火箭沖壓組合循環(huán)推進系統(tǒng)摻混參數(shù)研究

張建東,王占學,張蒙正,蔡元虎

(1.西北工業(yè)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(tǒng)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(jīng)越來越受到人們的青睞。單一的推進系統(tǒng)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(huán)發(fā)動機結構相對簡單,且滿足高超聲速飛行及總體系統(tǒng)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(tǒng)主要由流動通道和嵌于流道內(nèi)的火箭發(fā)動機構成。根據(jù)各部分在推進過程中所發(fā)揮的功用可以分為進氣道、主火箭發(fā)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(xiàn)在火箭沖壓組合發(fā)動機引射模態(tài)下,火箭發(fā)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(shù)開展了研究[7-9]。

圖1 火箭沖壓組合循環(huán)發(fā)動機示意圖Fig.1 The outline of RBCC engine

1 數(shù)值計算模型

本文利用CFD技術計算了從火箭發(fā)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(fā)動機的截面輪廓,從火箭發(fā)動機噴管出口至摻混段出口,橫截面面積保持不變?；鶞蕳l件下,通道截面直徑D=0.306m(包括橫截面呈環(huán)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(tài)為:飛行海拔高度是0km,飛行馬赫數(shù)是0?；鸺M口和沖壓通道中二次流進口均給定總壓和總溫,其它參數(shù)依據(jù)下游參數(shù)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(shù)都根據(jù)上游參數(shù)外插,如果為亞聲速,則靜壓為給定的反壓,其它參數(shù)外插給出?；鶞蕳l件下,給定火箭發(fā)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(jù)火箭進口靜壓和沖壓發(fā)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(wǎng)格點140個,軸向劃分網(wǎng)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(jù)上述條件,計算所得流場馬赫數(shù)分布見圖2,流線分布見圖3。

由此可見,火箭內(nèi)主流氣體到達火箭噴管出口時處于過膨脹狀態(tài),從火箭發(fā)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(qū)域稱為核心區(qū),核心區(qū)域未受到區(qū)域外參數(shù)變化的影響,區(qū)域外氣流與二次流的交界面之間產(chǎn)生強烈摻混。隨著氣流向下游的發(fā)展,膨脹波與壓縮波的反射在下游形成一系列核心區(qū)域,但由于交界面上的摻混作用,核心區(qū)域越來越小,當產(chǎn)生第四個核心區(qū)域時,其幾乎與區(qū)域外氣流融為了一體。至摻混段出口,截面參數(shù)分布較均勻[11]。流場中流線分布較平直,壁面未出現(xiàn)分離。

圖2 馬赫數(shù)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(nèi)的激波結構,但摻混段出口馬赫數(shù)分布和出口總壓不同,出口馬赫數(shù)分布見圖6。

由圖6可見,摻混段長度增加時,其出口馬赫數(shù)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(shù)分布(1.0m)Fig.4 Mach number distribution(1.0m)

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

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

表1 氣動參數(shù)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(jù)引射摻混理論,主流與二次流氣動參數(shù)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(tǒng)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(fā)動機,通過改變反壓,分析了反壓對發(fā)動機性能的影響。不同反壓Pb時的出口馬赫數(shù)分布對比見圖7。

由此可見,反壓越高,馬赫數(shù)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(tài)。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(shù)分布對比圖Fig.7 Contrast of outlet Mach number distribution

表2 氣動參數(shù)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?yōu)閬喡曀贇饬?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(shù)值模擬分析摻混段長度、摻混段出口反壓的影響?？傻萌缦陆Y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(shù),RBCC發(fā)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(fā)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(nèi),靜壓太低會引起摻混段內(nèi)的流動狀態(tài)發(fā)生改變,由亞聲速氣流變?yōu)槌曀贇饬?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(tǒng)的比沖。

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