基于DMSJ發動機流道的RBCC發動機設計*

劉曉偉，石 磊，劉佩進，秦 飛，何國強，趙建輝

(1.西北工業大學 航天學院，西安 710072；2.空軍西安飛行學院，西安 710306)

基于DMSJ發動機流道的RBCC發動機設計*

劉曉偉1，石 磊1，劉佩進1，秦 飛1，何國強1，趙建輝2

(1.西北工業大學 航天學院，西安 710072；2.空軍西安飛行學院，西安 710306)

首先完成了一種典型DMSJ發動機流道型面和燃燒組織設計，該發動機在M∞=4.0和6.0時的比沖分別為1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ發動機流道為基礎，在隔離段一側布置火箭發動機，形成RBCC發動機流道。數值模擬研究表明，低馬赫數時，火箭臺階及下游流道型面變化對發動機性能影響有限；保持DMSJ發動機燃料噴注方案不變，RBCC發動機在M∞=4.0時，沖壓模態比沖可達到1 052.8 s。高馬赫數時，由于燃燒組織位置靠前，必須對DMSJ發動機原有的燃料噴注方案進行調整，才能確保RBCC發動機達到與前者相當的比沖水平，經過調整本文RBCC發動機M∞=6.0時沖壓比沖達到了887.8 s。因此，基于目前較成熟的DMSJ發動機進行高馬赫數RBCC發動機設計，是一條快速可行的技術途徑。

雙模態沖壓發動機；火箭基組合循環發動機；燃燒組織；比沖；數值模擬

0 引言

20世紀60年代初，Curran和Stull提出了雙模態沖壓(DMSJ: Dual Mode Scramjet)發動機概念[1]。該發動機屬于亞燃沖壓發動機和超燃沖壓發動機的結合，較低馬赫數時，以亞燃沖壓模式工作；較高馬赫數時，以超燃沖壓模式工作，降低了超燃沖壓發動機的工作馬赫數下限，技術上更易實現。近年來，隨著吸氣式高超聲速技術的不斷發展，DMSJ發動機技術取得顯著進展，成為高超聲速動力研究的必經之路[2]。

火箭基組合循環(RBCC:Rocket Based Combined Cycle)發動機將火箭發動機集成于沖壓發動機流道中，充分發揮火箭發動機推重比高和吸氣式發動機比沖高的優勢，通過多種模態的靈活切換，在寬速域、大空域均能始終保持較好的性能，從而適應空天往返和臨近空間飛行的需求[3-4]。由于RBCC發動機工作范圍很寬，燃燒組織模式和流道幾何型面有必要進行調節[3，5-8]，選用何種沖壓流道作為基準，與發動機應用模式有關。目前，在多數應用方式論證中，需要RBCC發動機工作速域盡可能兼顧高超聲速和超聲速區域。因此，以雙模態沖壓發動機作為RBCC沖壓流道的設計基礎切實可行。

本文在一典型DMSJ發動機設計的基礎上，將火箭發動機集成于隔離段一側，形成了RBCC發動機流道模型。本文對比了火箭臺階及下游流道型面變化對兩種發動機流場和性能的影響，研究了如何調整燃燒組織方式以適應上述型面變化，保證RBCC發動機仍具有良好的沖壓性能。

1 發動機構型設計

圖1為本文DMSJ發動機和RBCC發動機流道構型圖。僅針對DMSJ發動機工作速域開展研究，不考慮RBCC發動機更寬速域工作時帶來的變幾何設計需求。因此，兩種發動機均為定幾何構型。

兩種發動機采用相同的定幾何二元混壓式進氣道，該進氣道針對DMSJ發動機設計：工作馬赫數區間4.0～7.0，起動馬赫數3.5，設計馬赫數6.0；總收縮比(Hc/Dc,d)=6.35；等高隔離段，長高比為5.0；進氣道總長為4.6Hc。其中，Hc為進氣道捕獲高度，Dc,d為隔離段高度。

RBCC內置火箭側置于隔離段上方在隔離段出口形成臺階，臺階結構的流道占比為30%，即圖1所示，Dc,d/Dc,r=0.7。其中，Dc,r為燃燒室入口高度。

DMSJ發動機和RBCC發動機燃燒室總長相同，為12Dc,d，均采用兩級結構，第一級長度為8Dc,d，第二級為4Dc,d。布置了兩級對稱凹腔，第一級凹腔于燃燒室入口距離為3Dc,d，兩級凹腔間距為4Dc,d。兩級凹腔長深比分別為5.0和3.0。

在DMSJ發動機隔離段側壁布置火箭發動機后，下游流道幾何參數必然會發生變化。本文選擇兩級燃燒室的擴張角度保持不變，分別為2°和4°，即RBCC發動機燃燒室高度相對更高，越靠近隔離段，相對變化越大。

兩種發動機均采用了單面膨脹尾噴管，擴張角為12°，長度均為10Dc,d。

將火箭布置于隔離段一側，由于發動機流道面積在隔離段出口存在不連續階躍，因此即使采用其他原則，進行燃燒室和尾噴管幾何型面設計，越靠近隔離段，流道面積相對變化越大的特征是不可避免的。

2 數值計算方法及校驗

2.1 數值計算模型

本文流場數值模擬采用商用軟件Fluent完成，利用有限體積法離散二維雷諾時均N-S方程，對流項采用二階迎風格式，粘性項采用中心差分格式，各方程聯立耦合隱式求解。湍流模型采用了兩方程SSTk-ω模型，該模型將k-ε、k-ω模型進行調和。在固體壁面附近，采用k-ω模型；在自由流和邊界層流外邊界，采用標準k-ε模型。因此，該模型對高雷諾數和低雷諾數同樣適用，對混合流動、剪切流動，尤其是對邊界層流動的模擬效果較好。

本文燃燒過程化學動力學模型采用有限速率/渦耗散模型。該模型取Arrhenius和渦耗散反應速率中較小的一個作為凈反應速率。火焰點燃后渦耗散速率通常小于Arrhenius反應速率，反應是混合限制的。由于煤油燃燒機理復雜，考慮到計算效率，本文采用煤油的替代分子式C12H23和三步簡化化學反應模型(見表1)，來模擬超聲速流中的煤油燃燒反應[9]。

2.2 網格劃分和邊界條件

數值計算區域包括了進氣道入口及發動機出口外足夠大范圍的流場。為了準確模擬邊界層分離流動，采用結構化網格，壁面、進氣道入口、內置火箭噴管出口、凹腔等流動較復雜區域，均進行了網格局部加密，如圖2所示。使用的邊界條件包括壓力遠場、壓力出口、無滑移絕熱壁面、質量入口。計算殘差下降3個數量級且不再變化，發動機出口的流量、壓力以及燃氣組分等參數達到穩定，認為計算結果收斂。

表1 煤油的簡化化學動力學模型

2.3 數值計算方法校驗

本文的數值模擬不僅涉及到了較復雜的激波/邊界層相互干擾及分離等流動現象，也涉及到了燃燒室內復雜的燃料噴注和燃燒反應過程，有必要對本文所采用的數值模擬方法進行校驗，以確定其可行性。

2.3.1 復雜氣動現象計算方法校驗

針對激波/邊界層相互干擾以及邊界層分離等復雜流動特征的數值計算方法可行性校驗，選取文獻[9]中喉道長度為79.3 mm、Δ=0﹪的構型在來流馬赫數M∞=2.5時的試驗情況進行了數值模擬。

計算結果如圖3所示。由圖3可見，SSTk-ω湍流模型能準確地模擬分離及激波和邊界層干擾引起的復雜流動，適合將其用于本文的數值研究。

2.3.2 氣動/燃燒耦合過程計算方法校驗

選擇文獻[10]RBCC燃燒室的地面直連試驗數據作為本文燃燒過程數值計算方法校驗的對象。圖4為試驗用RBCC燃燒室構型：火箭布置于流道中心支板內，燃燒室內對稱布置一對燃料噴注支板，同時在支板后設置一對凹腔，以增強燃料摻混和燃燒。試驗模擬條件為發動機進氣道來流高度H∞=24.0 km，馬赫數M∞=5.5。內置火箭為氣氧/煤油火箭發動機，混合比為1.06。沖壓流道噴注燃料為煤油，當量比ER=0.68。

數值計算方法校驗時，采用的網格劃分方法和數值計算模型選取方法均與文中方法保持一致。根據圖5中結果對比顯示，數值計算獲得的壁面壓力分布與直連試驗測試數據符合良好，說明本文采用的數值計算方法進行沖壓發動機燃燒室數值模擬時，具有較高的準確性和合理性，可將其用于本文的數值研究。

3 結果分析

本文針對上述DMSJ發動機和RBCC發動機，選取了兩個典型來流條件開展研究，包括H∞=17.0 km，M∞=4.0和H∞=24.0 km，M∞=6.0。數值模擬中，兩種發動機的燃料噴注總流量一致，總當量比均為1.0。M∞=4.0和6.0，進氣道流量系數分別為0.742和0.996。

3.1 兩種發動機工作特性對比分析

本文首先保持兩種發動機的燃料噴注方式(噴注位置、流量分布和噴注速度等)一致。圖6給出了兩種發動機不同來流條件(如“DMSJ-M4”代表DMSJ發動機、M∞=4.0)的流道沿程壓力p(燃燒室入口一半高度位置)變化曲線(橫坐標以發動機總長L為基準做了無量綱處理)，通過合理的燃料噴注控制，兩種發動機均實現了較好的分區燃燒：M∞=4.0時，燃料噴注和燃燒較為靠后，主要集中于燃燒室的第二級凹腔附近；M∞=6.0時，流道內氣流速度加快，為增加摻混和燃燒時間，燃料噴注前移，燃燒主要集中于第一級凹腔附近。從圖6可看出，盡管壓力分布趨勢相似，但RBCC發動機燃燒室壓力水平明顯低于DMSJ發動機，尤其在M∞=6.0時。

表2給出了兩種發動機不同來流條件下的比沖(I)。由表2可看到，DMSJ發動機在M∞=4.0和6.0時均具有較高的比沖，分別達到了1 029.6 s和899.9 s。盡管流道壓力水平較低，但RBCC發動機在M∞=4.0時的比沖性能甚至優于DMSJ發動機。這是因為RBCC內置火箭在隔離段出口形成了臺階，臺階可提升內流道前部的抗燃燒反壓能力，且此處壓力較高，形成了一個有效的推力面。在M∞=6.0時，由于流道壓力水平下降過多，RBCC發動機比沖相比DMSJ發動機大幅下降，超過18%。

表2 DMSJ發動機和RBCC發動機比沖

結合圖7中的沿程平均馬赫數M變化曲線及圖8中的流場馬赫數分布云圖進一步分析：由于RBCC發動機是在DMSJ發動機流道模型的基礎上，在隔離段側向布置了內置火箭發動機，形成了一個突擴結構，其后RBCC發動機流道截面高度整體高于DMSJ發動機，在燃燒室前部，增高的比例更大。M∞=6.0時，燃燒組織主要在燃燒室前部進行，但臺階使得此處來流空氣突然加速，燃料向流動核心內的穿透深度及在燃燒區域的駐留時間顯著減小，導致M∞=6.0時RBCC發動機燃燒組織惡化，發動機性能顯著降低。

基于上述分析，將火箭發動機布置于DMSJ發動機隔離段一側形成RBCC發動機后，低馬赫數時，發動機的流動特征和性能變化較小，但高馬赫數時，流動特征顯著變化，發動機性能也有明顯降低。因此，高馬赫數時，對于RBCC發動機有必要調整燃燒噴注方式，以適應流道型面的變化。

3.2 RBCC發動機燃料噴注方案分析

圖9為RBCC發動機M∞=6.0時的冷流流場和幾種燃料噴注位置設計。其中，工況1為3.1節中采用的噴注方案，其余4種方案的燃料噴注位置較工況1逐漸前移，具體噴注位置及噴注量見表3。表3 中，“ER1”代表“位置1”處的燃料噴注當量比。

表3 RBCC發動機M∞=6.0時不同燃料噴注量設計

針對上述5種不同的燃料噴注方案，對RBCC發動機在H∞=24.0 km、M∞=6.0來流條件下的工作情況進行了數值模擬，獲得的發動機比沖性能見表4。從表4可發現一些基本規律：整體而言，隨著燃料噴注位置在燃燒室內的逐漸前移，RBCC發動機比沖逐漸提升。這也可從圖10和圖11中的流道壓力分布曲線和馬赫數分布曲線中得到印證，燃料噴注位置越靠前，其在燃燒室內的摻混和燃燒越充分，燃燒效率和發動機性能更優。其中，工況3性能最優，基本達到了與DMSJ發動機相同的水平。然而，對于工況4和工況5，盡管這兩種方案中燃料噴注位置更加靠前，但兩者的發動機比沖并沒有超過工況3。

表4 采用不同燃料噴注方案的發動機比沖

從圖9可看到，工況4選擇的燃料噴注位置剛好位于膨脹波作用形成的低壓區域內，較高的燃料噴注壓力極易造成隔離段內附面層分離，且上述低壓區域產生較大的逆壓梯度，會導致附面層分離向上游傳播。圖12為M∞=6時，采用不同燃料噴注方案的RBCC發動機流場馬赫數分布云圖。可看出，工況4附面層分離區域已經前傳進入進氣道內壓縮段，進氣道的總壓損失增加、阻力增加，燃燒受到不利影響，導致發動機性能下降。

工況5選擇的噴注位置為隔離段入口處和進氣道唇口附近。由于這些部位位置較為靠前，經過激波系壓縮程度相比其余方案更低，當地氣流流速相對更高，造成噴注燃料的穿透深度更低(如圖13所示)，影響到摻混和燃燒效率。由于進氣道唇口結構相對較薄，采用工況5中的燃料噴注方案，機械實現性較差。

綜上所述，采用更加合理的燃料噴注設計，RBCC發動機可達到與DMSJ發動機相當的性能水平。

4 結論

為了研究基于DMSJ發動機流道的RBCC發動機性能水平，本文首先完成了一種典型的DMSJ發動機流道設計，在此基礎上，盡量少地進行幾何參數改動，并集成內置火箭后，完成了RBCC發動機流道設計。采用數值模擬方法，對比了兩種發動機沖壓模態的流場特征和比沖性能，研究表明：

(1)將內置火箭布置于DMSJ發動機隔離段一側后，下游流道面積增加，越靠近隔離段出口，相對變化量越大。

(2)低來流馬赫數時，燃燒組織位于燃燒室下游，隔離段突擴結構和下游相對較小的流道面積變化對燃燒過程影響有限，即使采用相同的燃料噴注方案，兩種發動機比沖相當。

(3)來流馬赫數越高，燃燒組織越靠前，隔離段突擴結構會對燃燒組織影響越大，導致高馬赫數時對于DMSJ發動機合理的燃料噴注方案，很難保證RBCC發動機依然具有較好的性能。但通過對RBCC發動機燃料噴注方案的重新設計，可使其達到和DMSJ發動機相同的比沖水平。

以DMSJ發動機為基礎，在其隔離段一側布置火箭發動機，可獲得具有相當沖壓模態性能的高馬赫數RBCC發動機方案。

[1] Fry R S.A century of ramjet propulsion technology evolution[J].Journal of Propulsion and Power,2004,20(1):27-58.

[2] 俞剛,范學軍.超聲速燃燒與高超聲速推進[J].力學進展,2013,43(5):449-471.

[3] Siebenhaar A,Bulman M.The strutjet engine:the overlooked option for space launch[R].AIAA 1995-3124.

[4] Hank J M.Air force research laboratory hypersonic propulsion research programs[R].AIAA 2007-5371.

[5] Steffen C J and DeBonis J R.CFD analysis of the low speed propulsion mode in an RBCC engine[R].AIAA 2004-0857.

[6] Kanda T,Tomioka S,Ueda S,et al.Design of sub-scale rocket-ramjet combined cycle engine model[R].IAC-05-C4.5.03.

[7] Quinn J E.Oxidizer selection for the ISTAR program (liquid oxygen versus hydrogen peroxide)[R].AIAA 2002-4206.

[8] 劉曉偉.火箭基組合循環(RBCC)動力寬適應用性進氣道研究[D].西安:西北工業大學研究生院,2010.

[9] Herrmann C D,Koschel W W.Aerodynamic performance analysis of a hypersonic inlet[R].AIAA 2002-4130.

[10] 湯祥.RBCC發動機支板火箭超燃模態工作過程與性能研究[D].西安:西北工業大學研究生院,2015.

(編輯：崔賢彬)

RBCC engine design based on the flow passge of DMSJ engine

LIU Xiao-wei1,SHI Lei1,LIU Pei-jin1,QIN Fei1,HE Guo-qiang1,ZHAO Jian-hui2

(1.College of Astronautics,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China; 2.PLA Air Force Xi'an Flight Academy,Xi'an 710306,China)

The flow passage and combustion organization design of a DMSJ engine is carried out firstly.The specific impulse of the DSMJ engine is 1 029.6 s whenM∞=4.0,whereas it is 899.9 s whenM∞=6.0.A RBCC engine flow passage is obtained by placing a rocket engine on the isolation sidewall of the DMSJ engine.Investigation shows that the rocket shoulder and downstream flow passage scheme variation have limited influence on engine specific impulse when M∞ is lower.The RBCC engine specific impulse is 1052.8s whenM∞=4.0,with the same fuel injection mode as the DMSJ engine.In order to gain a comparable specific impulse to that of DMSJ engine whenM∞is higher,the fuel injection mode of the RBCC engine should be different from the DMSJ engine.The combustion organization positions of two engines are both in the upstream flow passage whenM∞is elevated.The specific impulse of RBCC engine is 887.8 s whenM∞=6.0,with the regulating of the fuel injection mode.Therefore,it is facile and feasible to design a RBCC engine based on traditional mature DMSJ engine.

DMSJ engine;RBCC engine;combustion organization;specific impulse;numerical simulation

2016-08-29；

2017-02-22。

劉曉偉(1982—)，男，博士，研究領域為吸氣式組合循環推進系統。E-mail：xiaowei420@aliyun.com

V435

A

1006-2793(2017)03-0277-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.03.002