本文關鍵詞：RBCC支板火箭超燃模態(tài)動態(tài)過程與性能研究

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【摘要】：火箭基組合循環(huán)(RBCC:Rocket Based Combined Cycle)推進系統將高推重比的火箭發(fā)動機與高比沖的沖壓發(fā)動機有機地集成于同一流道內,其具有寬包線、全彈道飛行的特點,兼具加速、機動與巡航能力。RBCC發(fā)動機超燃模態(tài)的穩(wěn)定高效工作是實現寬空域、高速域飛行的重要保障,也是實現RBCC發(fā)動機多模態(tài)協調匹配工作的核心問題。本文以兼顧引射/亞燃模態(tài)的中心支板式RBCC發(fā)動機為研究對象,使用液態(tài)煤油為燃料,開展了RBCC燃燒室在超燃模態(tài)下動態(tài)過程與性能的研究,具體包括:支板火箭射流的點火特性、火焰動態(tài)傳播過程與火焰擴散范圍、火焰穩(wěn)定方式、燃燒組織方式與燃油噴注策略、燃燒組織策略轉換過程中燃燒室壓力變化特征與激波串在隔離段中的動態(tài)傳播特性等。通過研究獲得了RBCC燃燒室在超燃模態(tài)下流道幾何結構設計方法、定量的燃油噴注策略及較優(yōu)的燃燒性能。論文的主要內容和結論如下:(1)對小流量富燃支板火箭射流作為引導火焰輔助液態(tài)煤油的點火與火焰動態(tài)傳播進行了實驗與數值模擬研究。支板火箭射流與來流空氣補燃形成的高溫擴散火焰促進了煤油的霧化、蒸發(fā)過程,縮短煤油的點火延遲時間�；鸺淞骰鹧嫘纬傻牡退賲^(qū)增加了煤油在燃燒室中的駐留時間,促進了煤油與空氣的摻混。當燃料支板距支板火箭出口距離Lpr、燃料支板橫向相對間距S1分別滿足0Lpr/Wr≤7.46、0S1/Wr≤1.38時(Wr為火箭射流與空氣補燃放熱較為完全時的火焰寬度),在不同的燃料噴注狀態(tài)、支板火箭工作參數、模擬飛行馬赫數及來流動壓條件下,支板火箭射流火焰在流道橫向與縱向方向上展現出了良好的火焰?zhèn)鞑ヅc擴散能力,確保了煤油可靠點火與穩(wěn)定燃燒。支板火箭射流火焰起到了可靠的點火源與火焰穩(wěn)定源作用。(2)為了進一步拓展發(fā)動機的工作穩(wěn)定性,對支板火箭關閉后燃燒室內的火焰穩(wěn)定方式進行了實驗與數值模擬研究,分析了不同火焰穩(wěn)定方式下的火焰結構特征。支板火箭關閉后,燃燒室內流動狀態(tài)與火焰穩(wěn)定方式發(fā)生了明顯的變化。結果表明僅靠燃料支板尾部回流區(qū)無法維持煤油的自持燃燒。通過凹腔結合燃料支板的協同穩(wěn)焰作用和支板火箭底部回流區(qū)的穩(wěn)焰作用均實現了煤油的自持穩(wěn)定燃燒。隨著凹腔前緣靠近燃料支板尾部,由凹腔穩(wěn)焰形成的逆流傳播火焰能有效點燃燃料支板噴注的燃料,使得火焰起始位置前移,火焰分布區(qū)域擴大,進而火焰維持在燃料支板尾部與凹腔之間,凹腔與燃料支板的協同穩(wěn)焰作用提升了燃燒室內的火焰穩(wěn)定能力。支板火箭底部下游回流區(qū)形成的值班火焰能可靠地點燃上游中心支板噴注的燃料,燃燒形成的擴散火焰充當類似支板火箭射流火焰的作用,點燃下游燃料支板噴注的燃料,實現火焰進一步向流道兩側擴展。(3)通過實驗研究了燃料支板與凹腔組合構型在燃燒室中分布位置的變化對火焰穩(wěn)定方式與燃燒性能的影響,獲得了RBCC燃燒室在超燃模態(tài)下流道幾何結構設計方法。燃料支板沿流道縱向方向后移后(Lpr/Wr由2.59變?yōu)?.22),支板火箭射流的火焰穩(wěn)定效果減弱。當凹腔前緣距燃料支板尾部距離L_(cp)/W_(pc)為0.68或3.93時(W_(pc)為燃料支板噴注的燃料與空氣燃燒放熱較為完全時的火焰寬度),凹腔的加入較顯著地增強了燃料與空氣的摻混燃燒效果,火箭射流與凹腔協同作用進行火焰穩(wěn)定,燃燒室內的火焰穩(wěn)定效果提升。凹腔離燃料支板尾部越近,火箭射流與凹腔的協同穩(wěn)焰效果越強。當L_(cp)/W_(pc)為0.68或3.93時,燃料支板沿流道縱向方向移動前后發(fā)動機的推力相差不超過3%。支板火箭關閉后,凹腔與燃料支板相距較遠時(L_(cp)/W_(pc)為7.18)僅凹腔進行火焰穩(wěn)定,凹腔與燃料支板未協同作用進行火焰穩(wěn)定,燃燒放熱集中于凹腔附近,燃燒放熱位置靠后,燃燒性能變差。凹腔的前移(L_(cp)/W_(pc)為0.68或3.93)提升了凹腔與燃料支板的協同穩(wěn)焰效果,燃燒放熱主要集中在燃料支板與凹腔之間,燃燒性能明顯提高。(4)通過實驗開展了RBCC燃燒室在模擬飛行馬赫數5.5和6來流條件下的燃燒組織與工作性能研究,分析了燃料支板高度、燃料支板橫向間距、燃料當量比、燃料噴注位置等因素對燃燒性能的影響,獲得了RBCC燃燒室在超燃模態(tài)下定量的燃油噴注策略與較優(yōu)的燃燒性能。全貫穿燃料支板相比半貫穿支板燃料的分布更為均勻,富油程度顯著下降,燃燒效率提高,流道推力具有34%的提升。燃料支板橫向相對間距的增加能增強燃料與空氣的摻混燃燒效果,發(fā)動機的推力性能提高,推力最大具有15%的提升。在模擬飛行馬赫數5.5來流條件下,燃料支板的噴注當量比應在0.57~0.74之間。采用中心支板(當量比0.21~0.31)結合燃料支板(當量比0.64~0.7)噴注能提升燃燒室內的燃燒組織效果,較好地實現了分布式加熱,燃燒釋熱量增加,發(fā)動機的推力性能提高。在模擬飛行馬赫數6來流條件下,燃料支板的噴注當量比應不大于0.88。當燃料支板的噴注當量比為0.74、中心支板的噴注當量比為0.33時,發(fā)動機的燃燒性能相對較優(yōu)。隨著飛行馬赫數的增加,燃燒室內燃料與空氣的燃燒組織方式未發(fā)生本質改變,但燃燒釋熱量減少,發(fā)動機的推力與比沖均下降,燃燒室出口處的總壓損失增大。(5)對變當量比、變燃料噴注位置及關閉支板火箭等燃燒組織策略動態(tài)轉換過程進行了實驗和數值模擬研究。采用不同的燃燒組織策略轉換方式均實現了順利轉換。結果表明燃燒組織策略的轉換時間與所采用的轉換方式密切相關。在燃燒組織策略轉換過程中,激波串在隔離段中的位置隨著燃燒室壓力的變化而發(fā)生移動,激波強度能較好地匹配燃燒室壓力的變化,激波串始終穩(wěn)定在隔離段內且未對隔離段入口氣流造成擾動。燃料當量比降低、支板火箭關閉后流道平均馬赫數均大于1,結合流場結構特征可知燃燒室內的燃燒狀態(tài)仍為亞聲速燃燒與超聲速燃燒共存的混合燃燒狀態(tài),且逐漸向以超聲速燃燒占主導地位發(fā)展。
【學位授予單位】：西北工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：V430
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本文編號：1235085