南向軍,李 斌,何國(guó)強(qiáng)

(1.航天推進(jìn)技術(shù)研究院,陜西 西安 710100;2.西北工業(yè)大學(xué),陜西 西安 710072)

0 引言

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)是20世紀(jì)提出的組合動(dòng)力概念之一,通過(guò)在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道中集成火箭推力室,極大拓寬了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作空域和速域,理論上具備實(shí)現(xiàn)單級(jí)入軌的能力。

組合動(dòng)力一般有多種工作模態(tài),在不同的速度段采用最優(yōu)的模態(tài),可以有效提升全飛行過(guò)程的整體性能。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)一般有4種模態(tài),即引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)及火箭模態(tài),其中引射模態(tài)工作于低速段,主要是2.5Ma以下,沖壓模態(tài)工作于2.5～8+Ma范圍,出大氣層后工作于火箭模態(tài),工作馬赫數(shù)可達(dá)到入軌速度。

美國(guó)在RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方面開(kāi)展了大量的研究工作,如早期的引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(ejector ramjet engine,ERJ)采用了亞燃沖壓與火箭的組合。在1964—1967年,Marquardt對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了一系列地面試驗(yàn),研究了起飛加速、跨音速和超音速飛行等工作模式[1-2]。

Aerojet公司研制的Strutjet RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方案是寬范圍多模塊、多模態(tài)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的典型代表,它采用了超燃沖壓與火箭的組合[3]。發(fā)動(dòng)機(jī)采用三維側(cè)壓式進(jìn)氣道,多模塊并聯(lián)設(shè)置,燃燒室為雙模態(tài)兩級(jí)設(shè)計(jì),前一級(jí)為超燃模態(tài)、后一級(jí)為亞燃模態(tài)。中間的隔板末端為兩級(jí)燃燒室界面,于其底部設(shè)置引射火箭。其進(jìn)氣道頂板可調(diào),以實(shí)現(xiàn)喉道面積的調(diào)節(jié);噴管的唇口可調(diào),可適應(yīng)較寬的落壓比范圍。獨(dú)特的可調(diào)進(jìn)排氣和兩級(jí)燃燒釋熱設(shè)計(jì),使發(fā)動(dòng)機(jī)具有很寬(0～8Ma)的工作范圍,同時(shí)還能實(shí)現(xiàn)良好的流道匹配特性。

國(guó)內(nèi)在RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)方面開(kāi)展了大量研究工作,研究早期針對(duì)引射模態(tài)開(kāi)展了詳細(xì)的理論和試驗(yàn)研究,建立了含化學(xué)反應(yīng)的引射模態(tài)性能分析模型,針對(duì)DAB模式研究了推力性能提升的方法[4],搭建了引射模態(tài)的試驗(yàn)系統(tǒng),開(kāi)展了引射模態(tài)的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)[5]。同時(shí)還利用數(shù)值模擬研究了引射模態(tài)下兩股氣流的摻混機(jī)理,分析了流場(chǎng),得出了主要因素的影響規(guī)律[6]。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作模式建立了一維性能計(jì)算模型[7],獲得了良好的計(jì)算精度,并研究了熱力壅塞的形成條件[8]。對(duì)引射模態(tài)抗反壓能力與摻混程度的關(guān)系也進(jìn)行了研究,結(jié)果表明上游摻混更有利于提升抗反壓能力[9]。

從研究結(jié)果看,火箭燃?xì)庖淇梢蕴嵘諝饬鞯膲毫?對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升有利,發(fā)動(dòng)機(jī)性能與引射比、發(fā)動(dòng)機(jī)流道、噴管喉道、火箭燃?xì)獾膿交旆绞健l(fā)動(dòng)機(jī)工作模式等因素有關(guān),引射模態(tài)的性能提升需多個(gè)參數(shù)良好匹配才能實(shí)現(xiàn),地面零速狀態(tài)下引射增益比可達(dá)到100%以上[10]。

多種模態(tài)轉(zhuǎn)換工作是寬范圍RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要特征,恰當(dāng)?shù)哪B(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)平穩(wěn)工作的關(guān)鍵,也是提升全彈道性能的關(guān)鍵,文獻(xiàn)[11]研究了引射—亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)問(wèn)題,基于比沖最優(yōu)、推力平衡變化的原則獲得了最優(yōu)轉(zhuǎn)換點(diǎn)(2.6Ma左右)。此時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)具有良好的推力和比沖性能,該結(jié)論與一般認(rèn)識(shí)相符。對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)行的數(shù)值模擬研究表明,實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)的模態(tài)轉(zhuǎn)換與火箭工況調(diào)節(jié)、燃油噴注控制緊密相關(guān)[12]。亞燃模態(tài)形成的關(guān)鍵是熱力喉道,研究表明熱力喉道是三維結(jié)構(gòu),與凹腔、釋熱程度有關(guān)[13-14]。文獻(xiàn)[15]開(kāi)展了引射模態(tài)向亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的數(shù)值模擬研究,發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)換過(guò)程中宜調(diào)整小火箭推力以維持氣流參數(shù)穩(wěn)定,這對(duì)實(shí)現(xiàn)模態(tài)平穩(wěn)轉(zhuǎn)換非常重要。另外,亞聲速來(lái)流和超聲速來(lái)流下火箭推力室的調(diào)節(jié)策略有所不同[16],亞聲速來(lái)流宜增大推力,超聲速來(lái)流宜減小推力。

從研究情況看,RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)的研究主要集中在引射模態(tài)及引射模態(tài)與亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換、熱力喉道等方面。高馬赫數(shù)段的超燃模態(tài)與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理相似?；鸺c火箭沖壓模態(tài)的研究主要有發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)的數(shù)值模擬及不同模態(tài)對(duì)應(yīng)的性能、使用途徑等方面,試驗(yàn)研究較少。另外,文獻(xiàn)[17]還研究了不同推進(jìn)劑對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)不同模態(tài)性能的影響,結(jié)果表明氫燃料最優(yōu),甲烷和煤油相當(dāng)。

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的火箭模態(tài)和火箭沖壓模態(tài)是其特有的工作模式,其性能水平由火箭推力室與沖壓燃燒室的融合方式?jīng)Q定。為了研究火箭推力室與沖壓流道的融合工作特性,本文基于前期開(kāi)展的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立一維性能分析模型,獲得發(fā)動(dòng)機(jī)沿程氣流參數(shù),分析發(fā)動(dòng)機(jī)火箭及火箭沖壓模態(tài)的熱力循環(huán),從而揭示火箭推力室與沖壓燃燒室的融合工作過(guò)程。

1 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型及計(jì)算模型

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室、火箭推力室及噴管等構(gòu)成?；鸺屏κ彝庵糜谌紵抑卸紊蟼?cè)。

發(fā)動(dòng)機(jī)流道的構(gòu)型和一維計(jì)算模型詳見(jiàn)文獻(xiàn)[18]?；鸺屏κ夜ぷ鲿r(shí),引入了額外的動(dòng)量和能量,因此需對(duì)動(dòng)量方程進(jìn)行改進(jìn),以考慮火箭羽流的影響,改進(jìn)后的動(dòng)力方程為

式中:pi、Ai分別為火箭推力室出口的壓力、面積。

火箭工作時(shí)考慮了火箭羽流成分以及質(zhì)量、速度及能量添加的影響。

2 一維計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

計(jì)算模型采用數(shù)值模擬和氣動(dòng)理論方法建立。為了驗(yàn)證其計(jì)算精度,采用試驗(yàn)結(jié)果對(duì)其進(jìn)行了校核。表1給出了發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)工況,在6Ma狀態(tài)開(kāi)展了火箭、火箭沖壓及沖壓模態(tài)的試驗(yàn),“R”表示火箭模態(tài),“R+S”表示火箭沖壓模態(tài),“S”表示沖壓模態(tài)。表2給出了火箭推力室的相關(guān)參數(shù)。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)工況

表2 火箭推力室工作參數(shù)

2.1 自由射流試驗(yàn)結(jié)果

圖1給出了發(fā)動(dòng)機(jī)的沿程壓力分布?？梢?jiàn)火箭模態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室前半段壓力與冷態(tài)相同。受火箭羽流影響,燃燒室后半段壓力有一定升高,噴管壓力略有升高。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)沿程壓力分布

沖壓模態(tài)燃燒室壓力較高,最高達(dá)到來(lái)流的60倍,隔離段內(nèi)幾乎沒(méi)有激波串形成,燃燒室內(nèi)增壓和釋熱同時(shí)進(jìn)行。增壓過(guò)程近似線性爬升,該處主要由激波串增壓。之后壓力略有下降,該處釋熱結(jié)束,在擴(kuò)張通道內(nèi)壓力無(wú)法維持。之后的突然下降是安裝火箭推力室?guī)?lái)的流道突擴(kuò)所致。最后的壓力升降由波系反射相交形成?；鸺龥_壓模態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)壓力與沖壓模態(tài)相當(dāng)。

火箭模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)推力系數(shù)為 0.269(扣除了附加阻力,并以來(lái)流動(dòng)壓p0和捕獲面積Am無(wú)量綱化),比沖為246 s,與火箭推力室的性能相當(dāng)?；鸺龥_壓模態(tài)推力系數(shù)約0.685,比沖425 s?；鸺?xì)獾囊雽?dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)比沖相比沖壓模態(tài)明顯下降。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)沿程參數(shù)與性能分析

利用一維計(jì)算模型對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的沿程參數(shù)進(jìn)行了計(jì)算,如圖2所示。受火箭推力室羽流影響以前,火箭沖壓模態(tài)的變化與沖壓模態(tài)相同,火箭氣流的影響主要體現(xiàn)在二級(jí)燃燒室?；鸺屏κ矣鹆鳛楦邷馗邏焊咚偃?xì)?與沖壓燃?xì)鈸交旌?導(dǎo)致沖壓燃?xì)鉁囟群蛪毫幸欢ㄌ岣?總體變化規(guī)律沒(méi)有明顯區(qū)別。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)沿程參數(shù)分布

發(fā)動(dòng)機(jī)火箭模態(tài),在火箭推力室以前均為冷態(tài)流場(chǎng),氣流經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后,在隔離段內(nèi)壓力略有下降,溫度略有升高,在燃燒室內(nèi)受面積變化和摩擦損失影響,壓力先略有下降后逐漸升高,溫度逐漸升高,馬赫數(shù)的變化規(guī)律與溫度相反。至火箭推力室截面,受推力室燃?xì)鈸交煊绊?溫度明顯升高,壓力受面積影響仍然下降,馬赫數(shù)下降速率減緩,之后在二級(jí)燃燒室和噴管中受面積和摩擦影響,壓力、溫度先逐漸升高后迅速下降,馬赫數(shù)先逐漸下降后迅速升高。

從氣流參數(shù)變化情況看,火箭推力室燃?xì)馀c沖壓氣流摻混后,提高了氣流溫度、壓力和速度,對(duì)馬赫數(shù)影響不大。

圖3給出發(fā)動(dòng)機(jī)推力F對(duì)比。從計(jì)算結(jié)果看,一維計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合較好,誤差在±5%以內(nèi)。一維計(jì)算模型采用發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)壓力計(jì)算,且考慮了主要影響因素,計(jì)算結(jié)果具有良好的精度。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力結(jié)果對(duì)比

3 發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)分析

3.1 熱力循環(huán)與工作效率

圖4給出了發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán),發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口沒(méi)有達(dá)到環(huán)境壓力,在大氣中繼續(xù)膨脹,圖中以虛線形式給出了繼續(xù)膨脹和等壓釋熱的過(guò)程。

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)

進(jìn)氣道壓縮后溫度和熵同時(shí)增加,在隔離段中無(wú)反壓狀態(tài)溫度變化較小,熵仍然有一定增加。在激波串區(qū)域溫度升高明顯,爬升斜率與進(jìn)氣道壓縮過(guò)程相當(dāng)。

火箭沖壓模態(tài)及沖壓模態(tài),燃燒室內(nèi)氣流溫度逐漸升高,但斜率明顯低于進(jìn)氣道,燃燒室產(chǎn)生的熵增很大,約為總熵增的80%。在噴管中氣流溫度迅速下降,熵增較小,占?jí)嚎s過(guò)程熵增的一半以下?；鸺?xì)獾挠绊憙H體現(xiàn)在局部數(shù)值的變化上,對(duì)總體循環(huán)影響很小。

火箭模態(tài),燃燒室內(nèi)溫度較低,由于沒(méi)有釋熱,溫升較小,最高溫度僅為沖壓模態(tài)的65%。在火箭燃?xì)鈸交靺^(qū)域氣流溫度有明顯升高,但也產(chǎn)生了較大的熵增,占燃燒室熵增的41%。

火箭沖壓模態(tài),發(fā)動(dòng)機(jī)的能量來(lái)源有兩個(gè):一是沖壓流道燃料的熱值,二是火箭燃?xì)獗旧淼哪芰?。為了?jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率,發(fā)動(dòng)機(jī)的總能量來(lái)源為以上二者之和,計(jì)算時(shí)不考慮火箭推力室自身的能量損失,以火箭出口為界面。

圖5給出了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率,火箭沖壓和沖壓模態(tài)燃燒效率ηb分別為0.58和0.65,沖壓模態(tài)室壓略高,燃燒效率較高。熱效率ηth分別為0.39和0.33,總效率η0分別為0.37和0.30。ηtc和ηp分別為熱循環(huán)效率和推進(jìn)效率?；鸺龥_壓模態(tài)由于火箭燃?xì)獾囊?除燃燒效率外均高于沖壓模態(tài),循環(huán)的關(guān)鍵參數(shù)熱效率和總效率約高20%。這表明火箭燃?xì)獾囊肟梢杂行嵘裏嵫h(huán)效率,改善發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)工作效率

火箭模態(tài)以加入的火箭燃?xì)庾陨淼目傡蕿樘砑拥哪芰坑?jì)算,熱循環(huán)效率僅為0.12,遠(yuǎn)低于沖壓工作的情況。從循環(huán)上分析,加入的總能量較少時(shí),抵消發(fā)動(dòng)機(jī)流道的不可逆損失后,轉(zhuǎn)化為動(dòng)能的能量很少。

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)有效能分析

圖6給出發(fā)動(dòng)機(jī)的沿程有效能分布,其中Ex為總有效能,Eh為熱力學(xué)有效能,Ek為機(jī)械能。火箭沖壓模態(tài)的總體趨勢(shì)與沖壓模態(tài)相同,總有效能在燃燒室以前受摩擦、激波等不可逆損失輕微下降,在燃燒室內(nèi)受釋熱影響迅速升高,在噴管內(nèi)有輕微下降。兩種模態(tài)的主要區(qū)別在于火箭沖壓模態(tài)有火箭燃?xì)庖氲牟糠钟行茉隽?。?dòng)能和熱力學(xué)有效能在發(fā)動(dòng)機(jī)流道中相互轉(zhuǎn)化,在燃燒室突擴(kuò)截面以前動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱力學(xué)有效能,此后為熱力學(xué)有效能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)有效能分布

火箭模態(tài)在火箭燃?xì)鈸交煲郧?總有效能受摩擦、激波等不可逆損失影響略有下降?；鸺?xì)鈸交旌?總有效能、機(jī)械能及熱力學(xué)有效能均明顯增加,這部分主要是火箭燃?xì)獗旧淼挠行芗尤胨?在摻混后總有效能略有下降?；鸺B(tài)沒(méi)有煤油燃燒的強(qiáng)釋熱,總有效能水平遠(yuǎn)低于沖壓模態(tài)。

發(fā)動(dòng)機(jī)有效能產(chǎn)生率(燃燒室的有效能增量與理論最大釋熱量之比,火箭沖壓模態(tài)還需考慮火箭燃?xì)獗旧淼哪芰?在火箭沖壓和沖壓模態(tài)分別為0.45和0.48?；鸺B(tài)以火箭燃?xì)獾目傡视?jì)算,有效能產(chǎn)生率為0.74,明顯高于沖壓工作的狀態(tài),原因是沖壓流道工作時(shí)較低的燃燒效率影響了有效能的增量,導(dǎo)致產(chǎn)生率偏低。

圖7給出了發(fā)動(dòng)機(jī)有效能的分配情況?；鸺龥_壓和沖壓模態(tài),噴管中有效能損失比例很小,小于1%,進(jìn)氣道中有效能損失比例在7%以下,仍然較小。轉(zhuǎn)化為機(jī)械能Ek的比例約為30%～40%。從噴管出口流出的燃?xì)庵袩崃W(xué)有效能Eh比例最高,在50%以上。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)有效能占比

火箭模態(tài)進(jìn)氣道中損失比例約為13%,噴管損失約2%,轉(zhuǎn)化為機(jī)械能的比例約為16%,隨著尾氣排入大氣中的熱力學(xué)有效能損失比例高達(dá)69%。

從有效能的分配比例看,進(jìn)排氣系統(tǒng)中損失的有效能較低,損失在排氣中的有效能是發(fā)動(dòng)機(jī)的主要損失,其比例達(dá)到50%以上,這是改善發(fā)動(dòng)機(jī)性能的主要方向?；鸺B(tài)排氣中的有效能損失比例更高,達(dá)到69%,可見(jiàn)火箭模態(tài)的熱力循環(huán)并不理想,有較大的提升潛力。

4 發(fā)動(dòng)機(jī)推力增益分析

試驗(yàn)發(fā)現(xiàn),火箭模態(tài)下火箭開(kāi)啟后推力差量系數(shù)達(dá)到0.385,明顯大于火箭推力室本身的推力系數(shù)(0.296)。這表明火箭推力室在沖壓流道中可以產(chǎn)生更大的推力。采用一維模型對(duì)火箭模態(tài)進(jìn)行了計(jì)算,得到火箭模態(tài)的推力差量系數(shù)為0.382,與試驗(yàn)結(jié)果吻合。相比火箭推力室本身的增益約為29%。

為了分析推力增益產(chǎn)生的原因,構(gòu)造了火箭推力室羽流的虛擬流管,如圖8所示,其中AR為火箭羽流占的出口面積。實(shí)際上火箭羽流與沖壓氣流摻混融合,難以區(qū)分,為了理論分析,構(gòu)建了虛擬的分析模型?；鸺屏κ胰?xì)庥赏屏κ抑涟l(fā)動(dòng)機(jī)出口繼續(xù)膨脹,根據(jù)質(zhì)量比可以計(jì)算出這部分質(zhì)量繼續(xù)膨脹的面積比約為17.5。

圖8 火箭推力室羽流虛擬流管

對(duì)火箭推力室燃?xì)庠诹鞯乐挟a(chǎn)生的力和沖壓流道氣流產(chǎn)生的力進(jìn)行了計(jì)算。反常的是火箭羽流出了推力室后在發(fā)動(dòng)機(jī)流道中產(chǎn)生的推力系數(shù)為-0.083,產(chǎn)生了負(fù)推力。沖壓流道中氣流產(chǎn)生的推力系數(shù)為0.057,為正推力?；鸺?xì)怆m然繼續(xù)膨脹卻并沒(méi)有產(chǎn)生預(yù)期的推力。分析原因可知,火箭推力室燃?xì)庠谂c沖壓空氣摻混后,自身的總溫和速度均有顯著下降,總溫下降至63%,速度下降至76%?？偰芰亢退俣鹊臏p小完全抵消了二次膨脹的推力貢獻(xiàn),以致形成了負(fù)推力。

從發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)分析可知,火箭推力室排出的高焓、高速燃?xì)庵泻休^多的能量,其與沖壓氣流摻混后,燃?xì)庵械牟糠帜芰刻砑舆M(jìn)沖壓流道的氣流中,從而形成了有效的熱力循環(huán),產(chǎn)生了顯著的機(jī)械功輸出,客觀上表現(xiàn)出了推力增益,這也是沖壓流道產(chǎn)生正推力的原因。兩部分之和再加上火箭推力室的推力,即為發(fā)動(dòng)機(jī)流道產(chǎn)生的總推力(推力系數(shù)為0.270)。

5 結(jié)論

本文基于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究數(shù)據(jù),對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)火箭及火箭沖壓模態(tài)進(jìn)行了分析,并研究了有效能的變化情況,得出以下結(jié)論。

1)建立的一維模型可以準(zhǔn)確計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力,與試驗(yàn)結(jié)果的誤差在5%以內(nèi)。

2)火箭沖壓模態(tài)下火箭燃?xì)獾囊肟梢杂行Ц纳瓢l(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán),熱效率提升約20%,火箭燃?xì)獾囊雽?duì)有效能產(chǎn)生率和有效能的分配比例影響不大。

3)發(fā)動(dòng)機(jī)火箭模態(tài)的推力增益產(chǎn)生的主要原因是火箭燃?xì)獾哪芰刻砑又翛_壓流道中,形成了有效的熱力循環(huán),產(chǎn)生了一定的機(jī)械能增量,從而表現(xiàn)出了推力增益。