劉 仔，陳林泉，吳 秋，王立武

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室構(gòu)型的影響分析①

劉 仔，陳林泉，吳 秋，王立武

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

針對不同補燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室摻混燃燒性能的影響進行研究，分析各級燃燒室的長度與擴張角度對補燃室性能的影響。采用基于密度的二階迎風格式對補燃室摻混燃燒進行模擬，湍流模型和燃燒模型分別采用SSTk-ω模型和渦團耗散模型。結(jié)果表明，提高燃燒效率與降低總壓損失是相互矛盾的；燃燒效率隨燃燒室長度的增加而增大，隨燃燒室擴張角度的增加而減??；總壓恢復系數(shù)隨燃燒室長度的增加而減小，隨燃燒室擴張角度的增加而增大；一級燃燒室的結(jié)構(gòu)參數(shù)對燃燒效率與總壓恢復系數(shù)的影響最大。當補燃室的總長與出口面積一定時，以發(fā)動機的總體性能參數(shù)作為補燃室構(gòu)型的優(yōu)化目標，對一、二級燃燒室長度與一、三級燃燒室擴張角度進行優(yōu)化。

補燃室；固體火箭超燃沖壓發(fā)動機；燃燒效率；總壓恢復系數(shù)

0 引言

超燃沖壓發(fā)動機作為高超聲速飛行器的理想動力裝置，其性能優(yōu)于傳統(tǒng)的亞燃沖壓發(fā)動機[1-2]。因此，世界各國都在研制能夠用于高超聲速飛行的超燃沖壓發(fā)動機。目前，超燃沖壓發(fā)動機的研究以液態(tài)或氣態(tài)燃料為主，使用固體燃料的超燃沖壓發(fā)動機技術的研究相對較少，但與液體超燃沖壓發(fā)動機相比，固體超燃沖壓發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低、作戰(zhàn)反應時間短、機動性與安全性好、貯存時間長等優(yōu)點[3]。因此，對固體超燃沖壓發(fā)動機技術的研究逐漸引起了國內(nèi)外學者的重視[3]。

固體超燃沖壓發(fā)動機包括固體燃料超燃沖壓發(fā)動機、雙燃燒室固體燃料超燃沖壓發(fā)動機及固體火箭超燃沖壓發(fā)動機。相對其他固體超燃沖壓發(fā)動機而言，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機具有流量易于調(diào)節(jié)、不存在點火及火焰穩(wěn)定問題、燃燒室工作過程受來流參數(shù)影響小、工作時間長等優(yōu)勢。因此，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機具有更好的應用前景[4]。

目前，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的研究國外尚未出現(xiàn)公開報道，國內(nèi)國防科技大學與航天科技集團四院四十一所先后開展了研究。呂仲等[4]對固體超燃沖壓發(fā)動機的工作原理、研究現(xiàn)狀與發(fā)展進行了詳細分析；同時，呂仲[5-6]設計了側(cè)向和頭部進氣兩種固體火箭超燃沖壓發(fā)動機方案，對這兩種發(fā)動機方案開展了試驗和數(shù)值模擬研究，驗證了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機作為高超聲速飛行器動力的可行性。李軒等[7]開展了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室摻混燃燒研究。劉仔等[8]研究了不同來流空氣參數(shù)對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機燃燒性能的影響。

綜上所述，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的研究報道中，未見對補燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)的研究。因此，本文開展固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室的結(jié)構(gòu)參數(shù)對補燃室性能的影響規(guī)律研究，可為補燃室結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設計提供一定參考。

1 物理模型與數(shù)值方法

1.1 物理模型

補燃室采用軸對稱結(jié)構(gòu)[7]，構(gòu)型見圖1。發(fā)動機采用頭部進氣方式，燃氣發(fā)生器安裝在進氣道中心體內(nèi)，補燃室結(jié)構(gòu)采用三級小角度擴張設計。本文考察了三級燃燒室的長度與擴張角度對補燃室性能的影響規(guī)律，各級燃燒室的尺寸見表1。

水平一級燃燒室長度A/mm擴張角B/(°)二級燃燒室長度C/mm擴張角D/(°)三級燃燒室長度E/mm擴張角F/(°)1100010013001.521500.52001.540023200130025002.5

為減少計算工作量，采用正交試驗設計方法對各級燃燒室參數(shù)進行優(yōu)化組合，并分析各因素影響的主次關系。根據(jù)本文的因素及水平，選擇L27(313)的正交表，考察一級燃燒室長度與擴張角度的交互作用效應。表頭設計結(jié)果見表2，將27個補燃室模型按01～27進行編號。

表2 L27(313)表頭設計

1.2 計算方法與邊界條件

采用穩(wěn)態(tài)軸對稱雷諾時均的N-S方程，對流場進行描述[9]：

(1)

控制方程采用二階迎風格式離散，采用基于密度的求解方法。湍流模型采用SSTk-ω模型，該模型是一個自適應模型，結(jié)合了標準k-ε模型與k-ω模型的優(yōu)點。在FLUENT中，該模型默認采用增強壁面函數(shù)法，并考慮燃氣壓縮性的影響[10]。

湍流燃燒模型采用渦團耗散模型(Eddy-Dissipation)。該模型認為，化學反應速率受湍流與渦團中組分濃度共同控制。時均化學反應速率的表達式為[9]

(2)

補燃室空氣入口條件即為進氣道出口條件，燃氣入口條件即為噴嘴出口條件。各邊界條件參數(shù)設置如下：

(1)燃氣入口

采用壓力入口邊界條件。采用文獻[8]的燃氣參數(shù)，一次燃燒產(chǎn)物為C2H4、CO2與H2O，質(zhì)量分數(shù)分別為0.5、0.25、0.25。燃氣總溫Tt=2200 K，總壓pt=2.0 MPa，Ma=1.0。

(2)空氣入口

采用壓力入口邊界條件。Ma=1.6，總壓pt=1.61 MPa，總溫Tt=1200 K。

(3)補燃室出口、壁面與對稱軸

補燃室出口采用壓力出口邊界條件；補燃室壁面采用無滑移、絕熱與零壓力梯度邊界條件；對稱軸采用對稱邊界條件。

1.3 數(shù)值方法驗證

利用文獻[10]的物理問題驗證計算模型的準確性。由圖2可知，仿真結(jié)果與實驗結(jié)果的規(guī)律基本一致，表明本文的模型組合適用于超聲速剪切燃燒的規(guī)律研究。

采用01模型進行網(wǎng)格無關性驗證。模型總長度為505 mm，第一層網(wǎng)格高度y+=2。圖3為三種網(wǎng)格下補燃室軸線上乙烯的分布。當網(wǎng)格數(shù)量20萬時，計算結(jié)果基本與網(wǎng)格無關。同時，保證補燃室長度每增加50 mm，網(wǎng)格數(shù)量增加1萬。

2 計算結(jié)果分析

2.1 補燃室構(gòu)型對燃燒效率的影響

燃燒效率是衡量燃燒室性能的重要參數(shù)，反映了燃料與空氣摻混燃燒的完成度。采用計算燃燒效率的公式為[9]

(3)

式中YC2H4為當前截面燃料的質(zhì)量分數(shù)；MC2H4為噴嘴出口乙烯的質(zhì)量。

表3為27個算例的燃燒效率。由表3可知，除算例19～21以外，其他算例的燃燒效率均低于50%。

圖4與圖5分別為三級燃燒室中擴張角度與長度對燃燒效率的影響。隨著補燃室各級燃燒室擴張角度的增加，補燃室的燃燒效率逐漸減??；隨著補燃室各級燃燒室長度的增加，燃燒效率逐漸增大。

表3 補燃室的燃燒效率

對表3進行方差分析，其分析結(jié)果見表4。各因素對燃燒效率的影響均為高度顯著。根據(jù)因素的平均偏差平方和可知，各因素影響燃燒效率的主次關系為A>B>A×B>C>E>F>D，即三級燃燒室中，一級燃燒室對燃燒效率的影響最大。一級燃燒室長度與擴張角度的交互作用效應不可忽略。

表4 燃燒效率的方差分析結(jié)果

2.2 補燃室構(gòu)型對總壓恢復系數(shù)的影響

總壓恢復系數(shù)是衡量燃氣膨脹做功能力的重要參數(shù)。總壓恢復系數(shù)計算式如下[9]：

(4)

表5為27個算例的總壓恢復系數(shù)。結(jié)合表3可知，提高補燃室的總壓恢復系數(shù)與燃燒效率是相互矛盾的。

表5 補燃室的總壓恢復系數(shù)

圖6與圖7分別為擴張角度與長度對總壓恢復系數(shù)的影響。各級燃燒室擴張角度對總壓恢復系數(shù)的影響規(guī)律不一致；總壓恢復系數(shù)隨一、三級燃燒室擴張角度的增加而逐漸增加，隨二級燃燒室擴張角度的增大而減小?？倝夯謴拖禂?shù)隨各級燃燒室長度的增加而逐漸減小。

對表5進行方差分析，其分析結(jié)果見表6。二、三級燃燒室的擴張角度對總壓恢復系數(shù)的影響不顯著。根據(jù)因素的平均偏差平方和可知，各因素影響總壓恢復系數(shù)主次關系為A>C>E>B>A×B。燃燒室長度對總壓恢復系數(shù)的影響大于擴張角度的影響，且一級燃燒室的影響最大；一級燃燒室的長度與擴張角度的交互作用對總壓恢復系數(shù)的影響小于對燃燒效率的影響。

表6 總壓恢復系數(shù)的方差分析結(jié)果

3 結(jié)論

(1)提高燃燒效率與降低總壓損失是相互矛盾的。因此，不能單一的以燃燒效率或總壓恢復系數(shù)作為補燃室的優(yōu)化設計目標，應采用發(fā)動機的比沖等參數(shù)作為優(yōu)化目標。

(2)燃燒效率隨燃燒室長度的增加而增大，隨燃燒室擴張角度的增大而減??；總壓恢復系數(shù)隨燃燒室長度的增加而減小，隨燃燒室擴張角度的增加而增大。

(3)補燃室各結(jié)構(gòu)參數(shù)對燃燒效率影響的主次關系為A>B>A×B>C>E>F>D，且均有高度顯著影響；補燃室各結(jié)構(gòu)參數(shù)對總壓恢復系數(shù)影響的主次關系為A>C>E>B>A×B，除D與F以外，均有高度顯著影響。

(4)在對總長與出口面積固定的補燃室進行優(yōu)化設計時，選擇一、二級燃燒室長度和一、三級燃燒室擴張角度作為待優(yōu)化參數(shù)。

[1] Richard J W,John S M.An analysis of ramjet engines using supersonic combustion[R].NACA TN4386,1958.

[2] Billig F S.Tactical missile design concepts[J].Hohes Hopkins APL Technical Digest,1983,4(3):139-154.

[3] 馬巖,趙慶華,劉建全.固體燃料的超聲速燃燒研究進展[J].飛航導彈,2009,10(10):59-63.

[4] 呂仲,夏智勛,劉冰,等.采用固體燃料的超燃沖壓發(fā)動機研究進展[J].航空動力學報,2016,31(8):1973-1984.

[5] Lv Zhong,Xia Zhi-xun,Liu Bing,et al.Experimental and numerical investigation of a solid-fuel rocket scramjet combustor[J].Journal of Propulsion and Power,2015,32(2):1-6.

[6] 呂仲.固體火箭超燃沖壓發(fā)動機工作特性研究[D].長沙:國防科技大學,2012.

[7] 李軒,馬利鋒,趙永濤,等.固體火箭超燃沖壓發(fā)動機性能數(shù)值模擬研究[J].彈箭與制導學報,2014,34(1):104-108.

[8] 劉仔,陳林泉,吳秋.來流參數(shù)對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機補燃室性能的影響[C]//第33屆固體火箭推進專業(yè)學術年會論文集,2016:58-65.

[9] 陶歡.固體燃料超燃沖壓發(fā)動機燃燒室工作特性研究[D].北京:北京理工大學,2015.

[10] 邢建文.化學平衡假設和火焰面模型在超燃沖壓發(fā)動機數(shù)值模擬中的應用[D].綿陽:中國空氣動力研究與發(fā)展中心,2007.

(編輯：崔賢彬)

Configuration effects analysis of the second combustor of the solid rocket scramjet

LIU Zai，CHEN Lin-quan，WU Qiu，WANG Li-wu

(The 41st Institute of the Fourth Academy of the CASC，Xi’an 710025，China)

In this work,we studied the influence of different combustor configuration parameters on the mixed combustion performance of the second combustor of the solid-rocket scramjet engine.We further analyzed the influence of the length and expansion angle of the combustor at all levels on the combustion performances of the combustor.The mixed combustion of the combustor was simulated by using a two-order upwind scheme based on the density.The turbulence model and combustion model were introduced to SSTk-ωmodel and eddy dissipation model,respectively.The result suggested that improving combustion efficiency and reducing total pressure loss were contradictory.The combustion efficiency increased with the increase of combustor length,while decreased with the increase of combustor expansion angle.The total pressure recovery coefficient decreased with the increase of combustor length,while increased with the increase of combustor expansion angle.The structure parameters of the first stage combustor had the largest influence on the combustion efficiency and total pressure recovery coefficient.When the total length and the outlet area of the second combustor were at a certain value,the length of the first and second combustor and the angle of the first and third combustor were optimized by using the overall performance parameters of the engine as the optimization goal of the second combustor.

second combustor；solid-rocket scramjet；combustion efficiency；total pressure recovery coefficient

2016-08-22；

2016-11-21。

劉仔(1991—)，男，碩士生，研究方向為固體超燃沖壓發(fā)動機燃燒仿真。E-mail：liuzai19910226@163.com

V435

A

1006-2793(2017)04-0432-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.04.006