SMC模式下RBCC发动机4 Ma工况性能仿真

刘 昊，王 君，张留欢

(西安航天动力研究所，陕西 西安 710100)

0 引言

采用何种燃烧模式组织RBCC发动机冲压流道空气流与燃料的二次燃烧，对发动机性能及结构有着重要影响。目前，二次燃烧模式主要分为四种：①SMC(Simultaneous Mixing and Combustion)模式，采用富燃火箭，火箭产生的一次流和冲压流道空气二次流边掺混边燃烧；②DAB(Diffusion and Afterburning)模式，采用化学恰当比火箭，在流道下游喷注二次燃料，待一次火箭流与二次空气流掺混完成后，组织二次燃烧；③SPI(shielded primary injection)模式，在化学恰当比的一次流内喷注燃料，利用一次流火箭羽流包裹燃料并实现燃料的输运，延缓二次流与燃料的混合及燃烧过程；④IRS(Independent Ramjet Stream)模式，在进气道或隔离段内将燃料喷入空气流，在火箭燃气与空气掺混前完成燃烧。其中，SMC燃烧模式采用火箭推力室提供富燃燃气作为燃料与来流空气进行二次燃烧，省略了专门的燃料喷注装置，燃烧室结构简单，引起国内外学者关注。

在火箭冲压模态下，由于火箭燃气射流与冲压来流间超声速射流剪切层内燃料/空气掺混过程主导着火箭富燃燃气的二次燃烧过程，因此火箭混合比对RBCC发动机性能存在重要影响。公开发表文献调研表明，SMC模式的研究国内外主要集中于火箭引射模态，而本文着重于研究火箭冲压模态下SMC模式较少发动机性能相关研究，此方面研究国内外较少。

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