林彬彬，潘宏亮，劉 洋

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安 710072)

渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機補燃室燃燒數(shù)值模擬研究①

林彬彬，潘宏亮，劉 洋

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安 710072)

提出了渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機補燃室三股氣流燃燒數(shù)值模擬的方法。分別采用Standard k-ε、k-ε RNG、k-ω SST湍流模型，結(jié)合三維N-S方程、顆粒軌道模型、King硼粒子點火模型、硼粒子燃燒模型建立TSPR發(fā)動機補燃室三維兩相流動燃燒模型。首先，利用本文模型進行冷流摻混分析，確定了試驗發(fā)動機構(gòu)型并進行燃燒試驗，三股氣流形成了穩(wěn)定燃燒;然后，將數(shù)值計算得到的補燃室壓強、特征速度、燃燒效率與實驗結(jié)果進行對比分析，并進行了計算模型可信性分析;文中綜合湍流模型對TSPR補燃室燃燒情況模擬的影響，得出硼顆粒模型是進一步提高含硼三股氣流模擬精度的主要原因。說明本文采用的模型以及與之相匹配使用的方法適用于TSPR發(fā)動機補燃室燃燒情況的分析。采用本文補燃室結(jié)構(gòu)進行試驗，有無硼成分的試驗燃燒效率分別達到82.1%和88.8%，數(shù)值模擬結(jié)果顯示，還應(yīng)進一步改進補燃室結(jié)構(gòu)，以降低總壓損失，促進補燃室壁面附近的空氣參與燃燒，并提高硼粒子燃燒效率。

渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機;補燃室;含硼固體推進劑;數(shù)值模擬;兩相流

0 引言

固沖發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡單，高速狀態(tài)下比沖高，受到廣泛關(guān)注。但固體沖壓發(fā)動機存在兩點不足:(1)不能實現(xiàn)零速起飛，必須在飛行速度達到一定馬赫數(shù)后，沖壓發(fā)動機才能啟動工作;(2)對飛行速度、高度、飛行姿態(tài)等狀態(tài)參數(shù)的變化敏感，影響發(fā)動機性能，飛行包線窄。為了克服固沖發(fā)動機的上述不足，渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機(Turbo-charged-Solid-Propellant-Ramjet，SPR)利用固體燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生碳?xì)淙細(xì)怛?qū)動渦輪帶動壓氣機對空氣增壓，在補燃室內(nèi)與含硼富燃燃?xì)膺M行二次燃燒。TSPR是在空氣渦輪火箭發(fā)動機(Air-Turbo-Rocket，ATR)基礎(chǔ)上，在渦輪后補燃室內(nèi)增加了一路固體燃?xì)獍l(fā)生器來流富燃燃?xì)猓涔ぷ髟砼c加力式ATR相同，相關(guān)學(xué)者對ATR進行了建模與特性研究［1-4］。研究發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機工作參數(shù)的匹配對發(fā)動機性能影響很大［5］。

渦輪增壓固體沖壓發(fā)動機補燃室有兩股不同化學(xué)成分的燃?xì)馀c空氣進行摻混燃燒，燃?xì)饽芊衽c空氣氣流充分摻混形成穩(wěn)定燃燒、硼粒子燃燒的完全程度都直接影響著TSPR這種創(chuàng)新概念的可行性。探索多股氣流摻混燃燒機理，研究穩(wěn)定燃燒的組織方式并進行試驗驗證，是研究TSPR可行性的首要途徑。目前，有關(guān)3股氣流摻混燃燒特性的研究未見公開報道。

本文借鑒固沖發(fā)動機補燃室模擬研究經(jīng)驗，針對TSPR發(fā)動機燃燒情況特點，分別利用3種湍流模型建立TSPR發(fā)動機補燃室三維兩相流動燃燒計算模型，依據(jù)冷流摻混模擬分析結(jié)果確定試驗設(shè)備構(gòu)型，并進行燃燒試驗，將燃燒試驗結(jié)果與TSPR模擬結(jié)果進行對比，分析了不同湍流模型以及硼粒子點火燃燒模型對計算結(jié)果的影響，驗證了建立的TSPR發(fā)動機補燃室數(shù)值模擬模型。

1 數(shù)值方法分析

補燃室內(nèi)的燃燒情況極為復(fù)雜，必須對補燃室內(nèi)流動燃燒進行合理假設(shè)，方能得到合理的模擬結(jié)果。湍流模型和硼顆粒點火燃燒模型非常復(fù)雜，目前沒有能準(zhǔn)確描述真實湍流流動過程和真實硼粒子點火燃燒過程的計算模型，不同的模型對計算結(jié)果的影響很大，目前沒有評價湍流模型和硼顆粒模型的標(biāo)準(zhǔn)，有必要分析湍流模型和硼顆粒模型對計算結(jié)果的影響。

驅(qū)渦燃?xì)獠缓痤w粒，因此本文分別計算驅(qū)渦燃?xì)鈫为毴紵墓r1和驅(qū)渦、富燃兩股燃?xì)夤餐紵墓r2，通過與實驗結(jié)果的對比分析，綜合研究湍流模型和硼顆粒點火燃燒模型對計算誤差的影響。

借鑒固體沖壓發(fā)動機和固體燃料沖壓發(fā)動機相關(guān)研究經(jīng)驗［6-10］，并分析TSPR補燃室內(nèi)流動燃燒的化學(xué)物理過程?？煽吹?，對TSPR發(fā)動機補燃室燃燒情況進行數(shù)值模擬必須解決以下問題。

1.1 燃?xì)饨M分

補燃室內(nèi)有驅(qū)動渦輪做功后的碳?xì)淙剂细蝗挤?，含硼貧氧推進劑產(chǎn)生的富燃燃?xì)饧皦簹鈾C出口的壓縮空氣，存在多種氣相成分和碳、硼及其氧化物的凝相成分，如果將所有成分及化學(xué)方程都輸入模型進行計算，既耗費時間，也可能影響計算收斂性。

1.2 流動過程

進入補燃室時，空氣與兩股燃?xì)饩哂胁煌馁|(zhì)量流率，而且由于進氣方式的區(qū)別，動量大小也不同，各自對流場分布造成影響，直接影響摻混程度，需綜合考慮，選擇合理且經(jīng)濟的湍流模型來描述氣相流動。

湍流具有高度復(fù)雜性，使得湍流的模擬十分困難。每一種湍流模型都有一定的局限性，每種模型所包括的經(jīng)驗常數(shù)也都有其適應(yīng)范圍，同一個模型預(yù)測能力的好壞與其所研究的問題有關(guān)，目前沒有找到能對所有問題都適用的湍流模型。目前，在固沖發(fā)動機內(nèi)流場模擬研究中，應(yīng)用較廣的湍流模型有Standardk-ε、k-εRNG、k-ωSST 3種。本文將利用3種湍流模型分別進行計算，將計算結(jié)果與實驗結(jié)果對比，以評價TSPR發(fā)動機補燃室燃燒模擬的湍流模型。

1.3 燃燒過程

TSPR發(fā)動機補燃室內(nèi)燃?xì)鉁囟却笾略? 340～2 700 K之間，化學(xué)反應(yīng)速率較高，可認(rèn)為氣相化學(xué)反應(yīng)只受湍流流動的影響。因此，選擇Eddy-Dissipation模型，只考慮湍流混合速率對化學(xué)反應(yīng)的影響。

1.4 化學(xué)動力學(xué)模型

TSPR補燃室內(nèi)燃?xì)獬煞謽O為復(fù)雜，各種不同組分間的物理化學(xué)反應(yīng)更復(fù)雜。文獻［6-10］利用簡單一步反應(yīng)模擬固沖發(fā)動機補燃室燃燒情況。文獻［10］分別利用單步反應(yīng)和多步反應(yīng)，模擬了固體燃料沖壓發(fā)動機補燃室燃燒過程，將2種方法計算得到的補燃室內(nèi)壓強、溫度和馬赫數(shù)進行了對比分析。研究發(fā)現(xiàn)，單步反應(yīng)不影響補燃室內(nèi)壓強、溫度和馬赫數(shù)等參數(shù)的分布規(guī)律，兩者計算的燃燒速率規(guī)律一致，在分析補燃室流場總體特征時，可使用簡化的單步反應(yīng)模型。

1.5 硼粒子點火燃燒過程

硼粒子的點火和燃燒機理非常復(fù)雜，不同的研究人員［11-13］對硼粒子的點火燃燒過程進行了研究，并通過各自的實驗和理論分析，提出了不同的點火和燃燒模型。目前，認(rèn)可度較高、應(yīng)用較廣的模型是King［13］提出的點火模型。King模型物理意義相對明確，認(rèn)為硼粒子的點火過程大致分為2個階段:第一階段顆粒表面的氧化層溫度低于B2O3沸點，O2通過液態(tài)氧化層擴散至B與B2O3交界面，并與B發(fā)生反應(yīng)，反應(yīng)產(chǎn)物使氧化層厚度增加，同時反應(yīng)放出的熱量使氧化層溫度升高;第二階段，顆粒表面氧化層溫度達到B2O3沸點，氧化層厚度逐漸減小，直至氧化層消失，從而硼粒子直接與氧氣接觸燃燒。硼粒子顆粒直徑按照均一粒徑處理。

2 計算模型

2.1 簡化假設(shè)

TSPR發(fā)動機渦輪部件結(jié)構(gòu)復(fù)雜，將發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡化為圖1所示構(gòu)型，針對補燃室燃燒情況進行分析研究。

圖1 發(fā)動機補燃室構(gòu)型簡圖Fig.1 Configuration of secondary combustion chamber

TSPR發(fā)動機補燃室3種不同成分氣流進行摻混燃燒，補燃室內(nèi)流動燃燒情況非常復(fù)雜，且流動三維效應(yīng)強。根據(jù)第1章的分析，對補燃室內(nèi)流場作出如下假設(shè):

(1)根據(jù)熱力計算結(jié)果，忽略質(zhì)量分?jǐn)?shù)微小的成分，將氣相燃燒成分簡化為CO、CH4、H2燃?xì)饨M分，顆粒相反應(yīng)物簡化為硼和碳2種顆粒，另有不參加反應(yīng)的B2O3顆粒，燃?xì)饨M分由表1所示;

(2)硼粒子粒徑均布，均一粒徑為10 μm，入口速度與氣相速度相同，粒子與壁面為彈性碰撞;

(3)補燃室內(nèi)氣體為可壓縮理想氣體，符合理想氣體狀態(tài)方程;

(4)忽略重力對流場的影響。

2.2 網(wǎng)格劃分

TSPR發(fā)動機幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，將發(fā)動機分為發(fā)動機頭部、進氣道、進氣段、摻混段、補燃段、尾噴段，對各個區(qū)域分區(qū)劃分網(wǎng)格，對流場復(fù)雜的區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對網(wǎng)格進行局部加密，以提高計算精度，網(wǎng)格總數(shù)為35.2萬。

2.3 邊界條件

驅(qū)渦燃?xì)狻⒏蝗既細(xì)?、空氣均采用質(zhì)量入口條件，保證給定的流量和總溫，出口邊界采用壓力出口條件，壓強設(shè)置為0.101 325 MPa。壁面速度采用無滑移條件，壁面為絕熱壁，與外界無熱交換，壓力及各組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)梯度設(shè)置為零，以冷流計算結(jié)果作為反應(yīng)流場計算的初始條件。2個工況空氣流量相同，總溫均為610 K。顆粒速度由模擬得到的氣相速度確定。

表1 燃?xì)鈪?shù)Table 1 Gas-fired parameter

2.4 氣相控制模型

歐拉坐標(biāo)系下的三維氣相控制方程、3種湍流模型方程具體參數(shù)及意義詳見文獻［14］。

2.5 湍流燃燒模型

燃燒機理采用Eddy-Dissipation模型，氣相化學(xué)動力學(xué)模型采用:

2.6 顆粒軌道模型

在補燃室兩相流燃燒模擬中，描述顆粒相運動應(yīng)用較多的是顆粒軌道模型，在拉格朗日坐標(biāo)系下描述顆粒相運動，把顆粒相看成與流體有滑移的軌道運動的分散群。

笛卡爾坐標(biāo)系下，x方向顆粒受力平衡方程為

式中 右側(cè)項為顆粒的單位質(zhì)量拖曳力。

其中

對3個方向上的受力平衡方程求積分，得到顆粒的速度方程，再對速度方程求積分，即可得到顆粒的軌道［14］。

2.7 顆粒相點火燃燒模型

根據(jù)假設(shè)，硼粒子點火模型為

式中dB、δ、f、Tp分別為硼粒子直徑、氧化層厚度、熔化分?jǐn)?shù)、粒子溫度;RB、RE、RH分別為硼消耗速率、B2O3蒸發(fā)速率、B2O3與水的反應(yīng)速率，其具體表達式及其余符號的含義見文獻［15］。

硼粒子燃燒總反應(yīng)為

碳顆粒燃燒總反應(yīng)為

燃燒速率公式為=πpO2，反應(yīng)速率常數(shù)k=6.662 ×10-5kg/(s·m2·Pa)。

求解定常問題最好的方法就是利用時間相關(guān)算法［16］，求解非定常方程，用時間漸進解趨于定常狀態(tài)。研究補燃室的燃燒情況，關(guān)注的是燃燒穩(wěn)定時補燃室的燃燒效率，本文對非定常方程進行計算，用長時間、流場穩(wěn)定后的計算結(jié)果模擬燃燒過程。

3 計算結(jié)果與分析

3.1 TSPR摻混燃燒試驗

利用本文建立的計算模型進行冷流計算，再利用補燃室某截面上某組分摩爾分?jǐn)?shù)的最大值、最小值、面積加權(quán)平均值、氧氣與燃?xì)獾哪枖?shù)之比，綜合評價摻混度［6］，分別比較了不同進氣道角度、補燃室頭部距離、驅(qū)渦燃?xì)馊肟谂c進氣道距離等構(gòu)型的燃?xì)夂涂諝鈸交煨?，將摻混效率較高的構(gòu)型選定為地面試驗裝置結(jié)構(gòu)。地面直連式TSPR試驗裝置如圖2所示。利用酒精加熱空氣并補氧的方式來模擬空氣來流總溫，通過調(diào)節(jié)加熱火箭后的噴管喉徑來模擬空氣來流的總壓，利用2個固體推進劑燃?xì)獍l(fā)生器分別模擬驅(qū)渦燃?xì)怛?qū)動渦輪做功后的乏氣和含硼富燃燃?xì)?，?個燃?xì)獍l(fā)生器管道內(nèi)加裝噴管，并測量燃?xì)夤苈烦隹谔幍膲簭姾蜏囟?，確保進入補燃室的燃?xì)鈼l件與數(shù)值模擬設(shè)定的邊界條件一致。在1～8測點位置利用壓力傳感器測量補燃室壓強，2個工況發(fā)動機結(jié)構(gòu)相同。

圖2 實驗裝置示意圖Fig.2 Configuration of experiment equipment

3.2 計算與實驗結(jié)果對比分析

(1)補燃室壓強分布

表1工況條件下的補燃室壓強試驗曲線見圖3。2個工況3種湍流模型模擬得到的補燃室壓強曲線與試驗測得的壓強變化趨勢一致，但在數(shù)值上有差異。在1號測點后，氣流經(jīng)過摻混器壓強有一定程度的降低，摻混器造成了總壓損失，摻混器后補燃室壓強保持穩(wěn)定。TSPR補燃室摻混器前后壓強變化較大，摻混器下游壓強基本不變。

圖3 補燃室壓強分布曲線Fig.3 Static pressure profile along centerline of afterburner

表2給出了3個模型補燃室壓強均方根誤差。工況1的3種湍流模型得到的壓強分布與試驗值偏差在1%以內(nèi)，工況2的3種模型模擬得到的補燃室壓強變化趨勢一致，模擬值之間相差不大，與試驗值誤差在4.5%以內(nèi)。本文研究的焦點是TSPR補燃室內(nèi)遠離壁面的不同氣流之間的互相影響，是湍流充分發(fā)展的流動，不同湍流模型模擬結(jié)果雖有差異，但對結(jié)果影響不大，誤差的主要來源需結(jié)合燃燒效率進一步分析。

(2)燃燒效率

利用特征速度定義燃燒效率，定義特征速度:

式中pc為噴管入口總壓;At為噴管喉部面積;為補燃室出口質(zhì)量流率。

表2 補燃室壓強均方根誤差比較Table 2 Root-mean-square deviation of afterburner static pressure

式中ηi為3種湍流模型分別模擬得到的燃燒效率。

表3給出了2個工況的特征速度及燃燒效率。2個工況不同湍流模型計算結(jié)果相差不大，工況1模擬燃燒效率與實驗值誤差較小，工況2模擬值與實驗值相對誤差為6%左右。由于含硼推進劑熱值較高，對硼顆粒的點火燃燒過程的模擬對計算結(jié)果的影響很大。相比之下，湍流模型對計算結(jié)果的影響很小，誤差的主要來源是硼顆粒點火燃燒模型的準(zhǔn)確程度。

表3 燃燒效率Table 3 Combustion efficiency

工況1燃燒效率的實驗值和模擬值均高于工況2。一方面，由于工況1的補燃室壓強相對較高，有利于提高燃燒效率;另一方面，工況2氣流中含有硼顆粒，燃?xì)鉀]有得到合理的組織燃燒，需進一步研究提高燃燒效率的方法。

(3)流場分布

采用相對誤差最小的SST模型，工況1和工況2摻混燃燒區(qū)域數(shù)值模擬的溫度與氧氣分布見圖4、圖5，可比較分析補燃室中反應(yīng)集中發(fā)生的區(qū)域。

圖4 補燃室溫度分布圖Fig.4 Temperature distribution of afterburner

圖5 補燃室氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布圖Fig.5 Mass fraction distribution of afterburner

工況1只有驅(qū)渦燃?xì)夂涂諝?，中軸線上溫度最高、氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)最小，燃?xì)饧性谘a燃室中軸線上進行燃燒。隨著反應(yīng)的進行，在補燃室下游燃?xì)鉁囟冗_到最高，燃?xì)饽芊€(wěn)定地燃燒。溫度分布呈環(huán)形，溫度分布交界面邊界清晰，說明燃?xì)鈨H在燃?xì)馀c空氣交界面上發(fā)生反應(yīng)，補燃室壁面附近氧氣濃度較高，這一部分空氣與中軸線上的燃?xì)鈸交烨闆r不理想，沒有得到充分利用，仍有進一步提高燃燒效率的空間。

工況2補燃室具有3股氣流，驅(qū)渦燃?xì)獾牧髁恐挥泄r2流量的38%。因此，中軸線溫度低于工況1的溫度。經(jīng)過摻混器后，富燃燃?xì)庠隍?qū)渦燃?xì)獾呐詡?cè)燃燒，在補燃室下游，高溫區(qū)域向富燃燃?xì)庖粋?cè)偏移，反應(yīng)主要集中在偏向富燃燃?xì)獾囊粋?cè)。相比工況1，2股燃?xì)饪筛玫乩醚a燃室內(nèi)不同區(qū)域的空氣，有利于提高燃燒效率，但需合理組織燃?xì)馄ヅ潢P(guān)系，提高硼顆粒的燃燒效率。

4 結(jié)論

(1)對比分析模擬與實驗結(jié)果，對于湍流充分發(fā)展的TSPR補燃室內(nèi)流場，3種湍流模型對計算結(jié)果影響不大，硼顆粒點火燃燒模型與真實情況的差距是造成誤差的主要原因。

(2)數(shù)值模擬和實驗測得的補燃室壓強趨勢一致，摻混器前后補燃室壓強變化較大，摻混器造成了一定的壓強損失，摻混器后壓強基本不變。

(3)工況2補燃室壓強模擬值與實驗值的均方根誤差為4%左右，鑒于硼顆粒燃燒模擬的復(fù)雜性，在當(dāng)前模擬水平下，計算誤差尚在可接受范圍內(nèi)，數(shù)值計算結(jié)果可用于指導(dǎo)TSPR發(fā)動機設(shè)計和試驗。

(4)補燃室壁面附近氣流溫度較低、氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)較高，溫度和氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)與空氣基本相同，說明這部分空氣沒有與燃?xì)獬浞謸交?，需研究燃燒增強技術(shù)，進一步加強摻混效果，提高燃燒效率。

(5)在同樣的發(fā)動機結(jié)構(gòu)、空氣流量條件下，含硼推進劑的工況2比只有碳?xì)淙細(xì)獾墓r1燃燒效率低，說明硼顆粒燃燒不充分，需進一步研究提高硼顆粒燃燒效率的方法。

［1］Pan Hong-liang，Zhou Peng.Performance analysis of liquid air turbo rocket［R］.AIAA 2008-0070.

［2］Pan Hong-liang，Zhou Peng.ATR performance improvement based on optimization technique on components matching［R］.AIAA 2009-0717.

［3］屠秋野，陳玉春，蘇三買，等.固體推進劑吸氣式渦輪火箭發(fā)動機的建模及特性研究［J］.固體火箭技術(shù)，2006，29(5).

［4］潘宏亮，周鵬.液體空氣渦輪火箭發(fā)動機建模與仿真研究［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報，2009，27(4).

［5］潘宏亮，林彬彬，劉洋.加力式空氣渦輪火箭發(fā)動機特性研究［J］.固體火箭技術(shù)，2010，33(6).

［6］霍東興，何國強，陳林泉，等.固沖發(fā)動機補燃室冷流摻混效果與燃燒效率對比研究［J］.固體火箭技術(shù)，2006，29(5).

［7］王德全，夏志勛，胡建新，等.固沖發(fā)動機沉積數(shù)值模擬與實驗研究［J］.固體火箭技術(shù)，2009，32(1).

［8］胡建新，夏志勛，王志吉，等.非壅塞固體火箭沖壓發(fā)動機二次燃燒室進氣方案研究［J］.固體火箭技術(shù)，2004，27(1).

［9］張磊.增程固體火箭發(fā)動機補燃室燃燒特性研究［D］.南京:南京理工大學(xué)，2009.

［10］林小迪.固體燃料沖壓發(fā)動機工作過程是指模擬研究［D］.南京:南京理工大學(xué)，2011.

［11］Macek A，Semple J M.Combustion of boron particles at atmospheric pressure［J］.Combustion Science and Technology，1969(1).

［12］Yeh C L，Kuo K K.Ignition and combustion of boron particles［J］.Progress of Energy and Combustion Science，1996，22(3).

［13］Merill K King.Ignition and combustion of boron particles and clouds［R］.AIAA 82-4174.

［14］鮑福廷，黃熙君，張振鵬.固體火箭沖壓組合發(fā)動機［M］.北京:宇航出版社，2006.

［15］Merill K King.A review of studies of boron ignition and combustion phenomena at atlantic research corporation over the past cecade［C］//Kennneth K Kuo.Combustion of boron-based solid propellants and solid fuels，Boca Raton:CRC Press，1993:1-80.

［16］John D，Anderson J R.Computational fluid dynamics:The basis with applications［M］.北京:清華大學(xué)出版社，2008.

Numerical simulation of the reacting flow field in afterburner of turbo-charged solid propellant ramjet

LIN Bin-bin，PAN Hong-liang，LIU Yang
(Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory ，Northwestern Polytechnical University，Xi＇an 710072，China)

A method to simulate the reacting flows in the afterburner of Turbo-charged Solid Propellant Ramjet(TSPR)was proposed.Numerical simulation model of three-dimensional two-phase flow field of TSPR was established by integrating three-dimensional N-S equation，particle trajectory model，King＇s model of boron particles ignition，combustion of boron particles model，and turbulence model as well.Standard k-ε model，k-ε RNG model，and k-ω SST two-equation model were applied respectively in the paper.The configuration of TSPR was based on simulations of cold flow upon various mixing structure and then combustion experiments were carried out.The numerical simulations were validated by comparing the predicted and tested results for static pressure profile along the centerline of the secondary combustion chamber，the characteristic velocity of the motor and the combustion efficiency.It is shown that simulations in the paper can be used in the development of TSPR and the numerical model improvements depend mainly on the ignition and burning model of boron particle.The experiments show that the combustion efficiencies are 88.8%for case 1 with boron and 82.1%for case 2 without boron respectively.It is also found out through numerical simulations that the structure of afterburner should be improved further to reduce the loss of the total pressure，promote the combustion near the wall of the afterburner，and improve，the combustion efficiency of boron.

turbo solid propellant ramjet;secondary combustion chamber;boron-based propellant;numerical simulation;two phase flow

V430

A

1006-2793(2012)04-0468-06

2012-01-04;

2012-02-03。

林彬彬(1985—)，男，博士生，研究領(lǐng)域為航空宇航推進理論與工程。

(編輯:崔賢彬)