側置火箭對發動機尾噴管的影響研究

劉曉偉，李永洲

（西安航天動力研究所，陜西 西安710100）

0 引言

RBCC（火箭基組合循環）發動機將火箭發動機集成于吸氣式發動機流道內，拓展了吸氣式動力的工作范圍，可應用于空天往返、臨近空間飛行等領域，可選取不同的模態適應不同的空域[1-4]。

基于RBCC動力的飛行器，低馬赫數爬升或高馬赫數低動壓飛行時，對發動機推力需求較大。由于飛行器/發動機一體化程度高，一味通過增加發動機沖壓流道規模實現推力增加并不可取，經常采用的設計思路是增加RBCC火箭推力或配備外置助推火箭。RBCC火箭發動機一般置于燃燒室內[1-6]，受沖壓流道幾何空間和結構設計約束，推力增加受限，過度增加火箭推力會導致火箭比沖降低，局部熱防護難度增加，飛行器總體和發動機設計難度也隨之增加。若采用外置助推火箭發動機方案，飛行器氣動布局會受到較大影響，帶來阻力增加。

針對上述問題，本文提出了一種將火箭布置于沖壓發動機尾噴管上壁面的設計思路，利用沖壓發動機尾噴管空間大的優勢，布置大推力火箭發動機，可以保證較高的火箭比沖，也可避免對飛行器氣動布局的影響。

1 物理模型

發動機尾噴管型面如圖1所示（半模）。

圖1 尾噴管構型及網格Fig.1 Nozzle configuration and grids

在方案研究初期，選用了較為簡單的型面。沖壓發動機尾噴管為三面膨脹斜切尾噴管，側面和上壁面膨脹，各面均為平面。在尾噴管上壁面一定位置布置火箭發動機，火箭發動機軸向與沖壓發動機軸向平行。……