王同輝,白濤濤,莫 展,單睿子,曹軍偉

(中國空空導(dǎo)彈研究院, 河南洛陽 471009)

特型燃?xì)鈬娍趯ρa(bǔ)燃室摻混燃燒的影響*

王同輝,白濤濤,莫 展,單睿子,曹軍偉

(中國空空導(dǎo)彈研究院, 河南洛陽 471009)

采用N-S方程、k-ε雙方程和非預(yù)混燃燒簡化PDF模型,對3種特型燃?xì)鈬娍诮Y(jié)構(gòu)的固沖發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒流場進(jìn)行了數(shù)值研究。分析3種特型燃?xì)鈬娍趯ρa(bǔ)燃室中摻混燃燒的影響,并與常規(guī)型燃?xì)鈬娍诘姆抡娼Y(jié)果進(jìn)行了對比分析。結(jié)果表明:特型燃?xì)鈬娍诳梢杂行г鰪?qiáng)補(bǔ)燃室中燃?xì)馀c空氣的摻混效果,提高燃?xì)獾耐耆紵潭?提升固沖發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室的特征速度;2#和3#特型噴口的補(bǔ)燃室摻混燃燒效果要比1#特型噴口更好,但是會帶來更大的總壓損失。

固體火箭沖壓發(fā)動機(jī);補(bǔ)燃室;摻混燃燒;特型燃?xì)鈬娍?特征速度

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)利用大氣中的氧氣作為氧化劑,具有比沖高、流量可調(diào)、推力可控、發(fā)動機(jī)推力作用時間長的優(yōu)點(diǎn),能夠極大的提高導(dǎo)彈的末端機(jī)動能力和遠(yuǎn)程、快速突防能力[1],成為一種高效的導(dǎo)彈系統(tǒng)推進(jìn)裝置。當(dāng)前在固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)方面的研究主要集中在燃燒模型[2-3]、一次進(jìn)氣形式[4-5]、空燃比[6]、多次進(jìn)氣結(jié)構(gòu)[7]、不同補(bǔ)燃室長度[8]和一次噴射燃?xì)獬隹谖恢眉皵?shù)量[9-10]等條件下的沖壓補(bǔ)燃室燃燒組織技術(shù)方面,而對特型一次燃?xì)鈬娍诮Y(jié)構(gòu)對固沖發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒的影響分析研究尚未見到報(bào)道。文中在其他結(jié)構(gòu)保持不變的情況下,為增強(qiáng)補(bǔ)燃室中氣流的摻混燃燒效果,進(jìn)一步提升固沖發(fā)動機(jī)的動力性能,對采用特型燃?xì)鈬娍诮Y(jié)構(gòu)的固沖發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室摻混燃燒情況進(jìn)行分析研究。

文中采用CFD數(shù)值仿真的方法,對整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)3種特殊結(jié)構(gòu)形式的燃?xì)鈬娍诩把a(bǔ)燃室流場進(jìn)行摻混燃燒仿真計(jì)算,并與常規(guī)型燃?xì)鈬娍诘挠?jì)算結(jié)果進(jìn)行對比,分析使用不同特型燃?xì)鈬娍趯虥_發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室中一次噴射燃?xì)馀c空氣摻混燃燒效果的影響,以期為整體式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)提供參考。

1 物理模型和計(jì)算方法

1.1 物理模型

1.1.1 沖壓發(fā)動機(jī)模型

文中的研究基于采用聯(lián)管進(jìn)氣道的固沖發(fā)動機(jī)(其中各工況的進(jìn)氣道進(jìn)氣角均為60°),該結(jié)構(gòu)的主要組成部分包括:進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器、燃?xì)鈬娍?、補(bǔ)燃室和沖壓噴管,具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 固沖發(fā)動機(jī)示意圖

1.1.2 特型燃?xì)鈬娍谀Ｐ?/p>

本次計(jì)算所選用的4種燃?xì)鈬娍诘木唧w結(jié)構(gòu)如圖2所示(燃?xì)鈬娍谔幱诳拷M(jìn)氣道出口一側(cè)),1#、2#和3#噴口都是在原有標(biāo)準(zhǔn)噴口基礎(chǔ)上改變出口截面的結(jié)構(gòu)得到的。

圖2 特型燃?xì)鈬娍谀Ｐ?/p>

1.2 計(jì)算方法

由于一次噴射燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室中的二次摻混燃燒是一個相當(dāng)復(fù)雜的過程,為簡化計(jì)算,文中采用如下假設(shè):

1)一次噴射燃?xì)馑薪M分均以氣相形式來參與燃燒計(jì)算,并且與外界無熱交換;

2)一次噴射燃?xì)庵械目扇汲煞峙c空氣接觸即燃燒;

3)略去質(zhì)量力和熱輻射的影響。

文中選擇以下計(jì)算方法:應(yīng)用雷諾平均可壓縮三維N-S方程作為控制方程;選擇標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型計(jì)算湍流影響,并應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)計(jì)算壁面效應(yīng);選用非預(yù)混燃燒簡化PDF(概率密度函數(shù))模型作為燃燒模型;應(yīng)用SIMPLE格式離散上述方程,并選擇亞松弛迭代方法進(jìn)行流場求解。

網(wǎng)格劃分采用ICEM CFD11.0軟件完成,計(jì)算網(wǎng)格共約100萬網(wǎng)格單元,由于特型燃?xì)鈬娍诮Y(jié)構(gòu)異常復(fù)雜,因此采用結(jié)構(gòu)和非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。由于篇幅限制,在此僅給出3#噴口的沖壓發(fā)動機(jī)網(wǎng)格圖,圖3(a)為沖壓發(fā)動機(jī)計(jì)算域整體網(wǎng)格,圖3(b)為3#特型燃?xì)鈬娍诘木植烤W(wǎng)格示意圖。

圖3 3#特型燃?xì)鈬娍谟?jì)算網(wǎng)格圖

進(jìn)行仿真計(jì)算所采用的主要計(jì)算參數(shù)見表1所示。

表1 計(jì)算參數(shù)

邊界條件主要采用:進(jìn)氣道流量入口邊界,燃?xì)獍l(fā)生器流量入口邊界,對稱邊界(二分之一模型計(jì)算時),固體壁面邊界以及噴管壓力出口邊界,具體位置如圖4所示。

圖4 邊界條件示意圖

2 仿真結(jié)果與分析

以某型雙下側(cè)進(jìn)氣布局固沖發(fā)動機(jī)為例,在相同初始條件下,分別進(jìn)行了均勻流和非均勻流的流場仿真對比研究。

圖5為補(bǔ)燃室的截面位置示意圖,其中D為補(bǔ)燃室直徑,文中將對0.5D～7.22D11個截面的平均參數(shù)、補(bǔ)燃室特征速度和補(bǔ)燃室流線圖進(jìn)行對比和分析。

圖5 補(bǔ)燃室截面位置示意圖

圖6～圖10分別為補(bǔ)燃室各個截面上的無量綱平均總壓、平均靜溫、平均馬赫數(shù)、H2O、CO2濃度分布圖?？傮w上,上述各個平均參數(shù)在采用不同燃?xì)鈬娍谇闆r下沿補(bǔ)燃室軸向的分布規(guī)律相似,但具體量值有較大差別,說明采用不同燃?xì)鈬娍诮Y(jié)構(gòu)對補(bǔ)燃室中燃?xì)獾亩螕交烊紵休^大影響。

圖6 不同噴口對補(bǔ)燃室各截面平均總壓影響

由圖6可見,2#和3#噴口的截面平均總壓大大高于1#和標(biāo)準(zhǔn)噴口,而3#噴口在噴管入口截面的平均總壓略高于2#噴口,說明采用2#和3#噴口時氣流的做功能力較采用其他噴口時強(qiáng)得多。

圖7 不同噴口對補(bǔ)燃室各截面平均靜溫影響

由圖7可見,在進(jìn)氣道出口以后的補(bǔ)燃室中后段區(qū)域,使用2#和3#噴口時的截面平均靜溫要遠(yuǎn)高于采用其他噴口的結(jié)果,說明使用2#和3#噴口時補(bǔ)燃室中一次燃?xì)獾亩螕交烊紵w效果更好,補(bǔ)燃室出口截面氣流的溫升更高。

圖8和圖9分別為H2O和CO2反應(yīng)產(chǎn)物在補(bǔ)燃室不同截面上的質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布,由圖可見,采用2#和3#噴頭的發(fā)動機(jī)在噴管出口截面的H2O和CO2質(zhì)量濃度較高,說明這兩種噴頭能夠提高發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室中燃?xì)馀c空氣的摻混燃燒效果,提高燃?xì)獾耐耆紵潭?提升發(fā)動機(jī)性能。

圖8 不同噴口對補(bǔ)燃室各截面平均H2O質(zhì)量分?jǐn)?shù)影響

圖9 不同噴口對補(bǔ)燃室各截面平均CO2質(zhì)量分?jǐn)?shù)影響

圖10 不同噴口對補(bǔ)燃室各截面平均Ma影響

由圖10可見,使用不同燃?xì)鈬娍诘陌l(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室不同截面上平均馬赫數(shù)分布規(guī)律相似,只是在進(jìn)氣道出口附近的馬赫數(shù)分布有所差別,這是由不同燃?xì)鈬娍谛螒B(tài)造成與進(jìn)氣道氣流的摻混情況不同引起的,2#和3#噴口在進(jìn)氣道出口附近的馬赫數(shù)更低,而靜溫也較低,說明在該區(qū)域氣流碰撞摻混強(qiáng)烈;摻混氣流在補(bǔ)燃室中經(jīng)過一段距離的整流作用后,馬赫數(shù)分布又趨于相同的規(guī)律。

圖11 不同噴口對補(bǔ)燃室中氣流流線變化的影響

圖11(a)、(b)、(c)、(d)分別為使用不同燃?xì)鈬娍跁r補(bǔ)燃室中氣流的流線圖。由圖可見,使用1#噴口和標(biāo)準(zhǔn)噴口時,一次噴射燃?xì)獗贿M(jìn)氣道沖入的空氣流壓縮在補(bǔ)燃室中遠(yuǎn)離進(jìn)氣道的一側(cè);而使用2#噴口和3#噴口時,一次噴射燃?xì)獠粌H僅在補(bǔ)燃室中遠(yuǎn)離進(jìn)氣道一側(cè)存在,在靠近進(jìn)氣道一側(cè)也存在,燃?xì)馀c進(jìn)氣道進(jìn)入的空氣摻混面積更大,有利于燃燒的進(jìn)行。

表2 特征速度及補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)

表2為采用不同燃?xì)鈬娍诮Y(jié)構(gòu)的補(bǔ)燃室噴管總壓恢復(fù)系數(shù)及補(bǔ)燃室特征速度數(shù)據(jù)。由表中數(shù)據(jù)可見,2#和3#噴口的補(bǔ)燃室特征速度較高,但是補(bǔ)燃室總壓恢復(fù)系數(shù)較低,標(biāo)準(zhǔn)噴口的補(bǔ)燃室特征速度最低,但是總壓恢復(fù)系數(shù)最高,1#噴口的特征速度和總壓恢復(fù)系數(shù)都處于中間水平,結(jié)合圖6中不同截面的平均總壓分布可以發(fā)現(xiàn),在補(bǔ)燃室中總壓與總壓恢復(fù)系數(shù)的規(guī)律相反,這說明氣流摻混燃燒與摻混流動損失是相輔相成的,在摻混效果好、燃燒充分和補(bǔ)燃室總壓提高的同時,必然會造成一定程度的總壓損失。

3 結(jié)論

根據(jù)仿真計(jì)算結(jié)果及分析可以得出如下結(jié)論:

1)使用特型燃?xì)鈬娍诳梢暂^大幅度增強(qiáng)補(bǔ)燃室中一次噴射燃?xì)馀c空氣的摻混燃燒效率,提高排氣特征速度;

2)3#特型噴口的噴管進(jìn)口平均總壓最高,補(bǔ)燃室氣流平均溫升較高,氣流所具備的做功能力最強(qiáng);

3)使用3#和2#特型噴口可以使一次噴射燃?xì)庠诠虥_發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室中與空氣的摻混面積更大,摻混燃燒效果更好,完全燃燒程度更高,獲得更高的發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室特征速度;

4)在固沖發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室中,氣流摻混燃燒與慘混流動損失是相輔相成的,摻混效果好,燃燒比較充分,就必然會帶來相應(yīng)的總壓損失。

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Effects of Special Fuel-gas Jet on Mixing and Combustion in Afterburning Chamber

WANG Tonghui,BAI Taotao,MO Zhan,SHAN Ruizi,CAO Junwei

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

Based on the N-S equation,k-εturbulence models and no-premixed combustion simplified PDF models, numerical studies on the mixing and combustion of fuel-gas and air in the afterburning chamber of solid rocket ramjet were carried out fewer than three special fuel-gas jets structures. The effects of the three special fuel-gas jets were analyzed and compared with simulation results of standard fuel-gas jets. The results show that, the mixing efficiency, full combustion extent and characteristic velocity in the afterburning chamber of solid rocket ramjet promoted when using special fuel-gas jets; mixing and combustion effects of 2# and 3# special fuel-gas jets better than that of 1# special fuel-gas jet, but they would bring more total pressure loss.

solid rocket ramjet; afterburning chamber; mixing and combustion; special fuel-gas jet; characteristic velocity

2014-03-16

王同輝(1982-),男,河南新鄉(xiāng)人,工程師,碩士,研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)。

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