固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)補(bǔ)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(tuán)公司四院四十一所，西安 710025)

固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)補(bǔ)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(tuán)公司四院四十一所，西安 710025)

針對不同補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)對固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒性能的影響進(jìn)行研究，分析各級燃燒室的長度與擴(kuò)張角度對補(bǔ)燃室性能的影響。采用基于密度的二階迎風(fēng)格式對補(bǔ)燃室摻混燃燒進(jìn)行模擬，湍流模型和燃燒模型分別采用SSTk-ω模型和渦團(tuán)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(kuò)張角度的增加而減??；總壓恢復(fù)系數(shù)隨燃燒室長度的增加而減小，隨燃燒室擴(kuò)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(fù)系數(shù)的影響最大。當(dāng)補(bǔ)燃室的總長與出口面積一定時，以發(fā)動機(jī)的總體性能參數(shù)作為補(bǔ)燃室構(gòu)型的優(yōu)化目標(biāo)，對一、二級燃燒室長度與一、三級燃燒室擴(kuò)張角度進(jìn)行優(yōu)化。

補(bǔ)燃室；固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)；燃燒效率；總壓恢復(fù)系數(shù)

0 引言

超燃沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)[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(jī)。目前，超燃沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)技術(shù)的研究相對較少，但與液體超燃沖壓發(fā)動機(jī)相比，固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低、作戰(zhàn)反應(yīng)時間短、機(jī)動性與安全性好、貯存時間長等優(yōu)點(diǎn)[3]。因此，對固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的研究逐漸引起了國內(nèi)外學(xué)者的重視[3]。

固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)包括固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)、雙燃燒室固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)及固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)。相對其他固體超燃沖壓發(fā)動機(jī)而言，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)具有流量易于調(diào)節(jié)、不存在點(diǎn)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(jī)具有更好的應(yīng)用前景[4]。

目前，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究國外尚未出現(xiàn)公開報道，國內(nèi)國防科技大學(xué)與航天科技集團(tuán)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(jī)的工作原理、研究現(xiàn)狀與發(fā)展進(jìn)行了詳細(xì)分析；同時，呂仲[5-6]設(shè)計了側(cè)向和頭部進(jìn)氣兩種固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)方案，對這兩種發(fā)動機(jī)方案開展了試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，驗(yàn)證了固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)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(jī)補(bǔ)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(jī)燃燒性能的影響。

綜上所述，固體火箭超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究報道中，未見對補(bǔ)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(jī)補(bǔ)燃室的結(jié)構(gòu)參數(shù)對補(bǔ)燃室性能的影響規(guī)律研究，可為補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)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(bǔ)燃室采用軸對稱結(jié)構(gòu)[7]，構(gòu)型見圖1。發(fā)動機(jī)采用頭部進(jìn)氣方式，燃?xì)獍l(fā)生器安裝在進(jìn)氣道中心體內(nèi)，補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)采用三級小角度擴(kuò)張設(shè)計。本文考察了三級燃燒室的長度與擴(kuò)張角度對補(bǔ)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(kuò)張角B/(°)二級燃燒室長度C/mm擴(kuò)張角D/(°)三級燃燒室長度E/mm擴(kuò)張角F/(°)1100010013001.521500.52001.540023200130025002.5

為減少計算工作量，采用正交試驗(yàn)設(shè)計方法對各級燃燒室參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化組合，并分析各因素影響的主次關(guān)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(kuò)張角度的交互作用效應(yīng)。表頭設(shè)計結(jié)果見表2，將27個補(bǔ)燃室模型按01～27進(jìn)行編號。

表2 L27(313)表頭設(shè)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(jìn)行描述[9]：

(1)

控制方程采用二階迎風(fēng)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(yīng)模型，結(jié)合了標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型與k-ω模型的優(yōu)點(diǎn)。在FLUENT中，該模型默認(rèn)采用增強(qiáng)壁面函數(shù)法，并考慮燃?xì)鈮嚎s性的影響[10]。

湍流燃燒模型采用渦團(tuán)耗散模型(Eddy-Dissipation)。該模型認(rèn)為，化學(xué)反應(yīng)速率受湍流與渦團(tuán)中組分濃度共同控制。時均化學(xué)反應(yīng)速率的表達(dá)式為[9]

(2)

補(bǔ)燃室空氣入口條件即為進(jìn)氣道出口條件，燃?xì)馊肟跅l件即為噴嘴出口條件。各邊界條件參數(shù)設(shè)置如下：

(1)燃?xì)馊肟?/p>

采用壓力入口邊界條件。采用文獻(xiàn)[8]的燃?xì)鈪?shù)，一次燃燒產(chǎn)物為C2H4、CO2與H2O，質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為0.5、0.25、0.25。燃?xì)饪倻豑t=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(bǔ)燃室出口、壁面與對稱軸

補(bǔ)燃室出口采用壓力出口邊界條件；補(bǔ)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(yàn)證

利用文獻(xiàn)[10]的物理問題驗(yàn)證計算模型的準(zhǔn)確性。由圖2可知，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)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(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)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(bǔ)燃室軸線上乙烯的分布。當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量20萬時，計算結(jié)果基本與網(wǎng)格無關(guān)。同時，保證補(bǔ)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(bǔ)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(dāng)前截面燃料的質(zhì)量分?jǐn)?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(kuò)張角度與長度對燃燒效率的影響。隨著補(bǔ)燃室各級燃燒室擴(kuò)張角度的增加，補(bǔ)燃室的燃燒效率逐漸減小；隨著補(bǔ)燃室各級燃燒室長度的增加，燃燒效率逐漸增大。

表3 補(bǔ)燃室的燃燒效率

對表3進(jìn)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(guān)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(kuò)張角度的交互作用效應(yīng)不可忽略。

表4 燃燒效率的方差分析結(jié)果

2.2 補(bǔ)燃室構(gòu)型對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響

總壓恢復(fù)系數(shù)是衡量燃?xì)馀蛎涀龉δ芰Φ闹匾獏?shù)?？倝夯謴?fù)系數(shù)計算式如下[9]：

(4)

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

表5 補(bǔ)燃室的總壓恢復(fù)系數(shù)

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

對表5進(jìn)行方差分析，其分析結(jié)果見表6。二、三級燃燒室的擴(kuò)張角度對總壓恢復(fù)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(fù)系數(shù)主次關(guān)系為A>C>E>B>A×B。燃燒室長度對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響大于擴(kuò)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(kuò)張角度的交互作用對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響小于對燃燒效率的影響。

表6 總壓恢復(fù)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(fù)系數(shù)作為補(bǔ)燃室的優(yōu)化設(shè)計目標(biāo)，應(yīng)采用發(fā)動機(jī)的比沖等參數(shù)作為優(yōu)化目標(biāo)。

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

(3)補(bǔ)燃室各結(jié)構(gòu)參數(shù)對燃燒效率影響的主次關(guān)系為A>B>A×B>C>E>F>D，且均有高度顯著影響；補(bǔ)燃室各結(jié)構(gòu)參數(shù)對總壓恢復(fù)系數(shù)影響的主次關(guān)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(bǔ)燃室進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計時，選擇一、二級燃燒室長度和一、三級燃燒室擴(kuò)張角度作為待優(yōu)化參數(shù)。

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(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?yàn)楣腆w超燃沖壓發(fā)動機(jī)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