劉 韜，康 松

(中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川 成都 610500)

1 引言

液體燃料亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是未來導(dǎo)彈動(dòng)力裝置的主要發(fā)展方向，具有在高馬赫數(shù)下比沖高的特點(diǎn)，亦可滿足無人機(jī)高馬赫數(shù)、高空遠(yuǎn)航程飛行的需要。亞燃沖壓燃燒室在高空、高馬赫數(shù)條件下工作時(shí)，由于進(jìn)口空氣溫度很高，冷卻空氣量相對(duì)較少，所以給沖壓燃燒室的冷卻設(shè)計(jì)帶來嚴(yán)峻考驗(yàn)。對(duì)于可重復(fù)使用的沖壓燃燒室，其冷卻設(shè)計(jì)尤為困難。

熱障涂層的使用能提高隔熱屏的耐溫能力，是沖壓燃燒室冷卻設(shè)計(jì)中所考慮的一個(gè)環(huán)節(jié)，但其隔熱效果尚需試驗(yàn)驗(yàn)證。另外，燃油噴射方式不僅對(duì)沖壓燃燒室的燃燒性能有影響，而且還對(duì)隔熱屏的壁溫分布有一定的影響。本文在某型可重復(fù)使用的二元亞燃沖壓燃燒室上，試驗(yàn)研究了涂覆熱障涂層和未涂覆熱障涂層兩組隔熱屏的壁溫分布情況，對(duì)比分析了熱障涂層的隔熱效果；同時(shí)，還試驗(yàn)研究了兩種不同燃油噴射方式對(duì)二元亞燃沖壓燃燒室隔熱屏壁溫的影響。

2 亞燃沖壓燃燒室結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)介

某型亞燃沖壓燃燒室橫截面為矩形，總長(zhǎng)度為1.35 m，主要由火焰穩(wěn)定器、噴油裝置、隔熱屏和筒體組成。其中火焰穩(wěn)定器選用蒸發(fā)式V型槽火焰穩(wěn)定器[1]；噴油裝置采用分區(qū)供油方式，燃油噴嘴為空氣霧化噴嘴[2]；隔熱屏由四段組成(見圖1)，其材料耐熱極限為1173 K。

圖1 亞燃沖壓燃燒室隔熱屏結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.1 Scheme of the ramjet combustor heat shield

3 亞燃沖壓燃燒室的試驗(yàn)研究

3.1 熱障涂層對(duì)隔熱屏壁溫的影響

熱障涂層考核試驗(yàn)在燃燒室高溫區(qū)段進(jìn)行，以隔熱屏第三、四段為試驗(yàn)對(duì)象。隔熱屏分為兩組，第一組未涂覆熱障涂層，第二組在隔熱屏的熱面涂覆熱障涂層(熱障涂層材料為 ZrO2·Y2O3，厚度為 0.15mm)。

試驗(yàn)工況為：常壓、進(jìn)口溫度783 K、余氣系數(shù)α=2.2。隔熱屏壁溫通過熱電偶測(cè)量，在隔熱屏第三、四段各選擇一個(gè)截面作為測(cè)量截面，每個(gè)截面布置6個(gè)電偶測(cè)點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)布置方式見圖2，測(cè)量結(jié)果見圖3。

從圖3可以看出，第一組隔熱屏的壁溫要比第二組的高，且第三段隔熱屏壁溫高于第四段。對(duì)單點(diǎn)壁溫來說，第一組隔熱屏的最高壁溫點(diǎn)為1180 K，超出了隔熱屏的耐溫極限，出現(xiàn)在第三段隔熱屏的測(cè)點(diǎn)1；第二組隔熱屏的最高壁溫點(diǎn)為1152 K，低于隔熱屏的耐熱極限，出現(xiàn)在第三段隔熱屏的測(cè)點(diǎn)4，兩者相差28 K。在隔熱屏第四段，第一組的最高壁溫為1001 K，比第二組的最高壁溫996 K高5 K，差距較第三段隔熱屏有所減小。比較兩段的平均壁溫，見圖4，對(duì)第三段隔熱屏而言，第二組平均壁溫比第一組低5.3%，大約為55 K；對(duì)第四段隔熱屏而言，兩組平均壁溫差距為1.0%，大約為10 K?？梢姡瑹嵴贤繉拥母魺嵝Чc其工作環(huán)境有一定的關(guān)系。

由上述對(duì)比分析可知，在相同工況條件下，涂覆熱障涂層對(duì)提高隔熱屏的耐熱能力有一定的作用，但效果不太明顯。這主要是因?yàn)椋涸趪娡繜嵴贤繉拥倪^程中，涂層會(huì)對(duì)隔熱屏的冷卻孔造成一定面積的堵塞，使得冷卻孔的有效流通面積減小，冷卻空氣量隨之減少，從而影響到隔熱屏的冷卻效果。因此在使用熱障涂層之前，應(yīng)將相應(yīng)位置的冷卻孔面積做適當(dāng)調(diào)整，以抵消涂層堵塞帶來的影響。

3.2 燃油噴射方式對(duì)隔熱屏壁溫的影響

設(shè)計(jì)了兩種燃油噴射方式(見圖5)，噴射方式1共有16個(gè)噴射點(diǎn)，噴射方式2共有12個(gè)噴射點(diǎn)，兩者均為側(cè)噴供油，且噴油孔位于燃燒室同一截面。

仍以隔熱屏第三、四段作為研究對(duì)象，壁溫測(cè)試方式及測(cè)點(diǎn)布置與前文同。試驗(yàn)工況為：進(jìn)口壓力72 kPa，進(jìn)口溫度673 K，進(jìn)行了2.5和2.0兩個(gè)余氣系數(shù)的試驗(yàn)。

圖2 第三、四段隔熱屏熱電偶測(cè)點(diǎn)分布示意圖Fig.2 Scheme of the thermocouple station distribution at the 3rd and 4th section of heat shield

圖3 第三、四段隔熱屏壁溫分布Fig.3 The temperature distribution at the 3rd and the 4th section of heat shield

圖4 兩組隔熱屏平均壁溫比較Fig.4 Comparison of heat shield average temperature

圖5 兩種燃油噴射方式Fig.5 Two kinds of fuel injection mode

圖6示出了不同燃油噴射方式對(duì)隔熱屏壁溫分布的影響。比較圖6(a)和圖6(c)可以看出，兩種燃油噴射方式在α=2.5時(shí)的壁溫分布情況相似，隔熱屏第三、四段的壁溫曲線走勢(shì)大體一致，最高壁溫點(diǎn)都在第三段隔熱屏的測(cè)點(diǎn)3，燃油噴射方式2的最高點(diǎn)溫度比噴油方式1的高47 K；從圖6(b)和圖6(d)也可以看出，兩種噴射方式在α=2.0時(shí)的壁溫分布情況相似?？梢?，兩種燃油噴射方式對(duì)隔熱屏第三、四段截面壁溫分布的影響基本相同。

兩種燃油噴射方式在α=2.5和α=2.0時(shí)的隔熱屏第三、四段平均壁溫分布見圖7。從圖中可以看出，當(dāng)α=2.5時(shí)，噴射方式2的隔熱屏壁溫高于噴射方式1，在第三段隔熱屏，噴射方式2比噴射方式1的平均壁溫高13 K，在第四段高出20 K；當(dāng)α=2.0時(shí)，這種規(guī)律并沒有顯現(xiàn)，在第四段隔熱屏，噴射方式2的平均壁溫高于噴射方式1，而在第三段隔熱屏，噴射方式1的平均壁溫略高于噴射方式2，但差別很小。

圖6 不同燃油噴射方式對(duì)隔熱屏壁溫分布的影響Fig.6 The impact of different injection modes on the heat shield temperature distribution

圖7 兩種燃油噴射方式在α=2.5和α=2.0時(shí)隔熱屏第三、四段平均壁溫Fig.7 The 3rd and the 4th section heat shield average temperature of two fuel injection modes,α=2.5 and α=2.0

綜合來看，燃油噴射方式1的隔熱屏平均壁溫更低，對(duì)隔熱屏更有利，這是因?yàn)槿加蛧娚浞绞?的噴油孔分布較均勻，使得燃油分布較均勻，從而隔熱屏受熱也較均勻。

4 結(jié)論

(1)熱障涂層對(duì)降低隔熱屏壁溫有一定的作用。建議在以后的使用中，應(yīng)考慮熱障涂層對(duì)冷卻孔的堵塞影響，使其發(fā)揮最大的隔熱效果。

(2)噴油孔分布均勻的燃油噴射裝置對(duì)沖壓燃燒室的冷卻設(shè)計(jì)更為有利。

[1]Piper III R H.Design and Testing of a Combustor for a Turbo-ramjet for UAV and Missile Applications[D].Monterey：Naval Postgraduate School，2003.

[2]航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)編委會(huì).航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)：第11冊(cè)——加力燃燒室[K].北京：航空工業(yè)出版社，2001.