火箭基组合循环发动机引射模态混合过程释热与反压影响研究

The rocket-based combined cycle ( RBCC ) ramjet is an appropriate propulsion system for the earth/orbit reusable launch vehicle. The ejector mode is a key mode of this engine, but the parameter match between the ejection and the secondary combustion in this mode is not clear. In this research, the theoretical analysis, experiment and numerical simulation are used to study the mechanism of the heat release in the shear layer between the primary and secondary flow, and the mechanism of the upward spread of backpressure. The law of the effect of heat release on the mixing process of the primary and secondary flow, and the effect of mixing degree on the resisting backpressure ability are obtained. Then a mathematical mode is established to be a token of the mixing, heat release and anti-pressure process in the primary and secondary flow, while the non-uniform flow field is taken into account. The mathematical mode will be used to optimize the parameter match between the ejection and the secondary combustion in the ejector mode, and provide theoretic and data support.

火箭基组合循环(RBCC)发动机是未来天地往返可重复使用运输系统的优选动力之一，引射模态是该推进系统的关键模态，而目前对引射模态中引射和二次燃烧的参数匹配还缺乏认识。本项目拟通过理论分析、试验研究以及数值计算，研究RBCC发动机引射模态一、二次流剪切层中释热过程对剪切层生长速度的影响机制，以及下游反压在不均匀流场中的前传机制，获得一、二次流掺混过程受燃料释热的影响规律，以及掺混程度对气流抵抗反压能力影响规律，在考虑掺混气流速度、温度、组分非均匀的条件下，获得RBCC引射模态一、二次流混合、释热与抵抗反压过程数学模型，为优化引射模态下引射过程与二次燃烧过程的参数匹配、获得最优性能提供理论基础和数据支撑。

本项目通过对典型引射流场的掺混过程的分析，研究了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态一、二次流剪切层中混合和释热对气流抵抗反压能力的影响作用机制，首次提出了引射过程自维持临界截面的概念，从理论上对该截面的判据进行了推导，并基于该概念提出了引射系统中对二次流流量的四种控制机制：第一临界机制、第三临界机制、背压影响机制和自维持临界截面控制机制；以自维持临界截面为分界截面，分别获得了该截面上游和下游流场中释热和掺混程度的变化对引射效果和抵抗反压能力的影响规律；在考虑掺混气流速度、温度以及组分非均匀的条件下，建立了RBCC引射过程准一维分析方法，并利用数值模拟结果和公开发表文献中的试验结果对方法的准确性进行了验证。另外，还将该方法从Ma0条件推广到了来流有速度条件，并利用数值模拟结果进行了验证。