兩級入軌RBCC等動壓助推彈道設(shè)計與推進劑流量分析①

薛 瑞，胡春波，呂 翔，秦 飛

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

RBCC發(fā)動機以雙模態(tài)沖壓發(fā)動為基本構(gòu)型，通過在一體化的流道中引入一次火箭，使發(fā)動機能兼顧起飛助推與脫離大氣層入軌這2個階段的推力需求，從而最大限度地擴充了吸氣式發(fā)動機的飛行包線，減少了入軌的冗余質(zhì)量。同時，為獲得較高的總體性能，采用RBCC發(fā)動機的高超聲速飛行器必須突破原有的發(fā)動機內(nèi)、外流界限，使飛行器具有高度機體/發(fā)動機一體化的特點。因此，這就要求RBCC發(fā)動機的研制必須基于相應(yīng)的飛行器方案及飛行任務(wù)展開。

從國外RBCC飛行器方案研究現(xiàn)狀［1－11］可看出，在多學(xué)科優(yōu)化(MDO)平臺下(如 ModelCenter和ISIGHT等)，集成各學(xué)科的分析工具(如彈道計算與優(yōu)化采用的POST和OTIS，進行氣動熱與氣動分析采用的MINIVER，進行發(fā)動機分析的SCCREAM等)，是成功進行RBCC飛行器概念設(shè)計的必要條件。例如，ASTROX公司研發(fā)的HYSIDE就是典型的一款以部件級為基礎(chǔ)，設(shè)計目標(biāo)為導(dǎo)向的一體化RBCC總體方案設(shè)計平臺［10］。HYSIDE采用分析的結(jié)果和表數(shù)據(jù)(如利用特征線法和流線追蹤法進行進氣道和噴管型面設(shè)計;RBCC發(fā)動機構(gòu)型設(shè)計分析則采用一維模型)，而不是高精度的CFD等工具進行各學(xué)科模塊分析，從而達到快速優(yōu)化設(shè)計的目的。在各學(xué)科模塊耦合計算過程中，飛行彈道的設(shè)計與分析是各學(xué)科與相應(yīng)RBCC發(fā)動機性能的綜合體現(xiàn)，在總體方案研究中是連接飛行器與發(fā)動機的重要橋梁。通過對RBCC飛行器彈道的求解優(yōu)化，可得到高度、馬赫數(shù)以及燃料流量等相關(guān)參數(shù)。這些參數(shù)是進行RBCC發(fā)動機進氣道、燃燒室等各部件設(shè)計以及燃燒性能分析的重要依據(jù)，沒有這些參數(shù)就無從談起RBCC發(fā)動機的設(shè)計與研究;同時，RBCC發(fā)動機的推力、比沖等性能又對飛行彈道有著直接的影響。因此，RBCC飛行器彈道的設(shè)計與計算是一個相互耦合的求解過程。

目前，國內(nèi)正在開展全模態(tài)、一體化和大空域工作范圍的RBCC試驗樣機研制工作［12－14］，在性能狀態(tài)點的選取及推進劑流量控制依據(jù)上面臨瓶頸，迫切需要發(fā)展一種針對相應(yīng)飛行任務(wù)需求、適用于RBCC發(fā)動機性能的飛行彈道，從而為發(fā)動機的設(shè)計及評判提供依據(jù)。

本文針對RBCC發(fā)動機應(yīng)用于助推段開展彈道設(shè)計及最優(yōu)推進劑流量控制研究，從而驗證其助推段推力性能，為下一步全尺寸發(fā)動機的研制提供參考。

1 RBCC發(fā)動機性能

本文彈道仿真所采用的RBCC目標(biāo)發(fā)動機為西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室RBCC課題組研制，其構(gòu)型采用二元單邊擴張固定幾何形式，整個直連實驗系統(tǒng)如圖1所示。采用設(shè)備噴管控制進入燃燒室所需的空氣流量，加熱混合艙將來流加熱到模擬高空環(huán)境。主火箭嵌于埋在等直隔離段的主支板中，使主火箭羽流與來流空氣在2個流道中進行混合燃燒。燃燒室為兩級單邊擴張形式，擴張角度分別為2°和4°。根據(jù)試驗及發(fā)動機性能的需要，將1～2個具有混合增強功能的小支板置于主支板背壁區(qū)或流道的其他位置。當(dāng)發(fā)動機工作在雙模態(tài)時，小支板還作為燃料的噴注器使用。在第一級燃燒室擴張面上布有一凹腔，作為火焰穩(wěn)定裝置。沿燃燒室的流道布有多個燃料噴注裝置，以實現(xiàn)燃料的多級噴注控制。該RBCC實驗發(fā)動機與其他RBCC發(fā)動機一樣，共有4種工作模態(tài)，即引射模態(tài)、亞燃模態(tài)、超燃模態(tài)和純火箭模態(tài)。其中，引射模態(tài)到亞燃模態(tài)的轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)為2．5;亞燃模態(tài)到超燃模態(tài)的轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)為6。整個發(fā)動機的試驗比沖性能如圖2所示。

圖1 RBCC支板引射發(fā)動機系統(tǒng)實物圖Fig．1 Diagram of RBCC in the direct-connection ground test

圖2 比沖隨馬赫數(shù)變化關(guān)系Fig．2 The image of impulse vs Mach

2 “哨兵”飛行器

在機體/發(fā)動機一體化設(shè)計原則指導(dǎo)下，以吸氣式發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器前體，既是飛行器的升力面，同時又作為發(fā)動機進氣道的外壓縮部分，且發(fā)動機尾噴管通常與飛行器后體融為一體。因此，在對此種飛行器進行彈道計算時，氣動/推進界面(API)的劃分是需要首先明確的一個問題，不同的劃分方式將會使計算結(jié)果相差很大。由于目前沒有針對此RBCC目標(biāo)發(fā)動機的飛行器方案研究，本文對國外現(xiàn)有RBCC飛行器方案進行充分調(diào)研的基礎(chǔ)上［12］，根據(jù)目標(biāo)發(fā)動機的構(gòu)型及推力界面要求(推力的計算以發(fā)動機的隔離段到兩級燃燒室出口作為推力界面)，最終選擇一款名為“哨兵”的飛行器作為本文彈道計算分析的目標(biāo)飛行器。飛行器前體與后體作為氣動力界面，整個飛行器API的劃分如圖3(a)所示。

“哨兵”飛行器是在美國CCE(先進組合循環(huán)發(fā)動機)計劃刺激下，由萊特帕特森空軍基地資助，Space-Works Engineering Inc．(SEI)公司于2005年設(shè)計的一款可重復(fù)使用兩級入軌(TSTO)軍用飛行器。此飛行器在多學(xué)科耦合優(yōu)化平臺ModelCenter下設(shè)計完成，其助推級飛行器以RBCC作為其主推進系統(tǒng)，采用垂直起飛/水平著陸方式。此助推飛行器可根據(jù)不同的飛行任務(wù)與有效載荷需求(如空間機動飛行器、高超聲速作戰(zhàn)武器、空間軌道貨物)，搭載不同的上面級飛行器。由空間機動飛行器任務(wù)所設(shè)計的整個飛行器構(gòu)型如圖3(b)所示，飛行器起飛質(zhì)量343 471．43 kg，在加利福尼亞范登堡空軍基地起飛，將5 942．86 kg的有效載荷送入70×197 nmi、28．5°的預(yù)定軌道。關(guān)于飛行器的詳細介紹可參考文獻［1］，本文將以此飛行器的起飛質(zhì)量、飛行任務(wù)和氣動數(shù)據(jù)作為彈道的入口計算參數(shù)進行彈道仿真研究。

圖3 “哨兵”飛行器構(gòu)型圖Fig．3 The configuration of sentinel

3 RBCC等動壓彈道計算方法

從目前典型的RBCC飛行器及樣機彈道總結(jié)分析［12］可看出，以RBCC為動力的第一級飛行器助推彈道通常分為兩段，即非等動壓爬升段及等動壓爬升段。根據(jù)文獻［13］，將飛行器看作是垂直平面內(nèi)運動的可控質(zhì)點時，通常采用運動學(xué)及動力學(xué)方程式所建立的彈道微分方程組，以推進劑流量與飛行迎角等作為控制變量，對彈道進行求解。

然而，采用此方程組求解等動壓彈道時，在一個時間步長內(nèi)所得到的下一時刻的速度及高度值，通常并不能保證滿足等動壓飛行要求。一般情況下，針對此問題所采用的做法是加入附加的動壓限制進行求解。然而，此方法會帶來尋值時間過長或所尋推進劑質(zhì)量流率值不符合實際發(fā)動機工作需求，甚至還可能出現(xiàn)不收斂的情況。另外，以時間為步長的計算過程是一個連續(xù)計算過程，一個時間步出現(xiàn)不收斂或超出求解范圍，會導(dǎo)致整個計算過程必須從初始點開始重新計算，從而大大延長了計算時間，浪費了大量的計算資源。因此，本文在等動壓飛行彈道的求解中，舍棄了以時間為步長的求解方式，而是采用了適合于等動壓飛行特征的高度步進求解方式。下面就其求解設(shè)計思路進行介紹。

如圖4所示，在一個高度步長內(nèi)，記起始點高度為H1，高度步長為Δh，上升Δh后的高度記為H2;起始點速度記為V1，彈道傾角為θ1;H2高度處速度記為V2。

圖4 飛行器受力分析示意圖Fig．4 The image of force analysis for vehicle

由動壓計算式q=0．5ρV2(ρ為空氣密度)，可得V2=2q/ρ。在一個高度步長內(nèi)，由于兩點的高度已定，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣參數(shù)表查得兩點的密度值ρ1與ρ2，將其代入動壓公式，得到相應(yīng)的速度值V1和V2。

將速度沿水平垂直兩方向分解，在垂直方向上分量為V1sinθ1和V2sinθ1。對飛行器在垂直方向上利用牛頓運動定律，可得

因而，得到飛行器在垂直方向上的加速度:

根據(jù)加速度的定義式a=(Vt－V0)/Δt，將求得的鉛垂方向加速度代入，便得到此高度步長上的時間間隔:

沿飛行器實際速度方向上應(yīng)用牛頓第二定律，可得

式中 m為H1處的飛行器質(zhì)量;F為推力;α為飛行迎角;D為阻力。

將式(3)所求得的時間間隔和已知的飛行器控制規(guī)律代入式(4)，就得到了此高度間隔內(nèi)的推力F為

得出推力之后，在垂直于速度方向上應(yīng)用牛頓第二定律得

式中 L為升力;θ2為下高度步長上的彈道傾角。

將式(5)得到的推力值和根據(jù)飛行速度和氣動性能計算所得的升力值代入式(6)，得到下一個高度步長的彈道傾角:

此飛行條件下，RBCC發(fā)動機的比沖值Is=f(H1，α，V1)，根據(jù)圖2中的比沖性能數(shù)據(jù)差值得到，因而可求得推進劑質(zhì)量流率為m·=F/Is。因此，根據(jù)時間間隔與推進劑質(zhì)量流量，便得到下一高度步長內(nèi)飛行器的初始質(zhì)量:

至此，本高度步長內(nèi)的計算完畢，將得到的彈道參數(shù)值作為下一個高度的初始值，代入下一個高度步長開始計算。

4 彈道計算結(jié)果及分析

在本文計算中，對于非等動壓段利用四階Runge-Kutta法［12］對三自由度質(zhì)點彈道動力學(xué)微分方程組［13］求解;而等動壓段則采用本文建立高度步進法求解計算。飛行迎角的控制規(guī)律采用文獻［15］中的通用轉(zhuǎn)角控制方程，并結(jié)合本文的目標(biāo)飛行器飛行任務(wù)條件［1］得出。大氣模型采用1993年制定的國際地球大氣標(biāo)準(zhǔn)模型(MSISE 1993)［16］，以 RBCC 發(fā)動機比沖性能、飛行器氣動性能、初始條件——起飛質(zhì)量343 471．43 kg、高度0 m、速度0 m/s和彈道傾角90°以及終止條件——兩級分離高度25．4 km，速度 Ma=7．49作為輸入?yún)?shù)。其他輔助參數(shù)包括動壓約束(0．7×105～1．5×105Pa)、最大過載約束(3．5 g)和根據(jù)文獻［1］的飛行任務(wù)要求的約束參數(shù)等。仿真結(jié)果如圖5所示。

如圖5(a)所示，飛行器首先沿直接上升路徑飛行到Ma=3．5、15．5 km的高度。此時，飛行動壓達到此RBCC發(fā)動機雙模態(tài)工作的最優(yōu)動壓94 289 Pa;隨后，飛行器以此為起點，開始沿等動壓路徑飛行。整個飛行時間為285．9 s，等動壓飛行開始時刻為120 s。圖5(b)為彈道傾角變化過程，飛行器在初始15 s內(nèi)，沿垂直路徑飛行;隨后，開始轉(zhuǎn)彎爬升。從圖5中可明顯看出，飛行器沿等動壓爬升路徑較非等動壓要平緩許多。下面結(jié)合發(fā)動機流量與飛行迎角控制規(guī)律進一步分析原因。

圖5(c)為飛行器質(zhì)量與單模塊RBCC發(fā)動機推力隨時間的變化歷程?？煽闯觯麄€飛行過程中非等動壓段的推力始終高于等動壓段。單模塊發(fā)動機起飛推力為1．17×106N，即起飛推重比為1．25。在70～110 s范圍內(nèi)，發(fā)動機推力有一顯著上升過程，在110 s末達到最大值1．85×106N。結(jié)合圖5中的馬赫數(shù)及圖2的發(fā)動機比沖變化對比分析，此范圍正是飛行器經(jīng)過跨音速且RBCC發(fā)動機逐漸到達最佳引射工作狀態(tài)的過程。飛行器經(jīng)過跨音速會面臨嚴重的氣動阻力，因而需要發(fā)動機提供較大推力，以便快速沖過音障區(qū)。當(dāng)飛行器到達Ma=3．5進入等動壓飛行范圍時，發(fā)動機迅速進行節(jié)流，使推力降至最小值0．276×106N。隨后，飛行器開始沿等動壓路徑飛行，其發(fā)動機推力將由實際等動壓需求決定。

圖5 彈道計算結(jié)果Fig．5 The results of trajectory

在彈道仿真過程中，采用飛行迎角與推進劑流量作為控制變量，其控制規(guī)律結(jié)果如圖6所示。從圖6可看出，在非等動壓段，飛行迎角控制在－1．8°～0°，而等動壓飛行段則基本保持在9．16°。結(jié)合圖5中的受力分析可知，飛行迎角由負變正是推力從加速轉(zhuǎn)彎到抵抗轉(zhuǎn)彎的過程，這是飛行器在等動壓段較為平緩的最主要原因。此結(jié)果也可從圖7中沿升力方向的過載變化過程反映出來。

圖6 飛行迎角與推進劑流量控制方案Fig．6 Propellant mass flowrate and angle of attack control schedule of trajectory

圖7 飛行器過載隨時間變化Fig．7 Overload of the vehicle trajectory

由推進劑流量控制歷程可看出，在非等動壓段單模塊發(fā)動機的平均推進劑流量為272．7 kg/s，等動壓段為66．7 kg/s。整個助推彈道的最大流量發(fā)生在跨音速段，為325 kg/s;而最小值發(fā)生在等動壓起始段，為30 kg/s，與前面的推力變化一致。飛行器在整個助推飛行過程的總推進劑消耗為1．8×105kg，占起飛質(zhì)量的55%。其中，非等動壓段的推進劑消耗量為1．26×105kg，等動壓段的推進劑消耗量為0．54×105kg，其推進劑總消耗量之比為2．3。

由以上分析可看出，在整個助推過程中，推進劑的主要消耗集中在非等動壓飛行段。另外，根據(jù)所建立的等動壓彈道計算方法可知，當(dāng)計算的起始狀態(tài)(動壓值、高度和彈道傾角等)和飛行迎角控制規(guī)律確定后，所得到的等動壓彈道是一條固定爬升路徑，因而其推進劑消耗量保持不變。因此，下面將上文所得到的等動壓起始狀態(tài)作為彈道終點狀態(tài)，對非等動壓段進行以推進劑消耗最少為目標(biāo)的彈道優(yōu)化。為保證彈道具有可比性，將總飛行時間及前15 s的垂直上升高度保持一致。

采用全局搜索能力較優(yōu)的遺傳算法與局部尋優(yōu)能力較強的序列二次規(guī)劃(NLPQL)聯(lián)合優(yōu)化算法作為本文優(yōu)化策略。優(yōu)化后的結(jié)果如圖8所示。

圖8 彈道優(yōu)化結(jié)果Fig．8 The optimization trajectory

經(jīng)過優(yōu)化后，分離點的飛行器質(zhì)量為221 618．1 kg，與原彈道相比，可節(jié)省推進劑4 181．413 9 kg，占總共燃料消耗量的3．50%。根據(jù)本RBCC發(fā)動機的性能，將得到的推進劑流量對一次火箭與二次流量進行分配，得到的推進劑控制方案如圖9所示。

圖9 最優(yōu)推進劑流量控制方案Fig．9 The optimization propellant flowrate

由圖9可看出，當(dāng)發(fā)動機以引射模態(tài)(Ma=0～2．5)工作時，一次火箭的最大推進劑流量為355 kg/s，最小為48 kg/s，即一次火箭在引射模態(tài)的流量調(diào)節(jié)比為4．3。而整個非等動壓段的一次火箭流量最小值發(fā)生在發(fā)動機轉(zhuǎn)入亞燃工作模態(tài)之后，為7 kg/s。說明對于此最優(yōu)流量控制方案來說，針對引射和亞燃2種工作模態(tài)需求，需配置2種不同調(diào)節(jié)比的一次火箭。

5 結(jié)論

(1)基于等動壓彈道飛行參數(shù)的變化特點，提出了以高度間隔為思路的等動壓彈道計算模型，建立了RBCC等動壓彈道計算方法。

(2)根據(jù)所研究的RBCC發(fā)動機性能要求，以及氣動/推力界面劃分、飛行任務(wù)類型及目標(biāo)等原則，選擇“哨兵”飛行器作為RBCC彈道仿真的目標(biāo)飛行器，進行彈道仿真。獲得了此RBCC發(fā)動機沿助推彈道下的推進劑流量、馬赫數(shù)及高度等關(guān)鍵參數(shù)的變化規(guī)律，作為試驗與數(shù)值模擬研究的參考條件。

(3)整個助推段的推進劑消耗占起飛質(zhì)量的55%，說明即使對于采用吸氣式發(fā)動機的飛行器來說，推進劑仍是飛行器質(zhì)量的主要組成部分。其中，主要燃料消耗在非等動壓飛行段，非等動壓段與等動壓段推進劑消耗質(zhì)量比2．3。發(fā)動機在引射模態(tài)低速段(Ma＜2．0)的性能及飛行器在跨音速段嚴酷的氣動阻力環(huán)境是造成非等動壓段推進劑消耗大的關(guān)鍵。

(4)對非等動壓段推進劑流量控制方案進行優(yōu)化，一次火箭在引射階段的調(diào)節(jié)比為4．3，而在亞燃模態(tài)初期所需流量最低。根據(jù)此需求，要求RBCC發(fā)動機系統(tǒng)至少配置兩種不同調(diào)節(jié)比的一次火箭。

(5)通過對助推段爬升彈道的數(shù)值仿真表明，目前西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室所研制的RBCC發(fā)動機能滿足助推段的性能需求。

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