段艷娟，史　旭，楊玉新，齊　鑫，曹　琪

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安　710025)

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關(guān)鍵參數(shù)對固沖發(fā)動機二次燃燒性能影響規(guī)律及優(yōu)化①

段艷娟，史旭，楊玉新，齊鑫，曹琪

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安710025)

系統(tǒng)梳理了影響固體火箭沖壓發(fā)動機二次燃燒性能的關(guān)鍵參數(shù)，通過數(shù)值仿真研究了各因素對二元雙下側(cè)進氣道布局固沖發(fā)動機二次燃燒性能的耦合影響規(guī)律，在此基礎(chǔ)上，完成了高性能固體火箭沖壓發(fā)動機地面試驗樣機設(shè)計和驗證。研究結(jié)果表明，采用軸向一次進氣方案時，進氣角度在45°～60°、頭部距離在0.5D～0.75D時，二次燃燒效率較高，設(shè)計點余氣系數(shù)<2.0時，在該范圍內(nèi)應(yīng)盡可能選用大的進氣角度和頭部距離；設(shè)計點余氣系數(shù)>2.0時，應(yīng)優(yōu)先選用軸向兩次進氣的結(jié)構(gòu)形式，二次進氣的間距在0.5D附近、二次進氣角度在45°～60°時，可達到較高的燃燒效率；經(jīng)優(yōu)化設(shè)計，空燃比14～20范圍內(nèi)變化時，發(fā)動機的燃燒效率達到0.924以上。

固體火箭沖壓發(fā)動機；二次燃燒；參數(shù)優(yōu)化

0　引言

固體火箭沖壓發(fā)動機(簡稱為“固沖發(fā)動機”)利用貧氧推進劑一次燃燒產(chǎn)生的富燃燃氣與空氣中的氧化劑，在補燃室中進行二次燃燒，釋放能量產(chǎn)生推力，二次燃燒釋放的能量占據(jù)貧氧推進劑釋放能量的90%以上，二次燃燒效率的高低直接決定著固沖發(fā)動機的比沖性能，摻混燃燒效率提高1%，固沖發(fā)動機在典型狀態(tài)(10 km、Ma=3)下的比沖提高2.5%以上。因此，優(yōu)化固沖發(fā)動機的結(jié)構(gòu)，提高二次燃燒效率，對于提高固沖發(fā)動機的性能具有重要的意義。

為獲得影響固沖發(fā)動機二次燃燒效率的影響因素，提高固沖發(fā)動機的性能，國內(nèi)外開展了大量的數(shù)值仿真和試驗研究工作。Chen[1]、Mayer[2]、周繼時[3]、趙洪章[4]等分別采用數(shù)值仿真的方法，研究了進氣道結(jié)構(gòu)參數(shù)和空燃比對固沖發(fā)動機二次燃燒性能的影響。許超[5]等數(shù)值研究了補燃室長度對二次燃燒性能的影響規(guī)律。夏智勛[6]、李綱[7]等采用直連試驗的方式，研究了燃氣發(fā)生器噴嘴結(jié)構(gòu)和進氣道結(jié)構(gòu)參數(shù)對燃燒性能的影響規(guī)律。

本文在前人研究的基礎(chǔ)上，結(jié)合實際工程應(yīng)用，系統(tǒng)梳理影響固沖發(fā)動機摻混燃燒性能的關(guān)鍵參數(shù)，通過數(shù)值仿真研究關(guān)鍵參數(shù)對摻混燃燒性能的影響規(guī)律，獲得固沖發(fā)動機摻混燃燒性能的優(yōu)化設(shè)計準(zhǔn)則，在此基礎(chǔ)上完成高性能固沖發(fā)動機方案設(shè)計和地面直連試驗驗證。

1　固沖發(fā)動機摻混燃燒性能影響因素分析

據(jù)前人的研究結(jié)果，影響固沖發(fā)動機二次燃燒性能的主要參數(shù)有結(jié)構(gòu)參數(shù)和工作參數(shù)兩類。對于結(jié)構(gòu)參數(shù)而言，主要有補燃室長度、一次燃氣的噴孔的數(shù)量、布局及形狀，進氣道的進氣角度、頭部距離及軸向進氣次數(shù)等因素；對于工作參數(shù)而言，主要有空燃比、來流空氣的總溫、補燃室壓強等。在實際工程設(shè)計過程中，整體式固沖發(fā)動機補燃室長度主要受限于助推/續(xù)航兩級能量分配，一次燃氣噴孔的結(jié)構(gòu)主要受限于燃氣流量調(diào)節(jié)閥的結(jié)構(gòu)及布局形式，一般不單純從二次燃燒的角度進行優(yōu)化。工作參數(shù)方面，來流空氣總溫和補燃室壓強主要受限于導(dǎo)彈的工作包絡(luò)和飛行彈道，而空燃比可依據(jù)固沖發(fā)動機的工作特性進行優(yōu)化。因此，文中將重點針對進氣角度、頭部距離、軸向進氣次數(shù)及空燃比進行研究。

2　數(shù)值仿真方法

2.1數(shù)值模型

據(jù)固沖發(fā)動機的工作特性，基于Fluent軟件平臺及用戶自定義程序，建立固沖發(fā)動機二次燃燒過程仿真模型。氣相控制方程采用三維N-S方程，凝聚相采用顆粒軌道模型進行描述，湍流模擬采用RNGk-ω模型，氣相化學(xué)反應(yīng)采用EDM (eddy-dissipation-model)模型，粒子的點火和燃燒過程采用King模型。模型的具體表達形式和適用性在相關(guān)論文中已有較多論述，本文不再贅述。

為了對比不同狀態(tài)下燃燒性能的優(yōu)劣，采用特征速度效率表征燃燒效率，具體定義如下：

(1)

2.2物理模型及邊界條件

以二元雙下側(cè)進氣道布局的固沖發(fā)動機為研究對象，為模擬進氣道亞音速擴壓段的流動過程，在進氣道的孔道前方增加限流喉道，以保證進氣道喉道后方流動與真實進氣道一致。為了降低計算成本，選取計算模型的一半作為計算域，采用ICEM軟件分區(qū)進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。研究對象的物理模型和邊界條件設(shè)置如圖1和表1所示。

圖1　計算網(wǎng)格及邊界條件

表1　邊界條件設(shè)置

3　關(guān)鍵參數(shù)對摻混燃燒性能的影響規(guī)律研究

據(jù)上述分析，選取空燃比N(空氣和一次燃氣質(zhì)量流率之比)、進氣道頭部距離L1(進氣口前緣距離二次燃燒室前段的距離)、空氣進氣角度α1(進氣口與二次燃燒室軸線夾角)和進氣方式JN(一次或二次進氣)作為影響因素，并考慮空燃比跟進氣道頭部距離、空氣進氣角度及進氣方式間的交互作用。采用正交試驗方法，設(shè)計了27種工況進行數(shù)值模擬，試驗工況及仿真結(jié)果如表2所示。研究中，模擬工況為10 km、Ma=3的飛行狀態(tài)，對應(yīng)的空氣流量和總溫分別為6 kg/s和625 K；二次進氣角度α2=45°、兩次進氣間距L2=0.5D。

為了直觀分析燃燒效率隨各因素的變化規(guī)律，對表2中相同因素相同水平下的燃燒效率求平均，并繪制各因素的影響趨勢圖，如圖2所示。由圖2可看出：

(1)空燃比在6～18范圍內(nèi)變化時，燃燒效率隨著空燃比增大呈現(xiàn)先增后減的趨勢，燃燒效率的變化范圍為0.851～0.904，在余氣系數(shù)為2.0(空燃比12)附近時，燃燒效率最高，但對于軸向兩次進氣方案，這一最優(yōu)余氣系數(shù)大于2.0。

(2)頭部距離在0～D(D為補燃室內(nèi)徑)范圍內(nèi)變化時，隨著頭部距離增大，燃燒效率先增大、后減小，燃燒效率的變化范圍為0.855～0.910，頭部距離約為0.5D時，燃燒效率最高；頭部距離為0時，燃燒效率最低。

(3)進氣角度在30°～60°范圍內(nèi)變化時，隨著進氣角度增加，燃燒效率增加，但45°后，增大幅度減小，燃燒效率的變化范圍為0.846～0.896。

(4)軸向兩次進氣時，燃燒效率明顯高于一次進氣。依據(jù)上述規(guī)律，組合得到N=12/L1=0.5D/α1=60°/JN=2次時，即工況13條件下的燃燒效率最高，達到0.932，N=6/L1=0/α1=30°/JN=1次時，即工況1條件下的燃燒效率最低，為0.708，與表2直觀分析的結(jié)果一致。

表2　關(guān)鍵參數(shù)耦合影響試驗工況及仿真結(jié)果

為了進一步探究空燃比與另外3個結(jié)構(gòu)參數(shù)之間的交互作用，依據(jù)正交特性，將正交試驗的結(jié)果進行分組處理，考察在不同空燃比條件下燃燒效率隨結(jié)構(gòu)參數(shù)變化的波動。設(shè)mi為不同空燃比條件下9次試驗燃燒效率的平均值；pij為空燃比i水平、因素p為j水平時燃燒效率的平均值。將pij/mi作為考察的目標(biāo)函數(shù)，因素水平數(shù)作為變量，獲得圖3的變化趨勢?？煽闯觯煌杖急葪l件下，各因素對摻混燃燒效率的影響規(guī)律基本一致，但在大空燃比條件下，頭部距離和進氣角度對摻混燃燒效率的影響更為顯著，而對于進氣次數(shù)而言，小空燃比條件下，其影響更為顯著。

圖2　關(guān)鍵參數(shù)影響趨勢

圖3　不同空燃比條件下各因素的影響趨勢

4　軸向二次進氣參數(shù)對摻混燃燒性能的影響規(guī)律

上述分析結(jié)果表明，軸向兩次進氣尤其是在大空燃比條件下，可顯著提高補燃室的燃燒效率，為了進一步深入研究兩次進氣參數(shù)對二次燃燒效率的影響規(guī)律，在保持第一次進氣結(jié)構(gòu)參數(shù)和空燃比不變的情況下，選取兩次進氣口的距離L2(2個進氣口前緣的距離)、二次進氣的角度α2(二次進氣口與燃燒室軸線的夾角)為影響因素，基于全因子試驗設(shè)計方法，開展了5工況的數(shù)值仿真研究。研究中，進氣道的頭部距離為0.5D，進氣角度為45°，空燃比為12。

表3給出了試驗方案和仿真結(jié)果，圖4給出了二次進氣參數(shù)對燃燒效率的影響規(guī)律?？煽闯觯?/p>

(1)當(dāng)2次進氣間距在0.25D～0.75D范圍內(nèi)變化時，燃燒效率先增大、后減小；進氣間距為0.5D附近時，燃燒效率最高。

(2)二次進氣角度由30°增加至45°時，燃燒效率增加；當(dāng)由45°增加至60°時，燃燒效率基本保持不變。

表3　二次進氣條件下數(shù)值仿真結(jié)果

圖4　二次進氣參數(shù)對摻混燃燒效率的影響規(guī)律

5　高比沖固沖發(fā)動機優(yōu)化及試驗驗證

5.1高比沖固沖發(fā)動機優(yōu)化設(shè)計

總結(jié)上述研究結(jié)果，對于二元雙下側(cè)進氣道布局的固沖發(fā)動機，得到如下優(yōu)化設(shè)計準(zhǔn)則：

(1)進氣角度應(yīng)在40°～60°范圍內(nèi)設(shè)計，綜合考慮燃燒效率和結(jié)構(gòu)空間約束，建議選取45°的進氣角度；設(shè)計點余氣系數(shù)<2.0時，應(yīng)避免采用小的進氣角度。

(2)頭部距離在0.5D～0.75D范圍內(nèi)，可達到較高的燃燒效率；設(shè)計點余氣系數(shù)<2.0時，應(yīng)避免采用小的頭部距離。

(3)設(shè)計點余氣系數(shù)>2.0時，優(yōu)先考慮采用軸向兩次進氣的結(jié)構(gòu)形式；而在設(shè)計點空燃比較低的情況下，應(yīng)優(yōu)先采用軸向單次進氣的結(jié)構(gòu)形式。

(4)二次進氣的間距在0.5D附近時，可達到較高的燃燒效率；二次進氣角度在45°～60°范圍內(nèi)較優(yōu)。

依據(jù)上述設(shè)計準(zhǔn)則，確定固沖發(fā)動機主要設(shè)計參數(shù)如表4所示，發(fā)動機結(jié)構(gòu)見圖5。

5.2高比沖固沖發(fā)動機性能驗證

為了驗證固沖發(fā)動機優(yōu)化設(shè)計結(jié)果，基于地面直連試驗，對發(fā)動機的性能進行考核。試驗?zāi)M工況為10 km、Ma=3，對應(yīng)空氣總溫和流量分別為625 K和6 kg/s。試驗中，通過燃氣流量調(diào)節(jié)，實現(xiàn)不同空燃比的模擬。

表4　固沖發(fā)動機主要設(shè)計參數(shù)

圖5　試驗發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖

圖6　試驗測試補燃室壓強和燃氣發(fā)生器壓強

圖6給出了試驗測試得到的燃氣發(fā)生器壓強和補燃室壓強曲線，試驗獲得了空燃比為14、18、20條件下發(fā)動機的性能，具體如表5所示。

從表5可看出，優(yōu)化后發(fā)動機的實測燃燒效率為0.924～0.946，對應(yīng)10 km、Ma=3飛行條件下的高空比沖為9 194～9 473 N·s/kg，表明基于文中研究結(jié)果優(yōu)化得到的發(fā)動機具有較高的燃燒效率和比沖性能。另外，表5也給出了地面試驗結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果的對比，補燃室壓強的最大預(yù)示偏差不超過3.2%。

表5　試驗發(fā)動機性能

6　結(jié)論

(1)進氣角度在45°～60°范圍內(nèi)時，可獲得較高的燃燒效率；設(shè)計點余氣系數(shù)<2.0時，應(yīng)優(yōu)先選用大的進氣角度。

(2)頭部距離在0.5D～0.75D范圍內(nèi)，可達到較高的燃燒效率；設(shè)計點余氣系數(shù)<2.0時，應(yīng)優(yōu)先采用大的頭部距離。

(3)設(shè)計點余氣系數(shù)>2.0時，優(yōu)先考慮采用軸向兩次進氣的結(jié)構(gòu)形式；采用兩次進氣方案時，二次進氣的間距在0.5D附近、二次進氣角度在45°～60°時，可達到較高的燃燒效率。

(4)基于上述優(yōu)化準(zhǔn)則，獲得發(fā)動機在空燃比14～20范圍內(nèi)的燃燒效率達到0.924以上。

[1]Chen L,Tao C C.Study on the side-inlet dump combustor of solid ducted rocket with reacting flow[R].AIAA 84-1378.

[2]Mayer A E H J,Stowe R A.Experimental study into mixing in a solid fuel ducted rocket combustion chamber[R].AIAA 2000-3346.

[3]周繼時,李進賢,鐘華,等. 二元進氣道夾角對沖壓發(fā)動機二次燃燒的影響[J].固體火箭技術(shù),2005,28(2):112-115.

[4]趙洪章,李進賢,曹琪. 進氣形式對沖壓發(fā)動機二次燃燒的影響[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2011,31(2):114-116.

[5]許超,李進賢,馮喜平,等. 補燃室長度對固沖發(fā)動機二次燃燒的影響[J].固體火箭技術(shù),2007,30(4):292-298.

[6]夏智勛,胡建新,王志吉,等. 非壅塞固體火箭沖壓發(fā)動機二次燃燒試驗研究[J].航空動力學(xué)報,2004,19(5):713-717.

[7]李綱,何國強,孫振華,等. 固沖發(fā)動機補燃室二次燃燒實驗研究[J].固體火箭技術(shù),2007,30(5):400-403.

(編輯：崔賢彬)

Effects and optimization of key parameters on the secondary combustion efficiency of ducted rocket motor

DUAN Yan-juan,SHI Xu,YANG Yu-xin,QI Xin,CAO Qi

(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi'an710025，China)

Different parameters affecting the secondary combustion efficiency of ducted rocket motor were analyzed and key parameters were sum up.Numerical simulations were carried out to study the effects of the key parameters on the combustion efficiency of ducted rocket motor with two 2-D inlets 90° apart .Moreover,an experimental motor was designed and tested.Results show that:to obtain high combustion efficiency for ducted rocket motor with single inlet along the axes,the optimum angle of inlet is between 45°and 60°,and the head distance is between 0.5Dand 0.75D.Higher values mentioned above are recommended when the excess air coefficient is below 2.0.The configuration with two inlets along the axes is recommended when the excess air coefficient is above 2.0.The optimum distance between the two inlets is about 0.5Dand the optimum angle of the secondary inlet is between 45° and 60°.The combustion efficiency tested in the experiment was above 0.924 when the air to fuel ratio varies from 14 to 20.

ducted rocket motor;secondary combustion;optimized design of parameters

2015-05-31；

2015-09-21。

段艷娟(1984—)，女，博士，研究方向為固體火箭沖壓發(fā)動機。E-mail：duanyanjuan@163.com

V435

A

1006-2793(2016)03-0317-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.03.004