火箭基组合循环燃烧组织研究现状

崔 朋，徐万武，陈 健，宋长青

（国防科学技术大学高超声速冲压发动机技术重点实验室，湖南长沙410073）

0 引言

火箭基组合循环发动机[1-2]（RBCC，Rocket Based Combined Cycle）将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的吸气式发动机结合起来，充分发挥了2种发动机的优势[3]。在不同的工作马赫数下，其对应有不同的工作模态[4]，实现了经济和效率的最佳组合。以RBCC为动力的空天飞机可以零速度启动，可重复使用[5-6]，具有快速响应和大范围空天机动能力，成为未来航空航天领域发展的重要方向[7]，也吸引了各国研究者的注意。

RBCC工作过程主要包括4个基本模态[8-10]：引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。刘洋论述了RBCC发动机这4种模态可靠运行的主要关键技术[11]，包括高效的燃烧组织实现。

燃烧组织对于RBCC性能的提升有着重要的影响。要使RBCC飞行器在每个工作模态下都有较好的性能，必然要对燃烧组织提出较高的要求。本文主要关注RBCC燃烧组织这一关键技术，主要论述与燃烧组织息息相关的燃料喷注方案设计、燃烧模式以及热力喉道调节3个方面。

1 燃烧组织研究进展

1.1 燃料喷注方案研究

燃料喷注方案包括喷注位置、喷嘴数量、喷嘴排布、喷注角度、喷注质量流率及喷孔直径等的设置。其中，研究最多的和较难理解的是喷注位置设置，包括喷注流向位置和是否使用辅助装置喷注等（例如支板喷注如图1所示[12]、凹腔前喷注如图2所示[13]）。

图1 支板喷注示意图Fig.1 Schematic diagram of strut injection

图2 凹腔前喷注示意图Fig.2 Schematic diagram of injection ahead of cavity

刘佩进等人探索了RBCC引射模态下二次燃料喷注位置对推力的影响[14]。研究指出燃料喷注位置适当后移，会使引射比和推力增加。然而其未研究如何产生更大的推力，也未对二次燃料喷射质量流率和喷注位置进行优化。Takeshi Kanda研究了引射模态下等直段二次燃料流向喷注位置的影响[15]，结果表明处于等直段的二次燃料流向喷注位置对二次燃烧情况没有影响，但是对于比较关心的扩张段等其他部分的喷注位置变化对燃烧性能的影响并没有进行研究。

Toshinori Kouchi等人对RBCC亚燃模态进行了直连式试验和数值模拟[16]，并验证了亚燃模态燃烧室是否能够正常工作。研究得到：通过在燃烧室蒙皮侧喷注燃料，能够提高混合和燃烧效率；当喷注质量流率相同时，在燃烧室蒙皮侧上游位置喷注可以产生更大的推力。Toshinori Kouchi给出了RBCC亚燃模态成功运行的条件。徐朝启等人在此基础上，研究了RBCC亚燃模态下凹腔、支板喷注以及凹腔前壁面喷注对发动机性能的影响[13]。研究指出：通过增加凹腔上游的壁面喷注可以进一步提高燃烧室压力，但是由此会造成推力损失；支板喷注点距离一次火箭过远或过近都会对RBCC亚燃模态性能产生不利影响。

通过以上分析可知，在引射模态，喷注点流向位置后移，可以提高发动机性能；在亚燃模态，喷注点流向位置靠近燃烧室上游，可以提高推力。因此，考虑到RBCC整体性能，应当优化喷注点流向位置，同时兼顾引射模态和亚燃模态的性能。

李鹏飞等计算分析了RBCC超燃模态下不同燃料喷注方式对发动机性能的影响[17]。结果显示采用一级支板二级壁喷的喷注方式（如图3所示）可以获得较优的性能。支板喷注会显著提高燃料的混合效率和燃烧效率，但同时会带来较大的总压损失和阻力。Masatoshi Kodera等人探究了超燃模态下二次燃料喷注对发动机性能的影响[18]。研究表明扩张燃烧室里的二次燃料喷注对推力增强没有影响。Masao Takegoshi等人在Masatoshi Kodera的基础上进行了进一步研究[19]，认为二次燃料和引入空气流的混合程度决定二次燃烧效率。

由以上分析可以看出，在亚燃和超燃模态，支板喷注和凹腔前壁面喷注均能提高燃烧和混合效率，但是又会带来一定的总压和推力损失。因此，要合理使用凹腔前壁面喷注和支板喷注方案。

图3 一级支板二级壁喷示意图Fig.3 Schematic diagram of primary strut and secondary wall surface injection

Adam Sieberihaar等人进行了多级喷嘴试验，如图4所示[20]，在微细支板上安装楔形多级喷嘴。该多级喷嘴既能喷射液体燃料，也能喷注气体燃料。试验结果表明，多级喷嘴起到了降低阻力和增强混合的作用。由此在以后的实验研究中，可以考虑使用多级喷嘴。

图4 微细支板构型Fig.4 Configuration of superfine strut

1.2 燃烧模式研究

燃烧模式主要是指二次燃烧组织方式，即为了实现推力增强和比冲增益，通过喷注二次燃料，对引射抽吸的空气组织二次燃烧。二次燃烧组织方式主要有4种：掺混及燃烧 (SMC，simultaneous mixing and combustion)、扩散后体燃烧 (DAB，diffusion and afterburning)[21-22]、主流保护性喷注 (SPI，shielded primary injection)[23]和独立亚燃燃烧 (IRS，Independent Ramjet Stream)[24]。下面将分别概述这4种模式的研究进展。

1.2.1 SMC模式和DAB模式

普遍认为SMC模式和DAB模式是RBCC燃烧组织最基本的2种模式。在SMC模式中，使用富燃火箭产生的一次流和引射入的二次空气流边混合边燃烧，不需要在流道下游喷注二次燃料。在DAB模式中，使用当量平衡一次火箭，在流道下游喷注二次燃料，待引入的一次空气流与二次流混合后，组织二次燃烧。DAB模式具有较高的热力学效率和燃烧效率，但是需要较长的引射燃烧室；而SMC模式虽然热力学效率和燃烧效率较低，但是可以有效缩短燃烧室长度，有利于减小飞行器体积和结构重量。

L.Daines等人定性比较了DAB和SMC两种模式[25]。在SMC模式中，由于二次燃烧给引射器增加了负推力，使其推力小于纯火箭推力。在DAB模式中，引射器可以获得正推力，但是，当二次燃料喷注位置离燃烧室上游更远时，会产生负推力。

M.Lehman等人进一步对两种模式进行了比较[26]，并分析了SMC和DAB两种燃烧模式各自的特点。研究指出：和DAB模式相比，SMC模式流道中火箭羽流和引入空气混合得更快，热通量也更高。

Zhang man等人提出了一种新的燃烧模式，即多级火箭引射方案[27]，如图5所示。第一级火箭内嵌于中心支板，工作在当量比状态；第二级火箭位于燃烧室上壁面纵向中间位置，工作在富燃状态。第一级火箭不仅可以引射远场空气，而且可以抑制燃烧室压强对进气道的影响；第二级火箭继续引射空气，并且能够保持火焰。多级火箭引射是对DAB和SMC燃烧模式的结合和优化，是研究RBCC引射模态二次燃烧比较好的方法。李强等人在Zhang man的基础上，开展了SMC+DAB混合燃烧模式的数值分析和发动机直连实验研究[28]，详细分析了富燃一次燃气对二次燃烧火焰稳定的作用及其对发动机性能的影响。研究认为，采用混合燃烧模式，可以实现发动机后体内稳定的二次燃烧。

图5 多级火箭引射方案Fig.5 Ejection sketch of multistage rocket

从以上分析可以看出，SMC+DAB混合模式倍受青睐，具备更优的性能，为人们对引射模态中二次燃烧的研究提供新的思路。

1.2.2 SPI模式

SPI模式的运行如图6所示，在当量平衡的一次流喷管中心喷射燃料，利用当量平衡的一次火箭羽流包裹着燃料并运送到流道后段，从而部分推迟二次流、燃料的混合和燃烧过程。SPI综合了SMC和DAB模式的各自优点，但是实现难度较大。

图6 SPI模式示意图Fig.6 Schematic diagram of SPI

R.O.Foelsche等人对SPI模式的特点进行了实验研究[29]。研究认为，分散的二次燃料喷注比集中喷注更容易引发二次燃烧，且能产生更高的流道压强。此种燃烧组织模式与变几何进气道、可移动喷嘴相比，可以减小发动机设计复杂度和重量。

R.Matthew等人在R.O.Foelsche的基础上，对SPI模式进行了进一步研究。其认为SPI模式既实现了简单结构下喷注燃料和引射空气的良好混合，又使发动机具有更短的流道。在考虑重量和复杂度的情况下，使用SPI模式能够提高RBCC性能。

黄生洪等人数值研究了SPI模式对RBCC引射模态推力性能的影响[30]。结果表明：与SMC模式相比，SPI燃烧组织模式有效延迟了二次燃烧，在保持一定的引射比的同时，提高了燃烧效率。

从以上分析可以看出，SPI模式最大的优势在于减小了结构重量和复杂度，并且在一定程度上提高了燃烧效率。

1.2.3 IRS模式

IRS不同于其他3种模式，并不是真正意义上的二次燃烧，该模式在进气道或者隔离段将燃料喷入空气流，直接组织燃烧，不会出现火箭羽流与引射空气混合的情况。IRS模式减小了结构复杂度，但是燃烧效率和热力学效率较低。

S.Yungster等人对IRS模式特点进行了分析[31]，指出了IRS的优点。研究指出，IRS模式不需要一个长的混合流道，可以提高结构效率，最小化结构复杂度，并且由于不需要火箭羽流与引射空气进行混合，可以使火箭混合比保持常数。

Jack R.Edwards等人在S.Yungster的基础上，对IRS模式进行了进一步研究[32]。其认为在IRS模式中，具有较高温度的火箭羽流能够对喷注燃料和二次流的燃烧进行点火，且能够保持火焰稳定。

Hu jichao等人研究了IRS模式对二次燃烧火焰的稳定特性[33]。结果发现，当总的火箭质量流率较小时，富燃火箭羽流不能点燃二次燃烧，甚至影响引入的二次空气的流量，而贫燃羽流可以在支板后部形成一个当地的引导火焰，从而点燃二次火焰。

从以上分析可以看出，除了SMC模式没有二次燃料喷注之外，DAB模式、SPI模式及IRS模式均有二次燃料喷注，区别在于喷注位置不同。由此可见，二次燃烧模式总是与燃料喷注方案息息相关；通过优化二次燃料喷注位置，可以实现燃烧组织模式优化，以提高RBCC引射模态整体性能。

1.3 热力喉道研究

热力喉道也称作热力壅塞，是一种非物理喉道，能够与几何喉道产生相同的效果。热力喉道调节技术就是在纯扩张流道中通过调节加热量、加热位置以及加热率等，产生与不同高度几何喉道相同的效果，使发动机可以在一个很宽的燃烧室压强变化范围内工作的技术[34]。

热力喉道的优点在于：不需要活动部件，结构简单，可靠性高，在多模态中都适用。下面根据热力喉道在不同模态中研究进展进行概述。

1.3.1 引射模态热力喉道研究进展

在引射模态中，通过热力喉道调节，可以将亚声速气流变成超声速，从而提高RBCC发动机性能。

Ryan B.Bond等人研究认为，通过将燃料喷注到空气流中，直接组织燃烧，可以实现热力喉道，并且通过改变二次燃料的喷注位置和质量流量，可以调节热力喉道的位置[24]。

刘佩进等人探索了热力壅塞对引射模态推力的影响[14]。结果表明，在地面静态条件下通过调节燃料喷射流量和喷射位置来改变热力壅塞的位置，能够实现引射火箭的推力增强。

吕翔等人在刘佩进的基础上，运用理论和实验相结合的方法对引射模态下实现热力壅塞进行了研究[35]。发现热力壅塞位置可调的根本原因有2个：一是改变加热规律影响了气流加速规律；二是燃烧组织方式影响燃烧室入口参数。对于多级小角度扩张构型的燃烧室，混合流总温、总压的下降，以及当混合流马赫数大于临界马赫数时，均易于实现热力壅塞。提高单位区间内的加热量有助于减小实现热力壅塞所需的流道长度。

1.3.2 亚燃模态热力喉道研究进展

Ryou Masumoto等人实验研究了RBCC亚燃模态的热力壅塞现象[36]。研究认为，由于摩擦损失减少，导致总压恢复，实现热壅塞的热量随着预燃激波系穿透力的增强而增加。

王亚军等人通过三维数值模拟，研究了亚燃模态热力喉道形成机理及规律[37]。研究认为，通过合理控制流道中的加热量和流道面积变化可以有效地控制热力喉道形成位置，凹腔组结构在形成热力喉道的过程中起着比较关键的作用。

由以上论述可以看出，调节热力喉道的方法主要包括：在引射模态时，主要通过改变燃料喷注方案来实现热力喉道的调节；在亚燃模态时，可以通过辅助装置（例如凹腔）来调节热力喉道位置。

2 结束语

对火箭基组合循环发动机的燃烧组织进行了综述，着重介绍了燃料喷注方案、燃烧模式选择以及热力喉道调节技术。可以看出，未来RBCC燃烧组织发展有以下方向：

1）就喷注方案而言，考虑到RBCC整体性能，应当优化喷注点流向位置，同时兼顾引射模态和亚燃模态；考虑到总压和推力损失，要合理使用凹腔前壁面喷注和支板喷注方案，同时兼顾亚燃模态和超燃模态。

2）就燃烧模式而言，近几年普遍对SPI和IRS模式的研究较少，尤其是在国内，重点放在了SMC，DAB及其组合上。以后研究的重点仍将放到SMC模式和DAB模式的优化上。

3）就热力喉道而言，研究主要停留在引射模态和亚燃模态。要使其用于RBCC所有模态，需要进一步的研究。

4）就工作模态而言，作为RBCC飞行器的低速工作模态，引射模态和亚燃模态是当今研究的重点。以后的研究应当把重点放在这2个模态上，为实现以RBCC为动力飞行器的宽速域飞行打下良好的基础。

5）就具体技术而言，燃料喷注方案、燃烧模式、热力喉道调节互相包含，存在耦合的情况，因此以上3个方面并不是孤立的，要想提高RBCC发动机性能，必须协调并优化以上3个方面。燃料喷注方案、燃烧模式、热力喉道调节均涉及到发动机结构。因此，提高发动机性能，必须优化发动机结构。

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