燃料噴注位置對(duì)于RBCC超燃模態(tài)性能的影響

張時(shí)空，李 江，秦 飛，魏祥庚，葉進(jìn)穎，湯 祥

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

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燃料噴注位置對(duì)于RBCC超燃模態(tài)性能的影響

張時(shí)空，李 江，秦 飛，魏祥庚，葉進(jìn)穎，湯 祥

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

為實(shí)現(xiàn)二元結(jié)構(gòu)火箭基組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)在超燃模態(tài)下較優(yōu)的工作性能，開(kāi)展了數(shù)值模擬研究。使用二階TVD格式差分算法，結(jié)合十二步乙烯簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型，分析了RBCC超燃模態(tài)下的冷熱態(tài)流場(chǎng)，評(píng)定燃料噴注位置對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。數(shù)值模擬結(jié)果表明，支板火箭關(guān)閉情況下，乙烯燃料RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)可在流道內(nèi)組織燃燒、建立室壓；將燃料在支板與凹腔中間靠上游位置噴注，可獲得較好的發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)推力增益可達(dá)9%以上；支板火箭底部的高溫低速回流區(qū)有助于維持燃料高效燃燒釋熱。

火箭基組合動(dòng)力循環(huán)(RBCC)；超燃模態(tài)；數(shù)值模擬；燃燒性能；回流區(qū)

0 引言

火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)動(dòng)力系統(tǒng)集成了吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和傳統(tǒng)火箭動(dòng)力系統(tǒng)的特點(diǎn)。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)包含引射/亞燃沖壓/超燃沖壓/火箭等多個(gè)模態(tài)，可靈活組合其中的各個(gè)模態(tài)，在寬空域和廣速域具有較好的整體性能。RBCC動(dòng)力系統(tǒng)可滿足飛行器高超聲速加速、巡航和空天運(yùn)輸?shù)囊蟆BCC超燃模態(tài)研究在國(guó)內(nèi)外已經(jīng)取得一定進(jìn)展[1-3]。

美國(guó)蘭利研究中心于20世紀(jì)70年代提出了支板的概念[4]，發(fā)動(dòng)機(jī)在流道中使用支板結(jié)構(gòu)，工作范圍Ma=0～7。阿拉巴馬大學(xué)的Nelson[5]研究了來(lái)流Ma=6.5下的氫燃料超燃發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性。試驗(yàn)表明，支板火箭可作為引導(dǎo)火焰或火焰穩(wěn)定器，同時(shí)支板火箭工作可提升推力。西北工業(yè)大學(xué)的李鵬飛[6]對(duì)軸對(duì)稱構(gòu)型RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)超燃模態(tài)燃燒流場(chǎng)開(kāi)展了研究，通過(guò)試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)了碳?xì)淙剂铣寄B(tài)下的可靠點(diǎn)火。徐朝啟[7]使用加熱態(tài)煤油作為二次燃料，面向適應(yīng)寬?cǎi)R赫數(shù)來(lái)流條件的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，開(kāi)展燃燒組織技術(shù)研究，初步獲得了寬范圍來(lái)流條件下的燃料噴注規(guī)律；湯祥[8]應(yīng)用數(shù)值模擬方法，分析模擬飛行狀態(tài)Ma=5.5的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能，發(fā)現(xiàn)將燃料在燃料支板、中心支板以及隔離段組合噴注，可獲得較好的燃燒性能。從上述研究?jī)?nèi)容可知，凹腔對(duì)超燃模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)性能較為有利；為利用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的高比沖優(yōu)勢(shì)，可在超燃模態(tài)時(shí)，將支板火箭以小流量工作或者關(guān)閉[9]。

在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃料駐留時(shí)間極其短暫，為實(shí)現(xiàn)燃料和空氣的充分摻混與穩(wěn)定燃燒，研究人員提出了多種燃燒組織策略：提前燃料噴注位置，將燃料在進(jìn)氣道、隔離段[8]噴注，以增加燃料與空氣的摻混長(zhǎng)度；創(chuàng)造低速回流區(qū)域，使用燃料支板[10]、后向臺(tái)階、凹腔[11-12]等，以增加燃料與空氣的摻混時(shí)間、實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定；在高速流動(dòng)下，常采用壁面小孔橫向噴注燃料，該方式能提供良好的射流穿透深度和較快的近場(chǎng)混合[13]。研究表明，當(dāng)飛行馬赫數(shù)Ma>5時(shí)，必須利用吸熱碳?xì)淙剂系牧呀夥磻?yīng)來(lái)提高燃料熱沉能力，從而滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻需求[14]；同時(shí)，潛在地提高發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒性能。在基礎(chǔ)研究階段，常用裂解態(tài)煤油替代物，如一定比例混合的甲烷和乙烯[15]或乙烯[16]等，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)性能以及燃燒組織技術(shù)探索。

綜上所述，為實(shí)現(xiàn)Ma=5以上的高超聲速飛行，有必要對(duì)應(yīng)用裂解態(tài)燃料的超燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒組織規(guī)律進(jìn)行研究。RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)將支板火箭置于內(nèi)流道，導(dǎo)致其內(nèi)流場(chǎng)與普通雙模態(tài)超燃發(fā)動(dòng)機(jī)相比存在顯著的差異。當(dāng)支板火箭關(guān)閉之后，支板末端將自然的形成低速回流區(qū)，該回流區(qū)有助于實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定。而前述研究工作或使用其他燃料[6-7]、或工作過(guò)程中支板火箭一直開(kāi)啟[8]、或研究對(duì)象為雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)[15-16]，對(duì)于超燃模態(tài)(支板火箭關(guān)閉)的，應(yīng)用裂解態(tài)燃料的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能研究尚不多見(jiàn)。

本文使用數(shù)值模擬方法，針對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)超燃模態(tài)，結(jié)合RBCC結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，重點(diǎn)研究燃料噴注位置對(duì)于二元構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，進(jìn)行燃燒組織技術(shù)的探索。這不僅對(duì)于寬速域工作的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)具有一定的工程意義，也可為高馬赫數(shù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)起到指導(dǎo)作用。

1 計(jì)算模型

本文研究對(duì)象基于西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的地面試驗(yàn)二元結(jié)構(gòu)的支板火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，構(gòu)型如圖1所示。發(fā)動(dòng)機(jī)由隔離段、支板火箭、凹腔、第一段燃燒室、第二段燃燒室構(gòu)成。支板火箭位于流道中央，凹腔長(zhǎng)深比為3，發(fā)動(dòng)機(jī)入口高度為H，發(fā)動(dòng)機(jī)總長(zhǎng)度為30H，燃燒室出口為1.6H。本文為研究超燃模態(tài)下噴注位置對(duì)于燃燒流場(chǎng)的影響，所有工況中支板火箭均處于關(guān)閉狀態(tài)。燃料自壁面均布的小孔噴注，6處噴注位置分別位于隔離段中部(H1)，隔離段下游(H2)，支板火箭出口下游(H3、H4、H5、H6)。文中以噴注位置指代對(duì)應(yīng)的工況，即H1工況下，燃料由H1位置噴注。噴注位置見(jiàn)圖1。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型與噴注位置Fig.1 Figure of combustor and inject positions

2 數(shù)值方法

2.1 差分方法與湍流模型

由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)中的激波波系較為復(fù)雜，本文使用二階TVD(Total Variation Diminishing，總變量衰減)差分方法。

使用有限體積方法求解三維多組分反應(yīng)系統(tǒng)的雷諾時(shí)均化N-S方程(RANS)，RANS方法將瞬態(tài)的脈動(dòng)量通過(guò)雷諾應(yīng)力模型在時(shí)均化的方程中體現(xiàn)出來(lái)。由于方程引入了雷諾應(yīng)力項(xiàng)，需建立相應(yīng)的湍流模型使方程組封閉。目前，常用的湍流模型包括零方程模型、一方程模型(SA模型)、兩方程模型(k-ε、k-ω)及多方程模型等。相關(guān)研究表明，非線性cubick-ε湍流模型具有一定的計(jì)算精度，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，可更好地模擬流場(chǎng)正應(yīng)力各向異性、旋流及流線的曲率影響。因此，本文使用兩方程cubick-ε湍流模型。

2.2 化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型

采用有限速率化學(xué)反應(yīng)模型模擬燃料燃燒過(guò)程，由于乙烯的詳細(xì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理涉及基元反應(yīng)眾多，考慮到現(xiàn)有的計(jì)算能力，本文使用表1所示的9組分12步動(dòng)力學(xué)模型[17]，表1中n為總反應(yīng)級(jí)數(shù)。

2.3 邊界條件

考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)的對(duì)稱性，取流道的1/2作為計(jì)算區(qū)域，加密近壁面網(wǎng)格，使得流場(chǎng)內(nèi)Y+<5以保證計(jì)算精度，計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)為170萬(wàn)。計(jì)算模擬區(qū)域入口狀態(tài)總溫1 850 K，總壓2.76 MPa，速度Ma=2.5。采用無(wú)滑移壁面，絕熱邊界。各工況下，燃料噴注當(dāng)量比均為1。

2.4 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證

(1)RBCC超燃地面試驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證當(dāng)前計(jì)算模型精度，選取二元結(jié)構(gòu)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)超燃模態(tài)試驗(yàn)為校驗(yàn)對(duì)象。來(lái)流模擬狀態(tài)為高度24 km、Ma=5.5。試驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)試驗(yàn)室進(jìn)行，發(fā)動(dòng)機(jī)包括隔離段、燃燒室。其中，燃燒室分為2段，包括凹腔、支板結(jié)構(gòu)。來(lái)流空氣流量5.2 kg/s，氣流總溫1 270 K，總壓1.8 MPa，速度Ma=2.3。工作過(guò)程中，支板火箭關(guān)閉，使用煤油燃料，噴注當(dāng)量比為0.87。圖2為數(shù)值結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的壓力對(duì)比。由圖2可見(jiàn)，數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)得到的壓強(qiáng)吻合較好，數(shù)值結(jié)果能較準(zhǔn)確地反映發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒特性。

表1 乙烯簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型Table 1 Simplified kinetics of ethylene

圖2 RBCC超燃試驗(yàn)數(shù)據(jù)/數(shù)值模擬對(duì)比Fig.2 Comparison of RBCC experiment data and CFD results

(2)裂解態(tài)碳?xì)淙剂咸娲镌囼?yàn)驗(yàn)證

采用美國(guó)空軍研究試驗(yàn)室等主導(dǎo)的HiFiRE-2試驗(yàn)數(shù)據(jù)[18]。燃料為裂解碳?xì)淙剂咸娲?體積比64%C2H4+36%CH4的混合物)，模擬Ma=8自由來(lái)流。發(fā)動(dòng)機(jī)為直擴(kuò)帶凹腔結(jié)構(gòu)?？紤]其構(gòu)型的對(duì)稱性，取發(fā)動(dòng)機(jī)1/4作為計(jì)算域，近壁面部分進(jìn)行邊界層加密，保證Y+<5，網(wǎng)格總數(shù)46萬(wàn)，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的壁面靜壓對(duì)比見(jiàn)圖3。

由冷熱態(tài)流道壁面壓力對(duì)比可知，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。以上對(duì)比證明，當(dāng)前數(shù)值算法可用于發(fā)動(dòng)機(jī)超燃流場(chǎng)數(shù)值模擬研究。

圖3 HiFiRE試驗(yàn)數(shù)據(jù)/數(shù)值模擬對(duì)比Fig.3 Comparison of experiment data and CFD results

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 冷流流場(chǎng)分析

圖4為冷流流場(chǎng)壓力分布。由圖4(a)可見(jiàn)，超聲速來(lái)流在隔離段內(nèi)經(jīng)過(guò)支板出口時(shí)，流道截面積發(fā)生突擴(kuò)。氣流產(chǎn)生2道膨脹波同時(shí)壓力下降，2股氣流在底部后方發(fā)生碰撞，形成2道尾激波，尾激波與壁面多次反射形成激波串。圖4(b)為流道馬赫數(shù)分布?？梢?jiàn)，支板底部及凹腔內(nèi)同時(shí)存在明顯的低速區(qū)。

(a) 頂視剖面壓力分布

(b) 側(cè)視剖面馬赫數(shù)分布

3.2 燃燒流場(chǎng)分析

圖5為冷熱態(tài)流場(chǎng)的剖面溫度分布。可見(jiàn)，支板底部回流區(qū)在冷流(圖5(a))時(shí)，即為高溫區(qū)域，而在反應(yīng)工況(圖5(b))下，該區(qū)溫度大幅度上升，說(shuō)明該處燃料與空氣發(fā)生了化學(xué)反應(yīng)。而實(shí)際上，燃料是噴注在該區(qū)下游的。經(jīng)分析，導(dǎo)致該現(xiàn)象的原因如下：支板后方的低速回流區(qū)卷吸下游H5處噴注的燃料以及兩側(cè)來(lái)流的空氣，燃料與空氣在低速區(qū)內(nèi)進(jìn)行摻混反應(yīng)，故在燃燒流場(chǎng)下(圖5(b))，支板后暨燃料噴注上游的溫度大幅度上升，溫度最高值達(dá)到3 200 K。

燃燒流場(chǎng)中，支板與凹腔中間出現(xiàn)一片較低溫度的區(qū)域(溫度2 600 K左右)。這是因?yàn)樵撎幨侨剂蠂娮⑽恢茫剂蠞舛容^高、燃料空氣摻混程度較低，故溫度較低。燃燒反應(yīng)主要發(fā)生在2個(gè)區(qū)域：兩側(cè)近壁面低速區(qū)；支板后方沿流向的帶狀區(qū)域。支板近壁面區(qū)域出現(xiàn)了溫度上升，該區(qū)域放大后的組分流線見(jiàn)圖6?？梢?jiàn)，在支板近壁面出現(xiàn)了CO2組分。這是由于支板下游的燃燒在流場(chǎng)中形成了較強(qiáng)的斜激波；在支板壁面附近，激波與邊界層干擾，形成了流動(dòng)分離的低速回流區(qū)；回流區(qū)攜裹下游的燃?xì)馍蟼?，使處于燃料噴注上游的支板壁面也出現(xiàn)了反應(yīng)產(chǎn)物CO2。

(a)冷流流場(chǎng)溫度分布

(b)燃燒流場(chǎng)溫度分布

圖6 支板附近局部放大CO2組分流線圖Fig.6 CO2 distribution of separation area of strut

圖7(a)為流場(chǎng)等壓線圖。可見(jiàn)，在支板與凹腔之間的主流中形成了斜激波串，H5處噴注的燃料與空氣中氧組分反應(yīng)，反壓向上游傳遞，在凹腔之后，激波串強(qiáng)度弱。由圖7(b)馬赫數(shù)云圖可見(jiàn)，流動(dòng)低速區(qū)主要集中于支板末端近壁面部分以及支板下游，這一區(qū)域也包括了燃燒反應(yīng)的高溫區(qū)。

圖8為H5工況流道壁面的壓力分布。由燃燒室冷熱態(tài)壓力分布對(duì)比可知，在燃燒狀態(tài)下，乙烯可在燃燒室內(nèi)組織燃燒。由圖8可見(jiàn)，燃料在X/L=0.31處噴入燃燒室，流道內(nèi)預(yù)燃激波串前傳至隔離段X/L=0.163處，在支板火箭出口(X/L=0.20處)附近壓力峰值達(dá)到入口壓力的3.2倍。支板出口處，流道截面積發(fā)生突擴(kuò)，超聲速氣流受到的加速減壓作用占主導(dǎo)，流道壓力最低降至1.8倍的入口壓力。之后，超聲速氣流不斷受熱，壓力上升，壓力峰值(X/L=0.30處)達(dá)到3.5倍的入口壓力。由于凹腔的穩(wěn)焰作用，在X/L=0.402～0.467范圍內(nèi)，燃燒加熱帶來(lái)的減速增壓作用大于流道面積擴(kuò)張的加速減壓作用，燃燒室壓力上升。在X/L=0.47(凹腔末端)之后，流道截面積逐漸擴(kuò)張，燃?xì)馐軣崃繙p少，超聲速氣流在此后加速，同時(shí)壓力下降。

(a) 頂視燃燒流場(chǎng)壓力分布

(b) 頂視燃燒流場(chǎng)馬赫數(shù)分布

圖8 H5冷流/燃燒工況流道壓力對(duì)比Fig.8 Cold/Hot wall pressure of H5 case

圖9為O2組分流線圖。燃料噴位上游與支板火箭出口之間、燃料噴注位置與凹腔之間均形成了較明顯的渦。在支板后與凹腔內(nèi)形成了低速回流區(qū)，在回流區(qū)內(nèi)，氧氣與燃料充分摻混反應(yīng)，故O2組分濃度較低。圖10為反應(yīng)產(chǎn)物H2O的分布?？梢?jiàn)，支板底部的低速回流區(qū)同時(shí)卷吸下游噴注的燃料與兩側(cè)來(lái)流內(nèi)的氧，回流區(qū)內(nèi)燃料與氧的摻混時(shí)間增長(zhǎng)，反應(yīng)充分，H2O濃度較高；而越靠近外側(cè)壁面，來(lái)流速度越快，燃?xì)怦v留時(shí)間越短，燃料氧氣反應(yīng)越不充分，H2O濃度在最外側(cè)濃度最低。在噴注點(diǎn)下游，燃料大面積與氧反應(yīng)，故H2O濃度較高。圖11為低速回流區(qū)冷態(tài)流場(chǎng)下的結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖[7]。可見(jiàn)，主支板下游形成一對(duì)反轉(zhuǎn)漩渦，上游來(lái)流部分氣體經(jīng)過(guò)主支板剪切層進(jìn)入低速回流區(qū)內(nèi)；由于流道在支板末端發(fā)生面積突擴(kuò)，來(lái)流在支板末端形成了膨脹波。主流區(qū)和回流區(qū)之間發(fā)生了強(qiáng)烈的湍流擴(kuò)散混合，即發(fā)生強(qiáng)烈的動(dòng)量、質(zhì)量和能量交換[19]。

圖9 O2組分濃度分布Fig.9 O2 species streamline of H5 case

圖10 H2O組分濃度分布Fig.10 H2O distribution of H5 case

圖11 支板后回流區(qū)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.11 Structure of recirculation area downstream the strut

3.3 計(jì)算結(jié)果總體參數(shù)對(duì)比

由前文分析可知，超燃模態(tài)下，支板后存在的低速回流區(qū)對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、反應(yīng)程度有一定影響。為進(jìn)一步評(píng)估燃料噴注位置對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，沿流動(dòng)X方向設(shè)定6處噴注位置H1～H6，具體坐標(biāo)見(jiàn)圖1。

將超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)總推力表示為燃料與空氣燃燒釋熱后，發(fā)動(dòng)機(jī)壁面壓強(qiáng)積分與粘性力之和。定義燃燒效率為實(shí)際溫升與理論溫升的比值，即

表2為發(fā)動(dòng)機(jī)性能總體參數(shù)。由計(jì)算結(jié)果可知，幾種工況下，發(fā)動(dòng)機(jī)均成功組織燃燒，最高燃燒效率達(dá)77.7%。在H1工況下，流道內(nèi)反應(yīng)較為劇烈，隔離段無(wú)法容納激波前傳造成的擾動(dòng)，在實(shí)際飛行過(guò)程中，將造成進(jìn)氣道的不起動(dòng)，故在性能比較中予以排除。由表2可見(jiàn)，沿流動(dòng)方向，在X/L=0.185～0.315范圍內(nèi)噴注燃料時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)推力及燃燒效率基本接近。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能計(jì)算結(jié)果Table 2 Simulation results of the combustor performance

3.4 燃燒室內(nèi)不同噴注位置性能對(duì)比

由H2～H5的壓力分布圖12可見(jiàn)，隨著燃料噴注位置向前移動(dòng)，隔離段受到擾動(dòng)的長(zhǎng)度逐漸增加，除H2工況(隔離段噴注燃料)外，高壓區(qū)主要集中于支板與凹腔之間。當(dāng)燃料在支板后噴注時(shí)，隔離段受到擾動(dòng)最遠(yuǎn)達(dá)到X/L=0.13處(H5工況)。

圖12 H2～H5工況俯視圖壓力分布Fig.12 Top view of static pressure of H2～H5 cases

圖13為流道質(zhì)量加權(quán)平均后的馬赫數(shù)分布。由圖13中可見(jiàn)，各工況下流道大部分區(qū)域?yàn)槌曀?。由H2與H5對(duì)比可見(jiàn)，在隔離段中噴注燃料(H2)時(shí)，氣流受到噴注燃料形成的弓形激波與燃燒加熱的共同作用，馬赫數(shù)急劇下降；而在H5工況下，由于燃燒放熱位置相應(yīng)靠后，氣流僅在隔離段出口(X/L=0.2)才開(kāi)始減速；流體在X/L=0.402～0.467 區(qū)間內(nèi)的Ma<1。這是由于該區(qū)間內(nèi)存在凹腔結(jié)構(gòu)，而凹腔內(nèi)部為低速區(qū)域，故在計(jì)算平均過(guò)程中，降低了燃?xì)庵髁鞯乃俣?。?jīng)過(guò)凹腔之后，燃?xì)馑俣仍黾樱谌紵页隹谒俣冗_(dá)到Ma=1.28左右。

選擇燃料噴注位置時(shí)，應(yīng)進(jìn)行兩方面考慮：從燃燒室整體性能的角度出發(fā)，噴注位置應(yīng)盡量靠前；而從對(duì)進(jìn)氣道的影響角度考慮，燃料噴注位置不宜過(guò)于靠前。綜合考慮，在本文工況下，將燃料在H3～H4之間噴注，可獲得較好的發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能。其中，H3工況(推力648 N)較之H6工況(推力593 N)推力增益可達(dá)9%以上。

圖13 H2～H5工況流道馬赫數(shù)分布Fig.13 Axial profile of Mach number of H2～H5 cases

4 結(jié)論

(1)針對(duì)RBCC超燃模態(tài)，應(yīng)用數(shù)值模擬方法，研究了氣態(tài)乙烯燃料對(duì)于二元構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，對(duì)燃燒組織技術(shù)進(jìn)行了探索。結(jié)果表明，現(xiàn)有的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)使用乙烯燃料，可組織燃燒，建立室壓。

(2)在本文的研究工況下，在支板火箭出口與凹腔之間靠上游的區(qū)間(H3～H4)噴注燃料，可獲得較好的燃燒性能；同時(shí)，可減輕反壓前傳對(duì)隔離段來(lái)流的干擾。

(3)RBCC超燃模態(tài)下，支板火箭關(guān)閉后，將在末端形成低速回流區(qū)，回流區(qū)將下游噴注的燃料卷吸攜裹至上游，增加了燃料駐留時(shí)間；燃?xì)庠诨亓鲄^(qū)劇烈反應(yīng)，回流區(qū)成為高溫區(qū)域。支板后回流區(qū)的高溫低速特性，有助于RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒組織。

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(編輯：崔賢彬)

Effect of fuel injection position on scramjet mode of RBCC engine

ZHANG Shi-kong, LI Jiang, QIN Fei, WEI Xiang-geng，YE Jin-ying，TANG Xiang

(Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory Northwestern Polytechnical University, Xi'an 710072, China)

In order to validate the adaptability and obtain good combustion performance of rectangular RBCC engine in scramjet mode, numerical simulation was used. Second-order discretization of Total-Variation-Diminishing (TVD) method and twelve-step reduced chemical kinetic model were used during simulation. The cold and hot flow field of engine were analyzed, and the effect of variation of injection position in scramjet mode on RBCC engine's combustion performance was compared. Results show that :1.the RBCC engine operating with ethylene as fuel could obtain high combustion pressure and combustion performance ; 2.better combustion efficiency and engine performance can be achieved when fuel was injected upstream of the area between the strut and cavity. The thrust could gain a 9% promotion when injecting fuel from appropriate position;3.the low speed and high temperature recirculation region downstream the strut provides a better heat release for the fuel.

rocket-based combined cycle (RBCC)；scramjet mode；numerical simulation；combustion performance；recirculation region

2015-02-04；

：2015-03-10。

張時(shí)空(1986—)，男，博士生，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)。E-mail:qadr@mail.nwpu.edu.cn

V438

A

1006-2793(2015)06-0798-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.009