（航空宇航推进理论与工程专业论文）燃烧室结构变化对火箭引射模态性能影响研究.pdf

摘要 火箭基组合循环发动机( r o c k e tb a s e dc o m b i n e dc y c l e ，r b c c ) 以其优越的 性能受到航天界的重视，成为未来最有发展潜力的动力方式之一。r b c c 发动机 的工作范围宽广，在多个工作模态共用一个流道的前提下，发动机变结构技术是 保证全程实现最佳发动机性能的有效途径之一。基于这一思路，本文研究了燃烧 室结构变化对火箭引射模态发动机性能的影响。 在调研国外的宽范围工作发动机研究现状的基础上，对发动机变结构方案的 两种主要实现方式，完全变结构和部分变结构，进行了研究。研究结果表明，质 量较大的发动机采用变几何结构方案对进气道和燃烧室进行调节，将有效提高发 动机性能，获得更大的效益；质量较小的发动机采用变结构方案将会引起较大的 质量惩罚，可以考虑对发动机的部分部件进行适当的变几何结构设计，以尽量降 低变结构引起的惰性质量增加。 对火箭引射模态下实现最大推力进行了理论分析及计算研究。针对燃烧室内 形成热力壅塞条件下获得最大推力，建立了最佳燃烧室出口面积的理论计算公式。 运用己有的准一维流动计算方法研究了不同来流马赫数下燃烧室构型变化对发动 机推力的影响。研究结果表明，不同的飞行马赫数下，存在最佳的燃烧室出口面 积使发动机推力达到最大：飞行马赫数增加时燃烧室出口面积应尽量增大，以保 证燃气实现完全膨胀从而实现发动机推力最大。 基于计算流体力学商业软件f l u e n t o 建立了用于合理描述r b c c 发动机内部 三维、两相、化学反应的复杂流场数值计算模型。采用r b c c 地面直连实验结果 对模型进行了校验，计算结果与实验结果的相对误差小于1 0 ，表明该模型用于 火箭引射模态性能分析所获得的结果具有一定的可信度，可用于本文的后续研究。 采用所建立的r b c c 发动机流场数值计算模型，对固定结构发动机以及可变 结构发动机在火箭引射模态下的流场进行了数值模拟。研究结果表明，固定结构 发动机的出口气流压强欠膨胀程度严重，难以实现较高的性能：采用变结构燃烧 室可以使发动机性能得到一定程度的提高：采用收缩扩张角度可变的调节板作为 火箭引射模态的燃烧室变结构方案，可以获得优于拉瓦尔喷管的较高发动机性能。 本文针对燃烧室结构变化对火箭引射模态发动机性能的影响研究所取得的结 论，对于r b c c 发动机变结构方案设计具有一定的指导作用。 关键字：火箭基组合循环( r b c c ) ，火箭引射模态，发动机性能，变结构 数值计算 a b s t r a c t r o c k e tb a s e dc o m b i n e dc y c l e ( r b c c ) i s g e t t i n gm u c hm o r ea t t e n t i o nt h a ne v e r b e f o r ef o ri t se x c e l l e n tp e r f o r m a n c e ，w h i c hs h o u l db et h em o s tp o t e n t i a lp r o p u l s i o n s y s t e mf o rt h en e x tg e n e r a t i o nl a u n c hv e h i c l e c o n s i d e r i n gt h es a m ef l o w - p a t hf o r v a r i o u so p e r a t i n gm o d e s ，v a r i a b l eg e o m e t r yi sc o n s i d e r e dt ob et h em o s te f f i c i e n t a p p r o a c hf o ra c h i e v i n gt h eb e s tp e r f o r m a n c ed u r i n gt h ee n t i r et r a j e c t o r y e f f e c to f v a r i a b l eg e o m e t r yf o re o m b u s t o ro nt h ee n g i n ep e r f o r m a n c ed u r i n gr o c k e te j e c t o r m o d ei si n v e s t i g a t e d a f t e ri n v e s t i g a t i n gt h er e s e a r c hs t a t u sa b r o a do fw i d er a n g ea i r b r e a t h i n ge n g i n e ， t w om a j o rv a r i a b l eg e o m e t r yc o n c e p t s ，f u l l yv a r i a b l eg e o m e t r ya n dp a r t i a l l yv a r i a b l e g e o m e t r y , w e r ep r o p o s e d i t sc o n c l u d e dt h a t ，f o rt h el a r g es c a l ee n g i n e ，t h ee n g i n e p e r f o r m a n c ec o u l db ei m p r o v e de f f i c i e n t l y , g e t t i n gm u c hb e n e f i tw i 也t h ef u l l yv a r i a b l e g e o m e t r yd e s i g n e df o rb o t hi n l e ta n dc o m b u s t o r f o rs m a l ls c a l ee n g i n e ，p a r t i a l l y v a r i a b l eg e o m e t r ys h o u l db et h ee f f i c i e n tw a yt oc o m p e n s a t et h ei n e r tm a s sp e n a l t y t h e o r e t i c a la n a l y s i sa n dc o m p u t a t i o ns t u d yw e r et a k e no u tt oi n v e s t i g a t et h eb e s t t h n l s tp e r f o r m a n c eu n d e rr o c k e tv e c t o rm o d e u n d e rt h ec i r c u m s t a n c eo fr e a c h i n g t h e r m a lc h o c k ，a n a l y t i c a ls o l u t i o no ft h ec o m b u s t o re x i tp l a n ea r e af o rt h em a x i m u m t h r u s tw a sd e v e l o p e d q u a s i - 1 df l o we q u a t i o n sp u b l i s h e dp r e v i o u s l yw e r ea d o p t e df o r s t u d y i n gt h ee f f e c to fv a r i a b l eg e o m e t r yo nt h r u s tu n d e rd i f f e r e n tf l i g h tm a t hn u m b e r i t sc o n c l u d e dt h a t ，t h e r ei sa p r o p e rc o m b u s t o re x i tp l a n ea r e ah e l p f u lf o rr e a c h i n g m a x i m u mt h r u s t ；t h ec o m b u s t o re x i tp l a n ea r e as h o u l db ei n c r e a s e dw i t ht h ef l i g h t m a c hn u m b e ri n c r e a s i n g ，i n s u r i n gt h ee x h a u s te x p a n d i n gp r o p e r l y b a s e do nt h ec o m m e r c i a lc f dc o d e f l u e n t t h r e e d i m e n s i o nn u m e r i c a l s i m u l a t i o nm o d e lf o rr b c ce n g i n ei n t e m a lf l o ww a se s t a b l i s h e d ，c o n s i d e r i n gt h e t w o p h a s e f l o wa n dc h e m i c a lr e a c t i o n v a l i d a t e d b yt h ee x p e r i m e n t a lr e s u l t so f d i r e c t c o n n e c t e dt e s tf o rr b c c ，ab i a sl e s st h a n10 i sa c q u i r e d ，p r o v i n gt h e f e a s i b i l i t yo nt h ef o l l o w i n gn u m e r i c a ls t u d y u t i l i z i n gt h en u m e r i c a lm o d e le s t a b l i s h e d ，r b c ce n g i n ei n t e r n a lf l o wf i e l dw e r e s t u d i e dw i t hb o t hf i x e dg e o m e t r ya n dv a r i a b l eg e o m e t r y i ts h o w st h a t ，t h ee n g i n e p e r f o r m a n c ei ss u f f e r i n gf r o ms e v e r e l yu n d e r - e x p a n s i o no nt h ee x i tp l a n e ，w h i l e v a r i a b l eg e o m e t r yf o rc o m b u s t o rc a nr e l a xt h ep r o b l e mw i t hab e r e rp e r f o r m a n c e a f l a pw i t ha d j u s t a b l ec o n v e r g e n to rd i v e r g e n ta n g l ef o rc o m b u s t o r , c a ni m p r o v et h e i i i p e r f o r m a n c em o r ee f f i c i e n t l yt h a nal a v a ln o z z l ec a n t h ec o n c l u s i o na n ds u g g e s t i o nf r o mt h ei n v e s t i g a t i o no nt h ee f f e c to fv a r i a b l e g e o m e t r yo nt h ep e r f o r m a n c eu n d e rr o c k e te j e c t o rm o d e ，s h o w ss o m ei n s t r u c t i o nf o r t h ed e s i g no f v a r i a b l eg e o m e t r yf o rr b c c e n g i n e k e y w o r d s ： r o c k e tb a s e dc o m b i n e dc y c l e ( r b c c ) ，r o c k e te j e c t o r m o d e ， e n g i n ep e r f o r m a n c e ，v a r i a b l eg e o m e t r y , n u m e r i c a ls i m u l a t i o n 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 1 1 研究背景 第一章绪论 自从人类诞生后，就无时无刻不希望能像鸟儿一样可以翱翔在天空，而这一 梦想的实现，就要依靠科学技术的进步，尤其是动力系统的发展。 在航空发展的早期，由于缺少合适的动力，直到十九世纪末，二十世纪初， 活塞发动机的发明及应用，才终于实现了人类的飞天梦。1 9 0 3 年1 2 月1 7 日，美 国的莱特兄弟自己设计的第一架“飞行者”一号实现了人类第一次有动力，稳定， 可操纵的持续飞行。在2 0 世纪前半叶，装有活塞发动机的螺旋桨飞机主宰了天空， 并在两次世界大战中大显身手，功不可没；2 0 世纪4 0 年代后，喷气式发动机的 出现，使飞机突破音障，实现了超音速飞行，并进入喷气飞行时代；而火箭发动 机的发明和完善使人类冲出了大气层，登上了月球。 随着航天飞行器向着“更快，更高”的方向发展，人们已经不能满足于吸气 式发动机在低马赫数下工作，正在努力向高超音速飞行方向发展。 尽管超燃冲压发动机是高超音速飞行范围中唯一可选的吸气式推进系统，是 目前高超音速飞行器研究的核心。但是，超燃冲压发动机不适用于低马赫范围工 作，同时它不具有零起动的能力。于是不能单独使用超燃冲压发动机进行跨大气 层飞行任务。 不同的推进方式在不同的飞行速度下都有其最佳的适用范围。四五十年来， 国际范围内，人们一直都在寻求一种高比冲( 省油) 、高推重比( 省质量) 的理想 发动机，同时也在更多地思考如何利用现有的高比冲的吸气式发动机与高推重比 的火箭发动机进行组合，如何将适合巡航任务的吸气式发动机用到完成加速任务 中。因此，就出现了组合推进系统( c o m b i n e dc y c l e dp r o p u l s o i ns y s t e m ) 的概念 i ”。r b c c 优于涡轮推进系统是因为它的结构比涡轮推进系统要简单，它也优于 火箭发动机是因为它从空气中吸入氧化剂而不需要自己携带氧化剂。r b c c 也并 不是将吸气式发动机与火箭简单的组合在一起，而是在各个飞行速度阶段采用合 适的推进方案，使推进系统保持全程最佳，以达到最佳的发动机性能以及最佳的 经济性 2 1 。 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 图1 1 不同推进系统不同马赫数下的比冲 1 2r b c c 工作原理及关键技术 r b c c 的研究主要源于美国，二十世纪六十年代，美国开展了可重复使用航 天运输系统( r l v ：r e u s a b l el u n c hv e h i c l e ) 研究计划1 3 】，在这一研究背景下， r b c c 研究进入第一次热潮。当时推进系统研究工作的目的是为1 9 7 5 年以后的飞 行器提供动力储备。参加这项研究工作的机构主要由l o c k h e e d 公司、m a r q u a r d t 公司和r o e k e t d y n e 公司组成。 二十世纪末期美国提出了“先进可重复使用空间运输技术计划 4 1 ”( a d v a n c e d r e u s a b l es p a c et r a n s p o r t a t i o nt e c h n o l o g yp r o g r a m , a r s t t p ) 。在这一计划的带动 下，r b c c 研究工作掀起了第二次热潮，其目的在于提高第三代可重复使用空间 飞行器的性能、降低发射和维护费用、努力实现航天运输班机化。目前，这一研 究工作正在轰轰烈烈地进行中。 r b c c ( 火箭基组合循环发动机) 作为有望实现单级入轨的重要方案之一， 具有广阔的军用以及民用航天前景。r b c c 是一种将诸多推进系统集中组合的新 式推进装置。它将火箭发动机，冲压发动机和超燃冲压发动机有机的组合起来， 充分利用每种发动机的优点，保证整个推进系统在整个飞行过程中有较高的性能， 是一种可以亚音速，超音速，高超音速，以及在外太空中飞行的一种推进系统。 引射模态作为r b c c 的低速启动阶段，对其的实现具有重要的意义。 由于r b c c 具有较宽的工作范围，为了在较高的巡航飞行马赫数下有较好的 性能，推进系统与飞行器采用一体化设计。r b c c 推进系统的主要组件为：流动 通道以及火箭发动机。流动通道根据各段在推进过程中的所发挥的功能分为进气 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 道、隔离段、燃烧室和尾喷管。 进气道与前体为一体化设计，这样在高速下减小前体的迎风面积，从而大幅 降低了飞行器的外阻力和重量。同时可以对来流进行有效的压缩，提高气流的静 压。迸气道的主要功能就是捕获来流空气。 隔离段主要作用有两条：一是隔离进气道与燃烧室中间的相互干扰，为进气 道提供一个较宽的工作范围；另一个作用就是将超音速气流减速为亚音速气流， 以提供亚音速燃烧所需要的流速和压力条件。 燃烧室尾喷管是发动杌的核心部件，进入的二次流在燃烧室中与喷射的燃油 进行燃烧，提高发动机的性能。燃烧室既是热机又是推进器。在超燃冲压模态， 发动机和尾喷管的横截面积都是增加的。在引射和亚燃阶段，横截面可以是扩张 构型加上热力喉道技术进行调节使性能较优。或者采用可变的构型，主要有固定 燃烧室加可调尾喷管或者采用燃烧室大范围可调的构型。 多数情况下，发动机出口的气流压强要高于环境大气压。经常将飞行器的后 体与发动机的尾喷管进行一体化设计，利用飞行器后体的单膨胀壁面将在燃烧室 中欠膨胀的燃气膨胀到环境大气压。 图1 - 2r b c c 典型的飞行弹道和工作模式 由图1 2 可以看出，r b c c 组合循环推进系统的工作过程将经历4 种工作模 态，即引射模态、冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态5 】【6 l 【7 1 。 引射模态( e j e a o rm o d e ) 主要工作速度范围为起飞到3 马赫左右。嵌于流 道中的火箭发动机工作，通过高速气流的引射抽吸作用，引入或者增加二次气流， 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 并在流道的燃烧室组织二次燃烧，提高整体燃气能量，在纯火箭的基础上增加推 力，提高发动机比冲。研究表明：在低速的条件下，主火箭的引射作用占主导作 用，而在较高马赫数下则是来流的冲压作用占主导。据此可以将引射模态细分为 空气增强火箭( a i r a u g m e n t e dr o c k e t ，a a r ) 和引射冲压发动机( e j e c t o rr a m j e t ， e r ) 。如下图1 3 所示： 图1 - 3 引射模态示意图 冲压模态( r a m j e tm o d e ) 主要工作速度范围为3 “马赫。火箭发动机关闭， 利用来流空气的速度冲压，在流道的燃烧室内组织亚音速燃烧，实现对飞行器的 推动。如图l - 4 所示： 图1 4 冲压模态示意图 超燃冲压模态( s c r a m j e tm o d e ) 主要工作速度范围为6 8 马赫。由于飞行 速度的进一步提高，如果再将来流降低到亚音速后组织燃烧，会损失大量总压， 并且此时燃烧室中的气流的静温非常高，导致燃料直接裂解而无法实现燃烧组织， 同时会对流道内的热管理提出更高的要求，所以只利用进气道对高超声速来流进 行适当压缩，使其在燃烧室入口仍然保持为超声速，在燃烧室中直接组织超音速 燃烧。如下图1 - 5 所示： 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 图l - 5 超燃冲压模态示意图 纯火箭模态( r o c k e tm o d e ) 主要工作速度范围为8 马赫以上。随着飞行器 逐渐飞出大气层，来流空气量逐渐降低并趋于零，此时关闭进气道，结束超燃冲 压工作模式，并再次点燃火箭发动机，利用火箭发动机将飞行器推入预定轨道， 完成航天任务。如图1 - 6 所示： 图1 6 纯火箭模态示意图 上图1 - 3 至图1 - 6 结合起来便是完整的r b c c 发动机工作模态之间的转换。 需要指出的是：r b c c 可以根据不同的工作速度范围以及工作要求进行模态 间的组合，各模态间的工作范围也不是一个严格的确定值，以上所提及的工作范 围只是根据理论计算得出的理论值，在实际中需要根据飞行任务进行优化，以达 到更优的发动机性能以及模态间的平稳转换。 r b c c 作为一种组合发动机，具有很多的优势【5 1 1 6 1 7 】 8 】。火箭发动机有高的推 重比，但比冲却较小，而吸气式发动机有高的比冲，但推重比较小，r b c c 将传 统的吸气式发动机与火箭发动机结合起来，经过系统预研究评估认为：i c c 推 进系统在整个飞行弹道下的平均比冲以及推重比分别介于吸气式发动机与火箭发 动机之间，是种更加先进的动力装置。 此外，整个推进系统在工作的4 个模态下共用一个通道，这样就减小了结构 质量。同时又兼有吸气式发动机的优点，通过进气道捕获空气中的氧气，就减小 了氧化剂及其供给系统这一部分质量。 就目前的研究现状来看，要将r b c c 工程化还存在很多的关键技术：结构优 西北工业大学硕士学位论文第一章绪论 化集成，工作模态间的平稳过渡与切换，提高火箭引射模态的性能，超燃冲压发 动机技术等等。 r b c c 的一个突出的优点就是多模态共用一个流道，结构紧凑。但是不同模 态对于流道的要求是不一样的，甚至是相互冲突的。因此，如何在一个流道中通 过合适的调节方式使各个模态下发动机的性能都达到较优就显得很重要。 另外，不同模态下的过渡以及切换问题也很突出。在什么样的速度条件下， 在什么样的飞行包线上进行模态间的切换最为合理、经济，这也是整体优化的重 要环节。 r b c c 作为一个组合发动机，其发展有赖于各个模态的进步。超燃冲压发动 机作为发展高超技术的关键，也是r b c c 的关键技术。其目前的研究包括：在飞 行马赫数范围内，长度短、性能高、工作稳定的进气系统；能为推进系统提供最 佳性能的燃烧室；能在飞行整个工作范围内提供有效推力的排气系统；发动机总 体性能优化；能提供最大有效能量又能提供充分冷却能力的燃料和燃料供给系统； 适合高超声速飞行的热结构和材料；演示验证技术等。 火箭引射模态作为r b c c 的低速阶段的动力方式，它的成功实现对组合发动 机降低结构复杂度和可重复使用有着重要的意义。目前工作的重点是如何提高火 箭引射模态的性能，使发动机的推力能够满足飞行器在低速段加速爬升的需求。 多种工作模态共用一个流道固然可以减轻整个发动机的重量，然而如果流道 采用固定结构，那么在偏离设计点的飞行条件下，发动机的效率就可能会降低； 如果流道采用可调结构，那么就不可避免动密封问题以及执行机构所带来的重量 增加。对于进气道，由于动密封的要求较低多采用可变结构。而燃烧室和尾喷管 不同的设计方案采用了不同的措施，有的采用完全的可变结构，有的采用固定结 构加上热力喉道技术进行调节，有的则是两者的结合。由于火箭引射模态的飞行 马赫数和高度具有较宽的变化范围，本文希望借鉴国外的可变结构方案，使r b c c 发动机在火箭引射模态能够适应宽来流范围，以提高发动机的总体性能。 1 3 可变结构发动机研究现状 对于在宽来流范围内工作的发动机来说，不同的来流条件对发动机流道的要 求不同，甚至是相互冲突的，并且由于来流条件的变化，燃烧室的压强变化很大， 排气系统为使气流能够膨胀到环境大气压所需要的膨胀圪的交化就很大。为了使 发动机流道能更好的适应不同飞行状态下的各种来流条件，一些国家开展了可变 结构发动机的研究工作。 法国在前期的计划p r e p h a 以及j a p h a r 中，都采用可变进气道，固定结 构的燃烧室，加上热力喉道进行调节；随后对固定结构的燃烧室与大范围可调的 西北工业大学硕士学位论文 第一章绪论 燃烧室进行了性能评定，结果认为，可变结构燃烧室的执行机构重量小于一定值 后，其性能要高于固定结构性能，于是开展的w r r 项目中采用的燃烧室结构随 着来流马赫数的变化可以进行大范围调节。而p r o m e t h e e 项目中所选用的推进 系统采用可变的燃烧室结构以及热力喉道相结合的方式来适应来流的变化蝴】。 美国a c r o j e t 公司的s t r u t j e t 为一个二元结构的r b c c ，其采用可变结构进气 道，燃烧室前段结构固定，后段由铰链连接一个可动底板( n o z z l ef l a p ) 来实现 不同来流条件下的调节【2 5 j 2 6 1 。 其它宽范围工作的发动机大部分都采用可变的迸气道，固定结构的燃烧室， 加上可动板形成可变尾喷管。这样的形式在不同的发动机以及组合发动机中采用， 但是不同的方案中会采用不同的形式。 目前国内对可变结构发动机的研究还较少，本文的第二章将从技术的角度对 宽范围工作的发动机的调节方式进行较为详细的分析和总结。 1 4 本文的主要研究内容 火箭引射模态是r b c c 的低速段动力方案。用于将飞行器加速到冲压模态。 因此如何增强火箭引射模态的性能对整个r b c c 系统有着重要的作用。引射模态 下发动机的飞行马赫数有一定的跨度，固定结构是否可以适应来流的变化，能否 使流体的做功能力得到充分的发挥? 如果不能适应来流的变化，采用怎样的可变 结构形式，以及结构变化后对性能以及流场带来怎样的影响呢? 围绕这些问题， 本文的研究内容及安排如下： 第一章介绍本文的研究背景，提出本文研究的具体问题。 第二章从技术的角度分析了目前国外开展的有关组合发动机变结构的研究状 况，为后文开展变结构研究奠定基础。 第三章利用组合发动机性能分析模型，分析结构变化对发动机性能的影响， 为进一步的三维数值模拟和分析提供了指导。 第四章介绍数值计算所采用的数学物理模型及控制方程，并利用实验数据对 模型进行校验。 第五章针对实验室中采用的构型进行引射模态下较宽飞行范围的数值模拟， 对固定结构在引射模态下的性能进行评价。同时提出可行的变结构形式，选出较 优的结构作为引射模态下的变结构形式。通过数值模拟，研究变结构引起流场的 变化，探寻较宽马赫下的变结构调节规律。 文章的最后对研究工作进行总结，并提出下一步研究的建议。 西北工业大学硕士学位论文第二章宽范围工作发动机结构调节方式 第二章宽范围工作发动机结构调节方式 对于宽范围工作的发动机，由于其飞行马赫数，以及飞行高度的跨度较大， 为了使发动机的性能在整个弹道上都处于最优的状态，就需要对发动机中的部件 进行调节以使发动机的性能达到最佳。一般情况下需要调节的部件为进气道，燃 烧室以及尾喷管。不同的设计采用不同的方案，各个国家的采用的具体技术方案 也不同。本章对宽范围工作的发动机结构调节方式进行分析总结，从中汲取经验， 为选择可变燃烧室结构形式提供参考。 2 1 前体进气道 进气道是吸气式发动机的一个重要部件。进气道的功能是利用迎风高速气流 的速度冲压，有效地将气流的动能转化为位能，提高气流的静压，并为发动机提 供所需要的空气流量。固定结构的进气道只能在某一速度范围内具有较高的总压 恢复系数和流量捕获系数，对于宽范围工作的吸气式发动机而言，要使发动机的 性能在不同的飞行条件下都较优，进气道的调节是很有必要的。 2 2 1 进气道分类 进气道有多种分类方法：按照飞行范围来分类。可分为亚声速，超声速以及 高超声速，高超声速多采用多波系轴对称进气道或者二元进气道。 超声速进气道按在设计状态下，超声速滞止到亚声速过程相对于进气道进1 ：3 的截面进行分类，可分为外压式、内压式以及混压式。 混压式进气道是由外压式和内压式两种超声速进气道综合而来，因此兼有两 者的特点。混压式进气道外形比较平直，外形阻力小：结尾正激波强度弱易稳定， 总压损失小；起动容易。采用混压式是为了减小外压式的外阻，同时缓解了内压 式的起动问题以及不利的附面层问题。所以这种进气道是目前超声速飞行器上使 用最广泛的一种进气道。 盈塑圈豳 ( a ) 外压式( b ) 内压式( c ) 混压式 图2 - i 三种进气道形式 西北工业大学硕士学位论文第二章宽范围工作发动机结构调节方式 超声速进气道还可按压缩表面的几何形状分类：根据进气道压缩表面的几何 形状可分为平面式以及空间式，常称为二元进气道和轴对称式。 ( a ) 轴对称式 图2 - 2 典型的超声速进气道 二元式 二元进气道具有较好的性能：与中心锥轴对称进气道相比【9 】，二元进气道有 良好的攻角性能，在正攻角时，随着攻角的增加( 口= 0 0 6 0 ) ，总压恢复系数和 流量系数可能增加，而轴对称进气道的性能随着攻角增加而下降，尤其是攻角大 于6 0 ，性能下降的更厉害；且二元进气道便于实行进气道截面积的几何调节和附 面层吸除。 对于轴对称进气道，采用移动中心锥来实现调节，而二元结构则采用改变楔 面角度以及唇口的角度来实现变结构。 2 2 2 高超声速前体进气道调节 进气道的设计应当考虑发动机所需要的推力、用途、飞行条件、体积和质量 等因素；同时考虑到飞行器或者弹的飞行弹道和飞行姿态。 对于高超声速飞行器，多采用一体化的设计方案。由于其飞行状态跨度很大， 所以进气道多设计为可变结构使其在不同来流条件下都有较好的性能。 混压式进气道由于较优的性能而适用最为广泛，其包括外压段和内压段。外 压段是为了保证进气道在设计马赫数下好的性能，而内压段是考虑发动机的起动 性以及进气道出口马赫数的要求。 对于固定结构的混压式进气道，一般将巡航马赫数作为设计状态。其外压段 的型面设计包括楔面转折角的设计以及前体结构尺寸的设计。其中转折角的设计 ( 图2 - 3 ( a ) 中毛，岛和毛) 是为了保证在设计马赫数下有高的总压恢复系数，按 照o s w a t i t s c h 理论知道，各道斜激波后的法向马赫数要相等。而前体结构设计包 黧零鬈嚣嚣嚣嚣嚣嚣淼 寸最小，重量最轻。 罗 ( a ) e x ( b ) 囤设计状态前体计算因子( a ) 以及非设计状态下的激波系 戮黧露蒸蒸瓣镰 西北工业大学硕士学位论文 第二章宽范围工作发动机结构调节方式 附加阻力估算为：= ( ( n 一岛) ( 炸一y q ) + ( p 2 一p o ) ( y q - y d ) ) w 其中为 进气道宽度。 而进气道的调节就是要使其尽量处于来流为设计状态的状态，以使进气道在 不同的飞行条件下有尽量高的总压恢复系数和流量系数，避免或者减小溢流带来 的阻力，以及降低发动机的起动马赫数。 可变结构的前体通常第一个转折角毛固定，针对不同的来流，调节占：，岛， 来使在可变楔板产生的激波交于进气道的唇口。 图2 4 低马赫进气道结构图2 5高马赫进气道结构 图2 - 6 可变进气道实现方式图 协和号飞机1 9 1 就采用可变结构的二元进气道，第一个楔板固定，第二个，第 三个可调。两块可调楔板之间构成附面层吸除槽，用于吸除楔板上的附面层。 帆量髓 图2 - 7 协和号二元进气道简图 内压段的调节就是对出口的马赫数以及进气道的起动性进行调节。多采用利 用可动板调节唇口角度和调节喉部面积的方式。 喉部直径固定的进气道，多采用调节唇口角度的方式来进行调节。在较低马 赫数下，由于来流的总压较低，固定喉道所允许通过的质量流量要低，因此通过 调节唇口角度( 图2 8 ) 来减小迸气道的捕获面积，使捕获的气流都可以通过喉 西北工业大学硕士学位论文第二章宽范围工作发动机结构调节方式 部而避免进气道不起动，同时在进气道起动但处于亚临界( 飞行马赫数低于设计 马赫数) 时，仍可以通过调节唇口角度使在前体楔面产生的激波交于唇口，从而 减小溢流阻力。 图2 - 8 调节唇口角度的可变进气道 再者就是调节喉部面积，根据捕获的空气量适当的调节喉部面积，从而避免 进气道不起动。 图2 - 9i s t a r 中采用的的喉部直径可调进气道 进气道的起动性是保证发动机正常工作的前提，为了使进气道在设计要求的 工作范围内能起动，必须保证其内部收缩e 4 , 于允许的自起动内部收缩比限。目 前采用如下的迸气道最大收缩比限经验公式f l o j 对内部收缩比进行校核： 4 忙1 ( o o s 一等+ 蛩 式中，飞行马赫数m o 【2 5 ，1 0 ，4 为内部收缩起始截面面积，以为进气道 喉道面积。 2 2 燃烧室尾喷管调节 燃烧室尾喷管是发动机中的重要部件，对于吸气式发动机，要求燃烧室能够 使燃料在燃烧室有限的空间以及时间，以及高速的气流中完成喷射、雾化、蒸发、 掺混和燃烧，将化学能最大限度的转化为热能，然后通过尾喷管将热能最大程度 西北工业大学硕士学位论文第二章宽范围工作发动机结构调节方式 的转换为动能，从而产生推力。 根据流体力学理论知道：要使气流充分加速膨胀，亚音速燃烧室要求喷管具 有收敛段，而超音速燃烧室则要求喷管为纯扩张的。即使是在同种模态下，在 不同的飞行马赫数以及飞行高度上，为了达到最佳性能，喷管的收缩( 或膨胀) 比也各不相同，这就也要求流道具有可调节能力。 目前有热力喉道技术和可变型面这两种调节技术来使燃烧室，尾喷管适应进 口来流状态的变化而使其性能最佳。 2 2 1 热力喉道调节技术 对于等截面通道，可以通过加热来使亚音速压强降低，速度增加，马赫数趋 近于l ，但是在等截面通道中，单纯通过加热是不会将亚音速流变为超音速流的， 而在扩张通道中就可以实现。 所谓热力喉道调节技术就是在纯扩张通道中通过调节加热量，加热位置以及 加热率等，产生与不同高度几何喉道相同的效果，使发动机可以在一个很宽的燃 烧室压强变化范围内正常工作的技术。 热力喉道调节技术由于不需要活动的部件，结构简单，可靠性高而在很多宽 范围工作发动机的原理研究中都采用。 美国的g t x 中就采用热力喉道调节技术( 图2 - 1 0 ) ，通过在进气道隔离段中 喷射燃料，在燃烧室扩张段生成热力喉道，实现将亚音速流加速为超音速流而使 位能转化为动能，提高发动杌的性能。 图2 1 0g t x 的热力喉道结构示意图 法国的p r e p h a 计划”习( 国家高超声速研究与技术计划) 中采用的双模态发动 机，采用喉部面积固定，单壁面角度可调的可变进气道( 图2 1 1 ) 。燃烧室采用 “等直段+ 扩张段”的固定结构，通过在等直段中喷射燃料，在扩张段实现壅塞。 西北工业大学硕士学位论文 第二章宽范围工作发动机结构调节方式 图2 - ilp r e p h a 中的发动机构型 法国的j a p h a r 计划1 1 3 】【2 3 l 刚的核心为双模态发动机，其燃烧室几何固定， 如图2 1 2 所示，燃烧室的上流部分小角度扩张，这将有利于超音速燃烧。较大扩 张角度的燃烧室下游可以工作在亚音速以及过渡阶段。采用氢燃料，通过燃料在 燃烧室不同阶段进行流量分配对热力喉道进行调节，从而实现适应不同的来流以 及模态转换。 ( a ) ( b ) ( a ) 飞行器设计双模态发动机 ( b ) 试验用小型双模态发动机 图2 - 1 2j a p h a r 计划中的双模态冲压发动机 采用o n e r a 的3 d 反应程序m s d 对小型的试验燃烧室( 图2 - 1 2 - b ) 进行了 数值模拟。其采用的网格数目为七十万，化学反应为带有七个组分七个反应的 j a c h i m o w s k i 模型。计算中是将自由来流在一体化构型中前体压缩后的参数作为边 界条件。 西北工业大学硕士学位论文第二章宽范围工作发动机结构调节方式 针对模拟的5 3 m a ，当燃料完全在下游喷射时，压缩激波稳定在两个后支板 处。热力喉道位于发动机的第二段，见图2 1 3 中红线与蓝线交接处。此时燃烧的 效率为7 0 。 图2 1 35 3 马赫下燃料完全由下游喷射的数值计算云图 ( 红色表示超音速区域，蓝色表示亚音速区域) 当在上游喷射2 5 的燃料时，压缩激波出现在燃烧室的上游段，压缩几乎出 现在上游的壁面喷射处。然后流体保持完全的亚音速直到位于下游的第二个喷射 段的热力喉道。此时燃烧效率达到7 6 6 。发动机的推力比上一种喷射分配有2 4 的推力增益。 图2 1 45 3 马赫下燃料2 5 0 o r h 上游喷射的数值计算云图 ( 红色表示超音速区域，蓝色表示亚音速区域) 以上的数值计算表明：有可能通过在燃烧室两段调节燃料喷注的分配比例来 实现熟力喉道，从而实现亚音速燃烧或者超音速燃烧，同时表明好的燃烧组织和 高的燃烧效率将有利于推力的增加。 试验中得到了数值模拟的三个区域：超音速，跨音速以及亚音速区域，并且 验证了热力喉道的位置由燃料的喷注分配来决定，以及在燃烧室中得到稳定的热 力喉道是可行的。 上述研究表明，采用热力喉道可以实现流场的调节而关于热力喉道技术属 于变截面的加质加热管流，其物理规律较为复杂，目前关于热力喉道的生成以及 移动控制研究还在进一步的研究中。 2 2 2 可变型面调节 根据等熵流理论，针对亚音速来流，流道中要有收敛段，而超音速的来流则 要采用扩张的喷管来实现流体的加速。合理的型面可以将流体近似等熵的由亚音 速加速到超音速，因此从理论上讲，可变结构的双模态发动机的性能在整个弹道 西北工业大学硕士学位论文第二章宽范围工作发动机结构调节方式 上都高于固定结构发动机，但是技术难点就是高温下可动面的实现，以及变结构 带来的执行机构的质量增加。可能会抵消掉其在性能上的优势。 法国的m a r eb o u e h e z 和v a d i u ml e v i n e ( 俄罗斯m a i ) t 1 4 1 1 1 5 1 1 1 q 等人用p r o s i t 程序分别对高度变结构和固定结构冲压发动机推进的一般的单级入轨飞行器进行 了弹道模拟以及质量分解。在对两者进行相同假设的情况下，得到结论：可变结 构的性能优势在l o 吨到2 0 吨之间，如果由于变结构增加的质量低于1 0 吨，则 变结构就比固定结构更引人注意。并且当飞行器起飞重量越大，变结构的优越性 就越大，如图2 1 5 所示。由此表明了特定条件下可变结构存在的潜在优势，同时 随着执行机构重量的减轻以及密封技术的进步，大型发动机采用可变结构会具有 更大的优势。 鳓i t - _ 钿_ t - 时 图2 - 1 5 变结构与固定结构潜在的性能比较 理论上，可调型面可以根据来流将流道形状调到最佳来使发动机的性能达到 最优，但是由于工程实际中有一些限制，例如执行机构、空间、密封和受力等因 素，所以不同的设计者会有不同的取舍和考虑而采用一些不同可变结构形式。 2 ，2 3 可变型面形式 1 、固定结构的燃烧室加上可调的尾喷管 这种设计思想将流道前段( 燃烧室) 固定，通过后半段中的尾喷管变化来实 现对来流的适应。对于亚燃，采用拉瓦尔喷管，根据燃烧室中的压强以及飞行高 度，来调节尾喷管喉部面积以及出口面积。对于超燃。则调节为扩张型面。见图 2 1 6 所示。 西北工业大学硕士学位论文 第二章宽范围工作发动机结构调节方式 j d ”副孺 mj _ 舶d 啪岫 寸# p 坤恤 r - 。- c 嘶叫岫 图2 - 1 6 可调尾喷管构型 对于特定的来流条件，从理论上讲，进气量一定，油气比一定，则燃烧室中 的质量流量一定，喉部面积就可以根据流量公式来确定，再根据面积比与压强比 的关系来确定燃气恰好膨胀的出口面积。但是工程实际中，受到空问、密封、以 及操作性等的限制，以上的这种结构难度较大。所以设计者就根据这种思想设计 出不同的形式，将在下一节的一些整体方案中介绍。 2 、燃烧室，尾喷管大范围可调 这种设计思想以法国的宽范围冲压发动机( w r r ：w i d e r a n g e r a m j e t ) 以及 相关的研究为代表。 m a r cb o u c h e z 和v a d i u ml e v i n e 发现高度可变结构发动机的潜在优势后，就 开始了w r r 的研究工作。 m d b a 公司和莫斯科航空学院合作开展的宽范围冲压发动机【1 7 1 埔】【1 9 1 ，是一种 进气道面积o 0 5m 2 ，工作范围为m a = 3 1 2 的双燃料几何可变双模态冲压发动机， 亚燃模态时采用煤油为燃料，超燃模态时用氢为燃料；进气道唇口可调，燃烧室 结构根据弹道实时大范围可调进行优化，发动机采用燃料冷却。 西北工业大学硕士学位论文第二章宽范围工作发动机结构调节方式 图2 1 7w r r 方案图图2 - 1 8w r r 试验机 在w r r 的方案中( 图2 - 1 7 ) ，发动机的出口面积固定，针对不同的来流通过 上壁面的调节来实现燃烧室结构的调节。3 马赫下的亚燃构型( 图2 1 7 上) ，发 动机前段的单壁面扩张角较大。即一个扩压段，在出口处形成拉瓦尔喷管。将亚 燃下的构型通过减小上壁面前端的角度得到6 马赫的超燃构型( 图2 - 1 7 下) ，前 段通道的扩张角较小，便于较好的组织超音速燃烧，后段为大角度的扩张段，实 现超音速流体的加速。 这种多自由度的可变燃烧室构型理论上有好的性能，但是离工程使用还有一 段距离。编号为p i a f 的发动机是w r r 的较小简化型，是仅有一个自由度的变结 构发动机，通过带有固定喉道的外罩水平移动来实现。燃料与w r r 一致，亚燃 采用煤油，超燃采用氢作为燃料。 图2 1 9p i a f 双模态冲压概念图2 - 2 0p i a f 示意及性能圈 ( 低马赫( 上) 以及高马赫( 下) 的直联试验结构) 随着来流马赫数以及飞行高度的增加， 移，与上壁面形成的几何喉道的高度减小， 可移动外罩前移，几何喉道的位置前 出口面积与喉道面积比增加，