火箭出口面积对RBCC发动机引射模态影响规律分析_姚轶智.pdf

第 45 卷 第 2 期国防科技大学学报Vol 45 No 22023 年 4 月JOUNAL OF NATIONAL UNIVESITY OF DEFENSE TECHNOLOGYApr 2023doi:10 11887/j cn 202302018http:/journal nudt edu cn火箭出口面积对 BCC 发动机引射模态影响规律分析*姚轶智1，孙明波1，黄玉辉2，李佩波1，安彬1，顾瑞3，王教儒1，李梦磊1，王泰宇1，陈纪凯1(1 国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室，湖南 长沙410073;2 装备发展部 装备项目管理中心，北京110000;3 中国人民解放军 94710 部队，江苏 无锡214141)摘要:火箭基组合循环发动机引射模态飞行状态复杂，为了提高发动机的整体性能，研究了火箭出口面积对发动机引射模态的影响规律。通过数值模拟研究，引射流量在低飞行马赫数条件下，主要受引射性能影响，火箭出口面积越大，引射性能越好。然而，随着飞行马赫数的提升，引射空气的动能提升，隔离段内出现壅塞情况，引射流量主要受限于隔离段几何尺寸，与火箭出口面积无关。在亚声速工况下，火箭出口面积越小，发动机比冲越低，且出口无量纲面积为 3.15 时，火箭羽流膨胀撞壁，会引起性能骤减，需要予以避免;在超声速工况下，选择面积较小的火箭出口面积，燃烧室内压越高，发动机性能提升越明显。关键词:火箭基组合循环;引射模态;火箭出口面积;比冲;引射性能中图分类号:V430文献标志码:A文章编号:1001 2486(2023)02 155 09Analysis of the influence of rocket exit area in BCCengine under the ejector modeYAO Yizhi1，SUN Mingbo1，HUANG Yuhui2，LI Peibo1，AN Bin1，GU ui3，WANG Jiaoru1，LI Menglei1，WANG Taiyu1，CHEN Jikai1(1 Science and Technology on Scramjet Laboratory，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China;2 Center for Project Management of Equipment Development Department，Beijing 110000，China;3 The PLA Unit 94710，Wuxi 214141，China)Abstract:In order to improve the performance of the rocket-based combined-cycle engine，the influence of the rocket exit area under theejector mode was studied Through numerical simulation research，the mass flow of captured air was mainly affected by the entrainment performanceunder the condition of low flight Mach number The larger the rocket exit area，the better the entrainment performance However，with the increaseof flight Mach number，the kinetic energy of the entrainment air increases，and there is flow choking in the isolator The mass flow of captured airwas mainly limited by the geometric size of the isolator，independent of the rocket exit area Under subsonic conditions，the smaller the rocket exitarea is，the lower the specific impulse of the engine is，and when the exit dimensionless area is 315，the rocket plume will expand and impact thewall，which can cause a sudden reduction in performance Under supersonic conditions，the smaller the rocket exit area，the higher pressure in thecombustor，and the better performance of the rocket-based combined cycle engineKeywords:rocket-based combined cycle;ejector mode;rocket exit area;specific impulse;entrainment performance20 世纪 90 年代以来，随着航天领域经济问题的逐渐突出，火箭基组合循环(rocket-basedcombined cycle，BCC)发动机越来越受到学者的关注。BCC 发动机将火箭发动机内置于冲压发动机的流道中，从而有效地将火箭发动机的高推重比和吸气式发动机高比冲的优点相结合1 3。凭借高性能和宽速域的技术特点，采用 BCC 发动机为动力系统的运载器可以在弹道飞行中保持稳定的高性能工作状态，满足加速和巡航的要求4 5。此外，BCC 发动机能够实现水平起降、单级入轨，并显著提高运载器的适用范围6 8。因此，BCC 发动机具有高效率和可重复使用性，是前景广阔的航天推进系统之一9 10。一般来说，根据飞行马赫数(Maf)和高度(Hf)，BCC 发动机可分为引射、亚燃、超燃和纯火箭模态7。研究显示，采用 BCC 发动机作为动力系统的运载器，在爬升阶段的燃料消耗能够占到整个飞行过程的 50%以上，而引射模态是爬*收稿日期:2022 09 13基金项目:国家自然科学基金资助项目(11925207)作者简介:姚轶智(1994)，男，安徽黄山人，博士研究生，E-mail:yaoyizhi1994126 com;孙明波(通信作者)，男，河南焦作人，教授，博士，博士生导师，E-mail:sunmingbo nudt edu cn国 防 科 技 大 学 学 报第 45 卷升阶段的主要模态11 12。因此，引射模态的研究和优化显得尤为重要。当飞行马赫数为 0 2.5时，BCC 发动机处于引射模态，火箭羽流能够将空气从大气环境中引射入 BCC 发动机内流道。BCC 发动机进气道的常规启动点，一般设定于飞行马赫数 Maf3.0 时。Work 等13 认为，当发动机的进气道处于不启动状态时，火箭羽流是引射性能的驱动源，也是发动机最主要的动力来源。因此，火箭羽流状态和工作参数对引射模态的发动机性能有重要影响14。引射模态时，即时混合燃烧(simultaneous mixing and combustion，SMC)和掺混后燃烧(diffusion and after-burning，DAB)组织模式是 BCC 发动机主要的燃烧组织模式11。SMC 组织模式主要在火箭羽流和引射空气形成的反应混合层中组织燃烧，产生推力增益。然而，高温、高速和富燃的火箭羽流具有极强的压缩效应和放热效应，会影响火箭羽流和引射空气之间的混合效果，从而抑制燃烧过程15 16。因此，如何调整内置火箭的工作状态和结构，确保复杂工作条件下的混合与反应效率，成为 BCC 发动机研究中亟待解决的关键性技术。Etele 等17 通过实验研究，发现主火箭射流马赫数越大，混合段压强越低，发动机引射比越高。Parkinson 等18 则认为火箭流量增大到一定值后，引射流量保持不变。Tani 等19 研究认为，引射性能随火箭羽流富燃程度降低而提高。Wisniewski 等20 利用冷流实验，研究了火箭出口面积对整体性能的影响规律，发现推力增益随着隔离段出口面积和火箭出口面积之比的增大而提高。火箭出口面积变化，会导致火箭羽流的马赫数、静压以及引射空气的接触面积发生变化，影响掺混、引射和燃烧等过程，对 BCC 发动机引射性能和比冲性能的作用机理复杂。目前研究主要采用实验或者理论分析的手段，针对流动、掺混和燃烧特性的分析较少。本研究采用数值模拟的手段，针对飞行马赫数 0.9、1.2、1.5、1.8 和 2.1 工况展开研究，分析比较不同火箭出口面积构型的综合性能。研究计划结合数值模拟预测的掺混燃烧等流场特性进行分析，揭示火箭出口面积对 BCC 发动机性能影响规律和作用机理，并为航程全局考量下的BCC 发动机构型设计提供切实的设计策略。1研究模型和参数本文研究采用图 1 所示的 BCC 发动机进行分析，火箭布置在 BCC 发动机的中心轴上。火箭燃烧室产生的高温高压气体，由火箭喷管膨胀后，进入 BCC 发动机燃烧室，形成超声速火箭羽流。引射空气也通过进气道和隔离段进入燃烧室。在燃烧室中，富含燃料的火箭羽流与引射空气混合并发生反应，称为即时混合燃烧组织模式。BCC 发动机推力主要来源为两部分:内置火箭产生的推力和燃烧室内反应混合层释热产生的推力。燃烧室中的反应混合层释热是 BCC 发动机比冲增益的主要来源。随后，混合流在 BCC 发动机喷管中膨胀，并通过喷嘴出口超声速排出。研究选择图 1 所示的不同无量纲火箭出口面积 Ar构型进行分析，Ar采用火箭喉部面积 A 进行无量纲化处理(火箭出口面积/火箭喉部面积 A)，其他几何尺寸均以火箭喉部尺寸 d 进行无量纲化处理(几何尺寸/火箭喉部尺寸 d)，具体尺寸如表 1所示。其中无量纲火箭出口直径 dr为 1.77、2.26、2.71 和 3.23，对应的构型分别命名为 Ar=3.15、Ar=5.10、Ar=7.34 和 Ar=10.41，因为火箭出口为圆形，实际上出口面积比和出口直径关系为 Ar=d2r。不同的火箭出口面积构型，火箭羽流出口马赫数和静压不同，但其总压、总温和流量相同。隔离段入口和出口等效直径保持在 2.56 和3.53，对应隔离段的等效扩张角为 3.4。由于不同构型火箭尺寸不同，因而环形隔离段内径不相图 1BCC 发动机示意图Fig 1Schematic illustration of the BCC engine651第 2 期姚轶智，等:火箭出口面积对 BCC 发动机引射模态影响规律分析表 1BCC 发动机结构参数Tab1Structural parameters of BCC engine结构参数具体数值火箭喉部直径1火箭出口直径(Ar=3 15)1 77火箭出口直径(Ar=5 10)2 26火箭出口直径(Ar=7 34)2 71火箭出口直径(Ar=10 41)3 23隔离段等效入口直径2 56隔离段等效出口直径3 53燃烧室轴向长度11 22燃烧室出口直径5 45喷管出口直径7 69同。通过调整 BCC 发动机的内流道，尽可能保证隔离段进出口条件一致，控制单一变量。燃烧室是主要组织反应混合层燃烧的地方，其结构为渐扩形圆管，轴向长度 l 为 11.22，燃烧室出口直径 dm为 5.45，燃烧室喷管出口直径 dout为 7.69，经过混合燃烧的混合流体在喷管内加速降压，以超声速流出 BCC 喷管。进出口条件参考 Jia 等4 的飞行弹道，飞行器由飞行高度 9.5 km、飞行马赫数 Maf=0.8 的运载器释放，引射模态飞行至马赫数 3.0。数值计算