頭部兩側和單側進氣對固沖發動機燃燒影響*

王希亮，孫振華

(中國空空導彈研究院，河南 洛陽　471099)

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導彈技術

頭部兩側和單側進氣對固沖發動機燃燒影響*

王希亮，孫振華

(中國空空導彈研究院，河南 洛陽471099)

摘要：為了研究進氣道布局形式對固沖發動機二次燃燒性能的影響，分別對頭部兩側進氣和單側進氣2種布局方案的固沖發動機開展了二次燃燒仿真和試驗對比研究。結果表明：單側進氣時補燃室摻混燃燒效果優于兩側進氣；單側進氣會導致補燃室局部出現高溫高速區域，對補燃室熱防護不利；在相同的工況下單側進氣獲得的推力與兩側進氣相當。

關鍵詞：固沖發動機；二次燃燒；進氣道布局；熱防護；數值模擬；試驗

0引言

采用固沖發動機的導彈為了滿足規定的戰術技術指標要求，必須進行導彈/發動機/進氣道的一體化優化設計才能實現，由此出現了不同的進氣道布局形式的沖壓發動機方案。目前國內外對各種進氣布局方案的研究主要集中在進氣道特性、導彈/進氣道氣動特性等方面[1-4]。實際上，對固沖發動機尤其是采用含硼富燃料推進劑的固沖發動機而言，進氣方式對發動機的二次燃燒特性也有很大的影響。

受歐洲“流星”空空導彈的影響，國內多家單位對采用雙下側進氣布局方案固沖發動機二次燃燒性能進行了理論和試驗研究，獲得了大量研究成果[5-12]，同時也有單位對采用中心進氣、環向進氣和頭部兩側進氣的固沖發動機方案開展了研究[13-15]，但對采用單側進氣道或顎下進氣道形式的固沖發動機研究尚未見相關報道。

本文對頭部兩側進氣和單側進氣(模擬顎下進氣)2種不同結構形式的固沖發動機方案開展了二次燃燒仿真和試驗對比研究，其結果可為固沖發動機總體設計提供參考。

1計算模型

1.1物理模型

為便于與試驗結果進行比較，物理模型采用地面連管試驗狀態，計算流場范圍包括進氣道、燃氣發生器(部分)、燃氣通道、沖壓補燃室等部分。為了便于造型與網格劃分，對真實的發動機結構進行了合理的簡化，由于研究對象是對稱體，流動也具有一定的對稱性，在不考慮迎角和側滑角組合的情況下，為了減少計算量，對頭部兩側進氣取整個結構的1/4作為計算域，對單側進氣取整個結構的1/2作為計算域，其結構如圖1所示。

圖1　發動機簡化物理模型Fig.1　Simplified physical model of ducted rocket

1.2數學模型

沖壓發動機補燃室內流場包含非常復雜的湍流流動和化學反應，其流動是三維非定常多組分氣固兩相流動。為了簡化分析，對流場作如下假設：

(1) 含硼推進劑各組分含量為B(30%)、C4H6O0.03(30%)、AP(40%)；

(2) 補燃室內所有氣相為理想氣體，符合氣體狀態方程；

(3) 補燃室內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。

補燃室入口富燃燃氣組分及摩爾分數通過熱力計算獲得。

根據以上假設和流體力學中的質量、動量、能量和組分的守恒方程，采用商業CFD軟件FLUENT進行計算，使用有限體積法求解雷諾平均后的三維N-S方程。紊流模型為RNGκ-ε模型，采用二階迎風格式離散。壁面附近流體計算采用標準壁面函數處理。

氣相湍流燃燒采用PDF模型，其中熱化學計算在prePDF中進行，并列成表以便于在FLUENT中查詢。紊流和化學的相互作用考慮為一個概率密度函數(PDF)。

計算收斂準則為：連續方程、動量方程、能量方程以及κ-ε方程的殘差至少下降3個數量級，且沖壓噴管出口截面流量穩定。

1.3邊界條件

計算中用到的邊界條件類型有：質量入口邊界、壓力出口邊界、對稱邊界和無滑移絕熱固壁等，計算模擬狀態為15 km，3.2Ma，具體邊界條件設置如表1所示。

表1　邊界條件

2計算結果與分析

通過仿真獲得了頭部兩側進氣和單側進氣2種進氣形式的流場圖譜(見圖2～7所示)。

圖2為2種進氣方式空氣和一次燃氣的流線對比，從中可以看出在單側進氣時大量空氣直接撞擊在進氣道對側，然后沿兩側壁面回卷，在補燃室內形成了明顯的螺旋狀流態，一次燃氣受空氣流的阻擋，在補燃室頭部形成了比較大的回流區，在補燃室后部一次燃氣與空氣的摻混較好。而在兩側進氣時大部分一次燃氣都被空氣流包裹在中心區域，頭部只有很小的回流區，在整個補燃室內一次燃氣與空氣摻混較少。

圖2　2種進氣方式流線對比Fig.2　Comparison of air inlet streamline of two modes of air inlet

圖3和圖4分別是2種進氣方式對稱面和壁面的靜溫分布云圖，從圖3可以看出單側進氣頭部存在較大的高溫區域，而兩側進氣的高溫區域主要集中在中間的帶狀區域內。從圖4可以看出單側進氣在進氣道對側存在大面積的高溫區域，最高溫度在2 500 K左右，而兩側進氣時補燃室壁面高溫區主要集中在兩進氣道所夾的區域內，且最高溫度只有2 100 K左右，相比而言兩側進氣有利于補燃室的熱防護設計。

圖3　2種進氣方式對稱面靜溫云圖對比Fig.3　Comparison of static temperature contours on symmetric for two modes of air inlet

圖4　2種進氣方式壁面靜溫云圖對比Fig.4　Comparison of static temperature contours on wall for two modes of air inlet

圖5為2種進氣方式對稱面馬赫數云圖。從中可以看出由于假設2種進氣方式捕獲空氣流量相同，單側進氣進氣道出口的氣流馬赫數較高，達到了0.8～0.9，略高于一次燃氣的出口馬赫數，因此單側進氣發動機的空燃動量比相對較高，空氣與燃氣接觸時的沖擊增強，強化了燃氣摻混，有利于二次燃燒，同時由于燃氣流無法直接穿透空氣流，在補燃室頭部形成了回流區，有利于硼粒子的點火。兩側進氣進氣道出口的氣流馬赫數為0.4～0.5，低于一次燃氣的出口馬赫數，因此一次燃氣能夠穿透空氣流，并在補燃室中心區域取得了較好的摻混效果。在補燃室的大部分區域，單側進氣時進氣道對側的氣流馬赫數相對較高，而兩側進氣馬赫數分布較為均勻。

圖5　2種進氣方式對稱面馬赫數云圖對比Fig.5　Comparison of Mach number contours on symmetric for two modes of air inlet

圖6和圖7分別是2種進氣方式對稱面和補燃室不同截面的靜壓分布云圖，從中可以看出單側進氣補燃室頭部靜壓差異較大，而兩側進氣補燃室頭部靜壓分布較為均勻，這與前面的流動分析結果相對應。在補燃室后部，單側進氣的高壓區域明顯大于兩側進氣，說明單側進氣的二次燃燒效率較高。從圖7可以看出，在補燃室出口截面單側進氣的靜壓分布不均勻性要高于兩側進氣。

圖6　2種進氣方式對稱面靜壓云圖對比Fig.6　Comparison of static pressure contours on symmetric for two modes of air inlet

圖7　2種進氣方式補燃室不同截面靜壓云圖對比Fig.7　Comparison of static pressure contours on different sections for two modes of air inlet

3試驗研究

3.1試驗方案

針對單側進氣和兩側進氣開展了對比試驗研究，兩次試驗使用的發動機除進氣方式不同外其余結構完全相同。在模擬單側進氣時將一側進氣道去除，并在相應的進氣道出口安裝堵蓋密封。2次試驗模擬空氣來流狀態相同，并采用同一批次的推進劑以保證一次燃氣的性質和流量一致。圖8為2次試驗采用發動機結構示意圖。

圖8　2次試驗發動機結構示意圖Fig.8　Schematic diagram of the two test engine structures

3.2試驗結果分析

根據試驗方案，完成了2次點火試驗，試驗過程中發動機工作正常，試驗數據有效。圖9為2次試驗發動機工作過程中燃氣流量與推力變化曲線，其中推力按最大值進行了歸一化處理。從中可以看出2次試驗燃氣流量大小基本相同，變化規律一致，推力曲線波動幅度相對較大，總體而言單側進氣的平均推力要略高于兩側進氣的平均推力。

圖9　2次試驗燃氣流量與推力變化曲線Fig.9　Curve of gas flow and the thrust in two tests

對試驗結果進行了處理，其結果見表2。其中試驗值按工作時間內的平均值計算，燃燒效率是指溫升效率，用補燃室尾部靜壓數據經處理獲得，并以兩側進氣的結果為基準進行歸一化處理。

表2　主要性能參數處理結果

從表2可以看出進氣方式對補燃室前后壓強分布有較大的影響，單側進氣時補燃室靜壓頭部低、尾部高，而兩側進氣時補燃室靜壓頭部高、尾部低。單側進氣的燃燒效率高于兩側進氣，試驗工況下按溫升效率計算的燃燒效率高14.7%，與前文的數值仿真結論一致。從臺架推力可以看出，2種進氣方式獲得的推力基本一致，說明雖然單側進氣能獲得較高的燃燒效率，但由于補燃室內流場分布不均勻，總壓損失較大，導致最終得到的推力并沒有明顯增加。

2次試驗均在尾部截面2個相同的測點位置進行了總壓測試(見圖10)，測點位置距內壁面高度分別為90 mm和60 mm，總壓測量結果見表3。從表中可以發現兩者有較大的區別。雙側進氣補燃室尾部2個測點的總壓在點火前后均基本相同，單側進氣時2個測點的總壓在點火前后存在明顯差異，說明該截面流場分布極不均勻。

圖10　補燃室內總壓測點布置圖Fig.10　Afterburning chamber total pressure measuring point arrangement

表3　補燃室尾部總壓測量結果

備注：測點1插入深度90 mm，測點2插入深度60 mm

圖11為仿真得到的補燃室尾部截面的總壓分布云圖(壓強基準值為100 000 Pa)，從中可以看出，雙側進氣時該截面的壓強分布相對較為均勻，最高壓強與最低壓強相差約10%，相反單側進氣時該截面的壓強分布差異明顯，最高壓強與最低壓強相差高達37%左右，且單側進氣該截面的平均總壓要略高于雙側進氣相同截面的平均總壓。

圖11　仿真得到的補燃室尾部測壓截面總壓云圖Fig.11　Simulation result of the afterburner tail pressure section total pressure contours

4結論

(1) 在設計的工作條件下，單側進氣比雙側進氣的二次燃燒性能要高，以補燃室尾部靜壓為基準，按溫升效率計算單側進氣比雙側進氣的燃燒效率高14.7%；

(2) 單側進氣使得補燃室絕熱層局部承受高溫、高速燃氣的沖刷，在熱防護設計時必須加以考慮；

(3) 單側進氣雖然能獲得較高的燃燒效率，但由于補燃室內流場分布不均勻，總壓損失較大，導致最終得到的推力并沒有明顯增加。

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Effect of Head Bilateral or Lateral Inlet Configuration on Combustion Performance of Ducted Rocket

WANG Xi-liang, SUN Zhen-hua

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471099, China)

Abstract:In order to obtain the effect of inlet configuration on the performance of after burning of ducted rocket, both numerical simulation and experiment are performed on two different inlet configurations, with a head bilateral inlet configuration and a head lateral inlet configuration respectively. The results show that the performance of after burning of ducted rocket with a head lateral inlet configuration is better than that with a head bilateral inlet configuration. However, high temperature and high velocity appeared locally in head lateral inlet configuration, which is unfavorable to after burner insulator. Under the same condition, the thrust for two different configurations are almost the same.

Key words:ducted rocket; after burning; inlet configuration; thermal protection; numerical simulation; experiment

*收稿日期：2015-03-03；修回日期：2015-07-07

作者簡介：王希亮(1975-)，男，湖南益陽人。高工，碩士，研究方向為固體火箭沖壓發動機設計。

通信地址：471099河南省洛陽市030信箱4分箱E-mail：wangxl04764@163.com

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2016.02.011

中圖分類號：V435

文獻標志碼：A

文章編號：1009-086X(2016)-02-0068-06