SMC模式下RBCC發動機4 Ma工況性能仿真

2021-04-22 12:03:50張留歡

火箭推進 2021年2期

劉昊，王君，張留歡

(西安航天動力研究所，陜西西安 710100)

0 引言

采用何種燃燒模式組織RBCC發動機沖壓流道空氣流與燃料的二次燃燒，對發動機性能及結構有著重要影響。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，采用化學恰當比火箭，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，在化學恰當比的一次流內噴注燃料，利用一次流火箭羽流包裹燃料并實現燃料的輸運，延緩二次流與燃料的混合及燃燒過程；④IRS(Independent Ramjet Stream)模式，在進氣道或隔離段內將燃料噴入空氣流，在火箭燃氣與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氣作為燃料與來流空氣進行二次燃燒，省略了專門的燃料噴注裝置，燃燒室結構簡單，引起國內外學者關注。

在火箭沖壓模態下，由于火箭燃氣射流與沖壓來流間超聲速射流剪切層內燃料/空氣摻混過程主導著火箭富燃燃氣的二次燃燒過程，因此火箭混合比對RBCC發動機性能存在重要影響。公開發表文獻調研表明，SMC模式的研究國內外主要集中于火箭引射模態，而本文著重于研究火箭沖壓模態下SMC模式較少發動機性能相關研究，此方面研究國內外較少。

本文以數值仿真為研究手段，完成模型發動機模擬飛行

=4、高度

=17 km來流條件氫/氧火箭不同混合比(

=2、3、4、5、6、8)及燃燒室長度流場數值仿真，基于仿真結果，分析了火箭混合比及燃燒室長度對發動機推力、比沖性能的影響。

1 數值方法

采用文獻[20]給出的RBCC發動機構型，該發動機為氫/氧火箭推力室中心布局、二元定幾何結構，計算模型見圖1，計算工況及邊界條件見表1，表中L為基準燃燒室長度。

圖1 計算模型示意圖Fig.1 Sketch of computational model

表1 計算工況及邊界條件

計算采用結構網格，控制方程為考慮組分輸運的二維雷諾時均Navier-Stokes方程，計算格式為二階AUSM格式，湍流模型為Realizable

模型，燃燒采用有限速率模型，動力學模型為H單步總包模型，計算網格及計算方法詳見文獻[13]。

2 計算結果及分析

2.1 發動機流場基本特征

不同混合比工況發動機內流動基本特征相似，圖2以混合比

=2工況為代表，給出了發動機流場數值紋影及馬赫數、溫度云圖。支板后發動機流場主要存在兩道波系：1)支板火箭前緣激波，超聲速來流空氣經支板壓縮，在支板前緣形成激波；2)火箭燃氣射流壓縮激波，火箭燃氣射流膨脹對超聲速來流空氣進行壓縮，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氣射流剪切層之間不斷反射、相交構成了燃燒室流場流動基本特征。

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

圖3和圖4分別給出了發動機軸向不同截面溫度及速度分布，圖中縱坐標采用發動機內流道當地高度無量綱化。一次火箭流與二次空氣流之間通過組分、動量及能量輸運，火箭燃氣及空氣沿氣流流動方向逐步完成摻混并進行二次燃燒，導致超聲速射流剪切層厚度沿發動機軸向不斷增長，這一過程一直持續到噴管出口。

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 混合比對發動機性能影響

圖5給出了混合比對發動機推力、比沖的影響曲線。本文采用的發動機性能參數均為截面質量加權平均值。圖5中

為火箭燃氣完全膨脹到飛行高度大氣環境壓力時產生的推力，

為

對應的火箭比沖；

為RBCC發動機內推力，

為

對應的發動機比沖；Δ

為火箭推力增益，含義火箭與沖壓組合成為RBCC發動機后，與單獨的火箭發動機相比，所產生的推力增益；火箭比沖增益Δ

，為Δ

對應的比沖。從圖5可以看出，火箭推力增益Δ

及火箭比沖增益△

均隨混合比的增加而降低，在

<8時，火箭推力增益為正，而

=8時，火箭推力增益為負。這是由于在

=8時火箭中的氫和氧以化學恰當比燃燒，產物中無額外的燃料，因此燃氣僅與來流空氣發生摻混，而無燃燒過程；而

<8時，火箭富燃燃氣中的H與來流空氣進行二次燃燒，噴管出口氣流速度得以提高，產生額外推力。同時，火箭混合比

越小，燃氣中

含量越高，二次燃燒后燃氣溫度相應更高，所產生的發動機推力更大。

圖5 發動機性能與混合比關系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系曲線。燃燒效率采用燃料消耗定義，

fse)/

，式中

為火箭出口燃氣中氫質量流量，

為給定發動機截面氫質量流量。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生于火箭燃氣射流剪切層，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氣射流剪切層燃燒的典型特征，而超聲速火箭燃氣與超聲速來流空氣一直到發動機出口還未完全摻混，因此導致火箭富燃燃氣中的氫氣與空氣未能充分摻混燃燒，混合比

越大，火箭出口燃氣中H含量越低，火箭燃氣射流剪切層內燃燒相對越充分。同時，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，表明火箭燃氣射流剪切層內燃燒一致持續到噴管出口，燃燒主要受火箭燃氣與沖壓空氣主流超/超剪切層摻混過程主導。