RBCC發(fā)動機純火箭模態(tài)流場數(shù)值仿真研究

張留歡，南向軍，張蒙正

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

RBCC發(fā)動機純火箭模態(tài)流場數(shù)值仿真研究

張留歡，南向軍，張蒙正

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

基于某火箭基組合循環(huán)（RBCC）發(fā)動機結構及氣動參數(shù)開展了飛行高度30 km、飛行速度8 Ma時，發(fā)動機純火箭模態(tài)三維流場數(shù)值仿真。對進氣道、燃燒室、尾噴管、火箭發(fā)動機等組件流場結果進行分析，并計算了發(fā)動機總體推力。結果表明：純火箭模態(tài)下，RBCC發(fā)動機進氣道存在氣流分離，喉部總壓恢復系數(shù)約為0.34；燃燒室存在兩股氣流摻混，二級進出口總壓損失約38.5%；二級燃燒室流場結構復雜，使得尾噴管入口截面氣流參數(shù)分布不均，其總壓畸變值為0.648；純火箭模態(tài)下該RBCC發(fā)動機軸向推力約1 700 N。

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機；純火箭模態(tài)；數(shù)值仿真

0　引言

火箭基組合循環(huán)發(fā)動機（RBCC）作為天地往返運輸、臨近空間飛行器動力系統(tǒng)之一，已得到廣泛的重視與研究［1-3］。RBCC動力具有工作包線范圍寬的特點，可工作于引射、亞燃、超燃和純火箭等模態(tài)［4-6］。其中，在飛行高度30～60 km，飛行馬赫數(shù)8以上，空氣動壓很小，沖壓模態(tài)已不能滿足動力需求，發(fā)動機轉為純火箭模態(tài)。此時，為減小大氣層內(nèi)空氣阻力，可將發(fā)動機進氣道打開，火箭發(fā)動機燃氣噴流與來流空氣在燃燒室內(nèi)相互作用，由尾噴管排出產(chǎn)生推力。

E.A.Luke等建立了RBCC引射模態(tài)數(shù)值計算模型，較好地捕捉到油氣擴散混合過程［7］；Toshinori Kouchi等進行了RBCC亞燃模態(tài)燃燒室直連試驗，發(fā)現(xiàn)增加燃燒室二級噴油可適當減小火箭推力室和喉道位置的熱負載而不減小推力［8］；……