RBCC支板火箭超燃模态动态过程与性能研究

发布时间：2017-11-28 21:56

  本文关键词：RBCC支板火箭超燃模态动态过程与性能研究

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【摘要】：火箭基组合循环(RBCC:Rocket Based Combined Cycle)推进系统将高推重比的火箭发动机与高比冲的冲压发动机有机地集成于同一流道内,其具有宽包线、全弹道飞行的特点,兼具加速、机动与巡航能力。RBCC发动机超燃模态的稳定高效工作是实现宽空域、高速域飞行的重要保障,也是实现RBCC发动机多模态协调匹配工作的核心问题。本文以兼顾引射/亚燃模态的中心支板式RBCC发动机为研究对象,使用液态煤油为燃料,开展了RBCC燃烧室在超燃模态下动态过程与性能的研究,具体包括:支板火箭射流的点火特性、火焰动态传播过程与火焰扩散范围、火焰稳定方式、燃烧组织方式与燃油喷注策略、燃烧组织策略转换过程中燃烧室压力变化特征与激波串在隔离段中的动态传播特性等。通过研究获得了RBCC燃烧室在超燃模态下流道几何结构设计方法、定量的燃油喷注策略及较优的燃烧性能。论文的主要内容和结论如下:(1)对小流量富燃支板火箭射流作为引导火焰辅助液态煤油的点火与火焰动态传播进行了实验与数值模拟研究。支板火箭射流与来流空气补燃形成的高温扩散火焰促进了煤油的雾化、蒸发过程,缩短煤油的点火延迟时间。火箭射流火焰形成的低速区增加了煤油在燃烧室中的驻留时间,促进了煤油与空气的掺混。当燃料支板距支板火箭出口距离Lpr、燃料支板横向相对间距S1分别满足0Lpr/Wr≤7.46、0S1/Wr≤1.38时(Wr为火箭射流与空气补燃放热较为完全时的火焰宽度),在不同的燃料喷注状态、支板火箭工作参数、模拟飞行马赫数及来流动压条件下,支板火箭射流火焰在流道横向与纵向方向上展现出了良好的火焰传播与扩散能力,确保了煤油可靠点火与稳定燃烧。支板火箭射流火焰起到了可靠的点火源与火焰稳定源作用。(2)为了进一步拓展发动机的工作稳定性,对支板火箭关闭后燃烧室内的火焰稳定方式进行了实验与数值模拟研究,分析了不同火焰稳定方式下的火焰结构特征。支板火箭关闭后,燃烧室内流动状态与火焰稳定方式发生了明显的变化。结果表明仅靠燃料支板尾部回流区无法维持煤油的自持燃烧。通过凹腔结合燃料支板的协同稳焰作用和支板火箭底部回流区的稳焰作用均实现了煤油的自持稳定燃烧。随着凹腔前缘靠近燃料支板尾部,由凹腔稳焰形成的逆流传播火焰能有效点燃燃料支板喷注的燃料,使得火焰起始位置前移,火焰分布区域扩大,进而火焰维持在燃料支板尾部与凹腔之间,凹腔与燃料支板的协同稳焰作用提升了燃烧室内的火焰稳定能力。支板火箭底部下游回流区形成的值班火焰能可靠地点燃上游中心支板喷注的燃料,燃烧形成的扩散火焰充当类似支板火箭射流火焰的作用,点燃下游燃料支板喷注的燃料,实现火焰进一步向流道两侧扩展。(3)通过实验研究了燃料支板与凹腔组合构型在燃烧室中分布位置的变化对火焰稳定方式与燃烧性能的影响,获得了RBCC燃烧室在超燃模态下流道几何结构设计方法。燃料支板沿流道纵向方向后移后(Lpr/Wr由2.59变为4.22),支板火箭射流的火焰稳定效果减弱。当凹腔前缘距燃料支板尾部距离L_(cp)/W_(pc)为0.68或3.93时(W_(pc)为燃料支板喷注的燃料与空气燃烧放热较为完全时的火焰宽度),凹腔的加入较显著地增强了燃料与空气的掺混燃烧效果,火箭射流与凹腔协同作用进行火焰稳定,燃烧室内的火焰稳定效果提升。凹腔离燃料支板尾部越近,火箭射流与凹腔的协同稳焰效果越强。当L_(cp)/W_(pc)为0.68或3.93时,燃料支板沿流道纵向方向移动前后发动机的推力相差不超过3%。支板火箭关闭后,凹腔与燃料支板相距较远时(L_(cp)/W_(pc)为7.18)仅凹腔进行火焰稳定,凹腔与燃料支板未协同作用进行火焰稳定,燃烧放热集中于凹腔附近,燃烧放热位置靠后,燃烧性能变差。凹腔的前移(L_(cp)/W_(pc)为0.68或3.93)提升了凹腔与燃料支板的协同稳焰效果,燃烧放热主要集中在燃料支板与凹腔之间,燃烧性能明显提高。(4)通过实验开展了RBCC燃烧室在模拟飞行马赫数5.5和6来流条件下的燃烧组织与工作性能研究,分析了燃料支板高度、燃料支板横向间距、燃料当量比、燃料喷注位置等因素对燃烧性能的影响,获得了RBCC燃烧室在超燃模态下定量的燃油喷注策略与较优的燃烧性能。全贯穿燃料支板相比半贯穿支板燃料的分布更为均匀,富油程度显著下降,燃烧效率提高,流道推力具有34%的提升。燃料支板横向相对间距的增加能增强燃料与空气的掺混燃烧效果,发动机的推力性能提高,推力最大具有15%的提升。在模拟飞行马赫数5.5来流条件下,燃料支板的喷注当量比应在0.57~0.74之间。采用中心支板(当量比0.21~0.31)结合燃料支板(当量比0.64~0.7)喷注能提升燃烧室内的燃烧组织效果,较好地实现了分布式加热,燃烧释热量增加,发动机的推力性能提高。在模拟飞行马赫数6来流条件下,燃料支板的喷注当量比应不大于0.88。当燃料支板的喷注当量比为0.74、中心支板的喷注当量比为0.33时,发动机的燃烧性能相对较优。随着飞行马赫数的增加,燃烧室内燃料与空气的燃烧组织方式未发生本质改变,但燃烧释热量减少,发动机的推力与比冲均下降,燃烧室出口处的总压损失增大。(5)对变当量比、变燃料喷注位置及关闭支板火箭等燃烧组织策略动态转换过程进行了实验和数值模拟研究。采用不同的燃烧组织策略转换方式均实现了顺利转换。结果表明燃烧组织策略的转换时间与所采用的转换方式密切相关。在燃烧组织策略转换过程中,激波串在隔离段中的位置随着燃烧室压力的变化而发生移动,激波强度能较好地匹配燃烧室压力的变化,激波串始终稳定在隔离段内且未对隔离段入口气流造成扰动。燃料当量比降低、支板火箭关闭后流道平均马赫数均大于1,结合流场结构特征可知燃烧室内的燃烧状态仍为亚声速燃烧与超声速燃烧共存的混合燃烧状态,且逐渐向以超声速燃烧占主导地位发展。
【学位授予单位】：西北工业大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2015
【分类号】：V430
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本文编号：1235085