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                一种单级入轨火箭发动机概念──气动塞式喷管发动机

                放大字体  缩小字体 发布日期:2017-07-26  来源:中国汽车用品←网  浏览次数:6548
                核心提示:  入轨↘的火箭发动机概念――气动塞式喷管发动机,并给出了有关气动塞发动机的概念分析、研究进展和工作展望。  1背景需求先进的天地往返运输系统是一切空间〒活动的支撑点,它影响到科学研究、空间探测、商业应用和国家安全等□诸多方面,因此◇一直是世界各国航天计划的核心部分。1996年7月2日美国副总统Gore宣布新一代可重复使用发射运载器计划选定了VentureStar为◣优先方案,从而正式启动了X-33计划的第

                  入轨】的火箭发动机概念――气动塞式喷管发动机,并给出了有关气动塞发动机的概念分析、研究进展和工作展望。

                  1背景需求先进的天地往返运输系统是一切空间活动的支撑点,它影响到科学研究、空间探测、商业『应用和国家安全等诸多方面,因此一直是世界各国航天计∑划的核心部分。1996年7月2日美国副总统Gore宣布新一代可重复使用发射运载器计划选定了VentureStar为优先方案,从而正式启动了X-33计划的第二阶段工作,这也显示了■美国航天局(NASA)对研制天地往●返运输系统的新策略与新方针。Goldin局长指明它“有可能使航天发生革命性的变化”,而空间运输部主任Payton则强调“我们不怕冒风险”W.航天界专家们经过多年论证,一致认为进入低地球轨道(LEO)的zui好╳方式是研制一种可完全重复使用的发射运■载器(RLV)。VentureStar便是一种高度一体化的RLV系统,其基本构架为:“升力体运载器(liftingbodyvehicle)+直排型气动塞式喷管发动机(linearaerospikenozzleengine)”,如所示。气动塞式喷管发动机,亦可称气动塞发动机(aerospikeengine)或简称为气』动塞(aerospike),是一种高效①的新型火箭发动机。

                  它的长度只有常规钟型火箭发动机的四分之一,重量只有航天飞机一个主发动机♀(SSME)的三分之二它可以充塞在升力体尾部结构内,并具备高程自动补偿能力。采用气动塞发动机的发射运载※器可以实现》结构紧凑、体积小、重量轻以及单级入轨→(SST0)的目标,还可以减少由于采用固体火箭助推器而排放大量的A1203颗粒、C0/C02气体以及含氯化合物所造成的火箭发射♂对地表、同温层、臭氧层及地下水等环境的污染与破坏。

                  众所周知,推进是新型发射运载器研制成功的关键,或者说,“动力先行”是一个重要的原国家自然科学基金(19882006)及中科院力学研究所所长基金资助项目多格灌置贮Gr/K夏旮料M内栲复▽合相料外翼/ISMM脞料载★薷臆一体化透※/NUMAM一氲舍树料复舍MMM力塞MH)re丨采用k排型气动式动机的垠a入轨航↘天飞行。这是因为,首先,运栽器能够发射的载荷大小取决于发动机的性能;其次,推进系统的重置决定了可重复使用发射运载器的质量分数;第三,到B前为止发射失︾败件的70%都是由于推进系统不正常造成的,这个研究高潮期将从90年代中期开始并持续到〓21世纪初下面首先简要介】绍6070年代有关气动塞发动机的研究结果,然后给出一些近期的进展。

                  3.1直排型气动塞发动机性能表3和表4分别给出Rocketdyne在19701973年间进行直排型02/H2发动机试车台热试点火实验中给出的主要性能数据在◥表3中,现场实测值ζ 是选取1次典型々结果,而设计额定值则是指在给定的发动机燃♀烧室压力←(Pc)、混合比(Mi)和燃料泵入口温度(T)等标称值下计算的性能,在表4中则给出3次典型测试数据。在直排型气动塞发动机试车台的点火热试中还研『究了各种参数(例如混合■比Mi,压比Pc/Pa以及二次流量也/<)的变化对发动机性能的↑影响,分别给■出了比冲、特征速度效率、燃烧效率和底部压力等性能与上述参数的关系曲线。对直排型气动塞发动机热点火实测数据进行归纳推导后可得知:当发动机运行在朽=7717kPa,=5条件下,地面比冲s=345.5s(误差±1.62%),而真︽空比冲/s =455.7s(误差±1.26%),此时□实测压力恳=94.88kPa;当发动机运行在Pc =115以及=101.28kPa条件下,特征速度效率=99.3%.表3直排型气动塞发动∞机试车台表4直排型气动塞发动机试车台No.1实性能典型值与设计性能比较No.2实测性能现场实测值设计额定值试验编号1.发动机性能推力/kN混合比比①冲/s氧化剂流量/kgs-1燃料流量/kgsi燃料流量/kgs-1总流量/kgi1总流量/kgs一1环境背景/kPa 2.推力☆室性能(平均)2.推力室性能混合比喷注器静□ 压/kPa喷管特征速度喷注器特征速度喷管特征速度效率/%氧化剂总流量/kg-s-1氧化刑总流量/kg-1燃料总流量/kgs-1总流量/kg.s-1总流量/kg‘s-1喉部总面积标准值/cm2喉部◣总面积校准值/cm2膨胀比(估计)膨胀比(估计值)3.2环排型气动塞发动机性→能表5给出Rocketdyne在19661967年间进行环型02/H2气动塞发动机╳热试中给出的lllOkN推力※室的性能参数,其中给出了三次典型的实测数据,包括喷管效率和底部压力随压比的变化特性等。由于试验时间太短(一般均↓不超过Is)以及燃料泄漏等问题,这些试验得到的燃烧效率和比冲是偏低的。Rocketdyne在19721974年间还进行过环①排型2/H2气动塞发动机▲热试车评估,但规模较小(110kN推力),给出了实测性能曲线。它们表明:在高空条件下,推力室效率G为98.2%,燃烧效率(7为99.4%(平均值),而真空∩比冲为480s.正是在这些工作基础上,Rocketdyne正式对外界发布→了气动塞发动机的性能参数(表6),其中“环排型”采用『圆截面喷管,而“直排型”则采用矩形截面喷管。

                  表5 1110kN飞行横块推力室性能实测数▓据表6气动塞喷管发动机性能水平试验序号发动机类型直排型环排型试验时间/s真空比冲/s循环方式气体发生器比冲效率(真空)推力/kN燃烧效率推进剂喷管效率(真空)环境压力/kPa冷⌒ 却剂喷注器压力/kPa燃烧室压力/kPa发动机混合比混合比喷注▽器混合比推力/kN面积比氧※化刑总流量/kgf1比冲/s燃料总流量/kgs-1篼空喉部面积校准值/cm2喷管面积比海平面3.3完全可重复使用发射运载器(RLV)进入90年代,由于冷战时代的结束和全球经济竞争的加剧,NASA迫于政府拨款减缩的形势而不得不调整其〗空间政策。Goldin局︾长不主张“大空间”计划而强调研制好的▼发动机。他指出“如果发射运载器失败,你就失㊣去一切”,并说“我希望发射系统在速度上要快10倍,在性能上要好10倍,在价格上要便宜10倍。我们希望火箭发动机能够运行数千次而只需维修∏几次;我们希望航天器能够像ㄨ飞机一样工作――只要化几分钟或几小时加油后便能重新起飞”7)。基ζ 于这种空间政策,NASA撤消了“先进固体火箭助¤推器”等研究计划,布署了“可重复使用发射运载器(RLV)计划RLV计划的目标是显著降低进入低地球轨道(LEO)的空间运输费用(从22000/kg降至220/kg),它包括DC-XA,X-34和X-33等,相应的运载器速度分别为亚声速(M0.3)、超声速(M8)和高超声速(M15)。Payton主任表示还可能『安排X-40计划18,24,25,971.这样,到2000年世纪◥之交时,NASA将具备3类发射装置71:(1)小型发射装置(如X-34等),可发射小于2700kg量级↓的载荷;(2)中型发射装置(如Atla,Titan,Delta等),可发射篼达11000kg量级的载荷;(3)大ぷ型发射装置(如X-33等),可替代目前的航天飞机完成载人及运货等使∩命。

                  X-33是美国一个完全可重复▓使用的发射运载器,耗资9.6亿美元(LockheedMartin公司本身还要投资2.2亿美元产吹到目前为止,直排型气动塞发动机从未在实际的飞行器上工作过,甚至在选定时尚未试验过真实尺寸的发动机。但是,Payton主任说明了NASA选择aerospike的意图:“它(指LockheedMartin)计划研制一「种新型气动塞式发动机,而其它№两个竞争者∩(指McDonnellDouglas和RockwellInternational)则建议采用航天飞机主发动机的衍生型”这充分表☆明了NASA希望为空间发射界带来更多新技术的决心,当然这个决定更具风险性。因此,在NASA的X-33第二阶段合同中,除了研制X-33演示飞行器外还包括一个RLV技术计划,要开展一个更大的气动塞发动机样机的热点火试验【,以及石墨环氧液氧罐的腐蚀试验另外,如前所述,当X-33运载器方◣案尚在竞争时,NASA方面▅便安排了→LARSE计划来研究装有气动塞发动机的运载器在飞行中的机动性、稳定性以及声障期间可能出现的失稳现象等,现已进行过风洞试验并已分别在1997年10月31日和12月19日进行了两次飞行试验近两年的工作表明X-33飞行发动机的研制工作有很多技术上的困难,特别是液︻氢燃料贮箱的制造等问题。因此,X-33演示飞行器首次飞行的时间一再╲推迟,目前估计将在2000年7月份进行1叫。

                  显然,气动塞发动机能否成为下一代的可重复使用发∑射运载器的推进系统,还存在着相当大的技术风险,涉及到可行性和可靠性两类问题因而人们同时亦在探讨一些其它不同的概念与方案,如assistedorbiter,assist(expendable)stage,以及HRST计划等而︻美国空军则主张采用保守方案,实施EELV计划,即发展渐近型不可重复使用发射运载器(EvolvedExpendableLaunchVehicles),其目标是将发射费用降低一半左右i,i2113. 4工作展望从√→90年代末的研究『水准来看,气动塞发动机的研究在实验和理论两个方面均有待深入:(1)实验方面,不论是冷流和热流试验,目前只有总体性能的结果,几乎没有关于喷管壁面压力或流分布等细致结构的数据;(2)理论方面,主要是∑ 基于特征线方法,采用无粘△流体力学方程进行了分析,缺少有效的柱塞底部区和尾迹区的数值模拟因此,气动塞喷管的气动力学还有若干需要解决的科学问题(1)气动塞zui具吸引力的特点一篼程补偿能力根源于燃气射流的外膨胀但这个物理机制同⊙样导致了气动塞喷管的运行对运载飞行器外部绕流的当地●变化十分敏感,特别是当飞行在跨声速区域时,外部绕流︾会通过滑移效应造成气动塞性能的退化。另一方面,外部绕流与发动机羽流之间的相互作用又会影响运载器的运行,特别是飞行在亚声速区域时,羽流会卷吸外流,从而改变运载器后体的气动特性如何获得羽流-外流∏相互作用的数据,这类的风洞试验十分@困难,特别是关于羽流对运载器气动特性的效应而且,现已发现冷流试验结果无法真实反映羽流-外流相互作用效应;此外,目前人们亦未有得到验证的CFD计算程序来正地捕捉飞行条件下气动喷管流♀场结构。(2)气动塞喷管可以设◥计为大面积比结构(面积比可高达150200),从而可◥实现很高的真空性能又保持接近zui佳状态的低空性能但人们◥发现,事实上气动塞喷管在低空处依然可能像钟型喷管那样发生流动分离,而且高空处有效面积比亦会受到限制特别是喷管壁面粘性效应造成的流动分离对气动塞发动机的运行有较大的影响因此,如何从实验中获得流动分离△条件并从计算◥中正确预报分离点,前者涉及到细致的模型设计和特殊的实验手段,后者涉及到近壁区湍流模型的选取。(3)气动塞喷管与钟型喷管的不同之处是设有中心柱塞截短的柱塞可使喷管的长度和重量显著减少,但由此造成了气〓动塞喷管流场结构十分复杂特别是从喷管各个角点处产生的激波和柱塞下游的尾迹会影响气动塞喷管的运行》状态,这是常规钟型喷∩管设计和运行中无需考虑的这里,尾迹的开启和闭合是决定气动塞发动机性能的重要因素,如前所述,一般希望发动机尽可能长时间运行在闭尾迹工况现有的研㊣究表明:尾迹闭合大约在压比等于设计压比值的20%50%时。它不仅与喷管面←积比和柱塞长度等几⌒ 何参数有关,还强烈依赖于燃气本身的》特征,例如气体比热比越小尾迹闭合就发生得越早(低空)这样显然要采用热试才能正确给出尾迹闭合的数据,而热点火试车只能在地面进行,飞行试验又十分昂贵因此,如◇何发展一个有效而廉价的实验手段来模拟燃气特性是需要◢解决的问题(4)大膨胀比的高温燃气动力学涉及到多组分气体的热力学与化学非平衡效应,篼温↑介质的传热机制涉及到对流、传导(特别是液氢液氧发动机通常▽采用再生式冷却)和辐射等多种因素,运载器外部绕流的滑移流效应会影响燃气射流的膨胀过程,激波与边界层╳的相互作用可能导致柱塞表面的高热流点和流动分离点的出现,如何给出合理的理论和数值模型是关系到喷管流场和性能预︻报正确与否的关键。(5)近年来,计算机和计算技术的迅速发展使得CFD成为一个对气动塞喷管流动进行数值模拟强有力的工具。但是,气动塞中的流动对CFD提出许多新问题,诸如流场结构的几何尺度有若干个数量级的差异(喉部尺寸量级□ 为毫米而喷管长度量级为米),流动♂区制涉及到物理特征全异的亚声速、超声速和回流、尾流等流◥动,流场内存在着△多个奇点或间断面(激波、接触面),直排型气动塞发动机等构型的三维效应十分显著,而且粘性及湍流效应必须计入才能给出真实的预报。因此,如何发展一个篼效★、精确并得到实验验证的计算软件(包括网格生成)是『一项艰巨任务。

                  总之,到目前为止,气动塞喷管性能的预报理︾论和气动塞发动机的标准设计方法尚需进一步工作我们应当着力发展严格的分析方法并形成一种交互式设计体系现代的设计方法应当基于计算流体力学(CFD)分析,能够快速有效地进行推进系统和运①载器系统的气动力与气〓动热分析,给出喷管结构和运行条件与性能参数的定量关系,以々及发动机与机身一体化效应。因此期望通过气动塞喷管气动力学基础研究,逐步形成一套经过风洞试验验证的优化设计软件

                 
                 
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