劉曉偉，李永洲

（西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安710100）

0 引言

RBCC（火箭基組合循環(huán)）發(fā)動(dòng)機(jī)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)集成于吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)流道內(nèi)，拓展了吸氣式動(dòng)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(dòng)力的飛行器，低馬赫數(shù)爬升或高馬赫數(shù)低動(dòng)壓飛行時(shí)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求較大。由于飛行器/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化程度高，一味通過增加發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓流道規(guī)模實(shí)現(xiàn)推力增加并不可取，經(jīng)常采用的設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)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(jì)約束，推力增加受限，過度增加火箭推力會(huì)導(dǎo)致火箭比沖降低，局部熱防護(hù)難度增加，飛行器總體和發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)難度也隨之增加。若采用外置助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)方案，飛行器氣動(dòng)布局會(huì)受到較大影響，帶來阻力增加。

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

1 物理模型

發(fā)動(dòng)機(jī)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(jiǎn)單的型面。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)軸向與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)軸向平行。火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管采用圓轉(zhuǎn)方構(gòu)型，其后通過等寬側(cè)壁和向上擴(kuò)張斜面和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管實(shí)現(xiàn)外形對(duì)接，即用對(duì)接面替換了原來的部分上壁面。

2 計(jì)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(duì)于逆壓梯度引起的流動(dòng)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(zhǔn)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(jì)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(dòng)機(jī)熱力計(jì)算獲得沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管入口邊界條件：燃?xì)忪o壓105 201.7 Pa，馬赫數(shù)1.55，靜溫1 796.2 K。將沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管入口燃?xì)獾刃閱我唤M份氣體，利用燃?xì)忪蕼仃P(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(xiàng)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(jì)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(jì)算，獲得基準(zhǔn)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(shí)的尾噴管性能和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

圖2和圖3給出了不同火箭室壓時(shí)典型截面流場(chǎng)馬赫數(shù)和靜壓分布。

基準(zhǔn)方案為典型的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管超聲速加速流場(chǎng)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(shí)，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(shí)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?duì)接面的受力情況，火箭射流的影響還會(huì)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(jì)算多項(xiàng)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?xì)饨M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(jì)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(zhǔn)方案相比，采用側(cè)置火箭后，當(dāng)火箭室壓較大時(shí)（增加到6 MPa），可以在火箭和基準(zhǔn)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(shí)，反而會(huì)產(chǎn)生推力損失?；鸺覊涸礁?，推力增益越明顯；當(dāng)火箭室壓達(dá)到12 MPa時(shí)， 推力增益相對(duì)于基準(zhǔn)方案尾噴管推力達(dá)到10.35%。和基準(zhǔn)方案對(duì)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(shí)達(dá)到了基準(zhǔn)方案的7倍。

加入側(cè)置火箭后，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)，高壓射流帶來上壁面（包括對(duì)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(shí)，火箭射流壓力較低，且存在死腔、激波反射等復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，壁面推力和升力變化趨勢(shì)會(huì)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(jì)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(jì)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(dòng)機(jī)經(jīng)常會(huì)在大推力狀態(tài)工作，此時(shí)室壓較高，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞髟跊_壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)一步對(duì)火箭噴管型面和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管型面進(jìn)行精細(xì)設(shè)計(jì)，上述效果可能更加明顯。

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