火箭沖壓組合循環推進系統摻混參數研究

張建東,王占學,張蒙正,蔡元虎

(1.西北工業大學動力與能源學院,西安 710072;2.航天推進技術研究院第11研究所,西安 710100)

0 引 言

由于以吸氣式推進系統為動力的飛行器,能夠以較低的成本進入太空,具有廣泛的軍事和民用航天應用前景,已經越來越受到人們的青睞。單一的推進系統不能滿足從地面至高空的飛行要求,所以開展了對組合動力的研究,其中火箭沖壓組合循環發動機結構相對簡單,且滿足高超聲速飛行及總體系統結構綜合評估的要求,所以成為了當前關注的熱點[1-5]。

如圖1所示,火箭沖壓組合推進系統主要由流動通道和嵌于流道內的火箭發動機構成。根據各部分在推進過程中所發揮的功用可以分為進氣道、主火箭發動機單元、摻混段、二次燃燒室和尾噴管[6]。

摻混段緊跟于進氣道后,就目前的設計特點來看,一般取等截面設計。這一段的功能主要體現在火箭沖壓組合發動機引射模態下,火箭發動機一次主流與引入的二次空氣流在這里進行混合。本文針對影響摻混段性能的幾個參數開展了研究[7-9]。

圖1 火箭沖壓組合循環發動機示意圖Fig.1 The outline of RBCC engine

1 數值計算模型

本文利用CFD技術計算了從火箭發動機燃燒室出口至摻混段出口之間的流場。圖1表示了軸對稱RBCC發動機的截面輪廓,從火箭發動機噴管出口至摻混段出口,橫截面面積保持不變。基準條件下,通道截面直徑D=0.306m(包括橫截面呈環形的沖壓通道和火箭),火箭出口直徑為0.126m,選擇基準摻混段長度為L1=2.0m[10],并將火箭進口,引射通道進口,摻混段出口依次編號為1、2、3。

本文計算分析的工作狀態為:飛行海拔高度是0km,飛行馬赫數是0。火箭進口和沖壓通道中二次流進口均給定總壓和總溫,其它參數依據下游參數外插給出;壁面均為無滑移邊界;摻混段出口如果為超聲速,則所有參數都根據上游參數外插,如果為亞聲速,則靜壓為給定的反壓,其它參數外插給出。基準條件下,給定火箭發動機燃燒室出口總壓4.1MPa,總溫2830K;二次通道進口為標準大氣條件(即忽略氣流在進氣道中的損失),總壓101325Pa,總溫288.16K;摻混段出口靜壓根據火箭進口靜壓和沖壓發動機進口靜壓的質量平均得出,即128380Pa。

采用有限體積法求解湍流N-S方程獲得流場。選用Spalart-Allmaras湍流模型。中軸線至徑向壁面劃分網格點140個,軸向劃分網格點510個,壁面y+值略大于1。

2 計算結果分析

2.1 基準幾何計算結果

根據上述條件,計算所得流場馬赫數分布見圖2,流線分布見圖3。

由此可見,火箭內主流氣體到達火箭噴管出口時處于過膨脹狀態,從火箭發動機噴管尾緣處引出一道斜激波,斜激波橫截面逐漸減小,收縮至軸心時成為正激波,即所謂的馬赫盤,斜激波與馬赫盤所包圍的區域稱為核心區,核心區域未受到區域外參數變化的影響,區域外氣流與二次流的交界面之間產生強烈摻混。隨著氣流向下游的發展,膨脹波與壓縮波的反射在下游形成一系列核心區域,但由于交界面上的摻混作用,核心區域越來越小,當產生第四個核心區域時,其幾乎與區域外氣流融為了一體。至摻混段出口,截面參數分布較均勻[11]。流場中流線分布較平直,壁面未出現分離。

圖2 馬赫數分布Fig.2 Mach number distribution

圖3 流線分布Fig.3 Streamline distribution

2.2 摻混段長度對混合性能的影響

為了研究摻混段長度對摻混性能的影響,本文對摻混段長度分別為1.0m、1.5m、2.5m和3.0m時的流場進行了計算。1.0m和3.0m時流場分布見圖4和圖5。

對比基準尺寸時的流場可見,摻混段長度的變化并未改變流場內的激波結構,但摻混段出口馬赫數分布和出口總壓不同,出口馬赫數分布見圖6。

由圖6可見,摻混段長度增加時,其出口馬赫數分布漸趨均勻,但隨著摻混段長度的進一步增加,變化趨于緩和。這是因為摻混段加長使得主流與二次流的摻混變得更加充分。同時,為了求得氣流對壁面的作用力,通過分別積分求解三個截面上的dF=PdA+ρ v2dA,得到各截面上的 F1、F2和 F3,再由 F1+F2-F3求出壁面受到的作用力,不同摻混段長度L時出口總壓Pt、壁面受到的作用力F和二次流流量m見表1。

圖4 馬赫數分布(1.0m)Fig.4 Mach number distribution(1.0m)

圖5 馬赫數分布(3.0m)Fig.5 Mach number distribution(3.0m)

圖6 摻混段出口徑向馬赫數分布Fig.6 Radial Mach number distribution of mixing outlet

表1 氣動參數表Table1 Aerodynamic parameters

由表1可見,隨著摻混段長度的增加,出口質量平均總壓下降。根據引射摻混理論,主流與二次流氣動參數越接近,摻混損失越小。摻混段長度從1.0m～2.0m和2.0m～3.0m相比,前者總壓下降趨勢要劇烈得多,而后者比較平緩。這說明總壓損失主要由主流與二次流摻混所帶來,與理論分析一致。由壁面所受作用力(此作用力方向與流動方向一致,所以是阻力)隨摻混段長度變化如下,當摻混段長度小于基準長度時,壁面阻力幾乎保持不變,但大于基準值時,變化幅度在1%左右,可見摻混損失除了使出口總壓下降外,還使得推進系統阻力增加。二次流流量在基準值附近時,隨摻混長度變化幅度較小。

所以在選取摻混段長度時,要綜合考慮二次流流量、出口總壓及其分布的影響,本文中所選的基準長度2.0m即為最佳值。

2.3 摻混段出口反壓變化的影響

針對摻混段長度為2.0m時的RBCC發動機,通過改變反壓,分析了反壓對發動機性能的影響。不同反壓Pb時的出口馬赫數分布對比見圖7。

由此可見,反壓越高,馬赫數分布越均勻,表明反壓的升高,加劇了主流與二次流之間的摻混。另外,反壓過低,會使得出口成為超聲速氣流,改變摻混段中的流動狀態。不同反壓Ps時出口總壓Pt、壁面受到的作用力F和二次流流量m見表2。

圖7 出口馬赫數分布對比圖Fig.7 Contrast of outlet Mach number distribution

表2 氣動參數表Table2 Aerodynamic parameters

由表2可見,當出口反壓較低時,出口為超聲速氣流,反壓對總壓的影響甚小,但隨著反壓的升高,出口變為亞聲速氣流,質量平均總壓隨著反壓的升高而增加,即總壓損失減小。反壓對二次流流量和壁面阻力的影響趨勢一致,都是在基準值附近影響較小,而遠離基準值時,影響幅度增大。對比二次流流量和壁面阻力可見,反壓對二次流流量的影響遠大于對阻力的影響。

3 結 論

通過數值模擬分析摻混段長度、摻混段出口反壓的影響。可得如下結論:

(1)綜合摻混段出口氣流均勻性、總壓損失及壁面所受阻力三個性能參數,RBCC發動機摻混段長徑比(長度與直徑之比)有一個最佳值。若要使得主流與二次流達到充分混合,需要6倍于摻混段直徑的長度,在實際應用中,考慮到發動機重量和尺寸等方面的限制,實際長度的選取應該小于此值。

(2)摻混段出口的反壓變化需要控制在一定的范圍內,靜壓太低會引起摻混段內的流動狀態發生改變,由亞聲速氣流變為超聲速氣流,總壓損失和壁面所受阻力增加。出口靜壓升高可提高摻混效率,但同時二次流流量急劇減小,這將進一步影響推進系統的比沖。

[1]LAZAREY V.Structure of reusable hypersonic vehicles:problems of weight,cost and operating effectiveness[R].AIAA Paper 99-4865.

[2]SIEBENHAAR A,BULMAN M J.The strutjet engine:the overlooked option for space launch[R].AIAA-95-3124.

[3]SIEBENHAAR A,BULMAN M J.The strutjet engine:expolding the meths surrounding high speed airbreathing propulsion[R].AIAA-95-2745.

[4]SIEBENHAA R A,BULMAN M J.The role of the strutjet engine in new global and space markets[R].IAF-98-S.5.04.

[5]T HOM AS S R,PERKINS H D,TREFNY C J.Evaluation of an ejector ramjet based propulsion system for air-breathing hypersonic flight[R].NASA TM 107422.

[6]HYDE E H,ESCHER W J D,RODDY J E.Marquardt's Mach 4.5 supercharged ejector ramjet high-performance aircraft engine project[R].AIAA Paper 2000-3109.

[7]NICHOLAS J.GEORGIADIS,JAM ES F.WALKER,CHA RLES J.TREFAY.Parametric studies of the ejector process within a turbine-based combined-cycle propulsion system[R].AIAA 1998-0936.

[8]劉佩進.RBCC引射火箭模態性能與影響因素研究[D].[博士學位論文].西北工業大學,2001.

[9]李立國,張靖周.航空用引射混合器[M].國防工業出版社,2007.

[10]SKEBE S A,MCCORM ICK D C,PRESZ W M.Parameter effects on mixer-ejector pumping performance[R].AIAA Paper 88-0188,1988.

[11]DASH S M,PEARCE B E,et al.Prediction of rocket plume flowfields for infrared signature studies[J].Journal of Spacecraft,1980,17:190-199.