RBCC发动机引射模式及与热力壅塞的耦合特性研究

Aiming at improving the performance of RBCC engines in the ejector mode with consideration of the diversity of the incoming flow and the combustion organization ways in the combustor, the research on the physics of the air entrainment process and the thermal throat development is conducted by making use of numerical simulations, thermodynamic cycle analysis, quasi one-dimensional analysis, cold flow tests, and direct-connect tests. The coupling characteristics between air entrainment and thermal choking are carefully investigated. 1) The mechanism and assessment methods of air entrainment driven by the supersonic rocket jet are studied under different flight conditions; 2) Propagation characteristics of pressure in the flowpath are analyzed. Matching characteristics and transfer functions featured by rocket mass flow, air entrainment mass flow, fuel injection mass flow, heat release distribution, and thermal throat are established. A control model of ejector mode for RBCC engines is promoted taking performance optimization into consideration. This project is scientifically significant for deeply understanding the air entrainment process and thermal choking generation process in RBCC engines. As well, it possesses good value for RBCC applications, including fuel injection strategy optimization, compatible, stable and efficient operation of RBCC engines, thrust augmentation improvement, and fuel saving for the flight vehicle.

围绕RBCC发动机引射模态性能提升的关键技术需求，综合考虑飞行任务中空气来流条件和发动机燃烧组织的多样性特征，采用全流道一体化数值模拟，结合热力循环分析、准一维分析以及冷流实验、热态直连试验等方法及数据，细致研究以超声速火箭射流主导的空气引射过程和以二次燃料燃烧释热主导的热力喉道生成过程，深入剖析不同典型来流条件下引射模式与热力壅塞的匹配特性和耦合机制。1）表征RBCC发动机不同飞行状态下的引射模式，建立评估方法；2)分析压力波在复合型信息影响域中的传播特性，获得火箭射流量—空气引射量—燃料喷注量—释热分布—热力喉道之间的动态匹配特性和性能传递函数，建立以发动机引射模态性能为优化目标的控制模型。本项目对深入认识RBCC发动机的空气引射过程和热力壅塞过程具有重要的科学意义，对优化燃料喷注策略，实现发动机匹配、稳定、高效工作，提高推力增益，降低燃料消耗具有良好的应用价值。

引射模态是火箭基组合循环（RBCC）发动机特有的一种模态，其性能是飞行器飞行方案能否闭合以及入轨载荷能力高低的重要影响因素。有效提高引射模态性能，可显著降低燃料消耗，极大提升其竞争力。本项目结合RBCC发动机引射模态的实际工作特征，针对以超声速火箭射流/来流冲压作用主导的空气引射过程和复合型特征显著的燃烧释热过程开展了深入研究。1）建立了符合引射模态真实工作状态的大包络外场全流道一体化数值模拟方法，通过地面零速实验验证发现其参数模拟精度相较常见方法提升了20%左右。2）通过热力循环分析和直连试验研究，获得了有效提升发动机推力增益的关键参数—空气引射量和二次燃烧组织。3）数值研究了动态来流条件下的空气引射模式，发现发动机工作状态极其敏感易变，其内流场特点和工作特性与飞行条件、发动机构型以及火箭工作状态等耦合性极强。根据进气道工作特性，可以将引射模态分为“抽吸”、“溢流”、“激波脱体”、“进气道不起动/起动”等典型工作模式。提升火箭射流与来流空气之间的剪切面积，并尽可能增大进气道喉道面积，可有效提升空气引射量。4）数值阐释了燃烧室内多物理/化学场、多参数耦合的复合型燃烧释热特性。发现采用SMC模式的燃烧室内的燃烧模式主要是扩散燃烧；随着流动的进行，掺混逐渐充分，具有向预混燃烧发展的趋势。火箭射流与来流间的剪切层厚度在燃烧室入口处特别薄；随后在较短区域内迅速发展，厚度增加；在流道下游其厚度增加速率降低。飞行马赫数和内置火箭流量对空气引射模式与燃烧释热间的耦合特性具有主导作用。5）通过空气引射比模型和火箭驱动内流场模型的准确建立，形成了飞行条件—火箭射流量—空气引射量—释热分布之间的动态匹配特性和性能传递函数，获得了引射模态一维性能分析模型。本项目的研究成果可为优化RBCC发动机燃料喷注策略、提升推力增益、降低燃料消耗、实现发动机匹配、稳定、高效工作等提供理论支撑和研究方法。