軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)超燃模態(tài)性能分析①

李鵬飛，何國(guó)強(qiáng)，秦 飛，劉佩進(jìn)，潘科瑋

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

0 引言

RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)具有大空域范圍飛行、多模態(tài)一體化的特點(diǎn)，可作為未來(lái)天地往返運(yùn)輸計(jì)劃的有效方案。其工作過(guò)程要經(jīng)歷引射、亞燃沖壓、超燃沖壓、純火箭等多模態(tài)。其中，超燃模態(tài)的工作過(guò)程非常復(fù)雜。由于燃燒室長(zhǎng)度有限，來(lái)流速度非常高，燃料在燃燒室內(nèi)的滯留時(shí)間非常短，只有毫秒級(jí)。要在如此短時(shí)間內(nèi)完成燃料的噴射、霧化、蒸發(fā)、混合、點(diǎn)火、火焰穩(wěn)定等，難度很大。因此，如何在燃燒室內(nèi)實(shí)現(xiàn)高效穩(wěn)定的超音速燃燒，就成了超燃模態(tài)最重要、也是難度最大的關(guān)鍵技術(shù)。同時(shí)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)也可用于高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)等。因此可看出，無(wú)論是未來(lái)的天地往返運(yùn)輸，還是大氣層內(nèi)的高超聲速飛行，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用都至關(guān)重要。

針對(duì)超燃的點(diǎn)火和火焰穩(wěn)定問(wèn)題，近年來(lái)國(guó)內(nèi)外開(kāi)展了大量研究。其中，凹腔可集燃料噴注、混合增強(qiáng)與火焰穩(wěn)定于一體，得到了廣泛的研究和應(yīng)用［1－3］。而采用支板噴射方案，可顯著提高燃料穿透度，改善燃燒效率。國(guó)外對(duì)多種支板構(gòu)型和支板噴注方案進(jìn)行了詳細(xì)對(duì)比分析［4－6］。同時(shí)，結(jié)合燃燒室構(gòu)型，國(guó)內(nèi)外對(duì)支板凹腔一體化方案也開(kāi)展了大量研究［7－9］。除此之外，對(duì)壁面誘導(dǎo)火焰、雙燃燒室等方案，也開(kāi)展了大量試驗(yàn)研究。

隨著超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中一些關(guān)鍵問(wèn)題的逐步解決，以及多項(xiàng)試飛試驗(yàn)的成功，為了能盡早實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用，美國(guó)提出了大尺度超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的概念，其基本構(gòu)型采用圓形燃燒室結(jié)合多支板噴注［10－11］。

研究表明，綜合考慮結(jié)構(gòu)應(yīng)力及燃燒組織兩方面因素，軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)燃燒室相對(duì)于二元結(jié)構(gòu)有較大的優(yōu)勢(shì)，可作為未來(lái)大尺度超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的有效方案。采用支板組進(jìn)行燃料噴注，可顯著提高燃料穿透度，改善大尺度結(jié)構(gòu)下的燃燒組織及發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

在此基礎(chǔ)上，本文借鑒StrutJet RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的思想［12］，設(shè)計(jì)了軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，在隔離段中放置主支板，將支板火箭安裝在主支板上，并在燃燒室中采用小支板組進(jìn)行燃料噴注，用于提高燃料穿透度，增強(qiáng)混合。在超燃模態(tài)工作中，使支板火箭工作于小流量富燃狀態(tài)，利用其產(chǎn)生的高溫燃?xì)庾鳛楦咝c(diǎn)火及火焰穩(wěn)定源。同時(shí)，可配合使用凹腔火焰穩(wěn)定器來(lái)提高燃燒效率。

1 數(shù)值模型

1.1 控制方程

計(jì)算時(shí)，所用的控制方程是包含多組分反應(yīng)系統(tǒng)的雷諾時(shí)均化N-S方程。其矢量積分形式如下:

1.2 計(jì)算方法

采用有限體積方法來(lái)求解三維多組分控制方程組。其中，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式;粘性項(xiàng)采用中心差分格式。湍流模型采用了k-ω Menter SST模型。液體燃料噴射采用拉格朗日兩相流方法計(jì)算，液滴破碎模型采用TAB模型。

1.3 化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型

本文所采用的液體碳?xì)淙剂蠟槊河停梅肿邮綖镃12H24。計(jì)算中，化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型采用液體煤油的3步簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型［13］，見(jiàn)表1。表1中，A為指數(shù)前因子;E為反應(yīng)活化能;B為溫度指數(shù)。

表1 煤油3步簡(jiǎn)化動(dòng)力學(xué)模型Table 1 Three-step kerosene reduced chemical kinetic model

1.4 算例驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，對(duì)本實(shí)驗(yàn)室RBCC亞燃模態(tài)地面試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值驗(yàn)證。模擬來(lái)流狀態(tài)為12 km、Ma=3，試驗(yàn)中空氣流量為 4.6 kg/s，支板火箭流量為0.16 kg/s，二次燃料流量0.11 kg/s。從圖1可看出，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，能較準(zhǔn)確地反映燃燒室內(nèi)的燃燒組織。

圖1 RBCC亞燃模態(tài)試驗(yàn)與數(shù)值模擬壓強(qiáng)對(duì)比曲線(xiàn)Fig.1 Comparison of experimental pressure with numerical simulation

2 發(fā)動(dòng)機(jī)模型

本文設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)可用于直連式地面試驗(yàn)。模擬狀態(tài)為25 km、Ma=6。圖2為其結(jié)構(gòu)示意圖，主要由設(shè)備噴管、隔離段、支板火箭、兩級(jí)燃燒室、擴(kuò)張段組成。圖2中，箭頭代表燃料噴注位置。其中，設(shè)備噴管采用Foelsch設(shè)計(jì)方法［14］。設(shè)計(jì)中，取設(shè)備噴管出口馬赫數(shù)為2.5。考慮到隔離段中支板火箭的安裝問(wèn)題，將主支板厚度取為45 mm，隔離段入口直徑取為120 mm。隔離段長(zhǎng)度依據(jù)Billg公式，取為300 mm。目前，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的設(shè)計(jì)理論還不夠成熟。為了更有效地組織燃燒，燃燒室一般采用分段逐級(jí)擴(kuò)張的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。其中，一級(jí)燃燒室應(yīng)取短長(zhǎng)度、小擴(kuò)張角設(shè)計(jì);二級(jí)燃燒室的長(zhǎng)度和擴(kuò)張角應(yīng)適中;在飛行器總體和發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)允許的情況下，擴(kuò)張段應(yīng)取大長(zhǎng)度、大擴(kuò)張角［9］。本文通過(guò)對(duì)多種結(jié)構(gòu)參數(shù)的計(jì)算分析，并綜合考慮地面試驗(yàn)條件，最終將燃燒室結(jié)構(gòu)參數(shù)取為一級(jí)燃燒室長(zhǎng)350 mm，擴(kuò)張角0.5°;二級(jí)燃燒室長(zhǎng)500 mm，擴(kuò)張角0.8°;擴(kuò)張段長(zhǎng) 500 mm，擴(kuò)張角 1.5°;發(fā)動(dòng)機(jī)的總擴(kuò)張比為1.9。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic of RBCC engine

為了提高發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率，在兩級(jí)燃燒室前端采用小支板組或凹腔。具體安裝方案和尺寸可根據(jù)實(shí)際需要進(jìn)行調(diào)整。其中，小支板結(jié)構(gòu)和支板噴注位置對(duì)燃燒室流場(chǎng)和混合效率有較大影響。綜合考慮混合效率和總壓損失，本文采用前端楔形面、帶后掠角的結(jié)構(gòu)［4］，并采用支板側(cè)壁噴注方式［5］，如圖3 所示。

圖3 小支板構(gòu)型Fig.3 Schematic of pylon

3 計(jì)算結(jié)果及分析

為了研究上述發(fā)動(dòng)機(jī)性能及不同的燃料噴注方式對(duì)燃燒組織的影響，在發(fā)動(dòng)機(jī)的基準(zhǔn)構(gòu)型上，分別對(duì)壁面噴注、支板噴注、凹腔前噴注等多種工況進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，如表2所示。各工況中支板火箭流量均取為100 g/s，總當(dāng)量比定義為支板火箭富燃燃?xì)馀c二次燃料完全燃燒時(shí)所消耗的氧氣總量與來(lái)流氧氣的比值。各工況中的出口均取一個(gè)大氣壓。計(jì)算中點(diǎn)火過(guò)程:首先打開(kāi)支板火箭，然后噴入二次燃料。依靠支板火箭的高溫富燃燃?xì)膺M(jìn)行點(diǎn)火，不再加入其他點(diǎn)火方式。

表2 計(jì)算工況Table 2 Computational cases

3.1 噴注方式對(duì)燃燒組織的影響

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中，燃料的高效混合和穩(wěn)定燃燒是決定發(fā)動(dòng)機(jī)性能的關(guān)鍵因素。尤其對(duì)于液體碳?xì)淙剂希潼c(diǎn)火延遲較長(zhǎng)，如何有效地進(jìn)行燃料噴注，保證燃料能夠快速的霧化、蒸發(fā)、混合，就成為研究的焦點(diǎn)。針對(duì)此問(wèn)題，本文對(duì)多種不同噴注方式進(jìn)行了對(duì)比研究。

圖4為工況1～5的各參數(shù)分布，其中，燃燒效率定義為包括支板火箭富燃燃?xì)馀c二次燃料在內(nèi)的總?cè)紵?內(nèi)推力定義為燃燒室壁面壓力積分減去內(nèi)阻力。可看出，本文設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工況下，均能實(shí)現(xiàn)可靠點(diǎn)火和穩(wěn)定燃燒，但不同的燃料噴注方式，會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能上存在較大差異。

工況1中，兩級(jí)燃燒室沿周向各自均布4個(gè)噴注點(diǎn)，而且兩級(jí)噴注點(diǎn)位于同一軸向位置處。可看出，其壓強(qiáng)和推力水平均最低。

分析其原因，主要有2點(diǎn):(1)燃料直接由壁面噴注，其穿透度較差，燃燒僅集中在近壁面區(qū)域，燃燒效率較低;(2)兩級(jí)噴注位置位于同一軸線(xiàn)上，會(huì)導(dǎo)致二級(jí)燃燒室噴注的燃料位于一級(jí)燃料的燃燒區(qū)，雖然此區(qū)域溫度較高，可縮短煤油點(diǎn)火延遲時(shí)間，但高度貧氧，導(dǎo)致二級(jí)燃料無(wú)法充分燃燒。工況1各截面CO質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布見(jiàn)圖5。由圖5可看出，此區(qū)域的煤油僅能生成大量CO，而無(wú)法繼續(xù)反應(yīng)生成CO2，這也是導(dǎo)致總?cè)紵瘦^低的主要原因，這充分驗(yàn)證了在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃料的噴注和高效混合至關(guān)重要。因此，在下一步研究中，將二級(jí)燃料噴注點(diǎn)與一級(jí)噴注點(diǎn)交叉一定角度，從而保證各級(jí)燃料均能?chē)娮⒌礁谎鯀^(qū)域。

工況2中，兩級(jí)燃燒室前端沿周向各均布4個(gè)小支板。通過(guò)計(jì)算分析，將二級(jí)支板與一級(jí)支板交叉角取為30°，兩級(jí)燃料均由小支板噴注。結(jié)果表明，該工況下的燃料穿透度顯著提高，混合效果最好，燃燒效率最高，對(duì)應(yīng)的壓強(qiáng)和壁面壓力積分水平也最高。但同時(shí)支板的安裝，導(dǎo)致燃燒室總壓損失和阻力變大。

由圖4(c)可看出，在二級(jí)支板附近，較大的阻塞比會(huì)導(dǎo)致局部橫截面處平均Ma小于1，二級(jí)支板附近會(huì)出現(xiàn)劇烈的壓強(qiáng)震蕩，這對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定燃燒會(huì)產(chǎn)生不利影響。兩級(jí)支板共帶來(lái)418 N的阻力，尤其是二級(jí)支板，其前端壓強(qiáng)較高，會(huì)產(chǎn)生很大阻力。這將大幅抵消燃燒效率提高所帶來(lái)的推力增益。因此，在使用支板噴注時(shí)，要注意控制其阻塞比不宜過(guò)大。

圖4 工況1～5各參數(shù)分布Fig.4 Parameter distribution of case 1 ～5

圖5 工況1各橫截面CO質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布Fig.5 Mass fraction of CO in combustor of case 1

考慮到上述問(wèn)題，工況3在工況2的基礎(chǔ)上，將二級(jí)燃燒室內(nèi)的支板噴注改為直接由壁面噴注。可看出，燃燒效率僅有小幅下降。分析其原因，主要是本文采取的兩級(jí)噴注方案中，二級(jí)噴注量較小。因此，二級(jí)燃料穿透度的減小，不會(huì)大幅降低總的燃燒效率。同時(shí)，由于二級(jí)燃燒室中沒(méi)有支板，所以相對(duì)于工況2不存在較強(qiáng)的激波，壓強(qiáng)也相對(duì)較低。但總壓損失和阻力也會(huì)大幅減小。因此，該工況的內(nèi)推力大于工況2。

為了提高二級(jí)燃料的燃燒效率，同時(shí)避免較大的損失，工況4在工況3的基礎(chǔ)上，在二級(jí)燃燒室噴注點(diǎn)后20 mm處各設(shè)置一個(gè)凹腔。可看出，相對(duì)于工況3，燃燒效率并無(wú)明顯改善。分析其原因，是支板火箭的引入，為燃燒室提供了穩(wěn)定的火焰穩(wěn)定源，所以有無(wú)凹腔對(duì)穩(wěn)定燃燒的影響不大。工況3和4各橫截面O2質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布見(jiàn)圖6。由圖6也可看出，由于燃燒室流速較高，所以有無(wú)凹腔對(duì)流道中燃料與來(lái)流的摻混并無(wú)明顯改變。此外，由于二級(jí)燃料噴注量較小，凹腔的存在使得燃燒區(qū)集中在凹腔下游，導(dǎo)致燃燒室前端壓力較低，作用在主支板背面的壓力積分較小，這也是導(dǎo)致該工況推力小于工況3的主要原因，而且凹腔的引入，會(huì)使結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，如果凹腔結(jié)構(gòu)選擇不合適，還會(huì)帶來(lái)額外的阻力。

圖6 工況3和4各橫截面O2質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布Fig.6 Mass fraction of O2in combustor cross-section of case 3 and 4

考慮到二級(jí)燃料的燃燒效率較低，工況5中燃料全部由一級(jí)支板噴注。工況5各截面CO和O2質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布見(jiàn)圖7。由圖7可看出，燃料噴注過(guò)于集中，不利于燃料與來(lái)流的高效混合，流道中CO剩余較多，無(wú)法充分反應(yīng)，燃燒效率較低。由于一級(jí)燃燒室內(nèi)噴注量較大，燃燒劇烈，壓強(qiáng)較高，主支板背面的壁面壓力積分也較大。因此，雖然二級(jí)燃燒室和擴(kuò)張段壓力較小，但總的內(nèi)推力水平相對(duì)工況4并未出現(xiàn)大幅下降。

圖7 工況5各橫截面CO和O2質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布Fig.7 Mass fraction of CO and O2of cross-section in case 5

3.2 當(dāng)量比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響

根據(jù)上述對(duì)比分析，綜合考慮燃燒組織和總壓損失，工況3的整體性能相對(duì)最優(yōu)。因此，進(jìn)一步研究當(dāng)量比變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響時(shí)，直接在工況3的基礎(chǔ)上，將當(dāng)量比分別改為0.68和0.93。不同當(dāng)量比的參數(shù)分布見(jiàn)圖8。圖8表明，隨當(dāng)量比的增加，燃燒室壓強(qiáng)明顯上升，尤其在當(dāng)量比為0.93時(shí)，較大的燃燒室壓強(qiáng)已抵消了隔離段出口處面積突擴(kuò)帶來(lái)的膨脹作用，如果壓強(qiáng)進(jìn)一步增加，激波系將繼續(xù)前移，會(huì)影響到進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。同時(shí)，隨當(dāng)量比的增加，燃燒效率逐漸下降，發(fā)動(dòng)機(jī)推力水平的增加幅度也將逐漸下降，比沖也會(huì)隨之下降。因此，當(dāng)量比不宜過(guò)大。

圖8 不同當(dāng)量比條件下的參數(shù)分布Fig.8 Parameter distribution in different equivalence ratio

3.3 來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響

由于RBCC和雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)均要求根據(jù)來(lái)流馬赫數(shù)的不同，在同一燃燒室流道中能組織不同的燃燒模態(tài)，而低來(lái)流馬赫數(shù)條件下的來(lái)流總溫較低，液態(tài)煤油點(diǎn)火延遲較長(zhǎng)。因此，在兼顧超燃的擴(kuò)張型燃燒室通道中，進(jìn)行低馬赫數(shù)條件下的可靠點(diǎn)火就成為另一個(gè)難題。針對(duì)此問(wèn)題，本文在工況3的基礎(chǔ)上，將來(lái)流馬赫數(shù)改為4，并重新設(shè)計(jì)設(shè)備噴管，保證其出口馬赫數(shù)為1.8，用于驗(yàn)證本文設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型在低馬赫數(shù)條件下的點(diǎn)火特性。不同來(lái)流Ma條件下壁面壓強(qiáng)曲線(xiàn)見(jiàn)圖9。圖9表明，支板火箭的高溫富燃燃?xì)饪勺鳛橛行У狞c(diǎn)火源，保證發(fā)動(dòng)機(jī)在低總溫條件下的穩(wěn)定燃燒，但壓強(qiáng)水平較低。其原因主要是來(lái)流總溫較低，如圖10所示。流道中部分區(qū)域靜溫低于800 K，煤油點(diǎn)火延遲時(shí)間較長(zhǎng)。

由圖10可看出，直到燃燒室出口，還有大量煤油未發(fā)生反應(yīng)，所以整體燃燒效率較低。因此，要在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)保持高效燃燒，必須根據(jù)不同的來(lái)流條件，對(duì)燃料噴注方式進(jìn)行調(diào)整。

圖9 不同來(lái)流Ma條件下壁面壓強(qiáng)曲線(xiàn)Fig.9 Wall pressure distribution in different Ma

圖10 Ma=4條件下溫度和煤油質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布Fig.10 Temperature contours and mass fraction of kerosene in Ma=4

4 結(jié)論

(1)基于本文設(shè)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，綜合考慮燃燒效率和發(fā)動(dòng)機(jī)性能，采用一級(jí)支板結(jié)合二級(jí)壁噴的燃料噴注方式，可獲得相對(duì)最優(yōu)的性能。

(2)支板噴注會(huì)顯著提高燃料的混合效率和燃燒效率，但同時(shí)會(huì)帶來(lái)較大的總壓損失和阻力，因此采用支板時(shí)，必須控制其阻塞比不宜過(guò)大。

(3)隨燃料當(dāng)量比的增加，燃燒室壓強(qiáng)增加，推力增加，但燃燒效率降低，比沖隨之下降。在增加當(dāng)量比時(shí)，還必須綜合考慮進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。

(4)在低馬赫數(shù)條件下，較低的來(lái)流總溫將導(dǎo)致燃燒效率有所下降。如果要維持高效燃燒，就必須對(duì)燃料噴注方式進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整，并添加一定的火焰穩(wěn)定裝置。

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