RBCC在模態轉換過程中的內流場特性

李夢磊，楊 雪，楊一言，李佩波，石 磊

(1.國防科技大學 空天科學學院，湖南 長沙 410073；2.西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，陜西 西安 710072)

0 引言

火箭基組合循環(rocket based combined cycle，RBCC)發動機是一種極具潛力的動力系統。該系統兼容并包，通過集成高推重比的火箭動力系統和高比沖的沖壓發動機系統，其在快速性、可重復性、經濟性等方面極具優勢。結合其寬速域工作范圍和多模態一體化結構設計的特點，RBCC發動機是新一代空天飛行器、臨近空間偵打平臺、高機動快響應導彈等先進飛行器的潛在動力，其相關技術亦成為國內外先進推進技術的研究熱點之一。

上述研究結果表明，目前針對RBCC流道設計與調控，模態轉換過程中的內部燃燒組織、能量管理和性能提升等方面研究較多，研究相對獨立，而對于模態轉換過程中變火箭流量調控下工作特性這一宏觀層面耦合性極強的問題研究較少。此外，在引射向亞燃模態轉換階段，若內置火箭和流道參數的匹配不合理，勢必會造成大量的燃料消耗，甚至會導致進氣道不起動，進而影響整個飛行器的工作性能。故開展RBCC在模態轉換過程中的內流場特性研究對提高RBCC高效模態轉換具有重要意義。因此，本文以RBCC隔離段及后段燃燒室為研究對象，火箭流量和背壓調控為研究變量，通過數值模擬，開展引射向亞燃模態轉換過程中流場特性研究，旨在獲得保證RBCC發動機實現平穩模態過渡的最佳調控方式。

1 計算域構型與工況設置

1.1 計算域構型

開展仿真研究的計算域構型如圖1所示。該發動機為二元結構發動機，由設備噴管、隔離段、引射火箭、吸除槽和燃燒室等5個部分組成。進氣道由用于直連實驗的設備噴管代替，利用噴管的加速效應模擬馬赫數2.5的來流。隔離段為等直長方體構型，在隔離段入口后δ

x

=6 mm處布置吸除槽，用于維持隔離段內的激波結構。引射火箭噴管喉部截面尺寸為

b

×

h

=6 mm×15 mm，橫向寬度

h

與計算域橫向寬度相同，噴管上下收斂段與噴管軸線的夾角均為135°，而噴管上下擴張段與噴管喉部等直段的夾角分別為170°和160°，噴管出口截面為矩形，與隔離段出口截面位于同一縱向平面內。計算域后部為燃燒室，由于不涉及全流道一體化的仿真，燃燒室出口即為計算域的出口。

圖1 計算域構型Fig.1 Computational domain configuration

1.2 工況設置

本文采用冷態理想空氣作為仿真工質，設備噴管和火箭入口均為空氣，重點研究部件耦合下的流動特性，不涉及燃燒釋熱的問題。外界靜壓

p

=101 325 Pa，并以此壓力對后續的壓力值進行無量綱化。為了模擬設計點2.5

Ma

的空氣來流，根據氣動關系式，計算得出設備噴管入口的壓力為1.73 MPa；火箭最大燃燒室壓力

p

=8 MPa，背壓調節幅度為0.4～0.6 MPa，分別對應于引射模態和亞燃模態下的燃燒室出口壓力，計算工況設置如表1所示，表1中“RKT1/2”表示火箭流量由全流量調整為1/2流量，“BP↑”表示背壓由0.4 MPa升高為0.6 MPa。

表1 計算工況設置Tab.1 Calculation condition settings

2 數值方法和校驗

2.1 數值模擬方法與邊界條件

本文采用計算流體力學軟件Fluent，基于

k

-

ω

SST的DES模型對冷態流場瞬態演化過程開展數值模擬，進而對模態轉換過程中流場的動態變化特性加以分析。DES模型是一種典型的RANS/LES組合模型。該模型采用統一的渦黏輸運方程，結合RANS湍流模型的特征尺度和LES亞格子模型的特征尺度，構造新的特征尺度

l

=

F

(

l

，

l

)，實現近壁面處采取RNAS模式，大分離區采用LES模式的混合計算模型，在一定程度上能夠保證計算精度和計算效率的統一。

考慮到模型的幾何對稱性，對計算模型1/2區域進行數值模擬，側面為對稱面，由于不涉及燃燒問題，進氣道入口和火箭入口均設置為壓力入口，火箭關閉時則設置為絕熱壁面，吸除槽出口和燃燒室出口均設置為壓力出口，吸除槽的出口壓力固定為大氣壓，燃燒室出口的壓力為變量，引射模態時為小背壓，模態轉換之后隨著二次燃油的噴入，壓強升高；從設備噴管入口方向看，計算域右側為對稱面；其余區域均設置為絕熱壁面，如圖2所示。

圖2 邊界條件劃分Fig.2 Division of boundary conditions

2.2 數值校驗

為驗證本文所用數值方法的有效性，以典型的二元超聲速進氣道內流場的實驗數據進行數值校驗。所選進氣道模型與計算域模型空間尺度相近，邊界條件近似且流場工質相同，具有典型性和代表性。進氣道構型和驗證結果如圖3所示，可以發現，采用的DES

k

-

ω

SST模型計算結果與實驗結果吻合較好，可以較好地預示流場內部的結構。

圖3 進氣道構型和驗證結果Fig.3 Inlet configuration and verified result

為了獲得較為精確的網格劃分策略，進一步采用4種流向網格尺寸開展了網格無關性驗證。表2為所選流向網格的尺寸和數量，根據圖4中壁面無量綱壓力(壁面實際壓強與來流總壓之比)數據和實驗數據比對結果可知，流向網格尺寸達到0.5 mm時，計算值與測量值的相對誤差小于5%，受實驗條件的約束，局部相對誤差大于8%，但整體可以準確表征參數變化趨勢，在可接受的誤差范圍內。本文計算域模型網格劃分時選擇的流向網格尺寸為0.5 mm，考慮到黏性效應和激波結構的精細化描述，對設備噴管、火箭出口、吸除槽壁面、主流和射流交界面等參數梯度變化較為劇烈的地方進行局部網格加密，綜合考慮計算精度、資源，壁面第一層網格高度為0.1 mm(

y

的數值整體約為5～10)。

表2 流向網格大小和數量Tab.2 Grid size and number

圖4 壁面壓強仿真值與實驗結果對比Fig.4 Comparison between simulation value and experimental results of wall pressure

3 結果與討論

3.1 流場初始基本特征

在研究中，用燃燒室出口的背壓升高去表征模態轉換成功后，二次燃油噴注下燃燒室釋熱導致的壓力升高。模態轉換點火箭調控方式和時序如圖5所示，分為“階躍式”調控和“漸進式”調控兩種方式，其中“階躍式”調控中火箭入口在計算時將變為絕熱壁面條件?；鸺髁空{節為全流量、1/2流量、1/5流量和關閉4種狀態。

圖5 火箭兩類調控方式Fig.5 Two control methods of rocket

引射模態是所有計算工況的“起點”，后續所有的流場均基于此而演變發展。圖6為引射模態火箭全流量工作條件下的流場情況，流場內存在兩種激波系：火箭射流激波系(rocket jet shock wave system，RJSWS)和主流激波系(mainstream shock wave system，MSWS)，其中MSWS的邊界為下壁面和超聲速剪切層，RJSWS的邊界為上壁面與超聲速剪切層，兩種激波結構相互作用，形成了最終的流場結構。根據波系的產生條件將流場內的波系分為膨脹波(EW)、起始激波(OSW)、主流激波(MSW)和火箭射流激波(RJSW)四類。

如圖6(a)所示，主流氣體經過設備噴管出口時，由于噴管出口與隔離段入口銜接的折轉作用，會在銜接點前端形成壓縮波扇CWF，使得氣流由沿噴管傾斜壁面的方向轉為與隔離段壁面相平行的方向；同時高速氣流會在銜接點處激發產生上下兩道起始激波OSW1和OSW2，兩激波分別起始于

u

與

d

兩點并相較于點

o

，OSW1與隔離段上壁面交于點

u

，產生反射激波MSW2隨后折轉撞擊下壁面于

d

，OSW2則與隔離段下壁面交于點

d

，產生反射激波MSW1隨后折轉撞擊上壁面于

u

。隨著氣流進入燃燒室內并與火箭射流混合作用，如圖6(b)所示，可以很明顯地看到兩股流動的相互作用結果：RJSWS受MSWS的壓縮波系向上折轉變形，同時MSWS受RJWS的壓縮波系縮小并向前移動，與隔離段內的激波系結構類似，該區域內的激波同樣受壁面約束，形成“

x

”型激波并不斷向燃燒室內部演化。如圖6(c)所示，對于燃燒室段內的波系結構，起始于火箭出口的起始激波OSW3和OSW4、OSW4與上壁面的撞擊點為

t

，反射之后形成RJSW1，之后在

m

點穿過超聲速剪切層

CD

成為MSW9，與下端

CD

界面交于點

d

并進入流動分離區，之后再次反射進入主流區成為MSW11，第2次進入火箭射流區成為RJSW4，在

t

點處反射到達燃燒室出口。此外，在流場中可以很清晰地看到對稱面上的兩條分界線：

AB

和

CD

，其中

AB

為主流與背壓作用的流動分離邊界，

CD

為火箭射流和主流超聲速剪切層邊界，

AB

邊界起始于隔離段出口，到出口處逐漸向上拓展，而

CD

邊界起始于火箭噴管出口，在后續的流場中逐漸向上端收縮，這表明：整體上火箭射流對主流的影響作用比背壓影響大，而背壓對主流的影響作用距離比火箭影響較長。

圖6 流場激波系劃分Fig.6 Division of shock wave system in flow field

3.2 兩類典型工況流場分析

為了便于分析模態轉換過程中的流道內流場特征，選取較為典型的兩種工況加以詳細分析，具體為：①火箭關閉同時調節背壓，②火箭調至中流量同時調節背壓。

當兩種工況達到穩態的終態時，兩類典型工況下的馬赫數云圖和縱向切片圖如圖7所示，隨著火箭流量的調節，射流的減小以及背壓的提升，將在火箭出口的附近形成“空白區”，該區域的壓力逐漸減小，表現為對主流的“吸引”和“牽拉”的作用，稱為“射流影響區”(2區)；隔離段內向燃燒室內傳播的激波結構逐漸離散變形，這部分區域稱為“主流區”(1區)；背壓的提升，使得主流在靠近下壁面處同樣形成一個三角形的回流區域，這部分區域稱為“背壓影響區”(3區)。

圖7 兩類典型工況下流場馬赫數分布Fig.7 Mach number distribution of flow field under two typical working conditions

無論火箭射流強或弱，在背壓和射流的雙重影響下，均會在燃燒室遠離火箭射流的一端壁面處形成低速高壓區，在該區域的影響下，主流會在燃燒室中后段發生流動分離，這恰好為穩定燃燒提供了物理條件。

3.3 模態轉換最佳調控方式分析

模態轉換過程中，需要盡量保證流道內參數的穩定，而壓力和速度波動又無法避免，因此，為了確定流場參數波動盡量小的合理調控方式，引入方差和波動幅度，對所選特征點處(見圖8)馬赫數和壓力隨時間的波動情況進行表征和衡量。

圖8 特征點位置及坐標(單位：mm)Fig.8 Position and coordinate of feature point(unit：mm)

方差為統計學的概念，表征壓力/馬赫數隨時間變化的離散程度，即宏觀上的穩定性，其表達式為

(1)

波動幅度

α

表征壓力/馬赫數隨時間的變化的局部峰值，即局部的振蕩幅度。定義為任意記錄時刻的物理參量與初始時刻物理參量差值的絕對值與初始時刻參量比值的最大值，數學表達式為

(2)

式中：

Φ

為任意記錄時刻的物理參量；

Φ

為初始時刻的物理參量?；鸺扇髁抗ぷ鳡顟B開始調節，調控方式有3種：RKTOFF(火箭關閉)、RKT1/5(火箭小流量)、RKT1/2(火箭中流量)。圖9分別為特征點處的無量綱壓力和馬赫數隨時間變化的曲線圖，由圖中的變化趨勢可知：在

t

<1.25 ms時，特征點處的無量綱壓力和馬赫數基本不隨火箭的工作狀態而改變，而隨著時間的推移，特征點處的參數值發生變化，但受背壓的影響變化幅度都有所收斂，基本穩定在較小的范圍區間內。

圖9 不同火箭流量下特征點參數變化Fig.9 Parameter changes at feature point under different rocket flow rates

表3和表4給出了特征點處的無量綱壓力和馬赫數值的方差

s

和波動幅度

α

的值，對比發現：對于無量綱壓力和馬赫數，RKT1/5情況下，均表現為最小的方差值和波動幅度，無量綱壓力和馬赫數的方差分別為0.087和0.003，波動幅度分別為27.44%和8.29%；而RKTOFF情況下，依舊保持較高的方差值和波動幅度，RKT1/2情況處于兩者中間。這表明RKT1/5的情況符合模態轉換中流場平穩過渡的要求。

表3 特征點處壓力值的s2和αTab.3 The s2 and α of pressure at feature point

表4 特征點處馬赫數值的s2和αTab.4 The s2 and α of Mach number at feature point

上述分析表明：對于不同火箭工作狀態下的流場，在模態轉換過程中，直接關閉火箭會導致流場較大幅度的參數波動，對于發動機的工作穩定性和可靠性有較大的不利影響，而火箭以小流量工作，流場參數變化最為穩定，對流場內的參數波動影響最小。

4 結 論

本文圍繞RBCC模態轉換關鍵技術，通過數值仿真的方法，開展了冷流工質下引射向亞燃模態轉換過程中流道內流場特征變化規律，以及火箭變流量調節的最優調節策略的研究，得到以下主要結論：

1)受內置火箭射流和背壓作用的影響，流場可分為3個區域：主流區、背壓影響區和火箭射流影響區?；鸺淞鞯膹姸葘χ髁骱罄m的發展影響很大，具體表現在抑制背壓的“前傳”作用。

2)無論內置火箭射流強或弱，在背壓和射流的雙重影響下，均會在燃燒室遠離火箭射流的一端壁面處形成低速高壓區，且主流會在該區域內發生流動分離或氣體回流，這恰好為穩定燃燒提供了有利條件。在工程應用中，可以在燃燒室中后段遠離火箭射流一端的壁面處布置二次燃油噴注裝置，以達到穩定燃燒的效果。

3)對于內置火箭不同工作狀態，直接關閉火箭會造成流場的劇烈波動，而火箭維持小流量工作則有利于模態的平穩轉換，此時特征點處壓力和馬赫數的最大波動幅值分別為27.44%和8.29%，最大方差分別為0.087和0.003。

致 謝：

衷心感謝西北工業大學航天學院石磊老師團隊對本項研究工作的支持和幫助。