火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)特征點(diǎn)推阻特性初探

張蒙正，路媛媛，杜　泉，楊建文（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

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火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)特征點(diǎn)推阻特性初探

張蒙正，路媛媛，杜泉，楊建文
（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

摘要：推阻力是火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)的重要特性，研究推阻特性及影響因素對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)研發(fā)極為重要。對(duì)模型動(dòng)力系統(tǒng)在高空高速點(diǎn)下的推阻力進(jìn)行了仿真和試驗(yàn)研究，獲得了動(dòng)力系統(tǒng)在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)、火箭/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)及沖壓模態(tài)、不同余氣系數(shù)下的推阻力。結(jié)果表明：所研究的模型在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)下，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室在動(dòng)力系統(tǒng)內(nèi)產(chǎn)生的推力大于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)推力；火箭/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作條件下，推力大于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)推力與同一余氣系數(shù)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)推力之和；沖壓模態(tài)下，動(dòng)力系統(tǒng)的推力隨余氣系數(shù)減小而增大；理論計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果相符。

關(guān)鍵詞：火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)；推阻特性研究；仿真試驗(yàn)

0　引言

自RBCC［1］概念出現(xiàn)以來(lái)，美國(guó)在NASP［2，3］，RLV［4］，ISTP［5，6］，NGLT［7］及CCEC［8］等主要的、涉及未來(lái)航天運(yùn)輸系統(tǒng)的計(jì)劃中均規(guī)劃了RBCC動(dòng)力系統(tǒng)研究計(jì)劃，也產(chǎn)生了ERJ，SERJ，Strutjet，A5，ISTAR，Sentinel等多種構(gòu)型、不同工作模態(tài)組合的動(dòng)力系統(tǒng)方案，并開展了不同目標(biāo)的、針對(duì)性的試驗(yàn)研究工作。將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行有機(jī)組合的目的在于使兩者功能互補(bǔ)，優(yōu)勢(shì)集成，產(chǎn)生能夠?qū)捤儆?、大空域工作，有良好綜合性能，適應(yīng)航天運(yùn)輸系統(tǒng)要求的新型動(dòng)力裝置［1］。針對(duì)各種不同應(yīng)用目標(biāo)及飛行包線，已經(jīng)產(chǎn)生并且還將繼續(xù)產(chǎn)生不同方案的火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)，包括不同的動(dòng)力系統(tǒng)構(gòu)型、推進(jìn)劑選擇等。其中，適應(yīng)升力體外形的二元流道、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)偏置的動(dòng)力系統(tǒng)構(gòu)型無(wú)疑是重要的一種。作為未來(lái)航天運(yùn)輸動(dòng)力系統(tǒng)的選項(xiàng)之一，此動(dòng)力系統(tǒng)將在高空、高速區(qū)域進(jìn)行不同工作模態(tài)間的轉(zhuǎn)換，此區(qū)間各模態(tài)下的推阻特性及兩種發(fā)動(dòng)機(jī)的工作切換性能將是火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)的重要特性和研究?jī)?nèi)容。文獻(xiàn) ［9］分析了矩形流道RBCC動(dòng)力系統(tǒng)推阻力來(lái)源及影響系統(tǒng)推阻力的主要因素，建議系統(tǒng)研發(fā)需要考慮進(jìn)氣道、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室、支板、凹腔、尾噴管等部件的優(yōu)化設(shè)計(jì)，考慮部件間的相互協(xié)調(diào)。

本文通過(guò)仿真和試驗(yàn)，研究了模型火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)在高馬赫數(shù)、高空點(diǎn)的工作切換和推阻特性。

1　推阻力仿真及分析

本文研究的火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)主要包含進(jìn)氣道、隔離段、沖壓燃燒室、尾噴管、變工況火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室及燃油系統(tǒng)等。進(jìn)氣道位于動(dòng)力系統(tǒng)最前端，其主要功能是捕獲來(lái)流空氣，對(duì)來(lái)流進(jìn)行壓縮，提高氣流靜壓，為沖壓燃燒室提供具有一定壓力的來(lái)流空氣；經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后的來(lái)流空氣在沖壓燃燒室內(nèi)與燃料燃燒生成高溫燃?xì)?，通過(guò)噴管膨脹加速，產(chǎn)生推力；火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室位于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道之中，為飛行器初始加速和入軌提供動(dòng)力。

動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生推阻力的主要部件有進(jìn)氣道、隔離段、沖壓燃燒室、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室及尾噴管等［9］。控制方程采用可壓縮Navier-Stokes方程，沖壓燃燒及燃油用C12H23代替，與空氣的反應(yīng)模型采用Westbrook和Dryer的單步化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型；采用Pointwise軟件劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格類型為六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)約500萬(wàn)；采用二階精度的TVD格式和min-mod限制器，時(shí)間格式采用雅可比迭代隱格式；給定動(dòng)力系統(tǒng)幾何參數(shù)、遠(yuǎn)場(chǎng)壓力、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室?guī)缀螀?shù)、燃燒室氧化劑和燃料入口壓力、設(shè)計(jì)條件下尾噴管出口壓力；壁面條件采用無(wú)滑移絕熱壁條件。對(duì)動(dòng)力系統(tǒng)在高空高速點(diǎn)下，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)、火箭/沖壓共同工作模態(tài)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)不同余氣系數(shù)下的進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管各部件及動(dòng)力系統(tǒng)總體推阻力進(jìn)行仿真。仿真模型如圖1所示，以火箭推力室設(shè)計(jì)推力為基準(zhǔn)的無(wú)量綱化計(jì)算結(jié)果見表1，其中進(jìn)氣道力、燃燒室力、尾噴管力、火箭推力室力分別為沿進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管、火箭推力室壁面壓力積分獲得的軸向力。

對(duì)所研究模型及內(nèi)部組件的力特性進(jìn)行分析，可得到以下初步結(jié)果（部分計(jì)算結(jié)果見表1）：

1） 進(jìn)氣道產(chǎn)生的阻力主要是來(lái)流風(fēng)阻和摩擦阻力，是動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生阻力的主要部件。在預(yù)定的來(lái)流捕獲能力和總壓恢復(fù)能力條件下，應(yīng)盡量減小進(jìn)氣道的長(zhǎng)度，以減小進(jìn)氣道的摩阻。

2）仿真發(fā)現(xiàn)，燃燒室阻力主要是噴油裝置的風(fēng)阻、流道摩擦力和渦流損失。減小內(nèi)流道阻力的主要途徑在于優(yōu)化型面結(jié)構(gòu)，減小噴油裝置寬度和高度，減小風(fēng)阻和渦流損失；優(yōu)化燃燒室尺度，減小燃燒室流道內(nèi)阻，可能的話，應(yīng)在壁面作減阻處理。

3）尾噴管是動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生推力的主要部件，其產(chǎn)生的推力占整個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)推力的大部分。噴管需要考慮的是用盡可能短的型面，使氣流均勻軸向流動(dòng)，從而產(chǎn)生盡可能大的推力，對(duì)于寬高度范圍工作的動(dòng)力系統(tǒng)，需關(guān)注氣動(dòng)塞式噴管等有高度自適應(yīng)能力噴管的研究成果。

表1　動(dòng)力系統(tǒng)各部件力計(jì)算結(jié)果Tab.1　Calculated thrusts of each assembly unit in dynamic system

2　推阻力試驗(yàn)研究

對(duì)模型試驗(yàn)件在高馬赫數(shù)、高空點(diǎn)推阻力情況進(jìn)行了試驗(yàn)研究。試驗(yàn)測(cè)量了模型動(dòng)力系統(tǒng)在冷態(tài)（發(fā)動(dòng)機(jī)未工作）、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作、火箭/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在不同余氣系數(shù)下的推力。圖2是試驗(yàn)獲得的動(dòng)力系統(tǒng)軸向力測(cè)量結(jié)果，橫坐標(biāo)為時(shí)間軸，縱坐標(biāo)為試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)得的試驗(yàn)件及支架總推阻力（以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室設(shè)計(jì)推力為單位進(jìn)行無(wú)量綱化后的結(jié)果）。

圖2　試驗(yàn)推力曲線Fig.2　Thrust curve achieved in test

由圖2可見：1）動(dòng)力系統(tǒng)未工作時(shí)，系統(tǒng)測(cè)得的試驗(yàn)件（含支架）總軸向氣動(dòng)阻力約為3.98。2）火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室工作后，試驗(yàn)件總軸向力變?yōu)?.4，試驗(yàn)系統(tǒng)獲得的推力增益為1.58。這表明：對(duì)所設(shè)計(jì)的火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和試驗(yàn)條件，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)下產(chǎn)生1.58倍的軸向推力增益，其顯著大于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室設(shè)計(jì)推力（設(shè)定為1）。主要原因在于，模型件設(shè)計(jì)時(shí)，將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室噴管與沖壓燃燒室進(jìn)行了統(tǒng)籌，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室設(shè)計(jì)為欠膨脹狀態(tài)，產(chǎn)生的燃?xì)饨柚藳_壓燃燒室的型面進(jìn)一步膨脹。這也表明：此類動(dòng)力系統(tǒng)中火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室產(chǎn)生的推力將不再是推力室地面的設(shè)計(jì)推力，而要考慮火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室在此動(dòng)力系統(tǒng)流道中，燃?xì)獬隹诤蟮脑倥蛎浀淖饔?；同時(shí)，在試驗(yàn)條件下，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是富燃狀態(tài)，出口燃?xì)鈺?huì)與高溫來(lái)流、含氧氣的空氣在沖壓燃燒室中進(jìn)一步燃燒，兩者共同作用，又產(chǎn)生了相對(duì)于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室設(shè)計(jì)狀態(tài)的推力增益。3）燃油進(jìn)入沖壓燃燒室后，試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)到的軸向推力迅速變化到0.4，推力增益增大到3.58，說(shuō)明火箭發(fā)動(dòng)機(jī)成功點(diǎn)燃了沖壓燃燒室，在此過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)推力尚未穩(wěn)定，推力增益有繼續(xù)增大的趨勢(shì)，結(jié)合燃燒室壁面壓力呈增大趨勢(shì)，說(shuō)明在此過(guò)程中燃燒現(xiàn)象還在加劇。4）在系統(tǒng)安裝的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火器工作后，推力增益繼續(xù)增大，達(dá)到3.78。5）火箭推力室關(guān)機(jī)后，火箭沖壓動(dòng)力系統(tǒng)以余氣系數(shù)1.5的沖壓模態(tài)工作，發(fā)動(dòng)機(jī)推力較為平穩(wěn)，相對(duì)冷態(tài)推力增益為2.54。6）當(dāng)沖壓模態(tài)余氣系數(shù)由1.5調(diào)整至1.3后，推力增益略有增大，為2.65。7）試驗(yàn)系統(tǒng)再次調(diào)節(jié)燃油流量，使沖壓模態(tài)余氣系數(shù)調(diào)整至1.2，相對(duì)冷態(tài)推力增益進(jìn)一步增大，為2.82。這里需要注意的是，因容納了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室，在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)/沖壓模態(tài)和純沖壓模態(tài)，此類動(dòng)力系統(tǒng)的推力也不再僅是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性，需要考慮火箭燃?xì)馀c沖壓空氣燃燒產(chǎn)生的混合損失及推力增益問(wèn)題，需要考慮因兼容火箭發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)沖壓燃燒室型面變化帶來(lái)的影響，同時(shí)也需考慮同一型面對(duì)亞燃和超燃沖壓模態(tài)的適應(yīng)性。

按圖1所示坐標(biāo)系，設(shè)冷態(tài)時(shí)動(dòng)力系統(tǒng)與試驗(yàn)支撐裝置總的外阻力為流道內(nèi)阻力（氣動(dòng)阻力和摩擦力之和）為主要包括進(jìn)氣道軸向氣動(dòng)阻力和壁面摩擦力的軸向分量、隔離段壁面摩擦力、燃燒室壁面摩擦力、噴油裝置氣動(dòng)阻力和軸向摩擦力、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室及噴管的軸向摩擦力等；熱態(tài)時(shí)，外阻力也為（可認(rèn)為動(dòng)力系統(tǒng)冷熱態(tài)外阻相等），動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的內(nèi)推力為其構(gòu)成主要包括流道內(nèi)阻和燃燒室、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室、噴管壁面壓力產(chǎn)生的軸向力；試驗(yàn)室臺(tái)架推力測(cè)量裝置測(cè)得的冷、熱態(tài)力分別為則有：

試驗(yàn)得到的冷熱態(tài)臺(tái)架推力差：

式中：F→hi即為動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的內(nèi)推力；冷熱態(tài)受力之差ΔF→為動(dòng)力系統(tǒng)推力增益，考慮到力的方向后，得到的動(dòng)力系統(tǒng)內(nèi)推力為：

需要說(shuō)明的是，由于試驗(yàn)方法的限制，在冷態(tài)條件下，動(dòng)力系統(tǒng)內(nèi)流道將產(chǎn)生的內(nèi)阻；而在火箭模態(tài)下，因火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室燃?xì)鈨H僅作用在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的一側(cè)，其他部分依然會(huì)產(chǎn)生內(nèi)阻，但比要小一些。這里僅僅將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室產(chǎn)生的冷熱態(tài)推力差與發(fā)動(dòng)機(jī)地面單獨(dú)試驗(yàn)結(jié)果相比。將試驗(yàn)得到的火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)在不同模態(tài)下推力進(jìn)行處理，得到的推力特性見表2，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能較高。

表2　模型試驗(yàn)件的性能Tab.2　Performance of model test sample

文中，仿真計(jì)算時(shí)的來(lái)流是空氣，燃燒過(guò)程采用化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型模擬化學(xué)反應(yīng)過(guò)程，選取了試驗(yàn)得到的燃燒效率。仿真獲得的是沿進(jìn)氣道、燃燒室、噴管的絕對(duì)壓力，對(duì)此進(jìn)行積分，獲得各組件的推阻力，最后結(jié)果應(yīng)是動(dòng)力系統(tǒng)產(chǎn)生的內(nèi)推力；自由射流試驗(yàn)是模擬來(lái)流（燃燒產(chǎn)生的非純凈空氣），真實(shí)化學(xué)反應(yīng)過(guò)程，采用的是冷熱態(tài)推力差減去內(nèi)阻的方法，獲得的也是內(nèi)推力。從數(shù)值上看，試驗(yàn)得到的火箭、火箭/沖壓模態(tài)和沖壓模態(tài)的實(shí)測(cè)推力大于計(jì)算推力，純火箭模態(tài)下產(chǎn)生的誤差更大。分析表明，主要是因計(jì)算用的是實(shí)際來(lái)流、選取了化學(xué)反應(yīng)模型、計(jì)算也存在誤差；而試驗(yàn)是模擬來(lái)流，試驗(yàn)同樣存在測(cè)量誤差，內(nèi)阻的計(jì)算也有不準(zhǔn)確之處。目前，我們尚難使計(jì)算和試驗(yàn)一致，甚至也很難接近，只能觀察變化趨勢(shì)?？傮w而言，火箭模態(tài)下，二者均產(chǎn)生了推力增益；火箭沖壓共同工作模態(tài)下，產(chǎn)生了“1+1＞2”的效果；純沖壓模態(tài)下，推力和比沖的變化規(guī)律是一致的。

3　結(jié)論

本文對(duì)所研究的火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型推阻特性進(jìn)行了仿真研究，通過(guò)自由射流試驗(yàn)，對(duì)模型試驗(yàn)件的點(diǎn)火穩(wěn)焰特性、推阻特性進(jìn)行了驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)恻c(diǎn)燃沖壓流道，獲得了不同模態(tài)下的推力特性。對(duì)所設(shè)計(jì)的模型試驗(yàn)件，結(jié)論如下：

1）火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在火箭沖壓動(dòng)力系統(tǒng)的流道內(nèi)獲得58%的推力增益，實(shí)現(xiàn)了動(dòng)力系統(tǒng)部分結(jié)構(gòu)的共用及有效組合的初衷；

2）火箭/沖壓模態(tài)下的推力大于火箭推力室設(shè)計(jì)推力和同一余氣系數(shù)下沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力之和，產(chǎn)生了“1+1＞2”的效果，進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)了組合的功效；

3）隨著余氣系數(shù)的減小，沖壓模態(tài)下推力增加。

火箭沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)推阻特性是非常復(fù)雜的問(wèn)題，本文僅僅是開始了初步研究工作，更進(jìn)一步深入細(xì)致的研究工作尚待今后持續(xù)進(jìn)行。

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（編輯：陳紅霞）

中圖分類號(hào)：V434-34

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1672-9374（2016）03-0001-05

收稿日期：2016-01-11；修回日期：2016-05-12

基金項(xiàng)目：國(guó)家863項(xiàng)目（2012AA705302）

作者簡(jiǎn)介：張蒙正（1964—），男，研究員，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

Exploration of thrust drag characteristic
of rocket ramjet combined cycle dynamic system

ZHANG Mengzheng，LU Yuanyuan，DU Quan，YANG Jianwen
（Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

Abstract:Thrust drag is an important characteristic of rocket ramjet combined cycle dynamic system.The research of thrust drag characteristic and influencing factors are extremely important for development of the dynamic system.The thrust drag characteristic of a model dynamic system in high altitude and high speed were investigated by simulation and test methods.The thrust drag of the dynamic system in rocket mode，rocket-ramjet mode，ramjet mode and different residual air coefficients were achieved.The research result indicates that the thrust produced in the dynamic system is greater than the design thrust of the rocket engine in the rocket engine mode；the thrust of dynamic system in rocket-ramjet mode is greater than sum of rocket design thrust and ramjet thrust with same residual air coefficient；the thrust of dynamic system in ramjet mode increases with the decrease of residual air coefficient；and the theoretical calculatingresult agrees well with test result.

Keywords:rocket ramjet combined cycle dynamic system；thrust drag characteristic research；simulation test