火箭/沖壓組合發動機工作特性分析

張 玫，張蒙正，付秀文

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

0 引言

火箭基組合循環發動機有望成為臨近空間遠程高超聲速飛行器和未來可重復使用的天地往返運輸系統的動力之一，美俄等國家對其關鍵技術開展了大量的研究工作[1～3]。火箭基組合循環發動機有不同的組合形式[4]，在此所研究的火箭/沖壓組合發動機為火箭和高馬赫數亞燃沖壓發動機的組合，其工作過程分為火箭引射助推、高馬赫數亞燃沖壓巡航及純火箭變軌三種工作模式。

作為吸氣式動力系統，火箭/沖壓組合發動機在不同工作模態下的工作特性對飛行器的整體性能有著至關重要的影響。組合發動機在何高度、速度下開始工作、在何高度速度下轉級、各個模態下火箭發動機和沖壓發動機如何協同工作、性能如何，都需要開展深入的研究。為了解火箭/沖壓組合發動機內部參數在不同工作狀態下的變化規律，對其內流場進行了數值模擬和分析，為火箭/沖壓組合發動機的設計提供參考。

1 計算模型

計算模型由火箭發動機、二次燃燒室和尾噴管組成，不考慮進氣道的影響，如圖1所示。

計算中沒有考慮空氣二次補燃的影響，只計算了火箭燃氣與射流空氣的摻混情況。采用軸對稱、耦合、穩態、隱式算法對二維N-S方程進行求解，計算中考慮了組分輸運的影響。湍流控制方程采用標準k-ε兩方程模型；近壁處采用標準壁面函數處理。火箭/沖壓組合發動機和火箭發動機進口給定總壓、靜壓及總溫，出口給定反壓條件。壁面邊界條件為無滑移條件，同時滿足絕熱壁面條件和零壓力梯度條件。

2 結果與分析

2.1 火箭引射模態

在火箭引射模態，火箭發動機以全工況工作。對Ma=0.7分別在H=6km、8km、10km情況下火箭/沖壓組合發動機的內流場進行了模擬。圖2給出了H=6km、Ma=0.7時，火箭/沖壓組合發動機內流場的速度分布圖。從圖中可以看出，在火箭引射模態，火箭出口燃氣處于過膨脹狀態。由于背壓的影響，火箭燃氣在發動機內部不斷地處于壓縮、膨脹、再壓縮及再膨脹的狀態。在反復的壓縮膨脹過程中，火箭一次流與引射進來的空氣在剪切層進行局部摻混。但是從圖中也可以看出，由于火箭燃氣為超音速氣流，要實現其與射流空氣的有效混合很困難，在經過二次燃燒室很長的距離內，火箭燃氣與射流空氣還處于獨立流動狀態，摻混效果很差。

圖3給出了在不同飛行高度下，火箭/沖壓組合發動機內流場速度參數沿軸線的變化。從圖中可以看出，隨著飛行高度的增加，組合發動機的速度在不斷增加。這主要是因為算例中，火箭發動機設計點在H=11.5km，隨著高度的增加，越來越接近火箭發動機的最佳工作狀態，組合發動機的速度、馬赫數越高。因此，在火箭引射模態，火箭發動機在設計點附近工作可能比較合適。

2.2 火箭引射模態到沖壓模態的轉換

在火箭引射到沖壓模態的轉換中，為了了解火箭/沖壓組合發動機在何種高度、何種速度下進行模態轉換比較合理，對以下工況進行了計算：(1)H=10km、Ma=2.0； (2)H=10km、Ma=2.5； (3)H=12km、Ma=2.0； (4)H=12km、Ma=2.5。

在所有工況中，火箭均以1/2工況工作，即火箭發動機的其他參數不變，燃燒室壓力和流量降為全工況的1/2。

圖4給出了H=10km、Ma=2.0時，火箭/沖壓組合發動機內流場的速度分布圖。從圖中可以看出，靜壓較高的二次流將火箭一次流壓至火箭發動機噴管的內部，火箭出口燃氣在噴管內部產生分離，分離后的火箭燃氣速度降低，壓力和溫度升高，有利于火箭燃氣與射流空氣的二次摻混燃燒和火焰穩定。

圖5～圖6給出在不同飛行高度、速度下，火箭/沖壓組合發動機內流場參數沿軸線的變化。從圖中可以看出，在相同飛行高度下，隨著飛行馬赫數的提高，組合發動機出口燃氣靜壓升高，靜溫有所降低；在相同的飛行馬赫數下，隨著飛行高度的提高，組合發動機出口燃氣靜壓、靜溫都有所降低。因此，為有利于二次燃燒的組織，實現平穩的模態轉換，在較低的高度、較高的速度下進行引射模態轉換到亞燃沖壓模態的轉換可能比較有利。

2.3 亞燃沖壓巡航模態

在亞燃沖壓巡航模態，火箭發動機有兩種工作模式： (1)火箭發動機關閉； (2)火箭發動機以某種低工況工作，作為沖壓發動機的點火源和火焰穩定裝置。為了了解火箭發動機工作模式對亞燃沖壓巡航模態下火箭/沖壓組合發動機工作特性的影響，對H=25km、Ma=4.0飛行狀態下的以下工況進行了計算： (1)火箭發動機關閉； (2)火箭發動機以1/4工況工作； (3)火箭發動機以1/5工況工作。

圖7給出了火箭發動機關閉時火箭/沖壓組合發動機內部馬赫數分布圖。從圖中可以看出，火箭發動機關閉后，其內部的壓力為零，導致了引射進來的空氣流在進氣道出口突然膨脹，氣流達到超音速狀態，這對二次摻混燃燒時極為不利的，需要在設計中避免這種情況。

圖8給出了火箭發動機1/5工況工作時火箭/沖壓組合發動機內部速度分布圖。從圖中可以看出，火箭以1/5工況工作時，靜壓較高的空氣流將火箭一次流壓至火箭發動機噴管的內部，火箭出口燃氣在噴管內部產生分離，分離后的火箭燃氣速度降低、壓力和溫度有利于后續二次摻混燃燒的組織和火焰穩定。因此，在亞燃沖壓模態采用火箭低工況工作對火箭/沖壓組合發動機而言是有利的。

圖9給出了火箭發動機在不同工作狀態下，火箭/沖壓組合發動機內流場速度參數沿軸線的分布。從速度分布圖可看出，在所計算的范圍，火箭發動機工況越高，組合發動機出口速度越高，但差異很小，這主要是因為火箭燃氣在噴管內部出現了氣流分離，導致了火箭發動機性能大大降低，火箭發動機對組合發動機的整體性能影響不大，主要是點火和火焰穩定的作用。因此，在亞燃沖壓巡航模態，火箭發動機以某種低工況工作對組合發動機是有利的；在火箭發動機工況降低到一定程度后，其工作狀態對組合發動機性能影響可能很小。

2.4 純火箭模態

對純火箭模態，目前討論的主要焦點是進氣道在該模態下是否需要關閉；火箭/沖壓組合發動機二次喉部對火箭發動機性能產生多大的影響。為此對H=60km、Ma=6.0的火箭/沖壓組合以下工況進行了數值模擬： (1)進氣道關閉，組合發動機存在二次喉部； (2)進氣道不關閉，組合發動機存在二次喉部； (3)進氣道不關閉，組合發動機不存在二次喉部。

圖10給出了H=60km、Ma=6.0、具有二次喉部的火箭/沖壓組合發動機在進氣道不關閉情況下內流場速度分布圖。從圖中可以看出，火箭燃氣在組合發動機的摻混燃燒段繼續向燃燒室壁面膨脹，但由于進氣道沒有關閉，從進氣道進來的空氣流對膨脹的火箭燃氣有一定的壓縮作用，在氣流方向逐步轉換到與軸線平行的過程中，產生了斜激波。由于摻混燃燒段的距離較長，斜激波反射到了中心線上，產生了菱形的激波形狀。當斜激波撞擊到燃燒室壁面時，產生了邊界層分離。從燃氣的參數分布可以看出，燃氣在組合發動機出口有較厚的邊界層存在，會對組合發動機的性能產生一定影響。

圖11給出了H=60km、Ma=6.0、具有二次喉部的火箭/沖壓組合發動機在進氣道關閉情況下內流場速度分布圖。從圖中可以看出，火箭燃氣在組合發動機的摻混燃燒段繼續向燃燒室壁面膨脹，但在膨脹過程中，由于進氣道關閉，火箭燃氣一部分回流到了進氣道隔離段內部，另一部分膨脹過程中撞擊到燃燒室壁面，在氣流方向逐步轉換到與軸線平行的過程中，產生了斜激波。由于摻混燃燒段的距離較長，斜激波反射到了中心線上，產生了菱形激波形狀。

圖12給出了H=60km、Ma=6.0、無二次喉部的火箭/沖壓組合發動機在進氣道關閉情況下內流場速度分布圖。從圖中可以看出，火箭燃氣在組合發動機的摻混燃燒段同樣繼續向燃燒室壁面膨脹。燃氣在膨脹過程中撞擊到燃燒室壁面，在氣流方向逐步轉換到與軸線平行的過程中，同樣產生了菱形的斜激波。但由于沒有二次喉部，第二個激波明顯比前兩種情況要弱一些，而且組合發動機的出口氣流分布比上兩種情況要更均勻一些，出口氣流速度要稍高一些。

圖13則給出了進氣道關閉與否、有二次喉部的情況下速度沿軸線的分布圖。從這些圖中可以看出，由于高空空氣稀薄，進氣道關閉與否對組合發動機的整體性能幾乎沒有影響。

圖14則給出了進氣道關閉時有、無二次喉部的組合發動機內流場速度沿軸線的分布圖。從圖中可以看出，在沒有二次喉部的情況下，組合發動的出口氣流速度更均勻，速度更高一些。因此，為了在純火箭模態獲得較高的性能，組合發動機二次噴管應采用擴張通道。

3 結論

對火箭/沖壓組合發動機在不同工作模態下的工作特性進行分析，結果表明：

(1)在火箭引射模態，為獲得盡可能高的性能，火箭發動機的工作狀態應盡可能接近其設計狀態。

(2)為有利于摻混燃燒，在較低的高度、較高的速度下由引射模態轉換到亞燃沖壓模態可能比較有利；在切換過程中，火箭發動機以低工況工作有利于火箭燃氣與射流空氣的二次摻混燃燒組織和火焰穩定。

(3)在亞燃沖壓巡航模態，火箭發動機以某種低工況工作對沖壓發動機的點火和火焰穩定是極為有利的。

(4)在純火箭模態，進氣道關閉與否對組合發動機的整體性能幾乎沒有影響；為了獲得較高的性能，組合發動機的二次噴管應采用擴張通道。

[1]Siebenhaar A,Bulman M J.The Strutjet Engine:The Overlooked Option For Space Launch[R].AIAA95-3124.

[2]GubertovA M,Smolyarov V A,Makaron V S,et al.Use an Liquefaction Cycle in Combined Propulsions of Advanced Space Transportation Systems[R].AIAA99-4841.

[3]Dykstra F,Caporicci M,Immich H.Experimental Investigation of the Thrust Enhancement Potential of Ejector Rockets[R].AIAA97-2756.

[4]張蒙正,李平,陳祖奎.組合推進研究進展及面臨的挑戰[J].火箭推進,2009,35(1):1-8.