rbcc隔離段氣動特性及與燃燒室相互作用研究

1、摘要摘要火箭基組合循環(huán)（RBCCRocketBasedCombinedCycle）推進(jìn)系統(tǒng)是實現(xiàn)單級入軌及兩級入軌的最佳動力方案之一，其火箭射流引入使發(fā)動機(jī)具有零速啟動的全彈道飛行優(yōu)勢。對于實際的高超聲速飛行過程而言，雙模態(tài)（即亞燃超燃模態(tài)）轉(zhuǎn)換階段，為發(fā)動機(jī)工作的關(guān)鍵階段。能否實現(xiàn)平穩(wěn)的模態(tài)轉(zhuǎn)換關(guān)系到發(fā)動機(jī)工作的成敗，而RBCC在雙模態(tài)轉(zhuǎn)換點上的工作特征則少有研究。因此，需要開展相關(guān)探索研究，為豐富模態(tài)轉(zhuǎn)換控制策略以及RBCC在寬包線

2、工作優(yōu)勢提供依據(jù)。本文以大占空比（占空比為30%；所謂占空比，即主支板橫截面積占流道橫截面積的百分比）、中心支板式RBCC發(fā)動機(jī)為研究對象，采用實驗與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法，對隔離段冷態(tài)流場特征、RBCC預(yù)燃激波串模型、隔離段與燃燒室相互作用、不同燃燒模態(tài)流場特征進(jìn)行了研究。論文的主要工作和結(jié)論如下：（1）建立RBCC隔離段冷流實驗系統(tǒng)，采用陰影實驗與RANS數(shù)值模擬方法相結(jié)合，對RBCC隔離段壓升規(guī)律與波系結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究。結(jié)果表明：通流狀

3、態(tài)下，RBCC隔離段流場由主支板背壁膨脹波及來流撞擊激波組成。背壓增大使膨脹波范圍縮小，主流剪切層由向流道軸線匯聚轉(zhuǎn)變?yōu)榕c軸線平行，撞擊激波起始位置向上游移動。當(dāng)起始激波進(jìn)入支板段內(nèi)，混合段形成多道分叉激波。較低流量的一次射流僅改變主支板背壁回流區(qū)結(jié)構(gòu)，使主流剪切層向流道壁面傾斜并擠壓來流。不同來流馬赫數(shù)及背壓條件下的數(shù)值模擬結(jié)果表明，隔離段整體波系結(jié)構(gòu)由管流激波串與射流限流激波串組成。（2）基于不同來流條件下熱態(tài)實驗數(shù)據(jù)，提取隔離段激

4、波串長度及與之對應(yīng)的壓升比，通過引入二次燃料當(dāng)量比、中心支板占空比r這兩個參數(shù)，對Waltrup經(jīng)驗關(guān)系式進(jìn)行修正，得到適用于RBCC隔離段性能預(yù)示的經(jīng)驗公式。將此公式嵌入RBCC一維流道性能模型，對Ma=3~6條件下隔離段燃燒室壓強(qiáng)分布以及Ma=6~7條件下全流道（進(jìn)氣道隔離段燃燒室）性能進(jìn)行計算，并與三維CFD數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對比，驗證此公式可對RBCC熱態(tài)條件下激波串長度及相應(yīng)隔離段性能進(jìn)行有效估算。（3）采用液態(tài)煤油為燃料，在亞

5、燃超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換點Ma=5.5來流、較高二次燃料噴注當(dāng)量比條件下，開展隔離段燃燒室相互作用研究?；谌紵胰肟隈R赫數(shù)值，得到了4種典型燃燒模態(tài)：弱燃燒模態(tài)、火箭超燃模態(tài)、火箭亞燃模態(tài)和亞聲速燃燒模態(tài)。弱燃燒模態(tài)下，較大當(dāng)量比煤油發(fā)生微弱的裂解反應(yīng)，形成大量黑煙，隔離段波系與通流狀態(tài)一致。凹腔的引入使反應(yīng)區(qū)向展向擴(kuò)展，其燃燒釋熱使兩側(cè)來流熱力壅塞，形成火箭亞燃模態(tài)。燃料支板凹腔在一定距離內(nèi)組合可形成穩(wěn)焰源，在支板火箭關(guān)閉下維持二次燃料燃燒，

6、形成亞聲速燃燒模態(tài)。（4）對燃料支板位置、凹腔位置改變，以及支板火箭射流引入對RBCC燃燒模態(tài)影響進(jìn)行研究。發(fā)現(xiàn)：火箭射流引導(dǎo)下，燃料支板位置移動會造成燃燒模態(tài)轉(zhuǎn)換；關(guān)閉IAbstractAbstractRocketBasedCombinedCycle(RBCC)propulsionsystemisoneofthebestcidatesfapplicationinsinglestagetobit(SSTO)twostagetobit(T

7、STO)launchvehicle.TheadditionoftherocketjetmakesitpropeltheflightvehicletotakeoffatMach0whichmeansitcanoperateinthewholeflightenvelope.Thedualmodenamelybothsubsonicsupersonicmodesistheprimaryphaseinftherealhypersonicflig

8、htprocess.Theabilitytoachieveasmoothmodetransitionisrelatedtothesuccessfailureoftheengineoperation.HowevertheresearchoftheopearingacteristicsofmodetransitionfRBCCengineisrarelyfoundinopendata.Therefetoenrichthemethodsoft

9、hemodetransitionprovidethebasisftheadvantageonthewideenvelopeinRBCCenginesomeexplationshouldbecarriedout.TheRBCCflowpathwhichisinstalledonecentralstrutwithlargeoccupiedvolumeratio(theoccupiedvolumeratiowhichmeanstheratio

10、ofcentralstrutcrosssectionareatoflowpathcrosssectionareais30%)isemployedastheresearchobjectinthisthesis.ThroughthemethodsofexperimentalmeasurementnumericalsimulationtheacteristicsofcoldflowfieldthemodelofRBCCprecombustio

11、nshocktraintheinteractionbetweenisolatcombustionchambertheacteristicsofdifferentcombustionmodeswerestudied.Themainwkconclusionsinthisthesisareasfollows:(1)Theisolatcoldflowexperimentalsystemwasestablished.Basedontheshowd

12、owexperimentsnumericalsimulationthestudyoftheregularofthepressurerisetheshocktrainstructurewascarriedout.Atthegroundatmosphericpressureexpansionwaveisfmedatthebaseofthestrutthesubsequentshockappearsastheinflowimpactsthes

13、hearlayer.Asthebackpressureincreasestherangeoftheexpansionwavewouldbedecreasedtheshearlayersturnedfromconvergingtotheaxistobeparalleltotheaxis.Thustheleadingedgeoftheimpactedshockwavemovesupstream.Whenthestartingshockmov

14、esintothestrutsectionmanybifurcateshockwavesarefoundinthemixingsection.Theadditionoftheprimaryjetswithlowmassflowratesjustalteredthestructureoftherecirculationregionatthestrutbasewhichleadstheshearlayersqueezingtheinflow