軸對稱結(jié)構(gòu)RBCC發(fā)動機超燃模態(tài)性能分析①

李鵬飛，何國強，秦 飛，劉佩進，潘科瑋

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

RBCC發(fā)動機具有大空域范圍飛行、多模態(tài)一體化的特點，可作為未來天地往返運輸計劃的有效方案。其工作過程要經(jīng)歷引射、亞燃沖壓、超燃沖壓、純火箭等多模態(tài)。其中，超燃模態(tài)的工作過程非常復(fù)雜。由于燃燒室長度有限，來流速度非常高，燃料在燃燒室內(nèi)的滯留時間非常短，只有毫秒級。要在如此短時間內(nèi)完成燃料的噴射、霧化、蒸發(fā)、混合、點火、火焰穩(wěn)定等，難度很大。因此，如何在燃燒室內(nèi)實現(xiàn)高效穩(wěn)定的超音速燃燒，就成了超燃模態(tài)最重要、也是難度最大的關(guān)鍵技術(shù)。同時，超燃沖壓發(fā)動機也可用于高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機等。因此可看出，無論是未來的天地往返運輸，還是大氣層內(nèi)的高超聲速飛行，超燃沖壓發(fā)動機的應(yīng)用都至關(guān)重要。

針對超燃的點火和火焰穩(wěn)定問題，近年來國內(nèi)外開展了大量研究。其中，凹腔可集燃料噴注、混合增強與火焰穩(wěn)定于一體，得到了廣泛的研究和應(yīng)用［1－3］。而采用支板噴射方案，可顯著提高燃料穿透度，改善燃燒效率。國外對多種支板構(gòu)型和支板噴注方案進行了詳細對比分析［4－6］。同時，結(jié)合燃燒室構(gòu)型，國內(nèi)外對支板凹腔一體化方案也開展了大量研究［7－9］。除此之外，對壁面誘導(dǎo)火焰、雙燃燒室等方案，也開展了大量試驗研究。

隨著超燃沖壓發(fā)動機中一些關(guān)鍵問題的逐步解決，以及多項試飛試驗的成功，為了能盡早實現(xiàn)工程應(yīng)用，美國提出了大尺度超燃沖壓發(fā)動機的概念，其基本構(gòu)型采用圓形燃燒室結(jié)合多支板噴注［10－11］。

研究表明，綜合考慮結(jié)構(gòu)應(yīng)力及燃燒組織兩方面因素，軸對稱結(jié)構(gòu)燃燒室相對于二元結(jié)構(gòu)有較大的優(yōu)勢，可作為未來大尺度超燃沖壓發(fā)動機的有效方案。采用支板組進行燃料噴注，可顯著提高燃料穿透度，改善大尺度結(jié)構(gòu)下的燃燒組織及發(fā)動機性能。

在此基礎(chǔ)上，本文借鑒StrutJet RBCC發(fā)動機的思想［12］，設(shè)計了軸對稱結(jié)構(gòu)RBCC發(fā)動機，在隔離段中放置主支板，將支板火箭安裝在主支板上，并在燃燒室中采用小支板組進行燃料噴注，用于提高燃料穿透度，增強混合。在超燃模態(tài)工作中，使支板火箭工作于小流量富燃狀態(tài)，利用其產(chǎn)生的高溫燃氣作為高效點火及火焰穩(wěn)定源。同時，可配合使用凹腔火焰穩(wěn)定器來提高燃燒效率。

1 數(shù)值模型

1.1 控制方程

計算時，所用的控制方程是包含多組分反應(yīng)系統(tǒng)的雷諾時均化N-S方程。其矢量積分形式如下:

1.2 計算方法

采用有限體積方法來求解三維多組分控制方程組。其中，對流項采用二階迎風(fēng)格式;粘性項采用中心差分格式。湍流模型采用了k-ω Menter SST模型。液體燃料噴射采用拉格朗日兩相流方法計算，液滴破碎模型采用TAB模型。

1.3 化學(xué)動力學(xué)模型

本文所采用的液體碳氫燃料為煤油，代用分子式為C12H24。計算中，化學(xué)動力學(xué)模型采用液體煤油的3步簡化動力學(xué)模型［13］，見表1。表1中，A為指數(shù)前因子;E為反應(yīng)活化能;B為溫度指數(shù)。

表1 煤油3步簡化動力學(xué)模型Table 1 Three-step kerosene reduced chemical kinetic model

1.4 算例驗證

為了驗證本文計算方法的準(zhǔn)確性，對本實驗室RBCC亞燃模態(tài)地面試驗進行了數(shù)值驗證。模擬來流狀態(tài)為12 km、Ma=3，試驗中空氣流量為 4.6 kg/s，支板火箭流量為0.16 kg/s，二次燃料流量0.11 kg/s。從圖1可看出，數(shù)值計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)吻合較好，能較準(zhǔn)確地反映燃燒室內(nèi)的燃燒組織。

圖1 RBCC亞燃模態(tài)試驗與數(shù)值模擬壓強對比曲線Fig.1 Comparison of experimental pressure with numerical simulation

2 發(fā)動機模型

本文設(shè)計的發(fā)動機可用于直連式地面試驗。模擬狀態(tài)為25 km、Ma=6。圖2為其結(jié)構(gòu)示意圖，主要由設(shè)備噴管、隔離段、支板火箭、兩級燃燒室、擴張段組成。圖2中，箭頭代表燃料噴注位置。其中，設(shè)備噴管采用Foelsch設(shè)計方法［14］。設(shè)計中，取設(shè)備噴管出口馬赫數(shù)為2.5?？紤]到隔離段中支板火箭的安裝問題，將主支板厚度取為45 mm，隔離段入口直徑取為120 mm。隔離段長度依據(jù)Billg公式，取為300 mm。目前，超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的設(shè)計理論還不夠成熟。為了更有效地組織燃燒，燃燒室一般采用分段逐級擴張的設(shè)計準(zhǔn)則。其中，一級燃燒室應(yīng)取短長度、小擴張角設(shè)計;二級燃燒室的長度和擴張角應(yīng)適中;在飛行器總體和發(fā)動機結(jié)構(gòu)允許的情況下，擴張段應(yīng)取大長度、大擴張角［9］。本文通過對多種結(jié)構(gòu)參數(shù)的計算分析，并綜合考慮地面試驗條件，最終將燃燒室結(jié)構(gòu)參數(shù)取為一級燃燒室長350 mm，擴張角0.5°;二級燃燒室長500 mm，擴張角0.8°;擴張段長 500 mm，擴張角 1.5°;發(fā)動機的總擴張比為1.9。

圖2 發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic of RBCC engine

為了提高發(fā)動機的燃燒效率，在兩級燃燒室前端采用小支板組或凹腔。具體安裝方案和尺寸可根據(jù)實際需要進行調(diào)整。其中，小支板結(jié)構(gòu)和支板噴注位置對燃燒室流場和混合效率有較大影響。綜合考慮混合效率和總壓損失，本文采用前端楔形面、帶后掠角的結(jié)構(gòu)［4］，并采用支板側(cè)壁噴注方式［5］，如圖3 所示。

圖3 小支板構(gòu)型Fig.3 Schematic of pylon

3 計算結(jié)果及分析

為了研究上述發(fā)動機性能及不同的燃料噴注方式對燃燒組織的影響，在發(fā)動機的基準(zhǔn)構(gòu)型上，分別對壁面噴注、支板噴注、凹腔前噴注等多種工況進行了數(shù)值計算，如表2所示。各工況中支板火箭流量均取為100 g/s，總當(dāng)量比定義為支板火箭富燃燃氣與二次燃料完全燃燒時所消耗的氧氣總量與來流氧氣的比值。各工況中的出口均取一個大氣壓。計算中點火過程:首先打開支板火箭，然后噴入二次燃料。依靠支板火箭的高溫富燃燃氣進行點火，不再加入其他點火方式。

表2 計算工況Table 2 Computational cases

3.1 噴注方式對燃燒組織的影響

超燃沖壓發(fā)動機燃燒室中，燃料的高效混合和穩(wěn)定燃燒是決定發(fā)動機性能的關(guān)鍵因素。尤其對于液體碳氫燃料，其點火延遲較長，如何有效地進行燃料噴注，保證燃料能夠快速的霧化、蒸發(fā)、混合，就成為研究的焦點。針對此問題，本文對多種不同噴注方式進行了對比研究。

圖4為工況1～5的各參數(shù)分布，其中，燃燒效率定義為包括支板火箭富燃燃氣與二次燃料在內(nèi)的總?cè)紵?內(nèi)推力定義為燃燒室壁面壓力積分減去內(nèi)阻力?？煽闯觯疚脑O(shè)計的發(fā)動機在各種工況下，均能實現(xiàn)可靠點火和穩(wěn)定燃燒，但不同的燃料噴注方式，會導(dǎo)致發(fā)動機性能上存在較大差異。

工況1中，兩級燃燒室沿周向各自均布4個噴注點，而且兩級噴注點位于同一軸向位置處?？煽闯?，其壓強和推力水平均最低。

分析其原因，主要有2點:(1)燃料直接由壁面噴注，其穿透度較差，燃燒僅集中在近壁面區(qū)域，燃燒效率較低;(2)兩級噴注位置位于同一軸線上，會導(dǎo)致二級燃燒室噴注的燃料位于一級燃料的燃燒區(qū)，雖然此區(qū)域溫度較高，可縮短煤油點火延遲時間，但高度貧氧，導(dǎo)致二級燃料無法充分燃燒。工況1各截面CO質(zhì)量分數(shù)分布見圖5。由圖5可看出，此區(qū)域的煤油僅能生成大量CO，而無法繼續(xù)反應(yīng)生成CO2，這也是導(dǎo)致總?cè)紵瘦^低的主要原因，這充分驗證了在超燃沖壓發(fā)動機中，燃料的噴注和高效混合至關(guān)重要。因此，在下一步研究中，將二級燃料噴注點與一級噴注點交叉一定角度，從而保證各級燃料均能噴注到富氧區(qū)域。

工況2中，兩級燃燒室前端沿周向各均布4個小支板。通過計算分析，將二級支板與一級支板交叉角取為30°，兩級燃料均由小支板噴注。結(jié)果表明，該工況下的燃料穿透度顯著提高，混合效果最好，燃燒效率最高，對應(yīng)的壓強和壁面壓力積分水平也最高。但同時支板的安裝，導(dǎo)致燃燒室總壓損失和阻力變大。

由圖4(c)可看出，在二級支板附近，較大的阻塞比會導(dǎo)致局部橫截面處平均Ma小于1，二級支板附近會出現(xiàn)劇烈的壓強震蕩，這對發(fā)動機的穩(wěn)定燃燒會產(chǎn)生不利影響。兩級支板共帶來418 N的阻力，尤其是二級支板，其前端壓強較高，會產(chǎn)生很大阻力。這將大幅抵消燃燒效率提高所帶來的推力增益。因此，在使用支板噴注時，要注意控制其阻塞比不宜過大。

圖4 工況1～5各參數(shù)分布Fig.4 Parameter distribution of case 1 ～5

圖5 工況1各橫截面CO質(zhì)量分數(shù)分布Fig.5 Mass fraction of CO in combustor of case 1

考慮到上述問題，工況3在工況2的基礎(chǔ)上，將二級燃燒室內(nèi)的支板噴注改為直接由壁面噴注?？煽闯?，燃燒效率僅有小幅下降。分析其原因，主要是本文采取的兩級噴注方案中，二級噴注量較小。因此，二級燃料穿透度的減小，不會大幅降低總的燃燒效率。同時，由于二級燃燒室中沒有支板，所以相對于工況2不存在較強的激波，壓強也相對較低。但總壓損失和阻力也會大幅減小。因此，該工況的內(nèi)推力大于工況2。

為了提高二級燃料的燃燒效率，同時避免較大的損失，工況4在工況3的基礎(chǔ)上，在二級燃燒室噴注點后20 mm處各設(shè)置一個凹腔?？煽闯?，相對于工況3，燃燒效率并無明顯改善。分析其原因，是支板火箭的引入，為燃燒室提供了穩(wěn)定的火焰穩(wěn)定源，所以有無凹腔對穩(wěn)定燃燒的影響不大。工況3和4各橫截面O2質(zhì)量分數(shù)分布見圖6。由圖6也可看出，由于燃燒室流速較高，所以有無凹腔對流道中燃料與來流的摻混并無明顯改變。此外，由于二級燃料噴注量較小，凹腔的存在使得燃燒區(qū)集中在凹腔下游，導(dǎo)致燃燒室前端壓力較低，作用在主支板背面的壓力積分較小，這也是導(dǎo)致該工況推力小于工況3的主要原因，而且凹腔的引入，會使結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，如果凹腔結(jié)構(gòu)選擇不合適，還會帶來額外的阻力。

圖6 工況3和4各橫截面O2質(zhì)量分數(shù)分布Fig.6 Mass fraction of O2in combustor cross-section of case 3 and 4

考慮到二級燃料的燃燒效率較低，工況5中燃料全部由一級支板噴注。工況5各截面CO和O2質(zhì)量分數(shù)分布見圖7。由圖7可看出，燃料噴注過于集中，不利于燃料與來流的高效混合，流道中CO剩余較多，無法充分反應(yīng)，燃燒效率較低。由于一級燃燒室內(nèi)噴注量較大，燃燒劇烈，壓強較高，主支板背面的壁面壓力積分也較大。因此，雖然二級燃燒室和擴張段壓力較小，但總的內(nèi)推力水平相對工況4并未出現(xiàn)大幅下降。

圖7 工況5各橫截面CO和O2質(zhì)量分數(shù)分布Fig.7 Mass fraction of CO and O2of cross-section in case 5

3.2 當(dāng)量比對發(fā)動機性能的影響

根據(jù)上述對比分析，綜合考慮燃燒組織和總壓損失，工況3的整體性能相對最優(yōu)。因此，進一步研究當(dāng)量比變化對發(fā)動機性能的影響時，直接在工況3的基礎(chǔ)上，將當(dāng)量比分別改為0.68和0.93。不同當(dāng)量比的參數(shù)分布見圖8。圖8表明，隨當(dāng)量比的增加，燃燒室壓強明顯上升，尤其在當(dāng)量比為0.93時，較大的燃燒室壓強已抵消了隔離段出口處面積突擴帶來的膨脹作用，如果壓強進一步增加，激波系將繼續(xù)前移，會影響到進氣道的起動性能。同時，隨當(dāng)量比的增加，燃燒效率逐漸下降，發(fā)動機推力水平的增加幅度也將逐漸下降，比沖也會隨之下降。因此，當(dāng)量比不宜過大。

圖8 不同當(dāng)量比條件下的參數(shù)分布Fig.8 Parameter distribution in different equivalence ratio

3.3 來流馬赫數(shù)對發(fā)動機性能的影響

由于RBCC和雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機均要求根據(jù)來流馬赫數(shù)的不同，在同一燃燒室流道中能組織不同的燃燒模態(tài)，而低來流馬赫數(shù)條件下的來流總溫較低，液態(tài)煤油點火延遲較長。因此，在兼顧超燃的擴張型燃燒室通道中，進行低馬赫數(shù)條件下的可靠點火就成為另一個難題。針對此問題，本文在工況3的基礎(chǔ)上，將來流馬赫數(shù)改為4，并重新設(shè)計設(shè)備噴管，保證其出口馬赫數(shù)為1.8，用于驗證本文設(shè)計的發(fā)動機構(gòu)型在低馬赫數(shù)條件下的點火特性。不同來流Ma條件下壁面壓強曲線見圖9。圖9表明，支板火箭的高溫富燃燃氣可作為有效的點火源，保證發(fā)動機在低總溫條件下的穩(wěn)定燃燒，但壓強水平較低。其原因主要是來流總溫較低，如圖10所示。流道中部分區(qū)域靜溫低于800 K，煤油點火延遲時間較長。

由圖10可看出，直到燃燒室出口，還有大量煤油未發(fā)生反應(yīng)，所以整體燃燒效率較低。因此，要在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)保持高效燃燒，必須根據(jù)不同的來流條件，對燃料噴注方式進行調(diào)整。

圖9 不同來流Ma條件下壁面壓強曲線Fig.9 Wall pressure distribution in different Ma

圖10 Ma=4條件下溫度和煤油質(zhì)量分數(shù)分布Fig.10 Temperature contours and mass fraction of kerosene in Ma=4

4 結(jié)論

(1)基于本文設(shè)計的發(fā)動機構(gòu)型，綜合考慮燃燒效率和發(fā)動機性能，采用一級支板結(jié)合二級壁噴的燃料噴注方式，可獲得相對最優(yōu)的性能。

(2)支板噴注會顯著提高燃料的混合效率和燃燒效率，但同時會帶來較大的總壓損失和阻力，因此采用支板時，必須控制其阻塞比不宜過大。

(3)隨燃料當(dāng)量比的增加，燃燒室壓強增加，推力增加，但燃燒效率降低，比沖隨之下降。在增加當(dāng)量比時，還必須綜合考慮進氣道的起動性能。

(4)在低馬赫數(shù)條件下，較低的來流總溫將導(dǎo)致燃燒效率有所下降。如果要維持高效燃燒，就必須對燃料噴注方式進行適當(dāng)調(diào)整，并添加一定的火焰穩(wěn)定裝置。

［1］Davis D L，Bowersox R D W.Computational fluid dynamics analysis of cavity flame holders for scramjets［R］.AIAA 97-270.

［2］丁猛.基于凹腔的超聲速燃燒火焰穩(wěn)定技術(shù)研究［D］.國防科技大學(xué)研究生院，2005.

［3］王遼，韋寶禧，等.基于凹槽火焰穩(wěn)定器的煤油超聲速燃燒試驗［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2008，34(8).

［4］Chung-Jen Tam，Kuang-Yu Hsu，Mark R Gruber，et al.Aerodynamic performance of an injector strut for a round scramjet combustor［R］.AIAA 2007-5403.

［5］Chung-Jen Tam，Kuang-Yu Hsu，Mark R Gruber，et al.Fuel/air mixing characteristics of strut injections for scramjet combustor applications［R］.AIAA 2008-6925.

［6］Christopher Rock，Joseph A Schetz，Ronald Ungewitter.Experimental and numerical studies of a strut injector for round scramjet combustors［R］.AIAA 2009-7313.

［7］Andrew B Freeborn，Paul I King，Mark R Gruber.Characterization of pylon effects on a scramjet cavity flameholder flowfield［R］.AIAA 2008-86.

［8］陳立紅，顧洪斌，張新宇.支板凹腔一體化超燃沖壓發(fā)動機實驗研究［J］.工程熱物理學(xué)報，2007，28(4).

［9］余勇.超燃沖壓發(fā)動機燃燒室工作過程理論和試驗研究［D］.國防科技大學(xué)研究生院，2005.

［10］Dr Robert Bakos.Current hypersonic research in the USA［R］.Advances on Propulsion Technology for High-Speed Aircraft(pp.10-1-10-26).

［11］Beckel S A，Garrett J L，Gettinger C G.Technologies for robust and affordable scramjet propulsion［R］.AIAA 2006-7980.

［12］Adam Siebenhaar B，ryan T Campbell，Thong N Guyen.Strutjet engine perpormance［R］.AIAA 99-4809.

［13］Wang T.Thermophysics characterization of kerosene combustion［R］.AIAA 2000-2511.

［14］程開甲，等.高低速風(fēng)洞氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計［M］.國防工業(yè)出版社，2003.