劉 昊，王 君，張留歡

(西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

采用何種燃燒模式組織RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓流道空氣流與燃料的二次燃燒，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能及結(jié)構(gòu)有著重要影響。目前，二次燃燒模式主要分為四種：①SMC(Simultaneous Mixing and Combustion)模式，采用富燃火箭，火箭產(chǎn)生的一次流和沖壓流道空氣二次流邊摻混邊燃燒；②DAB(Diffusion and Afterburning)模式，采用化學(xué)恰當(dāng)比火箭，在流道下游噴注二次燃料，待一次火箭流與二次空氣流摻混完成后，組織二次燃燒；③SPI(shielded primary injection)模式，在化學(xué)恰當(dāng)比的一次流內(nèi)噴注燃料，利用一次流火箭羽流包裹燃料并實(shí)現(xiàn)燃料的輸運(yùn)，延緩二次流與燃料的混合及燃燒過程；④IRS(Independent Ramjet Stream)模式，在進(jìn)氣道或隔離段內(nèi)將燃料噴入空氣流，在火箭燃?xì)馀c空氣摻混前完成燃燒。其中，SMC燃燒模式采用火箭推力室提供富燃燃?xì)庾鳛槿剂吓c來流空氣進(jìn)行二次燃燒，省略了專門的燃料噴注裝置，燃燒室結(jié)構(gòu)簡單，引起國內(nèi)外學(xué)者關(guān)注。

在火箭沖壓模態(tài)下，由于火箭燃?xì)馍淞髋c沖壓來流間超聲速射流剪切層內(nèi)燃料/空氣摻混過程主導(dǎo)著火箭富燃燃?xì)獾亩稳紵^程，因此火箭混合比對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能存在重要影響。公開發(fā)表文獻(xiàn)調(diào)研表明，SMC模式的研究國內(nèi)外主要集中于火箭引射模態(tài)，而本文著重于研究火箭沖壓模態(tài)下SMC模式較少發(fā)動(dòng)機(jī)性能相關(guān)研究，此方面研究國內(nèi)外較少。

本文以數(shù)值仿真為研究手段，完成模型發(fā)動(dòng)機(jī)模擬飛行

Ma

=4、高度

H

=17 km來流條件氫/氧火箭不同混合比(

MR

=2、3、4、5、6、8)及燃燒室長度流場數(shù)值仿真，基于仿真結(jié)果，分析了火箭混合比及燃燒室長度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖性能的影響。

1 數(shù)值方法

采用文獻(xiàn)[20]給出的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，該發(fā)動(dòng)機(jī)為氫/氧火箭推力室中心布局、二元定幾何結(jié)構(gòu)，計(jì)算模型見圖1，計(jì)算工況及邊界條件見表1，表中L為基準(zhǔn)燃燒室長度。

圖1 計(jì)算模型示意圖Fig.1 Sketch of computational model

表1 計(jì)算工況及邊界條件

計(jì)算采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，控制方程為考慮組分輸運(yùn)的二維雷諾時(shí)均Navier-Stokes方程，計(jì)算格式為二階AUSM格式，湍流模型為Realizable

k

-

ε

模型，燃燒采用有限速率模型，動(dòng)力學(xué)模型為H單步總包模型，計(jì)算網(wǎng)格及計(jì)算方法詳見文獻(xiàn)[13]。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)流場基本特征

不同混合比工況發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流動(dòng)基本特征相似，圖2以混合比

MR

=2工況為代表，給出了發(fā)動(dòng)機(jī)流場數(shù)值紋影及馬赫數(shù)、溫度云圖。支板后發(fā)動(dòng)機(jī)流場主要存在兩道波系：1)支板火箭前緣激波，超聲速來流空氣經(jīng)支板壓縮，在支板前緣形成激波；2)火箭燃?xì)馍淞鲏嚎s激波，火箭燃?xì)馍淞髋蛎泴?duì)超聲速來流空氣進(jìn)行壓縮，在支板尾部形成激波。上述兩道激波在燃燒室壁面及火箭燃?xì)馍淞骷羟袑又g不斷反射、相交構(gòu)成了燃燒室流場流動(dòng)基本特征。

圖2 MR=2流場云圖Fig.2 Flow filed contour with MR=2

圖3和圖4分別給出了發(fā)動(dòng)機(jī)軸向不同截面溫度及速度分布，圖中縱坐標(biāo)采用發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道當(dāng)?shù)馗叨葻o量綱化。一次火箭流與二次空氣流之間通過組分、動(dòng)量及能量輸運(yùn)，火箭燃?xì)饧翱諝庋貧饬髁鲃?dòng)方向逐步完成摻混并進(jìn)行二次燃燒，導(dǎo)致超聲速射流剪切層厚度沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向不斷增長，這一過程一直持續(xù)到噴管出口。

圖3 不同軸向截面溫度分布Fig.3 Temperature distribution in different axial sections

圖4 不同軸向截面軸向速度分布Fig.4 Velocity distribution in different axial section

2.2 混合比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

圖5給出了混合比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖的影響曲線。本文采用的發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)均為截面質(zhì)量加權(quán)平均值。圖5中

F

為火箭燃?xì)馔耆蛎浀斤w行高度大氣環(huán)境壓力時(shí)產(chǎn)生的推力，

I

為

F

對(duì)應(yīng)的火箭比沖；

F

為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)推力，

I

為

F

對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)比沖；Δ

F

=

F

-

F

為火箭推力增益，含義火箭與沖壓組合成為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)后，與單獨(dú)的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相比，所產(chǎn)生的推力增益；火箭比沖增益Δ

I

=

I

-

I

，為Δ

F

對(duì)應(yīng)的比沖。從圖5可以看出，火箭推力增益Δ

F

及火箭比沖增益△

I

均隨混合比的增加而降低，在

MR

<8時(shí)，火箭推力增益為正，而

MR

=8時(shí)，火箭推力增益為負(fù)。這是由于在

MR

=8時(shí)火箭中的氫和氧以化學(xué)恰當(dāng)比燃燒，產(chǎn)物中無額外的燃料，因此燃?xì)鈨H與來流空氣發(fā)生摻混，而無燃燒過程；而

MR

<8時(shí)，火箭富燃燃?xì)庵械腍與來流空氣進(jìn)行二次燃燒，噴管出口氣流速度得以提高，產(chǎn)生額外推力。同時(shí)，火箭混合比

MR

越小，燃?xì)庵?p>H

含量越高，二次燃燒后燃?xì)鉁囟认鄳?yīng)更高，所產(chǎn)生的發(fā)動(dòng)機(jī)推力更大。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)性能與混合比關(guān)系Fig.5 Relationship between engine performance and MR

圖6給出了燃燒室出口及噴管出口燃燒效率與混合比關(guān)系曲線。燃燒效率采用燃料消耗定義，

η

=(

m

-

m

fse)/

m

，式中

m

為火箭出口燃?xì)庵袣滟|(zhì)量流量，

m

為給定發(fā)動(dòng)機(jī)截面氫質(zhì)量流量。從圖中可以看出，燃燒室出口及噴管出口燃燒效率均隨著混合比增加而增大，從上文分析中可知燃燒發(fā)生于火箭燃?xì)馍淞骷羟袑?，圖3不同軸向截面溫度沿燃燒室高度方向呈雙峰分布就是火箭燃?xì)馍淞骷羟袑尤紵牡湫吞卣?，而超聲速火箭燃?xì)馀c超聲速來流空氣一直到發(fā)動(dòng)機(jī)出口還未完全摻混，因此導(dǎo)致火箭富燃燃?xì)庵械臍錃馀c空氣未能充分摻混燃燒，混合比

MR

越大，火箭出口燃?xì)庵蠬含量越低，火箭燃?xì)馍淞骷羟袑觾?nèi)燃燒相對(duì)越充分。同時(shí)，不同火箭推力室混合比下，噴管出口燃燒效率均顯著高于燃燒室出口，表明火箭燃?xì)馍淞骷羟袑觾?nèi)燃燒一致持續(xù)到噴管出口，燃燒主要受火箭燃?xì)馀c沖壓空氣主流超/超剪切層摻混過程主導(dǎo)。

圖6 燃燒效率與混合比關(guān)系曲線Fig.6 Relationship between combustion efficiency and MR

2.3 燃燒室長度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響

為使火箭富燃燃?xì)馍淞髋c主流空氣獲得更為充分的燃燒，將燃燒室長度由

L

增大至2

L

，完成

MR

=3、燃燒室長度2

L

工況流場仿真，表2給出了計(jì)算獲得的不同燃燒室長度發(fā)動(dòng)機(jī)性能及燃燒效率。從表中可以看出，由于燃燒室長度的增加，火箭富燃燃?xì)馍淞髋c主流空氣獲得了更好的摻混，噴管出口燃燒效率提高了36.0%，發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖提高了16.5%。然而，雖然隨著燃燒室長度的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)性能獲得提升，但是當(dāng)燃燒室長度增大至2

L

時(shí)，噴管出口燃燒效率僅為69.0%，仍有31.0%燃料未參與燃燒。

表2 MR=3不同燃燒室長度燃燒效率及推力增益

3 結(jié)論

基于模擬飛行

Ma

=4來流條件氫/氧火箭不同混合比(

MR

=2、3、4、5、6、8)模型發(fā)動(dòng)機(jī)流場數(shù)值計(jì)算結(jié)果，分析了SMC燃燒模式下火箭混合比及燃燒室長度對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，在本文所給定的條件下，獲得結(jié)論如下：1)在火箭燃?xì)飧蝗紬l件下(

MR

<8)，產(chǎn)生了正的火箭推力增益，且隨著混合比的減小，火箭推力增益增加；

2)當(dāng)燃燒室長度限定時(shí)，燃燒效率隨著混合比的提高而增加，且火箭射流與沖壓主流的超/超射流剪切層燃燒過程一直持續(xù)到噴管出口；

3)通過增加燃燒室長度，火箭富燃燃?xì)猥@得更為充分的燃燒，發(fā)動(dòng)機(jī)性能顯著提升，但在具體發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中，燃燒室長度的選取需在燃燒效率與結(jié)構(gòu)懲罰之間進(jìn)行權(quán)衡。