火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上，数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程，分析了引射模态流道中的复杂流动结构，从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理，讨论了RBCC实验模型的混合性能，最后与实验结果进行了比较，二者吻合较好，这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

构型及二次燃烧对RBCC引射模态推力性能的影响

提出了掺混度模型并数值研究了五种构型和两种燃烧组织模式对RBCC发动机引射模态推力性能的影响,其中改进构型获得了推力增强.得出如下结论:(1)在引射掺混的前段,掺混过程主要由一次流喷管结构决定.而在引射掺混后段,后体构型对掺混过程影响较大.(2)获得较高掺混速率、较优引射比并在掺混过程中产生高于环境压强的流动状态是改进构型获得推力增强的两个重要因素.(3)与SMC燃烧组织模式相比,改进构型的SPI模式有效延迟了二次燃烧,不仅提高了燃烧效率而且没有使引射比过度下降.     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅰ)瞬时掺混燃烧流场的数值模拟

针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型，Mα在0—1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征，并对其Mα0—1范围的性能进行了分析，结果Mα在大于等于0．7范围内获得了推力增强。结论认为该种构型的组合发动机适用于作为机载导弹的动力装置，而更低马赫数范围(包括Mα＝0)内的推力增强取决于多种因素的优化匹配。     

一次火箭参数对RBCC引射模态性能的影响

应用经过校验的三维湍流有限体积数值算法，对引射模态下RBCC模型不同一次引射火箭结构和工作参数条件下的多种工作状态进行了模拟。结果发现：提高一次火箭燃烧室工作压强，二次流量增加，系统推力增加，混合效果增强；一次火箭喷管形状直接影响引射掺混效果，但在保证足够一次流量的前提下，方形管道中可以使用锥形一次喷管，不会带来性能上的较大差异；一次火箭喷管数目增加，掺混质量提高；一次喷管扩张半角的改变不会影响二次引入流量，但会影响掺混效果和一次火箭自身推力；一次喷管面积膨胀比的变化，不会影响二次引入流量．但会改变混合效果。     

RBCC引射模态准一维性能分析模型

基于准一维非稳态流动方程建立了RBCC引射模态性能分析模型，充分考虑壁面摩擦、有限速率化学反应和质量添加等因素。模型采用MacCormack格式求解，很好的解决了计算引射比、考虑环境压强等问题。与实验结果的对比表明，本模型计算结果的相对误差为5％～9％，发动机内的压强分布与实验结果基本一致，本模型可用于RBCC引射模态性能分析。     

基于分析法的RBCC引射模态能量利用规律

为实现RBCC(火箭基组合循环)节约燃料的目的,基于分析法,研究了引射模态下发动机典型部件和系统能量利用与转化的规律。结果表明:引射火箭在RBCC发动机主体部件中损失最大,效率最低(48%~62%);发动机效率随来流马赫数的增加而不断增大,当来流马赫数小于2.5时,增长速度缓慢;当来流马赫数大于2.5时,增长速度加快;作为一种能量经济性指标,突破了以往基于热力学第一定律的发动机性能分析的局限性,通过单一参数将进气道、引射火箭和混合室等独立部件耦合起来,可全面评价组合循环发动机能量综合利用的性能,指导发动机设计和能量优化工作。     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场，详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响，发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量，从而也主要确定了发动机的性能，其中构型因素主要决定了掺混的质量，从而决定了低速模态的性能。     

RBCC引射/亚燃模态过渡工作过程数值模拟

针对模态过渡过程中的瞬变特性,开展了引射/亚燃模态过渡工作过程中的RBCC进气道/燃烧室一体化数值模拟,计算比较了四种不同的模态过渡方案,分析了模态过渡工作过程中流动、燃烧模式和进气道状态的瞬变过程,研究结果表明:(1)推力产生较大波动的主要原因是燃烧室内燃烧/流动参数匹配性差和在流动方向上燃烧放热间断引起的;(2)主火箭保留的燃气在模态过渡过程中起到了火焰稳定和自持燃烧的作用,保留合理流量的燃气不仅可以缩短模态过渡时间,而且可以提高发动机的比冲;(3)提出了通过调节燃料喷注策略和主火箭节流方式实现模态平稳过渡的方案,并对该方案进行了数值验证,可望为进一步的实验研究提供了燃烧控制方法。     

多模态RBCC主火箭室压对引射流动燃烧影响研究

为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。     

RBCC火箭引射模态热力壅塞研究

运用理论分析和实验研究相结合的方法对火箭引射模态下实现热力壅塞进行了研究.建立了用于实现热力壅塞可行性分析的理论模型,分析了燃烧室通道面积变化规律、加热方案、一次火箭与二次流掺混后的气流参数等对实现热力壅塞的影响,提出了判别能否实现热力壅塞的临界马赫数准则.理论计算和实验研究结果表明,碳氢燃料发动机在地面静止状态下难以实现热力壅塞,在一定飞行状态下可以实现热力壅塞.通过地面直连实验实现了来流马赫数为1.2条件下的热力壅塞及其主动控制,壅塞位置的调节范围达到了燃烧室长度的1/4.      

中心支板参数对RBCC发动机性能影响研究

针对某宽域加速飞行任务下RBCC发动机中心支板主要几何参数设计问题,采用全流道一体化数值模拟方法,在Ma 0.4-6速域内研究支板阻塞比、顶角及长宽比等参数对发动机引射、亚/超燃模态的性能影响规律。结果表明,随着阻塞比增大,各模态下空气流动受压缩作用增强,燃烧反应更加充分,发动机总推力有0.13%-5%的提升;随着顶角增大,除Ma 2.5工况由流道截面构型变化引起激波形成外,增强的支板前缘激波使得燃烧反应位置较为集中,燃料喷注贯穿主流深度提高,较为充分的燃烧释热使得发动机总推力有2.2%-5.7%的提升;随着长宽比减小,在Ma 0.4-4条件下,增大的流道面积有利于煤油横向扩展,较好的氧燃掺混使得发动机总推力有2%-4.8%的提升,而在Ma 6条件下,支板前缘激波的减速增压作用逐渐减弱,发动机总推力可降低5.2%-7.1%。所得结论可为RBCC发动机中心支板设计参数选择提供依据。     

煤油燃料RBCC亚燃模态掺混与燃烧数值模拟研究

为了探索RBCC(Rocket Based Combined Cycle)亚燃模态条件下掺混燃烧性能,对多种工况进行了数值计算。对比分析了各工况下的燃烧室压力、掺混反应效率、总压损失等参数来分析燃烧室内部特性的变化。从数值模拟的研究中可以发现:由于RBCC亚燃模态的特点,一次火箭高温羽流,使得喷注的燃料能够有效地雾化蒸发,通过支板的混合增强作用能有效地提高煤油燃料的掺混能力,凹腔又适当的延长了煤油在燃烧室的停留时间,形成有效的火焰稳定区域,两种有效的火焰稳定方式的结合能实现液体燃料稳定有效的燃烧,而且双凹腔前后组合也能提高燃料的掺混燃烧能力。从计算中还可以发现,合理地布置支板与凹腔的相对位置能提高燃料的掺混反应效率,实现燃料的充分燃烧,并对燃烧性能提高有明显的帮助。     

基于亚燃RBCC构型的引射模态一次火箭节流策略研究

为了探究亚燃RBCC构型在引射模态下的性能表现和一次火箭节流规律,本文基于一设计点为亚燃模态的RBCC构型,开展了进气道/燃烧室一体化内流道的数值模拟工作,分析了一次火箭流量变化对进气量、流道压力分布、推力和比冲的影响,最终给出了引射模态下一次火箭的节流策略。结果表明：引射模态下,一次火箭流量调节对RBCC性能的影响非常复杂,且规律性和一致性较差;在亚声速引射模态,建议一次火箭以大流量工作,暂不考虑比冲性能;在超声速引射模态,建议一次火箭以小流量工作;为了提升进气道启动点附近RBCC的比冲性能,建议尝试二次燃料的喷注燃烧,但必须充分考虑对进气系统的不利影响。     

RBCC发动机火箭出口结构热防护研究

基于目前RBCC组合发动机开展了火箭出口位置结构热防护的研究,该发动机结构形式为火箭从冲压发动机燃烧室侧壁嵌入,火箭出口紧贴冲压发动机燃烧室壁面。火箭出口超高温、高热流、冲刷大的特点,导致该位置热环境非常严酷,为了探索火箭出口位置热防护结构,开展了三种结构热防护方案的试验研究。研究结果表明,石英/酚醛内壳和高温合金外壳复合结构热防护方案能够满足30s量级的地面试验,能够满足火箭出口恶劣环境的热防护要求。研究结果还表明,热防护材料至关重要,高温合金材料不适合应用于火箭出口热防护;高硅氧/酚醛材料虽然基本能满足试验的热防护需求,但其抗烧蚀性能略低,尤其当材料完全炭化后产生的强度降低、收缩、分层、热导系数增加等问题,在更长时间试验中会导致热防护失效,针对这些问题,本文提出了进一步研究建议。     

用小支板及凹腔组合提高火箭冲压组合发动机的燃烧性能

为了研究RBCC亚燃模态的高效稳定燃烧,对小支板及凹腔结合的火焰稳定及燃烧组织方式进行多次试验研究,结果表明,凹腔与支板的火焰稳定及燃烧组织方式能有效地改善燃料的燃烧性能,提升燃烧室压强,凹腔与支板相对位置对燃烧的放热位置及燃烧性能也有影响。为了进一步研究燃烧流场内部参数变化,选取其中一种试验工况进行数值模拟,结果表明,在RBCC混合燃烧模式中,采用支板与凹腔组合的火焰组织及稳定方式,能够在较短距离实现煤油的高效燃烧,获得较好的燃烧性能,并且可以从中发现热力喉道的形成与凹腔的后斜壁收缩有关联,在实现稳定高效燃烧的条件下,获得直扩的双模态燃烧室内较为稳定的热力喉道。     

脉冲爆震火箭发动机引射模态的起爆实验研究

为实现脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态下主爆震室的起爆,采用航空煤油和氧气作为推进剂,设计了PDRE引射模态的模型机,采用压电传感器测量主爆震室中爆震波的压力和速度.在主爆震室中成功实现了5 ～8Hz稳定连续的爆震,爆震波的峰值压力能够达到3MPa,爆震波以1600～ 2000m/s左右的速度在主爆震室中传播.实验结果表明:PDRE引射模态下主爆震室的DDT距离,远低于常规高能电喷起爆下的两相PDRE的DDT距离;高频PDRE引射模态下主爆震室的起爆难度加大;加长主爆震室、末端增加收敛段可以提高引射模态的爆震性能.     

基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究

针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析.实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧.通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的“热力壅塞”;通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧.研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率.论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化.