SMC模式下RBCC发动机4 Ma工况性能仿真

2021-04-22张留欢

火箭推进 2021年2期

刘昊，王君，张留欢

(西安航天动力研究所，陕西西安 710100)

0 引言

采用何种燃烧模式组织RBCC发动机冲压流道空气流与燃料的二次燃烧，对发动机性能及结构有着重要影响。目前，二次燃烧模式主要分为四种：①SMC(Simultaneous Mixing and Combustion)模式，采用富燃火箭，火箭产生的一次流和冲压流道空气二次流边掺混边燃烧；②DAB(Diffusion and Afterburning)模式，采用化学恰当比火箭，在流道下游喷注二次燃料，待一次火箭流与二次空气流掺混完成后，组织二次燃烧；③SPI(shielded primary injection)模式，在化学恰当比的一次流内喷注燃料，利用一次流火箭羽流包裹燃料并实现燃料的输运，延缓二次流与燃料的混合及燃烧过程；④IRS(Independent Ramjet Stream)模式，在进气道或隔离段内将燃料喷入空气流，在火箭燃气与空气掺混前完成燃烧。其中，SMC燃烧模式采用火箭推力室提供富燃燃气作为燃料与来流空气进行二次燃烧，省略了专门的燃料喷注装置，燃烧室结构简单，引起国内外学者关注。

在火箭冲压模态下，由于火箭燃气射流与冲压来流间超声速射流剪切层内燃料/空气掺混过程主导着火箭富燃燃气的二次燃烧过程，因此火箭混合比对RBCC发动机性能存在重要影响。公开发表文献调研表明，SMC模式的研究国内外主要集中于火箭引射模态，而本文着重于研究火箭冲压模态下SMC模式较少发动机性能相关研究，此方面研究国内外较少。

本文以数值仿真为研究手段，完成模型发动机模拟飞行

=4、高度

=17 km来流条件氢/氧火箭不同混合比(

=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度流场数值仿真，基于仿真结果，分析了火箭混合比及燃烧室长度对发动机推力、比冲性能的影响。

1 数值方法

采用文献[20]给出的RBCC发动机构型，该发动机为氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构，计算模型见图1，计算工况及边界条件见表1，表中L为基准燃烧室长度。

图1 计算模型示意图Fig.1 Sketch of computational model

表1 计算工况及边界条件

计算采用结构网格，控制方程为考虑组分输运的二维雷诺时均Navier-Stokes方程，计算格式为二阶AUSM格式，湍流模型为Realizable

模型，燃烧采用有限速率模型，动力学模型为H单步总包模型，计算网格及计算方法详见文献[13]。

2 计算结果及分析

2.1 发动机流场基本特征

不同混合比工况发动机内流动基本特征相似，图2以混合比

=2工况为代表，给出了发动机流场数值纹影及马赫数、温度云图。支板后发动机流场主要存在两道波系：1)支板火箭前缘激波，超声速来流空气经支板压缩，在支板前缘形成激波；2)火箭燃气射流压缩激波，火箭燃气射流膨胀对超声速来流空气进行压缩，在支板尾部形成激波。上述两道激波在燃烧室壁面及火箭燃气射流剪切层之间不断反射、相交构成了燃烧室流场流动基本特征。

图2 MR=2流场云图Fig.2 Flow filed contour with MR=2

图3和图4分别给出了发动机轴向不同截面温度及速度分布，图中纵坐标采用发动机内流道当地高度无量纲化。一次火箭流与二次空气流之间通过组分、动量及能量输运，火箭燃气及空气沿气流流动方向逐步完成掺混并进行二次燃烧，导致超声速射流剪切层厚度沿发动机轴向不断增长，这一过程一直持续到喷管出口。

图3 不同轴向截面温度分布Fig.3 Temperature distribution in different axial sections

图4 不同轴向截面轴向速度分布Fig.4 Velocity distribution in different axial section

2.2 混合比对发动机性能影响

图5给出了混合比对发动机推力、比冲的影响曲线。本文采用的发动机性能参数均为截面质量加权平均值。图5中

为火箭燃气完全膨胀到飞行高度大气环境压力时产生的推力，

为

对应的火箭比冲；

为RBCC发动机内推力，

为

对应的发动机比冲；Δ

为火箭推力增益，含义火箭与冲压组合成为RBCC发动机后，与单独的火箭发动机相比，所产生的推力增益；火箭比冲增益Δ

，为Δ

对应的比冲。从图5可以看出，火箭推力增益Δ

及火箭比冲增益△

均随混合比的增加而降低，在

<8时，火箭推力增益为正，而

=8时，火箭推力增益为负。这是由于在

=8时火箭中的氢和氧以化学恰当比燃烧，产物中无额外的燃料，因此燃气仅与来流空气发生掺混，而无燃烧过程；而

<8时，火箭富燃燃气中的H与来流空气进行二次燃烧，喷管出口气流速度得以提高，产生额外推力。同时，火箭混合比

越小，燃气中

含量越高，二次燃烧后燃气温度相应更高，所产生的发动机推力更大。

图5 发动机性能与混合比关系Fig.5 Relationship between engine performance and MR

图6给出了燃烧室出口及喷管出口燃烧效率与混合比关系曲线。燃烧效率采用燃料消耗定义，

fse)/

，式中

为火箭出口燃气中氢质量流量，

为给定发动机截面氢质量流量。从图中可以看出，燃烧室出口及喷管出口燃烧效率均随着混合比增加而增大，从上文分析中可知燃烧发生于火箭燃气射流剪切层，图3不同轴向截面温度沿燃烧室高度方向呈双峰分布就是火箭燃气射流剪切层燃烧的典型特征，而超声速火箭燃气与超声速来流空气一直到发动机出口还未完全掺混，因此导致火箭富燃燃气中的氢气与空气未能充分掺混燃烧，混合比

越大，火箭出口燃气中H含量越低，火箭燃气射流剪切层内燃烧相对越充分。同时，不同火箭推力室混合比下，喷管出口燃烧效率均显著高于燃烧室出口，表明火箭燃气射流剪切层内燃烧一致持续到喷管出口，燃烧主要受火箭燃气与冲压空气主流超/超剪切层掺混过程主导。