多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响

林彬彬，潘宏亮，叶进颖，邹祥瑞，王超月

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)



多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响

林彬彬，潘宏亮，叶进颖，邹祥瑞，王超月

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

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。

火箭冲压组合动力循环(RBCC)；引射模态；主火箭；混合比；引射比

0 引言

火箭基组合动力循环(Rocket Basked Combined Cycle, RBCC)发动机具有潜在的低成本、高可靠性、可重复使用等优势，成为未来天地往返可重复使用运输系统优选动力系统之一。根据不同的来流条件，RBCC发动机可根据需要分别工作在引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态。从地面零速起飞时，RBCC依靠主火箭射流的引射抽吸作用，将前方来流空气吸入燃烧室，通过二次燃烧组织，获得推力增益，随着飞行马赫数的增大，来流的冲压效应对引射比的影响逐渐增大；引射模态将飞行器加速到进气道起动工作之后，进入燃烧室的空气流量由来流条件及进气道共同影响，引射效应消失，发动机转换到亚燃模态工作；随着飞行马赫数的提高，发动机进入超燃模态，在燃烧室内组织超声速燃烧；随着飞行马赫数及高度的进一步提升，进气道关闭，发动机工作在纯火箭模态，脱离大气层将飞行器送至预定轨道。虽然引射模态经历时间较短，仅为爬升弹道的一个阶段，但引射模态可消耗爬升段约55%的推进剂，引射模态发动机性能对RBCC爬升段推进剂质量消耗具有重要影响[1]，引射模态性能是推进系统综合性能的关键影响因素[2]，引射的机理问题是RBCC发动机用于实际的一项关键技术[3]。与常规气体引射器及超声速气体引射器相比，RBCC发动机的引射流动受到以亚燃和超燃模态为设计重点的内流道构型制约，飞行马赫数和高度不断增大，且高温的超声速主火箭燃气射流与引射空气存在强梯度动量与热量的交换、以及富燃燃气与空气的燃烧反应，再加上燃烧室内的二次燃烧燃烧释热过程，主火箭射流、二次空气及二次释热效应交织的RBCC流动燃烧过程是极其复杂的，相比其他引射器而言，单点工况优化分析难以兼顾飞行参数变化范围内的性能，主火箭与流动匹配设计思想和研究方法相应改变。热力学分析结果表明，发动机构型、主火箭混合比以及二次燃烧组织对引射模态引射比及增压比具有较大影响，进而影响发动机性能[4]。针对以亚燃和超燃模态为设计重点的双模态燃烧室构型，有必要研究燃烧组织方式对引射流动燃烧及发动机性能的影响，保证主火箭混合比与来流条件及发动机构型相匹配，实现多模态稳定高效工作的目标。

Han S[5]研究结果表明，随着来流马赫数的增大及二次燃烧的增强，发动机性能随之提高。飞行马赫数小于1.3时，引射火箭对引射量占主导作用，而飞行马赫数大于1.5时，来流的冲压作用占主导[6]。热试验研究表明，主火箭工作状态是RBCC发动机关键设计参数，引射抽吸能力随主火箭混合比的提升而增强[7]。主火箭富燃工作所需要的燃烧室长度较短，但发动机性能较低；主火箭恰当比或贫燃工作性能较高，但所需要的燃烧室长度较长[8]。主火箭射流摩尔质量及混合比对引射比及发动机比冲具有较大影响。一维分析结果表明，氢/氧主火箭混合比在2～16范围内，发动机比冲最大相差约37%[9]。数值模拟和实验研究表明，偏高和偏低的混合比不利于发动机性能的提高，针对特定的燃烧室构型，气氧/酒精主火箭混合比应为0.7左右[10]。本文前期工作[11]研究了贫燃气氧/酒精主火箭对引射比的影响，贫燃主火箭有利于提高引射比，在研究混合比变化范围内，引射比可提高44.6%；通过提高主火箭室压及主火箭喷管膨胀比的方式，来提高引射比及主火箭推力，可实现发动机性能的提升，但提高主火箭室压，必然带来结构质量及系统复杂程度的增加。相对而言，通过优化主火箭混合比的方法获得发动机性能的提升更为有利。综合以上研究结论，主火箭混合比影响着燃烧室内的释热区间，影响燃烧室内的压强分布，进一步影响引射比的大小，从而对引射流动燃烧及发动机性能产生重要影响。

本文采用包含前后体的全流道数值模拟方法，针对进气道起动工作前的引射模态超声速飞行阶段，飞行马赫数为1.5和2两个典型点，研究了主火箭混合比对RBCC发动机引射流动燃烧及发动机性能的影响规律。

1 物理模型

二元中心支板式RBCC发动机可采用多模块并联的方式实现水平起飞，单模块发动机构型及数值模拟计算域如图1所示。前方来流空气经过飞行器前体预压缩后，经进气道进一步压缩进入燃烧室与主火箭射流进行掺混燃烧，在燃烧室内与二次燃料组织二次燃烧，随后在单边膨胀尾喷管内进一步膨胀做功。

图1 RBCC发动机构型及计算域示意图Fig.1 Configuration of RBCC engine and calculation zone

RBCC发动机结构简图如图2所示，燃烧室入口宽高比为2.5，主支板占空比为0.3。气氧/煤油主火箭的2个矩形喷管安装在主支板内，2个喷管面积扩张比均为6。第一段燃烧室扩张角2°，第二段燃烧室扩张角1.5°，第一段燃烧室布置有以实现亚燃和超燃模态的燃料喷注和火焰稳定为目的的燃料支板和凹腔，燃料支板及凹腔分别位于距燃烧室入口约4H和7H位置处，H为燃烧室入口高度。为了减小亚燃/超燃模态燃烧室内阻，一方面去掉了第二段燃烧室内具有火焰稳定和掺混增强作用的凹腔；另一方面，缩短了燃烧室长度。

图2 RBCC发动机结构简图Fig.2 Schematic of RBCC engine

2 数值模拟模型

利用有限体积法求解三维气相控制方程，建立多组分化学反应流动的控制方程组，在欧拉坐标系描述气相方程，液态煤油采用压力旋流雾化模型喷射进入燃烧室内，通过喷嘴物理尺寸参数计算初始颗粒尺寸、速度和位置，采用拉格朗日方程描述颗粒相运动，采用TAB模型描述液滴雾化过程。

2.1 湍流模型

引射模态内流道的流动燃烧情况与来流条件强耦合，全流道数值模拟需要较大的计算域，受到计算资源的限制，舍弃耗费计算资源较高的直接模拟方法和大涡模拟方法，雷诺时均湍流模型通过对平均脉动的描述，可利用较少的计算资源获得较高的计算精度，依然受到广泛的应用[12-13]。k-ωSST剪切应力输运模型在近壁面处采用Wilcoxk-ω模式，在边界层边缘和自由剪切层采用k-ω模式，其间通过一个混合函数来过渡，对自由剪切湍流、附着边界层湍流和适度分离湍流都具有较高的计算精度。

2.2 化学动力学模型

主火箭超声速射流与亚声速空气气流进行混合燃烧，混合流又与液态煤油进行掺混，流动燃烧过程复杂。采用适用于宽Da数反应流的有限速率/涡耗散模型，该模型同时计算有限速率和涡耗散反应速率，净反应速率取两者较小值，适合既存在湍流混合控制、又存在动力学控制燃烧过程的模拟。采用煤油两步及氢气一步总包反应模型[14-15]，详细参数见表1。表1中，A、B和E分别为指前因子、温度指数和活化能。

表1 化学动力学模型Table 1 Kinetic model

2.3 网格划分

发动机构型具有对称性，以发动机中心面为对称面，取1/2为计算区域。采用分区网格划分技术获得结构化网格，对参数变化剧烈部分进行局部网格加密，对近壁面网格加密，全流道网格总数约为180万。

2.4 边界条件

为了准确模拟引射模态全流道流动燃烧情况，采用压力远场模拟远方来流，依据真实环境条件模拟来流条件。主火箭入口采用质量入口边界条件，尾喷管出口边界采用压力出口边界条件。发动机中心面采用对称边界条件，发动机壁面绝热无滑移。

2.5 数值模拟校验

文献[16]利用纹影手段获得了经典超声速进气道内部流场结构，选取飞行马赫数2.5的实验结果进行校验，数值模拟获得的流场马赫数分布情况如图3所示。与实验结果对比可知，本文采用的数值模拟模型获得的结果与实验结果吻合较好，可较好预示进气道内的流动情况。

(a)实验纹影结果

(b)数值模拟结果

采用RBCC发动机地面直连实验结果，对本文采用的数值模拟方法进行校验。空气来流4 kg/s，总温900 K。主火箭总温1 757 K，燃气摩尔组分为CO：0.35；H2：0.2；CO2：0.35；H2O：0.4。二次燃料为煤油，喷注位置位于隔离段主支板，燃料喷注当量比0.62。

分别针对冷流状态和主火箭工作状态燃烧室压强分布情况进行了对比，如图4所示。图4表明，数值模拟与实验获得的燃烧室压强分布情况整体吻合较好，高背压导致的流动分离，使得隔离段内波系结构复杂，数值模拟获得的隔离段内的压强分布与实验存在一定偏差，但对燃烧室整体性能影响不大。表明本文采用的数值模拟方法，可较准确预示RBCC发动机全流道引射流动燃烧过程及发动机性能。

图4 数值模拟与实验燃烧室壁面压强分布情况对比Fig.4 Wall pressure profiles of experiment and CFD

3 计算结果与讨论

基于中心支板式RBCC发动机构型，针对飞行马赫数1.5和2进行了全流道数值模拟研究。O/F比值为主火箭混合比，理论混合比为3.4，Ma=1.5时主火箭流量为Ma=2的1.5倍，二次燃料流量 由仅有主火箭工作时获得的引射比计算获得，按照燃烧室当量比0.8确定二次燃料流量，二次燃料喷注位置距燃烧室入口14H，采用上、下壁面结合的喷注方式。

3.1 引射流动燃烧特征

飞行马赫数1.5和2情况下，来流条件及主火箭工作状态相差较小，燃烧室流场分布情况具有相似性。限于篇幅，仅就Ma=1.5飞行条件下燃烧室参数分布情况进行分析。图5和图6是Ma=1.5时主火箭混合比分别为1.4和2.4的燃烧室CO和O2的分布情况。主火箭混合比为1.4时，主火箭富燃燃气射流与引射空气依靠剪切作用进行较缓慢的掺混燃烧反应，在燃烧室出口位置燃气的主火箭射流中央，仍有较多的可燃组分没有参与燃烧，而且燃烧室出口截面基本没有O2。一方面，说明主火箭富燃程度过大；另一方面，说明主次流掺混效率不足。混合比提高至2.4时，CO含量明显减少，CO包裹在主火箭射流中央，O2则分布在燃烧室的两侧，仍有必要采取掺混增强手段。混合比高于3.4时，主火箭贫燃工作，燃烧室内不存在CO。

本文在混合比1.4～8.4的范围内，对比了有无二次喷油燃烧室温度分布变化规律。图7为Ma=1.5条件下，燃烧室各截面气流总温的质量加权平均值，从图7可见，无二次燃烧时，主火箭混合比为1.4时，射流温度最低，气流平均总温也为最低，随着主火箭与空气之间掺混燃烧的持续进行，沿流道燃气总温逐渐上升。当主火箭混合比为2.4时，主火箭喷管出口燃气温度升高，由于引射比的提升，使得燃烧室内的放热量增大，在燃料支板位置，该工况的总温开始高于其他工况。主火箭恰当比工作时，在燃烧室入口位置总温最高，但由于缺乏后续放热，使得燃料支板下游气流总温基本保持不变。主火箭贫燃工作时，燃烧室内不存在燃烧放热。因此，总温升高趋势非常平缓，且贫燃程度越高，主火箭射流温度越低，燃烧室内混合气流总温也就越低。在14H位置进行了二次燃料喷注，二次燃烧放热使得混合气体总温迅速上升，虽然贫燃程度的增大使得二次燃料喷注上游的混合气体总温降低，但由于贫燃程度越大，燃烧放热靠后，使得引射比增大，同时相应的二次燃料喷注量也增大，使得燃烧室出口气流总温基本一致。

(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 发动机性能变化规律

图8给出了发动机内流道壁面压强分布情况，p0为前方来流静压，p为内流道侧壁面静压。表2给出了发动机性能参数，引射比(β)为二次空气质量流量与主火箭质量流量比值，引射比提高比例(γ)以主火箭混合比1.4为基准；主火箭推力为主火箭射流膨胀至主火箭喷管出口截面所产生的推力；δ为各工况与相同马赫数下主火箭推力与主火箭混合比为1.4主火箭推力之比；发动机内推力为包括进气道、主火箭、燃烧室及内喷管在内的发动机内流道产生的推力，ε为各工况与相同马赫数下主火箭混合比为1.4发动机内推力之比；RD-191液氧/煤油火箭发动机地面比冲约为3 028 N·s/kg，以相同推进剂流量(主火箭流量与二次燃料流量之和)的液体火箭发动机产生的推力为基准，定义RBCC发动机推力增益(Φi)=(RBCC内推力-火箭推力)/火箭推力。

图7 Ma=1.5燃烧室总温分布图Fig.7 Total temperature profiles in combustor for Ma=1.5

(a)Ma=1.5

(b)Ma=2

Ma=1.5主火箭单独工作情况下，燃烧室压强在主火箭喷管出口至凹腔前压强最高，经过凹腔后，富燃主火箭射流仍有一定的热释放，在凹腔下游，其压强高于主火箭恰当比及贫燃工作工况。随着主火箭混合比的增大，进气道内的静压呈降低趋势，发动机引射比逐渐增大。仅主火箭工作无二次燃料喷注时，混合比为1.4时，燃烧室压强最高，但此时主火箭推力较低，与恰当比工作火箭相比，主火箭推力下降10.9%；恰当比工作时，虽然主火箭自身推力最高，但由于燃烧室内缺少热释放，燃烧室压强较低，燃烧室积分推力较小；混合比为2.4时，主火箭推力与燃烧室压强分布均不是最高，但其发动机性能最优。说明Ma=1.5时，兼顾主火箭推力和燃烧室推力，选择合适的主火箭混合比，对提升发动机整体性能具有重要意义。

Ma=2仅主火箭工作时，随着主火箭混合比的提高，引射比最大提高109.0%，主火箭流量较小，主火箭推力占总推力比重降低。主火箭混合比为1.4时，燃烧室下游室压最高，发动机推力及比冲最高；混合比为2.4时，主火箭推力提升幅度不大，燃烧室压强降低，使得其性能降低；混合比进一步提高至3.4时，主火箭推力降低量与燃烧室推力提高量基本一致，发动机整体性能基本不变。

Ma=1.5含二次燃烧时，燃烧室下游压强迅速升高，并向燃烧室上游传播，引射比下降明显，结合总温分布情况，燃烧室下游的放热量逐渐增大，燃烧室推力随燃烧室静压的提高而增大，但由于贫燃主火箭推力的下降，当混合比大于恰当比时，发动机推力及比冲均降低。再次说明兼顾主火箭推力及燃烧室推力对提升发动机整体性能的重要性，主火箭恰当比工作时，发动机性能最优，推力增益为22.0%，比冲为3 696 N·s/kg。

Ma=2含二次燃烧时，燃烧室压强升高明显，与仅主火箭工作相比，发动机推力及比冲均提高，贫燃程度越高发动机性能提升比例越大。进行二次燃烧组织时，随着二次燃料流量的增大，燃烧室压强提高幅度较小，说明在没有凹腔增强掺混的情况下，引射模态可实现稳定燃烧，但仍需要掺混增强措施，以进一步提高燃烧室压强，获得发动机性能的提升。主火箭恰当比工作时，发动机性能最优，推力增益为36.6%，发动机比冲为4 136 N·s/kg。

在所研究主火箭混合比范围内，仅主火箭工作时，飞行马赫数1.5和2最优混合比分别为2.4和1.4。一方面，由于Ma=2时来流的冲压作用更强，使得进入燃烧室的空气流量增大；另一方面，由于Ma=2时主火箭的流量减小了1/3，小流量但富燃程度更高的主火箭射流与燃烧室内的空气进一步燃烧，获得更高的推力增益。在引射模态进气道起动前的超声速飞行阶段，主火箭恰当比工作并匹配二次燃料喷注时，一方面主火箭推力最高；另一方面，二次燃烧组织使得燃烧室压强获得较大幅度提升，以此获得了较高的推力增益，综合作用使得主火箭恰当比工作并匹配二次燃烧时，发动机性能最优。

表2 RBCC发动机性能参数Table 2 RBCC engine performance

4 结论

(1)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富燃状态的总温，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及压强分布情况，进而影响引射比及发动机性能。

(2)无二次燃料喷注时，引射比随混合比增大而增大，Ma=1.5、2时，引射比提升比例可达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。虽然来流马赫数大于1.5时，来流冲压作用对引射量占主导作用，但主火箭混合比仍对引射比产生重要影响，主火箭混合比和二次喷油规律存在优化匹配的必要。

(3)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，从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，在兼顾多模态的内流道中，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。

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(编辑：崔贤彬)

《固体火箭技术》编委会主任侯晓当选中国工程院院士

侯晓，1963年11月生，中共党员，我国固体火箭发动机专家，研究员，中国工程院院士，《固体火箭技术》第五、六届编委会主任。毕业于西北工业大学，1990年获得西北工业大学固体火箭发动机专业博士学位，毕业后分配到航天科技集团公司第四研究院工作，曾历任航天四院41所研究室副主任、主任、副所长，四院科技委常委等职；现任航天四院副院长、四院科技委主任，西北工业大学兼职教授、博士生导师。

侯晓院士是我国自己培养的第一位固体发动机专业的工学博士，是中国固体推进技术的新一代领军人物，国家某重点型号的副总设计师和发动机总设计师；他先后组织负责研发了国家多个重点型号的固体火箭发动机，成功攻克了多项关键技术难关；主持国家新型原材料的研发与应用研究，实现了我国战略关键材料技术的国产自主化，一举打破了国外在这方面的技术封锁与垄断！

侯晓院士理论基础扎实、善于系统思维、工程实践丰富、学风严谨务实，勇于开拓创新。多年艰辛的付出收获了累累硕果和荣誉！他先后获得国家科技进步特等奖1项，国家科技进步一等奖1项，国家科技进步二等奖1项，国防科技进步特等奖1项，国防和军队技术进步一等奖3项，在国内外期刊发表学术论文70余篇，授权发明专利7项；被评为航天科技集团公司有突出贡献专家、陕西省优秀科技工作者、国防科技工业有突出贡献的中青年专家、新世纪百千万人才工程国家级人选；享受国家级政府特殊津贴，是中国航天基金奖获得者。

(荣元昭 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，研究领域为航空宇航推进理论与工程。E-mail：linbb33@163.com

V438

A

1006-2793(2015)06-0804-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.010