組合發動機研究中若干問題探討

李 斌，張蒙正，黃道瓊，南向軍，張 玫

(1.航天推進技術研究院，陜西 西安 710100；2.西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

組合發動機是將兩種或者以上發動機的熱力循環、結構、控制等有機融合形成的，具有廣空域、寬速域、良好綜合性能的動力裝置，是高超聲速飛機、臨近空間高超聲速飛行器、水平起降兩級入軌航天運輸系統之一級等高超聲速飛行器研發急需的動力裝置，受到各航天大國和研究機構的廣泛關注，得到了較為普遍和深入的研究[1-3]。就目前研究進展來看，多種方案的組合發動機已處于關鍵技術集成演示階段。此階段，面臨著發動機流道部件進一步優化、多模態燃燒過程仿真、具有相似結構的大尺度燃燒室與小尺度燃燒室技術繼承性、熱/力載荷下的結構可靠性等諸多基礎技術；面臨著一些系統級關鍵技術攻關手段、研究設施的欠缺或者不足等困難。本文以火箭/沖壓組合發動機(以下簡稱組合發動機)為例，分析組合動力關鍵技術研究中出現的上述問題,提出今后研發的一些看法。

1 關鍵技術及研究途徑

具體而明確的關鍵技術源于組合發動機系統方案。泛泛而言，關鍵技術包括與飛行器一體化的系統與結構設計；進氣道/隔離段/燃燒室/噴管內型面設計參數的精細協調；熱結構設計的匹配及優化；寬范圍多模態燃燒組織；發動機本體及部組件結構的熱防護；進氣道/噴管結構調節、火箭推力室工況/穩焰裝置工況調節、沖壓燃燒室多點燃油調節與控制、供油等多變量協調控制；關鍵技術研究綜合驗證試驗技術等。多年來，參照或者借鑒其他發動機研制經驗，組合發動機也正在逐步形成適應自身關鍵技術研究的一系列途徑和方法。組合發動機進排氣系統與飛行器的一體化設計多是依靠各種結構與流場仿真結果開展設計；燃燒設計方面，基于超聲速氣流中燃燒場展示技術獲得的大量信息[4-6]及超聲速氣流中燃燒過程的仿真結果提供的幫助[7-9]設計驗證型燃燒室，再通過發動機直連式試驗進行研究與驗證，燃燒室設計正在形成基本的研究手段與流程；進氣道、燃燒室與尾噴管流道內流場特性仿真、不同形式的流道匹配試驗、發動機自由射流試驗構成了發動機流道特性和性能研究的基本手段；燃油系統的貯箱、調節器、閥門等特性研究采用其他發動機形成的成熟技術，燃油系統與組合發動機燃燒室的匹配性依靠聯合動力試驗；部件及總體結構可靠性驗證采用仿真分析和不同類型的力學環境試驗。這里，工程師們前期的經驗起到很大的作用。近年來，飛行試驗在此類發動機研究研制中得到廣泛重視，有成為研制環節中必不可少的一環之勢。

上述發動機研制手段在發動機研制過程必不可少，在發動機研制過程中都在起到各自的作用，但也存在不同的問題。其中，直連式和自由射流試驗面臨的主要問題是：①模擬介質與實際來流的差異；②單點模擬帶來的與實際飛行器連續快速變化及模擬工作點不完全一致的差異；③不同尺度發動機帶來的加熱器、模擬噴管和試驗臺供應系統的適應性問題，進而引出的大量不同尺度試驗設施、研制經費問題。部件及結構的力學環境試驗主要在于大尺度的結構件及綜合載荷帶來的試驗系統難以滿足要求甚至無法適應的問題。仿真的焦點在于燃燒過程、熱結構應力的精準模擬，核心是燃燒過程和結構力學響應特性的認知及模型的精確建立。飛行試驗與具體的飛行器承載的關鍵技術研究有關，一般來講，是真實和比較系統的，有火箭帶飛、空載發射、自由飛等多種形式[10-20]。

2 若干問題與探討

下面主要針對仿真技術、地面模擬試驗和飛行試驗，以火箭沖壓組合發動機為例，探討組合發動機研發面臨的流場與燃燒過程、結構特性仿真、直連式和自由射流試驗、力學環境試驗和飛行試驗面臨的一些問題及可能的解決方法。

2.1 仿真技術

目前，CFD技術已經可以對進氣道、噴管、冷態的內流道、外流等進行快速、可靠的仿真分析，并且可以達到相當高的仿真精度，是發動機研制非常有效的研究手段。但燃燒過程的仿真尚難提供比較準確的結果，主要問題在于：

1)支撐燃燒特性精確仿真需要的高速熱氣流環境中燃料噴注、蒸發、與來流混合過程等研究不足；

2)燃料與空氣(或者燃氣)化學反應步驟不是非常明確明晰；

3)超聲速氣流中燃燒過程的能量損失、流場中激波與附面層相互作用等尚難精確計算。

這導致具體情況下，噴注結構的復雜性對化學反應的步驟、模型的精準程度等有影響，很難建立比較準確甚至是正確的霧化、蒸發、燃燒及考慮附面層影響的燃燒過程仿真模型，再加上邊界條件的不準確，燃燒過程尚不足以為發動機性能評估提供可靠的數據，這導致流道的仿真僅在發動機方案的對比方面可供參考，但在發動機流道優化上尚難發揮主要作用。這就影響到發動機流道匹配性研究這一最簡潔、最優化手段的高效運用。

與冷態流場仿真類似，發動機結構力學特性的仿真也可以提供比較好的結果。

2.2 地面模擬試驗

這里主要討論直連式試驗、自由射流試驗、發動機及部組件力學環境試驗這3個問題。

2.2.1 直連式試驗

直連式試驗(見圖1)是組合發動機地面主要試驗之一，包括燃燒室本體直連試驗、燃燒室本體熱防護試驗及燃油系統與本體的聯合動力試驗等，主要作用在于研究、驗證或者考核發動機點火與穩焰燃燒組織技術，驗證和考核發動機本體熱防護，燃油系統與燃燒室本體工作協調性等。試驗借助一定的模擬準則，采用對空氣加熱的方法(加熱器)，在發動機進氣道出口(隔離段入口)模擬來流氣體參數，如流量、氣體中氧的含量(一般取摩爾含量21)、總溫或者總焓、總壓或者靜壓、馬赫數等。常用的空氣加熱方式主要有空氣/氧與酒精、煤油(火箭煤油、高密度煤油、RP3)、丁酉烷燃燒，再補氧的燃氣產生方式。

圖1 直連式試驗示意圖

2.2.2 自由射流試驗

自由射流試驗(見圖2)是組合發動機另一個主要試驗之一，包括多種簡化(采用截短進氣道、截短噴管等)形式的進氣道/燃燒室/噴管流道匹配特性試驗、全尺寸發動機流道匹配試驗(不含燃油與控制系統)及發動機系統試驗(含燃油與控制系統)，主要作用為：①研究發動機的工作邊界或者工作范圍，包括高度、馬赫數、油氣比、攻角與側滑角等；②發動機的性能，包括不同工況(如高度、馬赫數、油氣比、攻角與側滑角)下的推力、比沖、力矩及其隨攻角的變化率等；③發動機部件的匹配性，如進氣道、隔離段、燃燒室和噴管的流道匹配性，發動機部件結構在熱載荷條件下的協調性，發動機力學特性等。試驗也是借助一定的模擬準則，采用對空氣加熱的方法(加熱器)，但模擬的是發動機進氣道入口來流條件，如氣體中氧的含量(一般取摩爾含量21)、靜溫、靜壓、馬赫數等。空氣加熱方式與直連式試驗類似。

圖2 自由射流試驗示意圖

目前，直連式與自由射流試驗的主要問題有：

1)模擬燃氣參數與發動機實際工作時純凈空氣的區別，即模擬準則問題。直連與自由射流試驗可以有不同的模擬準則，如直連可模擬“流量、總溫、馬赫數、氧氣摩爾含量”“流量、總焓、馬赫數、氧氣摩爾含量”；自由射流可模擬“靜壓、靜溫、馬赫數、氧氣摩爾含量”“總壓、總溫、馬赫數、氧氣摩爾含量”“動壓、總焓、馬赫數、氧氣摩爾含量”等。不同的模擬準則對發動機空氣流量(對直連式而言)、內流壓力的分布、燃燒特性、推力性能會有一定的影響。

2)不同的空氣加熱方式(空氣/氫/氧氣、空氣/酒精/氧氣、空氣/煤油/氧氣等)產生的燃氣分子量、含水量都與純凈空氣有差異，會導致燃燒過程及成分產生差異，影響到發動機的推力和比沖。試驗模擬準則的選擇與試驗目的、試驗臺加熱方式、試驗臺保溫效率、模擬飛行狀態、發動機燃料類型等因素密切相關，需要結合發動機的工作過程及燃料類型進行具體分析，迄今尚未形成一致的結論。但總的來看，已有研究成果表明，不同模擬準則(加熱方式)對發動機性能偏差影響不是太大[21-24]。已有的飛行試驗與地面試驗數據分析表明，飛行數據性能會稍高于地面得到的數據，約高5～10。地面的模擬準則和試驗方法、天地之間的差異需要更廣泛、更深入的研究，這是科學問題，也是一項不太容易的研究工作。

3)因試驗裝置的原因，一般均會產生流量、總溫/總焓、含氧量等模擬參數的偏差(±3左右)。作為發動機而言，必須有足夠的工作裕度，設計要可靠。

4)直連式試驗系統即可以通過調節前端燃氣發生器工況模擬不同的流量與溫度，也可通過改變喉道，模擬不同的進氣道出口馬赫數，但一般而言，范圍都比較有限，且試驗系統非常復雜；自由射流試驗變結構更難。對于寬范圍工作(如3～8Ma)、大尺度的發動機，面臨的問題就是需要設計一系列模擬噴管和不同流量范圍的多臺發生器，試驗系統尤其是自由射流試驗系統將面臨巨大的投資。

2.2.3 力學環境試驗

發動機及其部組件的力學環境試驗是考核發動機結構可靠性的主要手段，通常包括高/低頻隨機振動、運輸、高/低頻沖擊等試驗，主要依靠不同類型的振動、沖擊試驗臺進行。

目前面臨的主要問題是，組合發動機是與飛行器一體化設計的，發動機進氣道、燃燒室、噴管、供應系統的貯箱、控制器、電機等部件或者與飛行器總體一體化設計，或者安裝于飛行器框架上，布局較分散。實際情況下，發動機點火與不點火狀態、各個部件受的載荷是不同的，而且飛行器尺度較大的情況下，地面試驗臺難以甚至無法進行試驗，發動機受的真實氣動載荷也是難以準確獲得的。

2.3 飛行試驗

受地面試驗手段的約束，飛行試驗成為這一類發動機關鍵技術研究中必不可少的一個階段。早在超燃沖壓發動機研制初期，俄羅斯就采取飛行試驗手段研究超燃沖壓發動機工作特性，與法國、美國等合作，進行了一系列飛行試驗[10-11]；美國的 X-43A[12-15]、X-51A[16]，澳大利亞的“HyShot”[17]、“HyCAUSE”[18]都采用這種方式，其他類型的組合發動機及國內也采用這種方式[19-20]。

飛行試驗的關鍵在于發動機關鍵技術的選擇，進而影響飛行剖面的設計，也引出試飛飛行器及助推器的研制等。無論研究的飛行器及飛行方式有多大的差異，共同之處都在于研究飛行條件下發動機的點火、穩焰、實際性能、工作區域、結構可行性等一系列技術，如圖3所示的飛行剖面，X-51A由B52帶至空中發射[16]，采用固體助推加速到4.5Ma，然后超燃沖壓發動機啟動，計劃加速至6.5Ma以上，實際上幾次飛行試驗的最高馬赫數均在6.0以下。澳大利亞HyShot飛行試驗[17]，飛行剖面如圖4所示，整體為拋物線彈道，在下降過程中達到7.6Ma左右時超燃沖壓發動機點火，由于飛行器急速下降，試驗時間較短，僅為幾秒鐘。

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圖3 X-51A飛行剖面

圖4 HyShot飛行剖面

2.4 問題探討

這里主要探討組合發動機設計中的模塊化組合、力學環境試驗等問題。

2.4.1 氣動與燃燒問題

前面已討論了氣動與燃燒仿真問題。這里要說的是，對于幾何相似的結構，如果來流等條件相似，其流場就存在相似性，當然就能夠通過仿真方法獲得其流場特性，從小尺度流場得到大尺度流場信息。對于氣動問題，可以通過相似原理開展相似試驗，其結果適應于原尺寸的流動。一般在保證幾何相似的前提下，同時保證來流馬赫數、雷諾數等相似準則相等，可以開展縮比試驗，獲得理想的試驗結果。進氣道縮比風洞試驗、噴管的縮尺試驗、飛行器縮比氣動力風洞試驗等均采用該原理。對于發動機內流而言，冷流問題通過選取合適的相似準則可以實現理想的縮比試驗，但燃燒場很難保證所有的相似準則均滿足。

理論上講，如果幾何結構相似、來流相似、噴注與霧化過程也相似，其燃燒流場也應該具有相似性，進而，燃燒室就可能不存在尺度效應問題。但實際而言，與氣動問題相比，這是一個更為復雜的問題，關鍵就在于在其他結構相似的條件下，很難再創造一個相似的噴注與混合流場。具體而言，設計者可以依據幾何相似設計不同尺度的兩個燃燒室，空氣流量成比例且流場相似[如式(1)所示]。可以保證燃燒室和噴注器幾何相似，但問題在于，很難保證燃料流量成比例條件下，同時保證燃料與空氣流動量比一致。燃料在氣流中的霧化主要與兩者的動量比相關，而空氣與燃料的混合分布既與初始霧化場相關，又與局部的混合比相關，而這是無法同時滿足的。進而燃燒過程就有了差異，根本原因在于流量與噴注器噴注面積成正比，而與噴注壓降是次方關系；動量與噴注器噴注面積和壓降成正比[如式(2)、式(3)所示]，而影響霧化與混合的恰恰是動量比(或者噴注速度)。

發動機空氣流量

(1)

燃料流量

(2)

式中:μ、Ai、Δp分別為噴注器流量系數、噴孔面積和壓降；ρ為燃料密度。由式(2)可知，發動機燃料流量主要由噴注器噴孔面積、壓降和燃料密度決定，并與壓降的0.5次方成正比。

燃料射流動量

I=qfvf=2μ2AiΔp

(3)

燃燒還有一個重要問題，就是燃燒室壓力對燃燒過程的影響。通常，對于結構比較復雜的燃燒室，保證燃燒室幾何相似條件下，很難保證燃燒室容積的比例關系，而燃燒室室壓是與流量相關的，燃燒室中的化學反應速度又與室壓相關。

對于組合發動機中火箭推力室燃氣與沖壓通道氣流的摻混，可以按氣動問題處理；對于火箭推力室燃氣與沖壓氣流的二次燃燒問題，可以按氣氣燃燒問題處理。

如何借鑒液體火箭發動機燃燒不穩定性縮尺試驗的研究結果[25]，在燃燒室幾何結構、燃燒過程等方面做一些權衡，在保證流場和燃燒室幾何近似的條件下，針對主要研究問題(如點火與穩焰)，探索縮尺與大尺度燃燒室關系，解決燃燒室“以小放大”問題，局部或者部分突破燃燒室尺度效應這一難題，將會促進燃燒室設計的巨大進步。

2.4.2 模塊化燃燒室的思路

組合發動機的尺度越大，需要的地面試驗設施尤其是自由射流試驗系統規模就越大。發動機自由射流試驗系統本質上就是一座高焓風洞，風洞流場的建立過程與試驗件尺寸、外形(包括發動機、支撐機構)等因素相關。通常，采用堵塞比來衡量試驗件對流場的堵塞程度，理論上存在一個極限堵塞比[見式(4)]，當試驗件尺寸大于該值，則試驗臺無法建立正常流場。

極限堵塞比

ζlim=1-1/Rlim

(4)

其中

(5)

式中M0、γ分別為模擬氣流的馬赫數和比熱比。極限堵塞比主要與氣流馬赫數相關，受氣體比熱比影響。按式(4)計算，對于6Ma狀態，極限堵塞比約為36.6；4Ma狀態，極限堵塞比約為32.3。但實際上，試驗臺的實際堵塞比與試驗件尺寸、發動機流道、起動壓比、起動時間及試驗件外形等多種因素相關，難以獲得準確的結果。從以往大量的試驗情況看，采用式(4)計算的極限堵塞比偏保守，具有一定的起動裕度，但就工程研制論，卻是一個相對合理的結果。對于發動機而言，捕獲面積為0.1 m2時，考慮到進氣道外緣、噴管膨脹比及試驗件結構外廓，試驗件迎風面積約為2.5倍的迎風面積，則需要的試驗臺噴管出口直徑約為1.0 m。進氣道捕獲面積1.0 m2發動機，自由射流試驗系統噴管出口直徑應達到3.0 m。試驗臺噴管出口直徑的增大會導致試驗系統氣源、供應管路、真空艙及排氣系統的規模大幅度增加，試驗設施的運行成本也將大幅增加，同時，也帶來維護成本、環境污染等諸多方面問題。如果能通過小尺度發動機試驗獲得需要的信息(如進氣道、噴管)，將會減小對大型地面設施的依賴。就組合動力而言，內流道本身是流場問題，包括氣流場(無論冷、熱)和燃燒流場，如能將內流場合理拆解，將氣動問題與燃燒問題合理劃分，通過對氣動問題的準確掌握，將燃燒室分成相等的模塊，再結合類似小尺度發動機的地面、飛行試驗數據及經驗的積累，就有可能探索出另一種途徑，實現燃燒室的“以小得大”。相對而言，現階段“以小得大”比“以小放大”相對容易一些，模塊化的燃燒室比縮尺研究下放大的燃燒室更具工程可行性，這里還有一個結構可靠性問題。

2.4.3 地面試驗技術的改進

對于大尺度的組合發動機，在大型自由射流試驗臺不具備的條件下，將發動機進氣道、燃燒室和尾噴管組成的內流道單獨考慮，甚至可以將進氣道和尾噴管截短，設計較小迎風面積的流道匹配試驗件，可以利用相對較小的自由射流試驗臺進行發動機的流道匹配特性試驗，研究發動機的工作邊界或者工作范圍。在一定條件下，將發動機本體的直連式試驗、熱考核試驗、燃油系統的聯合動力試驗、動力系統的電氣匹配試驗和力學特性試驗重新組合匹配，采用現有條件重新合并，如其中多項合而為一，在仿真與分析到位的情況下，進行綜合試驗，研究發動機本體、燃油系統及電氣系統的工作匹配性，考核發動機的結構可靠性。這樣，就可將動力系統自由射流試驗所承載的發動機系統級考核試驗拆分為流道匹配特性試驗、聯合動力試驗/電氣匹配試驗/力學環境試驗綜合的發動機綜合環境試驗，使用直連試驗臺進行考核，這就大大減少了對地面試驗條件的依賴，有效解決了動力系統自由射流試驗能力不足的問題。

2.4.4 力學環境試驗問題

對于大尺寸組合動力系統，現有的振動、沖擊試驗臺可能難以或者不能進行組合發動機整機力學環境考核試驗。實際上，高超聲速飛行器與發動機系統是一體化設計的，發動機的供應、控制系統部組件常常是分散安裝在飛行器不同部位的，在飛行器飛行中，發動機各部組件工作的力學環境差異較大，采用整機系統的力學環境試驗對部組件存在著欠試或過試的風險。振動、沖擊載荷具有復雜的空間特性，比如燃燒室的內部壓力、溫度及壓力脈動，實際上不可能通過現有的振動試驗手段實現。因而振動試驗不是模擬發動機工作過程的振動，而是振動所引起的破壞結果，即振動作用的最終結果。因此只要振動、沖擊環境條件(包括實際部組件工作過程、邊界接口條件)與部組件安裝狀態相同，那么可以在振動試驗中模擬這些疲勞破壞的累積效應。

力學環境試驗可采取如圖5所示的方案。通過類似飛行試驗和相似發動機地面、飛行試驗獲得的激勵載荷的分析，可以獲得有適當裕度的力學環境。基于初步設計的飛行器及發動機三維模型，建立飛行器及組合發動機布局與結構框架三維有限元力學模型，進行組合發動機和主要部組件的動強度分析，進行結構設計迭代，并根據發動機伴飛、發動機工作等力學環境的振動響應分析結果，可以包絡出部組件的力學環境試驗條件。設計模擬飛行安裝狀態的工裝夾具，進行部組件的力學特性試驗考核。當整機產品組裝完成后，通過低量級激振試驗，獲得實際的載荷傳遞關系和可能環境量級，并和前面的計算結果對比。最后，再進行模擬總體安裝框架下發動機的熱試車，考核發動機和部組件在自身工作時的內部載荷和熱環境作用下的可靠性。一般來講發動機自身產生的激勵往往要大于隨飛行器伴飛的力學環境，這樣，就可以將大型結構分解為部組件力學特性試驗，降低結構風險。

圖5 力學環境試驗

3 結語

組合發動機是集成創新，其研究思路、方法也需要創新。組合發動機后續研究面臨發動機流道優化、燃燒室、力學環境試驗、模擬試驗設備等問題，需要更深入地研究超聲速流場中燃料的霧化與燃燒、多模態燃燒等科學問題，充分利用氣動問題仿真與縮尺研究成果，創新性地應用結構力學特性仿真、模態及振動試驗研究成果，對大尺度組合發動機關鍵技術進行深入分析和合理分解，巧妙運用模塊化的燃燒室設計思路。