RBCC發(fā)動機引射模態(tài)進氣道特性研究

劉曉偉，石　磊，劉佩進，何國強

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安　710072)

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RBCC發(fā)動機引射模態(tài)進氣道特性研究

劉曉偉，石磊，劉佩進，何國強

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安710072)

為了研究RBCC發(fā)動機引射模態(tài)的進氣道特性，基于二元混壓式進氣道，建立了二維RBCC發(fā)動機流道構(gòu)型。利用數(shù)值模擬獲得不同來流馬赫數(shù)和主火箭流量時發(fā)動機的流場結(jié)構(gòu)和進氣道性能。研究發(fā)現(xiàn)，不同來流馬赫數(shù)時，發(fā)動機流動特征和進氣道特性差異較大，可劃分為幾個典型區(qū)間。只有在低亞聲速區(qū)間，火箭引射才可影響發(fā)動機的進氣道性能。來流馬赫數(shù)和進氣道喉道面積是影響RBCC發(fā)動機引射模態(tài)進氣道性能的主要因素，發(fā)動機設(shè)計時，應(yīng)盡可能增大進氣道的喉道面積。

RBCC發(fā)動機；引射模態(tài)；進氣道；數(shù)值模擬

0　引言

進氣道是RBCC發(fā)動機的一個重要部件。與其他超聲速沖壓進氣道不同，RBCC進氣道會在亞聲速、跨聲速和低超聲速來流條件下工作。其中，很寬的馬赫數(shù)區(qū)間內(nèi)進氣道不起動，且主火箭出口射流(一次流)和進氣道來流(二次流)之間存在強烈的相互作用。這些構(gòu)成了RBCC發(fā)動機的特殊之處，有必要對其開展專門研究。國內(nèi)針對引射模態(tài)主火箭一次流與進氣道二次流之間的相互影響，開展了大量研究[1-4]。文獻[1]開展了豐富的地面零馬赫引射試驗；文獻[2-3]開展了詳細的引射模態(tài)數(shù)值模擬研究；文獻[4]在國內(nèi)首次對直聯(lián)式試驗對應(yīng)的進氣道來流馬赫數(shù)進行了換算處理。

本文在上述研究的基礎(chǔ)上，通過對發(fā)動機和外流一體化數(shù)值模擬，進一步深入研究了不同來流和火箭工況時引射模態(tài)發(fā)動機的進氣特性。

1　引射模態(tài)一體化發(fā)動機構(gòu)型

RBCC發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍寬，需采用變結(jié)構(gòu)進氣道，而在較窄的馬赫數(shù)區(qū)間內(nèi)，可采用定幾何進氣道方案開展研究[5-8]。

引射模態(tài)發(fā)動機來流馬赫數(shù)區(qū)間一般為0～3[9]，在這一特定的窄馬赫數(shù)區(qū)間內(nèi)，本文采用文獻[10]的設(shè)計方法，獲得了一典型的定幾何二元進氣道。在此基礎(chǔ)上，開展全流場一體化RBCC引射模態(tài)的研究。進氣道為混壓式，設(shè)計馬赫數(shù)為3.0，起動馬赫數(shù)為2.2，兩級外壓縮角分別為6.0°、9.0°，內(nèi)壓段內(nèi)側(cè)壁面采用圓弧過渡，外側(cè)壁面為直線加圓弧，直線段的壓縮角為7.0°，等直喉道段，主火箭位于喉道段內(nèi)側(cè)，出口與進氣道喉道出口平齊(圖1)。

主火箭出口氣流可顯著提高進氣道的抗反壓能力[4]，主火箭和進氣道喉道出口氣流(反應(yīng)物)在燃燒前需要一定的混合距離。所以，進氣道擴張段也是主火箭和進氣道喉道出口氣流的混合段，本文稱為混合擴張段。由于反應(yīng)物燃燒與混合過程密不可分，且混合擴張段和燃燒室結(jié)構(gòu)相似，使得兩段無明顯分界，適合整體研究。進氣道擴張段、反應(yīng)物混合段和燃燒室在結(jié)構(gòu)和功能上有機結(jié)合，提高了推進系統(tǒng)的集成度，減小了RBCC發(fā)動機尺寸和質(zhì)量。

燃燒室構(gòu)型參照文獻[1,4]的研究成果，采用和混合擴張段相同的3°純擴張構(gòu)型。由于混合擴張段和燃燒室無明顯分界，在下文提及時，將兩者作為一個整體稱為燃燒室。進氣道出口就是喉道段出口。

圖1　2D RBCC 發(fā)動機構(gòu)型

2　數(shù)值模擬方法

本文流場數(shù)值計算利用有限體積法離散二維非定常雷諾平均N-S方程，對流項采用二階迎風(fēng)格式，粘性項采用中心差分格式，各方程聯(lián)立耦合隱式求解。湍流模型采用了Menter的SSTk-ω模型，該模型將k-ε、k-ω模型進行調(diào)和，在固體壁面附近采用Wilcox的k-ω模型，在自由流和邊界層流外邊界采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε模型。因此，該模型對高雷諾數(shù)和低雷諾數(shù)同樣適用，對混合流動、剪切流動尤其是邊界層流動模擬效果較好。為了實現(xiàn)合理的一體化研究，計算區(qū)域包括了進氣道入口及發(fā)動機出口外一定范圍的流場。為了準(zhǔn)確模擬邊界層的分離流動，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，壁面和流動較復(fù)雜區(qū)域網(wǎng)格局部加密，計算網(wǎng)格如圖2所示。所使用的邊界條件包括壓力遠場、壓力出口、無滑移絕熱壁面、質(zhì)量入口。非定常時間步長取10-6s，殘差下降3個數(shù)量級，且不再變化，二次流流量穩(wěn)定表示計算結(jié)果收斂。

由于激波與邊界層流動異常復(fù)雜，是本文數(shù)值模擬研究中較難模擬準(zhǔn)確的一個物理現(xiàn)象，有必要進一步校驗本文數(shù)值模擬方法的可行性，尤其是SSTk-ω湍流模型對其模擬的準(zhǔn)確度，本文對文獻[11]中喉道長度為79.3 mm、△=0﹪的構(gòu)型在Ma∞=2.5時的試驗進行了數(shù)值模擬，結(jié)果如圖3所示，SSTk-ω湍流模型能準(zhǔn)確模擬激波和邊界層干擾引起的氣流分離和波系相交、反射組成的復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)，獲得的壁面壓力和試驗結(jié)果吻合較好，可滿足本文的研究需求。

圖2　計算網(wǎng)格

(a) 進氣道試驗流場紋影圖

(b) 數(shù)值模擬結(jié)果(超聲速區(qū)馬赫數(shù)云圖)

(c) 上、下壁面壓強對比

RBCC主火箭采用氣態(tài)氧氣和酒精質(zhì)量相等的富燃主火箭[1]，通過熱力計算獲得主火箭燃燒產(chǎn)物主要組分(CO2：0.147 0；H2O：0.307 3；CO：0.514 5；H2：0.031 3)和溫度(2 450.7 K)。本文數(shù)值模擬采用與容積反應(yīng)有關(guān)的物質(zhì)輸運和有限速率/渦耗散化學(xué)反應(yīng)模型，化學(xué)反應(yīng)方程式包括：CO+0.5O2=CO2、H2+0.5O2=H2O。

3　數(shù)值模擬結(jié)果分析

本文對寬來流馬赫數(shù)(Ma)時發(fā)動機內(nèi)外流一體化流場進行了數(shù)值模擬后發(fā)現(xiàn)，不同來流馬赫數(shù)、流動規(guī)律差異較大，導(dǎo)致進氣道的特性也有很大差別，可將來流馬赫數(shù)劃分為4個區(qū)間：低亞聲速區(qū)、高亞聲速區(qū)、超聲速進氣道不起動區(qū)和進氣道起動區(qū)，本文對每一區(qū)間的流動特性進行了分析。

圖4和圖5分別為進氣道的流量特性和總壓特性曲線。本文作了無量綱處理，兩圖中X坐標(biāo)為主火箭流量m1與進氣道捕獲流量m之比r1，圖4中Y坐標(biāo)為進氣道流量m2與進氣道捕獲流量之比r2，圖5中Y坐標(biāo)為進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ。

圖6和圖7分別為進氣道的壓升比特性和出口馬赫數(shù)特性曲線。

圖4　進氣道流量特性

圖5　進氣道總壓特性

圖6　進氣道壓升比特性

圖7　進氣道出口馬赫數(shù)特性

3.1低亞聲速區(qū)

此區(qū)間內(nèi)，進氣道的流量非單調(diào)變化(圖4)。以Ma=0.2為例，當(dāng)r1=0.0時，進氣道無量綱流量r2由沖壓作用產(chǎn)生，喉道出口為亞聲速(圖8)。

當(dāng)r1<0.987 2 時，隨著r1的增加，r2先減小、后增加。r2的減小可能是主火箭出口過膨脹產(chǎn)生的氣流分離有關(guān)(圖9)，r2最終的不斷增加則是由于主火箭的引射作用，r2可增加到大于沖壓單獨作用(r1=0.0)時的流量。可見，引射作用可提高進氣道的流量。

當(dāng)r1>0.987 2后，r2不斷減小，這是由于一次流擠壓了二次流的流通面積(圖8)。當(dāng)這種作用增加到一定程度時(r1=1.776 9)，二次流通道出現(xiàn)聲速面，聲速面出現(xiàn)于燃燒室前部。此時，r2已經(jīng)小于沖壓單獨作用時的流量。隨著r1增加，聲速面后移并變小，r2不斷減小。以此趨勢，當(dāng)r1增加到一定值時，一次流將全部占據(jù)燃燒室流道，使得r2變?yōu)?。因此，過大的主火箭流量，反而會降低進氣流量。

二次流通道出現(xiàn)聲速面之前，發(fā)動機出口環(huán)境壓力一直影響到進氣道喉道段，當(dāng)二次流通道出現(xiàn)超聲速段后，這種影響被隔斷。低亞聲速區(qū)，進氣道出口始終為亞聲速，進氣道始終沒有達到最大流通能力。

圖8　Ma=0.2，不同r1，亞聲速區(qū)馬赫數(shù)分布

在r1增加的過程中，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ始終大于1.0，且不斷增加(圖5)，這顯然歸因于主火箭的引射作用；進氣道出口馬赫數(shù)的變化趨勢和二次流量相同(圖6)；二次流量出現(xiàn)了2次減小過程，此時進氣道的壓升比增加，主要是氣流的減速增壓特性造成的，壓升比在二次流量很大時逐漸減小，并趨于來流總壓，是二次流量逐漸趨于零的結(jié)果(圖7)。

圖9　Ma=0.2、r1=0.197 4，主火箭出口附近亞聲速區(qū)速度矢量

3.2高亞聲速區(qū)

Ma=0.5時，隨著r1的增加，r2起伏變化(圖4)，原因和Ma=0.2時相同。二次流量始終沒有超過沖壓單獨作用時的流量。可見，主火箭已不可能提高進氣道的流量，是這一區(qū)間的主要特征之一。本文以Ma=0.8為例，對這一區(qū)間的流場特征進行分析。

Ma=0.8時，隨著r1的增加，r2不斷減小。當(dāng)r1=0.0時，r2由進氣道沖壓作用產(chǎn)生，喉道出口附近產(chǎn)生聲速面(圖10)，進氣道處于壅塞狀態(tài)，已經(jīng)達到最大流通能力。隨著r1的增加，出口附近聲速面消失(r1=0.049 4)，燃燒室二次流一側(cè)全為亞聲速。這是由于一次流擠壓了二次流的流道面積，限制了燃燒室亞聲速二次流在擴張通道中的增壓，同時一次流對二次流的加熱，使得二次流壓力降低，兩種作用使得二次流抵御出口環(huán)境壓力的能力降低，環(huán)境壓力一直影響到進氣道喉道段，導(dǎo)致聲速面消失，流量減小。r1繼續(xù)增加，以上兩種作用越來越明顯，r2進一步降低。當(dāng)r1增加到一定程度時，二次流由于流通面積受到嚴重擠壓，而在燃燒室上游產(chǎn)生聲速面；此時，聲速面面積較小，且隨著r1繼續(xù)增加不斷減小，r2隨r1增加繼續(xù)減小的趨勢已不可改變。

在r1增加的過程中，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ不斷增加，從小于1.0增加到大于1.0(圖5)，這也歸因于主火箭的引射作用；進氣道出口馬赫數(shù)不斷降低(圖7)，這和二次流量的變化趨勢基本相同，原因類似；進氣道出口馬赫數(shù)可能會出現(xiàn)稍大于1.0的情況，是因為主火箭高速射流影響了喉道段出口附近局部邊界層結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致喉道段的最小流通位置前移，喉道段氣動結(jié)構(gòu)變?yōu)橐粋€拉瓦爾噴管；進氣道的壓比不斷上升(圖6)，這和二次流量、流速及馬赫數(shù)逐漸減小的總體變化趨勢相符。

圖10　Ma=0.8，不同r1，亞聲速區(qū)馬赫數(shù)分布

3.3超聲速進氣道不起動區(qū)

此區(qū)間內(nèi)，隨著r1增加，r2一直減小(圖4)，這和高亞聲速區(qū)間的規(guī)律相似，但流動機理不同。下文以Ma=1.5為例進行分析。

當(dāng)r1=0.0時，不起動進氣道前出現(xiàn)弓形正激波，氣流以亞聲速進入進氣道內(nèi)通道(圖11)。喉道出口附近產(chǎn)生聲速面，進氣道壅塞，此時r1最大，且r2主要由弓形激波強度和進氣道喉道面積決定，即r1僅與來流狀態(tài)和進氣道幾何參數(shù)有關(guān)。由于沖壓作用使的進氣道出口氣流具有較高的壓力，進氣道來流在燃燒室內(nèi)為超聲速，由環(huán)境反壓產(chǎn)生的強斜激波及其與邊界層干涉引起的流動分離現(xiàn)象，僅出現(xiàn)在發(fā)動機出口附近，即環(huán)境反壓影響不到進氣道流動。

圖11　Ma=1.5，不同r1，亞聲速區(qū)馬赫數(shù)分布

在r1增加的開始階段(如r1=0.052 6)，主火箭處于過膨脹狀態(tài)，其出口氣流還不能擠壓進氣道出口氣流，進氣道出口氣流仍為超聲速擴張加速狀態(tài)，反壓的影響仍被超聲速氣流隔開。所以，r2基本不變。進氣道出口為聲速，主火箭一次流對進氣道流動不起作用。隨著r1的繼續(xù)增加(如r1=0.157 9)，主火箭轉(zhuǎn)為欠膨脹狀態(tài)，其出口氣流開始擠壓進氣道二次流，進氣道出口氣流流通面積由擴張變?yōu)槭湛s，聲速面后移變小，壅塞程度增加，使得弓形激波前移、變強、損失增加，r1開始減小。

在r1增加過程中，不同來流馬赫數(shù)時，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ的變化趨勢不同，但都小于1.0，且變化幅度不大(圖5)，說明此區(qū)間的總壓恢復(fù)系數(shù)主要由唇口外的弓形激波有關(guān)；進氣道壓升比、出口馬赫數(shù)的基本變化趨勢和二次流量的基本趨勢相符(圖6、圖7)；進氣道出口馬赫數(shù)會出現(xiàn)稍大于1.0的情況，原因和高亞聲速區(qū)間相同。

低超聲速區(qū)間和高亞聲速區(qū)間內(nèi)，進氣道很多特征是相似的。這是由于在2個區(qū)間內(nèi)，進氣道內(nèi)壓段和喉道段的流動均為高亞聲速來流下的收縮管道流動。

3.4進氣道起動區(qū)

此區(qū)間內(nèi)，進氣道起動后，隨著r1的增加，開始階段r2基本不變(圖4)，當(dāng)r1增加到某一值后，r2開始迅速減小。下文以Ma=3.0為例進行分析。

進氣道起動后，其出口為速度和壓力很高的超聲速氣流(圖12)，發(fā)動機出口環(huán)境反壓已經(jīng)不能影響到進氣道內(nèi)的流動，主要是主火箭的狀態(tài)對其產(chǎn)生影響，而當(dāng)主火箭處于過膨脹狀態(tài)時，其流動是無法影響到進氣道內(nèi)的超聲速流的。隨著r1增加，火箭出口變?yōu)榍放蛎洜顟B(tài)(r1=0.473 8)，一次流開始擠壓二次流的流通面積，到達一定程度后，喉道段出口附近出現(xiàn)強激波，并誘導(dǎo)邊界層分離(r1=0.789 7)。當(dāng)強激波和分離進入喉道段后(r1=1.053 0)，σ開始減小(圖5)。隨著r1的繼續(xù)增加，激波和分離不斷前移，σ迅速減?。淮藭r，r2始終不變，只有當(dāng)激波被主火箭一次流推出進氣道內(nèi)壓段，在唇口外形成縊流后，r2才開始減小；此時，進氣道已經(jīng)不起動。

圖12　Ma=3.0，不同r1，馬赫數(shù)(<3.0)分布

在強激波和分離進入喉道段之前，進氣道的壓升比已開始增加(圖6)，而進氣道出口馬赫數(shù)也已經(jīng)開始減小(圖7)，但變化速度均較小。這是由于喉道段出口局部受到主火箭出口高溫富燃氣體的影響，主要是局部化學(xué)反應(yīng)。強激波和分離現(xiàn)象即為超聲速內(nèi)流中的激波串現(xiàn)象[12]，壓力和馬赫數(shù)沿流向不斷上升。因此，當(dāng)這種現(xiàn)象進入喉道段以后，進氣道壓升比的增加速度以及出口馬赫數(shù)的減小速度明顯加快。

4　結(jié)論

建立了用于引射模態(tài)一體化分析的二維RBCC發(fā)動機構(gòu)型，利用數(shù)值模擬方法，研究了引射模態(tài)下的發(fā)動機進氣道特性?？煽闯?，進氣道性能受來流沖壓作用、主火箭一次流引射和擠壓流道作用、主火箭羽流燃燒、發(fā)動機出口環(huán)境背壓等多種因素的影響，特性復(fù)雜，表現(xiàn)出以下特征：

(1)發(fā)動機流場特征和進氣特性隨來流馬赫數(shù)變化較大，可分成4個特征區(qū)間：低亞聲速區(qū)、高亞聲速區(qū)、超聲速進氣道不起動區(qū)和進氣道起動區(qū)；

(2)只有當(dāng)來流為較低亞聲速時，主火箭的引射作用才能增加進氣流量，而在大部分來流馬赫數(shù)區(qū)間內(nèi)，進氣流量均主要和沖壓作用有關(guān)；

(3)進氣道流量和出口馬赫數(shù)的變化趨勢基本相同，而壓升比與他們的變化趨勢相反；

(4)當(dāng)來流為亞聲速和跨聲速時，主火箭引射作用才可提高進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)；

(5)主火箭的過渡欠膨脹會嚴重降低發(fā)動機進氣道性能；

(6)進氣道流量是影響引射模態(tài)RBCC發(fā)動機性能的主要因素之一，來流馬赫數(shù)和進氣道喉道面積是其主要影響因素，喉道的限流作用非常明顯。為了提高引射模態(tài)RBCC發(fā)動機的性能，需要盡可能增大進氣道喉道面積。

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(編輯：崔賢彬)

Investigation of RBCC engine ejector mode inlet characteristics

LIU Xiao-wei, SHI Lei, LIU Pei-jin, HE Guo-qiang

(College of Astronautics，Northwestern Polytechnical University, Xi'an710072, China)

In order to study RBCC engine ejector mode inlet characteristics, a 2D RBCC engine configuration was established based on a 2D mixed pressure inlet. Inlet performance and flow field of RBCC engine were obtained by numerical simulation, with different entrance Mach numbers and RBCC rocket fluxes. Results show that the flow field and the inlet character are different at four typical entrance Mach number intervals. The inlet character could be influenced by the RBCC rocket only during the low subsonic interval. The influence of inlet throat area on the inlet character is evident, and inlet throat area should be enlarged as far as possible during RBCC engine design.

RBCC engine；ejector mode；inlet；numerical simulation

2016-03-26；

2016-07-05。

劉曉偉(1982—)，男，博士，研究方向為吸氣式組合循環(huán)推進系統(tǒng)。

V435

A

1006-2793(2016)05-0601-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.05.001