劉曉偉，李永洲

（西安航天動力研究所，陜西 西安710100）

0 引言

RBCC（火箭基組合循環(huán)）發(fā)動機將火箭發(fā)動機集成于吸氣式發(fā)動機流道內(nèi)，拓展了吸氣式動力的工作范圍，可應(yīng)用于空天往返、臨近空間飛行等領(lǐng)域，可選取不同的模態(tài)適應(yīng)不同的空域[1-4]。

基于RBCC動力的飛行器，低馬赫數(shù)爬升或高馬赫數(shù)低動壓飛行時，對發(fā)動機推力需求較大。由于飛行器/發(fā)動機一體化程度高，一味通過增加發(fā)動機沖壓流道規(guī)模實現(xiàn)推力增加并不可取，經(jīng)常采用的設(shè)計思路是增加RBCC火箭推力或配備外置助推火箭。RBCC火箭發(fā)動機一般置于燃燒室內(nèi)[1-6]，受沖壓流道幾何空間和結(jié)構(gòu)設(shè)計約束，推力增加受限，過度增加火箭推力會導(dǎo)致火箭比沖降低，局部熱防護難度增加，飛行器總體和發(fā)動機設(shè)計難度也隨之增加。若采用外置助推火箭發(fā)動機方案，飛行器氣動布局會受到較大影響，帶來阻力增加。

針對上述問題，本文提出了一種將火箭布置于沖壓發(fā)動機尾噴管上壁面的設(shè)計思路，利用沖壓發(fā)動機尾噴管空間大的優(yōu)勢，布置大推力火箭發(fā)動機，可以保證較高的火箭比沖，也可避免對飛行器氣動布局的影響。

1 物理模型

發(fā)動機尾噴管型面如圖1所示（半模）。

圖1 尾噴管構(gòu)型及網(wǎng)格Fig.1 Nozzle configuration and grids

在方案研究初期，選用了較為簡單的型面。沖壓發(fā)動機尾噴管為三面膨脹斜切尾噴管，側(cè)面和上壁面膨脹，各面均為平面。在尾噴管上壁面一定位置布置火箭發(fā)動機，火箭發(fā)動機軸向與沖壓發(fā)動機軸向平行。火箭發(fā)動機噴管采用圓轉(zhuǎn)方構(gòu)型，其后通過等寬側(cè)壁和向上擴張斜面和沖壓發(fā)動機尾噴管實現(xiàn)外形對接，即用對接面替換了原來的部分上壁面。

2 計算模型及方法

利用FLUENT軟件求解三維N-S方程，選取SST k-ω湍流模型，此模型對于逆壓梯度引起的流動分離，以及超聲速中的激波和膨脹波現(xiàn)象都具有較好的模擬準確度。采用混合網(wǎng)格，規(guī)則區(qū)域和近壁面區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格（圖1），網(wǎng)格過渡比不超過1.15，壁面網(wǎng)格局部加密，近壁第一層網(wǎng)格距壁面約0.05 mm。數(shù)值計算選取半模區(qū)域。

選取Ma=6.0，H=26.0 km飛行工況，通過發(fā)動機熱力計算獲得沖壓發(fā)動機尾噴管入口邊界條件：燃氣靜壓105 201.7 Pa，馬赫數(shù)1.55，靜溫1 796.2 K。將沖壓發(fā)動機尾噴管入口燃氣等效為單一組份氣體，利用燃氣焓溫關(guān)系獲得熱力屬性。等效氣體定壓比熱容cp和氣體溫度T的關(guān)系多項式： cp=a0+a1×T+a2×T2+a3×T3+a4×T4+a5×T5，系數(shù)見表1。

火箭以液氧、煤油為燃料，通過熱力計算獲得不同室壓下火箭出口組份（選取主要組份）含量和總溫T*，結(jié)果見表2。

數(shù)值模擬不考慮化學(xué)反應(yīng)，這種處理帶來的誤差有限[7-9]，研究初期可以接受。

3 結(jié)果分析

通過數(shù)值計算，獲得基準方案（去掉側(cè)置火箭）和側(cè)置火箭方案不同火箭工況（用“R_數(shù)字”表示，數(shù)字代表火箭室壓，MPa）時的尾噴管性能和流場結(jié)構(gòu)。

圖2和圖3給出了不同火箭室壓時典型截面流場馬赫數(shù)和靜壓分布。

基準方案為典型的沖壓發(fā)動機尾噴管超聲速加速流場結(jié)構(gòu)。加入側(cè)置火箭后，若火箭不工作，則在火箭流道內(nèi)形成低壓死腔?；鸺ぷ鲿r，死腔消失，火箭射流速度更高，與尾噴管沖壓氣流接觸后，通過滑移面實現(xiàn)壓力匹配，滑移面兩側(cè)產(chǎn)生激波或膨脹波?；鸺淞饔绊懥藢用娴氖芰η闆r，火箭射流的影響還會向橫向發(fā)展，影響到側(cè)壁面和上壁面的壓力分布。

表1 尾噴管入口等效氣體比熱容計算多項式系數(shù)Tab.1 Multinomial coefficients of equivalent gas specific heat capacity at nozzle entrance

表2 不同室壓下火箭出口燃氣組份質(zhì)量含量和總溫Tab.2 Combustion gas composition and total temperature at rocket exit under different combustion pressure

表3為計算獲得的推力和升力。隨著火箭室壓的增加，側(cè)置火箭方案尾噴管壁面所受推力和升力增加，升力增加更加明顯。和基準方案相比，采用側(cè)置火箭后，當火箭室壓較大時（增加到6 MPa），可以在火箭和基準尾噴管推力之和的基礎(chǔ)上帶來推力增益（表中的“推力增加”數(shù)據(jù)），即“1+1＞2”的效果；火箭室壓較低時，反而會產(chǎn)生推力損失?；鸺覊涸礁?，推力增益越明顯；當火箭室壓達到12 MPa時， 推力增益相對于基準方案尾噴管推力達到10.35%。和基準方案對比，采用側(cè)置火箭后，均帶來升力增益，升力增益在火箭室壓12 MPa時達到了基準方案的7倍。

加入側(cè)置火箭后，沖壓發(fā)動機尾噴管受力面及壁面壓力發(fā)生了改變，導(dǎo)致尾噴管推力和升力發(fā)生改變（見表4）?；鸺覊狠^高時，高壓射流帶來上壁面（包括對接面）壓力的整體上升，壁面所受推力和升力增加；火箭室壓較低時，火箭射流壓力較低，且存在死腔、激波反射等復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)，壁面推力和升力變化趨勢會出現(xiàn)差異。

圖2 火箭軸線縱截面馬赫數(shù)分布Fig.2 Mach number distribution of fore-and-aft section through rocket axis

圖3 壁面壓力分布（單位：Pa）Fig.3 Pressure distribution on wall surface（ Unit：Pa）

表3 尾噴管推力和升力計算結(jié)果Tab.3 Calculated results of nozzle thrust and lifting power

表4 尾噴管各壁面推力和升力計算結(jié)果Tab.4 Calculated esults of thrust and lifting power on each wall surface of nozzle

4 結(jié)論

采用本文提出的火箭布置方法，火箭發(fā)動機經(jīng)常會在大推力狀態(tài)工作，此時室壓較高，火箭發(fā)動機燃氣射流在沖壓發(fā)動機尾噴管內(nèi)繼續(xù)膨脹，可以獲得額外的推力增量，還可顯著提高升力，隨著火箭室壓的增加，推力增量和升力增加。若進一步對火箭噴管型面和沖壓發(fā)動機尾噴管型面進行精細設(shè)計，上述效果可能更加明顯。

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