中国科技期刊卓越行动计划推介：《推进技术》第十一期

摘要：空气涡轮火箭发动机（ATR：Air Turbine Rocket）是涡轮发动机与火箭发动机的组合（如图5所示），具有飞行速域宽（0~Ma4+）、空域大（0~30km）、推重比高（≥10）的技术优势，是临近空间飞行器的理想动力方案之一。相对于涡轮机组合循环发动机

（a）稳定工作（b）近熄火

通过LII方法获得的不同值班油量下的碳烟分布

研究背景

空气涡轮火箭发动机（ATR：Air Turbine Rocket）是涡轮发动机与火箭发动机的组合（如图5所示），具有飞行速域宽（0~Ma4+）、空域大（0~30km）、推重比高（≥10）的技术优势，是临近空间飞行器的理想动力方案之一。相对于涡轮机组合循环发动机（TBCC：Turbine Based Combined Cycle）、火箭基组合循环发动机（RBCC：Rocket Based Combined Cycle）等其他临近空间组合动力方案，ATR发动机由于其独特的富燃燃气和空气 “双流路”气动布局，实现压缩系统与膨胀系统的解耦，巧妙的避免了常规组合动力方案的“推力陷阱”和“死重”等技术缺陷，可以实现在宽速域、大空域内的无“模态转换”的推力连续飞行。

空气涡轮火箭发动机示意图

燃烧室是ATR发动机的核心部件之一，其与小涵道比涡扇发动机加力燃烧室的主要区别是ATR发动机燃烧室内涵为富燃燃气，其与外涵空气可以继续组织气-气燃烧；而加力燃烧室内涵则为贫燃燃气，无法与外涵空气组织燃烧。由于ATR发动机燃烧室内涵的富燃燃气含有大量的固体碳烟，对燃烧室的点火及宽范围稳定工作产生不利的影响，因此在燃烧室的设计阶段需要对燃烧室的稳定工作边界进行评估，为燃烧室的设计、改进提供技术支撑。

解决的问题及创新点

国内外研究学者针对燃烧室熄火边界预测方法开展了大量的研究工作。目前主要的研究方法包括纯经验方法以及半理论半经验方法。纯经验方法通过将熄火关键参数与大量试验数据进行经验拟合得出，比如应用于加力燃烧室熄火预测的Kst数模型。半理论半经验方法基于基本的理论推导结合大量试验数据修正得出，比如Lefebvre的熄火模型。但无论是纯经验方法还是半理论半经验方法，在预测方法的建立过程中都包含了经验校正，这会对方法的普适性带来不利影响。有鉴于此，本文以ATR发动机燃烧室蒸发式值班火焰稳定器为研究对象，采用将Damköhler数模型与数值模拟相结合的方法，建立了复合Damköhler数模型。Damköhler数定义为流动时间与化学反应时间之比，是一个纯理论模型，其中不包含任何的经验校正，因此，相对于纯经验方法和半理论半经验方法，复合Damköhler数模型具有更好的普适性。通过与实验数据对比，本文的复合Damköhler数模型熄火油气比的预测值与理论值吻合良好。

总结与展望

面向ATR发动机燃烧室蒸发式值班火焰稳定器的火焰稳定问题，本文采用将Damköhler数模型与数值模拟相结合的方法，建立了复合Damköhler数模型，其中化学反应时间为可燃混合气在关键反应区发生化学反应的最小时间；流动时间为燃料在关键反应区的停留时间，采用Damköhler=1作为熄火判定准则。

通过与实验数据对比，燃烧室稳定工作时，关键反应区的Damköhler=11.07；在熄火工况，关键反应区的Damköhler≈1，与理论值（Damköhler=1）吻合良好。在未来的工作中，作者将采用高/时空分辨率的数值仿真算法，获得燃烧室熄火过程中瞬时流Damköhler的动态变化规律，从而进一步揭示火焰稳定的本质机理。

近几年论文

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团队介绍

中国科学院工程热物理研究所先进推进动力团队自上世纪90年代起从事航空发动机研究，三十多年来致力于新原理高推重比发动机和新原理宽域发动机的关键技术攻关和整机集成。目前团队共有职工43人，其中正高级岗位人员5人、副高级岗位人员9人；在读研究生56人。研究团队设有总体性能组、结构与振动组、气动热力组、试验测试组、工程制图组及管理支撑组等，拥有航空发动机高空试验台、双轴双涵对转压气机试验台、暂冲式对转涡轮试验台、超音速叶栅试验台、液氧/煤油富燃燃气发生器试验台等多个发动机部件及整机试验装置，承担某GF重点项目、GF基础研究项目、两机专项、自然科学基金等多项国家、省部级和中国科学院项目，项目累计总经费超10亿元。