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火箭冲压组合发动机(RBCC:Rocket Based Combined Cycle)具有工作范围宽、兼具高比冲和大推力以及可重复使用等技术特点,在天地往返飞行器、导弹武器和高超声速飞行器等领域具有广阔的应用前景,是未来航天动力的重要发展方向之一。RBCC发动机宽包线、大空域飞行的工作特点,要求发动机在同一流道内实现引射、亚燃和超燃模态匹配工作,其中,不同于传统的亚燃冲压发动机,RBCC亚燃模态需要在扩张流道内形成热力喉道,用以代替几何喉道实现发动机高效工作,但热力喉道亚燃模态性能低于几何喉道,且热力喉道的形成受多种因素影响,规律复杂,实现热力喉道亚燃模态高性能难度较大。此外,RBCC亚燃模态自身工作范围宽,还要兼顾引射和超燃模态的性能,实现固定流道宽范围高效工作难度极大,因此,为了提升宽范围工作RBCC发动机整体性能,需要围绕流道设计与热力喉道调节,对RBCC亚燃模态开展深入研究。本文以适应宽范围工作的中心支板式RBCC发动机为研究对象,建立了适合亚燃模态工作特点的热力循环与一维分析模型,同时采用三维数值模拟与直连实验等研究手段,开展了基于热力调节的RBCC亚燃模态研究,建立了宽范围工作RBCC流道设计方法和热力喉道调节方法,获得了热力喉道影响因素和调节规律,以及基于热力调节的多级燃料喷注策略,实现了Ma2-7范围工作较优的全流道性能。论文的主要内容和结论如下:(1)建立了RBCC亚燃模态热力循环分析模型,模型中燃烧室为扩张流道且形成了热力喉道,利用模型开展了RBCC亚燃模态Ma3-6全流道构型设计。确定了不同来流条件下流道关键截面尺寸参数,明确了流道构型参数选取范围。对于Ma3-6范围工作的RBCC发动机,确定采用收缩比可调的变几何进气道和膨胀比为1.8的尾喷管,并对扩张比1.5~2.7范围的固定燃烧室进行优化设计。(2)建立了RBCC燃烧室亚燃模态一维分析模型,提出了一种双放热分布模型,较好地解决了气态火箭射流和液态煤油燃烧放热规律难于协调的问题;建立了一种等效流道面积修正的方法,克服了传统一维模型在描述火箭射流强三维流场时所遇到的困难,使得模型能够用于面积变化、放热分布、火箭射流等多因素作用下的热力喉道以及燃烧室参数的初步计算,模型的精度通过了三维数值模拟与直连实验的校验。采用一维模型开展了Ma3-6喷注工况设计,提出了采用两级不同扩张比燃烧室适应Ma3-6范围工作,其中第一级燃烧室扩张比选取1.8~2.2范围,第二级燃烧室扩张比选取为2.7。(3)采用一维模型和三维数值模拟开展了热力喉道影响因素研究。一维分析的结果表明燃烧室扩张比越小、放热量越大、放热越慢、放热位置越靠后或者火箭放热占比越小,热力喉道生成位置越靠后。在燃烧室扩张比和燃料总放热量相同时,热力喉道的生成位置越靠后燃烧室推力越大,因此在实际工作过程中,采用基于匹配当量比优化燃料喷注位置的热力调节方式,使热力喉道生成于燃烧室末端,可以提升发动机性能。Ma3数值模拟的结果验证了放热量、放热位置和火箭流量对热力喉道的影响规律,采用热力调节实现了11.8%~23.3%的性能提升。对于来流总压相对较低的Ma3和Ma4工况,两级燃料喷注可以更好地适应亚燃模态工作特点以及热力喉道调节,性能分别提升了12.3%和14.6%。通过研究获得了热力喉道的影响规律和调节方法。(4)开展了热力喉道直连实验研究。Ma5.5实验结果表明,通过优化燃料的喷注位置,性能提升了3.0%~8.3%。Ma4.0实验结果表明,随着燃料当量比的增加,热力喉道从无到有,再到生成位置逐渐后移,热力喉道位于燃烧室末端时推力和比冲综合性能达到最优,通过实验研究验证了利用热力调节提升发动机性能的有效性。综合Ma5.5和Ma3.0实验结果,以实现凹腔火焰稳定以及较好的燃烧性能为目的,确定了适合的凹腔位置。采用辐射光谱法对热力喉道流场沿程温度进行了测量,结合沿程流道压强数据计算出的测点马赫数与数值模拟流场变化趋势相同,通过实验获得了气流从亚声速到超声速的热力喉道生成过程。(5)基于热力循环与一维理论分析,建立了RBCC流道设计方法,开展了Ma3-6范围工作RBCC全流道设计,全流道采用收缩比3.8和7.6两档可调的变几何进气道,扩张比分别为2.1和2.7的两级燃烧室,以及膨胀比为1.8的尾喷管。基于热力调节优化,确定了燃料喷注策略,开展了全流道性能数值模拟研究。结果表明,通过在不同扩张比区域(Ma4-6在第一级燃烧室,Ma3在第二级燃烧室),多级燃料喷注的燃烧组织形式以及复合火焰稳定方式,实现了Ma3-6全流道匹配工作和869s~1115s的一体化性能,结合Ma2和Ma7计算结果,表明本文设计的RBCC全流道在Ma2-7范围内均可以获得较优的性能,通过研究获得了具有宽适应性的RBCC全流道构型和燃料喷注策略。(6)开展了全流道不同燃烧组织方式数值模拟研究。结果表明,对于来流总压相对较高的Ma5和Ma6工况,采用尽可能靠前的喷油策略性能较优,利用燃烧室入口台阶回流区可以实现大当量比燃料的掺混燃烧效果。对于来流总温较低的Ma3工况,火箭高温富燃射流的存在可以有效缩短燃料的掺混燃烧区间,实现采用热力喉道的扩张流道内燃料的稳定高效燃烧,火箭冲压组合工作模式性能优于纯冲压工作模式。