力学大会2015集氢燃料RBCC引射模态性能分析

时文*，*，银*，*（哈尔滨工业大学高超声速，黑龙江哈尔滨 localvelocityofsound,m/s p staticpressure,Pa ejectingratio,definedinEq.(1) totalpressure,Pa thrustofscramjetengine, F

specificthrust, gas massflowrate,kg/s T statictemperature,K massflowrate,kg/s totaltemperature,K Machnumber ratioofspecificheat,J/(kg·K) V airvelocity,m/s fuelequivalenceratio cross-sectionalareaoftheengine,m2 fuel/airratio

theheatofkerosenecombustion, thermal

propulsive streamattheinlet mixingduct combustor nozzle 引射模态用于从地面起飞到低超声速飞行（Ma0~Ma3），在此种工作模式下，推要由冲压组合循环发动机，并做了大量的实验研究流（火箭）和二次流（空气）流量比为引射系数n，表示

本文主要研究了在火箭热力循环分析方法。研究发现当主流参数一定时，存在最优的引射系数n使得发达机推 FuelAir-

图1给出了火箭中。图中0表示进气道，1表示混合段，2、3分别为燃烧室的和出口，4为喷3214032140Entropy,图2二次流理想循2过程为主流和二次流掺混过程，静温从大气静温增长到燃烧室静温；2-恰当比情况下所需氢气的流量，在燃烧室中，完全燃烧且燃烧过程为亚声速。3-对于处于低速的火箭引射模态时存在第一和第三临界是最理想的状况。此时，由于进气道已经拥塞，获得了最大的二次流流量，通过二次燃烧的组织在混合段出口达到音速，如果再加上一段扩张部分，形成所谓的半热力喷管继续射火箭获得较好的推力性能。因为三种模式下引射系数满足nSSRnMRnSR，即饱和超音速模式下发动机引入二

1e2341234图3a)饱和超音速模式(SSR);b)超音速模式(SR);c)混合模式混合段处，主流和二次流没有掺混，在混合段出口，混合流参数统一即此处工质具

Ts1C T2

V2 V2s2pP,p 2 P,s 2 V2 V2s2 求解方程（2）~（4）能够得到V2的二次方程γγ

22γR 2

1 图4n下混合段出口首先，计算燃烧室出口数假设燃烧过程为等静压，可得dp根据方程和方程（6）可得到dV

其中，下标2为燃烧室，下标3为燃烧室出口。加热比τ为燃烧室出口总温与燃烧室总温比，即τTt3Tt2。由式（8）可知，随着加热比（或燃烧室出口总温）的增大，燃烧室出口数降低。 34.32cpTt0

然后，给出燃烧室出口总压pt3 总压pt2与数之间的关系p1γ1Ma2

32

pt2p21 Ma

2根据式（8）和等静压（p3p2）假设pt3

1221γ1Ma21 22

假设喷管膨胀过程是等熵且喷管出口燃气恰好膨胀喷管出口数Ma4为

p/ptp/pt0 21喷管出口声速a4为

kRτTk12kRτTk12t2Ma4kRτTtkRτTtk1Ma224V4

喷管出口速度即已知，RBCC发动F则F为

(1f)4η

2(1f)V

0V

2(1f)4 V0 给F为

推力计算方程比较复杂，但能够进行数值求解。其中，引射系数n是一个独立变0 Ejectingratio,图5给出了主流（火箭）数分别为2.0、2.5和3.0时，随着引射系数n，C发动机推力的变化趋势。发动机推力随着引射系数的增大快速增长后达到最大值，之后C发动机推力随着引射系数的增大而快速降低。例如，当主流（火箭）马赫数为3.0时， 推力在引射系数3.1时达到最大值然后迅速降低。而且主流（火）发热量越大，但相应的混合段出口静温T2较低。随着引射系数的增大，混合段出口静温T2降低，根据循环分析，发动机热效率迅速降低。当引射系数较低时，混合段出口静温T2较高，但此时燃烧室内释热量越低。因此，对于某一引射系数，发动机推力存在最大值

ThermalThermal Ejectingratio,图6n下，发动机热效率热效率的降低会使燃烧室出口总压pt3降低，由式（12）~（14）可知，喷管出口数和0 Ejectingratio,图7n下，发动机推进效率结效率和引射系数决定。本文给出了当RBCC工作在饱和超声速模式下，主流数不同CaoR,ChangJ,BaoW,etal. ysisofcombustionmodeandoperatingrouteforhydrogenfueledscramjetengine[J].InternationalJournalofHydrogenEnergy,2013,38(14):5928-5935.BaoW,QinJ,ZhouWX,etal.Effectofcoolingchannelgeometryonre-cooledcycleperformanceforhydrogenfueledscramjet[J].internationaljournalofhydrogenenergy,2010,35(13):7002-7011.TetlowMR,DoolanCJ.Comparisonofhydrogenandhydrocarbon-fueledscramjetenginesfororbitalinsertion[J].JournalofSpacecraftand s,2007,44(2):365-373.QinJ,BaoW,ZhouWX,etal.Flowandheattransfercharacteristicsinfuelcoolingchannelsofarecoolingcycle[J].InternationalJournalofHydrogenEnergy,2010,35(19):10589-10598.KandaT,KudoK.Conceptualstudyofacombined-cycleengineforanaerospace ne[J].JournalofPropulsionandPower,2003,19(5):859-867.KUBOTAS,TANIK,MASUYAG.Aerodynamicperformancesofacombinedcycleinlet[J].Journalofpropulsionandpower,2006,22(4):900-904.TaniK,KandaT,TokudomeS.AerodynamicCharacteristicsoftheCombinedCycleEngineinanEjectorJetMode[J].AIAApaper,2005,1210:2005.KandaT,KatoK,TaniK,etal.Experimentalstudyofacombined-cycleenginecombustorinejector-jetmode[J].JournalofPropulsionandPower,2007,23(6):1153-1159.KatoK,KandaT,KobayashiK,etal.Downstreamramjet-modecombustioninadual-modescramjetengine[J].Journalofpropulsionandpower,2006,22(3):511-517.KandaT,KatoK,TaniK,etal.Experimentalstudyofacombined-cycleenginecombustorinejector-jetmode[J].JournalofPropulsionandPower,2007,23(6):1153-1159.DuttonJC,CarrollBF.Optimal icejectordesigns[J].JournalofFluidsEngineering,1986,108(4):414-DuttonJC,CarrollBF.Limitationofejectorperformanceduetoexitchoking[J].Journaloffluidsengineering,1988,110(1):91-93.HanS,PeddiesonJ,GregoryD.Ejectorprimaryflowmolecularweighteffectsinanejector-ram journalofPropulsionandPower,2002,18(3):592-599.YangQ,ChangJ,BaoW,etal.Amechanismofcombustionmodetransitionforhydrogenfueledscramjet[J].InternationalJournalofHydrogenEnergy,2014,39(18):9791-9797.YangQ,ChangJ,BaoW.Thermodynamic ysisonspecificthrustofthehydrocarbonfueledscramjet[J].Energy,2014,76:552-558.ASTUDYOFHYDROGENFEULEDRBCCPERFORMANCEIN-EJECTORMODESHIWen1,*LIUMengmeng2,*WANGYouyin3,*BAO*(HarbinInstituteofTechnology,Heilongjiang150001,People’sRepublicof-basedcombinedcycle(RBCC)Enginecansignificantlyreducetheamountofon-boardoxidizerrequired.ThiswilldecreasetheweightofthevehicleandimprovetheperformanceoftheRBCCengine.Sincetheconceptof -basedcombinedcyclepropulsionsystemswasproposed,ithasreceivedconsiderableattention.Inthisshortcommunication,anidealizedthermodynamiccycle ysisiscarriedouttoevaluatethethrustperformanceofRBCCengineforthesaturatedsu icregime.Thethrustforthe ejectormodenotonlydependsontheinductedairflowrate,butalsodependsonthethermalefficiency