火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)工作特性分析

張 玫，張蒙正，付秀文

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)有望成為臨近空間遠(yuǎn)程高超聲速飛行器和未來可重復(fù)使用的天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的動力之一，美俄等國家對其關(guān)鍵技術(shù)開展了大量的研究工作[1～3]?；鸺M合循環(huán)發(fā)動機(jī)有不同的組合形式[4]，在此所研究的火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)為火箭和高馬赫數(shù)亞燃沖壓發(fā)動機(jī)的組合，其工作過程分為火箭引射助推、高馬赫數(shù)亞燃沖壓巡航及純火箭變軌三種工作模式。

作為吸氣式動力系統(tǒng)，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)在不同工作模態(tài)下的工作特性對飛行器的整體性能有著至關(guān)重要的影響。組合發(fā)動機(jī)在何高度、速度下開始工作、在何高度速度下轉(zhuǎn)級、各個模態(tài)下火箭發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)如何協(xié)同工作、性能如何，都需要開展深入的研究。為了解火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)部參數(shù)在不同工作狀態(tài)下的變化規(guī)律，對其內(nèi)流場進(jìn)行了數(shù)值模擬和分析，為火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)的設(shè)計提供參考。

1 計算模型

計算模型由火箭發(fā)動機(jī)、二次燃燒室和尾噴管組成，不考慮進(jìn)氣道的影響，如圖1所示。

計算中沒有考慮空氣二次補(bǔ)燃的影響，只計算了火箭燃?xì)馀c射流空氣的摻混情況。采用軸對稱、耦合、穩(wěn)態(tài)、隱式算法對二維N-S方程進(jìn)行求解，計算中考慮了組分輸運(yùn)的影響。湍流控制方程采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε兩方程模型；近壁處采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理。火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)和火箭發(fā)動機(jī)進(jìn)口給定總壓、靜壓及總溫，出口給定反壓條件。壁面邊界條件為無滑移條件，同時滿足絕熱壁面條件和零壓力梯度條件。

2 結(jié)果與分析

2.1 火箭引射模態(tài)

在火箭引射模態(tài)，火箭發(fā)動機(jī)以全工況工作。對Ma=0.7分別在H=6km、8km、10km情況下火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)的內(nèi)流場進(jìn)行了模擬。圖2給出了H=6km、Ma=0.7時，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)流場的速度分布圖。從圖中可以看出，在火箭引射模態(tài)，火箭出口燃?xì)馓幱谶^膨脹狀態(tài)。由于背壓的影響，火箭燃?xì)庠诎l(fā)動機(jī)內(nèi)部不斷地處于壓縮、膨脹、再壓縮及再膨脹的狀態(tài)。在反復(fù)的壓縮膨脹過程中，火箭一次流與引射進(jìn)來的空氣在剪切層進(jìn)行局部摻混。但是從圖中也可以看出，由于火箭燃?xì)鉃槌羲贇饬?，要實現(xiàn)其與射流空氣的有效混合很困難，在經(jīng)過二次燃燒室很長的距離內(nèi)，火箭燃?xì)馀c射流空氣還處于獨(dú)立流動狀態(tài)，摻混效果很差。

圖3給出了在不同飛行高度下，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)流場速度參數(shù)沿軸線的變化。從圖中可以看出，隨著飛行高度的增加，組合發(fā)動機(jī)的速度在不斷增加。這主要是因為算例中，火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計點在H=11.5km，隨著高度的增加，越來越接近火箭發(fā)動機(jī)的最佳工作狀態(tài)，組合發(fā)動機(jī)的速度、馬赫數(shù)越高。因此，在火箭引射模態(tài)，火箭發(fā)動機(jī)在設(shè)計點附近工作可能比較合適。

2.2 火箭引射模態(tài)到?jīng)_壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換

在火箭引射到?jīng)_壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換中，為了了解火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)在何種高度、何種速度下進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換比較合理，對以下工況進(jìn)行了計算：(1)H=10km、Ma=2.0； (2)H=10km、Ma=2.5； (3)H=12km、Ma=2.0； (4)H=12km、Ma=2.5。

在所有工況中，火箭均以1/2工況工作，即火箭發(fā)動機(jī)的其他參數(shù)不變，燃燒室壓力和流量降為全工況的1/2。

圖4給出了H=10km、Ma=2.0時，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)流場的速度分布圖。從圖中可以看出，靜壓較高的二次流將火箭一次流壓至火箭發(fā)動機(jī)噴管的內(nèi)部，火箭出口燃?xì)庠趪姽軆?nèi)部產(chǎn)生分離，分離后的火箭燃?xì)馑俣冉档?，壓力和溫度升高，有利于火箭燃?xì)馀c射流空氣的二次摻混燃燒和火焰穩(wěn)定。

圖5～圖6給出在不同飛行高度、速度下，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)流場參數(shù)沿軸線的變化。從圖中可以看出，在相同飛行高度下，隨著飛行馬赫數(shù)的提高，組合發(fā)動機(jī)出口燃?xì)忪o壓升高，靜溫有所降低；在相同的飛行馬赫數(shù)下，隨著飛行高度的提高，組合發(fā)動機(jī)出口燃?xì)忪o壓、靜溫都有所降低。因此，為有利于二次燃燒的組織，實現(xiàn)平穩(wěn)的模態(tài)轉(zhuǎn)換，在較低的高度、較高的速度下進(jìn)行引射模態(tài)轉(zhuǎn)換到亞燃沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換可能比較有利。

2.3 亞燃沖壓巡航模態(tài)

在亞燃沖壓巡航模態(tài)，火箭發(fā)動機(jī)有兩種工作模式： (1)火箭發(fā)動機(jī)關(guān)閉； (2)火箭發(fā)動機(jī)以某種低工況工作，作為沖壓發(fā)動機(jī)的點火源和火焰穩(wěn)定裝置。為了了解火箭發(fā)動機(jī)工作模式對亞燃沖壓巡航模態(tài)下火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)工作特性的影響，對H=25km、Ma=4.0飛行狀態(tài)下的以下工況進(jìn)行了計算： (1)火箭發(fā)動機(jī)關(guān)閉； (2)火箭發(fā)動機(jī)以1/4工況工作； (3)火箭發(fā)動機(jī)以1/5工況工作。

圖7給出了火箭發(fā)動機(jī)關(guān)閉時火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)部馬赫數(shù)分布圖。從圖中可以看出，火箭發(fā)動機(jī)關(guān)閉后，其內(nèi)部的壓力為零，導(dǎo)致了引射進(jìn)來的空氣流在進(jìn)氣道出口突然膨脹，氣流達(dá)到超音速狀態(tài)，這對二次摻混燃燒時極為不利的，需要在設(shè)計中避免這種情況。

圖8給出了火箭發(fā)動機(jī)1/5工況工作時火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)部速度分布圖。從圖中可以看出，火箭以1/5工況工作時，靜壓較高的空氣流將火箭一次流壓至火箭發(fā)動機(jī)噴管的內(nèi)部，火箭出口燃?xì)庠趪姽軆?nèi)部產(chǎn)生分離，分離后的火箭燃?xì)馑俣冉档汀毫蜏囟扔欣诤罄m(xù)二次摻混燃燒的組織和火焰穩(wěn)定。因此，在亞燃沖壓模態(tài)采用火箭低工況工作對火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)而言是有利的。

圖9給出了火箭發(fā)動機(jī)在不同工作狀態(tài)下，火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)內(nèi)流場速度參數(shù)沿軸線的分布。從速度分布圖可看出，在所計算的范圍，火箭發(fā)動機(jī)工況越高，組合發(fā)動機(jī)出口速度越高，但差異很小，這主要是因為火箭燃?xì)庠趪姽軆?nèi)部出現(xiàn)了氣流分離，導(dǎo)致了火箭發(fā)動機(jī)性能大大降低，火箭發(fā)動機(jī)對組合發(fā)動機(jī)的整體性能影響不大，主要是點火和火焰穩(wěn)定的作用。因此，在亞燃沖壓巡航模態(tài)，火箭發(fā)動機(jī)以某種低工況工作對組合發(fā)動機(jī)是有利的；在火箭發(fā)動機(jī)工況降低到一定程度后，其工作狀態(tài)對組合發(fā)動機(jī)性能影響可能很小。

2.4 純火箭模態(tài)

對純火箭模態(tài)，目前討論的主要焦點是進(jìn)氣道在該模態(tài)下是否需要關(guān)閉；火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)二次喉部對火箭發(fā)動機(jī)性能產(chǎn)生多大的影響。為此對H=60km、Ma=6.0的火箭/沖壓組合以下工況進(jìn)行了數(shù)值模擬： (1)進(jìn)氣道關(guān)閉，組合發(fā)動機(jī)存在二次喉部； (2)進(jìn)氣道不關(guān)閉，組合發(fā)動機(jī)存在二次喉部； (3)進(jìn)氣道不關(guān)閉，組合發(fā)動機(jī)不存在二次喉部。

圖10給出了H=60km、Ma=6.0、具有二次喉部的火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)在進(jìn)氣道不關(guān)閉情況下內(nèi)流場速度分布圖。從圖中可以看出，火箭燃?xì)庠诮M合發(fā)動機(jī)的摻混燃燒段繼續(xù)向燃燒室壁面膨脹，但由于進(jìn)氣道沒有關(guān)閉，從進(jìn)氣道進(jìn)來的空氣流對膨脹的火箭燃?xì)庥幸欢ǖ膲嚎s作用，在氣流方向逐步轉(zhuǎn)換到與軸線平行的過程中，產(chǎn)生了斜激波。由于摻混燃燒段的距離較長，斜激波反射到了中心線上，產(chǎn)生了菱形的激波形狀。當(dāng)斜激波撞擊到燃燒室壁面時，產(chǎn)生了邊界層分離。從燃?xì)獾膮?shù)分布可以看出，燃?xì)庠诮M合發(fā)動機(jī)出口有較厚的邊界層存在，會對組合發(fā)動機(jī)的性能產(chǎn)生一定影響。

圖11給出了H=60km、Ma=6.0、具有二次喉部的火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)在進(jìn)氣道關(guān)閉情況下內(nèi)流場速度分布圖。從圖中可以看出，火箭燃?xì)庠诮M合發(fā)動機(jī)的摻混燃燒段繼續(xù)向燃燒室壁面膨脹，但在膨脹過程中，由于進(jìn)氣道關(guān)閉，火箭燃?xì)庖徊糠只亓鞯搅诉M(jìn)氣道隔離段內(nèi)部，另一部分膨脹過程中撞擊到燃燒室壁面，在氣流方向逐步轉(zhuǎn)換到與軸線平行的過程中，產(chǎn)生了斜激波。由于摻混燃燒段的距離較長，斜激波反射到了中心線上，產(chǎn)生了菱形激波形狀。

圖12給出了H=60km、Ma=6.0、無二次喉部的火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)在進(jìn)氣道關(guān)閉情況下內(nèi)流場速度分布圖。從圖中可以看出，火箭燃?xì)庠诮M合發(fā)動機(jī)的摻混燃燒段同樣繼續(xù)向燃燒室壁面膨脹。燃?xì)庠谂蛎涍^程中撞擊到燃燒室壁面，在氣流方向逐步轉(zhuǎn)換到與軸線平行的過程中，同樣產(chǎn)生了菱形的斜激波。但由于沒有二次喉部，第二個激波明顯比前兩種情況要弱一些，而且組合發(fā)動機(jī)的出口氣流分布比上兩種情況要更均勻一些，出口氣流速度要稍高一些。

圖13則給出了進(jìn)氣道關(guān)閉與否、有二次喉部的情況下速度沿軸線的分布圖。從這些圖中可以看出，由于高空空氣稀薄，進(jìn)氣道關(guān)閉與否對組合發(fā)動機(jī)的整體性能幾乎沒有影響。

圖14則給出了進(jìn)氣道關(guān)閉時有、無二次喉部的組合發(fā)動機(jī)內(nèi)流場速度沿軸線的分布圖。從圖中可以看出，在沒有二次喉部的情況下，組合發(fā)動的出口氣流速度更均勻，速度更高一些。因此，為了在純火箭模態(tài)獲得較高的性能，組合發(fā)動機(jī)二次噴管應(yīng)采用擴(kuò)張通道。

3 結(jié)論

對火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)在不同工作模態(tài)下的工作特性進(jìn)行分析，結(jié)果表明：

(1)在火箭引射模態(tài)，為獲得盡可能高的性能，火箭發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)應(yīng)盡可能接近其設(shè)計狀態(tài)。

(2)為有利于摻混燃燒，在較低的高度、較高的速度下由引射模態(tài)轉(zhuǎn)換到亞燃沖壓模態(tài)可能比較有利；在切換過程中，火箭發(fā)動機(jī)以低工況工作有利于火箭燃?xì)馀c射流空氣的二次摻混燃燒組織和火焰穩(wěn)定。

(3)在亞燃沖壓巡航模態(tài)，火箭發(fā)動機(jī)以某種低工況工作對沖壓發(fā)動機(jī)的點火和火焰穩(wěn)定是極為有利的。

(4)在純火箭模態(tài)，進(jìn)氣道關(guān)閉與否對組合發(fā)動機(jī)的整體性能幾乎沒有影響；為了獲得較高的性能，組合發(fā)動機(jī)的二次噴管應(yīng)采用擴(kuò)張通道。

[1]Siebenhaar A,Bulman M J.The Strutjet Engine:The Overlooked Option For Space Launch[R].AIAA95-3124.

[2]GubertovA M,Smolyarov V A,Makaron V S,et al.Use an Liquefaction Cycle in Combined Propulsions of Advanced Space Transportation Systems[R].AIAA99-4841.

[3]Dykstra F,Caporicci M,Immich H.Experimental Investigation of the Thrust Enhancement Potential of Ejector Rockets[R].AIAA97-2756.

[4]張蒙正,李平,陳祖奎.組合推進(jìn)研究進(jìn)展及面臨的挑戰(zhàn)[J].火箭推進(jìn),2009,35(1):1-8.