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^[1-8],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^[9-14],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^[15-17]较早建立了RBCC发动机全模态性能分析软件SCCREAM,并应用于H₂/O₂单级入轨飞行器概念方案设计^[18],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H₂燃料,并且未考虑黏性影响及部件损失^[19]。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^[20],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H₂/O₂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^[22-23],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H₂/O₂推进剂的Hyperion计划RBCC发动机^[24]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H₂/O₂模型发动机引射模态性能分析^[25]。

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H₂/O₂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Ma₀=0～8范围分别采用煤油/O₂、CH₄/O₂、H₂/O₂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。

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Ma₀=0～8范围采用煤油/O₂、CH₄/O₂、H₂/O₂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。Ma₀=0～2范围内,H₂推力、比冲约是煤油燃料的1.40倍,CH₄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。Ma₀=2～8范围内,H₂推力约是煤油的1.28倍,比冲约是煤油的1.43倍; CH₄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。Ma₀=2～8范围内,H₂推力约是煤油的1.14倍,比冲约是煤油的2.73倍; CH₄推力约是煤油的0.97倍,比冲约是煤油的1.17倍。