楊玉新，段艷娟，平 麗，何俊卿

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

下頜式進氣道固沖發(fā)動機二次燃燒性能研究①

楊玉新，段艷娟，平 麗，何俊卿

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

針對采用下頜式進氣道的固體火箭沖壓發(fā)動機，建立了二次燃燒性能計算模型，對摻混燃燒性能進行了仿真研究。研究表明，采用摻混裝置可大幅提升下頜式進氣道的固沖發(fā)動機補燃室一次燃氣和空氣的摻混均勻度，并通過數(shù)值仿真對摻混裝置進行了優(yōu)化。結(jié)合數(shù)值仿真優(yōu)化結(jié)果，通過地面直連試驗，驗證了不采用與采用摻混裝置的補燃室二次燃燒性能。試驗結(jié)果表明，合理設(shè)計摻混裝置，可顯著提高補燃室二次燃燒性能，特征速度燃燒效率均在93%以上；空燃比在6～20之間的發(fā)動機高空比沖提升了55%以上，空燃比在20～30之間的發(fā)動機高空比沖提升了75%以上。

下頜式進氣道；摻混裝置；二次燃燒；比沖

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、機動性強等優(yōu)勢，已成為新一代導(dǎo)彈動力裝置的最佳選擇。二次摻混燃燒是提高固體火箭沖壓發(fā)動機性能的關(guān)鍵技術(shù)之一。受歐洲“流星”導(dǎo)彈的影響，目前國內(nèi)外對固體火箭沖壓發(fā)動機摻混燃燒性能的研究主要集中在雙側(cè)或者雙下側(cè)進氣方式下，進氣道夾角、進氣角度、頭部距離、燃氣噴射方式、進氣方式、空燃比等因素對補燃室摻混燃燒的影響[1-4]。另外，趙春宇等[5]對環(huán)向進氣固體火箭沖壓發(fā)動機的補燃室摻混燃燒場進行了數(shù)值仿真研究，分析了出口反壓、空燃比和噴射角度對燃燒場的影響。白濤濤等[6]對二次進氣的補燃室摻混燃燒進行了仿真分析，結(jié)果表明，二次進氣可增加摻混燃燒效率。嚴聰?shù)萚7]研究了二次進氣方式下固沖發(fā)動機補燃室內(nèi)的粒子沉積現(xiàn)象。而關(guān)于采用下頜式進氣方式的固體火箭沖壓發(fā)動機摻混燃燒特性的研究，目前尚未見報道。

在超聲速及高超聲速飛行器的設(shè)計中，進氣道與前機身的一體化設(shè)計至關(guān)重要。采用下頜式進氣道，可將飛行器和動力裝置一體化設(shè)計，且能保證進氣均勻、迎面阻力小，可有效改善導(dǎo)彈的作戰(zhàn)性能。對于采用下頜式進氣道的固沖發(fā)動機，進氣口位于補燃室下側(cè)，單側(cè)進氣方式使得一次燃氣在補燃室內(nèi)與空氣很難充分摻混，且滯留時間較短。

本文對下頜式進氣方式的固沖發(fā)動機內(nèi)流場進行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明，采用摻混裝置后，可增加一次燃氣滯留時間及一次燃氣分布的均勻程度，從而提高摻混燃燒效率?；跀?shù)值分析結(jié)果，開展了下頜式進氣道采用摻混裝置前后的固體火箭沖壓發(fā)動機地面燃燒性能試驗。試驗結(jié)果表明，采用摻混裝置，可將摻混燃燒效率及發(fā)動機高空比沖大幅提高。研究結(jié)果可為發(fā)動機性能優(yōu)化提供指導(dǎo)。

1 計算模型與網(wǎng)格劃分

1.1 幾何模型

為便于和試驗結(jié)果進行比較，幾何模型采用地面直連試驗狀態(tài)模型，計算流場范圍包括進氣通道、一次燃氣通道、沖壓補燃室等部分，見圖1。為了便于網(wǎng)格劃分，對真實發(fā)動機結(jié)構(gòu)進行了簡化。由于研究對象是對稱體，流動也具有對稱性，因此選取整個結(jié)構(gòu)的1/2作為計算域。為了提高計算精度和效率，采用了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成技術(shù)。在補燃室頭部、進氣道拐彎段等型面復(fù)雜、壓力梯度大的區(qū)域進行了網(wǎng)格局部加密。網(wǎng)格總數(shù)為120萬左右，壁面網(wǎng)格示意圖見圖2。

1.2 燃燒模型

根據(jù)補燃室的實際流動及燃燒情況，參考相關(guān)燃燒模型，對補燃室流場作如下假設(shè)：

(1)根據(jù)熱力計算結(jié)果，對富燃燃氣成分作簡化處理，選取成分中質(zhì)量分數(shù)較大的幾種作為主要反應(yīng)物進行模擬，參與二次燃燒的氣相成分主要是CO和H2、凝相組分主要是B和C；

(2)補燃室內(nèi)所有氣相為理想氣體，符合氣體狀態(tài)方程；

(3)補燃室內(nèi)的流動為定常三維流動；

(4)絕熱層為固定界面，不參與變化和反應(yīng)。

補燃室入口富燃燃氣組分及摩爾分數(shù)通過熱力計算獲得。根據(jù)以上假設(shè)和流體力學(xué)中的質(zhì)量、動量、能量和組分的守恒方程進行計算；紊流模型為k-ωSST模型。顆粒項采用隨機軌道模型，氣相燃燒模型應(yīng)用渦團耗散模型，該模型能有效控制各組分的凈反應(yīng)速率，更好地計算固沖發(fā)動機補燃室中復(fù)雜流動情況下的化學(xué)反應(yīng)過程。計算中，采用King硼粒子點火模型模擬硼顆粒的燃燒過程[3]，碳顆粒燃燒模型借用FLUENT自帶的煤粉燃燒的多步焦炭反應(yīng)模型[7]。

1.3 邊界條件

計算中用到的邊界條件類型有質(zhì)量入口邊界、壓力出口邊界、對稱邊界和無滑移絕熱固壁等，計算模擬狀態(tài)為15 km、Ma=3.3，具體邊界條件設(shè)置見表1。

表1 計算邊界條件

1.4 模型驗證

為了驗證數(shù)值計算方法的可靠性，開展了一發(fā)地面燃燒性能試驗。為了和試驗工況相匹配，數(shù)值仿真邊界條件為一次燃氣入口質(zhì)量流量為0.181 kg/s、溫度為1860 K，空氣入口質(zhì)量流量為3.22 kg/s、溫度為688 K。將數(shù)值仿真結(jié)果和地面試驗結(jié)果對比，見表2。表2中，數(shù)值模擬的測點值是通過計算測點所在截面的平均壓強得到的。由對比可知，仿真結(jié)果和試驗結(jié)果趨勢基本相同，且平均誤差為1.703%?？梢姡闹兴脭?shù)值計算方法可用來分析下頜式進氣道摻混燃燒性能。

表2 地面試驗與數(shù)值模擬壓強對比

2 下頜式進氣道固沖發(fā)動機摻混裝置構(gòu)型優(yōu)化

為了分析下頜式進氣道摻混燃燒性能，開展了無摻混裝置的燃燒過程數(shù)值仿真，并對摻混裝置進行了優(yōu)化設(shè)計。圖2為無摻混裝置時的網(wǎng)格圖，無摻混裝置時，一次燃氣采用軸向平行入射的方式。入口邊界條件如表1所示。

由于特征速度表明了推進劑能量發(fā)揮程度，因此以特征速度燃燒效率為評價指標(biāo)，對不同構(gòu)型的二次燃燒性能進行分析。其中，理論特征速度和實際特征速度為

(1)

(2)

(3)

2.1 無摻混裝置的二次燃燒過程仿真

圖3給出了一次燃氣氣相組分在補燃室內(nèi)運動軌跡。由圖3可看出，一次燃氣噴入補燃室后，由于下方進氣道出口氣流的沖擊，燃氣向上方偏轉(zhuǎn)，一部分在補燃室頭部的上方形成一個不大的回流區(qū)。下頜式進氣方式的固沖發(fā)動機結(jié)構(gòu)布局導(dǎo)致空氣進氣口與一次燃氣出口距離較近，難以形成較大的回流區(qū)。一次燃氣出口位置，有兩股燃氣通過漩渦運動轉(zhuǎn)移到補燃室下方，且每股燃氣的沿程軌跡均較為集中。剩余大部分燃氣在上方集中為一股，且?guī)缀鯚o任何旋轉(zhuǎn)，這使得燃氣在補燃室內(nèi)很難與空氣充分摻混，且滯留時間較短，將大大降低二次燃燒效率。

補燃室不同橫截面的溫度云圖見圖4。由圖4可見，空氣進入補燃室后與一次燃氣互相沖擊，燃氣向上偏轉(zhuǎn)主要分布在補燃室上部的較小區(qū)域，其余大部分區(qū)域被空氣占據(jù)，并形成了空氣對燃氣的包圍態(tài)勢，二者間的接觸面積相當(dāng)有限，這非常不利于二次摻混燃燒；從溫度云圖可看出，補燃室的高溫區(qū)主要分布在上部，這里是發(fā)生燃燒反應(yīng)的主要區(qū)域，其余大范圍的低溫區(qū)主要是空氣形成的，補燃室內(nèi)溫度分布極不均勻。

2.2 帶摻混裝置的二次燃燒過程仿真

針對補燃室二次摻混燃燒不均勻的問題，在一次燃氣出口采用摻混裝置，改變一次燃氣噴口形式，使一次燃氣與空氣充分摻混，提高二次燃燒效率。為了對摻混裝置方案進行優(yōu)選，設(shè)計了不同構(gòu)型的摻混裝置，并進行了對比。

摻混裝置1在一次燃氣出口均布了4個圓形出口，見圖5(a)。由燃氣氣相組分運動軌跡可知，一次燃氣分多股噴入補燃室，上方噴入的一股燃氣在補燃室頭部的上方形成更為明顯的回流區(qū)，這將增加燃氣的滯留時間，回流區(qū)的燃氣通過漩渦運動轉(zhuǎn)移到補燃室下方后，運動軌跡更加分散，有利于和空氣的摻混，見圖5(b)；而下方噴入的一股燃氣在空氣流的沖擊下，迅速向上方偏轉(zhuǎn)，并主要沿補燃室上部運動，這就導(dǎo)致高溫區(qū)集中在補燃室上部很小的區(qū)域內(nèi)，見圖5(c)。

摻混裝置2在摻混裝置1的基礎(chǔ)上，將靠近空氣入口側(cè)的小孔向兩側(cè)移動，見圖6(a)。由氣相組分運動軌跡可知，上方噴入的燃氣回流區(qū)明顯減小，燃氣方向偏轉(zhuǎn)也較小，見圖6(b)。由圖6(c)溫度分布可知，高溫區(qū)也是集中在補燃室上部很小的區(qū)域內(nèi)。由此可見，下方小孔向兩側(cè)移動并不能提高一次燃氣和空氣的摻混燃燒效果。

在此基礎(chǔ)上，將下方兩個小孔向中間移動并合并，設(shè)計了摻混裝置3，見圖7(a)。

由圖7(b)相燃氣組分運動軌跡及圖7(c)補燃室內(nèi)不同截面溫度分布可知，摻混裝置上方噴入補燃室的一股燃氣幾乎全部在補燃室頭部的上方形成明顯的回流區(qū)，這將增加此股燃氣的滯留時間，同時大量燃氣通過漩渦運動轉(zhuǎn)移到補燃室的中部和下部；而下方噴入的一股燃氣在空氣流的沖擊作用下向上偏轉(zhuǎn)，然后折回，最終主要分布在補燃室的中部?？傮w來看，燃氣分布的均勻度超過了其他構(gòu)型下的均勻度。

由溫度分布可見，由于下方是一個位于中間的大孔，燃氣較集中，向下進入空氣的深度較大，在補燃室前部橫截面上，空氣和燃氣的接觸邊界為深V形，在下游的沿程各截面，位于中心的燃氣逐漸向下、向兩邊擴展，而位于外圍的空氣范圍不斷減小，并包裹著燃氣。補燃室的高溫區(qū)主要分布在各截面中部及縱剖面的上部，低溫區(qū)主要分布在壁面附近，這種空氣包裹火焰的態(tài)勢形成了外冷內(nèi)熱的溫度分布，對補燃室熱防護非常有利。

2.3 不同物理模型仿真結(jié)果對比

表3為不同物理模型下的特征速度燃燒效率對比。由表3可見，無摻混裝置時由于一次燃氣和空氣未充分摻混，特征速度燃燒效率僅為81.33%。摻混裝置1將特征速度燃燒效率提升到了89.27%；摻混裝置2將一次燃氣靠近空氣側(cè)小孔向兩側(cè)移動，摻混燃燒效率反而有所下降。可見，空氣側(cè)一次燃氣向兩側(cè)噴出時，不利于二次燃燒性能的提高。摻混裝置3將空氣側(cè)小孔合并為1個大孔，將特征速度燃燒效率提升至95.51%。

由圖5～圖7不同構(gòu)型摻混裝置數(shù)值仿真結(jié)果及表3提供的燃燒效率結(jié)果對比可知，采用構(gòu)型3的摻混裝置，將大幅增加一次燃氣和空氣的摻混均勻度，形成的摻混燃燒場有利于補燃室的熱防護，且可顯著提高二次燃燒效率。

表3 不同模型下燃燒效率對比

因此，將在摻混裝置結(jié)構(gòu)優(yōu)化基礎(chǔ)上，開展無摻混裝置及帶摻混裝置3的下頜式進氣道固沖發(fā)動機地面直連定點燃燒性能試驗，從而驗證摻混裝置對下頜式進氣方式的固沖發(fā)動機摻混燃燒性能的提升幅度。

3 下頜式進氣道固沖發(fā)動機二次燃燒性能對比試驗

根據(jù)數(shù)值仿真確定的摻混裝置構(gòu)型，在固沖發(fā)動機直連試驗系統(tǒng)上，完成了未采用摻混裝置與采用摻混裝置的頜式進氣道固沖發(fā)動機地面燃燒性能試驗。圖8為地面定點燃燒性能試驗發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖。為了保證試驗的可比性，在驗證試驗中選取了同一批生產(chǎn)的含硼貧氧推進劑，且試驗?zāi)M工況均為15 km、Ma=3.3，對應(yīng)的空氣總溫和流量分別為688 K和6.24 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。

圖9為無摻混裝置地面試驗測試得到的燃氣發(fā)生器壓強和補燃室壓強。由圖9可見，補燃室壓強和燃氣發(fā)生器壓強的跟隨性較好，表明燃氣流量調(diào)節(jié)的有效性。表4為無摻混裝置時，不同空燃比下的試驗測試壓強、特征速度及特征速度燃燒效率。由表4可見，由于未采用摻混裝置，特征速度燃燒效率均在85%以下。

序號空燃比燃氣發(fā)生器壓強/MPa補燃室壓強/MPa特征速度/(m/s)燃燒效率/%16.405.3340.191110683.9217.180.8350.14691483.6323.580.4680.13685983.548.753.0670.181106884.2

圖10為帶摻混裝置地面試驗測試得到的燃氣發(fā)生器壓強和補燃室壓強。表5為帶摻混裝置時，不同空燃比下的試驗測試壓強、特征速度及特征速度燃燒效率。

由表5可見，采用摻混裝置后，一次燃氣與空氣的摻混燃燒性能提升，特征速度燃燒效率均在93%以上。圖11為兩發(fā)地面燃燒性能對比試驗得到的特征速度及發(fā)動機高空比沖隨空燃比的變化范圍。

序號空燃比燃氣發(fā)生器壓強/MPa補燃室壓強/MPa特征速度/(m/s)燃燒效率/%17.545.9600.226129498.6220.360.9130.16098593.0328.790.4780.14992595.9410.063.5520.212123299.7

由圖11可見，未采用摻混裝置時，在15 km、Ma=3.3飛行條件下的高空比沖為3919～4922 N·s/kg，采用摻混裝置后高空比沖大幅提升至7078～7865 N·s/kg?？杖急仍?～20之間，發(fā)動機高空比沖提升了55%以上；空燃比在20～30之間，發(fā)動機高空比沖提升了75%以上。

4 結(jié)論

(1)對于下頜式進氣道的固沖發(fā)動機，采用單個噴口軸向噴入方式，一次燃氣和空氣的摻混均勻度較差，會對摻混燃燒產(chǎn)生不利影響，進而影響發(fā)動機高空比沖；由試驗結(jié)果可知，未采用摻混裝置時的固沖發(fā)動機特征速度燃燒效率在85%以下。

(2)通過對摻混裝置進行優(yōu)化設(shè)計，可大幅提升二次燃燒效率，且溫度分布有利于發(fā)動機熱防護結(jié)構(gòu)設(shè)計；由試驗結(jié)果可知，采用摻混裝置后，固沖發(fā)動機特征速度燃燒效率均在93%以上。

(3)通過無摻混裝置及采用摻混裝置的地面燃燒性能對比試驗可知，采用摻混裝置后，空燃比在6～20之間的發(fā)動機高空比沖提升了55%以上，空燃比在20～30之間的發(fā)動機高空比沖提升了75%以上。

[1] 莫展,孫振華,張娜.補燃室長度對固沖發(fā)動機性能的影響分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2014,33(3):112-114,118.

[2] 程吉明,李進賢,錢程遠,等.補燃室結(jié)構(gòu)對固沖發(fā)動機二次燃燒影響試驗研究[J].固體火箭技術(shù),2014,37(5):645-649.

[3] 田凌寒,田維平,董新剛,等.固體沖壓發(fā)動機補燃室結(jié)構(gòu)參數(shù)對摻混燃燒效率的影響[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2014,34(4):122-124,161.

[4] 單睿子,曹軍偉,莫展,等.基于試驗設(shè)計的固體火箭沖壓發(fā)動機燃燒效率規(guī)律研究[J].航空學(xué)報,2015,36(9):2859-2866.

[5] 趙春宇,李斌,鞠玉濤.環(huán)向進氣固體火箭沖壓發(fā)動機補燃室流場數(shù)值模擬[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2008,28(2):136-138,142.

[6] 白濤濤,莫展,王同輝.基于正交試驗設(shè)計的二次進氣燃燒仿真[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2013,33(3):115-118.

[7] 嚴聰,張志峰,馬岑睿,等.二次進氣固沖發(fā)動機補燃室粒子沉積數(shù)值模擬[J].固體火箭技術(shù),2014,37(3):320-323.

(編輯：崔賢彬)

Performance investigation of the secondary combustion for ducted rocket with chin inlet

YANG Yu-xin，DUAN Yan-juan，PING Li，HE Jun-qing

(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi’an 710025，China)

Computation model was developed for the secondary combustion performance of ducted rocket with chin inlet.The secondary combustion performance was simulated,and the results showed that the mixing homogeneity of the first gas and the air in the ducted rocket combustion could be improved with mixing device.The configuration of the mixing device was optimized through simulation investigation.The mixing and combustion performance with and without mixing device were compared through the direct-connect experiments based on the configuration optimization. The secondary combustion performance could be increased with optimized mixing device.The combustion efficiency at a characteristic velocity was above 93%. The engine impulse at high altitude was improved by 55% with the air/fuel ratio between 6 and 20,and it was improved by 75% with the air/fuel ratio between 20 and 30.

chin inlet；mixing device；secondary combustion；impulse

2017-05-08；

2017-06-05。

楊玉新(1982—)，男，高級工程師，研究方向為固體火箭發(fā)動機。E-mail：27767450@qq.com

V438

A

1006-2793(2017)04-0403-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.04.001