引射模態總壓比對氣動壅塞影響

林彬彬，李世林，魏武國，張恒銘，周 俊

(1.中國民用航空飛行學院航空工程學院，廣漢 618307；2.中國民用航空飛行學院航空發動機維修培訓中心，廣漢 618307)

火箭沖壓組合循環(rocket based combined cycle, RBCC)發動機既具有火箭發動機的大推力優勢，同時具有沖壓發動機的高比沖優勢，因而成為未來單級/兩級入軌推進系統的備選方案之一。RBCC發動機利用火箭射流引射抽吸空氣，通過在沖壓燃燒室內組織二次燃燒，獲得推力增益，解決了沖壓發動機在低馬赫數(Ma)飛行狀態下無法自啟動工作的問題。RBCC發動機可分別工作在引射、亞燃、超燃或純火箭模態，未來可實現地面水平起降和完全可重復使用，具有潛在的低成本、高可靠性優勢。

在亞燃模態和超燃模態下，飛行馬赫數較高，進氣道處于起動狀態，在正常工作狀態下，進氣道工作狀態不受沖壓燃燒室壓強的影響。與之相比，引射模態來流狀態復雜，隨著來流馬赫數的逐漸增大，引射模態需要經歷地面零速起飛狀態、高亞音速飛行狀態、跨音速過程、進氣道起動前的低超聲速過程和進氣道起動過程。在地面零速起飛狀態(Ma=0)，來流沒有沖壓效應，完全依靠主火箭射流的引射抽吸效應，將空氣引射抽吸進入沖壓燃燒室。而在引射模態飛行速度較高的超聲速飛行階段，尤其是當飛行Ma>1.5，來流空氣的沖壓效應較強，對進入沖壓燃燒室的引射空氣流量具有直接影響，引射空氣流量隨飛行馬赫數的提高而逐漸增大，發動機性能逐漸提高[1]。但是，在高亞音速飛行狀態(Ma≈0.8)下，進入沖壓燃燒室的空氣流量受兩方面因素的影響：主火箭射流的引射抽吸效應、來流空氣的沖壓效應，且兩種影響因素間的耦合關系復雜。

理論分析結果表明，引射比對引射模態發動機性能具有重要影響[2]。為了獲得更高的引射比，Cui等[3]理論分析認為：在一定范圍內，提高主火箭總壓、降低主火箭射流馬赫數可提高引射模態發動機性能；Tatsushi等[4]地面引射試驗研究發現主次流混合效率對引射性能具有顯著影響，總壓比直接影影響主次流的流動和引射過程，進而影響引射比。Aoki等[5]開展紋影試驗，研究發現主次流總壓比可影響主次流的流道面積，進而影響沖壓燃燒室壓強分布，最終影響引射抽吸能力。

Etele等[6]試驗研究了主火箭燃燒室壓強和主火箭噴管構型對引射抽吸性能的影響規律，結果表明與常規的火箭構型相比，環形火箭構型提高了主次流接觸面積進而可以獲得更強的引射抽吸性能，環形火箭噴管構型可將發動機引射比提高28%；在此基礎上，Etele等[7]又通過試驗獲得了發動機引射比隨主次流總壓比的增大而逐漸降低的結論；Hasegawa等[8]利用試驗和數值模擬方法，研究了主火箭噴管構型及主火箭室壓對引射抽吸性能的影響規律，通過優化主火箭構型，可以提高主次流摻混效率，進而提高發動機引射抽吸性能，隨著火箭總壓的提高，引射抽吸性能先增大后降低；潘宏亮等[9]數值模擬研究發現提高主火箭室壓可改善發動機的推力性能，并獲得了發動機內推力增益，但沒有獲得發動機凈推力增益；石磊等[10]研究了沖壓燃燒室壓強對引射模態進氣道工作性能的影響，在進氣道處于不起動狀態的引射模態，沖壓燃燒室壓強對引射空氣流量具有顯著影響。

Kumaran等[11]試驗研究了主火箭燃燒室壓強對引射空氣流量和引射比的影響，獲得了主火箭室壓對引射抽吸性能的影響規律，在1.6～7.5 MPa內，提高火箭室壓可以提高火箭射流的引射抽吸能力，引射比隨之提升；Gist等[12]利用高壓氮氣模擬主火箭射流，主火箭噴管膨脹比為10，主次流總壓比為115，主火箭噴管出口射流Ma可達3.92，進一步實驗研究[13]表明：當主次流總壓比高于74時，產生了Fabri壅塞現象，Fabri壅塞是一種由于主火箭射流膨脹導致的氣動壅塞，引射比、火箭射流總壓恢復系數、引射空氣流馬赫數均受主次流總壓比影響。

綜上所述，匹配火箭射流參數使摻混后的RBCC 發動機性能最優是RBCC發動機研究中的一個重要問題[14-15]。在模態轉換之前的高壓音速飛行狀態[16]，來流飛行條件和主次流相互作用對沖壓燃燒室引射空氣流量影響復雜[17-18]。當前，針對高亞音速飛行階段壅塞情況的研究尚不夠深入，有必要針對高亞音速飛行狀態，研究主次流總壓比對氣動壅塞和引射空氣流量的影響。

1 發動機物理模型

二元中心支板式RBCC發動機構型及計算域分別如圖1、圖2所示，飛行器捕獲面積為0.41 m2，飛行器前體與進氣道總收縮比為3.76，隔離段入口截面寬高比為4.4，沖壓燃燒室入口截面寬高比為2.4，沖壓燃燒室上壁面單側擴張角3°。矩形噴管主火箭嵌于主支板內，主火箭噴管膨脹比7.5。

圖1 RBCC發動機結構示意

圖2 全流道計算域示意圖

在沖壓燃燒室內，燃料支板和凹腔對沖壓燃燒室氣動過程及Fabri氣動壅塞過程具有較大影響，為單獨分析主火箭射流狀態對Fabri壅塞過程影響，取消燃料支板和凹腔等燃料噴注和火焰穩定裝置，將沖壓燃燒室設計為純擴張流道。

2 全流道一體化數值模擬方法

在高亞音速飛行狀態，部分空氣依靠沖壓效應進入沖壓燃燒室；同時，主火箭射流產生引射抽吸效應，通過降低沖壓燃燒室入口壓強，將來流空氣引射抽吸進入沖壓燃燒室，進一步提高引射空氣流量。為了模擬實際來流條件，采用全流道一體化數值模擬方法，利用有限體積法求解三維氣相控制方程，建立多組分化學反應流動的控制方程組。

2.1 湍流模型

引射模態沖壓燃燒室氣動燃燒過程與沖壓來流條件互相影響，需要模擬較大的來流遠場、后體噴管遠場，較大的計算域意味著需要消耗更多的計算資源。

雖然直接模擬和大渦模擬可以獲得流場精細結構，對預測主次流剪切混合過程和引射抽吸過程具有較高的精度，但消耗的計算資源和過高。相對而言，雷諾時均湍流模型在滿足計算精度的前提下，消耗的計算資源更少，而受到廣泛應用[19-21]。引射模態包含主次流剪切混合流動過程和引射抽吸過程，剪切應力輸運模型對自由剪切流、適度分離流動湍流具有較高模擬精度[22]，適用于引射模態全流道一體化數值模擬研究。

2.2 計算方法驗證

利用地面零速引射試驗結果校驗全流道一體化模擬方法，圖3顯示了數值模擬與地面零速引射試驗流道壓強對比情況[23]。

P為流道壓強；P0為環境壓強；x為發動機橫坐標；ht為沖壓燃燒室入口高度

在進氣道區域(0～10ht)只存在氣流流動過程，不存在燃燒釋熱，該區域流道壓強模擬結果與試驗測量值吻合較好。在沖壓燃燒室上游，燃料支板和凹腔等幾何構型影響流動過程，同時富燃主火箭射流與引射空氣間存在復雜的剪切混合燃燒過程，受限于湍流模型和化學動力學模型簡化假設的綜合影響，該區域(10～20ht)數值模擬結果與試驗測量值產生一定偏離。在沖壓燃燒室下游(x>20ht)，混合氣流逐漸減速增壓，燃燒釋熱過程結束，流動過程相對簡單，模擬精度較高。綜合分析，全流道一體化數值模擬獲得的沖壓流道壓強分布與地面試驗結果吻合較好，可以較好地模擬引射模態流動燃燒過程，適用于RBCC引射模態氣動燃燒過程的研究分析。

2.3 網格劃分

發動機為二元對稱結構，為降低計算量，取發動機一半為計算域，如圖2所示。采用分區網格劃分方法，對近壁面網格加密，全局結構化網格，全流道網格總數約為346×104。

2.4 邊界條件

針對Ma=0.8、飛行高度5 km高亞音速飛行狀態點，氣氧/煤油火箭混合比為3.4，主火箭流量為0～24 kg/s；相應的主次流總壓比為0～525，主次流總壓比α定義為主火箭射流總壓與引射空氣來流總壓的比值，主次流總壓比與主火箭質量流量及主火箭室壓對應關系如表1所示。沖壓燃燒室噴注的煤油與引射空氣燃燒釋熱可影響沖壓燃燒室壓強分布，進而影響主火箭射流膨脹過程及主次流引射抽吸過程，為剝離二次燃燒釋熱的耦合影響，在沖壓燃燒室內未噴注二次燃料。

表1 主次流總壓比與火箭流量對應關系

3 計算結果與討論

針對高亞音速飛行狀態(Ma=0.8)開展全流道數值模擬研究，獲得了主次流總壓比對引射模態沖壓燃燒室Fabri壅塞過程影響規律。

3.1 氣動壅塞過程

圖4為不同主次流總壓比下流道截面氣流馬赫數分布情況，主次流總壓比為5時，主火箭燃燒室總壓最低，相同的噴管擴張比下，導致火箭噴管出口氣流馬赫數最低，此時，噴管出口氣流處于過膨脹狀態，圖4(a)所示的主火箭射流寬度最窄，此時，主火箭射流與引射空氣氣流之間的低速氣流區寬度與主支板壁面寬度相等。

圖4 沖壓燃燒室氣流馬赫數分布情況

圖5顯示了低總壓比(α<22)條件下沖壓流道壓強分布，主火箭射流依靠剪切作用對引射空氣進行加速形成低壓區，混合段流道壓強最低為0.77P0，結合表2所示的發動機引射空氣流量和引射比情況，空氣流量提高比例表示以純沖壓狀態(工況0)的空氣流量為基準，與純沖壓狀態相比，引射空氣流量提高1.5%。

表2 發動機引射空氣流量及引射比

圖5 低總壓比條件下沖壓燃燒室壓強分布

來流總壓不變，隨著主火箭室壓逐漸提高，主火箭噴管出口氣流馬赫數增大，出口射流寬度增大，當主次流總壓比高于9時，火箭噴管出口截面氣流處于欠膨脹狀態，火箭射流在沖壓流道內進一步膨脹加速，射流在沖壓流道加速至最大馬赫數。

由圖4(c)～圖4(e)可知，當總壓比低于22的條件下，隨著主火箭室壓的增大，主火箭噴管出口氣流欠膨脹程度逐漸增大，沖壓燃燒室內的火箭射流寬度逐漸提高，當主次流總壓比提高至22時，主火箭射流最大寬度與主支板寬度相等。圖6顯示了沖壓燃燒室流道截面質量平均馬赫數分布情況，x=0為沖壓燃燒室入口截面，隨著主次流總壓比的提高，主火箭射流馬赫數逐漸增大，沖壓燃燒室氣流平均馬赫數隨之逐漸提高，氣流平均馬赫數沿流道逐漸降低。

圖6 沖壓燃燒室質量加權平均馬赫數

在低總壓比(α<22)范圍內，主火箭噴管出口氣流Ma隨總壓比的增大而逐漸提高，沖壓燃燒室入口壓強逐漸降低，引射抽吸能力增強，提高了發動機引射空氣流量。在研究范圍內，主次流總壓比為17時引射空氣流量最高，與純沖壓狀態相比，引射空氣流量提高4.8%。

隨著主次流總壓比的進一步提高(α>22)，主火箭噴管出口火箭射流Ma逐漸提高，主火箭射流對引射空氣的動量交換能力逐漸增大，但由于主火箭射流的欠膨脹程度也隨之增大，導致射流的超音速勢核區寬度增大，進而增大了火箭射流對引射空氣流道的擠壓程度，沖壓燃燒室入口區域壓強不降反升，是導致引射空氣流量降低的直接原因。與火箭處于關閉狀態的純沖壓狀態(工況0)相比，在α>22、沒有組織二次燃燒的條件下，引射火箭射流對進入沖壓燃燒室的空氣流量不再有引射抽吸作用，反而以為主火箭射流擠壓引射空氣流道，導致引射空氣流量降低。

圖7顯示主次流總壓比為0～525時沖壓燃燒室流道壓強分布情況，當α增大至88時(工況7)，引射空氣流道受主火箭射流超音速勢核區擠壓變窄，亞音速空氣氣流在收斂通道內加速至音速，產生Fabri壅塞現象，并伴隨著主次流剪切混合作用繼續加速，沖壓燃燒室內混合氣流平均馬赫數Ma大于2.5，Fabri壅塞的堵塞作用使沖壓燃燒室入口區域壓強提高至2P0，導致引射空氣流量比純沖壓狀態(工況0)降低74.3%。

圖7 沖壓燃燒室側壁面壓強分布

隨著主次流總壓比進一步提高至263，主火箭噴管出口射流欠膨脹程度進一步增大，沖壓燃燒室內Fabri壅塞程度加劇，主火箭射流超聲速勢核區將引射空氣流道堵塞，引射空氣流量降低至0，沖壓燃燒室壓強前傳至進氣道，導致進氣道壓強逐漸增大，且隨著主次流總壓比進一步提高至525，沖壓燃燒室壓強前傳加劇，導致沖壓燃燒室氣流從進氣道溢流，形成反向流動。

3.2 發動機性能

表3為主次流總壓比對發動機推力和比沖性能的影響規律，在主火箭關閉的純沖壓狀態，飛行器總阻力為R，以該阻力為基準，得到各工況下推力情況。在純沖壓狀態下，火箭推進劑流量和沖壓燃燒室推進劑流量均為零，無法計算發動機比沖，以火箭流量最小、主次流總壓比最低、發動機比沖最低的工況1的比沖I1為基準，獲得各工況比沖性能。

表3 主次流總壓比對發動機性能影響

隨著主火箭流量的增大，主火箭室壓和火箭發動機推力逐漸增大。由于主火箭為理論混合比且沖壓燃燒室內無二次燃料噴注，因此沖壓燃燒室內無二次燃燒釋熱，發動機總推力的提升主要是由于火箭發動機推力的提升。

主次流總壓比為5時(工況1)，火箭推力最小，以此時的火箭推力F1為基準，得到，發動機產生的推力與飛行器阻力相等，接近于推阻平衡，發動機凈推力為0。

隨著主火箭流量的增加，火箭推力逐漸增大，火箭發動機推力逐漸提高。主次流總壓比為5～88，隨著主次流總壓比的逐漸增大，此時主火箭噴管欠膨脹程度不高，火箭推力提升顯著。在主次流總壓比高于88情況下，保持火箭噴管構型不變的同時進一步提高火箭流量和火箭室壓，火箭噴管出口截面氣流欠膨脹程度過高，火箭射流在沖壓流道內進一步膨脹做功，提高了沖壓燃燒室壓強，使得發動機凈推力提升顯著，發動機凈推力提升比例高于火箭推力提升比例。

4 結論

RBCC高亞音速飛行階段引射空氣流量受來流沖壓效應和引射抽吸效應的綜合影響，基于既定發動機構型，采用全流道一體化模擬方法，研究了主次流總壓比對引射抽吸性能、Fabri壅塞和發動機性能的影響規律，獲得以下主要結論。

(1)在主次流總壓比低于17的范圍內，火箭射流欠膨脹程度較低，在沖壓燃燒室內的火箭射流寬度較窄，沒有擠壓引射空氣流道，因此，隨著主次流總壓比的提高，主火箭射流的引射抽吸性能逐漸提升，引射空氣流量和引射比隨之逐漸增大。

(2)當主次流總壓比為22≤α≤263，隨著主次流總壓比的提高，火箭噴管出口氣流欠膨脹程度增大，超聲速勢核區寬度增大，擠壓引射空氣流道，引射抽吸能力降低，反壓前傳導致進氣道溢流，引射空氣流量和引射比隨之降低。

(3)當主次流總壓比高于263，火箭射流欠膨脹程度增大，火箭射流直接沖擊至沖壓燃燒室側壁面，產生氣動壅塞，當α高于350時，引射空氣流量為零，沖壓燃燒室燃氣從進氣道溢流。

(4)在無二次燃燒的情況下，引射空氣流量呈先增大后降低趨勢，火箭推力、發動機推力和比沖均隨著主次流總壓比的提高而逐漸增大，如何通過二次燃燒組織進一步提高推力增益，有待進一步研究。