劉 仔, 陳林泉, 吳 秋

(中國航天科技集團公司第四研究院第41研究所, 西安 710025)

0 引言

當飛行馬赫數(shù)超過5時,燃燒室內的流動維持超聲速狀態(tài)能獲得更高的比沖[1]。因此,超燃沖壓發(fā)動機是高超聲速飛行器的理想動力裝置。美國與俄羅斯等相繼開展了超燃沖壓發(fā)動機的研究,并取得了大量的成果。美國更是開展了以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器的飛行演示試驗。

固體火箭超燃沖壓發(fā)動機與其他超燃沖壓發(fā)動機相比具有結構簡單、可長期貯存、安全性好、成本低、作戰(zhàn)反應時間短、無點火與火焰穩(wěn)定困難等優(yōu)點。因此,在高超聲速導彈上具有廣泛的應用前景。1992年,Witt等[2]提出了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的概念。呂仲[3-4]首次開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室內超聲速燃燒的試驗與數(shù)值模擬研究。李軒等[5]對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室的燃燒特性開展了研究。劉仔等[6]研究了補燃室入口空氣參數(shù)對燃燒性能的影響。

目前,針對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的研究極少且均以補燃室為研究對象。由于進氣道與補燃室之間存在耦合作用效應,因此將進氣道與補燃室進行整體流場計算,分析補燃室的燃燒特性比單獨計算補燃室具有更重要的意義。文中對進氣道與補燃室進行了初步設計,利用數(shù)值模擬方法研究等動壓飛行條件下補燃室的燃燒特性,為固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的工程設計提供一定的參考。

1 固體火箭超燃沖壓發(fā)動機設計

選取飛行高度H=25 km,馬赫數(shù)Ma=6為設計點,采用文獻[7]提出的軸對稱進氣道工程設計方法對軸對稱混壓式進氣道進行初步設計。進氣道捕獲半徑為80 mm,外壓縮段的半錐角分別為9.6°、15.3°、24.4°,設定唇罩起始傾角為15°,內壓縮段采用圓弧過渡,其中內收縮比為1.85。根據(jù)固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室的工作特點,隔離段采用等面積彎曲管道設計。

補燃室采用三級擴張段設計[3],適當?shù)臄U張設計能夠有效避免超聲速流動在加熱過程中形成大范圍的熱壅塞,以避免總壓損失過大。其中三級燃燒室長度與擴張角度分別為:100 mm與0°、300 mm與1°、400 mm與2.5°。

燃氣發(fā)生器安裝在進氣道的中心體內。為保證貧氧推進劑能夠穩(wěn)定燃燒,燃氣發(fā)生器采用壅塞式設計。由于文中只對補燃室內的燃燒過程開展研究工作,因此不進行尾噴管的設計工作。其中發(fā)動機結構如圖1所示。

圖1 固體火箭超燃沖壓發(fā)動機模型

2 數(shù)值計算方法

2.1 計算方法

文中所設計的發(fā)動機模型是旋轉軸對稱結構形式,因此文中采用二維軸對稱以簡化計算。采用的雷諾時均N-S方程為[8]:

(1)

在基于密度條件下,采用二階迎風格式離散控制方程,利用Roe-FDS求解界面通量。湍流模型采用SSTk-ω模型,該模型是一個自適應模型;默認采用增強壁面函數(shù)對近壁區(qū)進行處理,要求y+=1～5之間,文中選取y+=2[9]。同時考慮超聲速燃氣壓縮性的影響[10]。湍流燃燒模型采用渦團耗散模型,化學反應速率的計算式為[8]:

(2)

邊界條件設置如下:

1)燃氣入口

采用壓力入口邊界條件。噴嘴出口的富燃燃氣組分為C2H4、CO2與H2O,其中各組分的質量分數(shù)分別為0.5、0.25與0.25[5]。富燃燃氣的總溫Tt=2 200 K,總壓pt=2 MPa,出口馬赫數(shù)Ma=1[5]。

2)空氣入口

采用壓力遠場條件。文中采用等動壓飛行設計方案。根據(jù)文獻[11]可確定設計狀態(tài)與非設計狀態(tài)下的來流參數(shù)見表1。

3)出口、壁面與對稱軸

出口采用壓力出口,壁面采用絕熱固壁,對稱軸采用對稱邊界,其中參數(shù)均保持默認設置。

表1 來流空氣條件

2.2 算例驗證

利用文獻[10]的物理問題驗證湍流模型與燃燒模型組合對超聲速剪切摻混燃燒計算的準確性。圖2是實驗與數(shù)值對比結果。結果表明,文中的模型組合可計算超聲速剪切摻混燃燒問題。

圖2 燃燒室截面(x=113 mm)的速度分布

3 計算結果與分析

圖3 補燃室的靜溫分布

圖3是不同來流條件下補燃室的靜溫分布。不同來流馬赫數(shù)下補燃室的擴散火焰結構一致。隨著軸向距離的增大,火焰面的位置逐漸靠近壁面。隨來流馬赫數(shù)的增加,補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;當來流馬赫數(shù)Ma=5、6、7時,補燃室的火焰最高溫度分別為3 397 K、3 635 K、3 990 K。補燃室頭部的低速高溫回流區(qū)有利于火焰的傳播,具有點火與火焰穩(wěn)定的作用,但也需要更強的熱防護保證壁面不被高溫燃氣燒穿。

圖4是設計點Ma=6時乙烯的質量分數(shù)。乙烯集中在補燃室中心軸線的一定范圍,隨軸向距離增大,質量分數(shù)逐漸減小,表明乙烯在不斷向壁面方向輸運。圖5是x=1 m處乙烯的質量分數(shù)分布。乙烯質量分數(shù)接近零的位置即為火焰面的位置。火焰面隨來流馬赫數(shù)的增加逐漸遠離壁面,表明波系減弱了乙烯向壁面的輸運過程。

圖4 設計點下的乙烯質量分數(shù)分布

圖5 x=1 m處乙烯的質量分數(shù)分布

圖6是不同來流條件下補燃室的燃燒速率。隨來流馬赫數(shù)的增加,最大燃燒速率逐漸增大。燃燒只發(fā)生在燃氣與空氣接觸的薄層內,且在波系的作用下反應區(qū)出現(xiàn)波動現(xiàn)象。隨軸向距離的增大,燃燒速率總體逐漸減小,但一級燃燒室內出現(xiàn)波動式下降,分析認為是由激波作用所引起。

圖6 補燃室的燃燒速率分布

燃燒效率是衡量補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。其定義為已反應的燃料質量流率與能反應的燃料總質量流率之比[8]:

(3)

圖7是不同來流條件下補燃室的燃燒效率。隨馬赫數(shù)的增加,燃燒效率逐漸減小。隨馬赫數(shù)的增大,補燃室入口空氣流速增大,氧氣在補燃室內的滯留時間減小,進而導致燃燒效率減小。3種不同飛行條件下補燃室的燃燒效率均不足50%,燃燒不夠充分,因此如何增強摻混燃燒是進入工程運用階段前必須要解決的問題。

圖7 不同來流條件下的燃燒效率

文中使用補燃室推力與比沖兩個參數(shù)來衡量補燃室的性能。其中,利用動量定理可推得補燃室推力的計算公式如下:

(4)

式中：下標in與e分別表示補燃室空氣入口與出口參數(shù)。

補燃室比沖的計算公式為:

(5)

表2是不同來流條件下補燃室的推力及比沖變化。隨著飛行馬赫數(shù)增加,補燃室推力與比沖均逐漸降低,分析認為是由于補燃室總燃燒效率逐漸降低所導致。

表2 不同來流條件下補燃室性能參數(shù)

4 結論

文中對不同來流條件下固體火箭超燃沖壓發(fā)動機進行了數(shù)值仿真,得到了不同來流條件下補燃室的燃燒特性。結論如下:

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

2)反應區(qū)集中在富燃燃氣與空氣接觸的薄層內,且反應速率隨來流馬赫數(shù)的增大而增大。反應速率沿補燃室軸線逐漸減小,且在激波的作用下出現(xiàn)波動式下降。

3)隨著來流馬赫數(shù)的增加,補燃室的燃燒效率逐漸減小,進而導致補燃室的推力與比沖也逐漸減小。不同來流條件下的燃燒效率均低于50%,因此在進行補燃室結構設計時應考慮使用增強摻混燃燒裝置,以提高燃燒效率。

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