RBCC火箭對直擴(kuò)通道抗反壓能力的影響研究

劉曉偉，劉 昊，張蒙正

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

RBCC發(fā)動機利用集成于沖壓流道的火箭發(fā)動機，將不同吸氣式發(fā)動機工作速域串聯(lián)起來，實現(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)動機，成為RBCC發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)之一。

RBCC流道一般基于雙模態(tài)沖壓發(fā)動機流道設(shè)計。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，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)動機流道方案開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，發(fā)動機喉道面積增加，帶來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)動機比較，RBCC發(fā)動機多了內(nèi)置火箭發(fā)動機這一部件，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]。本文就此開展了數(shù)值模擬研究，并對比了不同火箭布置方式帶來的影響。

1 物理模型

研究時選取了兩種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?；旌蠑U(kuò)張段上下壁面擴(kuò)張角度相同。選取較長的隔離段以模擬隔離段較厚的附面層，擴(kuò)張段長度和擴(kuò)張比參考文獻(xiàn) [7]地面直連試驗?zāi)Ｐ统叽纭；旌蠑U(kuò)張段上下壁面擴(kuò)張角度相同。發(fā)動機正常工作時，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)，因此建模時未包括進(jìn)氣道壓縮面。

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

2 計算方法及邊界條件

利用FLUENT軟件求解二維N-S方程，選取SST k-ω湍流模型，此模型對于逆壓梯度引起的流動分離，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)出口流量相對誤差小于10-4且變化平穩(wěn)，認(rèn)為數(shù)值計算結(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，對應(yīng)飛行馬赫數(shù)3.0，高度16 km。同一室壓下，兩個構(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)流場計算， (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。可以看出，在相同火箭室壓條件下，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]利用高壓氮氣模擬火箭來流，針對典型“直擴(kuò)通道”構(gòu)型，研究了火箭室壓對該構(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)對沿程壓力p做了無量綱處理，符號“pe_‘?dāng)?shù)值’”表示出口無量綱背壓 (pe/pi)等于該數(shù)值。對于pr=0.0 MPa的火箭工況： (pe/pi)=3.86時，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，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。對于pr=4.0 MPa的火箭工況，當(dāng)(pe/pi)=4.69時，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抗反壓能力強于構(gòu)型1。對于pr=6.0 MPa的火箭工況，當(dāng) (pe/pi)=5.11時，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)，但對于構(gòu)型2，當(dāng)火箭室壓較高時，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，典型背壓時的流場馬赫數(shù)分布。可以看出，由于兩側(cè)火箭射流強度較高，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。又因為火箭室壓較高，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

對火箭發(fā)動機中心布置或側(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)壁布置時抗反壓能力稍強，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，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)。

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