不同燃料RBCC发动机性能分析

刘 昊，王春民

(西安航天动力研究所，陕西 西安 710100)

0 引言

截至目前，国内外学者针对RBCC(rocket based combined cycle)发动机已持续开展近60年的研究，针对可重复使用天地往返，先后提出ERJ、SERJ、A5、Strutjet、GTX、ISTAR等多种发动机方案，并开展了大量实验研究。然而，由于技术复杂性，RBCC发动机至今仍未实现工程应用。掌握宽飞行马赫数范围内不同工作模态发动机特性，是发动机方案设计、总体应用论证及技术指标确定的前提，因此RBCC发动机性能分析一直为国内外学者所关注。

Olds等较早建立了RBCC发动机全模态性能分析软件SCCREAM，并应用于H/O单级入轨飞行器概念方案设计，软件对引射掺混段、喷管、主火箭及冲压燃烧室部件简单引入效率系数进行模拟，难以反映部件真实特性。Mckamey等开发了EPSURBCC软件，软件仅支持H燃料，并且未考虑黏性影响及部件损失。黄生洪等通过变步长半隐式多步龙格库塔方法求解考虑化学反应源项的一维流动方程组，建立了发动机性能预估模型，同SCCREAM类似，通过引入效率系数求解燃烧室及引射段出口参数，并对文献[21]给出的H/O发动机引射模态完成了性能仿真。吕翔等则通过采用MacCormack格式求解带有化学反应源项的一维流动方程组，发展了发动机准一维性能分析方法，模型通过引入修正因子对前体边界层效应进行修正，完成采用H/O推进剂的Hyperion计划RBCC发动机性能预测，并将比冲预测结果与SCCREAM软件进行了比对。安佳宁建立了RBCC发动机引射模态性能计算准一维模型，模型通过采用飞行马赫数单变量多项式拟合求解进气道总压恢复系数，采用引射器理论建立了等截面混合及等压混合两种构型计算模型，并完成H/O模型发动机引射模态性能分析。

然而，现有发动机性能分析软件存在如下问题：①进气道、燃烧室等关键部件特性多采用效率系数假设，甚至不予考虑，难以反映发动机真实特性；②学者大多集中于H/O推进剂发动机研究，缺乏其他推进剂组合发动机性能数据，特别是不同推进剂组合发动机性能对比数据。

针对上述问题，本文基于部件及发动机试验数据，建立了发动机关键部件特性数学模型，开发了RBCC发动机一体化性能计算平台，并完成飞行马赫数

Ma

=0～8范围分别采用煤油/O、CH/O、H/O推进剂组合发动机性能仿真，获得了不同工作模态下推进剂组合类型对发动机推力、比冲性能的影响，为发动机总体方案论证及燃料体系确定提供参考。

1 数学模型及验证

1.1 计算模型

本文采用文献[26]中的模型RBCC发动机方案，其结构示意及特征截面定义如图1所示。发动机由二元多楔进气道、二元单侧扩张燃烧室、火箭推力室及尾喷管组成，火箭推力室采用中心支板布局方式。图1中0截面为自由来流，2截面为进气道出口(燃烧室入口)，4截面为燃烧室出口(尾喷管入口)，6截面为尾喷管出口。模型发动机进气道捕获面积

A

=0.08 m，进气道、燃烧室固定几何结构，进气道收缩比5.8，燃烧室扩张比2.5，尾喷管根据具体工作条件进行调节。

图1 发动机构型及截面定义Fig.1 Engine configuration and cross section defining

1.2 计算方法及验证

采用控制体法完成发动机各特征截面参数计算，计算模型考虑了各部组件黏性损失及热损失，具体计算过程如下：

1.2.1 0截面参数

参考文献[27]完成计算。

1.2.2 2截面参数

引射模态根据式(1)给出的引射比模型完成捕获空气流量计算，火箭冲压及冲压模态根据式(2)给出的流量系数模型完成捕获空气流量计算，结合式(3)给出的进气道总压恢复系数模型完成2截面参数计算。

n

=

c

·

Pt

(1)

φ

=

b

+

b

·

Ma

+

b

·

α

+

b

·

Ma

+

b

·

Ma

·

α

+

b

·

α

(2)

σ

=

a

+

a

·

Ma

+

a

·

α

+

a

·

Ma

+

a

·

Ma

·

α

+

a

·

α

(3)

式中:

n

为引射系数，定义为一次流流量与二次流流量之比；常系数

c

与发动机具体构型、火箭布局方式、火箭工作参数等有关，可根据试验或仿真获得；

Pt

为进气道出口总压；

φ

为进气道流量系数；

σ

为进气道总压恢复系数；

Ma

为飞行马赫数；

α

为飞行攻角；系数

a

～

a

、

b

～

b

由试验确定。

1.2.3 4截面参数

冲压模态，根据式(4)、式(5)给出的燃烧效率及燃烧室总压恢复系数模型完成4截面参数计算；火箭引射及火箭冲压模态，采用冲压模态与火箭冲压模态燃烧室出口马赫数相似假设完成4截面参数计算。燃烧室内热力计算调用CEA完成，考虑了化学平衡流动影响。

η

=

c

+

c

·

Ma

+

c

·

φ

+

c

·

Ma

+

c

·

Ma

·

φ

+

c

·

φ

(4)

σ

=

d

+

d

·

Ma

+

d

·

φ

+

d

·

Ma

+

d

·

Ma

·

φ

+

d

·

φ

(5)

式中：

η

为燃烧效率；

σ

为燃烧室总压恢复系数；

φ

为当量比；系数

c

～

c

、

d

～

d

由试验确定。

1.2.4 6截面参数

根据式(6)给出的尾喷管总压恢复系数模型及完全膨胀条件完成6截面尾喷管出口参数计算。

σ

=

e

+

e

·

Ma

+

e

·

Ma

(6)

式中:

σ

为尾喷管总压恢复系数；系数

e

～

e

由CFD仿真结果确定。

完成发动机进出口截面参数计算后，采用式(7)、式(8)计算获得发动机推力、比冲。

(7)

(8)

采用上述发动机性能分析方法，对文献[8]中给出的发动机构型进行了性能计算，图2、图3分别给出了

Ma

=4、

Ma

=6工况计算与自由射流试验结果对比。图中可见，采用本文所建立的发动机性能计算方法，冲压模态及火箭冲压模态下发动机推力、比冲计算误差均在10%以内。

图2 Ma0=4工况计算与自由射流试验结果对比Fig.2 Comparison between simulation and test data at Ma0=4

图3 Ma0=6工况计算与自由射流试验结果对比Fig.3 Comparison between simulation and test data at Ma0=6

1.3 计算方案

冲压分别采用煤油、CH、H燃料；火箭推力室燃料与冲压相同，火箭推力室氧化剂均为O，火箭推力室混合比采用化学恰当比，火箭额定流量为1 kg/s，火箭推力室室压3 MPa。火箭引射模态冲压不供油，火箭冲压及冲压模态发动机当量比

φ

=0.8。发动机火箭引射模态从

Ma

=0、

H

=0 km弹道点开始工作，按照

H

=6.27

Ma

弹道爬升至

Ma

=2、

H

=12.54 km弹道点(

Q

=50 kPa)；而后以火箭冲压模态或冲压模态等动压爬升至

Ma

=8、

H

=30.48 km弹道点。

2 计算结果及分析

2.1 火箭引射模态

图4给出了火箭引射模态发动机推力、比冲曲线。3种燃料发动机推力、比冲特性一致，即随着飞行马赫数的增加，发动机推力、比冲均先略微减小后增加，并在

Ma

=0.3达到最小值。相同工况下，H推力、比冲最高，CH次之，煤油最低。

图4 火箭引射模态发动机性能曲线Fig.4 Engine performance on ejector mode

图5给出了以煤油性能为基准计算获得的发动机相对推力及相对比冲曲线。从图中可以看出，H推力、比冲约是煤油的1.40倍，CH推力、比冲约是煤油的1.08倍。

图5 火箭引射模态发动机相对性能曲线Fig.5 Engine relative performance on ejector mode

2.2 火箭冲压模态

图6给出了火箭冲压模态发动机推力、比冲曲线。随着飞行马赫数的增加，发动机推力、比冲均先增加后减小，并于

Ma

=3.7达到最大值。相同工况下，H推力、比冲最高，CH次之，煤油最低。

图6 火箭冲压模态发动机性能曲线Fig.6 Engine performance on rocket ramjet mode

图7给出了以煤油性能为基准计算获得的发动机相对推力、相对比冲曲线。图中可见，H相对推力及相对比冲随着飞行马赫数增加先增加后减小，CH相对推力及相对比冲基本保持不变。整体而言，H推力约是煤油的1.28倍，比冲约是煤油的1.43倍；CH推力约是煤油的1.04倍，比冲约是煤油的1.08倍。

图7 火箭冲压模态发动机相对性能曲线Fig.7 Engine relative performance on rocket ramjet mode

2.3 冲压模态

图8给出了冲压模态发动机推力、比冲曲线。随着飞行马赫数的增加，发动机推力、比冲先增加后减小，并于

Ma

=3.7达到最大值。相同工况下，H推力最高，煤油次之，CH最低；H比冲最高，CH次之，煤油最低。

图8 冲压模态发动机性能曲线Fig.8 Engine performance on ramjet mode

图9给出了以煤油性能为基准计算获得的相对推力、相对比冲曲线。对于H，随着飞行马赫数的增加，相对推力及相对比冲先增加后减小，并于

Ma

=6.6达到最大值，整体而言，H相对推力约为煤油1.14倍，相对比冲约为煤油的2.73倍。对于CH，随着飞行马赫数增加，相对推力先略增后减小再略增加，相对比冲基本保持不变，整体而言，CH相对推力约为煤油的0.97倍，相对比冲约为煤油的1.17倍。

图9 冲压模态发动机相对性能曲线Fig.9 Engine relative performance on ramjet mode

3 结论

基于部件及发动机试验数据，建立了RBCC发动机部件特性模型，采用控制体法，发展了考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失的RBCC发动机性能分析模型。针对几何结构可调尾喷管模型发动机，完成飞行

Ma

=0～8范围采用煤油/O、CH/O、H/O推进剂组合发动机仿真，获得了不同工作模态下发动机性能，分析了燃料类型对推力、比冲的影响。在本文给定研究条件下，获得结论如下：1)火箭引射模态，随着飞行马赫数的增加，推力、比冲均先略微减小后增加。

Ma

=0～2范围内，H推力、比冲约是煤油燃料的1.40倍，CH推力、比冲约是煤油燃料的1.08倍。2)火箭冲压模态，随着飞行马赫数的增加，推力、比冲均先增加后减小。

Ma

=2～8范围内，H推力约是煤油的1.28倍，比冲约是煤油的1.43倍；CH推力约是煤油的1.04倍，比冲约是煤油的1.08倍。3)冲压模态，随着飞行马赫数的增加，推力、比冲均先增加后减小。

Ma

=2～8范围内，H推力约是煤油的1.14倍，比冲约是煤油的2.73倍；CH推力约是煤油的0.97倍，比冲约是煤油的1.17倍。