宋岡霖,陳華強(qiáng),韋寶禧,徐 旭
基于氣動(dòng)斜坡的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)雙燃燒室方案研究
宋岡霖1,3,陳華強(qiáng)1,韋寶禧2,徐 旭3
(1.中國西昌衛(wèi)星發(fā)射中心,四川西昌615606;2.北京動(dòng)力機(jī)械研究所,北京100191;3.北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院,北京100191)
為提高超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定性,提出了基于氣動(dòng)斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)雙燃燒室方案,該方案屬于高超聲速飛行器動(dòng)力裝置新方案。超燃主燃燒室采用基于氣動(dòng)斜坡的燃料噴注方式,并以小型燃?xì)獍l(fā)生器作為亞燃燃燒室布置于氣動(dòng)斜坡噴嘴下游。超聲速來流空氣經(jīng)進(jìn)氣道分流,96%左右進(jìn)入超燃主燃燒室,4%左右經(jīng)燃料電池驅(qū)動(dòng)的離心式壓氣機(jī)增壓后進(jìn)入亞燃燃燒室。亞燃燃燒室在富油工況下工作,其出口布置在超燃主燃燒室氣動(dòng)斜坡噴注模塊的下游(距氣動(dòng)斜坡第1排噴孔1 0倍噴孔直徑處),此模塊在主燃燒室中高效、低損失地形成流向渦。亞燃燃燒室噴流位于流向渦之后,起到點(diǎn)火、增強(qiáng)摻混和穩(wěn)定火焰的作用。在直連式試驗(yàn)臺上進(jìn)行了該方案燃燒室部分的燃燒試驗(yàn),結(jié)果表明:該方案成功實(shí)現(xiàn)了碳?xì)淙剂洗螽?dāng)量比范圍內(nèi)的穩(wěn)定燃燒,以燃料比沖為評判標(biāo)準(zhǔn),初步證明了該方案的可行性。
超聲速燃燒;雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);氣動(dòng)斜坡噴注器;亞燃燃燒室;燃料比沖
近年來,以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)及其組合發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置的高超聲速飛行器技術(shù)成為世界航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究的熱點(diǎn)[1-8]。其巡航飛行速度和高度均能達(dá)到數(shù)倍于現(xiàn)有飛機(jī)的水平,由于其可水平起降和重復(fù)使用,且采用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī),無需如火箭推進(jìn)般攜帶大量氧化劑,所以該技術(shù)一旦成熟,將10倍甚至上百倍減少空間運(yùn)輸成本。但是受高超聲速飛行時(shí)燃燒室火焰穩(wěn)定及熱防護(hù)等技術(shù)的制約,目前該技術(shù)仍處于性能驗(yàn)證和試驗(yàn)階段。
比沖是發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合性能指標(biāo)之一,其值越高代表發(fā)動(dòng)機(jī)性能越好。在高速飛行時(shí),飛行器來流工況與發(fā)動(dòng)機(jī)性能關(guān)系密切,各種發(fā)動(dòng)機(jī)均有自己最佳的飛行馬赫數(shù)范圍[9],渦輪噴氣、亞燃沖壓和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳工作范圍分別為飛行馬赫數(shù)0~3、3~5和5以上。由于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)自帶燃料和氧化劑,其比沖不受飛行工況影響,但同時(shí)其比沖也是各種發(fā)動(dòng)機(jī)中最低的。
鑒于實(shí)用性和經(jīng)濟(jì)性的考慮,目前高超聲速飛行動(dòng)力裝置的發(fā)展趨勢是將不同優(yōu)勢工作區(qū)間的發(fā)動(dòng)機(jī)一體化,以達(dá)到擴(kuò)大發(fā)動(dòng)機(jī)最佳工作范圍的目的。在飛行馬赫數(shù)為3~8的區(qū)間內(nèi),雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案是最受關(guān)注的方案之一,最早由美國約翰霍普金斯大學(xué)的Keirsey于1977年提出。在2000~2010年間,對該方案的研究獲得了大量成果[2-4,6-8]。2002年,美國海軍研究局和美國國防高級研究計(jì)劃局(DARPA)基于約翰霍普金斯大學(xué)的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案,啟動(dòng)了HYFLY計(jì)劃。該計(jì)劃目標(biāo)是研制飛行馬赫數(shù)3~6的高超聲速巡航導(dǎo)彈。其發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室由亞燃和超燃燃燒室組成,進(jìn)氣道也分為亞/超燃2組進(jìn)氣道分別為2個(gè)燃燒室供氣。其設(shè)計(jì)工作條件為25%的來流空氣經(jīng)亞燃進(jìn)氣道進(jìn)入亞燃室,在亞燃室中與JP10煤油反應(yīng)形成富油燃?xì)?,富油燃?xì)庠诔贾魅紵遗c由超燃進(jìn)氣道進(jìn)入的75%來流空氣進(jìn)一步反應(yīng)放熱,最終燃?xì)饨?jīng)噴管噴出形成推力。該種雙燃燒室方案中的亞燃燃燒室采用亞燃沖壓方案,亞燃燃燒室工作狀況受亞燃進(jìn)氣道構(gòu)型、進(jìn)氣流量等參數(shù)影響較大,并且還需兼顧與超燃主燃燒室工況的耦合,導(dǎo)致進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)復(fù)雜,設(shè)計(jì)難度較大[10]。
本文提出1種基于氣動(dòng)斜坡燃料噴注的新型雙燃燒室方案,其亞燃室僅需來流空氣總流量的4%左右,亞燃進(jìn)氣道之后引入小型壓氣機(jī),從而大大降低了亞燃室工況對來流的敏感性,提高了發(fā)動(dòng)機(jī)工作的穩(wěn)定性。
1.1 工作原理
提出了1種創(chuàng)新性的基于氣動(dòng)斜坡燃料噴注技術(shù)的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作方案,并通過試驗(yàn)初步驗(yàn)證了其可行性。該方案的燃燒室構(gòu)型如圖1所示,其主要結(jié)構(gòu)包括亞燃燃燒系統(tǒng)和超燃燃燒系統(tǒng)2大部分。亞燃燃燒系統(tǒng)由亞燃進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、亞燃燃燒室和亞燃燃?xì)鈬娍捉M成;超燃燃燒系統(tǒng)由超燃進(jìn)氣道、氣動(dòng)斜坡噴注模塊、超燃主燃燒室和噴管組成。發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程:高速來流空氣中96%左右的流量經(jīng)超燃進(jìn)氣道進(jìn)入超燃主燃燒室,4%左右的流量進(jìn)入亞燃進(jìn)氣道。進(jìn)入亞燃進(jìn)氣道的空氣經(jīng)由壓氣機(jī)增壓總壓提升至來流總壓2倍后進(jìn)入亞燃燃燒室,在亞燃燃燒室中,燃料與空氣反應(yīng)形成的富油燃?xì)饨?jīng)噴嘴以聲速噴入超燃主燃燒室。在亞燃燃燒室噴流上游,氣動(dòng)斜坡噴注模塊將燃料噴入主燃燒室,氣動(dòng)斜坡噴流將與主流作用形成1對流向渦,流向渦在亞燃室噴流作用下會(huì)得到提升及增強(qiáng)。同時(shí)氣動(dòng)斜坡形成的斜激波也對亞燃室噴流起到緩沖作用,減小了亞燃室噴流進(jìn)入主燃燒室時(shí)的總壓損失。燃料在主燃燒室中劇烈燃燒后,經(jīng)由噴管加速排出飛行器,將熱能轉(zhuǎn)化為飛行器動(dòng)能。
1.2 基于氣動(dòng)斜坡的雙燃燒室結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)
在該新型雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案的設(shè)計(jì)中,氣動(dòng)斜坡噴注器模塊和雙燃燒室的設(shè)計(jì)是2項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。
在氣動(dòng)斜坡噴注模塊構(gòu)型設(shè)計(jì)中,根據(jù)Jacobsen試驗(yàn)優(yōu)化結(jié)果[11],采用4孔氣動(dòng)斜坡噴注方案。每個(gè)燃料噴注模塊由4孔氣動(dòng)斜坡構(gòu)成,氣動(dòng)斜坡噴注器第1排噴嘴噴注方向與流動(dòng)方向成20°夾角,2個(gè)噴嘴相互形成的內(nèi)偏角為30°;為在流場中盡快卷起流向渦結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)第2排噴嘴噴注方向與流動(dòng)方向成40°夾角,2個(gè)噴嘴相互形成的內(nèi)偏角為60°。同排噴嘴間距為4倍噴嘴直徑,2排噴嘴之間距離為8倍噴嘴直徑的。對亞燃燃燒室的布置位置的研究發(fā)現(xiàn),亞燃燃燒室燃?xì)鈬娍字行木嚯x氣動(dòng)斜坡第1排孔10倍氣動(dòng)斜坡噴孔直徑時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)性能最好[12]。
在雙燃燒室設(shè)計(jì)中,氣動(dòng)斜坡噴注模塊的分布以及亞燃燃燒室所需空氣流量是整個(gè)燃燒室結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素。當(dāng)燃料當(dāng)量比較小時(shí),在亞燃燃燒室前采用1個(gè)氣動(dòng)斜坡噴注模塊單點(diǎn)集中噴入燃料,即可滿足性能要求,但是,在該種單點(diǎn)集中噴注燃料的方案中,熱釋放過于集中,當(dāng)燃料當(dāng)量比增大到一定值時(shí),超燃燃燒室會(huì)發(fā)生溢流(在真實(shí)飛行器中該現(xiàn)象會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)),為了繼續(xù)增大當(dāng)量比以提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力,可采用在燃燒室多段布置多個(gè)氣動(dòng)斜坡模塊的方案(如圖1所示),以獲得更大的發(fā)動(dòng)機(jī)推力。
圖1 基于氣動(dòng)斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)雙燃燒室方案構(gòu)型
此外,亞燃燃燒室所需空氣流量也是1個(gè)重要參數(shù),該值越小越有利于壓氣機(jī)及配套設(shè)備小型化,但鑒于亞燃室富燃極限及工作性能的限制,減小空氣流量也將減小亞燃燃燒室的可調(diào)當(dāng)量比范圍,因此,合適的亞燃室空氣流量是該方案能否實(shí)用化的關(guān)鍵。在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連式試驗(yàn)臺上進(jìn)行了碳?xì)淙剂系臒嵩囋囼?yàn),在大當(dāng)量比范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)了燃料的穩(wěn)定高效燃燒,驗(yàn)證了亞燃室僅用來流空氣流量4%的方案的可行性。
基于氣動(dòng)斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)雙燃燒室方案主要包括以下特征:(1)進(jìn)氣道采用分流形式,96%左右的來流空氣進(jìn)入超燃主燃燒室,4%左右的空氣經(jīng)壓氣機(jī)增壓后,進(jìn)入亞燃燃燒室;(2)亞燃燃燒室在富油工況下工作,形成的富油高溫噴流以聲速噴入主燃燒室;(3)在緊靠亞燃燃燒室噴流的上游位置布置1組氣動(dòng)斜坡噴注模塊,可避免亞燃燃燒室噴流形成正激波導(dǎo)致過大總壓損失,同時(shí)依靠氣動(dòng)斜坡形成的流向渦結(jié)構(gòu)促進(jìn)燃料與主流的摻混。
相比于現(xiàn)有的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和其他組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案,本方案主要有以下優(yōu)勢:
(1)新型的亞燃燃燒室空氣供應(yīng)方案引入小型壓氣機(jī)。亞燃進(jìn)氣道僅將來流空氣流量的4%引入亞燃燃燒室,由于該部分流量非常小,因此,可以采用燃料對其冷卻,并以小型電機(jī)驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)為其增壓(電源可采用質(zhì)量較輕的燃料電池),然后將其噴入亞燃燃燒室與燃料反應(yīng)。引入壓氣機(jī)來提升進(jìn)入亞燃燃燒室空氣的總壓,使得亞燃燃燒室的工作條件不再對外界飛行環(huán)境敏感,解決了現(xiàn)行雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的問題對飛行馬赫數(shù)較敏感;受外界環(huán)境影響大;在非設(shè)計(jì)工況下飛行時(shí),性能下降顯著。
(2)新型燃料噴注方案可有效降低由噴流導(dǎo)致的燃燒室總壓損失。噴入主燃燒室的燃料包括來自于亞燃燃燒室和由氣動(dòng)斜坡噴嘴直接噴入2部分。布置于亞燃燃燒室出口上游的氣動(dòng)斜坡噴嘴陣列與亞燃燃燒室噴流構(gòu)成主燃燒室的燃料噴注系統(tǒng)。該種氣動(dòng)斜坡與燃?xì)獍l(fā)生器組合的噴注方案將有效地減小亞燃燃燒室噴流在進(jìn)入主燃燒室時(shí)產(chǎn)生的總壓損失。一方面,氣動(dòng)斜坡與空氣主流作用后形成斜激波及1對流向渦,斜激波為下游亞燃燃燒室噴流形成“緩沖區(qū)”,減小噴流產(chǎn)生的總壓損失;另一方面,亞燃燃燒室噴流對流向渦有抬升和增強(qiáng)作用,提高了燃料噴流與空氣主流的摻混效果[13]。
(3)與一般火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(RBCC)方案相比,本文的燃燒室方案不存在侵入空氣主流的結(jié)構(gòu),總壓損失和激波損失小。方案中的亞燃室噴流動(dòng)壓比及溫度等參數(shù)可調(diào)范圍寬,可以根據(jù)飛行環(huán)境的變化改變亞燃室參數(shù),進(jìn)而調(diào)節(jié)主燃室燃料摻混和燃燒情況。其對飛行環(huán)境的適應(yīng)能力及調(diào)節(jié)靈活性強(qiáng)于現(xiàn)有的組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)方案。
為了驗(yàn)證上述新型雙燃燒室方案的可行性,在北京航空航天大學(xué)直連式超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)臺(如圖2所示)上對該方案開展了碳?xì)淙剂蠠嵩囋囼?yàn)。超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)直連式試驗(yàn)臺是1種將超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室直接與高溫模擬來流設(shè)備相連接的試驗(yàn)系統(tǒng),主要用于超聲速燃燒過程和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室技術(shù)研究。該試驗(yàn)臺系統(tǒng)由空氣加熱器、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型主燃燒室、亞燃燃燒室、工質(zhì)供應(yīng)系統(tǒng)和測控系統(tǒng)組成。空氣加熱器提供模擬來流參數(shù)見表1。超燃主燃燒室由不同擴(kuò)張角的6段矩形截面燃燒室組成(分別命名為Segment 1-6),燃燒室1段起著隔離段的作用,亞燃燃燒室布置于主燃燒室的第2段(Segment 2)。除了可以在主燃燒室第2段噴注燃料外,在燃燒室第3、4段也布置了氣動(dòng)斜坡噴注模塊,可實(shí)現(xiàn)多點(diǎn)燃料噴注。試驗(yàn)來流工況模擬飛行器在高度為28 km、Ma=5條件下的飛行情況。考慮到在真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)中,主燃燒室內(nèi)燃料需用于冷卻燃燒室壁面,而完成冷卻后,燃料以超臨界狀態(tài)噴入燃燒室,此時(shí)大部分燃料發(fā)生裂解,且主要成分為低碳數(shù)(C1-C5)的烷烴和烯烴[14]。因此,在本研究中主燃燒室采用乙烯燃料,亞燃燃燒室以煤油為燃料。試驗(yàn)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)總當(dāng)量比為亞燃燃燒室當(dāng)量比與主燃燒室當(dāng)量比之和。
圖2 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)雙燃燒室結(jié)構(gòu)及直連試驗(yàn)臺
表1 模擬來流Ma=5飛行的空氣加熱器工作參數(shù)
在燃燒室側(cè)壁沿流向布置26個(gè)靜壓測孔,用于測量壁面壓強(qiáng)。壓強(qiáng)測量采用的壓力傳感器型號是CYB-20S,量程為0~1 MPa,精度為量程的0.5%。
試驗(yàn)設(shè)備運(yùn)行的典型時(shí)序如圖3所示。從圖中可見,在1.75~4 s加熱器提供了穩(wěn)定的Ma=2的高溫來流,加熱器壓力(來流總壓)建立約0.5 s后乙烯燃料噴入燃燒室,亞燃燃燒室的工作時(shí)間為1.9~3.4 s。在亞燃燃燒室工作時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)了燃料穩(wěn)定燃燒。在燃料噴入2 s后,試驗(yàn)結(jié)束,相繼關(guān)閉各閥門,并通入吹除氮?dú)狻?/p>
圖3 熱試試驗(yàn)主要測點(diǎn)壓力-時(shí)間曲線
試驗(yàn)數(shù)據(jù)采用1維沖量分析法處理,該方法是分析燃燒室性能的常用方法,其以試驗(yàn)測得的燃燒室壓力分布為已知量,結(jié)合燃燒室型面和燃料噴注條件,通過求解連續(xù)方程、動(dòng)量方程、總壓方程、總溫方程等流場控制方程,獲得燃燒室各截面流場參數(shù)。借助沖量分析法可以計(jì)算得到Ma等參數(shù)的分布和燃燒效率,是1個(gè)快速便捷的試驗(yàn)結(jié)果后處理工具。但需要說明的是:由于該方法將流動(dòng)近似為1維均勻流,未能考慮激波串及附面層分離等現(xiàn)象,所以,在斜激波較強(qiáng)以及附面層分離較嚴(yán)重時(shí)其計(jì)算精度不高,甚至?xí)霈F(xiàn)燃燒效率沿流向降低的不合理現(xiàn)象。在燃燒室5段出口位置,由于壁面擴(kuò)張角突然增大,會(huì)產(chǎn)生2道較強(qiáng)的膨脹波使得壓力迅速下降,在該位置沖量分析法會(huì)誤認(rèn)為燃料發(fā)生了吸熱的還原反應(yīng)并顯示燃燒效率降低,可見沖量分析法不適宜分析該處數(shù)據(jù),因此,結(jié)合壓力傳感器測點(diǎn)位置,選取1個(gè)虛擬入口和出口,所有算例均在該區(qū)域內(nèi)通過沖量分析法對燃燒室性能進(jìn)行分析,虛擬入口和出口坐標(biāo)分別為X=0.035、1.14 m位置。
在亞燃燃燒室當(dāng)量比固定為0.08時(shí),從貧燃熄火到溢流工況的不同主燃燒室乙烯當(dāng)量比下獲得的燃燒室壓力分布曲線如圖4所示。隨著當(dāng)量比增大,燃料釋熱量增大、燃燒室壓力上升,主燃燒室當(dāng)量比達(dá)到0.48時(shí),燃燒放熱引起的壓力上升起始位置已經(jīng)到達(dá)燃燒室1段中部,可以預(yù)見,若進(jìn)一步增大當(dāng)量比,將出現(xiàn)溢流現(xiàn)象。根據(jù)沖量分析法計(jì)算結(jié)果,對應(yīng)于上述當(dāng)量比0.05~0.48的工況,在燃燒室虛擬出口位置,絕熱燃燒效率均在90%左右,壓力峰值為0.12~0.35 MPa。對于Ma=5的飛行工況,在燃燒室2段噴入的燃料當(dāng)量比不宜超過0.48,當(dāng)量比的進(jìn)一步增大需采用多組氣動(dòng)斜坡噴注模塊進(jìn)行分布式燃料噴注。
多點(diǎn)燃料噴注與單點(diǎn)噴注燃燒室壓力分布如圖5所示。圖中示出了在分布式燃料噴注工況下獲得的燃燒室壓力分布曲線與在單點(diǎn)噴注總當(dāng)量比為0.57(亞燃燃燒室當(dāng)量比為0.08;超燃燃燒室當(dāng)量比為0.49)工況下的壓力曲線對比,其中分布式噴注燃料總當(dāng)量比分別為0.86、1.07,在超燃主燃燒室2和4段同時(shí)噴入相同流量的乙烯燃料。從圖中可見,采用分布式燃料噴注方案,在不出現(xiàn)溢流的情況下,可以獲得更高的燃燒室壓力。
圖4 在不同主燃燒室燃料當(dāng)量比下的壓力分布(亞燃燃燒室當(dāng)量比為0.08)
圖5 多點(diǎn)燃料噴注與單點(diǎn)噴注的燃燒室壓力分布(亞燃燃燒室當(dāng)量比為0.08)
在不同工況下雙燃燒室熱試試驗(yàn)的主要參數(shù)和試驗(yàn)結(jié)果見表2。從表中可見,當(dāng)主燃燒室當(dāng)量比低至0.085時(shí)(總當(dāng)量比為0.165),仍可實(shí)現(xiàn)乙烯燃料穩(wěn)定燃燒,表明該種雙燃燒室工作方案貧燃極限低、燃燒穩(wěn)定、發(fā)動(dòng)機(jī)可靠工作范圍寬。對于模擬飛行Ma=5的工況,當(dāng)亞燃燃燒室煤油當(dāng)量比在0.05~0.13內(nèi)變化,氣動(dòng)斜坡噴流燃料當(dāng)量比在0.085~0.99內(nèi)變化時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)均能穩(wěn)定工作。該方案發(fā)動(dòng)機(jī)總當(dāng)量比工作范圍為0.165~1.07,該參數(shù)范圍充分反映了發(fā)動(dòng)機(jī)工作的穩(wěn)定性。對于更高的飛行馬赫數(shù)工況,由于來流空氣總溫更高,發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作當(dāng)量比范圍將進(jìn)一步擴(kuò)大。
表中的燃料比沖及推力計(jì)算是基于試驗(yàn)獲得的燃燒室壓力分布。具體求解過程為:
表2 模型燃燒室燃燒試驗(yàn)結(jié)果
(1)根據(jù)燃燒室壓力測點(diǎn)分布及1維沖量分析法適用區(qū)域,選定燃燒室虛擬入口及出口。(已選在X=0.035~1.14 m);
(2)假設(shè)燃燒室虛擬入口上游連接著虛擬進(jìn)氣道,且其處于額定工作狀態(tài),即激波剛好打在外罩唇口處。燃燒室虛擬出口下游連接著1個(gè)能實(shí)現(xiàn)燃燒室氣流完全膨脹的虛擬噴管;
(3)由1維沖量分析法處理試驗(yàn)測得的燃燒室壓力分布,可得到燃燒室內(nèi)任一流向截面的平均參數(shù)值;
(4)求虛擬噴管出口沖量值。參考文獻(xiàn)[15-18],假設(shè)噴管絕熱,且總壓恢復(fù)為0.98。由1維沖量分析法計(jì)算結(jié)果讀出虛擬出口處的氣流總壓值,將該值乘以噴管總壓恢復(fù)得出飛行器噴管出口總壓P*o。由模擬飛行高度的靜壓Pa與該總壓值相比,可得飛行器噴管出口氣流的π(Ma),進(jìn)而求出其他氣動(dòng)參數(shù)τ(Ma)、Ma、q(Ma)等。
(5)求虛擬進(jìn)氣道入口沖量值。虛擬進(jìn)氣道入口沖量可基于進(jìn)氣道處于額定工作狀態(tài)的假設(shè)求得。首先根據(jù)設(shè)計(jì)飛行高度(本文中為28 km),查大氣參數(shù)表可得當(dāng)?shù)卮髿獾穆曀?ci、溫度 Ti、密度 ρi、壓力 Pi。
由設(shè)計(jì)飛行馬赫數(shù)Mai(Mai=5)結(jié)合當(dāng)?shù)芈曀賑i,可求得飛行器速度,若假設(shè)飛行器靜止則為空氣來流速度Vi=Maici;假設(shè)進(jìn)氣道處于額定工況,即無激波恰好打到外罩唇口位置,則進(jìn)氣道捕獲面積Ai可由流量公式m˙i=ρiViAi求得,m˙in為試驗(yàn)空氣來流質(zhì)量流量(已知);根據(jù)沖量公式Fi=PiAi+m˙iVi可求得進(jìn)氣道入口沖量值Fin。
(6)虛擬噴管出口沖量減去進(jìn)氣道入口沖量即為飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力,燃料比沖為該推力值除以燃料流量。
各工況燃料比沖計(jì)算結(jié)果見表2。燃料集中于超燃主燃燒室第2段的單點(diǎn)噴射方案,其燃燒效率均為90%以上,燃料比沖為1370~1884 s。從圖1中的飛行馬赫數(shù)與燃料比沖關(guān)系可見,在Ma=5的工況下,一般超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的碳?xì)淙剂媳葲_范圍是1200~1600 s,相比而言,該種新型超燃燃燒室方案比沖范圍更廣。針對飛行器具體工作過程,在飛行器爬升段,其中推力是主要關(guān)注的發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù),為了獲得足夠大的推力并避免進(jìn)氣道溢流,燃燒室采用分布式燃料噴注方案進(jìn)行了高當(dāng)量比熱試試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果顯示,相比于單點(diǎn)集中噴注,通過在超燃主燃燒室第2、3、4段氣動(dòng)斜坡噴注模塊分別注入燃料,可以在避免溢流的情況下,使發(fā)動(dòng)機(jī)推力明顯增大。
提出了1種基于氣動(dòng)斜坡噴注器的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案,并在超燃直連式試驗(yàn)臺上模擬飛行Ma=5的條件,對模型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了熱試試驗(yàn),以對該種新型發(fā)動(dòng)機(jī)方案的性能進(jìn)行驗(yàn)證。獲得如下結(jié)論:
(1)在超燃主燃燒室當(dāng)量比為0.085~0.48、亞燃燃燒室當(dāng)量比為0.05~0.13工況下,實(shí)現(xiàn)了碳?xì)淙剂系母咝Х€(wěn)定燃燒,燃燒效率為90%左右。
(2)超燃主燃燒室燃料噴注集中于模型燃燒室第2段時(shí),其燃燒效率較高,但當(dāng)量比超過0.48后,會(huì)出現(xiàn)溢流現(xiàn)象。采用分布式噴注燃料的方案,在模型燃燒室第2、3、4段分別通過氣動(dòng)斜坡噴注器噴入燃料,在避免溢流的情況下,成功獲得了更大的發(fā)動(dòng)機(jī)推力。
(3)對于單點(diǎn)集中噴射燃料方案,碳?xì)淙剂媳葲_在1370~1884 s范圍內(nèi),比一般超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖范圍更廣。
綜上所述,本文提出的基于氣動(dòng)斜坡的超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)雙燃燒室方案,對來流工況變化不敏感、貧燃極限低、燃燒效率高、穩(wěn)定火焰能力強(qiáng),并具有可行性。
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Study on Dual-Combustor Scramjet Based on Aero-ramp Injector
SONG Gang-lin1,3,CHEN Hua-qiang1,WEI Bao-xi2,XU Xu3
(1.China Xichang Satellite Launch Center,Xichang Sichuan 615606,China; 2.Beijing Power Machinery Institute,Beijing 100191,China; 3.School of Astronautics,Beihang University,Beijing 100191,China)
In order to improve the stability of scramjet,a scheme of dual-combustor scramjet based on aero-ramp injectors was presented,which belongs to hypersonic vehicle propulsion.The fuel was injected via aero-ramp injector in the main scramjet combustor.The gas-portfire acting as a ramjet combustor was located downstream the aero-ramp.The supersonic freestream was divided by inlets.About 96%of the freestream entered the main scramjet combustor.After pressurized by centrifugal compressor,about 4%of the freestream entered the ramjet combustor.The ramjet combustor worked under the fuel-rich condition,and its exit was located downstream the aeroramp,about 10 times the diameter of aero-ramp injector from the first row of aero-ramp injectors.The aero-ramp produced intensive streamwise vortexs in the scramjet combustor effectively and with low loss.The jet flow of the ramjet combustor,which had the functions of fuel ignition,mixing enhancement and flame stabilization,was located downstream the streamwise vortexs.The combustion experiments of the novel scheme were performed in supersonic direct-connect facility.The results show that stable combustion over a wider range of fuel equivalence ratios are achieved.The feasibility of the novel dual-combustor ramjet concept is verified by high fuel impulse.
supersonic combustion; dual combustor ramjet; aero-ramp injector; ramjet combustor;fuel impulse
V 235.21 3
A
1 0.1 3477/j.cnki.aeroengine.201 7.02.008
2016-08-30 基金項(xiàng)目:國家重大基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助
宋岡霖(1985),男,碩士,工程師,從事超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)及數(shù)值仿真、液體火箭測試發(fā)射流程優(yōu)化工作;E-mail:songganglin@163.com。引用格式:宋岡霖,陳華強(qiáng),韋寶禧,等.基于氣動(dòng)斜坡的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)雙燃燒室方案研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī),2017,43(2):41-47.SONG Ganglin,CHEN Huaqiang,WEIBaoxi,etal. Study on dual-combustorscramjetbased on aero-ramp injector[J].Aeroengine,2016,43(2):41-47.
(編輯:張寶玲)