RBCC發(fā)動機(jī)火箭推力增益之探討

劉 昊，王 君

（西安航天動力研究所,陜西西安710100）

RBCC發(fā)動機(jī)火箭推力增益之探討

劉 昊，王 君

（西安航天動力研究所,陜西西安710100）

為提高火箭基沖壓組合循環(huán)（RBCC）發(fā)動機(jī)火箭沖壓模態(tài)下火箭推力增益，基于模擬飛行Ma=4來流條件的數(shù)值計(jì)算結(jié)果，分析了火箭射流與沖壓主流超/超剪切流動的特性，探討了火箭推力增益的組成，并給出了提高火箭推力增益的措施：1）沖壓流道、火箭工作參數(shù)的選取必須確保兩股超聲速剪切流之間的流動匹配，在有限空間內(nèi)快速、低損的實(shí)現(xiàn)高能火箭射流與低能沖壓主流間的動量及質(zhì)量輸運(yùn)，最大限度地提高發(fā)動機(jī)噴管排氣速度及壓力；2）采用高室壓火箭，通過增加推力室室壓，提高火箭燃?xì)馀蛎洺潭龋瑴p小火箭推力增益損失。

RBCC；火箭沖壓模態(tài)；推力增益

0 引言

火箭布置于RBCC發(fā)動機(jī)流道當(dāng)中，先后參與火箭引射模態(tài)、火箭沖壓模態(tài)及純火箭模態(tài)工作，因此，通過優(yōu)化火箭工作參數(shù)、改進(jìn)沖壓流道結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)火箭射流與沖壓主流之匹配，對于提升RBCC發(fā)動機(jī)性能意義重大。

20世紀(jì)60年代，美國開展了“可重復(fù)使用航天運(yùn)輸系統(tǒng)研究計(jì)劃”，Martin Marietta公司、Marquardt公司試驗(yàn)驗(yàn)證了利用火箭引射產(chǎn)生推力增強(qiáng)的可行性。隨后，經(jīng)過一段沉寂，在20世紀(jì)90年代，受美國“先進(jìn)可重復(fù)使用空間運(yùn)輸技術(shù)計(jì)劃”驅(qū)動，RBCC發(fā)動機(jī)研究工作受到廣泛重視。這一時期，Daines等開展了火箭引射模態(tài)火箭布局方式對發(fā)動機(jī)推力的影響計(jì)算研究，結(jié)果表明，與單火箭中心引射相比，模擬飛行來流Ma=0.8條件下，環(huán)形火箭布局獲得了近1倍的推力增強(qiáng)。Lehman等采用Raman譜分析技術(shù)對DAB及SMC兩種二次燃燒模式進(jìn)行了試驗(yàn)對比研究，發(fā)現(xiàn)在相同二次流量及當(dāng)量比條件下，DAB模式產(chǎn)生了更大的推力。

國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)對采用支板火箭布局方式的RBCC發(fā)動機(jī)引射模態(tài)推力增益開展了較為系統(tǒng)的研究。黃生洪通過對引射構(gòu)型的優(yōu)化，在零速引射條件下計(jì)算獲得了25%的推力增強(qiáng)。李宇飛對火箭引射模態(tài)進(jìn)行了計(jì)算及實(shí)驗(yàn)研究，認(rèn)為引射火箭推力增強(qiáng)的途徑為對超聲速主流進(jìn)行加熱，且引射火箭二次加熱量的注入應(yīng)遵循先加熱超聲速主流、后加熱亞聲速二次流的原則。劉佩進(jìn)等研究了火箭引射模態(tài)二次燃燒模式對發(fā)動機(jī)推力的影響。計(jì)算及試驗(yàn)結(jié)果表明，二次燃燒采用SMC模式能夠獲得較大的推力增強(qiáng)。徐朝啟等在總壓0.6 MPa和總溫620 K空氣來流條件下，采用一次火箭作為引導(dǎo)火焰，試驗(yàn)研究了凹腔對發(fā)動機(jī)推力的影響，結(jié)果表明，不采用凹腔的構(gòu)型獲得了更高的推力增益。此外，國防科大黃國慶不考慮二次補(bǔ)燃，對軸對稱結(jié)構(gòu)環(huán)形火箭布局燃燒室開展了零速引射條件下的試驗(yàn)研究，對比了火箭混合比、火箭流量及引射結(jié)構(gòu)對推力的影響。

從國內(nèi)外公開發(fā)表文獻(xiàn)來看，對于RBCC發(fā)動機(jī)火箭推力增益的研究主要集中于火箭引射模態(tài)，且大多為超聲速一次流引射亞聲速二次流。而對于高飛行馬赫數(shù)下，超聲速火箭射流與超聲速沖壓主流剪切流動條件下的火箭推力增益研究則鮮見報(bào)道。本文借助數(shù)值計(jì)算結(jié)果，分析了火箭沖壓模態(tài)下，RBCC發(fā)動機(jī)中火箭推力增益的產(chǎn)生原因，并給出提高火箭推力增益的可行措施，為RBCC發(fā)動機(jī)流道設(shè)計(jì)及火箭推力室工作參數(shù)選取提供參考。

1 數(shù)值方法

1.1 計(jì)算模型及來流條件

RBCC發(fā)動機(jī)為二元定幾何結(jié)構(gòu)，由兩楔進(jìn)氣道、氫/氧火箭推力室、單側(cè)擴(kuò)張燃燒室及單斜面膨脹噴管組成，采用支板火箭布局方式，火箭推力室居中布置于燃燒室流道，圖1給出了RBCC發(fā)動機(jī)計(jì)算模型示意圖。發(fā)動機(jī)自由來流Ma0=4，靜溫215.7 K，靜壓8 849.7 Pa，進(jìn)氣道捕獲流量6.8 kg/s，火箭推力室室壓4 MPa，混合比4，流量1.1 kg/s，火箭噴管擴(kuò)張比3.33，火箭燃?xì)庥少|(zhì)量分?jǐn)?shù)10%H2及90%H2O組成。

1.2 邊界條件及網(wǎng)格劃分

發(fā)動機(jī)入口設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場，給定來流馬赫數(shù)、靜壓、靜溫；發(fā)動機(jī)壁面設(shè)定為無滑移絕熱壁；發(fā)動機(jī)出口設(shè)定為壓力出口，背壓設(shè)為0 Pa；火箭推力室入口設(shè)定為壓力入口，給定總壓、靜壓、總溫及燃?xì)饨M分。計(jì)算采用二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在壁面及支板處進(jìn)行加密，整個計(jì)算域內(nèi)網(wǎng)格伸縮比≯1.1，網(wǎng)格單元數(shù)22萬。

1.3 計(jì)算方法及計(jì)算工況

采用有限體積法隱式求解二維雷諾時均Naver-Stokes方程及組分輸運(yùn)方程；無粘通量計(jì)算采用二階AUSM格式；粘性通量計(jì)算采用二階中心格式；湍流模型選取Realizable k-ε模型，壁面采用壁面函數(shù)處理；化學(xué)反應(yīng)采用有限速率方法，動力學(xué)模型選取氫氣單步總包模型。

共完成3個工況發(fā)動機(jī)流場計(jì)算：1）冷流流場，RBCC發(fā)動機(jī)通流，火箭不工作，僅求解Naver-Stokes方程；2）火箭工作無化學(xué)反應(yīng)流場（簡稱混合流場），火箭工作，求解Naver-Stokes方程及組份輸運(yùn)方程，不計(jì)算化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)；3）火箭工作化學(xué)反應(yīng)流場（簡稱反應(yīng)流場），考慮富燃火箭射流補(bǔ)燃過程，求解Naver-Stokes方程、組份輸運(yùn)方程及化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)。本文所有計(jì)算工況中沖壓燃燒室均無燃料供應(yīng)。

2 計(jì)算結(jié)果及火箭推力增益分析

2.1 計(jì)算結(jié)果

分別完成RBCC發(fā)動機(jī)冷流流場、混合流場及反應(yīng)流場數(shù)值仿真。圖2和圖3分別給出了支板后軸向速度及靜溫分布云圖，與冷流流場相比，火箭開啟后，高溫高速火箭射流一經(jīng)從支板噴出，逐步與沖壓主流摻混，氣流速度及溫度得以提高；受富燃火箭射流釋熱影響，反應(yīng)流場火箭射流與沖壓主流摻混的更為充分。圖4和圖5給出了支板后不同軸向截面軸向速度及靜溫沿燃燒室高度分布，圖中縱坐標(biāo)為無量綱化數(shù)值。

火箭射流從支板噴出后，首先與沖壓主流保持相對獨(dú)立，由于火箭高速射流與沖壓主流的剪切作用，兩股超聲速氣流得以摻混，并且隨著流動向下游的發(fā)展，火箭射流與沖壓主流間的速度及溫度梯度逐漸減小。并且，受富燃火箭射流釋熱能量添加的影響，反應(yīng)流場軸向速度及靜溫沿燃燒室高度的分布較混合流場更為飽滿。

圖6給出了3種計(jì)算工況發(fā)動機(jī)噴管出口氣流參數(shù)沿高度分布。與冷流相比，高溫高速火箭射流顯著提高了發(fā)動機(jī)內(nèi)氣流速度、靜溫及壓力；與混合流場相比，富燃火箭射流補(bǔ)燃釋熱進(jìn)一步提高了發(fā)動機(jī)內(nèi)氣流靜溫及靜壓，噴管出口速度峰值雖未提高，但速度沿高度分布曲線更為飽滿，即反應(yīng)流場噴管出口平均速度高于混合流場。

2.2 火箭推力增益分析

本文定義火箭推力增益ΔF為RBCC發(fā)動機(jī)內(nèi)推力F與火箭設(shè)計(jì)點(diǎn)推力Frd之差值。為便于表述，表1給出了本文所采用符號及其名稱、定義、計(jì)算方法和計(jì)算數(shù)值。

表1 符號定義Tab.1 Symbol definition

式（8）表明，火箭推力增益由以下3部分組成：

1）火箭引射推力增益ΔFej

由圖2、圖4和圖6可知，通過速度剪切，高能火箭射流與低能沖壓主流之間完成動量及質(zhì)量輸運(yùn)，使得發(fā)動機(jī)出口氣流速度及靜壓得以大幅提高，火箭引射推力增益ΔFej即由這一部分速度及靜壓增益產(chǎn)生。本文計(jì)算ΔFej=977 N，其產(chǎn)生的推力占火箭推力增益ΔF的104.6%?？煽紤]通過優(yōu)化沖壓流道型面、匹配火箭射流及沖壓主流氣動參數(shù)、降低超聲速射流摻混損失等手段，來增加發(fā)動機(jī)出口氣流速度，進(jìn)一步提高ΔFej。

2）火箭補(bǔ)燃推力增益ΔFrea

由圖3、圖5和圖6可知，富燃火箭射流從支板噴出后，邊區(qū)首先與沖壓主流相接觸，進(jìn)行補(bǔ)燃。隨著流動向下游的發(fā)展，火箭射流與沖壓主流進(jìn)一步摻混，富燃火箭射流補(bǔ)燃區(qū)域及釋熱量均得以增強(qiáng)；在發(fā)動機(jī)擴(kuò)張通道內(nèi)，富燃火箭射流補(bǔ)燃釋放的熱量轉(zhuǎn)變?yōu)閯幽?，發(fā)動機(jī)出口氣流平均速度及靜壓均得到提高，從而使發(fā)動機(jī)推力得以增加，這部分增加的推力即為火箭補(bǔ)燃推力增益ΔFrea。本文計(jì)算ΔFrea=851 N，其產(chǎn)生的推力占火箭推力增益ΔF的91.1%。可考慮通過降低火箭推力室混合比，提高火箭射流富燃程度來增加ΔFrea。但是，推力室混合比偏低會損失火箭性能，并且這一部分燃料也可通過沖壓燃燒室注入?yún)⑷肴紵?，那樣燃燒組織更為靈活。因此，雖然ΔFrea在火箭推力增益貢獻(xiàn)中占很大比例，但是受火箭混合比限制，其進(jìn)一步提升的潛力有限。

3）火箭推力損失ΔFrlos

火箭推力損失ΔFrlos為火箭設(shè)計(jì)點(diǎn)推力Frd與火箭真實(shí)推力Fr之差值，當(dāng)火箭推力室工作參數(shù)及火箭噴管擴(kuò)張比選定后，ΔFrlos為定值。本文計(jì)算ΔFrlos=894 N，其造成的推力損失占火箭推力增益ΔF的95.7%?？煽紤]增加火箭噴管擴(kuò)張比，提高火箭燃?xì)馀蛎洺潭葋頊p小ΔFrlos。但是，為確?；鸺龂姽苁冀K正常工作（滿流狀態(tài)），RBCC發(fā)動機(jī)整個工作包線內(nèi)沖壓流道背壓最大值為火箭噴管出口靜壓下限，限制了火箭噴管擴(kuò)張比的選取范圍。因此，雖然理論上可以通過增加火箭噴管擴(kuò)張比來降低ΔFrlos，但是實(shí)際可行性不高。那么，能否通過增加火箭推力室壓力來提高火箭燃?xì)馀蛎洺潭?，降低ΔFrlos，增大火箭推力增益ΔF。保持火箭流量 1.1 kg/s、混合比 4、大氣壓力8849.7 Pa不變，假設(shè)火箭噴管出口壓力均為0.5 MPa，計(jì)算不同推力室室壓時的ΔFrlos，表2給出了計(jì)算結(jié)果。從表2可以看出，ΔFrlos隨著推力室室壓的增加而減小，當(dāng)推力室室壓從4 MPa升高至10 MPa時，ΔFrlos由1 964 N減小至1 391 N，減小幅度達(dá)41.2%。

表2 不同推力室室壓ΔFrlos計(jì)算結(jié)果Tab.2 Calculated results of different thrust chamber pressure ΔFrlos

綜上所述，增大火箭引射推力增益ΔFej及火箭補(bǔ)燃推力增益ΔFrea、減小火箭推力損失ΔFrlos均是提高火箭推力增益ΔF的有效措施。其中，通過改善火箭射流與沖壓主流摻混過程提高ΔFej及提高火箭推力室室壓減小ΔFrlos為提高ΔF最具潛力的途徑。

3 結(jié)論

基于對RBCC發(fā)動機(jī)中火箭推力增益組成的分析，本文探討了火箭沖壓模態(tài)RBCC發(fā)動機(jī)中火箭推力增益的產(chǎn)生原因及提高措施，認(rèn)為：

1）沖壓燃燒室型面、火箭工作參數(shù)的選取，必須考慮兩股超聲速剪切流之間的摻混過程，要能夠在有限空間內(nèi)快速、低損的實(shí)現(xiàn)高能火箭射流與低能沖壓主流間的動量及質(zhì)量輸運(yùn)，使發(fā)動機(jī)獲得盡可能高的排氣速度，提高火箭推力增益；

2）采用高室壓火箭，通過增加推力室室壓，提高火箭燃?xì)馀蛎洺潭?，減小火箭推力增益損失，即提高火箭推力增益。

[1]FOSTER R W,ESCHER W J D,ROBINSON J W.Studies of an extensively axisymmetric rocket based combined cycle(RBCC)engine powered SSTO vehicle：AIAA-89-2294[R].USA：AIAA,1989.

[2]HYDE E H,ESCHER W J D,RODDY J E.Marquardt's Mach 4.5 supercharged ejector ramjet high-performance aircraft engine project：AIAA-2000-3109[R].USA：AIAA, 2000.

[3]DAINES R L,MERKLE C L.Computational fluid dynamic modeling of rocket based combined cycle engine flowfields：AIAA-94-3327[R].USA：AIAA,1994.

[4]LEHMAN M,PAL S,BRODA J C,et al.Raman spectroscopy based study of RBCC ejector mode performance：AIAA-99-0090[R].USA：AIAA,1999.

[5]黃生洪.火箭基組合動力循環(huán)引射模態(tài)燃燒流動研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué),2002.

（編輯：陳紅霞）

Discussion of rocket thrust augmentation for RBCC engine

LIU Hao,WANG Jun
（Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China）

In order to enhance rocket thrust augmentation of rocket-based combined-cycle (RBCC)engines in rocket ramjet mode,the flow interaction characteristics between rocket ejection and ramjet inflow are analyzed,as well as constitution of thrust augmentation is discussed on the basis of the numerical simulation result in the Mach 4 coming flow condition of the simulated flight.Some measures for improving rocket thrust augmentation are given as follows：1)the selection of ramjet passageway and rocket ejection parameters must guarantee the flow matching between two supersonic velocity shear flows to achieve the weight transportation and momentum between high energy rocket jet flow and low energy ramjet mainstream rapidly and efficiently in the finite space of ramjet combustor,and improve the exhaust velocity and pressure of engine nozzle in maximum limit;2)the rocket with high chamber pressure should be adopted to enhance expending degree of rocket exhausted gas and reduce the thrust augmentation loss ofrocket.

RBCC；rocket ramjet mode；thrust augmentation

V434-34

A

1672-9374(2017)01-0018-06

2016-02-02；

2016-03-28

國家863項(xiàng)目（2012AA7053021）

劉昊（1984—），男，高級工程師，博士，研究領(lǐng)域?yàn)榻M合推進(jìn)燃燒技術(shù)