軍用高超飛行器超燃燃燒室懸臂斜坡噴注器噴注方式優(yōu)化

王 政, 張 涵, 龍振國, 王建軍,

(1 空軍工程大學(xué), 西安 710051; 2 93448部隊(duì), 天津 300000; 3 95100部隊(duì), 廣州 510000)

0 引言

高超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)作為一個(gè)重要的航空航天技術(shù),將對世界軍事戰(zhàn)略格局以及軍事力量對比產(chǎn)生重大影響[1]。由于軍用高超聲速飛行器超燃發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)燃料停駐時(shí)間短,燃料摻混成為軍用高超聲速飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵技術(shù)[2]。物理斜坡?lián)交熳鳛槌Ｒ姷娜剂蠐交煸鰪?qiáng)裝置常常運(yùn)用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究中[3]。Sislian和Schumacher[4-7]結(jié)合傳統(tǒng)物理斜坡和小角度壁面噴注技術(shù),設(shè)計(jì)了一種全新懸臂斜坡噴注方案。在相同來流條件下,懸臂斜坡噴注器在遠(yuǎn)流場的燃料摻混效率比傳統(tǒng)物理斜坡噴注器高出了45%,但同時(shí)也增加了20%的總壓損失[8]。國內(nèi)黃偉等[9]將懸臂斜坡構(gòu)型首次運(yùn)用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi),并進(jìn)行了數(shù)值優(yōu)化。

為改善懸臂斜坡噴注器射流流場特性,文中參考壁面射流噴射方式研究相關(guān)成果,針對懸臂斜坡噴注器噴射方式兩個(gè)方面進(jìn)行優(yōu)化。根據(jù)楊銀軍[10]對壁面射流不同噴射角度對流場特性的影響探索懸臂斜坡噴注器噴射角度的改變對流場的摻混效率、穿透深度以及總壓損失的影響;以O(shè)gawa[11]通過數(shù)值分析方法探究改變射流噴孔形狀為依據(jù),探究懸臂斜坡噴注器噴孔形狀的改變對流場特性的影響。

1 模型與算例

為方便研究懸臂斜坡噴注器構(gòu)型的探究,將超燃燃燒室簡化為長度169 mm的通道,該通道截面為矩形,尺寸為20 mm×32 mm。懸臂斜坡噴注器中噴孔與超燃燃燒室入口距離為35 mm,為方便建立模型,懸臂斜坡噴注器初始算例噴孔設(shè)置為方孔,邊長為2.4 mm。設(shè)置算例條件:入口總溫為Tt=1 200 K,來流速度為2Ma,靜壓大小為p=1.08 MPa,總壓大小為pt=0.85 MPa,方形噴孔噴射燃料為乙烯,其中噴射總壓為pt=2 000 kPa,靜壓為p=1 400 kPa,總溫為Tt=300 K。算例采用在預(yù)測近壁面區(qū)繞流和旋流更有優(yōu)勢的κ-ωSST湍流模型,算例網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,并針對懸臂斜坡及懸臂斜坡噴注器噴孔附近的網(wǎng)格加密,各算例網(wǎng)格數(shù)保持在300萬左右。為深入研究不同噴射角度對流動(dòng)特性的影響,保持初始算例噴孔高度、懸臂寬度、斜坡膨脹角度等構(gòu)型參數(shù)一致,設(shè)置噴射角度γ為0°、5°、15°、30°等4種不同算例,在算例設(shè)置時(shí)保證懸臂斜坡位置及噴孔高度不變;為研究不同噴孔形狀對流場的影響,文中設(shè)置了不同噴孔形狀的5個(gè)算例,分別為正方形、圓形、菱形(長軸與短軸之比為2∶1)、等腰三角形(高與底邊之比為2∶1)、長方形(長寬比為2∶1)。各算例斜坡構(gòu)型、噴孔面積、質(zhì)心高度、噴射角度均保持一致,通過改變噴孔形狀分析對流場特性的影響。圖1(a)是三維燃燒室結(jié)構(gòu)示意圖,圖1(b)為初始算例懸臂斜坡結(jié)構(gòu)示意圖,圖1(c)為不同噴射角度示意圖,圖1(d)為不同噴孔結(jié)構(gòu)示意圖。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 噴射角度對流場特性的影響

圖2為不同噴射角度算例在噴孔附近(Z=0 mm、Y=0 mm、X=5 mm、X=15 mm以及X=25 mm截面)的壓強(qiáng)云圖與流線圖。觀察對稱面Z=0 mm壓強(qiáng)云圖,發(fā)現(xiàn)緊貼噴孔射流上方的弓形激波b強(qiáng)度隨著噴射角度的增加而明顯增大,這是由于噴孔射流與來流流線直接作用,隨著噴孔角度的增大而變強(qiáng),弓形激波的增強(qiáng)可增加構(gòu)型的總壓損失,但當(dāng)弓形激波強(qiáng)度過大時(shí),構(gòu)型也由于噴射角度的增大使弓形激波對射流的直接作用增大,這反而會減弱射流在靠近噴孔位置的穿透深度。同時(shí)位于噴孔下部靠近壁面處的激波c強(qiáng)度隨著噴射角度的減小而增大,該激波強(qiáng)度的增大會使其與射流的直接作用增大,從而影響射流的穿透深度。對比射流流線在X=25 mm截面的高度對比,發(fā)現(xiàn)隨著噴射角度的增大,射流流線更多集中于流向渦的頂端,說明噴射角度的增加可明顯增強(qiáng)射流的穿透深度。分析X=5 mm、X=15 mm以及X=25 mm截面的流向渦,所有構(gòu)型在X=25 mm處均形成了一對位于主流的主流向渦以及貼近壁面的流向渦,且渦核高度及大小變化不大,說明噴射角度的變化對流向渦發(fā)展影響很小,但在X=5 mm處位于主流的流向渦渦核高度隨著噴射角度的增大而增大,渦核高度的提高可增大射流的穿透深度。

圖3為4種構(gòu)型可燃混合區(qū)Af/Ai(Ai為噴孔面積)[12]、羽流質(zhì)量中心高度hZ[13]、總壓損失系數(shù)曲線對比[14]。從可燃混合區(qū)面積對比可以看出,在流場近場4種構(gòu)型的差別不大,但在X=70 mm后,可燃混合區(qū)面積大小可表示為γ=5°>γ=0°>γ=15°>γ=30°,這與上述定性分析結(jié)論一致。比較羽流質(zhì)量中心高度,發(fā)現(xiàn)噴射角度的增加使羽流質(zhì)量中心高度隨著增加,但γ=30°構(gòu)型在X=20 mm至X=80 mm處的羽流質(zhì)量中心高度較其他構(gòu)型的優(yōu)勢不明顯甚至出現(xiàn)低于其他構(gòu)型的現(xiàn)象,這是由于該構(gòu)型弓形激波強(qiáng)度過大,其過大的噴射角度使弓形激波對射流的直接作用增大,從而減弱了射流在靠近噴孔位置的穿透深度。總壓損失大小可表示為γ=0°<γ=5°<γ=15°<γ=30°,這是由于隨著噴射角度的增大,噴孔射流上方的弓形激波強(qiáng)度也隨之增大,從而使總壓損失增大。綜上所述,噴射角度的增大可增加射流的穿透深度,但會帶來摻混效率的下降,同時(shí)造成更高的總壓損失。此外,過高的噴射角度會造成射流在流場近場處穿透深度的降低;過低的噴射角度也會造成算例的摻混效率的下降。經(jīng)綜合比較,噴射角度為γ=5°算例較其他3種噴射角度更為理想。

2.2 懸臂斜坡上不同噴孔形狀對射流流場的氣動(dòng)特性影響

圖4為各個(gè)構(gòu)型在X=50 mm切面上乙烯組分云圖,由于長方形在此截面上的乙烯組分云圖與方形的形狀差異并不大,故文中不再給出長方形在此截面的乙烯組分云圖。從云圖可以看出,各構(gòu)型乙烯高濃度核心區(qū)主要集中在向壁面伸展的a區(qū)乙烯組分,a區(qū)面積大小及高度決定著各構(gòu)型的穿透深度大小。方形噴孔a區(qū)乙烯組分面積最小,且乙烯濃度分布均勻,并沒有形成明顯的乙烯高濃度核心區(qū),乙烯組分主要分布在高度更高的b區(qū),且方形噴孔在該位置截面的乙烯組分云圖中乙烯組分最高點(diǎn)明顯高于其他噴孔形狀構(gòu)型,說明方形的穿透深度明顯優(yōu)于其他構(gòu)型。比較其他3種構(gòu)型,圓形噴孔與菱形噴孔a區(qū)乙烯高濃度核心區(qū)高度相似,但圓形噴孔乙烯組分最高點(diǎn)明顯高于菱形噴孔,因此可推測圓形噴孔穿透深度優(yōu)于菱形噴孔。三角噴孔由于乙烯組分主要集中于高度較低的a區(qū),且乙烯高濃度核心區(qū)高度明顯低于其他構(gòu)型,因此認(rèn)為三角噴孔穿透深度最差。因此,推測4種構(gòu)型的穿透深度:方形噴孔>圓形噴孔>菱形噴孔>三角噴孔。觀察此截面各構(gòu)型的展向擴(kuò)展,可發(fā)現(xiàn)菱形噴孔和三角噴孔的展向擴(kuò)展明顯強(qiáng)于方形噴孔與圓形噴孔。

圖5為各構(gòu)型算例在噴孔附近(Z=0 mm、Y=0 mm、X=5 mm、X=15 mm以及X=25 mm截面)壓強(qiáng)云圖與流線圖。觀察對稱面Z=0 mm壓強(qiáng)云圖,由于斜坡構(gòu)型均保持一致,斜坡前沿的激波a強(qiáng)度均相同。噴孔形狀的改變主要改變了噴孔射流上方的弓形激波b以及噴孔射流下側(cè)的激波d,根據(jù)觀察可知,弓形激波b以及激波d強(qiáng)度大小的變化主要取決于噴孔上下沿銳利度的大小,噴孔上沿越銳利,弓形激波b的強(qiáng)度越小,同理,噴孔下沿越銳利,激波d的強(qiáng)度越弱。首先觀察弓形激波b,方形噴孔由于噴孔上沿為其一條邊,明顯鈍于其他構(gòu)型的上沿,方形噴孔構(gòu)型的弓形激波b強(qiáng)度也隨著明顯大于其他構(gòu)型。三角噴孔由于下沿為一條長度長于其他構(gòu)型的邊,也明顯鈍于其他構(gòu)型的下沿,激波d也遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于其他構(gòu)型。菱形孔由于上下沿均為角度最小的角,因此它的兩種激波強(qiáng)度均為最小。兩種激波直接決定著總壓損失的大小。方形與長方形噴孔的射流流線趨勢較為相似,在X=25 mm處均集中為兩束,一束位于此截面流向渦上方,一束位于流向渦下方,但方形噴孔位于流向渦上方的射流流線明顯多于長方形噴孔,這說明方形噴孔的穿透深度明顯大于長方形噴孔。菱形噴孔與圓形噴孔的流線較為集中,圓形噴孔射流流線集中于X=15 mm、X=25 mm截面流向渦核心區(qū)上方,而菱形噴孔主要集中于兩截面流向渦核心區(qū)位置,從而說明了圓形噴孔的穿透深度大于菱形噴孔。分析X=5 mm、X=15 mm以及X=25 mm截面的流向渦可以發(fā)現(xiàn),所有形狀噴孔算例由于構(gòu)型相似,流向渦的渦核高度強(qiáng)度差別很小,但只有菱形孔射流流線集中于渦核核心區(qū)位置,這樣會使流向渦充分作用于射流,從而使菱形噴孔的展向擴(kuò)展能力以及摻混效率得到明顯提高。

圖6為不同噴孔形狀構(gòu)型最大乙烯組分濃度αmax衰減曲線[15]、摻混效率ηm[16]、可燃混合區(qū)面積Af(Ai為噴孔面積)、羽流質(zhì)量中心高度hZ以及總壓損失曲線以定量分析各構(gòu)型的混合和穿透效果。觀察最大乙烯組分濃度αmax衰減曲線,發(fā)現(xiàn)菱形噴孔乙烯組分衰減速度最快,其他幾種構(gòu)型衰減速率差別不大,說明菱形噴孔構(gòu)型燃料摻混速率明顯優(yōu)于其他構(gòu)型。對比摻混效率ηm以及可燃混合區(qū)面積Af可以發(fā)現(xiàn),兩種曲線差異一致,菱形噴孔摻混特性最好,圓形噴孔摻混特性最差,其他3種構(gòu)型摻混特性相似,這與定性分析得出結(jié)論一致。在羽流質(zhì)量中心高度方面,菱形噴孔并非最理想,這是因?yàn)榱庑螄娍琢骶€主要集中在流向渦渦核核心區(qū)域,在展向擴(kuò)展以及燃料摻混方面優(yōu)勢更大,穿透深度方面并不理想。噴孔上沿具有大鈍角的方形、圓形以及長方形構(gòu)型在穿透深度方面更具有優(yōu)勢。由于菱形孔上下沿均十分銳利,使弓形激波b以及激波d強(qiáng)度均為最小,因此菱形孔的總壓損失最小,但優(yōu)勢并不明顯。三角噴孔由于下沿鈍角過大,導(dǎo)致激波d強(qiáng)度過大,總壓損失也最高。綜上所述,菱形孔在燃料摻混、展向擴(kuò)展以及總壓損失方面優(yōu)勢明顯,盡管穿透深度并不理想,但仍可認(rèn)為菱形孔較其他噴孔形狀具有更好的流場特性。

3 結(jié)論

文中利用數(shù)值模擬的方法對噴射方式對流場流動(dòng)特性的影響展開研究,分為噴射角度、噴孔形狀兩個(gè)部分,結(jié)合燃料摻混效率、穿透深度以及總壓損失等參數(shù)對比,探究懸臂斜坡噴注器不同噴射方式對超燃燃燒室流場特性的影響,得出以下結(jié)論:

1)噴射角度的增大可增加射流的穿透深度,但會帶來摻混效率的下降,同時(shí)造成更高的總壓損失。此外,過高的噴射角度會造成射流在流場進(jìn)場的穿透深度的降低;過低的噴射角度也會造成算例的摻混效率的下降。經(jīng)綜合比較,噴射角度為γ=5°算例較其他3種噴射角度更為理想。

2)菱形孔在燃料摻混、展向擴(kuò)展以及總壓損失方面優(yōu)勢明顯,盡管穿透深度并不理想,但綜合比較5種形狀噴孔,仍可認(rèn)為菱形孔具有更好的流場特性。

參考文獻(xiàn):

[1] 徐旭, 陳兵, 徐大軍. 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)原理及技術(shù) [M]. 北京: 北京航空航天大學(xué)出版社, 2014: 175-200.

[2] CURRAN E T, MURTHY S N B. Scramjet propulsion [M]. Reston:AIAA, 2002: 28-44.

[3] 金亮, 黃偉, 郭善廣. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)斜坡概念研究 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 2014, 35(4): 530-536.

[4] SISLIAN J P, SCHUMACHER J. A comparative study of hypersonic fuel/air mixing enhancement by ramp and cantilevered ramp injectors： AIAA 99-4873 [R].[S.l.:s.n.], 1999.

[5] WANG Y W, SISLIAN J P. Numerical investigation of methane and air mixing in a shcramjet inlet：AIAA 2008-2533[R]. Reston:AIAA, 2008.

[6] SISLIAN J P, PARENT B. Hypervelocity fuel/air mixing in a shcramjet inlet [J]. Journal of Propul and Power, 2004, 20(2): 263-272.

[7] PARENT B, SISLIAN J P. Effect of geometrical parameters on the mixing performance of cantilevered ramp injectors [J]. AIAA Journal, 2003, 41(3): 448-456.

[8] WANG Y W, SISLIAN J P. Numerical investigation of methaneand air mixing in a shcramjet inlet： AIAA 2008-2533 [R].[S.l.]: AIAA, 2008.

[9] HUANG Wei, LI Shi-bin, YAN Li, et al. Performance evaluation and parametric analysis on cantilevered ramp injector in supersonic flows [J]. Acta Astronautica，2013，84:141-152.

[10] 楊銀軍, 竇志國, 段立偉. 超聲速來流中橫向噴流角度對流動(dòng)與混合特性的影響 [J]. 現(xiàn)代電子技術(shù), 2013, 36(17): 151-154.

[11] OGAWA H, BOYEE R R. Computational investigation of fuel injection with various injector geometries and mixing into hypersonic cross flow in scramjet engines Grapevine, Texas: AIAA 2013-0115 [R]. [S.l.]: AIAA, 2013.

[12] POHLMAN M R. GREEND KE R B. Critical design parameters for pylon-aided gaseous fuel injection: AIAA 2009-1422[R]. [S.l.] AIAA, 2009.

[13] 閆明磊, 韋寶禧, 徐旭, 等. 應(yīng)用氣動(dòng)斜坡和燃?xì)獍l(fā)生器的超燃燒室 [J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 37(7): 782-788.

[14] SEGAL Corin. The scramjet engine:processes and characteristics [M]. Cambridge: Cambridge University Press, 2009: 85-86.

[15] WEI Baoxi, ZHANG yan, TIAN Liang, et al. Experimental study on combustion mode transition in an aero-ramp based scramjet: Atlanta. Georgia: AIAA 2012-3923 [R]. Reston: AIAA, 2012.

[16] MONTES D R, KING P I. GRUBER M R, et al. Mixing effects of pylon-aided fuel injection located upstream of flame holding cavity in supersonic flow: AIAA 2005-3913 [R]. Reston: AIAAA, 2005.