林彬彬，潘宏亮，葉進(jìn)穎，鄒祥瑞，王超月

(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)

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多模態(tài)RBCC主火箭混合比對引射流動燃燒影響

林彬彬，潘宏亮，葉進(jìn)穎，鄒祥瑞，王超月

(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)

針對寬范圍飛行的二元中心支板式構(gòu)型，采用發(fā)動機與飛行器前后體集成的全流道數(shù)值模擬計算方法，研究了主火箭混合比對RBCC引射模態(tài)超聲速飛行階段燃燒室流動燃燒及發(fā)動機性能的影響。結(jié)果表明，主火箭混合比為2.4無二次燃料噴注時，燃燒室出口氣流平均總溫最高，恰當(dāng)比和貧燃主火箭可通過二次燃燒組織獲得高于主火箭富燃工作情況下的總溫，主火箭混合比影響主火箭射流溫度，并通過與引射空氣的摻混燃燒，與二次燃燒共同決定著燃燒室內(nèi)的釋熱區(qū)間和壓強分布情況，進(jìn)而影響引射比及發(fā)動機性能；引射比隨混合比的增大而增大，Ma=1.5、2時，引射比最大相差比例可達(dá)77.3%和109.0%，二次燃燒組織使得燃燒室下游壓強迅速升高并前傳，導(dǎo)致引射比迅速降低，主火箭混合比仍對引射比產(chǎn)生重要影響；在以亞燃和超燃模態(tài)為設(shè)計重點的受限流道內(nèi)，主火箭恰當(dāng)比工作可兼顧主火箭推力及燃燒室推力，進(jìn)而獲得更高的發(fā)動機性能，Ma=1.5、2時，推力增益分別達(dá)到22.0%和36.6%，發(fā)動機比沖分別為3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg，主火箭混合比對提升引射模態(tài)超聲速段引射比及發(fā)動機性能具有重要影響。

火箭沖壓組合動力循環(huán)(RBCC)；引射模態(tài)；主火箭；混合比；引射比

0 引言

火箭基組合動力循環(huán)(Rocket Basked Combined Cycle, RBCC)發(fā)動機具有潛在的低成本、高可靠性、可重復(fù)使用等優(yōu)勢，成為未來天地往返可重復(fù)使用運輸系統(tǒng)優(yōu)選動力系統(tǒng)之一。根據(jù)不同的來流條件，RBCC發(fā)動機可根據(jù)需要分別工作在引射模態(tài)、亞燃模態(tài)、超燃模態(tài)和純火箭模態(tài)。從地面零速起飛時，RBCC依靠主火箭射流的引射抽吸作用，將前方來流空氣吸入燃燒室，通過二次燃燒組織，獲得推力增益，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，來流的沖壓效應(yīng)對引射比的影響逐漸增大；引射模態(tài)將飛行器加速到進(jìn)氣道起動工作之后，進(jìn)入燃燒室的空氣流量由來流條件及進(jìn)氣道共同影響，引射效應(yīng)消失，發(fā)動機轉(zhuǎn)換到亞燃模態(tài)工作；隨著飛行馬赫數(shù)的提高，發(fā)動機進(jìn)入超燃模態(tài)，在燃燒室內(nèi)組織超聲速燃燒；隨著飛行馬赫數(shù)及高度的進(jìn)一步提升，進(jìn)氣道關(guān)閉，發(fā)動機工作在純火箭模態(tài)，脫離大氣層將飛行器送至預(yù)定軌道。雖然引射模態(tài)經(jīng)歷時間較短，僅為爬升彈道的一個階段，但引射模態(tài)可消耗爬升段約55%的推進(jìn)劑，引射模態(tài)發(fā)動機性能對RBCC爬升段推進(jìn)劑質(zhì)量消耗具有重要影響[1]，引射模態(tài)性能是推進(jìn)系統(tǒng)綜合性能的關(guān)鍵影響因素[2]，引射的機理問題是RBCC發(fā)動機用于實際的一項關(guān)鍵技術(shù)[3]。與常規(guī)氣體引射器及超聲速氣體引射器相比，RBCC發(fā)動機的引射流動受到以亞燃和超燃模態(tài)為設(shè)計重點的內(nèi)流道構(gòu)型制約，飛行馬赫數(shù)和高度不斷增大，且高溫的超聲速主火箭燃?xì)馍淞髋c引射空氣存在強梯度動量與熱量的交換、以及富燃燃?xì)馀c空氣的燃燒反應(yīng)，再加上燃燒室內(nèi)的二次燃燒燃燒釋熱過程，主火箭射流、二次空氣及二次釋熱效應(yīng)交織的RBCC流動燃燒過程是極其復(fù)雜的，相比其他引射器而言，單點工況優(yōu)化分析難以兼顧飛行參數(shù)變化范圍內(nèi)的性能，主火箭與流動匹配設(shè)計思想和研究方法相應(yīng)改變。熱力學(xué)分析結(jié)果表明，發(fā)動機構(gòu)型、主火箭混合比以及二次燃燒組織對引射模態(tài)引射比及增壓比具有較大影響，進(jìn)而影響發(fā)動機性能[4]。針對以亞燃和超燃模態(tài)為設(shè)計重點的雙模態(tài)燃燒室構(gòu)型，有必要研究燃燒組織方式對引射流動燃燒及發(fā)動機性能的影響，保證主火箭混合比與來流條件及發(fā)動機構(gòu)型相匹配，實現(xiàn)多模態(tài)穩(wěn)定高效工作的目標(biāo)。

Han S[5]研究結(jié)果表明，隨著來流馬赫數(shù)的增大及二次燃燒的增強，發(fā)動機性能隨之提高。飛行馬赫數(shù)小于1.3時，引射火箭對引射量占主導(dǎo)作用，而飛行馬赫數(shù)大于1.5時，來流的沖壓作用占主導(dǎo)[6]。熱試驗研究表明，主火箭工作狀態(tài)是RBCC發(fā)動機關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)，引射抽吸能力隨主火箭混合比的提升而增強[7]。主火箭富燃工作所需要的燃燒室長度較短，但發(fā)動機性能較低；主火箭恰當(dāng)比或貧燃工作性能較高，但所需要的燃燒室長度較長[8]。主火箭射流摩爾質(zhì)量及混合比對引射比及發(fā)動機比沖具有較大影響。一維分析結(jié)果表明，氫/氧主火箭混合比在2～16范圍內(nèi)，發(fā)動機比沖最大相差約37%[9]。數(shù)值模擬和實驗研究表明，偏高和偏低的混合比不利于發(fā)動機性能的提高，針對特定的燃燒室構(gòu)型，氣氧/酒精主火箭混合比應(yīng)為0.7左右[10]。本文前期工作[11]研究了貧燃?xì)庋?酒精主火箭對引射比的影響，貧燃主火箭有利于提高引射比，在研究混合比變化范圍內(nèi)，引射比可提高44.6%；通過提高主火箭室壓及主火箭噴管膨脹比的方式，來提高引射比及主火箭推力，可實現(xiàn)發(fā)動機性能的提升，但提高主火箭室壓，必然帶來結(jié)構(gòu)質(zhì)量及系統(tǒng)復(fù)雜程度的增加。相對而言，通過優(yōu)化主火箭混合比的方法獲得發(fā)動機性能的提升更為有利。綜合以上研究結(jié)論，主火箭混合比影響著燃燒室內(nèi)的釋熱區(qū)間，影響燃燒室內(nèi)的壓強分布，進(jìn)一步影響引射比的大小，從而對引射流動燃燒及發(fā)動機性能產(chǎn)生重要影響。

本文采用包含前后體的全流道數(shù)值模擬方法，針對進(jìn)氣道起動工作前的引射模態(tài)超聲速飛行階段，飛行馬赫數(shù)為1.5和2兩個典型點，研究了主火箭混合比對RBCC發(fā)動機引射流動燃燒及發(fā)動機性能的影響規(guī)律。

1 物理模型

二元中心支板式RBCC發(fā)動機可采用多模塊并聯(lián)的方式實現(xiàn)水平起飛，單模塊發(fā)動機構(gòu)型及數(shù)值模擬計算域如圖1所示。前方來流空氣經(jīng)過飛行器前體預(yù)壓縮后，經(jīng)進(jìn)氣道進(jìn)一步壓縮進(jìn)入燃燒室與主火箭射流進(jìn)行摻混燃燒，在燃燒室內(nèi)與二次燃料組織二次燃燒，隨后在單邊膨脹尾噴管內(nèi)進(jìn)一步膨脹做功。

圖1 RBCC發(fā)動機構(gòu)型及計算域示意圖Fig.1 Configuration of RBCC engine and calculation zone

RBCC發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡圖如圖2所示，燃燒室入口寬高比為2.5，主支板占空比為0.3。氣氧/煤油主火箭的2個矩形噴管安裝在主支板內(nèi)，2個噴管面積擴張比均為6。第一段燃燒室擴張角2°，第二段燃燒室擴張角1.5°，第一段燃燒室布置有以實現(xiàn)亞燃和超燃模態(tài)的燃料噴注和火焰穩(wěn)定為目的的燃料支板和凹腔，燃料支板及凹腔分別位于距燃燒室入口約4H和7H位置處，H為燃燒室入口高度。為了減小亞燃/超燃模態(tài)燃燒室內(nèi)阻，一方面去掉了第二段燃燒室內(nèi)具有火焰穩(wěn)定和摻混增強作用的凹腔；另一方面，縮短了燃燒室長度。

圖2 RBCC發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡圖Fig.2 Schematic of RBCC engine

2 數(shù)值模擬模型

利用有限體積法求解三維氣相控制方程，建立多組分化學(xué)反應(yīng)流動的控制方程組，在歐拉坐標(biāo)系描述氣相方程，液態(tài)煤油采用壓力旋流霧化模型噴射進(jìn)入燃燒室內(nèi)，通過噴嘴物理尺寸參數(shù)計算初始顆粒尺寸、速度和位置，采用拉格朗日方程描述顆粒相運動，采用TAB模型描述液滴霧化過程。

2.1 湍流模型

引射模態(tài)內(nèi)流道的流動燃燒情況與來流條件強耦合，全流道數(shù)值模擬需要較大的計算域，受到計算資源的限制，舍棄耗費計算資源較高的直接模擬方法和大渦模擬方法，雷諾時均湍流模型通過對平均脈動的描述，可利用較少的計算資源獲得較高的計算精度，依然受到廣泛的應(yīng)用[12-13]。k-ωSST剪切應(yīng)力輸運模型在近壁面處采用Wilcoxk-ω模式，在邊界層邊緣和自由剪切層采用k-ω模式，其間通過一個混合函數(shù)來過渡，對自由剪切湍流、附著邊界層湍流和適度分離湍流都具有較高的計算精度。

2.2 化學(xué)動力學(xué)模型

主火箭超聲速射流與亞聲速空氣氣流進(jìn)行混合燃燒，混合流又與液態(tài)煤油進(jìn)行摻混，流動燃燒過程復(fù)雜。采用適用于寬Da數(shù)反應(yīng)流的有限速率/渦耗散模型，該模型同時計算有限速率和渦耗散反應(yīng)速率，凈反應(yīng)速率取兩者較小值，適合既存在湍流混合控制、又存在動力學(xué)控制燃燒過程的模擬。采用煤油兩步及氫氣一步總包反應(yīng)模型[14-15]，詳細(xì)參數(shù)見表1。表1中，A、B和E分別為指前因子、溫度指數(shù)和活化能。

表1 化學(xué)動力學(xué)模型Table 1 Kinetic model

2.3 網(wǎng)格劃分

發(fā)動機構(gòu)型具有對稱性，以發(fā)動機中心面為對稱面，取1/2為計算區(qū)域。采用分區(qū)網(wǎng)格劃分技術(shù)獲得結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對參數(shù)變化劇烈部分進(jìn)行局部網(wǎng)格加密，對近壁面網(wǎng)格加密，全流道網(wǎng)格總數(shù)約為180萬。

2.4 邊界條件

為了準(zhǔn)確模擬引射模態(tài)全流道流動燃燒情況，采用壓力遠(yuǎn)場模擬遠(yuǎn)方來流，依據(jù)真實環(huán)境條件模擬來流條件。主火箭入口采用質(zhì)量入口邊界條件，尾噴管出口邊界采用壓力出口邊界條件。發(fā)動機中心面采用對稱邊界條件，發(fā)動機壁面絕熱無滑移。

2.5 數(shù)值模擬校驗

文獻(xiàn)[16]利用紋影手段獲得了經(jīng)典超聲速進(jìn)氣道內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)，選取飛行馬赫數(shù)2.5的實驗結(jié)果進(jìn)行校驗，數(shù)值模擬獲得的流場馬赫數(shù)分布情況如圖3所示。與實驗結(jié)果對比可知，本文采用的數(shù)值模擬模型獲得的結(jié)果與實驗結(jié)果吻合較好，可較好預(yù)示進(jìn)氣道內(nèi)的流動情況。

(a)實驗紋影結(jié)果

(b)數(shù)值模擬結(jié)果

采用RBCC發(fā)動機地面直連實驗結(jié)果，對本文采用的數(shù)值模擬方法進(jìn)行校驗。空氣來流4 kg/s，總溫900 K。主火箭總溫1 757 K，燃?xì)饽柦M分為CO：0.35；H2：0.2；CO2：0.35；H2O：0.4。二次燃料為煤油，噴注位置位于隔離段主支板，燃料噴注當(dāng)量比0.62。

分別針對冷流狀態(tài)和主火箭工作狀態(tài)燃燒室壓強分布情況進(jìn)行了對比，如圖4所示。圖4表明，數(shù)值模擬與實驗獲得的燃燒室壓強分布情況整體吻合較好，高背壓導(dǎo)致的流動分離，使得隔離段內(nèi)波系結(jié)構(gòu)復(fù)雜，數(shù)值模擬獲得的隔離段內(nèi)的壓強分布與實驗存在一定偏差，但對燃燒室整體性能影響不大。表明本文采用的數(shù)值模擬方法，可較準(zhǔn)確預(yù)示RBCC發(fā)動機全流道引射流動燃燒過程及發(fā)動機性能。

圖4 數(shù)值模擬與實驗燃燒室壁面壓強分布情況對比Fig.4 Wall pressure profiles of experiment and CFD

3 計算結(jié)果與討論

基于中心支板式RBCC發(fā)動機構(gòu)型，針對飛行馬赫數(shù)1.5和2進(jìn)行了全流道數(shù)值模擬研究。O/F比值為主火箭混合比，理論混合比為3.4，Ma=1.5時主火箭流量為Ma=2的1.5倍，二次燃料流量 由僅有主火箭工作時獲得的引射比計算獲得，按照燃燒室當(dāng)量比0.8確定二次燃料流量，二次燃料噴注位置距燃燒室入口14H，采用上、下壁面結(jié)合的噴注方式。

3.1 引射流動燃燒特征

飛行馬赫數(shù)1.5和2情況下，來流條件及主火箭工作狀態(tài)相差較小，燃燒室流場分布情況具有相似性。限于篇幅，僅就Ma=1.5飛行條件下燃燒室參數(shù)分布情況進(jìn)行分析。圖5和圖6是Ma=1.5時主火箭混合比分別為1.4和2.4的燃燒室CO和O2的分布情況。主火箭混合比為1.4時，主火箭富燃燃?xì)馍淞髋c引射空氣依靠剪切作用進(jìn)行較緩慢的摻混燃燒反應(yīng)，在燃燒室出口位置燃?xì)獾闹骰鸺淞髦醒耄杂休^多的可燃組分沒有參與燃燒，而且燃燒室出口截面基本沒有O2。一方面，說明主火箭富燃程度過大；另一方面，說明主次流摻混效率不足?；旌媳忍岣咧?.4時，CO含量明顯減少，CO包裹在主火箭射流中央，O2則分布在燃燒室的兩側(cè)，仍有必要采取摻混增強手段?；旌媳雀哂?.4時，主火箭貧燃工作，燃燒室內(nèi)不存在CO。

本文在混合比1.4～8.4的范圍內(nèi)，對比了有無二次噴油燃燒室溫度分布變化規(guī)律。圖7為Ma=1.5條件下，燃燒室各截面氣流總溫的質(zhì)量加權(quán)平均值，從圖7可見，無二次燃燒時，主火箭混合比為1.4時，射流溫度最低，氣流平均總溫也為最低，隨著主火箭與空氣之間摻混燃燒的持續(xù)進(jìn)行，沿流道燃?xì)饪倻刂饾u上升。當(dāng)主火箭混合比為2.4時，主火箭噴管出口燃?xì)鉁囟壬撸捎谝浔鹊奶嵘?，使得燃燒室?nèi)的放熱量增大，在燃料支板位置，該工況的總溫開始高于其他工況。主火箭恰當(dāng)比工作時，在燃燒室入口位置總溫最高，但由于缺乏后續(xù)放熱，使得燃料支板下游氣流總溫基本保持不變。主火箭貧燃工作時，燃燒室內(nèi)不存在燃燒放熱。因此，總溫升高趨勢非常平緩，且貧燃程度越高，主火箭射流溫度越低，燃燒室內(nèi)混合氣流總溫也就越低。在14H位置進(jìn)行了二次燃料噴注，二次燃燒放熱使得混合氣體總溫迅速上升，雖然貧燃程度的增大使得二次燃料噴注上游的混合氣體總溫降低，但由于貧燃程度越大，燃燒放熱靠后，使得引射比增大，同時相應(yīng)的二次燃料噴注量也增大，使得燃燒室出口氣流總溫基本一致。

(a)O/F比=1.4

(b)O/F比=2.4

(a)O/F比=1.4

(b)O/F比=2.4

3.2 發(fā)動機性能變化規(guī)律

圖8給出了發(fā)動機內(nèi)流道壁面壓強分布情況，p0為前方來流靜壓，p為內(nèi)流道側(cè)壁面靜壓。表2給出了發(fā)動機性能參數(shù)，引射比(β)為二次空氣質(zhì)量流量與主火箭質(zhì)量流量比值，引射比提高比例(γ)以主火箭混合比1.4為基準(zhǔn)；主火箭推力為主火箭射流膨脹至主火箭噴管出口截面所產(chǎn)生的推力；δ為各工況與相同馬赫數(shù)下主火箭推力與主火箭混合比為1.4主火箭推力之比；發(fā)動機內(nèi)推力為包括進(jìn)氣道、主火箭、燃燒室及內(nèi)噴管在內(nèi)的發(fā)動機內(nèi)流道產(chǎn)生的推力，ε為各工況與相同馬赫數(shù)下主火箭混合比為1.4發(fā)動機內(nèi)推力之比；RD-191液氧/煤油火箭發(fā)動機地面比沖約為3 028 N·s/kg，以相同推進(jìn)劑流量(主火箭流量與二次燃料流量之和)的液體火箭發(fā)動機產(chǎn)生的推力為基準(zhǔn)，定義RBCC發(fā)動機推力增益(Φi)=(RBCC內(nèi)推力-火箭推力)/火箭推力。

圖7 Ma=1.5燃燒室總溫分布圖Fig.7 Total temperature profiles in combustor for Ma=1.5

(a)Ma=1.5

(b)Ma=2

Ma=1.5主火箭單獨工作情況下，燃燒室壓強在主火箭噴管出口至凹腔前壓強最高，經(jīng)過凹腔后，富燃主火箭射流仍有一定的熱釋放，在凹腔下游，其壓強高于主火箭恰當(dāng)比及貧燃工作工況。隨著主火箭混合比的增大，進(jìn)氣道內(nèi)的靜壓呈降低趨勢，發(fā)動機引射比逐漸增大。僅主火箭工作無二次燃料噴注時，混合比為1.4時，燃燒室壓強最高，但此時主火箭推力較低，與恰當(dāng)比工作火箭相比，主火箭推力下降10.9%；恰當(dāng)比工作時，雖然主火箭自身推力最高，但由于燃燒室內(nèi)缺少熱釋放，燃燒室壓強較低，燃燒室積分推力較??；混合比為2.4時，主火箭推力與燃燒室壓強分布均不是最高，但其發(fā)動機性能最優(yōu)。說明Ma=1.5時，兼顧主火箭推力和燃燒室推力，選擇合適的主火箭混合比，對提升發(fā)動機整體性能具有重要意義。

Ma=2僅主火箭工作時，隨著主火箭混合比的提高，引射比最大提高109.0%，主火箭流量較小，主火箭推力占總推力比重降低。主火箭混合比為1.4時，燃燒室下游室壓最高，發(fā)動機推力及比沖最高；混合比為2.4時，主火箭推力提升幅度不大，燃燒室壓強降低，使得其性能降低；混合比進(jìn)一步提高至3.4時，主火箭推力降低量與燃燒室推力提高量基本一致，發(fā)動機整體性能基本不變。

Ma=1.5含二次燃燒時，燃燒室下游壓強迅速升高，并向燃燒室上游傳播，引射比下降明顯，結(jié)合總溫分布情況，燃燒室下游的放熱量逐漸增大，燃燒室推力隨燃燒室靜壓的提高而增大，但由于貧燃主火箭推力的下降，當(dāng)混合比大于恰當(dāng)比時，發(fā)動機推力及比沖均降低。再次說明兼顧主火箭推力及燃燒室推力對提升發(fā)動機整體性能的重要性，主火箭恰當(dāng)比工作時，發(fā)動機性能最優(yōu)，推力增益為22.0%，比沖為3 696 N·s/kg。

Ma=2含二次燃燒時，燃燒室壓強升高明顯，與僅主火箭工作相比，發(fā)動機推力及比沖均提高，貧燃程度越高發(fā)動機性能提升比例越大。進(jìn)行二次燃燒組織時，隨著二次燃料流量的增大，燃燒室壓強提高幅度較小，說明在沒有凹腔增強摻混的情況下，引射模態(tài)可實現(xiàn)穩(wěn)定燃燒，但仍需要摻混增強措施，以進(jìn)一步提高燃燒室壓強，獲得發(fā)動機性能的提升。主火箭恰當(dāng)比工作時，發(fā)動機性能最優(yōu)，推力增益為36.6%，發(fā)動機比沖為4 136 N·s/kg。

在所研究主火箭混合比范圍內(nèi)，僅主火箭工作時，飛行馬赫數(shù)1.5和2最優(yōu)混合比分別為2.4和1.4。一方面，由于Ma=2時來流的沖壓作用更強，使得進(jìn)入燃燒室的空氣流量增大；另一方面，由于Ma=2時主火箭的流量減小了1/3，小流量但富燃程度更高的主火箭射流與燃燒室內(nèi)的空氣進(jìn)一步燃燒，獲得更高的推力增益。在引射模態(tài)進(jìn)氣道起動前的超聲速飛行階段，主火箭恰當(dāng)比工作并匹配二次燃料噴注時，一方面主火箭推力最高；另一方面，二次燃燒組織使得燃燒室壓強獲得較大幅度提升，以此獲得了較高的推力增益，綜合作用使得主火箭恰當(dāng)比工作并匹配二次燃燒時，發(fā)動機性能最優(yōu)。

表2 RBCC發(fā)動機性能參數(shù)Table 2 RBCC engine performance

4 結(jié)論

(1)主火箭混合比為2.4無二次燃料噴注時，燃燒室出口氣流平均總溫最高，恰當(dāng)比和貧燃主火箭可通過二次燃燒組織獲得高于富燃狀態(tài)的總溫，主火箭混合比影響主火箭射流溫度，并通過與引射空氣的摻混燃燒，與二次燃燒共同決定著燃燒室內(nèi)的釋熱區(qū)間及壓強分布情況，進(jìn)而影響引射比及發(fā)動機性能。

(2)無二次燃料噴注時，引射比隨混合比增大而增大，Ma=1.5、2時，引射比提升比例可達(dá)77.3%和109.0%，二次燃燒組織使得燃燒室下游壓強迅速升高并前傳，導(dǎo)致引射比迅速降低。雖然來流馬赫數(shù)大于1.5時，來流沖壓作用對引射量占主導(dǎo)作用，但主火箭混合比仍對引射比產(chǎn)生重要影響，主火箭混合比和二次噴油規(guī)律存在優(yōu)化匹配的必要。

(3)在以亞燃和超燃模態(tài)為設(shè)計重點的受限流道內(nèi)，主火箭恰當(dāng)比工作可兼顧主火箭推力及燃燒室推力，從而獲得更高的發(fā)動機性能，Ma=1.5、2時，推力增益分別達(dá)到22.0%和36.6%，發(fā)動機比沖分別為3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg，在兼顧多模態(tài)的內(nèi)流道中，主火箭混合比對提升引射模態(tài)超聲速段引射比及發(fā)動機性能具有重要影響。

[1] 龔春林,韓璐.RBCC可重復(fù)使用運載器上升段軌跡優(yōu)化設(shè)計[J].固體火箭技術(shù),2012,35(3):290-295.

[2] 秦飛,呂翔,劉佩進(jìn),等.火箭基組合推進(jìn)研究現(xiàn)狀與前景[J].推進(jìn)技術(shù),2010,31(6):660-665.

[3] 劉洋,何國強,劉佩進(jìn),等.RBCC組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)研究現(xiàn)狀和進(jìn)展[J].固體火箭技術(shù),2009,32(3):288-293.

[4] Koupriyanov M,Etele J.Theoretical investigation of the influence of constriction and combustion on ejector performance[J].Journal of Propulsion and Power,2011,27(2):356-362.

[5] Susumu H,Kouichiro T,Kenji K,et al.Numerical simulation of the ejector-jet flowfield around small rocket exhaust[R].AIAA 2009- 7309.

[6] 李強,劉佩進(jìn),李江,等.來流馬赫數(shù)對引射火箭引射量的影響研究[J].固體火箭技術(shù),2009,32(3):254-257.

[7] Takeshi K,Kanenori K,Kouichiro T,et al.Experimental study of a combined-cycle engine combustor in ejector-jet mode[R].AIAA 2006-223.

[8] Russell R M,Brocco D S,Daines R L.Modeling and validation of an ejector primary rocket for shielded afrerburning fuel injection[R].AIAA 99-2241.

[9] Han S,Tomes J.A numerical study of marquardt's ejector-scramjet test engine[R].AIAA 2002-3606.

[10] 李強,劉佩進(jìn),陳劍.一次燃?xì)饣旌媳葘σ浠鸺稳紵鹧娣€(wěn)定的影響[J].固體火箭技術(shù),2009,32(4):427-430.

[11] Lin Bin-bin,Pan Hong-liang,Qin Fei,et al.Effects of fuel-lean primary rocket on bypass ratio in RBC ejector mode[R].AIAA 2014-3746.

[12] 徐朝啟.寬適用性RBCC燃燒室燃燒組織技術(shù)研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué),2013.

[13] Deepak T,Jesse T J,Gregory A B,et al.Experimental investigation and computation of a supersonic ejector nozzle with clamshells[R].AIAA 2010-4725.

[14] Faure J,Malo-Molina,Datta V Gaitonde,et al.Numerical investigation of a 3D chemically reacting scramjet engine at high altitudes using JP8-air mixtures[R].AIAA 2005-1435.

[15] 潘余.超燃沖壓發(fā)動機多凹腔燃燒室燃燒與流動過程研究[D].長沙:國防科技大學(xué),2007.

[16] Herrmann C D,Koschel W W.Experimental investigation of the internal compression of a hypersonic intake[R].AIAA 2002-4103.

(編輯：崔賢彬)

《固體火箭技術(shù)》編委會主任侯曉當(dāng)選中國工程院院士

侯曉，1963年11月生，中共黨員，我國固體火箭發(fā)動機專家，研究員，中國工程院院士，《固體火箭技術(shù)》第五、六屆編委會主任。畢業(yè)于西北工業(yè)大學(xué)，1990年獲得西北工業(yè)大學(xué)固體火箭發(fā)動機專業(yè)博士學(xué)位，畢業(yè)后分配到航天科技集團公司第四研究院工作，曾歷任航天四院41所研究室副主任、主任、副所長，四院科技委常委等職；現(xiàn)任航天四院副院長、四院科技委主任，西北工業(yè)大學(xué)兼職教授、博士生導(dǎo)師。

侯曉院士是我國自己培養(yǎng)的第一位固體發(fā)動機專業(yè)的工學(xué)博士，是中國固體推進(jìn)技術(shù)的新一代領(lǐng)軍人物，國家某重點型號的副總設(shè)計師和發(fā)動機總設(shè)計師；他先后組織負(fù)責(zé)研發(fā)了國家多個重點型號的固體火箭發(fā)動機，成功攻克了多項關(guān)鍵技術(shù)難關(guān)；主持國家新型原材料的研發(fā)與應(yīng)用研究，實現(xiàn)了我國戰(zhàn)略關(guān)鍵材料技術(shù)的國產(chǎn)自主化，一舉打破了國外在這方面的技術(shù)封鎖與壟斷！

侯曉院士理論基礎(chǔ)扎實、善于系統(tǒng)思維、工程實踐豐富、學(xué)風(fēng)嚴(yán)謹(jǐn)務(wù)實，勇于開拓創(chuàng)新。多年艱辛的付出收獲了累累碩果和榮譽！他先后獲得國家科技進(jìn)步特等獎1項，國家科技進(jìn)步一等獎1項，國家科技進(jìn)步二等獎1項，國防科技進(jìn)步特等獎1項，國防和軍隊技術(shù)進(jìn)步一等獎3項，在國內(nèi)外期刊發(fā)表學(xué)術(shù)論文70余篇，授權(quán)發(fā)明專利7項；被評為航天科技集團公司有突出貢獻(xiàn)專家、陜西省優(yōu)秀科技工作者、國防科技工業(yè)有突出貢獻(xiàn)的中青年專家、新世紀(jì)百千萬人才工程國家級人選；享受國家級政府特殊津貼，是中國航天基金獎獲得者。

(榮元昭 郭金海 供稿)

Effect of primary rocket mixture ratio on ejection and combustion in RBCC configuration for multiple modes

LIN Bin-bin,PAN Hong-liang,YE Jin-ying,ZOU Xiang-rui,WANG Chao-yue

(Science and Technology on Combustion,Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory,Northwestern Polytechnical Univ.,Xi'an 710072,China)

CFD method was used to examine effects of primary rocket mixture ratio on the ejection and combustion in the whole flow field in a center-strut Rocket Based Combined Cycle (RBCC) engine at supersonic flight conditions.The simulations show that temperature of mixing flow at combustor outlet is the highest when primary rocket mixture ratio is 2.4 without the second fuel injection.Equivalence and fuel-lean primary rocket with secondary combustion could obtain higher total temperature than fuel-rich primary rocket.Mixture ratio is responsible for the heat release in combustor through affecting the primary rocket temperature,mixing and combustion with the ejector air flow.Inject ratio increases with the primary rocket mixture ratio without secondary combustion.The percentage between minimum and maximum inject ratio is 77.3% and 109.0% forMa=1.5 and 2,respectively.The secondary combustion increases combustor pressure of not only the downstream but also the upstream,as a result, injet ratio the decreases rapidly.Finally,in the confining combustor which is designed for ramjet and scramjet mode,the greatest engine performance is obtained with equivalence primary rocket,thrust argumentation is 22.0% and 36.5%,meanwhile specific impulse is 3 696 N·s/kg and 4 136 N·s/kg forMa=1.5 and 2,respectively.It could be concluded that primary rocket mixture ratio plays an important role to improve inject ratio and engine performance at supersonic flights for a RBCC configured in multiple modes.

rocket based combined cycle (RBCC);ejector mode;primary rocket;mixture ratio;bypass ratio

2015-03-31；

：2015-06-08。

林彬彬(1985—)，男，博士生，研究領(lǐng)域為航空宇航推進(jìn)理論與工程。E-mail：linbb33@163.com

V438

A

1006-2793(2015)06-0804-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.010