劉曉偉，劉 昊，張蒙正

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安710100）

0 引言

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)利用集成于沖壓流道的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，將不同吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)工作速域串聯(lián)起來(lái)，實(shí)現(xiàn)大范圍吸氣式模式工作，從而具有較高的綜合性能[1-2,8-10]。如何使用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，成為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

RBCC流道一般基于雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道設(shè)計(jì)。Ma 4.0以上，雙模態(tài)沖壓流道具有較高的比沖。低馬赫數(shù)時(shí)，由于進(jìn)氣道壓縮量（收縮比或壓縮角）偏大，沖壓流道很難維持高的比沖性能。因此，目前很多典型RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流道方案開(kāi)始采用喉道面積可調(diào)的變幾何技術(shù)[3-6]。低馬赫數(shù)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)喉道面積增加，帶來(lái)燃燒室和喉道面積比的降低，流道型面缺少了大面積比進(jìn)氣道擴(kuò)張段這一結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道抗反壓能力降低，導(dǎo)致燃燒室壓力上限降低，最終導(dǎo)致沖壓流道的比沖降低。

和雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比較，RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)多了內(nèi)置火箭發(fā)動(dòng)機(jī)這一部件，利用火箭產(chǎn)生的高速羽流，應(yīng)該可以增加進(jìn)氣道的抗反壓能力[7]。本文就此開(kāi)展了數(shù)值模擬研究，并對(duì)比了不同火箭布置方式帶來(lái)的影響。

1 物理模型

研究時(shí)選取了兩種RBCC火箭布置方式：中心布置和側(cè)壁布置，分別記為構(gòu)型1和構(gòu)型2，如圖1所示。兩種構(gòu)型均為二維結(jié)構(gòu)，包括隔離段、混合擴(kuò)壓段和等高段三段。隔離段等高，兩種構(gòu)型總高度相等?；鸺挥诟綦x段出口，其軸線和沖壓流道軸線平行，兩種構(gòu)型火箭出口總高度相等，為0.4H，火箭型面相似。混合擴(kuò)張段上下壁面擴(kuò)張角度相同。選取較長(zhǎng)的隔離段以模擬隔離段較厚的附面層，擴(kuò)張段長(zhǎng)度和擴(kuò)張比參考文獻(xiàn) [7]地面直連試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽??；旌蠑U(kuò)張段上下壁面擴(kuò)張角度相同。發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作時(shí)，燃燒室反壓引起的激波串現(xiàn)象發(fā)生在隔離段和擴(kuò)張段內(nèi)，因此建模時(shí)未包括進(jìn)氣道壓縮面。

圖1 流道構(gòu)型Fig.1 Flowpath configuration

2 計(jì)算方法及邊界條件

利用FLUENT軟件求解二維N-S方程，選取SST k-ω湍流模型，此模型對(duì)于逆壓梯度引起的流動(dòng)分離，以及超聲速氣流中的激波和膨脹波現(xiàn)象都具有較好的模擬準(zhǔn)確度。采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格（局部網(wǎng)格如圖2所示），網(wǎng)格過(guò)渡比不大于1.1，壁面網(wǎng)格局部加密，近壁第一層網(wǎng)格距壁面約0.05 mm。所有殘差指標(biāo)下降到10-3以下、進(jìn)出口流量相對(duì)誤差小于10-4且變化平穩(wěn)，認(rèn)為數(shù)值計(jì)算結(jié)果收斂。

圖2 局部網(wǎng)格Fig.2 Local grids

喉道段入口靜壓72 469.6 Pa、馬赫數(shù)1.7、靜溫384.4 K，對(duì)應(yīng)飛行馬赫數(shù)3.0，高度16 km。同一室壓下，兩個(gè)構(gòu)型火箭總流量相等。

3 結(jié)果分析

表1給出了兩種構(gòu)型不同火箭室壓（pr）下的反壓上限 (pe/pi)max（pe和pi分別代表構(gòu)型出口和入口靜壓），由于本文數(shù)值模擬為給定背壓下的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)計(jì)算， (pe/pi)max的具體數(shù)值較難獲得，給出一定精度下的范圍值就可滿足研究需求?？梢钥闯觯谙嗤鸺覊簵l件下，兩種構(gòu)型抗反壓能力接近，某些火箭工況下構(gòu)型2稍高；隨著火箭室壓的增加，兩種構(gòu)型的抗反壓能力不斷增加，增幅基本不變，即火箭室壓增加2.0 MPa， (pe/pi)max增加約0.41，呈現(xiàn)出較好的線性關(guān)系。

表1 不同火箭室壓下的抗反壓上限(pe/pi)maxTab.1 Upper limit(pe/pi)maxof resisting backpressure at different rocket combustor pressures

[7]利用高壓氮?dú)饽M火箭來(lái)流，針對(duì)典型“直擴(kuò)通道”構(gòu)型，研究了火箭室壓對(duì)該構(gòu)型抗反壓能力的影響。結(jié)果表明抗反壓能力隨火箭室壓變化呈現(xiàn)較好的線性規(guī)律，和本文結(jié)論一致。

圖3給出沿隔離段中心線位置的沿程壓力變化，并以入口壓力pi為基準(zhǔn)對(duì)沿程壓力p做了無(wú)量綱處理，符號(hào)“pe_‘?dāng)?shù)值’”表示出口無(wú)量綱背壓 (pe/pi)等于該數(shù)值。對(duì)于pr=0.0 MPa的火箭工況： (pe/pi)=3.86時(shí)，激波串被推出隔離段，背壓超出了兩種構(gòu)型的抗反壓能力； (pe/pi)=3.73時(shí)，構(gòu)型2的激波串起始位置更靠后，構(gòu)型2抗反壓能力稍強(qiáng)。對(duì)于pr=4.0 MPa的火箭工況，當(dāng)(pe/pi)=4.69時(shí)，構(gòu)型1激波串已被推出隔離段，而構(gòu)型2激波串起始位置還在隔離段后段，構(gòu)型2抗反壓能力強(qiáng)于構(gòu)型1。對(duì)于pr=6.0 MPa的火箭工況，當(dāng) (pe/pi)=5.11時(shí)，構(gòu)型1激波串已被推出隔離段，而構(gòu)型2激波串起始位置還未進(jìn)入隔離段，構(gòu)型2抗反壓能力強(qiáng)于構(gòu)型1。從圖3還可以看出，相同火箭工況和背壓條件下，構(gòu)型2的激波串起始位置更靠后，說(shuō)明構(gòu)型2具有更好的抗反壓能力。綜合而言，構(gòu)型2的抗反壓能力稍強(qiáng)于構(gòu)型1，但差別并不大，僅為隔離段入口壓力的14%左右。

圖3 隔離段中心線沿程壓力變化Fig.3 Pressure variation along isolation center line

圖3也反映出，隨著火箭室壓的增加，相同背壓條件下（比如 (pe/pi)=2.76），激波串起始位置后移，說(shuō)明火箭室壓的增加提高了構(gòu)型的抗反壓能力。

從圖4也可以看出，對(duì)于構(gòu)型1，在擴(kuò)張段中，壓力一直保持震蕩上升形狀，即背壓始終保持為激波串形態(tài)，但對(duì)于構(gòu)型2，當(dāng)火箭室壓較高時(shí)，背壓激波一旦到達(dá)擴(kuò)張段前部，背壓激波變?yōu)橐坏勒げā?/p>

圖4為構(gòu)型2在pr=6.0 MPa火箭工況下，典型背壓時(shí)的流場(chǎng)馬赫數(shù)分布?？梢钥闯?，由于兩側(cè)火箭射流強(qiáng)度較高，在背壓影響下依然能夠在擴(kuò)張段前部保持高速射流狀態(tài)，導(dǎo)致背壓激波進(jìn)入擴(kuò)張段前部后，僅能存在于中心流道。又因?yàn)榛鸺覊狠^高，隔離段壁面邊界層進(jìn)入擴(kuò)張段后，在火箭高速射流剪切作用下被加速，低速邊界層消失，激波串存在的條件消失，超聲速中心流以一道正激波完成壓縮。

圖4 構(gòu)型2，pr=6.0 MPa，不同背壓時(shí)的馬赫數(shù)分布Fig.4 Mach number distribution at different backpressure of model 2 as pr=6.0 MPa

4 結(jié)論

對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中心布置或側(cè)壁布置于隔離段出口的兩種構(gòu)型抗反壓能力進(jìn)行了研究，結(jié)果表明：

1）隨著火箭室壓的增加，內(nèi)流道抗反壓能力提高，抗反壓上限和火箭室壓之間呈現(xiàn)線性關(guān)系。

2）與火箭中心布置相比，火箭側(cè)壁布置時(shí)抗反壓能力稍強(qiáng)，但差別并不大。

3）火箭側(cè)壁布置方式，當(dāng)火箭室壓較高時(shí)，背壓激波進(jìn)入擴(kuò)張段前部后，由激波串形態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)檎げㄐ螒B(tài)。

參考文獻(xiàn)：

[1]廉筱純,吳虎.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社,2005.

[2]KOTHARI A P,LIVINGSTON J W,TARPLEY C,et al.A reusable,rocket and airbreathing combined cycle hypersonic vehicle design for access-to-space,AIAA,2010-8905[R].USA：AIAA,2010.

[3]SIEBENHAAR A,BULMAN M J,BONNAR D K.The role of the strutjet engine in new global and space markets,IAF-98-S.5.04[R].USA：IAF,1998.

[4]TREFNY C J.An air-breathing launch vehicle concept for single-stage-to-orbit,AIAA 1999-2730[R].USA：AIAA,1999.

[5]MARK G,BEAUTY C,KETCHUM A.Integrated system test of an airbreathing rocket(ISTAR),AAAF 2002-258,[R].[S.l.]：AAAF,2002.

[6]劉曉偉.火箭基組合循環(huán)（RBCC）動(dòng)力寬適應(yīng)用性進(jìn)氣道研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué),2010.

[7]李宇飛.RBCC引射/亞燃模態(tài)熱力調(diào)節(jié)機(jī)理研究[D].西安：西北工業(yè)大學(xué),2008.

[8]陳宏,何國(guó)強(qiáng).RBCC和TBCC組合發(fā)動(dòng)機(jī)在RLV上的應(yīng)用[J].火箭推進(jìn),2008,34(3)：39-43.

CHEN Hong,HE Guoqiang.Application of RBCC and TBCC engines to RLVs[J].Journal of Rocket Propulsion,2008,34(3)：39-43.

[9]張蒙正,李斌,王君,等.關(guān)于RBCC動(dòng)力系統(tǒng)的思考[J].火箭推進(jìn),2013,39(1)：1-6.

ZHANG Mengzheng,LI Bin,WANG Jun,et al.Thinking about RBCC propulsion system[J].Journal of Rocket Propulsion，2013,39(1)：1-6.

[10]張倩,王兵,張?jiān)怕?等.RBCC的可實(shí)現(xiàn)性方案-DRBCC 分析[J].火箭推進(jìn),2014,40(5)：1-7.

ZHANG Qian,WANG Bing,ZHANG Yunlong,et al.An analysis of RBCC realizability scheme：DRBCC[J].Journal of Rocket Propulsion,2014,40(5)：1-7.