陳志明, 周小旭, 張 鑫, 白濤濤, 曹軍偉

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院, 河南洛陽(yáng) 471009)

旋流式摻混結(jié)構(gòu)對(duì)補(bǔ)燃室二次燃燒性能的影響*

陳志明, 周小旭, 張 鑫, 白濤濤, 曹軍偉

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院, 河南洛陽(yáng) 471009)

文中設(shè)計(jì)了兩種新型旋流式固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室摻混結(jié)構(gòu),對(duì)該摻混結(jié)構(gòu)作用下補(bǔ)燃室摻混燃燒流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值研究。分析了旋流式摻混結(jié)構(gòu)對(duì)補(bǔ)燃室中摻混燃燒的影響,并與兩種基準(zhǔn)補(bǔ)燃室摻混結(jié)構(gòu)的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。結(jié)果表明:旋流式摻混結(jié)構(gòu)能夠強(qiáng)化補(bǔ)燃室中的摻混燃燒效果,大幅提升固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室的特征速度,且補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)滿足設(shè)計(jì)需求,但補(bǔ)燃室內(nèi)的旋流流動(dòng)在一定程度上會(huì)削弱沖壓噴管的做功能力。

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);補(bǔ)燃室;旋流;摻混燃燒;特征速度

0 引言

整體式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(簡(jiǎn)稱“固沖發(fā)動(dòng)機(jī)”)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、工作可靠、維護(hù)使用方便等優(yōu)點(diǎn),同時(shí)又具有比固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高得多的能量,這對(duì)在體積和質(zhì)量方面有嚴(yán)格限制的機(jī)載導(dǎo)彈來(lái)說(shuō)更有吸引力。固沖發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒性能是其總體性能的決定因素之一。當(dāng)前在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒方面的研究主要集中在燃燒模型改進(jìn)、空氣進(jìn)氣形式、燃?xì)鈬娍谖恢煤蛿?shù)量以及特型燃?xì)鈬娍诘确矫鎇1]。此外,在旋流沖壓燃燒室設(shè)計(jì)方面的研究主要側(cè)重于將旋流葉片放置在旁側(cè)進(jìn)氣道中形成旋流空氣進(jìn)氣[2-4]、改變旁側(cè)空氣進(jìn)氣補(bǔ)燃室中燃?xì)夂涂諝膺M(jìn)氣角度或在燃?xì)鈬娍谠O(shè)置旋流裝置形成旋流[5-6]、在旁側(cè)空氣進(jìn)氣補(bǔ)燃室頭部設(shè)置錐形旋流裝置[7]、在中心進(jìn)氣補(bǔ)燃室的空氣和燃?xì)膺M(jìn)氣口直接給出空氣和燃?xì)庑鱗8]等方面,這些研究均能使補(bǔ)燃室二次燃燒性能有一定的提升。

文中在某頭部環(huán)形進(jìn)氣且要求小長(zhǎng)徑比補(bǔ)燃室固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的補(bǔ)燃室摻混結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中,綜合旋流和橫向射流[9-10]的流動(dòng)結(jié)構(gòu)提出了一種新型旋流式摻混結(jié)構(gòu),以期實(shí)現(xiàn)小長(zhǎng)徑比補(bǔ)燃室高效的二次燃燒性能。采用數(shù)值計(jì)算的方法對(duì)該頭部環(huán)形進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室旋流式摻混結(jié)構(gòu)作用下的流場(chǎng)進(jìn)行摻混燃燒仿真計(jì)算,并與基準(zhǔn)摻混結(jié)構(gòu)的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,分析使用旋流式摻混結(jié)構(gòu)對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室中摻混燃燒效果的影響,為某頭部環(huán)形進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)提供參考。

1 物理模型

1.1 固沖發(fā)動(dòng)機(jī)模型

文中的研究基于地面連管試驗(yàn)用頭部環(huán)形進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)模塊化樣機(jī)并進(jìn)行適當(dāng)簡(jiǎn)化,其中進(jìn)氣道和燃?xì)獍l(fā)生器取部分模型,補(bǔ)燃室的長(zhǎng)徑比為4。該模型的主要組成部分包括:進(jìn)氣道(部分)、燃?xì)獍l(fā)生器(部分)、摻混結(jié)構(gòu)、補(bǔ)燃室和沖壓噴管,具體結(jié)構(gòu)見圖1。

1.2 摻混結(jié)構(gòu)方案模型

文中設(shè)計(jì)的旋流式摻混結(jié)構(gòu)方案和基準(zhǔn)方案具體結(jié)構(gòu)見圖2,在摻混結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)考慮到來(lái)流空氣進(jìn)入補(bǔ)燃室的突擴(kuò)損失,在空氣入口處設(shè)置一個(gè)錐形擴(kuò)張角,空氣旋流葉片安裝在擴(kuò)張錐面上?？紤]到旋流空氣的流動(dòng)損失,根據(jù)補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)尺寸確定旋流葉片的數(shù)量、葉型、軸向長(zhǎng)度和導(dǎo)向角等。

case1為空氣旋流與燃?xì)鈾M向射流組合結(jié)構(gòu)方案,空氣經(jīng)擴(kuò)張錐和旋流葉片旋轉(zhuǎn)進(jìn)入補(bǔ)燃室,燃?xì)饨?jīng)拉瓦爾噴管進(jìn)入與補(bǔ)燃室共軸的柱形燃?xì)夥峙淦鞑⒔?jīng)4個(gè)沿徑向均布的燃?xì)鈱?dǎo)管進(jìn)入補(bǔ)燃室與來(lái)流空氣摻混燃燒,為防止燃?xì)庵苯訃娚涞窖a(bǔ)燃室壁面上造成結(jié)構(gòu)破壞,在結(jié)構(gòu)允許的情況下適當(dāng)增大燃?xì)鈱?dǎo)管直徑。case2為空氣、燃?xì)夥聪螂p旋流動(dòng)與橫向射流組合結(jié)構(gòu)方案,在case1的基礎(chǔ)上將燃?xì)鈱?dǎo)管設(shè)置在柱形燃?xì)夥峙淦鞯那邢?與來(lái)流空氣旋向相反。case4為基準(zhǔn)模型,空氣沿錐形擴(kuò)張通道直接進(jìn)入補(bǔ)燃室,燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室中心軸處經(jīng)一個(gè)拉瓦爾噴管進(jìn)入補(bǔ)燃室。case3在基準(zhǔn)模型的基礎(chǔ)上對(duì)燃?xì)膺M(jìn)口進(jìn)行改型設(shè)計(jì),燃?xì)馔ㄟ^(guò)與補(bǔ)燃室軸向有一定夾角的4個(gè)燃?xì)鈱?dǎo)管進(jìn)入補(bǔ)燃室。

2 計(jì)算模型及驗(yàn)證

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)流動(dòng)、摻混和燃燒過(guò)程極其復(fù)雜,真實(shí)模擬其中的三維兩相化學(xué)反應(yīng)流場(chǎng)是不現(xiàn)實(shí)的,為簡(jiǎn)化計(jì)算文中采用文獻(xiàn)[1]中的計(jì)算模型,采用專業(yè)網(wǎng)格生成軟件ICEM對(duì)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為了提高計(jì)算的精度和效率,采用混合網(wǎng)格生成技術(shù),網(wǎng)格如圖3所示。

為驗(yàn)證該計(jì)算模型的可信度,采用上述模型對(duì)頭部環(huán)形進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室同一批次裝藥的兩次地面連管試驗(yàn)做了相應(yīng)的數(shù)值計(jì)算,并與連管試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,見表1?？梢娪?jì)算結(jié)果的尾部靜壓和特征速度均大于試驗(yàn)結(jié)果,其中試驗(yàn)1計(jì)算的尾部靜壓和特征速度與試驗(yàn)結(jié)果相比分別高出9.27%和9.76%,試驗(yàn)2分別高出7.28%和7.27%,均在10%以內(nèi)。這表明文中采用的數(shù)值計(jì)算方法有較高的精度,且計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的規(guī)律性一致,可以用于頭部環(huán)形進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒的性能研究。

表1 數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

進(jìn)行數(shù)值計(jì)算的邊界條件主要采用空氣、燃?xì)赓|(zhì)量入口邊界,沖壓噴管壓力出口邊界,對(duì)稱面和固體壁面邊界,一次燃?xì)饨M分通過(guò)熱力計(jì)算獲得。數(shù)值計(jì)算所采用的主要參數(shù)見表2。

表2 計(jì)算參數(shù)

3 計(jì)算結(jié)果與分析

圖4為在不同摻混結(jié)構(gòu)作用下補(bǔ)燃室沿程截面質(zhì)量平均總溫分布圖,其中軸向距離L=0 mm的位置為旋流葉片出口相對(duì)應(yīng)的位置?？梢钥闯鯿ase1和case2在補(bǔ)燃室頭部摻混燃燒較為充分,在L=150 mm時(shí)總溫均超過(guò)1 250 K,而case3約為900 K,case4僅接近750 K。隨著流動(dòng)的發(fā)展case1和case2的總溫呈先迅速增大后緩慢增大的趨勢(shì),在L=500 mm時(shí)分別大于1 700 K和1 800 K,而case3和case4呈均勻緩慢增大的趨勢(shì)。在補(bǔ)燃室尾部case2的總溫接近1 900 K,case1略大于1 800 K,而case3和case4分別略大于1 350 K和1 200 K。

從圖5可以看出case1和case2在補(bǔ)燃室頭部總壓下降較快,隨著流動(dòng)的發(fā)展呈先快速下降后緩慢下降的趨勢(shì),而case3和case4呈緩慢下降的趨勢(shì),可見在補(bǔ)燃室中引入旋流加大了總壓損失。在來(lái)流條件相同的條件下,由于燃燒性能的差異,補(bǔ)燃室尾部總壓由大到小為case2、case1、case3和case4,這在另一方面印證了圖4的結(jié)果。

如圖6所示,在補(bǔ)燃室頭部L=150 mm截面處case1、case2和case3均形成了4個(gè)高溫燃燒區(qū)域,其中高溫燃燒區(qū)域面積case2最大,case1次之,case3最小,且case3的高溫燃燒區(qū)域中有相對(duì)低溫區(qū)域,可見旋流促進(jìn)了補(bǔ)燃室頭部空氣和燃?xì)獾膿交旌腿紵?旋轉(zhuǎn)的空氣對(duì)橫向燃?xì)馍淞魇?在補(bǔ)燃室頭部環(huán)形通道內(nèi)形成4個(gè)橫向射流渦系,而燃?xì)馀c空氣的反向?qū)α髁鲃?dòng)又進(jìn)一步強(qiáng)化了空氣與燃?xì)獾南嗷プ饔?。case4的燃?xì)馍淞骱诵膮^(qū)域還存在沒有燃燒的區(qū)域。

隨著流動(dòng)的發(fā)展,在補(bǔ)燃室中部截面L=500 mm處case1和case2在整個(gè)截面上仍然有4個(gè)高溫燃燒區(qū)域,其中case1截面中心有一較大的圓形相對(duì)低溫區(qū)域,而case2在截面中心處出現(xiàn)旋渦狀的高溫燃燒區(qū)域。case3的4個(gè)高溫燃燒區(qū)域增大并且相對(duì)低溫區(qū)域消失,但相對(duì)位置沒有改變,case4中心高溫燃燒區(qū)域也增大,燃?xì)馍淞骱诵膮^(qū)域未燃燃?xì)庀?但仍有相對(duì)低溫區(qū)域。case3和case4截面上仍存在大面積的低溫純空氣區(qū)域。在補(bǔ)燃室尾部L=880 mm截面處case2溫度分布最為均勻,case1截面中心處仍然有圓形相對(duì)低溫區(qū)域,case3的高溫燃燒區(qū)域增大且相對(duì)位置固定不變,case4中心高溫燃燒區(qū)域增大且其中的相對(duì)低溫區(qū)域消失,但case3和case4截面上依然有較大面積的低溫純空氣區(qū)域。

由此可見空氣旋轉(zhuǎn)流動(dòng)和燃?xì)鈾M向并與空氣相對(duì)流動(dòng)在補(bǔ)燃室頭部形成4個(gè)穩(wěn)定的高溫燃燒區(qū)域,實(shí)現(xiàn)局部的點(diǎn)火和燃燒,隨著流動(dòng)的發(fā)展形成的4個(gè)高溫燃燒區(qū)域與旋流空氣進(jìn)一步摻混和燃燒,最終在補(bǔ)燃室出口處形成溫度較為均勻的高溫燃?xì)鈿鈭F(tuán),極大的提升了補(bǔ)燃室的摻混燃燒效率。

表3為不同摻混結(jié)構(gòu)作用下補(bǔ)燃室的特征速度和總壓恢復(fù)系數(shù)?？梢奵ase2的特征速度最高,相對(duì)于基準(zhǔn)模型case4提升了26.6%,case1相對(duì)于基準(zhǔn)模型提升了24.5%,而case3僅提升6.8%。但case1和case2的總壓恢復(fù)系數(shù)相對(duì)較低,這是由于空氣旋流流動(dòng)和橫向射流渦系的存在增大了補(bǔ)燃室內(nèi)的流動(dòng)和摻混損失,較好的摻混燃燒效果增大了補(bǔ)燃室內(nèi)的熱阻損失,但其補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)在0.9附近,能夠滿足固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室的設(shè)計(jì)需求。

表3 特征速度及補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)

圖7、圖8和圖9分別為不同摻混結(jié)構(gòu)作用下補(bǔ)燃室出口截面沿直徑的軸向、徑向和切向速度分布圖,可見case1、case2和case3的軸向速度均出現(xiàn)雙峰特征,且case3的峰谷最低,只有case4呈現(xiàn)單峰特征,可見引入旋流后補(bǔ)燃室出口截面沿直徑方向的軸向速度分布更加分散,形成環(huán)形的高速區(qū)域。四種摻混結(jié)構(gòu)作用下補(bǔ)燃室出口截面處的徑向速度分布相近,均形成環(huán)形高速區(qū)域。引入旋流后補(bǔ)燃室出口截面處有相對(duì)較大的切向速度,且形成環(huán)形的高速區(qū)域,最高切向速度達(dá)到102量級(jí)。

由圖10可見四種摻混結(jié)構(gòu)作用下均在補(bǔ)燃室中心軸附近出現(xiàn)低壓極值點(diǎn),但旋流作用下的低壓極值點(diǎn)峰谷更深?？梢娫谝胄骱笥捎谇邢蛩俣纫鸬碾x心作用使得補(bǔ)燃室中心軸附近形成相對(duì)低壓區(qū)域。由于切向速度的離心作用,當(dāng)旋轉(zhuǎn)高溫燃?xì)饬鞒鰶_壓噴管時(shí)會(huì)進(jìn)一步向四周發(fā)散,這在一定程度上削弱了其做功能力,因而在旋流式摻混結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí),在提升補(bǔ)燃室二次燃燒性能的同時(shí)要盡可能減小其對(duì)沖壓噴管做功能力的影響,這將成為其工程化應(yīng)用中需要注意的關(guān)鍵點(diǎn)。

4 結(jié)論

根據(jù)以上分析可以得出如下結(jié)論:

1)在環(huán)形空氣進(jìn)氣條件下使空氣旋轉(zhuǎn)進(jìn)入補(bǔ)燃室,同時(shí)使燃?xì)庋嘏c補(bǔ)燃室中心軸同軸的柱形燃?xì)夥峙淦髑邢蚺c空氣反向旋轉(zhuǎn)進(jìn)入補(bǔ)燃室能夠大幅提升補(bǔ)燃室的摻混燃燒性能,但會(huì)在一定程度上降低補(bǔ)燃室的總壓恢復(fù)系數(shù);

2)使用case1摻混結(jié)構(gòu)的補(bǔ)燃室特征速度較case2小,但其總壓損失與case2相當(dāng),可見在空氣旋轉(zhuǎn)進(jìn)入補(bǔ)燃室而燃?xì)鈨H以橫向射流流態(tài)與旋流空氣摻混也能達(dá)到較高的補(bǔ)燃室摻混燃燒效果;

3)在補(bǔ)燃室中引入旋流后使得其出口截面沿直徑方向的軸向速度分布更加分散,形成環(huán)形的高速區(qū)域;

4)在補(bǔ)燃室中引入旋流后由于切向速度的離心作用,當(dāng)旋流高溫燃?xì)饬鞒鰶_壓噴管時(shí)會(huì)進(jìn)一步向四周發(fā)散,這在一定程度上削弱了沖壓噴管的做功能力。

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TheEffectsofSwirlMixingStructureontheSecondCombustionPerformanceofAfterburningChamber

CHEN Zhiming, ZHOU Xiaoxu, ZHANG Xin, BAI Taotao, CAO Junwei

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang, 471009, China)

In this paper two new afterburning chamber mixing structures of swirl solid rocket ramjet were designed, and the numerical simulation of the mixed combustion flow field of afterburning chamber under the action of the mixed structure was carried out. The effects of swirl mixing structures on mixed combustion in the afterburning chamber were analyzed and compared the calculation results with two reference afterburning chamber mixing structures. The results showed that swirl mixing structure could strengthen the the effect of the mixed combustion in the combustion chamber, and greatly enhance the characteristic velocity of solid rocket ramjet afterburning chamber. The total pressure recovery coefficient of the combustion chamber meets the design requirements, but the swirling flow in the afterburning chamber would weaken the function of ramjet nozzle force to a certain extent.

solid rocket ramjet; afterburning chamber; cyclone; mixing and combustion; characteristic velocity

V438

A

2016-07-20

陳志明(1987-),男,河南嵩縣人,工程師,碩士,研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)。