火箭冲压组合循环推进系统掺混参数研究

张建东,王占学,张蒙正,蔡元虎

(1.西北工业大学动力与能源学院,西安 710072;2.航天推进技术研究院第11研究所,西安 710100)

0 引 言

由于以吸气式推进系统为动力的飞行器,能够以较低的成本进入太空,具有广泛的军事和民用航天应用前景,已经越来越受到人们的青睐。单一的推进系统不能满足从地面至高空的飞行要求,所以开展了对组合动力的研究,其中火箭冲压组合循环发动机结构相对简单,且满足高超声速飞行及总体系统结构综合评估的要求,所以成为了当前关注的热点[1-5]。

如图1所示,火箭冲压组合推进系统主要由流动通道和嵌于流道内的火箭发动机构成。根据各部分在推进过程中所发挥的功用可以分为进气道、主火箭发动机单元、掺混段、二次燃烧室和尾喷管[6]。

掺混段紧跟于进气道后,就目前的设计特点来看,一般取等截面设计。这一段的功能主要体现在火箭冲压组合发动机引射模态下,火箭发动机一次主流与引入的二次空气流在这里进行混合。本文针对影响掺混段性能的几个参数开展了研究[7-9]。

图1 火箭冲压组合循环发动机示意图Fig.1 The outline of RBCC engine

1 数值计算模型

本文利用CFD技术计算了从火箭发动机燃烧室出口至掺混段出口之间的流场。图1表示了轴对称RBCC发动机的截面轮廓,从火箭发动机喷管出口至掺混段出口,横截面面积保持不变。基准条件下,通道截面直径D=0.306m(包括横截面呈环形的冲压通道和火箭),火箭出口直径为0.126m,选择基准掺混段长度为L1=2.0m[10],并将火箭进口,引射通道进口,掺混段出口依次编号为1、2、3。

本文计算分析的工作状态为:飞行海拔高度是0km,飞行马赫数是0。火箭进口和冲压通道中二次流进口均给定总压和总温,其它参数依据下游参数外插给出;壁面均为无滑移边界;掺混段出口如果为超声速,则所有参数都根据上游参数外插,如果为亚声速,则静压为给定的反压,其它参数外插给出。基准条件下,给定火箭发动机燃烧室出口总压4.1MPa,总温2830K;二次通道进口为标准大气条件(即忽略气流在进气道中的损失),总压101325Pa,总温288.16K;掺混段出口静压根据火箭进口静压和冲压发动机进口静压的质量平均得出,即128380Pa。

采用有限体积法求解湍流N-S方程获得流场。选用Spalart-Allmaras湍流模型。中轴线至径向壁面划分网格点140个,轴向划分网格点510个,壁面y+值略大于1。

2 计算结果分析

2.1 基准几何计算结果

根据上述条件,计算所得流场马赫数分布见图2,流线分布见图3。

由此可见,火箭内主流气体到达火箭喷管出口时处于过膨胀状态,从火箭发动机喷管尾缘处引出一道斜激波,斜激波横截面逐渐减小,收缩至轴心时成为正激波,即所谓的马赫盘,斜激波与马赫盘所包围的区域称为核心区,核心区域未受到区域外参数变化的影响,区域外气流与二次流的交界面之间产生强烈掺混。随着气流向下游的发展,膨胀波与压缩波的反射在下游形成一系列核心区域,但由于交界面上的掺混作用,核心区域越来越小,当产生第四个核心区域时,其几乎与区域外气流融为了一体。至掺混段出口,截面参数分布较均匀[11]。流场中流线分布较平直,壁面未出现分离。

图2 马赫数分布Fig.2 Mach number distribution

图3 流线分布Fig.3 Streamline distribution

2.2 掺混段长度对混合性能的影响

为了研究掺混段长度对掺混性能的影响,本文对掺混段长度分别为1.0m、1.5m、2.5m和3.0m时的流场进行了计算。1.0m和3.0m时流场分布见图4和图5。

对比基准尺寸时的流场可见,掺混段长度的变化并未改变流场内的激波结构,但掺混段出口马赫数分布和出口总压不同,出口马赫数分布见图6。

由图6可见,掺混段长度增加时,其出口马赫数分布渐趋均匀,但随着掺混段长度的进一步增加,变化趋于缓和。这是因为掺混段加长使得主流与二次流的掺混变得更加充分。同时,为了求得气流对壁面的作用力,通过分别积分求解三个截面上的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,不同掺混段长度L时出口总压Pt、壁面受到的作用力F和二次流流量m见表1。

图4 马赫数分布(1.0m)Fig.4 Mach number distribution(1.0m)

图5 马赫数分布(3.0m)Fig.5 Mach number distribution(3.0m)

图6 掺混段出口径向马赫数分布Fig.6 Radial Mach number distribution of mixing outlet

表1 气动参数表Table1 Aerodynamic parameters

由表1可见,随着掺混段长度的增加,出口质量平均总压下降。根据引射掺混理论,主流与二次流气动参数越接近,掺混损失越小。掺混段长度从1.0m～2.0m和2.0m～3.0m相比,前者总压下降趋势要剧烈得多,而后者比较平缓。这说明总压损失主要由主流与二次流掺混所带来,与理论分析一致。由壁面所受作用力(此作用力方向与流动方向一致,所以是阻力)随掺混段长度变化如下,当掺混段长度小于基准长度时,壁面阻力几乎保持不变,但大于基准值时,变化幅度在1%左右,可见掺混损失除了使出口总压下降外,还使得推进系统阻力增加。二次流流量在基准值附近时,随掺混长度变化幅度较小。

所以在选取掺混段长度时,要综合考虑二次流流量、出口总压及其分布的影响,本文中所选的基准长度2.0m即为最佳值。

2.3 掺混段出口反压变化的影响

针对掺混段长度为2.0m时的RBCC发动机,通过改变反压,分析了反压对发动机性能的影响。不同反压Pb时的出口马赫数分布对比见图7。

由此可见,反压越高,马赫数分布越均匀,表明反压的升高,加剧了主流与二次流之间的掺混。另外,反压过低,会使得出口成为超声速气流,改变掺混段中的流动状态。不同反压Ps时出口总压Pt、壁面受到的作用力F和二次流流量m见表2。

图7 出口马赫数分布对比图Fig.7 Contrast of outlet Mach number distribution

表2 气动参数表Table2 Aerodynamic parameters

由表2可见,当出口反压较低时,出口为超声速气流,反压对总压的影响甚小,但随着反压的升高,出口变为亚声速气流,质量平均总压随着反压的升高而增加,即总压损失减小。反压对二次流流量和壁面阻力的影响趋势一致,都是在基准值附近影响较小,而远离基准值时,影响幅度增大。对比二次流流量和壁面阻力可见,反压对二次流流量的影响远大于对阻力的影响。

3 结 论

通过数值模拟分析掺混段长度、掺混段出口反压的影响。可得如下结论:

(1)综合掺混段出口气流均匀性、总压损失及壁面所受阻力三个性能参数,RBCC发动机掺混段长径比(长度与直径之比)有一个最佳值。若要使得主流与二次流达到充分混合,需要6倍于掺混段直径的长度,在实际应用中,考虑到发动机重量和尺寸等方面的限制,实际长度的选取应该小于此值。

(2)掺混段出口的反压变化需要控制在一定的范围内,静压太低会引起掺混段内的流动状态发生改变,由亚声速气流变为超声速气流,总压损失和壁面所受阻力增加。出口静压升高可提高掺混效率,但同时二次流流量急剧减小,这将进一步影响推进系统的比冲。

[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]刘佩进.RBCC引射火箭模态性能与影响因素研究[D].[博士学位论文].西北工业大学,2001.

[9]李立国,张靖周.航空用引射混合器[M].国防工业出版社,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.