不同燃料RBCC發動機性能分析

劉 昊，王春民

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

截至目前，國內外學者針對RBCC(rocket based combined cycle)發動機已持續開展近60年的研究，針對可重復使用天地往返，先后提出ERJ、SERJ、A5、Strutjet、GTX、ISTAR等多種發動機方案，并開展了大量實驗研究。然而，由于技術復雜性，RBCC發動機至今仍未實現工程應用。掌握寬飛行馬赫數范圍內不同工作模態發動機特性，是發動機方案設計、總體應用論證及技術指標確定的前提，因此RBCC發動機性能分析一直為國內外學者所關注。

Olds等較早建立了RBCC發動機全模態性能分析軟件SCCREAM，并應用于H/O單級入軌飛行器概念方案設計，軟件對引射摻混段、噴管、主火箭及沖壓燃燒室部件簡單引入效率系數進行模擬，難以反映部件真實特性。Mckamey等開發了EPSURBCC軟件，軟件僅支持H燃料，并且未考慮黏性影響及部件損失。黃生洪等通過變步長半隱式多步龍格庫塔方法求解考慮化學反應源項的一維流動方程組，建立了發動機性能預估模型，同SCCREAM類似，通過引入效率系數求解燃燒室及引射段出口參數，并對文獻[21]給出的H/O發動機引射模態完成了性能仿真。呂翔等則通過采用MacCormack格式求解帶有化學反應源項的一維流動方程組，發展了發動機準一維性能分析方法，模型通過引入修正因子對前體邊界層效應進行修正，完成采用H/O推進劑的Hyperion計劃RBCC發動機性能預測，并將比沖預測結果與SCCREAM軟件進行了比對。安佳寧建立了RBCC發動機引射模態性能計算準一維模型，模型通過采用飛行馬赫數單變量多項式擬合求解進氣道總壓恢復系數，采用引射器理論建立了等截面混合及等壓混合兩種構型計算模型，并完成H/O模型發動機引射模態性能分析。

然而，現有發動機性能分析軟件存在如下問題：①進氣道、燃燒室等關鍵部件特性多采用效率系數假設，甚至不予考慮，難以反映發動機真實特性；②學者大多集中于H/O推進劑發動機研究，缺乏其他推進劑組合發動機性能數據，特別是不同推進劑組合發動機性能對比數據。

針對上述問題，本文基于部件及發動機試驗數據，建立了發動機關鍵部件特性數學模型，開發了RBCC發動機一體化性能計算平臺，并完成飛行馬赫數

Ma

=0～8范圍分別采用煤油/O、CH/O、H/O推進劑組合發動機性能仿真，獲得了不同工作模態下推進劑組合類型對發動機推力、比沖性能的影響，為發動機總體方案論證及燃料體系確定提供參考。

1 數學模型及驗證

1.1 計算模型

本文采用文獻[26]中的模型RBCC發動機方案，其結構示意及特征截面定義如圖1所示。發動機由二元多楔進氣道、二元單側擴張燃燒室、火箭推力室及尾噴管組成，火箭推力室采用中心支板布局方式。圖1中0截面為自由來流，2截面為進氣道出口(燃燒室入口)，4截面為燃燒室出口(尾噴管入口)，6截面為尾噴管出口。模型發動機進氣道捕獲面積

A

=0.08 m，進氣道、燃燒室固定幾何結構，進氣道收縮比5.8，燃燒室擴張比2.5，尾噴管根據具體工作條件進行調節。

圖1 發動機構型及截面定義Fig.1 Engine configuration and cross section defining

1.2 計算方法及驗證

采用控制體法完成發動機各特征截面參數計算，計算模型考慮了各部組件黏性損失及熱損失，具體計算過程如下：

1.2.1 0截面參數

參考文獻[27]完成計算。

1.2.2 2截面參數

引射模態根據式(1)給出的引射比模型完成捕獲空氣流量計算，火箭沖壓及沖壓模態根據式(2)給出的流量系數模型完成捕獲空氣流量計算，結合式(3)給出的進氣道總壓恢復系數模型完成2截面參數計算。

n

=

c

·

Pt

(1)

φ

=

b

+

b

·

Ma

+

b

·

α

+

b

·

Ma

+

b

·

Ma

·

α

+

b

·

α

(2)

σ

=

a

+

a

·

Ma

+

a

·

α

+

a

·

Ma

+

a

·

Ma

·

α

+

a

·

α

(3)

式中:

n

為引射系數，定義為一次流流量與二次流流量之比；常系數

c

與發動機具體構型、火箭布局方式、火箭工作參數等有關，可根據試驗或仿真獲得；

Pt

為進氣道出口總壓；

φ

為進氣道流量系數；

σ

為進氣道總壓恢復系數；

Ma

為飛行馬赫數；

α

為飛行攻角；系數

a

～

a

、

b

～

b

由試驗確定。

1.2.3 4截面參數

沖壓模態，根據式(4)、式(5)給出的燃燒效率及燃燒室總壓恢復系數模型完成4截面參數計算；火箭引射及火箭沖壓模態，采用沖壓模態與火箭沖壓模態燃燒室出口馬赫數相似假設完成4截面參數計算。燃燒室內熱力計算調用CEA完成，考慮了化學平衡流動影響。

η

=

c

+

c

·

Ma

+

c

·

φ

+

c

·

Ma

+

c

·

Ma

·

φ

+

c

·

φ

(4)

σ

=

d

+

d

·

Ma

+

d

·

φ

+

d

·

Ma

+

d

·

Ma

·

φ

+

d

·

φ

(5)

式中：

η

為燃燒效率；

σ

為燃燒室總壓恢復系數；

φ

為當量比；系數

c

～

c

、

d

～

d

由試驗確定。

1.2.4 6截面參數

根據式(6)給出的尾噴管總壓恢復系數模型及完全膨脹條件完成6截面尾噴管出口參數計算。

σ

=

e

+

e

·

Ma

+

e

·

Ma

(6)

式中:

σ

為尾噴管總壓恢復系數；系數

e

～

e

由CFD仿真結果確定。

完成發動機進出口截面參數計算后，采用式(7)、式(8)計算獲得發動機推力、比沖。

(7)

(8)

采用上述發動機性能分析方法，對文獻[8]中給出的發動機構型進行了性能計算，圖2、圖3分別給出了

Ma

=4、

Ma

=6工況計算與自由射流試驗結果對比。圖中可見，采用本文所建立的發動機性能計算方法，沖壓模態及火箭沖壓模態下發動機推力、比沖計算誤差均在10%以內。

圖2 Ma0=4工況計算與自由射流試驗結果對比Fig.2 Comparison between simulation and test data at Ma0=4

圖3 Ma0=6工況計算與自由射流試驗結果對比Fig.3 Comparison between simulation and test data at Ma0=6

1.3 計算方案

沖壓分別采用煤油、CH、H燃料；火箭推力室燃料與沖壓相同，火箭推力室氧化劑均為O，火箭推力室混合比采用化學恰當比，火箭額定流量為1 kg/s，火箭推力室室壓3 MPa。火箭引射模態沖壓不供油，火箭沖壓及沖壓模態發動機當量比

φ

=0.8。發動機火箭引射模態從

Ma

=0、

H

=0 km彈道點開始工作，按照

H

=6.27

Ma

彈道爬升至

Ma

=2、

H

=12.54 km彈道點(

Q

=50 kPa)；而后以火箭沖壓模態或沖壓模態等動壓爬升至

Ma

=8、

H

=30.48 km彈道點。

2 計算結果及分析

2.1 火箭引射模態

圖4給出了火箭引射模態發動機推力、比沖曲線。3種燃料發動機推力、比沖特性一致，即隨著飛行馬赫數的增加，發動機推力、比沖均先略微減小后增加，并在

Ma

=0.3達到最小值。相同工況下，H推力、比沖最高，CH次之，煤油最低。

圖4 火箭引射模態發動機性能曲線Fig.4 Engine performance on ejector mode

圖5給出了以煤油性能為基準計算獲得的發動機相對推力及相對比沖曲線。從圖中可以看出，H推力、比沖約是煤油的1.40倍，CH推力、比沖約是煤油的1.08倍。

圖5 火箭引射模態發動機相對性能曲線Fig.5 Engine relative performance on ejector mode

2.2 火箭沖壓模態

圖6給出了火箭沖壓模態發動機推力、比沖曲線。隨著飛行馬赫數的增加，發動機推力、比沖均先增加后減小，并于

Ma

=3.7達到最大值。相同工況下，H推力、比沖最高，CH次之，煤油最低。

圖6 火箭沖壓模態發動機性能曲線Fig.6 Engine performance on rocket ramjet mode

圖7給出了以煤油性能為基準計算獲得的發動機相對推力、相對比沖曲線。圖中可見，H相對推力及相對比沖隨著飛行馬赫數增加先增加后減小，CH相對推力及相對比沖基本保持不變。整體而言，H推力約是煤油的1.28倍，比沖約是煤油的1.43倍；CH推力約是煤油的1.04倍，比沖約是煤油的1.08倍。

圖7 火箭沖壓模態發動機相對性能曲線Fig.7 Engine relative performance on rocket ramjet mode

2.3 沖壓模態

圖8給出了沖壓模態發動機推力、比沖曲線。隨著飛行馬赫數的增加，發動機推力、比沖先增加后減小，并于

Ma

=3.7達到最大值。相同工況下，H推力最高，煤油次之，CH最低；H比沖最高，CH次之，煤油最低。

圖8 沖壓模態發動機性能曲線Fig.8 Engine performance on ramjet mode

圖9給出了以煤油性能為基準計算獲得的相對推力、相對比沖曲線。對于H，隨著飛行馬赫數的增加，相對推力及相對比沖先增加后減小，并于

Ma

=6.6達到最大值，整體而言，H相對推力約為煤油1.14倍，相對比沖約為煤油的2.73倍。對于CH，隨著飛行馬赫數增加，相對推力先略增后減小再略增加，相對比沖基本保持不變，整體而言，CH相對推力約為煤油的0.97倍，相對比沖約為煤油的1.17倍。

圖9 沖壓模態發動機相對性能曲線Fig.9 Engine relative performance on ramjet mode

3 結論

基于部件及發動機試驗數據，建立了RBCC發動機部件特性模型，采用控制體法，發展了考慮熱完全氣體效應、化學平衡流動效應、黏性損失及熱損失的RBCC發動機性能分析模型。針對幾何結構可調尾噴管模型發動機，完成飛行

Ma

=0～8范圍采用煤油/O、CH/O、H/O推進劑組合發動機仿真，獲得了不同工作模態下發動機性能，分析了燃料類型對推力、比沖的影響。在本文給定研究條件下，獲得結論如下：1)火箭引射模態，隨著飛行馬赫數的增加，推力、比沖均先略微減小后增加。

Ma

=0～2范圍內，H推力、比沖約是煤油燃料的1.40倍，CH推力、比沖約是煤油燃料的1.08倍。2)火箭沖壓模態，隨著飛行馬赫數的增加，推力、比沖均先增加后減小。

Ma

=2～8范圍內，H推力約是煤油的1.28倍，比沖約是煤油的1.43倍；CH推力約是煤油的1.04倍，比沖約是煤油的1.08倍。3)沖壓模態，隨著飛行馬赫數的增加，推力、比沖均先增加后減小。

Ma

=2～8范圍內，H推力約是煤油的1.14倍，比沖約是煤油的2.73倍；CH推力約是煤油的0.97倍，比沖約是煤油的1.17倍。