RBCC火箭對直擴通道抗反壓能力的影響研究

劉曉偉，劉 昊，張蒙正

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

RBCC發動機利用集成于沖壓流道的火箭發動機，將不同吸氣式發動機工作速域串聯起來，實現大范圍吸氣式模式工作，從而具有較高的綜合性能[1-2,8-10]。如何使用火箭發動機，成為RBCC發動機的關鍵技術之一。

RBCC流道一般基于雙模態沖壓發動機流道設計。Ma 4.0以上，雙模態沖壓流道具有較高的比沖。低馬赫數時，由于進氣道壓縮量（收縮比或壓縮角）偏大，沖壓流道很難維持高的比沖性能。因此，目前很多典型RBCC發動機流道方案開始采用喉道面積可調的變幾何技術[3-6]。低馬赫數時，發動機喉道面積增加，帶來燃燒室和喉道面積比的降低，流道型面缺少了大面積比進氣道擴張段這一結構，進氣道抗反壓能力降低，導致燃燒室壓力上限降低，最終導致沖壓流道的比沖降低。

和雙模態沖壓發動機比較，RBCC發動機多了內置火箭發動機這一部件，利用火箭產生的高速羽流，應該可以增加進氣道的抗反壓能力[7]。本文就此開展了數值模擬研究，并對比了不同火箭布置方式帶來的影響。

1 物理模型

研究時選取了兩種RBCC火箭布置方式：中心布置和側壁布置，分別記為構型1和構型2，如圖1所示。兩種構型均為二維結構，包括隔離段、混合擴壓段和等高段三段。隔離段等高，兩種構型總高度相等。火箭位于隔離段出口，其軸線和沖壓流道軸線平行，兩種構型火箭出口總高度相等，為0.4H，火箭型面相似。混合擴張段上下壁面擴張角度相同。選取較長的隔離段以模擬隔離段較厚的附面層，擴張段長度和擴張比參考文獻 [7]地面直連試驗模型尺寸。混合擴張段上下壁面擴張角度相同。發動機正常工作時，燃燒室反壓引起的激波串現象發生在隔離段和擴張段內，因此建模時未包括進氣道壓縮面。

圖1 流道構型Fig.1 Flowpath configuration

2 計算方法及邊界條件

利用FLUENT軟件求解二維N-S方程，選取SST k-ω湍流模型，此模型對于逆壓梯度引起的流動分離，以及超聲速氣流中的激波和膨脹波現象都具有較好的模擬準確度。采用結構化網格（局部網格如圖2所示），網格過渡比不大于1.1，壁面網格局部加密，近壁第一層網格距壁面約0.05 mm。所有殘差指標下降到10-3以下、進出口流量相對誤差小于10-4且變化平穩，認為數值計算結果收斂。

圖2 局部網格Fig.2 Local grids

喉道段入口靜壓72 469.6 Pa、馬赫數1.7、靜溫384.4 K，對應飛行馬赫數3.0，高度16 km。同一室壓下，兩個構型火箭總流量相等。

3 結果分析

表1給出了兩種構型不同火箭室壓（pr）下的反壓上限 (pe/pi)max（pe和pi分別代表構型出口和入口靜壓），由于本文數值模擬為給定背壓下的穩態流場計算， (pe/pi)max的具體數值較難獲得，給出一定精度下的范圍值就可滿足研究需求。可以看出，在相同火箭室壓條件下，兩種構型抗反壓能力接近，某些火箭工況下構型2稍高；隨著火箭室壓的增加，兩種構型的抗反壓能力不斷增加，增幅基本不變，即火箭室壓增加2.0 MPa， (pe/pi)max增加約0.41，呈現出較好的線性關系。

表1 不同火箭室壓下的抗反壓上限(pe/pi)maxTab.1 Upper limit(pe/pi)maxof resisting backpressure at different rocket combustor pressures

[7]利用高壓氮氣模擬火箭來流，針對典型“直擴通道”構型，研究了火箭室壓對該構型抗反壓能力的影響。結果表明抗反壓能力隨火箭室壓變化呈現較好的線性規律，和本文結論一致。

圖3給出沿隔離段中心線位置的沿程壓力變化，并以入口壓力pi為基準對沿程壓力p做了無量綱處理，符號“pe_‘數值’”表示出口無量綱背壓 (pe/pi)等于該數值。對于pr=0.0 MPa的火箭工況： (pe/pi)=3.86時，激波串被推出隔離段，背壓超出了兩種構型的抗反壓能力； (pe/pi)=3.73時，構型2的激波串起始位置更靠后，構型2抗反壓能力稍強。對于pr=4.0 MPa的火箭工況，當(pe/pi)=4.69時，構型1激波串已被推出隔離段，而構型2激波串起始位置還在隔離段后段，構型2抗反壓能力強于構型1。對于pr=6.0 MPa的火箭工況，當 (pe/pi)=5.11時，構型1激波串已被推出隔離段，而構型2激波串起始位置還未進入隔離段，構型2抗反壓能力強于構型1。從圖3還可以看出，相同火箭工況和背壓條件下，構型2的激波串起始位置更靠后，說明構型2具有更好的抗反壓能力。綜合而言，構型2的抗反壓能力稍強于構型1，但差別并不大，僅為隔離段入口壓力的14%左右。

圖3 隔離段中心線沿程壓力變化Fig.3 Pressure variation along isolation center line

圖3也反映出，隨著火箭室壓的增加，相同背壓條件下（比如 (pe/pi)=2.76），激波串起始位置后移，說明火箭室壓的增加提高了構型的抗反壓能力。

從圖4也可以看出，對于構型1，在擴張段中，壓力一直保持震蕩上升形狀，即背壓始終保持為激波串形態，但對于構型2，當火箭室壓較高時，背壓激波一旦到達擴張段前部，背壓激波變為一道正激波。

圖4為構型2在pr=6.0 MPa火箭工況下，典型背壓時的流場馬赫數分布。可以看出，由于兩側火箭射流強度較高，在背壓影響下依然能夠在擴張段前部保持高速射流狀態，導致背壓激波進入擴張段前部后，僅能存在于中心流道。又因為火箭室壓較高，隔離段壁面邊界層進入擴張段后，在火箭高速射流剪切作用下被加速，低速邊界層消失，激波串存在的條件消失，超聲速中心流以一道正激波完成壓縮。

圖4 構型2，pr=6.0 MPa，不同背壓時的馬赫數分布Fig.4 Mach number distribution at different backpressure of model 2 as pr=6.0 MPa

4 結論

對火箭發動機中心布置或側壁布置于隔離段出口的兩種構型抗反壓能力進行了研究，結果表明：

1）隨著火箭室壓的增加，內流道抗反壓能力提高，抗反壓上限和火箭室壓之間呈現線性關系。

2）與火箭中心布置相比，火箭側壁布置時抗反壓能力稍強，但差別并不大。

3）火箭側壁布置方式，當火箭室壓較高時，背壓激波進入擴張段前部后，由激波串形態轉變為正激波形態。

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