劉 仔, 陳林泉, 吳 秋

(中國(guó)航天科技集團(tuán)公司第四研究院第41研究所, 西安 710025)

0 引言

當(dāng)飛行馬赫數(shù)超過(guò)5時(shí),燃燒室內(nèi)的流動(dòng)維持超聲速狀態(tài)能獲得更高的比沖[1]。因此,超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是高超聲速飛行器的理想動(dòng)力裝置。美國(guó)與俄羅斯等相繼開展了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究,并取得了大量的成果。美國(guó)更是開展了以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器的飛行演示試驗(yàn)。

固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與其他超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相比具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可長(zhǎng)期貯存、安全性好、成本低、作戰(zhàn)反應(yīng)時(shí)間短、無(wú)點(diǎn)火與火焰穩(wěn)定困難等優(yōu)點(diǎn)。因此,在高超聲速導(dǎo)彈上具有廣泛的應(yīng)用前景。1992年,Witt等[2]提出了固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的概念。呂仲[3-4]首次開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)超聲速燃燒的試驗(yàn)與數(shù)值模擬研究。李軒等[5]對(duì)固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室的燃燒特性開展了研究。劉仔等[6]研究了補(bǔ)燃室入口空氣參數(shù)對(duì)燃燒性能的影響。

目前,針對(duì)固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究極少且均以補(bǔ)燃室為研究對(duì)象。由于進(jìn)氣道與補(bǔ)燃室之間存在耦合作用效應(yīng),因此將進(jìn)氣道與補(bǔ)燃室進(jìn)行整體流場(chǎng)計(jì)算,分析補(bǔ)燃室的燃燒特性比單獨(dú)計(jì)算補(bǔ)燃室具有更重要的意義。文中對(duì)進(jìn)氣道與補(bǔ)燃室進(jìn)行了初步設(shè)計(jì),利用數(shù)值模擬方法研究等動(dòng)壓飛行條件下補(bǔ)燃室的燃燒特性,為固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工程設(shè)計(jì)提供一定的參考。

1 固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)

選取飛行高度H=25 km,馬赫數(shù)Ma=6為設(shè)計(jì)點(diǎn),采用文獻(xiàn)[7]提出的軸對(duì)稱進(jìn)氣道工程設(shè)計(jì)方法對(duì)軸對(duì)稱混壓式進(jìn)氣道進(jìn)行初步設(shè)計(jì)。進(jìn)氣道捕獲半徑為80 mm,外壓縮段的半錐角分別為9.6°、15.3°、24.4°,設(shè)定唇罩起始傾角為15°,內(nèi)壓縮段采用圓弧過(guò)渡,其中內(nèi)收縮比為1.85。根據(jù)固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室的工作特點(diǎn),隔離段采用等面積彎曲管道設(shè)計(jì)。

補(bǔ)燃室采用三級(jí)擴(kuò)張段設(shè)計(jì)[3],適當(dāng)?shù)臄U(kuò)張?jiān)O(shè)計(jì)能夠有效避免超聲速流動(dòng)在加熱過(guò)程中形成大范圍的熱壅塞,以避免總壓損失過(guò)大。其中三級(jí)燃燒室長(zhǎng)度與擴(kuò)張角度分別為:100 mm與0°、300 mm與1°、400 mm與2.5°。

燃?xì)獍l(fā)生器安裝在進(jìn)氣道的中心體內(nèi)。為保證貧氧推進(jìn)劑能夠穩(wěn)定燃燒,燃?xì)獍l(fā)生器采用壅塞式設(shè)計(jì)。由于文中只對(duì)補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒過(guò)程開展研究工作,因此不進(jìn)行尾噴管的設(shè)計(jì)工作。其中發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型

2 數(shù)值計(jì)算方法

2.1 計(jì)算方法

文中所設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)模型是旋轉(zhuǎn)軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)形式,因此文中采用二維軸對(duì)稱以簡(jiǎn)化計(jì)算。采用的雷諾時(shí)均N-S方程為[8]:

(1)

在基于密度條件下,采用二階迎風(fēng)格式離散控制方程,利用Roe-FDS求解界面通量。湍流模型采用SSTk-ω模型,該模型是一個(gè)自適應(yīng)模型;默認(rèn)采用增強(qiáng)壁面函數(shù)對(duì)近壁區(qū)進(jìn)行處理,要求y+=1～5之間,文中選取y+=2[9]。同時(shí)考慮超聲速燃?xì)鈮嚎s性的影響[10]。湍流燃燒模型采用渦團(tuán)耗散模型,化學(xué)反應(yīng)速率的計(jì)算式為[8]:

(2)

邊界條件設(shè)置如下:

1)燃?xì)馊肟?/p>

采用壓力入口邊界條件。噴嘴出口的富燃燃?xì)饨M分為C2H4、CO2與H2O,其中各組分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為0.5、0.25與0.25[5]。富燃燃?xì)獾目倻豑t=2 200 K,總壓pt=2 MPa,出口馬赫數(shù)Ma=1[5]。

2)空氣入口

采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件。文中采用等動(dòng)壓飛行設(shè)計(jì)方案。根據(jù)文獻(xiàn)[11]可確定設(shè)計(jì)狀態(tài)與非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的來(lái)流參數(shù)見表1。

3)出口、壁面與對(duì)稱軸

出口采用壓力出口,壁面采用絕熱固壁,對(duì)稱軸采用對(duì)稱邊界,其中參數(shù)均保持默認(rèn)設(shè)置。

表1 來(lái)流空氣條件

2.2 算例驗(yàn)證

利用文獻(xiàn)[10]的物理問(wèn)題驗(yàn)證湍流模型與燃燒模型組合對(duì)超聲速剪切摻混燃燒計(jì)算的準(zhǔn)確性。圖2是實(shí)驗(yàn)與數(shù)值對(duì)比結(jié)果。結(jié)果表明,文中的模型組合可計(jì)算超聲速剪切摻混燃燒問(wèn)題。

圖2 燃燒室截面(x=113 mm)的速度分布

3 計(jì)算結(jié)果與分析

圖3 補(bǔ)燃室的靜溫分布

圖3是不同來(lái)流條件下補(bǔ)燃室的靜溫分布。不同來(lái)流馬赫數(shù)下補(bǔ)燃室的擴(kuò)散火焰結(jié)構(gòu)一致。隨著軸向距離的增大,火焰面的位置逐漸靠近壁面。隨來(lái)流馬赫數(shù)的增加,補(bǔ)燃室入口空氣靜溫增加,火焰溫度隨之增大,且火焰溫度最大值出現(xiàn)在頭部回流區(qū)內(nèi);當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)Ma=5、6、7時(shí),補(bǔ)燃室的火焰最高溫度分別為3 397 K、3 635 K、3 990 K。補(bǔ)燃室頭部的低速高溫回流區(qū)有利于火焰的傳播,具有點(diǎn)火與火焰穩(wěn)定的作用,但也需要更強(qiáng)的熱防護(hù)保證壁面不被高溫燃?xì)鉄?/p>

圖4是設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=6時(shí)乙烯的質(zhì)量分?jǐn)?shù)。乙烯集中在補(bǔ)燃室中心軸線的一定范圍,隨軸向距離增大,質(zhì)量分?jǐn)?shù)逐漸減小,表明乙烯在不斷向壁面方向輸運(yùn)。圖5是x=1 m處乙烯的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布。乙烯質(zhì)量分?jǐn)?shù)接近零的位置即為火焰面的位置?；鹧婷骐S來(lái)流馬赫數(shù)的增加逐漸遠(yuǎn)離壁面,表明波系減弱了乙烯向壁面的輸運(yùn)過(guò)程。

圖4 設(shè)計(jì)點(diǎn)下的乙烯質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布

圖5 x=1 m處乙烯的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布

圖6是不同來(lái)流條件下補(bǔ)燃室的燃燒速率。隨來(lái)流馬赫數(shù)的增加,最大燃燒速率逐漸增大。燃燒只發(fā)生在燃?xì)馀c空氣接觸的薄層內(nèi),且在波系的作用下反應(yīng)區(qū)出現(xiàn)波動(dòng)現(xiàn)象。隨軸向距離的增大,燃燒速率總體逐漸減小,但一級(jí)燃燒室內(nèi)出現(xiàn)波動(dòng)式下降,分析認(rèn)為是由激波作用所引起。

圖6 補(bǔ)燃室的燃燒速率分布

燃燒效率是衡量補(bǔ)燃室性能的重要參數(shù),反映了燃料與空氣摻混燃燒的程度。其定義為已反應(yīng)的燃料質(zhì)量流率與能反應(yīng)的燃料總質(zhì)量流率之比[8]:

(3)

圖7是不同來(lái)流條件下補(bǔ)燃室的燃燒效率。隨馬赫數(shù)的增加,燃燒效率逐漸減小。隨馬赫數(shù)的增大,補(bǔ)燃室入口空氣流速增大,氧氣在補(bǔ)燃室內(nèi)的滯留時(shí)間減小,進(jìn)而導(dǎo)致燃燒效率減小。3種不同飛行條件下補(bǔ)燃室的燃燒效率均不足50%,燃燒不夠充分,因此如何增強(qiáng)摻混燃燒是進(jìn)入工程運(yùn)用階段前必須要解決的問(wèn)題。

圖7 不同來(lái)流條件下的燃燒效率

文中使用補(bǔ)燃室推力與比沖兩個(gè)參數(shù)來(lái)衡量補(bǔ)燃室的性能。其中,利用動(dòng)量定理可推得補(bǔ)燃室推力的計(jì)算公式如下:

(4)

式中：下標(biāo)in與e分別表示補(bǔ)燃室空氣入口與出口參數(shù)。

補(bǔ)燃室比沖的計(jì)算公式為:

(5)

表2是不同來(lái)流條件下補(bǔ)燃室的推力及比沖變化。隨著飛行馬赫數(shù)增加,補(bǔ)燃室推力與比沖均逐漸降低,分析認(rèn)為是由于補(bǔ)燃室總?cè)紵手饾u降低所導(dǎo)致。

表2 不同來(lái)流條件下補(bǔ)燃室性能參數(shù)

4 結(jié)論

文中對(duì)不同來(lái)流條件下固體火箭超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值仿真,得到了不同來(lái)流條件下補(bǔ)燃室的燃燒特性。結(jié)論如下:

1)在補(bǔ)燃室頭部形成了低速高溫回流區(qū),且最高燃燒溫度隨來(lái)流馬赫數(shù)的增加而增大。

2)反應(yīng)區(qū)集中在富燃燃?xì)馀c空氣接觸的薄層內(nèi),且反應(yīng)速率隨來(lái)流馬赫數(shù)的增大而增大。反應(yīng)速率沿補(bǔ)燃室軸線逐漸減小,且在激波的作用下出現(xiàn)波動(dòng)式下降。

3)隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增加,補(bǔ)燃室的燃燒效率逐漸減小,進(jìn)而導(dǎo)致補(bǔ)燃室的推力與比沖也逐漸減小。不同來(lái)流條件下的燃燒效率均低于50%,因此在進(jìn)行補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮使用增強(qiáng)摻混燃燒裝置,以提高燃燒效率。

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