[发明专利]一种组合发动机燃烧室内多股流动混合燃烧的计算方法

说明书

本发明提供一种组合发动机燃烧室内多股流动混合燃烧的计算方法，首先构建一种适用于组合发动机燃烧室性能分析的单流管Euler方程模型。然后采用三个单流管模型分别代表火箭基组合发动机燃烧室内中心富燃燃气、空气来流以及混合层，把燃料添加、壁面摩擦、壁面传热、燃烧反应、面积变化、流动混合等因素作为源项置于Euler方程模型的右端。对构建的各单流管模型进行计算求解。本发明解决了设计阶段对不同构型方案及工况下燃烧室性能的快速评估问题。该计算方法能够在单机上获得燃烧室性能参数(速度、静温和静压等分布曲线)，为设计者计算发动机性能提供燃烧室出口参数，具有精度可靠、使用简单、实用性强等优点。

技术领域

本发明涉及航空航天领域中临近空间高超声速组合推进技术领域，特别是组合发动机燃烧室内多股流动混合燃烧的计算方法。

背景技术

当前战争向信息化方向发展，制空权、制天权和制信息权越来越密不可分。空天战场日益呈现出高度融合的趋势，临近空间是构建空天一体最为重要的环节。临近空间高超声速飞行器具有持久性、区域覆盖范围大、远程快速到达、快速响应、高生存、低成本等显著优势，可实现战略威慑与战术运用的全球快速察打一体化能力，将会引起信息感知和空天对抗军事能力的新革命。发展临近空间飞行器在未来军事对抗中具有重要战略/战术价值，已经越来越被世界军事大国所认识。

为了兼顾安全性、经济性和作战效能的综合要求，临近空间高超声速飞行器的飞行范围十分宽广，这就要求动力装置在如此宽广的飞行包线内长航程、重复使用中能够稳定可靠地工作。目前任何一种单一类型的吸气式发动机都不能满足上述要求，必须发展组合动力。这种组合动力装置通过不同动力的热力循环组合，可充分发挥不同类型的发动机在各自工作阶段的最佳性能。

典型的组合动力形式包括火箭冲压组合(RBCC)、涡轮冲压组合(TBCC)、空气涡轮火箭(ATR)与吸气式火箭组合发动机(ARC)等类型。临近空间组合推进技术难度巨大，需要多途径、多方案开展研究。

组合发动机的研制过程中，燃烧室内普遍存在多股流动混合燃烧的问题。流动混合燃烧是组合动力系统中的核心关键技术之一。

以火箭基组合发动机系统为例，其主要由冲压通道和嵌于流道中心的火箭预燃室构成，如图1所示。燃料在燃烧室内的驻留时间非常短，通常为毫秒量级，因而使从火箭预燃室流出的燃气与来流空气的混合及燃烧效率具有决定性意义。燃气与空气形成的混合层受可压缩效应与燃烧放热效应影响，极大地降低了反应混合层的增长速度，使得燃烧室内燃料与氧化剂的混合、点火与火焰稳定问题变得非常突出。因而，在研制过程中为提高组合动力系统的性能，对不同构型燃烧室在不同工况下性能的快速计算评估是十分必要的，这对发动机设计与优化有着重要的指导意义。

目前对燃烧室的多股流动混合燃烧的性能评估主要是采用二维和三维数值仿真的方法。数值仿真作为一种预测和诊断技术，其优点是能够提供流场的详细特性，阐明实验中无法观测到的流动现象。但由于计算量大、周期长，二维、三维数值仿真并不适合前期发动机的设计与优化。

相比而言，准一维方法假定燃烧室垂直流动方向参数均匀，只计算其沿流向的参数变化，有着计算量小、耗时少、精度较高的特点，而成为燃烧室性能快速评估最有效的方法。但组合发动机燃烧室内多股流动之间参数差别大(如图1所示)，传统准一维方法的单流管参数模型不能代表沿流向的不同流动间差别，因而也无法反应其中的混合燃烧过程，造成该类模型在组合发动机燃烧室多股流动上的计算评估结果不理想，与试验存在较大差别。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种组合发动机燃烧室内多股流动混合燃烧的计算方法。本发明要解决设计阶段对不同构型方案及工况下燃烧室性能的快速评估问题。该计算方法能够在单机上获得燃烧室性能参数(速度、静温和静压等分布曲线)，为设计者计算发动机性能提供燃烧室出口参数，具有精度可靠、使用简单、实用性强等优点。

为实现上述技术目的，本发明采用的技术方案是：