李 鋒，尚守堂，2，郭瑞卿，唐正府，2，呂付國(guó)，陳駿博

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191；2.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

串聯(lián)式渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室設(shè)計(jì)及流場(chǎng)計(jì)算

李 鋒1，尚守堂1，2，郭瑞卿1，唐正府1，2，呂付國(guó)1，陳駿博1

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191；2.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

以串聯(lián)式TBCC加力/沖壓燃燒室為研究對(duì)象，提出包含一體化整流支板、加力內(nèi)錐及長(zhǎng)短交錯(cuò)的徑向火焰穩(wěn)定器組成的TBCC加力/沖壓燃燒室方案。針對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得該燃燒室在不同模態(tài)下的流場(chǎng)特性。計(jì)算結(jié)果顯示，在渦輪工作狀態(tài)和渦輪/沖壓共同工作狀態(tài)下，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室的總壓恢復(fù)系數(shù)均在95%左右；在沖壓工作狀態(tài)下，其總壓恢復(fù)系數(shù)在86%左右?？梢詽M(mǎn)足在不同模態(tài)下加力/沖壓燃燒室對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的要求。

加力/沖壓燃燒室；渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；組合動(dòng)力裝置；流場(chǎng)；總壓恢復(fù)系數(shù)；數(shù)值模擬

0 引言

目前，還沒(méi)有1種航空發(fā)動(dòng)機(jī)能單獨(dú)完成從亞聲速、跨聲速、擴(kuò)展到高超聲速寬?cǎi)R赫數(shù)飛行的推進(jìn)任務(wù)。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法滿(mǎn)足飛行器高空高速飛行時(shí)的動(dòng)力需求，而飛行器在較低的速度時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法工作。因此，為使飛行器完成從亞聲速到高超聲速寬飛行包線(xiàn)飛行的任務(wù)，通常采用渦輪沖壓（TBCC）或火箭沖壓（RBCC）組合動(dòng)力裝置。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭／沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比較，由于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在低馬赫數(shù)下比沖高、航程長(zhǎng)的特點(diǎn)，在滿(mǎn)足飛行器遠(yuǎn)程、高速方面具有明顯優(yōu)勢(shì)[1-5]。

串聯(lián)式布局的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊、附加阻力小，是目前國(guó)內(nèi)外的發(fā)展重點(diǎn)，但由于采用加力／沖壓燃燒室共用模式，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，當(dāng)馬赫數(shù)低于一定值時(shí)，渦輪出口的總、靜壓明顯高于壓氣機(jī)進(jìn)口的，可能出現(xiàn)氣流從沖壓管道回流現(xiàn)象，造成壓氣機(jī)工作不穩(wěn)定和加力／沖壓燃燒室燃燒不穩(wěn)定等諸多問(wèn)題。因此，保證渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的燃燒穩(wěn)定成為串聯(lián)式渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加力／沖壓燃燒室設(shè)計(jì)的主要技術(shù)難點(diǎn)[6-7]。

本文為滿(mǎn)足串聯(lián)式布局TBCC寬?cǎi)R赫數(shù)機(jī)動(dòng)飛行的重大需求，提出1種支板交錯(cuò)穩(wěn)定器加力/沖壓燃燒組織方法，將原RTA渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)沖壓燃燒室的火焰穩(wěn)定器設(shè)計(jì)成沿圓周均布長(zhǎng)、短交錯(cuò)的V形徑向火焰穩(wěn)定器[8-13]；將傳統(tǒng)加力燃燒室整流支板設(shè)計(jì)成整流、噴霧、火焰穩(wěn)定一體化整流支板，組成1個(gè)一體化加力/沖壓燃燒室。利用FLUENT軟件對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得其流場(chǎng)特性，為串聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。

1 加力/沖壓燃燒室數(shù)理模型

1.1 加力/沖壓燃燒室設(shè)計(jì)點(diǎn)選取

將飛行器的飛行任務(wù)方案設(shè)定為從起飛加速到馬赫數(shù)為3。取Ma=0、2、3，飛行高度H=0、20、21 km為設(shè)計(jì)點(diǎn)。

在Ma=0時(shí)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作；在Ma=2時(shí)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作；在Ma=3時(shí)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作。在不同狀態(tài)下的參數(shù)設(shè)置為：Ma=0、H=0 km、T*=1158 K、P*=4.23×105Pa；Ma=2、H=20 km、T內(nèi)*=1189 K、T外*=559 K、P*=0.916×105Pa、P外*=1.03× 105Pa；Ma=3、H=21 km、T*=1250 K、P*=573794 Pa、P進(jìn)=50000 Pa、P出=560519 Pa。

1.2 數(shù)理模型的建立

所設(shè)計(jì)的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室由加力燃燒室筒體、一體化整流支板、內(nèi)錐和長(zhǎng)短交錯(cuò)火焰穩(wěn)定器組成，考慮到計(jì)算的復(fù)雜性和結(jié)構(gòu)相似性，取整個(gè)加力/沖壓燃燒室的1/8進(jìn)行建模，即45°扇形域；對(duì)各部分進(jìn)行布爾計(jì)算形成加力燃燒室流域整體；以Parasolid格式文件形式導(dǎo)出供GAMBIT調(diào)用。燃燒室模型的形狀如圖1所示。

首先在Unity中創(chuàng)建一個(gè)Android工程，并且將剛剛Unity打包的工程作為model導(dǎo)入Android工程中去，關(guān)鍵代碼如下：

文獻(xiàn) [14]對(duì)采用FLUENT軟件中的Realizable κ-ε湍流模型[14-16]得到的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比研究，驗(yàn)證了其計(jì)算結(jié)果的可信度。本文采用相同的數(shù)理模型研究加力/沖壓燃燒室不同模態(tài)的流場(chǎng)特性。

圖1 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室模型形狀

1.3 網(wǎng)格劃分和邊界條件

1.3.1 邊界條件

工況1：Ma=0，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作，加力燃燒室進(jìn)口為質(zhì)量進(jìn)口，出口為自由流出口；工況2：Ma=2，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，加力燃燒室進(jìn)口為質(zhì)量進(jìn)口，出口為壓力出口；工況3：Ma=3，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作，加力燃燒室進(jìn)口、出口均為壓力出口。

1.3.2 計(jì)算域和網(wǎng)格劃分

由于設(shè)計(jì)的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室內(nèi)部構(gòu)件比較多，結(jié)構(gòu)和內(nèi)部流場(chǎng)非常復(fù)雜，需要對(duì)計(jì)算域生成高質(zhì)量的網(wǎng)格來(lái)捕捉內(nèi)部流場(chǎng)信息。計(jì)算得到的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流路方案如圖2所示。

圖2 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)流路方案

在渦輪模態(tài)（工況1）下，閥門(mén)向上，外涵關(guān)閉，內(nèi)涵工作；在沖壓模態(tài)（工況3）下，閥門(mén)向下，內(nèi)涵關(guān)閉，外涵工作；在過(guò)渡態(tài)（工況2）下，閥門(mén)指向中間，內(nèi)、外涵同時(shí)工作。計(jì)算域網(wǎng)格劃分采用GAMBIT劃分準(zhǔn)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。將整個(gè)計(jì)算流域劃分為47個(gè)區(qū)，絕大部分網(wǎng)格類(lèi)型為六面體，在適當(dāng)位置包括四面體、錐形和楔形體網(wǎng)格單元。綜合考慮計(jì)算機(jī)的計(jì)算性能和計(jì)算精度要求，針對(duì)不同工況，對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行了不同劃分，最終生成的計(jì)算域網(wǎng)格數(shù)目（如圖3所示），工況1～3分別為約 140萬(wàn)、160萬(wàn)和130萬(wàn)，并且網(wǎng)格扭曲度均小于0.8。

圖3 3種工況下的計(jì)算域網(wǎng)格

2 計(jì)算結(jié)果及分析

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室的工作狀態(tài)表現(xiàn)為渦輪工作模態(tài)、渦輪/沖壓共同工作模態(tài)和沖壓工作模態(tài)。工況1渦輪模態(tài)、工況2渦輪/沖壓共同工作模態(tài)、工況3沖壓模態(tài)下的流場(chǎng)矢量如圖4所示。

圖4 3種工況下的流場(chǎng)矢量

從圖4（a）中可見(jiàn)，一體化整流支板和長(zhǎng)短交錯(cuò)火焰穩(wěn)定器后流場(chǎng)速度均有明顯提高，形成低速回流區(qū)用于穩(wěn)定火焰，加力/沖壓燃燒室流場(chǎng)較為均勻。

從圖4（b）中可見(jiàn)，與工況1的情況類(lèi)似，一體化整流支板和長(zhǎng)短交錯(cuò)火焰穩(wěn)定器后流場(chǎng)速度均有明顯降低，形成回流區(qū)，但在內(nèi)、外涵氣體交匯處開(kāi)始摻混，流場(chǎng)較不規(guī)則，氣體流過(guò)火焰穩(wěn)定器后在內(nèi)、外涵摻混程度不高，加力/沖壓燃燒室流場(chǎng)較為均勻。

從圖4（c）中可見(jiàn)，由于擴(kuò)壓段存在突擴(kuò)，氣流在擴(kuò)壓段滯止。在長(zhǎng)短交錯(cuò)火焰穩(wěn)定器后流場(chǎng)速度明顯下降，形成回流區(qū)，受擴(kuò)壓段突擴(kuò)影響，加力/沖壓燃燒室流場(chǎng)不太均勻。

2.2 總壓恢復(fù)系數(shù)分析

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室在3種工況下的沿程總壓恢復(fù)系數(shù)變化如圖5所示。

圖5 總壓恢復(fù)系數(shù)

計(jì)算結(jié)果顯示，在渦輪工作階段（圖5（a））和渦輪沖壓燃燒室共同工作階段（圖5（b）），總壓恢復(fù)系數(shù)均在95%以上?？倝簱p失主要發(fā)生在進(jìn)口擴(kuò)壓段，此處氣體流速較高，摩擦損失較大。氣體在加力燃燒室筒體內(nèi)流動(dòng)造成的摩擦損失相對(duì)較少。在沖壓工作階段（圖5（c）），總壓恢復(fù)系數(shù)較小，在擴(kuò)壓段突擴(kuò)較明顯，產(chǎn)生較大的壓力損失。

2.3 沿程速度分析

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室在3種工況下的沿程平均速度變化如圖6所示。

圖6 3種工況下的沿程速度

計(jì)算結(jié)果顯示，在3種工況下，氣體在加力/沖壓燃燒室的流動(dòng)速度經(jīng)歷了1個(gè)先降低后提高的過(guò)程，但沖壓工作階段的增速較緩。前半段氣體流動(dòng)速度降低是因?yàn)闅怏w在擴(kuò)壓器內(nèi)減速擴(kuò)壓，該過(guò)程對(duì)組織燃燒是非常重要的，氣體的流動(dòng)馬赫數(shù)越小造成的加熱損失就越??；后半段氣體流動(dòng)速度提高主要是因?yàn)榧恿?沖壓燃燒室筒體流道設(shè)計(jì)為漸縮的形狀所致。

2.4 過(guò)渡態(tài)的溫度場(chǎng)和速度場(chǎng)分析

以TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力燃燒室加力/渦輪共同工作的工況2為研究對(duì)象，加力/沖壓燃燒室的溫度場(chǎng)和速度場(chǎng)分別如圖7、8所示。

計(jì)算結(jié)果顯示，內(nèi)、外涵氣體進(jìn)入加力/沖壓燃燒室后，速度和溫度存在顯著差異，內(nèi)涵氣體的速度和溫度都要高于外涵氣體的。內(nèi)、外涵氣體隨著流動(dòng)逐漸混合，但在加力燃燒室出口，仍沒(méi)有完全混合，原因是TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室涵道比較小，外涵氣量很小，從氣動(dòng)性能方面來(lái)分析，全面均勻混合沒(méi)有太大好處，從組織燃燒方面來(lái)看也沒(méi)必要。因此，該形式加力燃燒室內(nèi)、外涵混合程度較低。

圖7 加力/沖壓燃燒室的溫度場(chǎng)

圖8 加力/沖壓燃燒室的速度場(chǎng)

3 結(jié)論

通過(guò)對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室在不同模態(tài)下的流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算可以初步得出如下結(jié)論：

（1）在渦輪工作狀態(tài)和渦輪/沖壓共同工作狀態(tài)下，整個(gè)流場(chǎng)流動(dòng)較為均勻，流動(dòng)損失較小，總壓恢復(fù)系數(shù)均在95%左右；

（2）在沖壓工作狀態(tài)下受突擴(kuò)影響，流場(chǎng)流動(dòng)不太均勻，流動(dòng)損失相對(duì)較大，總壓恢復(fù)系數(shù)在86%左右。采用一體化整流支板、加力內(nèi)錐及長(zhǎng)短交錯(cuò)的徑向火焰穩(wěn)定器組成的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室方案，可以滿(mǎn)足在不同模態(tài)下對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的要求。

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Design and Flow Field Simulation of Tandem TBCC After-ramjet-burner

LI Feng1，SHANG Shou-tang1，2,GUO Rui-qing1,TANG Zheng-fu1，2,LYU Fu-guo1,CHEN Jun-bo1
（1．School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China;2．AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute, Shenyang 110015 China）

Taking the tandem TBCC（Turbine Based Combined Cycle Engine）after-ramjet-burner as research object,the plan of TBCC after-ramjet-burner contained the integration rectifier plate,the cone and the flame holder was proposed.The flow characteristics of the TBCC after-ramjet-burner were obtained in the different model by numerical simulation.The simulation results show that the total pressure recovery coefficient is more than 95%when the afterburner work or the afterburner and ramjet-burner work together,the total pressure recovery coefficient is more than 86%when the ramjet-burner work alone.It can meet the requirement of the total pressure recovery coefficient for the TBCC after-ramjet-burner.

after-ramjet-burner;TBCC;combination engine;flow field;total pressure recovery coefficient;numerical simulation

V 231.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.01.004

2013-06-09 基金項(xiàng)目：航天創(chuàng)新重點(diǎn)基金(CASC03)、航天支撐基金(13131001)資助

李鋒（1966），男，教授，博導(dǎo)，研究方向?yàn)槿紵⒘鲃?dòng)控制及隱身的研究模擬等;E-mail:lifeng1966@buaa.edu.cn。

李鋒，尚守堂，郭瑞卿,等.串聯(lián)式渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)加力/沖壓燃燒室設(shè)計(jì)及流場(chǎng)計(jì)算[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，40（1）：22-25.LI Feng，SHANG Shoutang,GUO Ruiqing,et al.Design and flow field simulation of tandem TBCC after-ramjet-burner[J].Aeroengine，2014，40（1）：22-25.