火箭基组合循环(RBCC:Rocket Based Combined Cycle)推进系统,将火箭发动机和吸气式推进系统结合在一起,集成两者优点在宽空域和广速域的整体性能较好,在提升推进系统高效性与经济性方面的潜力较大,很可能成为下一代高超声速武器及可重复使用飞行器采用的动力系统。超燃模态RBCC的稳定高效工作是实现爬升弹道飞行任务的重要保障,RBCC超燃模态下高性能的燃烧组织是亟待解决的关键技术。RBCC宽广的工作包线使得其自身工作过程具有复杂的特点,除火箭支板自身的结构特点外,还需要考虑燃料状态的变化,现有超燃冲压发动机的燃烧组织技术在RBCC中的适用性也需要进行考察,这些都增加了超燃模态RBCC的研究难度。本文研究对象为适应爬升弹道的超燃模态RBCC发动机,针对研究对象设计了适合宽马赫数范围工作的中心支板式RBCC发动机构型;针对研究对象特点,选取数值模拟算法,并对于数值算法进行了较宽范围的适用性和精度的校验;运用三维数值模拟与地面直连试验等研究手段,开展了预喷注燃料方案研究,提出了适合火箭支板结构的预喷注燃料方案;对于分级喷注燃烧组织技术的影响因素和规律进行研究,获得了不同马赫数下的燃料喷注策略,实现了在Ma4-Ma8工作范围内较优的RBCC全流道性能。主要工作与结论如下:(1)针对RBCC为第一级动力系统,水平零速起飞的两级入轨飞行器任务,设计了缩比发动机内流道。进气道设计点定为Ma6,采取三波系混压式结构,捕获面积为0.0394m~2。发动机采用矩形截面流道,进气道、支板火箭、隔离段、燃烧室及尾喷管均为二元结构。采用激波串长度公式结合经验设计了隔离段。采用经典气动关系式结合已有经验设计了燃烧室构型,燃烧室总长为1200mm,扩张比为2.26。(2)为提升RBCC发动机在超燃模态的性能,开展了预喷注燃料方案研究,获得了预喷注燃料的点火与稳焰机制,提出了适合火箭支板结构的预喷注燃料方案并进行了地面直连试验验证。研究结果表明:对于常温煤油,为了获得燃烧室内的稳定燃烧,可以通过火箭支板上游预喷注与下游燃料支板喷注相结合的方式实现;对于加热态的煤油,直接进行燃料预喷注,无需在燃烧室下游喷注燃料,即可以在燃烧室中实现稳定燃烧。(3)针对典型来流条件,开展了RBCC超燃模态下分级喷注策略和燃烧规律的研究。对燃料支板间距影响的研究表明,燃料支板对燃烧性能有较大的影响,通过分析燃烧流场结构特征与燃烧效率之间的关系,获得了燃料支板间距的选取原则:在流道展向,需要将燃料支板置于预喷注燃料在火箭支板底部形成的富燃区域之外;同时,应保证燃料支板外侧喷注的燃料刚刚接触到流道壁面。(4)对预喷注空间分布影响的研究发现,将预喷注燃料分散至多个壁面的喷注方式可以充分利用来流中的氧气,从而提升发动机的燃烧效率,但是也会产生更强的阻塞减速作用,对于来流马赫数较低的工况可能造成进气道不启动的问题。因此预喷注燃料的分布方式要根据来流马赫数和进气道抗反压能力来确定:低马赫数或进气道抗反压能力弱的工况下,宜采用单壁面喷注方式;高马赫数或进气道抗反压能力强的工况下,可以选择多壁面的喷注方式。(5)对分级喷注燃烧组织策略的研究发现,第一级喷注带来的性能增益主要是通过其在隔离段燃烧释热带来的阻塞减速效应造成的,因此必须适度控制其阻塞减速的强度,在提高燃烧效率的同时避免进气道不启动或者流动损失过大等负面影响。当采用分级喷注策略时,燃料支板喷注的燃料与火箭支板底部相互作用而形成低速释热区域,第二级燃烧对燃烧室的减速作用会弱化预喷注的阻塞减速效果。(6)针对方案飞行器任务,利用获得的燃烧影响规律,通过数值模拟确定最佳的当量比,制定适合爬升弹道的RBCC高效燃烧组织方案。利用数值模拟开展了典型工况下RBCC超燃模态全流道性能的验证。结果表明,Ma6来流条件下,全流道推力1790N,比冲9970N·s/kg;Ma7来流条件下,全流道推力1771N,比冲5616N·s/kg;Ma8来流条件下,全流道推力1714N,比冲3527N·s/kg,比冲和推力均达到或者超过任务的要求。在Ma4、Ma5来流条件下发动机也具有较好的适应性和性能。数值分析结果表明,研究获得的发动机构型和燃烧组织策略能够实现方案飞行器爬升弹道任务的闭合。