萬少文,何國強,劉佩進,潘科瑋

(西北工業(yè)大學航天學院,西安 710072)

0 引言

RBCC(Rocket based combined cycle)組合發(fā)動機具有零速起飛、可重復利用的優(yōu)點。多模態(tài)一體化的設計,使其適合大空域范圍飛行,并具有高比沖、高推重比,是未來空天運輸動力的具有較強競爭力的發(fā)動機[1]。在RBCC直擴通道中組織亞燃,由于高空空氣來流速度高且靜溫較低,為了保證氣體壓力損失較小,即使經(jīng)過進氣道,進入燃燒室時的氣體溫度仍不高,增加了煤油點火延遲時間,更不利于液態(tài)煤油在燃燒室內(nèi)部進行燃燒。研究發(fā)現(xiàn),湍流摻混對化學反應速度有關鍵影響,要在有限長的燃燒室內(nèi),使燃料充分加熱、霧化摻混及實現(xiàn)穩(wěn)定燃燒本身就非常困難。而單純的火焰穩(wěn)定及火焰組織方式難以達到良好的火焰穩(wěn)定效果。因此,提出了混合燃燒模式,即以一次火箭作為引導火焰與凹腔配合,達到火焰穩(wěn)定及較好的燃燒組織效果。在混合燃燒模式中,解決了亞燃模態(tài)中燃燒室點火困難及火焰穩(wěn)定的難點,為了更好地提高火焰穩(wěn)定及燃燒組織效果,更大地體現(xiàn)發(fā)動機性能優(yōu)勢,燃料噴注位置對發(fā)動機的燃燒放熱及燃燒組織有著較大影響。在沖壓發(fā)動機研究過程中,往往會對燃料噴注位置進行細致研究,并在發(fā)動機中進行合理分布,才能實現(xiàn)有效的燃燒組織,保證發(fā)動機性能[2-3]。因此,研究燃料噴注位置變化對混合燃燒模式條件下燃燒的影響,也是研究RBCC燃燒所關注的一個關鍵技術點。

文中通過12 km高空、Ma=2.5飛行條件下的數(shù)值模擬及地面直連式實驗研究,詳細研究了噴注位置前移對燃燒室放熱區(qū)域及燃燒組織和性能的影響,燃料噴注位置處于發(fā)動機前端,有利于燃燒反應進行,也有利于提高發(fā)動機性能。

1 數(shù)值計算方法

1.1 湍流模型及化學動力學模型

文中數(shù)值模擬研究采用了k-ωMenter SST湍流模型的雷諾時均法。化學動力學模型采用簡化的三步化學動力學模型,見表1。

表1 煤油3步反應化學動力學模型Table 1 Model formulation of three steps chemical reaction kinetics of kerosene

1.2 計算網(wǎng)格

文中對直連式RBCC地面實驗發(fā)動機進行計算建模及網(wǎng)格劃分,計算構型尾噴管出口面積為180mm×150mm。直連式RBCC地面實驗發(fā)動機包括了設備噴管(模擬進氣道)、隔離段、一次火箭、燃燒室和尾噴管。其中,燃燒室分為2段,包括3個凹腔,網(wǎng)格總數(shù)達750 000。

2 實驗系統(tǒng)

文中采用廣泛用于沖壓發(fā)動機實驗研究的直連式實驗系統(tǒng)。直連式實驗系統(tǒng)廣泛用于沖壓發(fā)動機地面實驗工作,主要是因為其結構相對簡單,能模擬發(fā)動機來流壓強和溫度,能較接近實際發(fā)動機工作狀態(tài)。

3 數(shù)值計算及實驗結果分析

3.1 數(shù)值計算結果分析

圖1是數(shù)值模擬中的燃料噴注位置。

圖1 噴注點示意圖Fig.1 Diagram of in jection point

基準噴注位置與隔離段噴注燃燒室壓強對比見圖2。從圖2可發(fā)現(xiàn),當在隔離段進行噴注時,與基準位置噴注狀態(tài)相比,整個燃燒室的壓強都有明顯提高,特別在第一段燃燒室尤為明顯。這也證明了燃燒反應多集中于燃燒室前半部分,在一次火箭穩(wěn)焰能力較強的區(qū)域,燃燒反應進行的更為充分,并不影響燃燒室整體壓強。因此,在此種燃燒室構型下,可考慮燃料噴注應該盡量集中于燃燒室前端,或在隔離段進行多點噴注,加強燃料與一次火箭引導火焰的接觸區(qū)域與接觸時間,提高燃料與空氣的摻混。有利于燃料在混合燃燒模式的燃燒室中進行合理的燃燒組織。

圖2 基準噴注位置與隔離段噴注燃燒室壓強對比Fig.2 Combustion pressure comparison between basic injection and isolator injection

Z=40切面上溫度分布見圖3。從圖3可發(fā)現(xiàn),當噴注位置置于隔離段時,燃燒室內(nèi)放熱位置明顯提前,且燃燒室溫度有大幅提升。這也證明了燃料在第一段燃燒室得到了充分燃燒,釋放出大量的熱量。進一步加快了燃料霧化蒸發(fā)及摻混能力,減少煤油燃料的點火延遲,并提高了火焰?zhèn)鞑ツ芰坝绊懛秶?從而形成良性循環(huán),進一步提高燃燒室的性能。

圖3 Z=40切面上溫度分布Fig.3 Temperature contour of the Z=40 section

從圖4的CO2分布可看出,噴注位置前移對于燃燒室內(nèi)燃燒效率的影響。CO2含量體現(xiàn)出噴注位置前移,使得煤油能夠更加完全地燃燒。同樣,煤油燃燒越完全,所釋放的能量也越大,越能維持燃燒的持續(xù)進行,并提高火焰?zhèn)鞑ツ芰腿紵阅堋?/p>

圖4 流道CO2分布對比Fig.4 CO2 distribution com parison of runner

從以上分析可得出,煤油噴注位置前移將是改善燃燒室性能的一個很好方法。為了進一步探討和驗證這個規(guī)律,進行了多次實驗研究。

3.2 噴注位置變化實驗研究結果分析

為了研究在一定條件下不改變一次火箭流量,改變?nèi)紵抑袊娮⑽恢脤φ麄€燃燒室中燃燒反應的影響作用,在實驗中對發(fā)動機中的噴注位置1～3進行變化,比較的2次實驗一次火箭流量變化控制在132～135 g/s之間,二次燃料噴注控制在120～124 g/s之間。圖5標明了實驗的噴注位置。

圖5 噴注位置分布簡圖Fig.5 Diagram of in jection position

噴注位置變化時燃燒室壓強變化曲線見圖6。從圖6可看出,當二次燃料噴注位置由2、3變?yōu)?、2時,燃燒室前段壓強有了明顯提升。整個燃料噴注置前移,導致了整個燃燒室的放熱位置整體前移,在一次火箭出口燃氣羽流影響區(qū)域燃燒的更為充分,反應也更加劇烈,因而能使這一區(qū)域的壓強明顯大于2、3位置噴注狀態(tài),但到了燃燒室后半段,壓強則與2、3位置噴注沒有明顯差別。因而在進氣道起動的狀態(tài)下噴注位置適當?shù)靥崆?對燃燒流場的反應是有好處的,但還應在燃燒室后部合理分配燃料噴注的位置,這樣才能更加有利提高整個燃燒室的燃燒效率,提高燃燒室的壓強。從這個實驗中也可發(fā)現(xiàn),噴注位置變化對于燃燒流場的燃燒組織及燃燒反應完全程度有很大影響。

圖6 噴注位置變化時燃燒室壓強變化曲線Fig.6 Combustion pressure versus injection position

實驗中一次火箭流量控制在132～133 g/s之間,二次噴注燃料流量控制在117～118 g/s之間,發(fā)動機內(nèi)部工況條件基本相同。圖7是實驗中噴注位置示意圖。噴注位置變化對燃燒壓強的影響見圖8。從圖8可發(fā)現(xiàn),發(fā)動機二次燃料噴注位置較為集中于燃燒室前部位置時,燃燒室前端壓強有明顯提高,從噴注1、2位置及噴注1、2、4位置可發(fā)現(xiàn),在相同當量比條件下,當燃燒室前部噴注位置噴注較多燃料時,提高燃燒室的燃燒壓強更為明顯。

圖7 噴注位置變化示意圖Fig.7 D iagram of injection position variation

圖8 噴注位置變化對燃燒壓強的影響Fig.8 Influence of injection position variation on combustion pressure

從噴注1、2、4位置與噴注1、3、4位置的壓強曲線比較可發(fā)現(xiàn),在噴注點3位置進行燃料噴注時,有利于提高燃燒室后部的燃燒壓強。因此,為了提高整個燃燒室的燃燒壓強,可采取在燃燒室的二次燃料噴嘴進行不等質(zhì)量的燃料噴注方式,在有利于進行燃燒反應的一次火箭羽流影響較大的區(qū)域進行多點噴注,且噴注燃料質(zhì)量較大,在燃燒室后部上凹腔位置噴注少量的二次燃料,這樣就可提高整個燃燒室流道的燃燒壓強,從而提高整個燃燒室的燃燒性能。燃料噴注變化方式為先打開噴孔1、2,進而2、3噴孔,最后1～3噴孔全噴,詳見圖9。

燃燒室壓強曲線對比見圖10。從圖10可發(fā)現(xiàn),在保證了進氣道性能不惡化的條件下,噴注位置前移及噴注當量比提高,都有利于燃燒室燃燒壓強的整體提升。因此,在進氣道起動,并能保證其工作性能條件下,應把噴注位置放在燃燒室的前端。在燃燒壓強曲線上可發(fā)現(xiàn),到燃燒室后半段壓強下降較為迅速,這時由于在直擴通道中的氣體在進行不斷加速,把化學能轉(zhuǎn)化為動能,且由于燃燒室被壓較高,在發(fā)動機出口有壓強的突越上升,激波已壓入尾噴管,這也證明了氣流在流道中已經(jīng)變?yōu)槌羲?。從一方面證明了流道中的燃燒放熱及直擴通道的面積擴張大小達到了形成熱力喉道的條件,使得在流道中存在熱力喉道。

圖9 噴注位置示意圖Fig.9 Diagram of in jection position

圖10 燃燒室壓強曲線對比Fig.10 Comparison curves of combustion pressure

噴注方式不同的壓強比較曲線見圖11。從圖11可看出,一次火箭流量增大與發(fā)動機前端燃料噴注流量增大相比,燃料噴注位置前移對整個流場燃燒效果的影響更大,從而可發(fā)現(xiàn)當處于混合燃燒模式時,在進氣道起動范圍內(nèi),燃料噴注位置越往前,能得到越好的燃燒效果。因此,對于現(xiàn)在發(fā)動機構型,采用2個凹腔同時噴注方式,可能并不是最優(yōu)的噴注方式,應盡可能的把噴注位置前移,來提高整個流場的燃燒效率。從而可通過對一次火箭流量變化及噴注位置的變化進行適當組合,以達到最優(yōu)的燃燒組織方式,這樣既可節(jié)省耗油量,延長飛行時間,又能提高發(fā)動機的效率,能使發(fā)動機在一定負載下具有更好的性能。

3.3 噴注位置變化對發(fā)動機比沖推力變化影響分析

實驗預設工況見表2。其中,Ma4為燃燒室入口馬赫數(shù)。各工況下實驗條件見表3。

圖11 噴注方式不同的壓強比較曲線Fig.11 Pressure comparison curvs of different injection

表2 實驗預設工況Table 2 Experimental preset condition

表3 各工況下實驗條件Table 3 Experimental condition

工況1中進行了燃料噴注位置變化,分析如圖12中的2、3位置變化為1、2位置進行噴注,進而分析噴注位置變化對燃燒的影響狀況。

噴注位置變化流道壓強曲線分布見圖13。從圖13可發(fā)現(xiàn),當燃料噴注位置前移會促使燃燒室放熱位置前移,并在燃燒室前端就能形成更高的燃燒壓強,而在后端由于燃燒反應逐漸減少且氣流加速,使得燃燒室后半段的燃燒壓強低于2、3位置噴注狀態(tài)。但僅從壓強曲線并不能很好地反映噴注位置變化對燃燒室燃燒的影響作用大小,因而通過計算燃燒室燃燒的推力比沖,可更客觀地反映燃燒室中的燃燒狀況。

根據(jù)推力計算模型可進行推力比沖分析[4],結果見表4。

圖12 發(fā)動機噴注示意圖Fig.12 Diagram of injection position

圖13 噴注位置變化流道壓強曲線分布Fig.13 Runner pressure versus injection position

表4 不同噴注位置下的推力比沖變化Table 4 Thrust and specific impulse variation under different in jection position

從實驗所得的比沖可發(fā)現(xiàn),隨著噴注位置前移,發(fā)動機比沖有所提升,且發(fā)動機出口速度也有所提高,這也證明了發(fā)動機能獲得更好的性能。因此,把噴注位置前移,將對燃燒產(chǎn)生有利影響。

對實驗條件基本一致的各種噴注方式進行綜合比較,其中工況2噴注方式為2、3、5;工況3噴注方式為2、3;工況4噴注方式為1、2;工況5噴注方式為1、2、4。詳細噴注位置見圖14。

圖14 噴注位置示意圖Fig.14 Diagram of injection position

通過對4種不同噴注位置變化壓強的對比(見圖15)可發(fā)現(xiàn),當燃料當量比一致,流道中壓強隨噴注位置靠前,流道壓強將會有所提高。還可發(fā)現(xiàn),隨燃燒室前端噴注燃料加大,燃燒室壓強也要比在燃燒室后端噴注的壓強高,雖然壓強曲線變化不是很明顯,但還是能看出壓強曲線提高的趨勢。當然,只看壓強曲線還不能具體反映燃燒狀態(tài)。因此,下面將對燃燒室的推力比沖進行細致的比較分析,見圖15、表5。

從各種狀態(tài)的發(fā)動機推力比沖比較可發(fā)現(xiàn),Iin1,2。從中也可發(fā)現(xiàn),當噴注位置前移時,發(fā)動機比沖有所提高?？梢?把噴注點放在發(fā)動機前端,有利于加快燃料霧化蒸發(fā),并減少點火延遲時間,加快燃料與來流氣體的摻混,從而更好地進行燃燒反應。

圖15 4種不同噴注位置下壓強對比Fig.15 Pressure comparison under four injection positions

表5 不同噴注位置下的推力比沖變化Tab le 5 Thrust and specific impulse variation under different injection position

4 結論

(1)數(shù)值計算及實驗都證明,噴注位置適當靠前或提高前端燃料噴注量,能提高燃燒室壓強,這也說明了燃料靠前噴注為燃料的預熱摻混提供了更佳條件,也使得燃料停留時間延長,進而彌補了液體燃料點火延遲的影響,提高燃料的燃燒性能。

(2)在混合燃燒模式中,噴注位置前移能提高發(fā)動機推力比沖,也進一步說明在混合燃燒模式下應采用燃料提前噴注,過于追求前段大流量燃料噴注,則會影響進氣道性能。因此,采用第一級燃燒室的多級噴注策略,這樣既能保證得到較好的性能,又能滿足進氣道性能要求,做到真正的瞻前顧后。

[1] David A Young,Timothy Kokan,Alan Wilhite,etal.A SSTO hypersonic vehicle concept utilizing RBCC and HEDM propulsion technologies[R].AIAA 2006-8099.

[2] Ryojiro Minato,TakashiNiioka.Effectof hydrogen jet position relative to plasma torch on supersonic combustion[R].AIAA 2003-6908.

[3] Eunju Jeong,Sean O'Byrne,In-Seuck Jeung,et al.Supersonic combustion of hydrogen fuel injection locations in a cavity-based combustor[R].AIAA 2008-4576.

[4] 李宇飛.RBCC引射/亞燃模態(tài)熱力調(diào)節(jié)機理研究[D].西北工業(yè)大學,2008.