火箭出口面积对RBCC发动机引射模态影响规律分析

火箭基组合循环发动机引射模态飞行状态复杂,为了提高发动机的整体性能,研究了火箭出口面积对发动机引射模态的影响规律。通过数值模拟研究,引射流量在低飞行马赫数条件下,主要受引射性能影响,火箭出口面积越大,引射性能越好。然而,随着飞行马赫数的提升,引射空气的动能提升,隔离段内出现壅塞情况,引射流量主要受限于隔离段几何尺寸,与火箭出口面积无关。在亚声速工况下,火箭出口面积越小,发动机比冲越低,且出口无量纲面积为3.15时,火箭羽流膨胀撞壁,会引起性能骤减,需要予以避免;在超声速工况下,选择面积较小的火箭出口面积,燃烧室内压越高,发动机性能提升越明显。

火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究

对火箭基组合循环(RBCC)发动机火箭引射模态下一次火箭流量优化方法开展了研究,并对飞行条件下一次火箭流量的变化规律进行了分析。提出了采用有效比冲作为优化目标的一次火箭流量单目标优化模型;建立了求解与一次火箭流量相匹配的二次燃料流量的比例控制方法;在考虑发动机性能优化与弹道分析耦合作用的基础上,采用试验设计和遗传算法,建立了火箭引射模态下一次火箭流量优化方法。针对空中载机发射的RBCC发动机,开展了火箭引射模态下一次火箭流量优化,并根据弹道分析结果,给出了飞行条件下一次火箭流量变化规律。结果表明,为了克服飞行过程中声障阻力,一次火箭流量在Ma=1.0附近达到最大,此时对发动机提出较高的推力设计要求;在Ma=1.5附近,来流空气的冲压作用占主导地位,一次火箭流量出现较大程度的节流,此时对发动机提出较高的比冲设计要求;超过Ma=1.5后,一次火箭以较小的流量状态维持稳定工作;火箭引射模态下一次火箭流量调节比达到了5.0。

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.

火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性

基于传统的"等压面假设"理论,建立了RBCC发动机主火箭的引射性能分析模型,研究了主火箭总压与RBCC发动机的匹配性。研究结果表明,若隔离段通道面积比小于0.65,在主火箭总压较低条件下,隔离段内二次流容易达到壅塞,无法进一步提高空气流量;在地面静止状态下,随主火箭总压增加,空气流量逐步增大,等压面上形成Fabri壅塞后,进一步增加主火箭总压,反而会降低空气流量;在火箭引射模态下,RBCC发动机的工作状态可细分为引射作用占主导地位的进气道亚临界状态和临界状态、冲压作用占主导地位的进气道超临界状态,其分界马赫数分别约为0.7和1.5。

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。

一次火箭流量对RBCC性能影响的数值和实验研究

利用三维两相数值计算方法和地面直联试验系统,开展了不同来流速度下一次火箭流量变化对发动机性能的影响。数值研究结果表明,在不同来流条件下,一次流流量的增加对发动机推力和比冲的贡献不同,在低速条件时,一次火箭流量的增加对来流空气的加热以及缩短二次燃料的雾化蒸发时间和距离起着积极的作用,对性能的提高有一定作用;当来流速度较高时,过大一次流流量对流动通道产生了阻塞效应,造成对推力和比冲贡献作用的减小。试验结果验证了数值研究得到的规律,特别在高马赫数条件下,一次火箭流量的增加对推力和比冲的贡献是减小的,且飞行速度越高,这种贡献越小。无论低速还是高速来流条件,存在着一个优化的一次流流量,这对提高发动机性能有很大好处。

多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响

针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,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,研究了主火箭混合比对RBCC引射模态超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,主火箭混合比为2.4无二次燃料喷注时,燃烧室出口气流平均总温最高,恰当比和贫燃主火箭可通过二次燃烧组织获得高于主火箭富燃工作情况下的总温,主火箭混合比影响主火箭射流温度,并通过与引射空气的掺混燃烧,与二次燃烧共同决定着燃烧室内的释热区间和压强分布情况,进而影响引射比及发动机性能;引射比随混合比的增大而增大,Ma=1.5、2时,引射比最大相差比例可达77.3%和109.0%,二次燃烧组织使得燃烧室下游压强迅速升高并前传,导致引射比迅速降低,主火箭混合比仍对引射比产生重要影响;在以亚燃和超燃模态为设计重点的受限流道内,主火箭恰当比工作可兼顾主火箭推力及燃烧室推力,进而获得更高的发动机性能,Ma=1.5、2时,推力增益分别达到22.0%和36.6%,发动机比冲分别为3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg,主火箭混合比对提升引射模态超声速段引射比及发动机性能具有重要影响。

RBCC引射/亚燃模态过渡点选择

以RBCC推进系统为动力的飞行器设计流程出发，建立了考虑发动机工作的限制条件的引射和亚燃模态性能评估方法，研究了不同燃料条件下发动机引射和亚燃模态下比冲和推力系数随飞行弹道的变化规律，提出了基于比冲最优、推力变化最小的模态过渡点选择方法；结合某一具体飞行任务的典型弹道，获得了在飞行马赫数为2．6±0．1、飞行高度为11．7—12．9km范围内进行引射／亚燃模态过渡最佳的结论。

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。

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。

火箭推力室喷管内激波对RBCC性能影响分析

针对火箭基组合循环(RBCC)动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力室喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响。结果表明:引射火箭推力室室压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波;火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响。

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。

RBCC在模态转换过程中的内流场特性

为了获得火箭基组合循环(RBCC)发动机在模态转换过程中的工作特性,对基于宽调节比火箭的引射-亚燃模态转换过程中流场进行数值仿真计算。研究了特定几何构型的RBCC隔离段和后段燃烧室在火箭射流和背压综合影响下的波系结构和参数分布规律。研究表明:在火箭射流和背压调节综合作用下,流场可分为主流区、背压影响区和火箭射流影响区,主流会在燃烧室下壁面发生流动分离或气体回流,这恰好为稳定燃烧提供了物理条件;模态转换中,火箭调至小流量工作状态最有利于维持流场参数的稳定,此时特征点处的压力和马赫数值的最大方差仅为0.087和0.003,最大波动幅度为27.44%和8.29%。

引射模态总压比对气动壅塞影响

为了提高引射模态火箭射流引射抽吸能力和发动机性能,利用全流道一体化数值模拟方法,针对马赫数为0.8飞行状态,研究了主次流总压比对引射空气流量、气动壅塞的影响规律,结果表明:在低总压比条件下,提高主次流总压比,可提高火箭射流的引射抽吸能力,引射空气流量增大;随着总压比的进一步提高,欠膨胀的火箭射流超声速势核区会挤压引射空气流道,冲压燃烧室反压前传导致引射空气流量降低;主次流总压比高于350,火箭射流会将引射空气流道堵塞,产生气动壅塞,引射空气流量降低为零。在一定范围内,提高主次流总压比有利于提高引射模态发动机性能。

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,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。

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。