侧置火箭对发动机尾喷管的影响研究

刘晓伟，李永洲

（西安航天动力研究所，陕西 西安710100）

0 引言

RBCC（火箭基组合循环）发动机将火箭发动机集成于吸气式发动机流道内，拓展了吸气式动力的工作范围，可应用于空天往返、临近空间飞行等领域，可选取不同的模态适应不同的空域[1-4]。

基于RBCC动力的飞行器，低马赫数爬升或高马赫数低动压飞行时，对发动机推力需求较大。由于飞行器/发动机一体化程度高，一味通过增加发动机冲压流道规模实现推力增加并不可取，经常采用的设计思路是增加RBCC火箭推力或配备外置助推火箭。RBCC火箭发动机一般置于燃烧室内[1-6]，受冲压流道几何空间和结构设计约束，推力增加受限，过度增加火箭推力会导致火箭比冲降低，局部热防护难度增加，飞行器总体和发动机设计难度也随之增加。若采用外置助推火箭发动机方案，飞行器气动布局会受到较大影响，带来阻力增加。

针对上述问题，本文提出了一种将火箭布置于冲压发动机尾喷管上壁面的设计思路，利用冲压发动机尾喷管空间大的优势，布置大推力火箭发动机，可以保证较高的火箭比冲，也可避免对飞行器气动布局的影响。

1 物理模型

发动机尾喷管型面如图1所示（半模）。

图1 尾喷管构型及网格Fig.1 Nozzle configuration and grids

在方案研究初期，选用了较为简单的型面。冲压发动机尾喷管为三面膨胀斜切尾喷管，侧面和上壁面膨胀，各面均为平面。在尾喷管上壁面一定位置布置火箭发动机，火箭发动机轴向与冲压发动机轴向平行。火箭发动机喷管采用圆转方构型，其后通过等宽侧壁和向上扩张斜面和冲压发动机尾喷管实现外形对接，即用对接面替换了原来的部分上壁面。

2 计算模型及方法

利用FLUENT软件求解三维N-S方程，选取SST k-ω湍流模型，此模型对于逆压梯度引起的流动分离，以及超声速中的激波和膨胀波现象都具有较好的模拟准确度。采用混合网格，规则区域和近壁面区域采用结构化网格（图1），网格过渡比不超过1.15，壁面网格局部加密，近壁第一层网格距壁面约0.05 mm。数值计算选取半模区域。

选取Ma=6.0，H=26.0 km飞行工况，通过发动机热力计算获得冲压发动机尾喷管入口边界条件：燃气静压105 201.7 Pa，马赫数1.55，静温1 796.2 K。将冲压发动机尾喷管入口燃气等效为单一组份气体，利用燃气焓温关系获得热力属性。等效气体定压比热容cp和气体温度T的关系多项式： cp=a0+a1×T+a2×T2+a3×T3+a4×T4+a5×T5，系数见表1。

火箭以液氧、煤油为燃料，通过热力计算获得不同室压下火箭出口组份（选取主要组份）含量和总温T*，结果见表2。

数值模拟不考虑化学反应，这种处理带来的误差有限[7-9]，研究初期可以接受。

3 结果分析

通过数值计算，获得基准方案（去掉侧置火箭）和侧置火箭方案不同火箭工况（用“R_数字”表示，数字代表火箭室压，MPa）时的尾喷管性能和流场结构。

图2和图3给出了不同火箭室压时典型截面流场马赫数和静压分布。

基准方案为典型的冲压发动机尾喷管超声速加速流场结构。加入侧置火箭后，若火箭不工作，则在火箭流道内形成低压死腔。火箭工作时，死腔消失，火箭射流速度更高，与尾喷管冲压气流接触后，通过滑移面实现压力匹配，滑移面两侧产生激波或膨胀波。火箭射流影响了对接面的受力情况，火箭射流的影响还会向横向发展，影响到侧壁面和上壁面的压力分布。

表1 尾喷管入口等效气体比热容计算多项式系数Tab.1 Multinomial coefficients of equivalent gas specific heat capacity at nozzle entrance

表2 不同室压下火箭出口燃气组份质量含量和总温Tab.2 Combustion gas composition and total temperature at rocket exit under different combustion pressure

表3为计算获得的推力和升力。随着火箭室压的增加，侧置火箭方案尾喷管壁面所受推力和升力增加，升力增加更加明显。和基准方案相比，采用侧置火箭后，当火箭室压较大时（增加到6 MPa），可以在火箭和基准尾喷管推力之和的基础上带来推力增益（表中的“推力增加”数据），即“1+1＞2”的效果；火箭室压较低时，反而会产生推力损失。火箭室压越高，推力增益越明显；当火箭室压达到12 MPa时， 推力增益相对于基准方案尾喷管推力达到10.35%。和基准方案对比，采用侧置火箭后，均带来升力增益，升力增益在火箭室压12 MPa时达到了基准方案的7倍。

加入侧置火箭后，冲压发动机尾喷管受力面及壁面压力发生了改变，导致尾喷管推力和升力发生改变（见表4）。火箭室压较高时，高压射流带来上壁面（包括对接面）压力的整体上升，壁面所受推力和升力增加；火箭室压较低时，火箭射流压力较低，且存在死腔、激波反射等复杂流场结构，壁面推力和升力变化趋势会出现差异。

图2 火箭轴线纵截面马赫数分布Fig.2 Mach number distribution of fore-and-aft section through rocket axis

图3 壁面压力分布（单位：Pa）Fig.3 Pressure distribution on wall surface（ Unit：Pa）

表3 尾喷管推力和升力计算结果Tab.3 Calculated results of nozzle thrust and lifting power

表4 尾喷管各壁面推力和升力计算结果Tab.4 Calculated esults of thrust and lifting power on each wall surface of nozzle

4 结论

采用本文提出的火箭布置方法，火箭发动机经常会在大推力状态工作，此时室压较高，火箭发动机燃气射流在冲压发动机尾喷管内继续膨胀，可以获得额外的推力增量，还可显著提高升力，随着火箭室压的增加，推力增量和升力增加。若进一步对火箭喷管型面和冲压发动机尾喷管型面进行精细设计，上述效果可能更加明显。

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