RBCC發(fā)動機(jī)純火箭模態(tài)流場數(shù)值仿真研究

張留歡，南向軍，張蒙正

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

RBCC發(fā)動機(jī)純火箭模態(tài)流場數(shù)值仿真研究

張留歡，南向軍，張蒙正

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

基于某火箭基組合循環(huán)（RBCC）發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)及氣動參數(shù)開展了飛行高度30 km、飛行速度8 Ma時，發(fā)動機(jī)純火箭模態(tài)三維流場數(shù)值仿真。對進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管、火箭發(fā)動機(jī)等組件流場結(jié)果進(jìn)行分析，并計算了發(fā)動機(jī)總體推力。結(jié)果表明：純火箭模態(tài)下，RBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道存在氣流分離，喉部總壓恢復(fù)系數(shù)約為0.34；燃燒室存在兩股氣流摻混，二級進(jìn)出口總壓損失約38.5%；二級燃燒室流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，使得尾噴管入口截面氣流參數(shù)分布不均，其總壓畸變值為0.648；純火箭模態(tài)下該RBCC發(fā)動機(jī)軸向推力約1 700 N。

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)；純火箭模態(tài)；數(shù)值仿真

0　引言

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)（RBCC）作為天地往返運輸、臨近空間飛行器動力系統(tǒng)之一，已得到廣泛的重視與研究［1-3］。RBCC動力具有工作包線范圍寬的特點，可工作于引射、亞燃、超燃和純火箭等模態(tài)［4-6］。其中，在飛行高度30～60 km，飛行馬赫數(shù)8以上，空氣動壓很小，沖壓模態(tài)已不能滿足動力需求，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)為純火箭模態(tài)。此時，為減小大氣層內(nèi)空氣阻力，可將發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道打開，火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)鈬娏髋c來流空氣在燃燒室內(nèi)相互作用，由尾噴管排出產(chǎn)生推力。

E.A.Luke等建立了RBCC引射模態(tài)數(shù)值計算模型，較好地捕捉到油氣擴(kuò)散混合過程［7］；Toshinori Kouchi等進(jìn)行了RBCC亞燃模態(tài)燃燒室直連試驗，發(fā)現(xiàn)增加燃燒室二級噴油可適當(dāng)減小火箭推力室和喉道位置的熱負(fù)載而不減小推力［8］；Masatoshi Kodera等開展了RBCC超燃沖壓模態(tài)的流場數(shù)值仿真，認(rèn)為在其研究的特定燃燒室擴(kuò)張段噴油不會提高發(fā)動機(jī)推力［9］；何國強等開展了RBCC引射、沖壓模態(tài)的數(shù)值模擬工作，研究了不同燃燒室構(gòu)型對引射能力以及支板火箭出口參數(shù)對燃燒特性的影響等［10-13］。目前，關(guān)于RBCC純火箭模態(tài)的國內(nèi)外公開文獻(xiàn)較少?；谀砇BCC發(fā)動機(jī)構(gòu)型開展了飛行高度30 km、飛行馬赫數(shù)8條件下RBCC純火箭模態(tài)三維流場數(shù)值仿真研究，可供后續(xù)發(fā)動機(jī)設(shè)計研究參考。

1　結(jié)構(gòu)及氣動參數(shù)

本文研究的某構(gòu)型RBCC發(fā)動機(jī)主要包括：前體一體化三楔壓縮進(jìn)氣道、兩級矩形燃燒室、非對稱尾噴管、火箭發(fā)動機(jī)推力室等組件。發(fā)動機(jī)全長4.5 m，最大寬度 0.5 m。圖 1給出了RBCC結(jié)構(gòu)布局示意圖。

圖1　RBCC結(jié)構(gòu)布局示意圖Fig.1　Structural layout of RBCC

在飛行高度30 km及飛行馬赫數(shù)8條件下，RBCC發(fā)動機(jī)氣動參數(shù)見表1。

表1　RBCC飛行工況參數(shù)Tab.1　Parameters under flight condition of RBCC engine

2　數(shù)值仿真

基于RBCC發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)與工況參數(shù)，采用CFD軟件開展了飛行高度為30 km，飛行速度為8 Ma及飛行攻角為0°時，RBCC發(fā)動機(jī)純火箭模態(tài)下三維流場數(shù)值仿真，獲得了發(fā)動機(jī)內(nèi)流道流場結(jié)構(gòu)及總體推力性能。

2.1計算模型

采用ICEM軟件建立了RBCC發(fā)動機(jī)三維流場計算模型。為減小計算量，取一半結(jié)構(gòu)作為計算對象。下圖給出了發(fā)動機(jī)流場計算模型及邊界條件。其中，進(jìn)氣道遠(yuǎn)前方來流邊界設(shè)為壓力遠(yuǎn)場，火箭發(fā)動機(jī)入口設(shè)為壓力入口，尾噴管出口環(huán)境邊界為壓力遠(yuǎn)場，遠(yuǎn)場出口邊界為壓力出口，中間面設(shè)為對稱面。同時，對壁面附近及流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜的區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密，以捕捉流場關(guān)鍵結(jié)構(gòu)。計算模型網(wǎng)格量在115萬左右。

圖2　RBCC發(fā)動機(jī)計算模型Fig.2　Calculation model of RBCC engine

2.2計算方法

采用FLUENT軟件開展RBCC發(fā)動機(jī)流場數(shù)值仿真。計算采用有限體積法，求解方法為基于密度的隱式求解法，采用Sutherland公式計算分子粘性系數(shù)，壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，壁面附近采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理，湍流模型采用RNG（Re-Normalization Group）k-ε湍流模型?？臻g離散方法為二階迎風(fēng)格式，以提高精度。計算過程中，監(jiān)測流量、動量、能量等殘差數(shù)量級降至10-3以下，認(rèn)為迭代達(dá)到收斂。

2.3結(jié)果及分析

數(shù)值仿真獲得了進(jìn)氣道打開條件下RBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管、火箭發(fā)動機(jī)等部件截面的流場特性以及純火箭模態(tài)下發(fā)動機(jī)總體推力性能。

在純火箭模態(tài)，進(jìn)氣道處于非設(shè)計點工作狀態(tài)。圖3給出了純火箭模態(tài)下RBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道對稱面流場馬赫數(shù)分布結(jié)果。圖中顯示，沿著氣流流動方向，進(jìn)氣道壓縮面附近的馬赫數(shù)逐漸降低，氣流壓縮減速，且壓縮面激波角度較小，3個楔面產(chǎn)生的斜激波均打在唇口內(nèi)部。在肩點由于唇口激波誘導(dǎo)產(chǎn)生了較大的分離包，進(jìn)氣道此時的總壓損失較大。計算結(jié)果顯示，進(jìn)氣道喉部總壓恢復(fù)系數(shù)約為0.34。

圖3　進(jìn)氣道流場馬赫數(shù)圖Fig.3　Mach number contour of flow field at air intake

圖4給出了RBCC發(fā)動機(jī)燃燒室（不考慮二次燃燒）流場馬赫數(shù)分布。由于激波和噴油支板的影響，氣流馬赫數(shù)在隔離段和一級擴(kuò)張段內(nèi)逐漸降低。二級擴(kuò)張段流道面積突然增加，沖壓流道空氣氣流與火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)鈿饬飨嗷プ饔??；鸺l(fā)動機(jī)出口氣流膨脹程度相對較大，氣流馬赫數(shù)大于4，而空氣流馬赫數(shù)較低，兩者之間形成速度剪切層。由于沖壓流道氣流相對靜壓較高，在兩者氣流壓差的作用下，火箭燃?xì)饬髦挟a(chǎn)生斜激波。激波后氣流開始摻混。同時，由于此斜激波打在二級擴(kuò)張面上，激波與附面層相互影響，在壁面附近產(chǎn)生分離包。

圖4　燃燒室流場馬赫數(shù)圖Fig.4　Mach number contour of flow field in combustor

圖5給出了尾噴管入口截面及對稱面的流場馬赫數(shù)分布。由于火箭與沖壓流道氣流相互作用，在短距內(nèi)無法摻混均勻，使得燃燒室出口即尾噴管入口截面氣流參數(shù)分布不均勻，這將對噴管的推力性能產(chǎn)生消極影響。根據(jù)文獻(xiàn) ［14］計算方法，此時尾噴管入口總壓畸變值為0.648。在對稱面，整體上氣流呈膨脹加速趨勢。不過，由于入口氣流非均勻影響，使得流場上部區(qū)域馬赫數(shù)小于下部區(qū)域，且兩區(qū)域之間形成速度剪切層。噴管出口氣流處于過膨脹狀態(tài)，導(dǎo)致在上壁出口附近形成斜激波，且由于氣流馬赫數(shù)分布不均勻，激波呈彎曲結(jié)構(gòu)。

圖5　尾噴管入口及對稱面流場馬赫數(shù)圖Fig.5　Mach number contour of flow field at nozzle entrance and its symmetrical plane

圖6給出了火箭發(fā)動機(jī)水平對稱面的流場馬赫數(shù)分布結(jié)果。由于靜壓較高，火箭發(fā)動機(jī)出口氣流向兩側(cè)擴(kuò)張。由于擴(kuò)張角度有限，在兩側(cè)臺階角區(qū)形成低速流動區(qū)域（馬赫數(shù)約為0.35）。由于發(fā)動機(jī)兩側(cè)固壁的影響，火箭發(fā)動機(jī)噴流在壁面形成斜激波，激波后馬赫數(shù)降低（馬赫數(shù)約為2.85）。這使得尾噴管入口上部區(qū)域馬赫數(shù)較低。進(jìn)入尾噴管后，氣流加速膨脹（馬赫數(shù)約為5.4）。在噴管出口區(qū)域由于斜激波影響，馬赫數(shù)降低至4.3。燃燒室內(nèi)形成的斜激波結(jié)構(gòu)使得火箭發(fā)動機(jī)噴流產(chǎn)生一定的動能損失，且部分導(dǎo)致尾噴管入口截面流場參數(shù)不均勻。

圖6　火箭發(fā)動機(jī)噴流馬赫數(shù)圖（對稱）Fig.6　Mach number contour（symmetry）of rocket engine jet stream

圖7給出了RBCC發(fā)動機(jī)對稱面流場馬赫數(shù)分布及上下壁面沿程靜壓分布圖。

圖7　RBCC發(fā)動機(jī)對稱截面流場馬赫數(shù)及壁面沿程壓力分布Fig.7　Mach number contour of flow field in symmetrical section and distribution of static pressure along wall of RBCC engine

可以看到，進(jìn)氣道處于起動狀態(tài)。由于火箭發(fā)動機(jī)噴流，二級燃燒室豎直截面流場馬赫數(shù)分布不均勻，導(dǎo)致尾噴管截面馬赫數(shù)分布不均勻。沿來流方向，由于進(jìn)氣道三楔壓縮作用，上壁壁面靜壓呈臺階狀上升。進(jìn)氣道出口靜壓升至0.013 MPa附近。在燃燒室由于支板、火箭噴流、斜激波結(jié)構(gòu)的影響，上、下壁面沿程出現(xiàn)多次波動。進(jìn)入尾噴管后，下壁面靜壓逐漸降低，上壁由于斜激波影響，靜壓出現(xiàn)上升。

式（1）為RBCC發(fā)動機(jī)推力F的計算公式。

由式（1）提取RBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)出口參數(shù)，對純火箭模態(tài)下RBCC發(fā)動機(jī)軸向推力進(jìn)行計算。結(jié)果顯示，RBCC發(fā)動機(jī)軸向推力約為1 700 N。數(shù)值仿真結(jié)果顯示，在二級燃燒室進(jìn)口平均總壓約2.6 MPa，經(jīng)過與火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)庀嗷プ饔?，至燃燒室出口平均總壓約為1.6 MPa，總壓損失近38.5%。

綜上，在純火箭模態(tài)，RBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道正常工作，但肩點存在氣流分離；燃燒室氣流與火箭發(fā)動機(jī)噴流相互作用，存在動能損失，且導(dǎo)致截面參數(shù)分布不均勻，這進(jìn)一步影響到尾噴管氣流均勻膨脹；噴管出口氣流處于過膨脹狀態(tài)，流場存在斜激波。此時，該RBCC發(fā)動機(jī)軸向推力約為1 700 N。

3　結(jié)論

1）純火箭模態(tài)下，RBCC發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道處于非設(shè)計狀態(tài)，其肩點存在氣流分離，喉部總壓恢復(fù)系數(shù)約為0.34。

2）純火箭模態(tài)下，RBCC發(fā)動機(jī)燃燒室沖壓流道空氣與火箭發(fā)動機(jī)燃?xì)庀嗷プ饔茫〒交臁⒓羟袚p失，激波損失等），二級燃燒室進(jìn)出口總壓損失約38.5%。

3）純火箭模態(tài)下，RBCC發(fā)動機(jī)二級燃燒室流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，使得尾噴管入口截面氣流參數(shù)分布不均，其總壓畸變值為0.648。

4）在飛行高度30 km、飛行速度8 Ma、純火箭模態(tài)下，該RBCC發(fā)動機(jī)軸向推力約為1 700 N。

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（編輯：陳紅霞）

Numerical simulation for flow field in pure rocket modality of RBCC engine

ZHANG Liuhuan，NAN Xiangjun，ZHANG Mengzheng
（Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

Based on the structure and gasdynamic parameters of a rocket based combined cycle（RBCC）engine，the 3D flow field numerical simulation for pure rocket modality of engine was performed under the flight conditions with altitude of 30 km and flight velocity of 8 Ma.The flow fields in air intake，combustor，nozzle and rocket engine are analyzed.The total thrust of the engine is calculated.The results show there is airflow separation in the air intake in the pure rocket modality，and the total pressure recovery coefficient at throat is about 0.34.The air from air intake and the gas from rocket have interaction（mixture loss，shear loss，shockwave loss），which leads to the loss of kinetic energy.The loss of total pressure at entrance of secondary combustor is 38.5%.As the structure of flow field at secondary combustor is complicated，the distribution of air flow parameters at the entrance of nozzle are non-uniform.The value of total pressure distortion is 0.648.The axial thrust of RBCC engine in pure rocket modality is about 1 700 N.

RBCC engine；pure rocket modality；numerical simulation

V434-34

A

1672-9374（2016）02-0042-05

2015-07-02；

2015-07-26

國家863項目（2010AA702308）

張留歡（1986—），男，碩士，研究領(lǐng)域為發(fā)動機(jī)內(nèi)流氣動熱力學(xué)