矩形流道RBCC動力系統(tǒng)推阻特性之思考

張蒙正，李 斌，路媛媛

（西安航天動力研究所，陜西 西安710100）

0 引言

推阻特性是RBCC動力系統(tǒng)的最重要特性，研究RBCC動力系統(tǒng)的推阻特性及其影響因素，對引領RBCC動力系統(tǒng)關鍵技術攻關，指導動力系統(tǒng)研發(fā)，優(yōu)化RBCC部件設計有重要作用。本文分析了適應升力體外形、矩形流道的RBCC動力系統(tǒng)主要組成、各工作模態(tài)下的推阻特性及其影響因素，提出了RBCC動力系統(tǒng)研發(fā)的一些思路，僅供同行參考。

1 RBCC動力系統(tǒng)的推力特性分析

典型的升力體外形飛行器、二元矩形流道的RBCC動力系統(tǒng)主要部件及力特性如圖1所示。這里分析的RBCC動力系統(tǒng)主要包括：進氣道、隔離段、火箭發(fā)動機推力室、沖壓發(fā)動機燃燒室及噴管。其中，沖壓發(fā)動機燃燒室主要包括燃燒室型面、支板及凹腔等組件。

圖1 RBCC動力系統(tǒng)主要推阻力Fig.1 Principal thrust and resistance of RBCC propulsion system

火箭發(fā)動機推力室與沖壓發(fā)動機燃燒室有不同的工作特性，因而推力特性也有所不同。前期的研究表明，RBCC動力系統(tǒng)有火箭發(fā)動機推力室引射增壓、火箭發(fā)動機推力室/亞燃沖壓、純亞燃沖壓、火箭發(fā)動機推力室/超燃沖壓、純超燃沖壓及純火箭發(fā)動機推力室等多種工作模態(tài)。一般而言，純沖壓模態(tài)的動力系統(tǒng)推阻力特性取決于其幾何構型和燃料確定下的沖壓發(fā)動機推力特性；純火箭發(fā)動機工作模態(tài)的動力系統(tǒng)推阻力取決于火箭發(fā)動機推力室在給定的動力系統(tǒng)流道（沖壓發(fā)動機燃燒室壁面和尾噴管）條件下可能產(chǎn)生的推力；火箭發(fā)動機推力室/亞燃沖壓或者火箭發(fā)動機推力室/超燃沖壓工作模態(tài)下，動力系統(tǒng)推阻力取決于進氣道捕獲的空氣量及加油燃燒后產(chǎn)生的燃氣與火箭發(fā)動機推力室產(chǎn)生的燃氣共同噴射產(chǎn)生的推力（并非二者簡單的疊加）；比沖取決于各個模態(tài)產(chǎn)生的推力及推進劑消耗量。圖2是針對進氣道喉道固定，燃燒室和尾噴管連續(xù)可調，引射/亞燃沖壓模態(tài)轉換馬赫數(shù)為2.5，亞燃沖壓/超燃沖壓模態(tài)轉換馬赫數(shù)為5.5，亞燃沖壓模態(tài)設置喉道，火箭發(fā)動機推力室僅在引射模態(tài)和馬赫數(shù)7.0以上工作得到的RBCC動力系統(tǒng)推力和比沖特性；圖3是火箭發(fā)動機在全部模態(tài)都保持全工況工作而得到的RBCC動力系統(tǒng)推力和比沖特性[1]。

圖2和圖3表明：RBCC動力系統(tǒng)在引射、火箭發(fā)動機推力室/亞燃沖壓、亞燃沖壓、火箭發(fā)動機推力室/超燃沖壓、超燃沖壓和純火箭模態(tài)下具有不同的推力特性。引射模態(tài)和純沖壓模態(tài)下，動力系統(tǒng)具有沖壓發(fā)動機推力隨高度和速度變化的特性；純火箭模態(tài)下，動力系統(tǒng)的推力及比沖特性與火箭發(fā)動機推力室自身的特性相近，但要受結構及飛行高度的影響；火箭發(fā)動機推力室/亞燃沖壓、火箭發(fā)動機推力室/超燃沖壓模態(tài)下，動力系統(tǒng)推力隨飛行馬赫數(shù)的增大而增加，其產(chǎn)生的推力要大于亞燃、超燃沖壓單獨工作條件下的推力，但比沖要低得多，主要是由于火箭發(fā)動機推力室在其中所起作用而致。

圖2 RBCC動力系統(tǒng)性能（火箭部分模態(tài)工作）Fig.2 Thrust and specific impulse performance of RBCC propulsion system(LRE is operated in ejector mode and pure rocket mode)

圖3 RBCC動力系統(tǒng)性能（火箭全模態(tài)工作）Fig.3 Thrust and specific impulse performance of RBCC propulsion system (LRE is operated in all modes)

2 RBCC動力系統(tǒng)推阻力影響因素

如圖1所示，升力體外形飛行器和二元流道的RBCC動力系統(tǒng)產(chǎn)生推力、升力及阻力的主要部件有前體/進氣道（軸向氣動阻力Dix，壁面摩擦力fi及升力Li）、隔離段（軸向摩擦力fg）、支板（軸向氣動阻力Dpx和壁面摩擦力fpx等）、凹腔（軸向氣動力Dc和軸向摩擦力fc）、火箭發(fā)動機推力室（軸向推力Fr）及后體/尾噴管（軸向力Fnx和壁面摩擦力fn）等。

2.1 進氣道

動力系統(tǒng)工作過程中，進氣道的主要功能是捕獲來流空氣，在超聲速情況下對來流進行有效壓縮，提高流動靜壓，為燃燒室內的燃燒提供氧化劑和足夠高的燃燒室壓強。因而，進氣道對動力系統(tǒng)的軸向阻力主要由迎風面的軸向氣動阻力Dix，升力Li及壁面摩擦力fi等產(chǎn)生。氣動阻力與進氣道的迎風面積（即進氣道的高度和寬度）和來流的動壓（取決于飛行高度和速度）相關；升力與z向的面積（即進氣道的長度、寬度）和壁面壓力分布相關；壁面摩擦力與來流氣流的黏性、氣流的作用面積（即進氣道長度和寬度）及流道的表面特性等相關。

2.2 隔離段

其作用在于維持一系列激波系的存在，減弱或者消除燃燒室壓力振蕩對進氣道的影響，確保進氣道穩(wěn)定工作。動力系統(tǒng)工作中，隔離段主要產(chǎn)生壁面摩擦力fg。實際設計中，因考慮附面層的影響，隔離段需設計成有微小擴張角的通道，進而會產(chǎn)生一定的軸向和徑向力，但通常忽略不計。因而隔離段產(chǎn)生的摩擦力主要與隔離段的尺寸（長、寬、高）、表面特性及氣流特性（速度、黏度、雷諾數(shù)等）有關。

2.3 燃燒室

燃燒室主要功能在于使火箭發(fā)動機推力室產(chǎn)生的燃氣流與沖壓流道引入的空氣流混合，再加入燃料后燃燒，或者使加油燃燒后的氣流混合（取決于燃燒組織方式）。動力系統(tǒng)工作中，隨著工作模態(tài)的不同，燃燒室產(chǎn)生力的情況會發(fā)生變化。但總體而言，因沖壓燃燒室型面是擴張型的，燃燒室產(chǎn)生的力主要包括壁面的壓力Ps（分解為升力和軸向力）和摩擦力fs。

2.4 噴油支板

噴油支板的主要功能是向燃燒室提供一定流量、霧化均勻的燃油。動力系統(tǒng)工作中，支板主要受氣流作用產(chǎn)生的氣動阻力Dpx和軸向摩擦力fpx（噴注燃料時還包括燃料產(chǎn)生的軸向力）。氣動阻力與支板所處位置氣流狀態(tài)和作用面積（即支板的高度與長度）有關，壁面摩擦力與來流黏度及作用面積（即支板的高度與寬度）有關。

2.5 凹腔

凹腔的主要功能在于在燃燒室中產(chǎn)生相對高壓和低速的氣流，起到穩(wěn)定燃燒室火焰的作用。凹腔的受力情況比較復雜，主要產(chǎn)生阻力還是推力與其內部流場有關。

2.6 火箭發(fā)動機推力室

火箭發(fā)動機推力室的作用在于在沖壓發(fā)動機工作模態(tài)，以低工況為沖壓發(fā)動機起到穩(wěn)焰作用；在火箭發(fā)動機推力室/沖壓、純火箭工況工作模態(tài)，與沖壓燃燒室一起，為動力系統(tǒng)產(chǎn)生推力。此時，火箭發(fā)動機推力室對動力系統(tǒng)推力的貢獻并非火箭發(fā)動機推力室的設計推力，而是其產(chǎn)生的燃氣在RBCC流道中進一步膨脹而產(chǎn)生的推力。推力大小與火箭發(fā)動機推力室自身產(chǎn)生燃氣流的質量、溫度、壓力及流經(jīng)的型面和外界環(huán)境壓力有關。

2.7 噴管

噴管的作用是使燃氣膨脹產(chǎn)生動能，進而通過在壁面產(chǎn)生壓力及出口動量而產(chǎn)生推力（軸向力Fnx），同時也在壁面產(chǎn)生摩擦力（壁面摩擦力fn）。噴管產(chǎn)生作用力的大小主要受噴管擴張比和型面影響，型面設計要使氣流產(chǎn)生均勻的軸向平行流，而且長度盡可能短，以減小壁面摩擦力。

3 關于RBCC動力系統(tǒng)推力特性的一點思考

與傳統(tǒng)的火箭發(fā)動機和沖壓發(fā)動機相比，RBCC動力系統(tǒng)的推阻特性更為復雜，需要考慮的問題更多。一方面，因兼有了沖壓發(fā)動機的特性，推力不能再主要以火箭發(fā)動機的排氣動能為計算準則，即使在動力系統(tǒng)的純火箭模態(tài)，動力系統(tǒng)產(chǎn)生的推力也不再是火箭發(fā)動機推力室的設計推力，而要考慮火箭發(fā)動機推力室排氣在RBCC動力系統(tǒng)流道（燃燒室和噴管型面）條件下產(chǎn)生的推力；另一方面，因容納了火箭發(fā)動機推力室，在火箭發(fā)動機推力室/沖壓模態(tài)和純沖壓模態(tài)，動力系統(tǒng)的推力也不再僅是沖壓發(fā)動機的推力特性，需要考慮火箭發(fā)動機推力室燃氣與沖壓空氣燃燒產(chǎn)生的燃氣的混合損失問題，需要考慮兼容火箭發(fā)動機推力室后燃燒室型面變化帶來的影響，需要考慮同一型面對亞燃沖壓和超燃沖壓模態(tài)的兼容性。提高動力系統(tǒng)推力、比沖和推重比等綜合性能是RBCC動力系統(tǒng)能否有廣泛用途和長久生命力的前提。因此，在RBCC動力系統(tǒng)研發(fā)時，為提高系統(tǒng)的推力特性，需要關注以下問題。

3.1 優(yōu)化飛行器飛行包線與動力系統(tǒng)工作模態(tài)，發(fā)揮動力系統(tǒng)性能

如圖1所示，RBCC動力系統(tǒng)的推力特性與工作高度、速度、燃燒室余氣系數(shù)和火箭發(fā)動機推力室工作狀態(tài)等諸多因素有關，其推力特性很有個性，如何發(fā)揮其特長將是RBCC動力系統(tǒng)與其他動力系統(tǒng)競爭的關鍵，是其能否生存及發(fā)展的重要問題，也是對飛行器設計的極大考驗。如能發(fā)揮其特有的推力特性，將會給飛行器機動性帶來好處。有趣的問題也在于，可否依據(jù)RBCC動力系統(tǒng)表現(xiàn)出的推力特性，按高度和速度分段使用，設計出使用某個或者某幾個工作模態(tài)的RBCC動力裝置的飛行器。

3.2 借鑒其他動力系統(tǒng)研制經(jīng)驗與成果，優(yōu)化部件性能

火箭發(fā)動機推力室和沖壓發(fā)動機燃燒室均已有成熟的設計經(jīng)驗和方法。在RBCC動力系統(tǒng)研制中，需要充分繼承二者已有的研究成果，在系統(tǒng)綜合平衡條件下，優(yōu)化部件性能。具體而言：

1） 進氣道需要關注的是盡可能采用性能優(yōu)良的型面，如在適當?shù)膲嚎s面部位采用曲面壓縮以減少壓差阻力；采用等熵壓縮型面改善干擾阻力，提高動力系統(tǒng)推力等[2]。在獲得高的來流捕獲能力和總壓恢復能力的條件下，盡量減小進氣道的高度、寬度和長度，尤其是長度。

2）尾噴管是RBCC動力系統(tǒng)產(chǎn)生推力的主要部件，其產(chǎn)生的推力占整個動力系統(tǒng)推力的大部分，超燃沖壓模態(tài)下，甚至可達整個發(fā)動機推力的70%[3]。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，從而產(chǎn)生盡可能大的推力，應采用和進一步優(yōu)化液體火箭發(fā)動機已有的雙圓弧、最大推力型面噴管。對于大高度范圍工作的RBCC動力系統(tǒng)，需關注氣動塞式噴管等有高度自適應能力噴管研究成果。

3） 支板/凹腔是RBCC動力系統(tǒng)火焰穩(wěn)定和主要燃料噴注組件，需優(yōu)化支板型面、寬度、后傾角及高度等幾何尺寸，優(yōu)化凹腔長深比和后壁傾斜角[4-6]。為減小燃燒室流道內阻，需盡可能將支板設計成窄而短、迎風面小、斜角安置等，并在壁面作減阻處理，同時，盡可能減小支板和凹腔的數(shù)量。綜合考慮燃燒與穩(wěn)焰需求，研發(fā)具有寬范圍火焰穩(wěn)定能力的噴油支板。

3.3 從總體性能優(yōu)化角度出發(fā)，平衡部件設計

RBCC動力系統(tǒng)的推力取決于進氣道、燃燒室、噴管、支板和凹腔等部件產(chǎn)生的氣動阻力、壁面壓力積分和摩擦力在軸向分力的合力。進氣道、燃燒室、火箭發(fā)動機推力室、支板、凹腔和噴管等是RBCC動力系統(tǒng)主要組件，相互依賴，相互協(xié)調，共同組成RBCC整體結構，產(chǎn)生RBCC動力系統(tǒng)推力。

3.3.1 進氣道與尾噴管推/升力的平衡

進氣道是RBCC動力系統(tǒng)主要的阻力和升力部件，需要綜合考慮在相同進氣量、總壓恢復能力等性能參數(shù)條件下，不同構型進氣道因氣流浸潤面積帶來的摩擦阻力及收縮比帶來的壓差阻力[7]。噴管是主要推力和升力部件，需要考慮噴管膨脹比與長度的協(xié)調關系，非對稱噴管需要考慮噴管膨脹比、側壁長度及噴管質量平衡。同時，需要考慮不同構型進氣道的仰頭力矩與噴管的俯頭力矩對飛行器俯仰力矩的影響，需要考慮二者的長度和壁面壓力的平衡。

3.3.2 火箭發(fā)動機推力室與沖壓燃燒室結構的優(yōu)化

在某些模態(tài)下，火箭發(fā)動機推力室是RBCC動力系統(tǒng)重要推力源，產(chǎn)生的推力主要取決于排氣流量及氣體性質。從系統(tǒng)總體角度而言，需要考慮火箭發(fā)動機推力室室壓與燃燒室結構尺寸，以及同樣推力條件下，平衡單臺推力室與多臺推力室在RBCC動力系統(tǒng)燃燒室徑向尺寸占有量給沖壓發(fā)動機燃燒室造成的影響。

3.3.3 燃油供應系統(tǒng)的協(xié)調

一般而言，大推力、小尺度的火箭發(fā)動機推力室均采用高室壓的設計原則，相應的燃油系統(tǒng)會要求高的供應壓力，如室壓5 MPa的推力室，對燃料和氧化劑的閥后噴前壓力需求在6.0 MPa以上；而沖壓發(fā)動機的燃燒室壓力均較低，一般在0.1～1.0 MPa。如果共用燃料系統(tǒng)，需要考慮供應系統(tǒng)的協(xié)調平衡問題，盡量采用低壓降、霧化性能好的火箭發(fā)動機推力室噴嘴、RBCC動力系統(tǒng)噴油支板和凹腔，以減小供應系統(tǒng)的壓力和設計難度。

3.3.4 燃燒組織和熱防護的綜合優(yōu)化

火箭發(fā)動機推力室燃燒組織與熱防護已有非常成熟的設計方法；就沖壓發(fā)動機燃燒室而言，在矩形、擴張型流道中組織高性能穩(wěn)定燃燒和熱防護，需要盡可能在氣流中心組織高效能的燃燒，即設計成中心區(qū)燃燒溫度高、邊區(qū)溫度較低的流場分布，因而應采用支板/支桿與凹腔組合的燃油噴注方式。在燃燒室內部，需優(yōu)化燃燒室壁面擴張角、燃料噴注位置和隔離段尺寸[8-9]。在火箭發(fā)動機推力室/沖壓燃燒室共同工作模態(tài)，需要綜合考慮兩者不同成份、溫度、馬赫數(shù)與靜壓的異質氣流間的平衡問題，以減小二者摻混損失，減小排氣流的非均勻性，進而獲得盡可能大的推力，這需要在火箭發(fā)動機推力室室壓、噴管和沖壓發(fā)動機流道設計時細致考慮。

3.4 充分利用仿真計算，分析和優(yōu)化流道及動力系統(tǒng)部件性能

目前，獲取RBCC推阻特性的主要手段有仿真、地面自由射流實驗和飛行實驗。目前的地面自由射流實驗僅能獲得動力系統(tǒng)在特征彈道點（也即確定的模擬高度與飛行速度）的推阻特性，且無法細分動力系統(tǒng)中各組件的力學特性，還存在模擬來流與實際飛行狀態(tài)的差異；飛行實驗可以獲得連續(xù)彈道條件下動力系統(tǒng)的推力特性，但同樣無法細分各組件的力學特性。相對而言，在模型正確、約束準確和計算方法精確的條件下，仿真計算可以獲得動力系統(tǒng)的總體、部件及不同工作條件下的推阻特性，而且可以細分各組件的作用，從而可以為優(yōu)化設計提供參考。如今，仿真計算已經(jīng)開展了大量進氣道、支板、凹腔和尾噴管等部件在不同工況下的受力特性分析，RBCC動力系統(tǒng)的研究可以充分發(fā)揮仿真計算的作用，減少部件受力特性和動力系統(tǒng)的推阻特性實驗研究，進行虛擬的部件和動力系統(tǒng)優(yōu)化設計。然后結合地面自由射流實驗和飛行實驗進行驗證，就可以獲得比較完整和準確的動力系統(tǒng)推阻特性。

4 結束語

動力系統(tǒng)研發(fā)的主要目在于在給定條件下盡可能獲得大推力和高比沖。推阻特性是RBCC動力系統(tǒng)主要的特性參數(shù)，其決定著RBCC的應用潛力和前景。研究推阻特性及其影響因素是動力系統(tǒng)研發(fā)的引導性關鍵技術。目前，RBCC正處于關鍵技術研究階段，點火和穩(wěn)定燃燒等關鍵技術陸續(xù)得到突破，以推阻特性為目標，進行動力系統(tǒng)的關鍵技術攻關有著重要的指導和引領作用。RBCC動力系統(tǒng)為高空、高速、機動飛行器的理想動力裝置，又具有多種工作模態(tài)，推阻特性非常復雜。因此，需要從系統(tǒng)優(yōu)化角度統(tǒng)籌考慮；借鑒火箭發(fā)動機推力室和沖壓發(fā)動機研制經(jīng)驗，優(yōu)化部件設計；采用仿真計算，系統(tǒng)研究部件和系統(tǒng)的力之間的相互作用，優(yōu)化系統(tǒng)設計。

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