李 斌，張蒙正，黃道瓊，南向軍，張 玫

(1.航天推進(jìn)技術(shù)研究院，陜西 西安 710100；2.西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

組合發(fā)動(dòng)機(jī)是將兩種或者以上發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)、結(jié)構(gòu)、控制等有機(jī)融合形成的，具有廣空域、寬速域、良好綜合性能的動(dòng)力裝置，是高超聲速飛機(jī)、臨近空間高超聲速飛行器、水平起降兩級(jí)入軌航天運(yùn)輸系統(tǒng)之一級(jí)等高超聲速飛行器研發(fā)急需的動(dòng)力裝置，受到各航天大國(guó)和研究機(jī)構(gòu)的廣泛關(guān)注，得到了較為普遍和深入的研究[1-3]。就目前研究進(jìn)展來(lái)看，多種方案的組合發(fā)動(dòng)機(jī)已處于關(guān)鍵技術(shù)集成演示階段。此階段，面臨著發(fā)動(dòng)機(jī)流道部件進(jìn)一步優(yōu)化、多模態(tài)燃燒過(guò)程仿真、具有相似結(jié)構(gòu)的大尺度燃燒室與小尺度燃燒室技術(shù)繼承性、熱/力載荷下的結(jié)構(gòu)可靠性等諸多基礎(chǔ)技術(shù)；面臨著一些系統(tǒng)級(jí)關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)手段、研究設(shè)施的欠缺或者不足等困難。本文以火箭/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)(以下簡(jiǎn)稱組合發(fā)動(dòng)機(jī))為例，分析組合動(dòng)力關(guān)鍵技術(shù)研究中出現(xiàn)的上述問(wèn)題,提出今后研發(fā)的一些看法。

1 關(guān)鍵技術(shù)及研究途徑

具體而明確的關(guān)鍵技術(shù)源于組合發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案。泛泛而言，關(guān)鍵技術(shù)包括與飛行器一體化的系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；進(jìn)氣道/隔離段/燃燒室/噴管內(nèi)型面設(shè)計(jì)參數(shù)的精細(xì)協(xié)調(diào)；熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的匹配及優(yōu)化；寬范圍多模態(tài)燃燒組織；發(fā)動(dòng)機(jī)本體及部組件結(jié)構(gòu)的熱防護(hù)；進(jìn)氣道/噴管結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)、火箭推力室工況/穩(wěn)焰裝置工況調(diào)節(jié)、沖壓燃燒室多點(diǎn)燃油調(diào)節(jié)與控制、供油等多變量協(xié)調(diào)控制；關(guān)鍵技術(shù)研究綜合驗(yàn)證試驗(yàn)技術(shù)等。多年來(lái)，參照或者借鑒其他發(fā)動(dòng)機(jī)研制經(jīng)驗(yàn)，組合發(fā)動(dòng)機(jī)也正在逐步形成適應(yīng)自身關(guān)鍵技術(shù)研究的一系列途徑和方法。組合發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)與飛行器的一體化設(shè)計(jì)多是依靠各種結(jié)構(gòu)與流場(chǎng)仿真結(jié)果開(kāi)展設(shè)計(jì)；燃燒設(shè)計(jì)方面，基于超聲速氣流中燃燒場(chǎng)展示技術(shù)獲得的大量信息[4-6]及超聲速氣流中燃燒過(guò)程的仿真結(jié)果提供的幫助[7-9]設(shè)計(jì)驗(yàn)證型燃燒室，再通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)直連式試驗(yàn)進(jìn)行研究與驗(yàn)證，燃燒室設(shè)計(jì)正在形成基本的研究手段與流程；進(jìn)氣道、燃燒室與尾噴管流道內(nèi)流場(chǎng)特性仿真、不同形式的流道匹配試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)構(gòu)成了發(fā)動(dòng)機(jī)流道特性和性能研究的基本手段；燃油系統(tǒng)的貯箱、調(diào)節(jié)器、閥門等特性研究采用其他發(fā)動(dòng)機(jī)形成的成熟技術(shù)，燃油系統(tǒng)與組合發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的匹配性依靠聯(lián)合動(dòng)力試驗(yàn)；部件及總體結(jié)構(gòu)可靠性驗(yàn)證采用仿真分析和不同類型的力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)。這里，工程師們前期的經(jīng)驗(yàn)起到很大的作用。近年來(lái)，飛行試驗(yàn)在此類發(fā)動(dòng)機(jī)研究研制中得到廣泛重視，有成為研制環(huán)節(jié)中必不可少的一環(huán)之勢(shì)。

上述發(fā)動(dòng)機(jī)研制手段在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程必不可少，在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過(guò)程中都在起到各自的作用，但也存在不同的問(wèn)題。其中，直連式和自由射流試驗(yàn)面臨的主要問(wèn)題是：①模擬介質(zhì)與實(shí)際來(lái)流的差異；②單點(diǎn)模擬帶來(lái)的與實(shí)際飛行器連續(xù)快速變化及模擬工作點(diǎn)不完全一致的差異；③不同尺度發(fā)動(dòng)機(jī)帶來(lái)的加熱器、模擬噴管和試驗(yàn)臺(tái)供應(yīng)系統(tǒng)的適應(yīng)性問(wèn)題，進(jìn)而引出的大量不同尺度試驗(yàn)設(shè)施、研制經(jīng)費(fèi)問(wèn)題。部件及結(jié)構(gòu)的力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)主要在于大尺度的結(jié)構(gòu)件及綜合載荷帶來(lái)的試驗(yàn)系統(tǒng)難以滿足要求甚至無(wú)法適應(yīng)的問(wèn)題。仿真的焦點(diǎn)在于燃燒過(guò)程、熱結(jié)構(gòu)應(yīng)力的精準(zhǔn)模擬，核心是燃燒過(guò)程和結(jié)構(gòu)力學(xué)響應(yīng)特性的認(rèn)知及模型的精確建立。飛行試驗(yàn)與具體的飛行器承載的關(guān)鍵技術(shù)研究有關(guān)，一般來(lái)講，是真實(shí)和比較系統(tǒng)的，有火箭帶飛、空載發(fā)射、自由飛等多種形式[10-20]。

2 若干問(wèn)題與探討

下面主要針對(duì)仿真技術(shù)、地面模擬試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)，以火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)為例，探討組合發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)面臨的流場(chǎng)與燃燒過(guò)程、結(jié)構(gòu)特性仿真、直連式和自由射流試驗(yàn)、力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)面臨的一些問(wèn)題及可能的解決方法。

2.1 仿真技術(shù)

目前，CFD技術(shù)已經(jīng)可以對(duì)進(jìn)氣道、噴管、冷態(tài)的內(nèi)流道、外流等進(jìn)行快速、可靠的仿真分析，并且可以達(dá)到相當(dāng)高的仿真精度，是發(fā)動(dòng)機(jī)研制非常有效的研究手段。但燃燒過(guò)程的仿真尚難提供比較準(zhǔn)確的結(jié)果，主要問(wèn)題在于：

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

2)燃料與空氣(或者燃?xì)?化學(xué)反應(yīng)步驟不是非常明確明晰；

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

這導(dǎo)致具體情況下，噴注結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性對(duì)化學(xué)反應(yīng)的步驟、模型的精準(zhǔn)程度等有影響，很難建立比較準(zhǔn)確甚至是正確的霧化、蒸發(fā)、燃燒及考慮附面層影響的燃燒過(guò)程仿真模型，再加上邊界條件的不準(zhǔn)確，燃燒過(guò)程尚不足以為發(fā)動(dòng)機(jī)性能評(píng)估提供可靠的數(shù)據(jù)，這導(dǎo)致流道的仿真僅在發(fā)動(dòng)機(jī)方案的對(duì)比方面可供參考，但在發(fā)動(dòng)機(jī)流道優(yōu)化上尚難發(fā)揮主要作用。這就影響到發(fā)動(dòng)機(jī)流道匹配性研究這一最簡(jiǎn)潔、最優(yōu)化手段的高效運(yùn)用。

與冷態(tài)流場(chǎng)仿真類似，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的仿真也可以提供比較好的結(jié)果。

2.2 地面模擬試驗(yàn)

這里主要討論直連式試驗(yàn)、自由射流試驗(yàn)、發(fā)動(dòng)機(jī)及部組件力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)這3個(gè)問(wèn)題。

2.2.1 直連式試驗(yàn)

直連式試驗(yàn)(見(jiàn)圖1)是組合發(fā)動(dòng)機(jī)地面主要試驗(yàn)之一，包括燃燒室本體直連試驗(yàn)、燃燒室本體熱防護(hù)試驗(yàn)及燃油系統(tǒng)與本體的聯(lián)合動(dòng)力試驗(yàn)等，主要作用在于研究、驗(yàn)證或者考核發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火與穩(wěn)焰燃燒組織技術(shù)，驗(yàn)證和考核發(fā)動(dòng)機(jī)本體熱防護(hù)，燃油系統(tǒng)與燃燒室本體工作協(xié)調(diào)性等。試驗(yàn)借助一定的模擬準(zhǔn)則，采用對(duì)空氣加熱的方法(加熱器)，在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口(隔離段入口)模擬來(lái)流氣體參數(shù)，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(shù)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(bǔ)氧的燃?xì)猱a(chǎn)生方式。

圖1 直連式試驗(yàn)示意圖

2.2.2 自由射流試驗(yàn)

自由射流試驗(yàn)(見(jiàn)圖2)是組合發(fā)動(dòng)機(jī)另一個(gè)主要試驗(yàn)之一，包括多種簡(jiǎn)化(采用截短進(jìn)氣道、截短噴管等)形式的進(jìn)氣道/燃燒室/噴管流道匹配特性試驗(yàn)、全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)流道匹配試驗(yàn)(不含燃油與控制系統(tǒng))及發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)試驗(yàn)(含燃油與控制系統(tǒng))，主要作用為：①研究發(fā)動(dòng)機(jī)的工作邊界或者工作范圍，包括高度、馬赫數(shù)、油氣比、攻角與側(cè)滑角等；②發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，包括不同工況(如高度、馬赫數(shù)、油氣比、攻角與側(cè)滑角)下的推力、比沖、力矩及其隨攻角的變化率等；③發(fā)動(dòng)機(jī)部件的匹配性，如進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和噴管的流道匹配性，發(fā)動(dòng)機(jī)部件結(jié)構(gòu)在熱載荷條件下的協(xié)調(diào)性，發(fā)動(dòng)機(jī)力學(xué)特性等。試驗(yàn)也是借助一定的模擬準(zhǔn)則，采用對(duì)空氣加熱的方法(加熱器)，但模擬的是發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道入口來(lái)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(shù)等?？諝饧訜岱绞脚c直連式試驗(yàn)類似。

圖2 自由射流試驗(yàn)示意圖

目前，直連式與自由射流試驗(yàn)的主要問(wèn)題有：

1)模擬燃?xì)鈪?shù)與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作時(shí)純凈空氣的區(qū)別，即模擬準(zhǔn)則問(wèn)題。直連與自由射流試驗(yàn)可以有不同的模擬準(zhǔn)則，如直連可模擬“流量、總溫、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”“流量、總焓、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”；自由射流可模擬“靜壓、靜溫、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”“總壓、總溫、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”“動(dòng)壓、總焓、馬赫數(shù)、氧氣摩爾含量”等。不同的模擬準(zhǔn)則對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量(對(duì)直連式而言)、內(nèi)流壓力的分布、燃燒特性、推力性能會(huì)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(chǎn)生的燃?xì)夥肿恿?、含水量都與純凈空氣有差異，會(huì)導(dǎo)致燃燒過(guò)程及成分產(chǎn)生差異，影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和比沖。試驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則的選擇與試驗(yàn)?zāi)康?、試?yàn)臺(tái)加熱方式、試驗(yàn)臺(tái)保溫效率、模擬飛行狀態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)燃料類型等因素密切相關(guān)，需要結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程及燃料類型進(jìn)行具體分析，迄今尚未形成一致的結(jié)論。但總的來(lái)看，已有研究成果表明，不同模擬準(zhǔn)則(加熱方式)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能偏差影響不是太大[21-24]。已有的飛行試驗(yàn)與地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析表明，飛行數(shù)據(jù)性能會(huì)稍高于地面得到的數(shù)據(jù)，約高5～10。地面的模擬準(zhǔn)則和試驗(yàn)方法、天地之間的差異需要更廣泛、更深入的研究，這是科學(xué)問(wèn)題，也是一項(xiàng)不太容易的研究工作。

3)因試驗(yàn)裝置的原因，一般均會(huì)產(chǎn)生流量、總溫/總焓、含氧量等模擬參數(shù)的偏差(±3左右)。作為發(fā)動(dòng)機(jī)而言，必須有足夠的工作裕度，設(shè)計(jì)要可靠。

4)直連式試驗(yàn)系統(tǒng)即可以通過(guò)調(diào)節(jié)前端燃?xì)獍l(fā)生器工況模擬不同的流量與溫度，也可通過(guò)改變喉道，模擬不同的進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)，但一般而言，范圍都比較有限，且試驗(yàn)系統(tǒng)非常復(fù)雜；自由射流試驗(yàn)變結(jié)構(gòu)更難。對(duì)于寬范圍工作(如3～8Ma)、大尺度的發(fā)動(dòng)機(jī)，面臨的問(wèn)題就是需要設(shè)計(jì)一系列模擬噴管和不同流量范圍的多臺(tái)發(fā)生器，試驗(yàn)系統(tǒng)尤其是自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)將面臨巨大的投資。

2.2.3 力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)

發(fā)動(dòng)機(jī)及其部組件的力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)是考核發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性的主要手段，通常包括高/低頻隨機(jī)振動(dòng)、運(yùn)輸、高/低頻沖擊等試驗(yàn)，主要依靠不同類型的振動(dòng)、沖擊試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行。

目前面臨的主要問(wèn)題是，組合發(fā)動(dòng)機(jī)是與飛行器一體化設(shè)計(jì)的，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、燃燒室、噴管、供應(yīng)系統(tǒng)的貯箱、控制器、電機(jī)等部件或者與飛行器總體一體化設(shè)計(jì)，或者安裝于飛行器框架上，布局較分散。實(shí)際情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火與不點(diǎn)火狀態(tài)、各個(gè)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(yàn)臺(tái)難以甚至無(wú)法進(jìn)行試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)受的真實(shí)氣動(dòng)載荷也是難以準(zhǔn)確獲得的。

2.3 飛行試驗(yàn)

受地面試驗(yàn)手段的約束，飛行試驗(yàn)成為這一類發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究中必不可少的一個(gè)階段。早在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研制初期，俄羅斯就采取飛行試驗(yàn)手段研究超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性，與法國(guó)、美國(guó)等合作，進(jìn)行了一系列飛行試驗(yàn)[10-11]；美國(guó)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(fā)動(dòng)機(jī)及國(guó)內(nèi)也采用這種方式[19-20]。

飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵在于發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)的選擇，進(jìn)而影響飛行剖面的設(shè)計(jì)，也引出試飛飛行器及助推器的研制等。無(wú)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(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火、穩(wěn)焰、實(shí)際性能、工作區(qū)域、結(jié)構(gòu)可行性等一系列技術(shù)，如圖3所示的飛行剖面，X-51A由B52帶至空中發(fā)射[16]，采用固體助推加速到4.5Ma，然后超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)，計(jì)劃加速至6.5Ma以上，實(shí)際上幾次飛行試驗(yàn)的最高馬赫數(shù)均在6.0以下。澳大利亞HyShot飛行試驗(yàn)[17]，飛行剖面如圖4所示，整體為拋物線彈道，在下降過(guò)程中達(dá)到7.6Ma左右時(shí)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，由于飛行器急速下降，試驗(yàn)時(shí)間較短，僅為幾秒鐘。

自考本科錄取的學(xué)生成分比較復(fù)雜，學(xué)習(xí)習(xí)慣和學(xué)習(xí)能力差異較大。傳統(tǒng)的自考教育教學(xué)方式漠視不同學(xué)生的個(gè)性差異，不關(guān)注學(xué)生的個(gè)性化學(xué)習(xí)需要，造成部分學(xué)生厭學(xué)、多次重復(fù)學(xué)習(xí)及補(bǔ)考、可持續(xù)發(fā)展能力不強(qiáng)等問(wèn)題，制約了自考本科教育的快速發(fā)展。隨著“互聯(lián)網(wǎng)+”時(shí)代的到來(lái)，信息化技術(shù)迅猛發(fā)展，為個(gè)性化學(xué)習(xí)提供了強(qiáng)有力的技術(shù)支撐。因此，利用信息技術(shù)和網(wǎng)絡(luò)資源，進(jìn)行基于個(gè)性化學(xué)習(xí)的線上線下混合式教學(xué)模式探索就成為當(dāng)前自考本科教育教學(xué)改革的新嘗試。

圖3 X-51A飛行剖面

圖4 HyShot飛行剖面

2.4 問(wèn)題探討

這里主要探討組合發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中的模塊化組合、力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)等問(wèn)題。

2.4.1 氣動(dòng)與燃燒問(wèn)題

前面已討論了氣動(dòng)與燃燒仿真問(wèn)題。這里要說(shuō)的是，對(duì)于幾何相似的結(jié)構(gòu)，如果來(lái)流等條件相似，其流場(chǎng)就存在相似性，當(dāng)然就能夠通過(guò)仿真方法獲得其流場(chǎng)特性，從小尺度流場(chǎng)得到大尺度流場(chǎng)信息。對(duì)于氣動(dòng)問(wèn)題，可以通過(guò)相似原理開(kāi)展相似試驗(yàn)，其結(jié)果適應(yīng)于原尺寸的流動(dòng)。一般在保證幾何相似的前提下，同時(shí)保證來(lái)流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等相似準(zhǔn)則相等，可以開(kāi)展縮比試驗(yàn)，獲得理想的試驗(yàn)結(jié)果。進(jìn)氣道縮比風(fēng)洞試驗(yàn)、噴管的縮尺試驗(yàn)、飛行器縮比氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)等均采用該原理。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流而言，冷流問(wèn)題通過(guò)選取合適的相似準(zhǔn)則可以實(shí)現(xiàn)理想的縮比試驗(yàn)，但燃燒場(chǎng)很難保證所有的相似準(zhǔn)則均滿足。

理論上講，如果幾何結(jié)構(gòu)相似、來(lái)流相似、噴注與霧化過(guò)程也相似，其燃燒流場(chǎng)也應(yīng)該具有相似性，進(jìn)而，燃燒室就可能不存在尺度效應(yīng)問(wèn)題。但實(shí)際而言，與氣動(dòng)問(wèn)題相比，這是一個(gè)更為復(fù)雜的問(wèn)題，關(guān)鍵就在于在其他結(jié)構(gòu)相似的條件下，很難再創(chuàng)造一個(gè)相似的噴注與混合流場(chǎng)。具體而言，設(shè)計(jì)者可以依據(jù)幾何相似設(shè)計(jì)不同尺度的兩個(gè)燃燒室，空氣流量成比例且流場(chǎng)相似[如式(1)所示]?？梢员ＷC燃燒室和噴注器幾何相似，但問(wèn)題在于，很難保證燃料流量成比例條件下，同時(shí)保證燃料與空氣流動(dòng)量比一致。燃料在氣流中的霧化主要與兩者的動(dòng)量比相關(guān)，而空氣與燃料的混合分布既與初始霧化場(chǎng)相關(guān)，又與局部的混合比相關(guān)，而這是無(wú)法同時(shí)滿足的。進(jìn)而燃燒過(guò)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(guān)系；動(dòng)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(dòng)量比(或者噴注速度)。

發(fā)動(dòng)機(jī)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(shù)、噴孔面積和壓降；ρ為燃料密度。由式(2)可知，發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)量

I=qfvf=2μ2AiΔp

(3)

燃燒還有一個(gè)重要問(wèn)題，就是燃燒室壓力對(duì)燃燒過(guò)程的影響。通常，對(duì)于結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜的燃燒室，保證燃燒室?guī)缀蜗嗨茥l件下，很難保證燃燒室容積的比例關(guān)系，而燃燒室室壓是與流量相關(guān)的，燃燒室中的化學(xué)反應(yīng)速度又與室壓相關(guān)。

對(duì)于組合發(fā)動(dòng)機(jī)中火箭推力室燃?xì)馀c沖壓通道氣流的摻混，可以按氣動(dòng)問(wèn)題處理；對(duì)于火箭推力室燃?xì)馀c沖壓氣流的二次燃燒問(wèn)題，可以按氣氣燃燒問(wèn)題處理。

如何借鑒液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒不穩(wěn)定性縮尺試驗(yàn)的研究結(jié)果[25]，在燃燒室?guī)缀谓Y(jié)構(gòu)、燃燒過(guò)程等方面做一些權(quán)衡，在保證流場(chǎng)和燃燒室?guī)缀谓频臈l件下，針對(duì)主要研究問(wèn)題(如點(diǎn)火與穩(wěn)焰)，探索縮尺與大尺度燃燒室關(guān)系，解決燃燒室“以小放大”問(wèn)題，局部或者部分突破燃燒室尺度效應(yīng)這一難題，將會(huì)促進(jìn)燃燒室設(shè)計(jì)的巨大進(jìn)步。

2.4.2 模塊化燃燒室的思路

組合發(fā)動(dòng)機(jī)的尺度越大，需要的地面試驗(yàn)設(shè)施尤其是自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)規(guī)模就越大。發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)本質(zhì)上就是一座高焓風(fēng)洞，風(fēng)洞流場(chǎng)的建立過(guò)程與試驗(yàn)件尺寸、外形(包括發(fā)動(dòng)機(jī)、支撐機(jī)構(gòu))等因素相關(guān)。通常，采用堵塞比來(lái)衡量試驗(yàn)件對(duì)流場(chǎng)的堵塞程度，理論上存在一個(gè)極限堵塞比[見(jiàn)式(4)]，當(dāng)試驗(yàn)件尺寸大于該值，則試驗(yàn)臺(tái)無(wú)法建立正常流場(chǎng)。

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(shù)和比熱比。極限堵塞比主要與氣流馬赫數(shù)相關(guān)，受氣體比熱比影響。按式(4)計(jì)算，對(duì)于6Ma狀態(tài)，極限堵塞比約為36.6；4Ma狀態(tài)，極限堵塞比約為32.3。但實(shí)際上，試驗(yàn)臺(tái)的實(shí)際堵塞比與試驗(yàn)件尺寸、發(fā)動(dòng)機(jī)流道、起動(dòng)壓比、起動(dòng)時(shí)間及試驗(yàn)件外形等多種因素相關(guān)，難以獲得準(zhǔn)確的結(jié)果。從以往大量的試驗(yàn)情況看，采用式(4)計(jì)算的極限堵塞比偏保守，具有一定的起動(dòng)裕度，但就工程研制論，卻是一個(gè)相對(duì)合理的結(jié)果。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)而言，捕獲面積為0.1 m2時(shí)，考慮到進(jìn)氣道外緣、噴管膨脹比及試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)外廓，試驗(yàn)件迎風(fēng)面積約為2.5倍的迎風(fēng)面積，則需要的試驗(yàn)臺(tái)噴管出口直徑約為1.0 m。進(jìn)氣道捕獲面積1.0 m2發(fā)動(dòng)機(jī)，自由射流試驗(yàn)系統(tǒng)噴管出口直徑應(yīng)達(dá)到3.0 m。試驗(yàn)臺(tái)噴管出口直徑的增大會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)系統(tǒng)氣源、供應(yīng)管路、真空艙及排氣系統(tǒng)的規(guī)模大幅度增加，試驗(yàn)設(shè)施的運(yùn)行成本也將大幅增加，同時(shí)，也帶來(lái)維護(hù)成本、環(huán)境污染等諸多方面問(wèn)題。如果能通過(guò)小尺度發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)獲得需要的信息(如進(jìn)氣道、噴管)，將會(huì)減小對(duì)大型地面設(shè)施的依賴。就組合動(dòng)力而言，內(nèi)流道本身是流場(chǎng)問(wèn)題，包括氣流場(chǎng)(無(wú)論冷、熱)和燃燒流場(chǎng)，如能將內(nèi)流場(chǎng)合理拆解，將氣動(dòng)問(wèn)題與燃燒問(wèn)題合理劃分，通過(guò)對(duì)氣動(dòng)問(wèn)題的準(zhǔn)確掌握，將燃燒室分成相等的模塊，再結(jié)合類似小尺度發(fā)動(dòng)機(jī)的地面、飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)及經(jīng)驗(yàn)的積累，就有可能探索出另一種途徑，實(shí)現(xiàn)燃燒室的“以小得大”。相對(duì)而言，現(xiàn)階段“以小得大”比“以小放大”相對(duì)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(gè)結(jié)構(gòu)可靠性問(wèn)題。

2.4.3 地面試驗(yàn)技術(shù)的改進(jìn)

對(duì)于大尺度的組合發(fā)動(dòng)機(jī)，在大型自由射流試驗(yàn)臺(tái)不具備的條件下，將發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管組成的內(nèi)流道單獨(dú)考慮，甚至可以將進(jìn)氣道和尾噴管截短，設(shè)計(jì)較小迎風(fēng)面積的流道匹配試驗(yàn)件，可以利用相對(duì)較小的自由射流試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)的流道匹配特性試驗(yàn)，研究發(fā)動(dòng)機(jī)的工作邊界或者工作范圍。在一定條件下，將發(fā)動(dòng)機(jī)本體的直連式試驗(yàn)、熱考核試驗(yàn)、燃油系統(tǒng)的聯(lián)合動(dòng)力試驗(yàn)、動(dòng)力系統(tǒng)的電氣匹配試驗(yàn)和力學(xué)特性試驗(yàn)重新組合匹配，采用現(xiàn)有條件重新合并，如其中多項(xiàng)合而為一，在仿真與分析到位的情況下，進(jìn)行綜合試驗(yàn)，研究發(fā)動(dòng)機(jī)本體、燃油系統(tǒng)及電氣系統(tǒng)的工作匹配性，考核發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)可靠性。這樣，就可將動(dòng)力系統(tǒng)自由射流試驗(yàn)所承載的發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)級(jí)考核試驗(yàn)拆分為流道匹配特性試驗(yàn)、聯(lián)合動(dòng)力試驗(yàn)/電氣匹配試驗(yàn)/力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)綜合的發(fā)動(dòng)機(jī)綜合環(huán)境試驗(yàn)，使用直連試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行考核，這就大大減少了對(duì)地面試驗(yàn)條件的依賴，有效解決了動(dòng)力系統(tǒng)自由射流試驗(yàn)?zāi)芰Σ蛔愕膯?wèn)題。

2.4.4 力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)問(wèn)題

對(duì)于大尺寸組合動(dòng)力系統(tǒng)，現(xiàn)有的振動(dòng)、沖擊試驗(yàn)臺(tái)可能難以或者不能進(jìn)行組合發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)力學(xué)環(huán)境考核試驗(yàn)。實(shí)際上，高超聲速飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)是一體化設(shè)計(jì)的，發(fā)動(dòng)機(jī)的供應(yīng)、控制系統(tǒng)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(fā)動(dòng)機(jī)各部組件工作的力學(xué)環(huán)境差異較大，采用整機(jī)系統(tǒng)的力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)對(duì)部組件存在著欠試或過(guò)試的風(fēng)險(xiǎn)。振動(dòng)、沖擊載荷具有復(fù)雜的空間特性，比如燃燒室的內(nèi)部壓力、溫度及壓力脈動(dòng)，實(shí)際上不可能通過(guò)現(xiàn)有的振動(dòng)試驗(yàn)手段實(shí)現(xiàn)。因而振動(dòng)試驗(yàn)不是模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程的振動(dòng)，而是振動(dòng)所引起的破壞結(jié)果，即振動(dòng)作用的最終結(jié)果。因此只要振動(dòng)、沖擊環(huán)境條件(包括實(shí)際部組件工作過(guò)程、邊界接口條件)與部組件安裝狀態(tài)相同，那么可以在振動(dòng)試驗(yàn)中模擬這些疲勞破壞的累積效應(yīng)。

力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)可采取如圖5所示的方案。通過(guò)類似飛行試驗(yàn)和相似發(fā)動(dòng)機(jī)地面、飛行試驗(yàn)獲得的激勵(lì)載荷的分析，可以獲得有適當(dāng)裕度的力學(xué)環(huán)境?；诔醪皆O(shè)計(jì)的飛行器及發(fā)動(dòng)機(jī)三維模型，建立飛行器及組合發(fā)動(dòng)機(jī)布局與結(jié)構(gòu)框架三維有限元力學(xué)模型，進(jìn)行組合發(fā)動(dòng)機(jī)和主要部組件的動(dòng)強(qiáng)度分析，進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)迭代，并根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)伴飛、發(fā)動(dòng)機(jī)工作等力學(xué)環(huán)境的振動(dòng)響應(yīng)分析結(jié)果，可以包絡(luò)出部組件的力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)條件。設(shè)計(jì)模擬飛行安裝狀態(tài)的工裝夾具，進(jìn)行部組件的力學(xué)特性試驗(yàn)考核。當(dāng)整機(jī)產(chǎn)品組裝完成后，通過(guò)低量級(jí)激振試驗(yàn)，獲得實(shí)際的載荷傳遞關(guān)系和可能環(huán)境量級(jí)，并和前面的計(jì)算結(jié)果對(duì)比。最后，再進(jìn)行模擬總體安裝框架下發(fā)動(dòng)機(jī)的熱試車，考核發(fā)動(dòng)機(jī)和部組件在自身工作時(shí)的內(nèi)部載荷和熱環(huán)境作用下的可靠性。一般來(lái)講發(fā)動(dòng)機(jī)自身產(chǎn)生的激勵(lì)往往要大于隨飛行器伴飛的力學(xué)環(huán)境，這樣，就可以將大型結(jié)構(gòu)分解為部組件力學(xué)特性試驗(yàn)，降低結(jié)構(gòu)風(fēng)險(xiǎn)。

圖5 力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)

3 結(jié)語(yǔ)

組合發(fā)動(dòng)機(jī)是集成創(chuàng)新，其研究思路、方法也需要?jiǎng)?chuàng)新。組合發(fā)動(dòng)機(jī)后續(xù)研究面臨發(fā)動(dòng)機(jī)流道優(yōu)化、燃燒室、力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)、模擬試驗(yàn)設(shè)備等問(wèn)題，需要更深入地研究超聲速流場(chǎng)中燃料的霧化與燃燒、多模態(tài)燃燒等科學(xué)問(wèn)題，充分利用氣動(dòng)問(wèn)題仿真與縮尺研究成果，創(chuàng)新性地應(yīng)用結(jié)構(gòu)力學(xué)特性仿真、模態(tài)及振動(dòng)試驗(yàn)研究成果，對(duì)大尺度組合發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行深入分析和合理分解，巧妙運(yùn)用模塊化的燃燒室設(shè)計(jì)思路。