王宏宇，高 峰，李旭昌，張 涵

(空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院，西安 710051)

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當(dāng)量比對超聲速燃燒室性能影響的數(shù)值研究

王宏宇，高 峰，李旭昌，張 涵

(空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院，西安 710051)

采用歐拉-拉格朗日法在來流Ma=2的條件下，對帶支板凹腔組合結(jié)構(gòu)的煤油超燃燃燒室的內(nèi)流場進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，分析了燃燒室下游支板不同當(dāng)量比對燃燒室燃燒流場的影響，并對燃燒室的性能做了定量分析。研究表明，隨下游支板燃料當(dāng)量比增加，燃燒反壓對燃燒室上游影響加重，流動(dòng)分離區(qū)擴(kuò)大，上游燃料發(fā)生亞聲速燃燒狀態(tài)，且亞聲速燃燒區(qū)域變大。在支板和凹腔共同作用下，凹腔后方形成了亞聲速燃燒區(qū)和超聲速燃燒區(qū)，當(dāng)量比增加時(shí)超聲速燃燒區(qū)減小，亞聲速燃燒區(qū)擴(kuò)大，從而有利于燃料的充分混合和燃燒。隨當(dāng)量比增加，燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)和推力增加，燃料消耗率和比沖量減小。

超聲速燃燒室；當(dāng)量比；支板凹腔組合；總壓恢復(fù)系數(shù)；燃燒效率；比沖量

0 引言

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可作為高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)、跨大氣層飛行器以及可重復(fù)使用空間發(fā)射器和單級入軌空天飛機(jī)的動(dòng)力裝置[1]。燃燒室是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部分。對于燃燒室的設(shè)計(jì)，必須要保證燃料在有限的空間和時(shí)間的制約下完成混合、點(diǎn)火和燃燒過程，保證供油規(guī)律滿足不同的飛行條件，使得燃燒室正常工作，且性能損失小[2-4]。使用液態(tài)煤油作為發(fā)動(dòng)機(jī)燃料，由于煤油點(diǎn)火延遲時(shí)間長、與空氣混合時(shí)要經(jīng)歷霧化、蒸發(fā)等過程，加大了其與空氣充分混合、點(diǎn)火及維持穩(wěn)定燃燒的難度。大量研究表明，支板可直接將燃料噴入主流，提高燃料的穿透深度，且其尾部產(chǎn)生的回流區(qū)可促進(jìn)混合；凹腔可提供活化自由基和回流區(qū)，有助于點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定且阻力小[5-7]。基于以上考慮，為充分發(fā)揮支板凹腔在穩(wěn)焰方面的積極作用，支板-凹腔組合結(jié)構(gòu)成為未來發(fā)展的重要趨勢。近年來，對支板和凹腔組合構(gòu)型的燃燒室也展開了研究，劉歐子等[8]通過直連式風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，得到了帶支板凹腔的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不同飛行馬赫數(shù)時(shí)的性能參數(shù)，研究了亞燃沖壓模態(tài)的流動(dòng)規(guī)律；宋岡霖等[9]對支板凹腔組合構(gòu)型的燃燒室流場進(jìn)行了數(shù)值研究，分析了不同組合構(gòu)型對煤油燃燒性能及凹腔質(zhì)量交換特性的影響；潘科偉等[10]對RBCC燃燒室流場進(jìn)行了數(shù)值研究。結(jié)果表明，采用支板凹腔組合的方式來組織燃燒，能在較短距離內(nèi)實(shí)現(xiàn)煤油高效燃燒，獲得較好的燃燒性能。為此，本文主要針對煤油超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行研究，分析當(dāng)量比變化對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室燃燒性能的影響規(guī)律，以及對燃燒室性能的影響。

1 數(shù)值計(jì)算方法與物理模型

1.1 計(jì)算模型

計(jì)算模型為北京航空航天大學(xué)直連式試車臺(tái)上超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚11]，燃燒室總長1 800 mm，寬100 mm，由隔離段、上游支板、擴(kuò)張段、下游支板、凹腔和尾部擴(kuò)張段組成。下游支板尾端與凹腔上沿平齊，兩支板交錯(cuò)放置。上游支板上下表面各有10個(gè)0.04 mm的煤油噴孔，下游支板表面各有9個(gè)0.04 mm的煤油噴孔，燃料自噴孔垂直噴射。計(jì)算模型和支板部分尺寸示意圖分別如圖1和圖2所示。

圖1 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室模型示意圖Fig.1 Sketch of the scramjet combustor

圖2 支板尺寸示意圖Fig.2 Geometry of the struts

本文主要分析下游支板煤油當(dāng)量比變化對燃燒室燃燒特性的影響，不考慮上游燃料當(dāng)量比變化的影響，故上游支板噴射燃料當(dāng)量比均取為0.1，下游支板噴注當(dāng)量比由0.3～1.0依次遞增。分別設(shè)置5個(gè)當(dāng)量比燃燒算例，如表1所示。

1.2 網(wǎng)格劃分及邊界條件

采用GAMBIT軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為減少計(jì)算量，取燃燒室模型的一半劃分為分塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。第一層網(wǎng)格到壁面的距離為0.01 mm，將y+控制在0～10之間。在壁面、燃燒室突擴(kuò)角和凹腔附近等流動(dòng)梯度大的地方做加密處理，網(wǎng)格總數(shù)約為200萬，如圖3所示。燃燒室入口邊界為質(zhì)量流率入口，出口參數(shù)由外推法得到。壁面采用絕熱無滑移邊界條件?？諝夂兔河偷娜肟跅l件如表2所示。

表1 不同當(dāng)量比的算例Table1 Cases for different equivalence ratio

圖3 燃燒室局部計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Meshes of the partial combustor

表2 空氣及噴孔入口參數(shù)Table 2 Inlet conditions and the kerosene entrance parameters

1.3 計(jì)算方法

采用FLUENT軟件進(jìn)行流場計(jì)算，用有限體積法求解三維多組分雷諾平均的N-S方程組，選用Menter的SSTk-ω湍流模型封閉方程組[12]。考慮到化學(xué)反應(yīng)速率受湍流混合的控制，采用有限速率-渦耗散模型來描述湍流和化學(xué)反應(yīng)的相互作用?；瘜W(xué)反應(yīng)模型為煤油的的單步總包反應(yīng)機(jī)理[13]。在拉格朗日坐標(biāo)系下，模擬煤油液滴的流動(dòng)，煤油液滴的霧化過程采用波動(dòng)破碎模型；在歐拉坐標(biāo)系下，模擬氣相流動(dòng)，液滴參數(shù)與氣體參數(shù)進(jìn)行耦合計(jì)算。

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 當(dāng)量比變化燃燒室流場特性

圖4給出了下游支板不同燃料當(dāng)量比燃燒工況z=0.02 m截面處馬赫數(shù)云圖。由圖4可知，由于上游支板的當(dāng)量比取值小，下游支板的當(dāng)量比在0.3～1.0變化范圍內(nèi)，燃燒室均能夠正常工作，實(shí)現(xiàn)了穩(wěn)定燃燒，燃燒室不會(huì)因?yàn)槿紵磯憾绊懙接缮嫌沃О瀹a(chǎn)生的預(yù)燃激波鏈。從圖4中可清晰看到，由燃燒反壓引起的大范圍的流動(dòng)分離現(xiàn)象，出現(xiàn)了大面積的亞聲速燃燒區(qū)域，且伴有旋渦存在，這可使上游燃料的燃燒更加充分。隨著下游燃料當(dāng)量比的增大，燃燒反壓對上游的作用距離增加，流動(dòng)分離區(qū)域向燃燒室上游擴(kuò)展，亞聲速流動(dòng)區(qū)域也因而不斷擴(kuò)大，φ-0.1-1.0的分離區(qū)已基本延伸到上游支板尾端。這是因?yàn)楫?dāng)量比的增加，使得燃燒放出更多的熱量，下游流動(dòng)也因此對上游流動(dòng)影響加重。上游支板燃料當(dāng)量比為0.1時(shí)，燃燒反壓僅僅影響燃燒室兩支板之間的流動(dòng)區(qū)域。另外，隨著下游支板燃料當(dāng)量比的增大，z=0.02 m截面上顯示下游支板后方的馬赫數(shù)減小。圖5進(jìn)一步給出了下游支板后方的流動(dòng)馬赫數(shù)三維切面云圖，各切面上云圖的面積代表了馬赫數(shù)大于1的區(qū)域，即為超聲速區(qū)域。

圖4 不同當(dāng)量比馬赫數(shù)云圖(z=0.02 m)Fig.4 Mach number contours with different equivalence ratio(z=0.02 m)

由圖5可見，在支板的作用下，支板后方流動(dòng)形成了超聲速流動(dòng)區(qū)和亞聲速流動(dòng)區(qū)兩個(gè)部分，亞聲速流分布在燃燒室的中心區(qū)域，支板的后方，而超聲速流靠近燃燒室兩個(gè)側(cè)壁面，流動(dòng)到燃燒室出口均完全達(dá)到超聲速。超聲速和亞聲速氣流的分層形成了氣流間的剪切作用，這對于燃料的混合是有意義的。隨當(dāng)量比增加，靠近壁面附近超聲速區(qū)的馬赫數(shù)隨當(dāng)量比增加有減小的趨勢，燃燒室中心的馬赫數(shù)有增大的趨勢，因而從燃燒室壁面到中心，速度梯度變小，這意味著大當(dāng)量比燃燒時(shí)流動(dòng)的剪切混合作用減弱；但另一方面，圖5中顯示，隨當(dāng)量比增加，x=1.3 m截面的超聲速區(qū)面積逐漸減小，直至消失；x=1.8 m截面的Ma逐漸減小，這是因?yàn)楫?dāng)量比增加時(shí)，燃燒放熱量增加，對上游的逆流作用增加，從而減慢了上游流體的流速，亞聲速流動(dòng)區(qū)域呈現(xiàn)增大趨勢，從而增加了亞聲速燃燒范圍。

圖5 不同當(dāng)量比橫截面馬赫數(shù)云圖(x=1.3、1.4、 1.5、1.6、1.7、1.8 m，對稱面)Fig.5 Mach number contours with different equivalence ratios at different cross sections(x=1.3，1.4，1.5， 1.6，1.7，1.8 m，symmetry)

2.2 不同當(dāng)量比燃燒室性能分析

定義燃料消耗率如式(1)[14]，定義燃燒室推力和比沖量如式(2)和式(3)[15]。

(1)

ΔFx=Fx-Fx，in

(2)

(3)

(4)

圖6給出了不同當(dāng)量比燃燒室側(cè)壁面壓力曲線。在x=0～0.5 m范圍內(nèi)，壓力幾乎相等，說明燃燒對上游支板及隔離段處流動(dòng)的影響較??；在x=0.5～0.7 m范圍內(nèi)，壓力出現(xiàn)波動(dòng)，從x=0.6 m開始壓力迅速上升，在x=1.1 m左右均達(dá)到峰值，φ-0.1-0.3與φ-0.1-0.5的峰值近乎相等，φ-0.1-0.7較之有明顯提高，φ-0.1-0.9與φ-0.1-1.0的峰值也近乎相等。壓力在x=1.1 m處開始下降，在凹腔位置又有躍升，說明二次燃料在此區(qū)域發(fā)生劇烈的二次燃燒，φ-0.1-0.3與φ-0.1-0.5的壓力在此處震蕩較為明顯，而φ-0.1-0.9與φ-0.1-1.0下降趨勢較為平緩，說明高當(dāng)量比燃燒高的放熱量減弱了燃燒室內(nèi)的激波強(qiáng)度，使燃燒更為穩(wěn)定。從x=1.4 m處壓力均平緩下降，在x=1.4～1.8 m范圍內(nèi)，由于當(dāng)量比較大，燃燒放熱量大，而又由上文分析，此時(shí)燃燒室流速較慢，從而更容易建立燃燒室壓力，因而壓力變大。圖7為不同當(dāng)量比燃燒室橫截面面積加權(quán)平均的Ma沿x軸變化曲線，在x=0～0.5 m范圍內(nèi)，其值相等，進(jìn)一步印證了不同當(dāng)量比情況下的燃燒對上游支板和隔離段流動(dòng)無影響。

圖6 不同當(dāng)量比燃燒室側(cè)壁面壓力曲線Fig.6 Pressure distribution on the side wall with different equivalence ratios

圖7 不同當(dāng)量比馬赫數(shù)曲線Fig.7 Mach number distribution with different equivalence ratios

在x=0.6～1.4 m范圍內(nèi)，燃燒室的流速均可認(rèn)為是亞聲速，在此區(qū)域發(fā)生亞聲速燃燒。這些亞聲速區(qū)域一部分是燃燒的逆流作用導(dǎo)致的，而另一部分位于凹腔及支板緣的高壓回流區(qū)，圖7反應(yīng)了在x=1.2 m處馬赫數(shù)的突躍，是因?yàn)閬喡曀贇饬鹘?jīng)過下游支板與燃燒室壁面之間組成的漸縮部分時(shí)，導(dǎo)致氣流加速，而經(jīng)過支板后，氣流再次進(jìn)入亞聲速區(qū)域。隨著當(dāng)量比增大，亞聲速區(qū)域面積是增加的，且x=1.4 m后的馬赫數(shù)逐漸減小，這和上文定性分析得出的結(jié)論是一致的。

圖8給出了不同當(dāng)量比燃燒條件下燃燒室燃料消耗率曲線。由圖8可知，一次燃料均能實(shí)現(xiàn)充分利用，燃料消耗率較大。隨二次燃料當(dāng)量比的增加，二次燃料的消耗率依次減小，φ-0.1-0.3的燃料消耗率達(dá)到了0.93，而φ-0.1-1.0的燃料消耗率在0.58左右。這是因?yàn)楸M管亞聲速區(qū)域增大對燃燒是有利的，但燃料的增多和氧濃度的減小勢必會(huì)影響燃燒效率。另一方面，下游燃料當(dāng)量比較大時(shí)，一次燃料消耗率曲線斜率較大，說明下游當(dāng)量比增加，會(huì)增加上游一次燃料的燃燒速度。這是因?yàn)楦弋?dāng)量比使得上游燃燒室獲得較高的壓力，對一次燃料的燃燒起到促進(jìn)作用。

圖8 不同當(dāng)量比燃燒效率Fig.8 Combustion efficiency with different equivalence ratio

表3給出了不同當(dāng)量比燃燒室的總壓恢復(fù)系數(shù)。由表3可知，隨燃料當(dāng)量比的增大，總壓恢復(fù)系數(shù)相差不大，但略有上升的趨勢，增加的幅度為1%左右，φ-0.1-1.0總壓恢復(fù)系數(shù)接近于0.4。由圖9可知，當(dāng)量比在0.3～1.0的變化范圍內(nèi)，總壓恢復(fù)系數(shù)隨當(dāng)量比大致呈線性關(guān)系。

圖10和圖11分別給出了不同當(dāng)量比燃燒室推力與比沖量的變化曲線。曲線發(fā)生2次下降反映了由支板阻力和凹腔阻力引起的動(dòng)量損失。這里定義的推力ΔFx的大小僅僅代表了總動(dòng)力很小的一部分。計(jì)算φ-0.1-0.3、φ-0.1-0.5、φ-0.1-0.7、φ-0.1-0.9、φ-0.1-1.0出口截面相對入口截面集成流動(dòng)力分別為237、374、462、530、570 N，其值隨當(dāng)量比的增大而增大。比沖量反映了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒充分程度，算得φ-0.1-0.3、φ-0.1-0.5、φ-0.1-0.7、φ-0.1-0.9、φ-0.1-1.0出口比沖量分別為849、579、537、492、481 s。同樣，從圖11中可看出，比沖隨當(dāng)量比的增大而降低，說明當(dāng)量比越大，燃燒越不充分，這和燃料消耗率曲線所反映的狀況吻合。

表3 不同當(dāng)量比總壓恢復(fù)系數(shù)Table3 Total pressure coefficient with different equivalence ratio

圖9 總壓恢復(fù)系數(shù)Fig.8 Total pressure coefficient

圖10 不同當(dāng)量比推力Fig.10 Momentum increase with different equivalence ratio

圖11 不同當(dāng)量比比沖量Fig.11 Specific impulse with dfferent equivalence ratio

3 結(jié)論

(1)隨下游支板燃料當(dāng)量比增加，燃燒反壓對支板上游影響加重，流動(dòng)分離區(qū)擴(kuò)大，上游燃料發(fā)生亞燃燃燒狀態(tài)，且亞聲速燃燒區(qū)域變大。

(2)在支板凹腔的聯(lián)合作用下，凹腔后方同時(shí)存在亞聲速流動(dòng)和超聲速流動(dòng)，當(dāng)量比增加時(shí)，超聲速區(qū)域減小，而亞聲速區(qū)域擴(kuò)大，更有利于燃燒的穩(wěn)定和燃料的充分混合。

(3)隨當(dāng)量比增加，燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)和推力增加，燃料消耗率和比沖量減小。本文算例中，當(dāng)量比為0.9和1.0時(shí)，燃燒消耗量過小。所以，在亞燃模態(tài)下，下游燃料當(dāng)量比的選擇不宜過大。

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(編輯：崔賢彬)

Numerical study on the effects of the equivalence ratio on the performance of supersonic combustor

WANG Hong-yu，GAO Feng，LI Xu-chang，ZHANG Han

(Air and Missile Defense College，Air Force Engineering University，Xi’an 710051，China)

The flow field in the supersonic combustor with strut/cavity configuration was numerically calculated by using the Euler Lagrange method at Mach 2.The characteristics of the flow field in combustion were analyzed by changing the equivalence ratio and the quantitative performance of the combustor was got.The results show that the effect of combustion back pressure on flow upstream becomes higher with the equivalence ratio increasing,resulting in an expansion of the flow separation and a larger subsonic combustion region.The strut/cavity configuration makes the flow into two parts downstream the cavity: supersonic flow and subsonic flow.The supersonic combustion region becomes smaller,but the subsonic combustion region becomes larger with the equivalence ratio increasing,enhancing the mixture efficiency and full combustion.The total pressure coefficient and the momentum increase largely but the combustion efficiency and specific impulse becomes smaller with the equivalence ratio increasing.

supersonic combustor；equivalence ratio；strut/cavity configuration；total pressure coefficient；combustion efficiency；specific impulse

2014-08-28；

：2014-09-24。

王宏宇(1989—)，男，碩士生，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場與工作過程仿真。E-mail：kltbwhy@sina.com

V435

A

1006-2793(2015)04-0487-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.04.007