RBCC發動機不同模態下推阻力特性仿真

楊建文，劉計武，張蒙正，南向軍

(西安航天動力研究所 液體火箭發動機技術重點試驗室，陜西 西安 710100)

0 引言

火箭基組合循環(rocket based combined cycle，RBCC)發動機具有飛行空域寬、全彈道性能高、結構簡單等優點。目前，美國、日本、俄羅斯、歐盟以及澳大利亞等對RBCC發動機開展了大量的理論分析、仿真分析與試驗研究工作。

RBCC發動機與飛行器高度融合設計，使得飛行器飛行高度與速度、發動機與飛行器結構以及燃油調節特性等因素對發動機產生的推阻力影響很大，關系極其復雜[1]。文獻[2-5]對RBCC組合發動機推力增益、發動機的性能分析以及發動機性能分析方法開展了相關的研究工作。此外，西工大燃燒、熱結構和內流場重點試驗室對RBCC的研究現狀與前景、燃燒過程的數值計算及直連試驗開展了大量的工作[6-15]。國防科技大學系統地開展了超燃沖壓發動機的噴霧特性、凹腔穩焰、燃燒過程的試驗及數值仿真計算工作[16-19]。西安航天動力研究所張留歡等開展了火箭模態流場數值仿真研究[20]。

對于RBCC發動機，在設計階段，基本都采用準一維的分析方法，理論模型主要基于美國的 SCCREAM 性能分析模型，以此來評估發動機的推阻力性能，但由于RBCC發動機結構和流場結構均比較復雜，隔離段內存在斜激波串，燃燒室涉及液態燃料的霧化、蒸發，燃料的加質、燃燒放熱及二氧化碳、水等燃燒產物的生成，這些物理過程都具有很強的三維特征，采用一維的理論評估模型計算精度較差，計算結果準確度較低。

隨著CFD計算手段的發展和高性能計算能力的提升，三維數值仿真分析為RBCC的推阻力性能評估提供了新思路，通過三維數值仿真，可以獲得RBCC發動機不同模態下的整個流場信息，獲得RBCC發動機各組件的相互作用及影響規律，為發動機的設計改進及優化提供了參考依據，也能更加直觀深入地理解發動機的工作過程。

本文以某煤油燃料RBCC發動機試驗件為研究對象，對發動機的流動與燃燒過程開展了三維數值模擬，獲得了發動機全三維流場結構，評估了各部件的推阻力，計算結果對RBCC發動機及各組件的設計優化有一定的參考價值。

1 物理模型及數值方法

1.1 物理模型

RBCC發動機試驗件包含進氣道、等直隔離段、沖壓燃燒室、火箭發動機、尾噴管等組件。其中，沖壓燃燒室內布置了支板噴注器、凹腔火焰穩定器和火箭安裝臺階等構件。試驗件結構示意圖見圖1。

圖1 RBCC結構示意圖

引射火箭采用N2O4和N2H4作為推進劑，其額定工況參數見表1。

表1 火箭發動機工作參數

1.2 計算工況

本文主要針對RBCC發動機試驗件的地面自由射流工況開展了仿真分析，根據地面試驗工況，來流靜壓為1.95 kPa，來流馬赫數為6.19，來流總溫為1 712 K，模擬高度約為27 km。RBCC發動機的計算工況參數見表2。

表2 計算工況流量參數

1.3 計算方法

RBCC發動機內流場是高雷諾數的湍流流場，發動機支板后、凹腔等位置會存在大尺度渦，具有非定常效應。此外，流動過程中存在激波、膨脹波、附面層和剪切層之間的交互作用，加上流動過程與組分輸運及燃料燃燒過程高度耦合，這些因素給RBCC發動機內流場數值模擬帶來了極大的挑戰。

本文計算時控制方程采用的是多組分化學反應的守恒型三維Navier-Stokes方程，考慮到自由射流條件下來流馬赫數均較高，本文采用RANS方法中典型的Realizablek-ε兩方程模型。

湍流與燃燒間的相互作用采用渦耗散模型。各組分的比定壓比熱、黏性系數、導熱系數均用溫度的多項式曲線進行擬合確定。實際條件下煤油燃料為混合物，數值計算時采用單一成分C12H23來代替，煤油和空氣的燃燒模型采用Westbrook和Dryer 提出的單步總包燃燒模型，具體的燃燒反應方程式為

(1)

煤油通過支板和凹腔上的噴注孔噴射進入燃燒室，霧化成液滴，然后受到加熱作用蒸發，最后與來流空氣混合并燃燒，對于煤油液滴與連續相之間的相互作用，本文采用DPM離散相模型。煤油液滴的運動軌跡以及傳熱、傳質通過當地氣體作用于煤油液滴上的各種作用力、對流和輻射引起的熱量及質量傳遞來進行計算。煤油液滴對氣體的影響以源相的形式添加到氣相動量方程和能量方程。

引射火箭發動機入口給定的燃燒完全的燃氣，主要成分是N2、H2和H2O，由于H2組分含量較多，其與空氣在燃燒室中的二次燃燒必須考慮，二次燃燒模型也采用單步總包燃燒模型，即

(2)

求解計算時，對流項采用AUSM格式進行離散，耗散項采用中心差分進行離散，方程離散后采用隱式LU-SGS方法進行迭代求解。對流項離散采用二階精度計算結果與試驗結果吻合得比較好，因此，本文計算時對流項離散均采用的是二階精度。

1.4 計算網格

根據幾何模型的結構特點，本文采用三維對稱模型，網格類型是六面體結構化網格，為了保證計算結果，壁面網格進行加密，壁面處第一層網格法向高度為0.1 mm，網格增長率為1.1，網格數量500多萬，具體網格示意圖如圖2所示。

圖2 RBCC發動機計算網格示意圖

1.5 邊界條件

計算時，遠場采用壓力遠場條件，給定自由射流的靜壓、靜溫及馬赫數，成分是酒精、氧氣和空氣燃燒生成的氣體；尾噴管出口采用壓力出口條件，取飛行高度對應的壓力值；發動機的對稱面采用對稱邊界條件；火箭工作時，火箭發動機推力室的入口采用壓力入口條件，給定總溫、總壓；壁面采用無滑移絕熱壁邊界條件。

2 結果分析

圖3是6種工況下發動機頂面中心線上壓力分布曲線，可以看出，來流空氣進入進氣道時，受進氣道型面的壓縮產生斜激波，使得空氣靜壓不斷升高。

圖3 發動機頂面中心線壓力分布曲線

隨后空氣進入隔離段，隔離段內斜激波串對空氣繼續進行壓縮，空氣的靜壓再次升高。之后空氣進入燃燒室，與支板噴射的煤油進行摻混和燃燒，燃燒釋熱使得燃燒產物溫度迅速升高，同時也使燃氣靜壓迅速升高并達到峰值，隨著空氣和煤油燃燒的結束以及燃燒室及尾噴管流道的擴張，燃氣減壓增速，產生推力。6種工況下，計算結果和試驗結果吻合得比較好，驗證了本文仿真計算方法的合理性，也表明本文的計算結果是準確可信的。

圖4是6種計算工況下對稱面的靜壓分布云圖，通過結果可以看出，進氣道唇口產生的斜激波與壁面相互作用，形成了復雜的激波串結構，對空氣進行減速增壓，在燃燒室的支板、凹腔及附近區域，一方面氣流沖擊到支板會滯止，另一方面隨著煤油和空氣的燃燒釋熱，支板、凹腔區域靜壓升高，局部會產生高點，此區域處于等壓燃燒狀態，靜壓變化比較小。燃氣進入二級燃燒室及尾噴管后，由于型面在不斷擴張，燃氣開始減壓增速，同時又產生了激波串結構。

圖4 對稱面靜壓分布云圖

圖5給出了余氣系數1.19，沖壓模態下中間截面處總溫分布云圖?？梢钥闯?，沖壓模態下煤油和空氣的燃燒主要集中在支板后的凹腔區域附近。凹腔結構使得氣流在此處會產生回流渦，回流渦內的氣流速度較低，且凹腔內軸向速度為負值，起到穩定火焰的作用。因此煤油和空氣的燃燒主要發生在凹腔及其下游的區域。

圖5 沖壓模態對稱面總溫分布云圖

進氣道捕獲空氣的流量可由馬赫數分布云圖來說明，如圖6所示。RBCC發動機前體壓縮面在外流場中產生的斜激波結構正好打在進氣道唇口前緣。這道斜激波對來流空氣進行壓縮，該斜激波的壓縮角度、封口位置以及來流參數決定進氣道捕獲空氣流量的能力。

圖6 冷流模態對稱面馬赫數分布云圖

2.1 發動機整體推阻力分析

由于火箭燃燒產生的是富燃燃氣，對于火箭模態和火箭沖壓模態工況，計算時若不考慮來流氣體與火箭燃燒產生的富燃燃氣的二次反應，發動機推力計算值與試驗值相差較大，反之，發動機推力計算值與試驗值吻合得比較好，這表明來流氣體與火箭燃燒產生的富燃燃氣發生了二次化學反應。

6種工況下，進氣道的空氣捕獲流量均為4.95 kg/s。表3列出了各工況下發動機的受力情況，其中合力為發動機內流道軸向壓力積分與軸向摩擦力積分的總和，結果為負值表示產生的是推力，結果為正值表示產生的是阻力。

表3 RBCC發動機推/阻力計算結果

冷態工作時，由于發動機流道比較長，產生的摩擦阻力比較大，使得發動機產生較大的阻力約760 N?；鸺B下，火箭開啟會產生引射作用，且由于火箭出口的燃氣是富燃的，與引射空氣會發生二次化學反應，使得發動機產生的推力比純火箭的推力要大，通過計算，引射模態下發動機的推力增益大約有12.7。沖壓模態下，隨著余氣系數的減小，煤油噴射量會隨著增加，煤油與空氣的混合比也越靠近當量混合比，發動機燃燒室會燃燒得更充分，發動機產生的推力也會更大。

2.2 發動機各組件推阻力分析

通過表4～表7可以看出，6種工況下，進氣道產生的阻力相同，其中總阻力720 N，壓力阻力595 N，摩擦阻力125 N。這也表明6種工況下進氣道都處于啟動狀態，且工作狀態一致，流場結構相同。

表4 RBCC發動機各組件推/阻力計算結果

表5 進氣道推/阻力計算結果

表7 尾噴管推/阻力計算結果

冷態工作時，進氣道、隔離段、燃燒室、凹腔、支板、發動機側壁面為阻力部件，尾噴管為推力部件。由于進氣道、燃燒室產生的阻力很大，導致冷態工作時發動機不會產生推力，相反產生一定的阻力。

火箭沖壓模態時，由于沖壓燃燒室燃燒及火箭發動機共同作用，使得尾噴管產生的推力是6種工況下最高的，同時，發動機產生的推力也是6種工況下最大的。

火箭模態時，雖然進氣道和燃燒室產生的是阻力，但是火箭本身會產生一定的推力，同時由于火箭的引射作用及二次燃燒，燃燒室的阻力相對冷態要小一些，此外尾噴管產生的推力比較大，使得發動機總的推力比純火箭的推力要大一些，會產生一定的推力增益。

沖壓模態時，當余氣系數靠近當量混合比時，噴油量有所增加，燃燒室燃燒更強烈一些，燃燒壓力更高一些，因此燃燒室的推力也隨之增大。而尾噴管產生的推力沒有明顯的規律可循，3種不同余氣系數下，尾噴管的推力約在1.66～1.78 kN之間。

對于RBCC發動機，由于燃燒室前面有進氣道，氣流經進氣道壓縮后在上壁面形成較厚的附面層，導致燃燒室入口流密分布不均勻。因此，為提高發動機比沖性能，需根據燃燒室入口密流分布對燃油的分配作相應的調整。此外，由于支板的存在，一方面強化了燃料與來流空氣的摻混及火焰穩定，獲得了更高的燃燒效率；另一方面，支板作為一個阻力部件，會降低發動機性能。發動機優化設計時需要綜合兩方面影響。

3 結論

本文以某煤油燃料RBCC發動機試驗件為研究對象，對發動機6種工況下的流動與燃燒過程進行了三維數值仿真分析，發動機頂面中心線上壓力分布計算結果與試驗測量值吻合較好，表明本文數值仿真方法合理可靠，計算結果準確。在此基礎上對RBCC發動機的流場和受力情況進行了分析，可得到以下幾點結論。

1)同一來流條件下，發動機正常工作時，不同模態下進氣道的空氣捕獲流量和產生的阻力相同。

2)冷態工作時，尾噴管會產生一定的推力，但由于進氣道和燃燒室會產生的阻力更大，導致發動機整體產生的是阻力。

3)火箭模態下，火箭會產生引射作用，同時火箭發動機噴出的富燃燃氣與引射空氣會發生二次化學反應，使得發動機產生的推力與純火箭相比，有一定的推力增益，推力增益約12.7。

4)沖壓模態下，隨著余氣系數的減小，煤油噴射量隨著增加，煤油與空氣的混合比越靠近當量混合比，發動機產生的推力也會增大。