(zhì)量煤油所需要的儲(chǔ)箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量小。因此，起飛質(zhì)量較小、航程較短的巡航飛行器均可采用結(jié)構(gòu)方案簡單、工作可靠性高的擠壓式供應(yīng)方案。

由于液氫的密度低(70 kg/m3)，同樣的推進(jìn)劑質(zhì)量條件下，儲(chǔ)箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量相對(duì)較大，因而采用泵壓式方案后，結(jié)構(gòu)質(zhì)量的減少幅度更為明顯。以擠壓式供應(yīng)方案儲(chǔ)箱壓力5 MPa為例，推進(jìn)劑質(zhì)量同為1 000 kg，采用泵壓式方案后，液氫燃料供應(yīng)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量減少值比煤油燃料系統(tǒng)的減少值要多680 kg，這一數(shù)值足以使有效載荷質(zhì)量得到大幅度提高，因而對(duì)于液氫燃料來說，泵壓式供應(yīng)方案的結(jié)構(gòu)質(zhì)量優(yōu)勢更為明顯。

圖2 供應(yīng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量對(duì)比Fig．2 Structure mass of feeding system

2．2 燃料類型

分別針對(duì)液氫和JP-10燃料進(jìn)行了推進(jìn)劑質(zhì)量消耗和有效載荷質(zhì)量的詳細(xì)分析，結(jié)果如表2所示。計(jì)算結(jié)果表明，對(duì)于本文研究的巡航飛行器方案來說，氫燃料方案不具備可行性。

由表2可看出，由于氫燃料具有高比沖的特點(diǎn)，無論是爬升段還是巡航段的推進(jìn)劑質(zhì)量消耗均明顯低于JP-10。爬升段的推進(jìn)劑質(zhì)量消耗相差191．0 kg，與有效載荷的設(shè)計(jì)質(zhì)量相接近，這體現(xiàn)出了氫燃料在經(jīng)濟(jì)性方面的優(yōu)勢。對(duì)于長時(shí)間飛行任務(wù)來說，這一優(yōu)勢更為明顯，表中計(jì)算得巡航段的推進(jìn)劑質(zhì)量消耗相差465．1 kg，而整個(gè)飛行任務(wù)過程的推進(jìn)劑質(zhì)量之差則高達(dá)656．1 kg。因此，對(duì)于執(zhí)行長時(shí)間巡航飛行任務(wù)的飛行器來說，采用氫燃料更具經(jīng)濟(jì)性。

表2 推進(jìn)劑消耗對(duì)比Table 2 Comparison of propellant consumption

由表2還可看出，盡管氫燃料具有很好的比沖性能，但過低的密度導(dǎo)致儲(chǔ)箱體積龐大(約為JP-10的5．4倍)。擠壓方案中氫燃料儲(chǔ)箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量顯著高出JP-10儲(chǔ)箱383．4 kg，抵消了58．4%的燃料節(jié)省(燃料共節(jié)省658．6 kg)。而在泵壓式方案中，氫燃料儲(chǔ)箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量僅比JP-10儲(chǔ)箱高出56．6 kg。因此，為了有效體現(xiàn)出氫燃料的優(yōu)勢，氫燃料方案推進(jìn)系統(tǒng)必須采用結(jié)構(gòu)高度緊湊但系統(tǒng)組成復(fù)雜的泵壓式供應(yīng)方案。盡管如此，對(duì)于本文研究的方案來說，采用氫燃料泵壓式供應(yīng)方案的飛行器有效載荷質(zhì)量仍為0。

事實(shí)上，造成本文研究方案中氫燃料不具備可行性的主要原因是采用低密度氫燃料的飛行器體積過大，導(dǎo)致了機(jī)身結(jié)構(gòu)質(zhì)量顯著超過了碳?xì)淙剂戏桨?，完全抵消了氫燃料高比沖性能所帶來的質(zhì)量優(yōu)勢。本文對(duì)這一問題進(jìn)行了進(jìn)一步研究。

為評(píng)價(jià)兩種不同的燃料體系對(duì)有效載荷的影響，本文提出如下函數(shù):

式中 ΔMpayload為改變?nèi)剂戏桨?由碳?xì)淙剂献優(yōu)橐簹?對(duì)有效載荷質(zhì)量的影響，ΔMpayload＞0表明有效載荷質(zhì)量增加;Vr為液氫方案和碳?xì)浞桨傅耐七M(jìn)劑體積之比;ρr為液氫和碳?xì)涞拿芏戎取?/p>

式(14)中，V2/3r表示了容積變化對(duì)飛行器表面積和機(jī)身結(jié)構(gòu)質(zhì)量的影響。

對(duì)于表2中的計(jì)算結(jié)果來說，如果JP-10燃料方案的飛行器機(jī)身質(zhì)量MFuselage＞306 kg(飛行器總質(zhì)量的10．2%)，在更換為氫燃料時(shí) ΔMpayload＜0，即采用 JP-10為燃料將比采用氫燃料獲得更大的有效載荷質(zhì)量。根據(jù)文獻(xiàn)［17］計(jì)算結(jié)果，JP-10燃料方案的機(jī)身結(jié)構(gòu)質(zhì)量MFuselage=495 kg，由此計(jì)算得到的ΔMpayload分別為－751 kg(擠壓方案)和－384．8 kg(泵壓方案)。因此，對(duì)于本文研究的火箭/沖壓組合推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用方案來說，應(yīng)選擇JP-10作為燃料。

需要注意的是，此處得到的總體質(zhì)量臨界值306 kg僅是針對(duì)本文研究方案適用。該臨界值與燃料質(zhì)量密切相關(guān)，燃料質(zhì)量越大，臨界質(zhì)量占飛行器總質(zhì)量的比例也就越低，采用氫燃料方案也將逐漸可行，并且比JP-10燃料獲得更大的有效載荷質(zhì)量。

由此可見，在進(jìn)行燃料體系選擇時(shí)不僅要考慮推進(jìn)劑的質(zhì)量消耗，還應(yīng)綜合考慮推進(jìn)劑儲(chǔ)箱容積變化所引起的飛行器外形尺寸、結(jié)構(gòu)質(zhì)量和冷卻需求等系統(tǒng)關(guān)鍵性能參數(shù)的變化。

2．3 飛行器推重比

對(duì)JP-10燃料飛行器推重比 T/W=0．7～1．5范圍內(nèi)加速段的推進(jìn)劑消耗量進(jìn)行了研究。需要特別說明的是此處采用了飛行器推重比(定義為發(fā)動(dòng)機(jī)推力與飛行器重量之比)而非發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比，其基本原因在于總體方案分析階段飛行器質(zhì)量是已知的，而發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量還無法準(zhǔn)確給出。

從圖3所示的推重比對(duì)加速段推進(jìn)劑質(zhì)量消耗影響結(jié)果來看，推進(jìn)劑質(zhì)量消耗隨推重比增大而降低，對(duì)這一結(jié)果應(yīng)當(dāng)是毋庸置疑。推重比增大后，飛行器的加速度提高、完成加速過程所需要的飛行時(shí)間則隨之縮短，克服阻力所消耗的推進(jìn)劑質(zhì)量也就隨之減少。因此，增加推重比必然會(huì)減少推進(jìn)劑質(zhì)量消耗。在推重比由1．1變?yōu)?．2時(shí)，推進(jìn)劑質(zhì)量消耗減少了100 kg，這意味著有效載荷質(zhì)量增加將超過100 kg;而T/W＜1．1 時(shí)，同樣的推重比變化幅度 Δ(T/W)=0．1，推進(jìn)劑質(zhì)量消耗量的變化遠(yuǎn)小于100 kg。可見，飛行器推重比T/W≥1．2會(huì)大幅降低推進(jìn)劑質(zhì)量消耗，對(duì)于以盡可能降低推進(jìn)劑質(zhì)量消耗為目標(biāo)的推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與優(yōu)化來說，這一結(jié)果具有重要的參考意義。隨推重比的進(jìn)一步增大，推進(jìn)劑質(zhì)量消耗對(duì)推重比變化的敏感性逐步減弱。

圖3 推重比對(duì)加速段的推進(jìn)劑質(zhì)量消耗影響Fig．3 Influence of T/W on propellant mass consumed for acceleration

圖4 加速過程中推進(jìn)劑質(zhì)量消耗變化Fig．4 Propellant mass consumption during acceleration

圖4給出了飛行器加速過程中推進(jìn)劑質(zhì)量消耗變化曲線。結(jié)果表明，無論采用何種推重比水平，在火箭引射模態(tài)尤其是Ma＜2時(shí)，推進(jìn)劑質(zhì)量消耗量增幅顯著，占加速段推進(jìn)劑質(zhì)量消耗的50%以上。而亞燃模態(tài)下推進(jìn)劑消耗量變化相對(duì)平緩。其主要原因是Ma＜2時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能要顯著低于高速階段［11，19］，從而導(dǎo)致加速過程中推進(jìn)劑質(zhì)量消耗主要集中在低速階段。圖4還表明，不同推重比下推進(jìn)劑總消耗量的差異主要由低馬赫(Ma＜2)下的結(jié)果所決定，而亞燃模態(tài)下的推進(jìn)劑質(zhì)量消耗差異不明顯。因此，火箭引射模態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能將成為發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與優(yōu)化的研究重點(diǎn)之一。

2．4 航程

圖5給出了航程對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量分配和有效載荷質(zhì)量的影響。根據(jù)此結(jié)果建立了推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量MP和有效載荷質(zhì)量Mpayload對(duì)航程R(單位km)的響應(yīng)面模型。

圖5 航程對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)質(zhì)量和有效載荷的影響Fig．5 Influence of cruise range on propulsion system mass and payload mass

由圖5所示計(jì)算結(jié)果可知，當(dāng)航程大于2 270 km時(shí)，飛行器的有效載荷質(zhì)量為0，飛行器無法攜帶有效載荷以實(shí)現(xiàn)特定飛行任務(wù)，即飛行器的極限航程為2 270km。航程為1 500 km時(shí)，有效載荷質(zhì)量為313 kg;航程為2 000 km時(shí)，有效載荷質(zhì)量則降低為104 kg。如果航程為0 km，也即飛行器完成一定的加速任務(wù)。計(jì)算結(jié)果表明，飛行器可將1 109 kg的有效載荷送入高度25 km的臨近空間。有效載荷為200 kg時(shí)，極限航程為1 768 km。

3 結(jié)論

(1)對(duì)于起飛質(zhì)量3 000 kg的巡航飛行器，以JP-10為燃料時(shí)，航程1 500 km對(duì)應(yīng)的有效載荷質(zhì)量為313 kg，不攜帶有效載荷的極限航程為2 270 km;以液氫為燃料時(shí)，有效載荷質(zhì)量為0。

(2)在進(jìn)行燃料體系選擇時(shí)，不僅要考慮推進(jìn)劑的質(zhì)量消耗，還應(yīng)綜合考慮推進(jìn)劑儲(chǔ)箱容積變化所引起的飛行器外形尺寸、結(jié)構(gòu)質(zhì)量和冷卻需求等系統(tǒng)關(guān)鍵性能參數(shù)的變化。

(3)飛行器爬升段推重比應(yīng)不低于1．2。

(4)引射模態(tài)低馬赫數(shù)條件下(Ma＜2)，推進(jìn)劑質(zhì)量消耗差異對(duì)于有效載荷質(zhì)量有顯著影響作用，火箭引射模態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能應(yīng)成為發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與優(yōu)化的研究重點(diǎn)之一。

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