某兩側進氣固沖發動機二次燃燒性能提升仿真研究

王希亮, 陳志明, 孫振華

(1 中國空空導彈研究院， 河南洛陽 471009；2 航空制導武器航空科技重點實驗室， 河南洛陽 471009)

0 引言

固體火箭沖壓發動機具有比沖高、質量輕、速度快、體積裝填率高和可維護性好等諸多優點,非常適合空射導彈的應用。由于含硼富燃料推進劑具有能量高、密度大的特點,因此采用含硼富燃料推進劑的固沖發動機成為研究熱點。目前已經服役的歐洲“流星”空空導彈就采用了以含硼富燃料推進劑為燃料的固沖發動機。含硼富燃料推進劑的理論熱值雖然很高,但它的能量需要在固沖發動機中以燃燒的形式釋放出來,因此固沖發動機補燃室的二次燃燒性能一直是國內外的研究重點。目前國內外多家單位以雙下側進氣布局方式的固沖發動機為研究對象,針對進氣道夾角、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燃燒效率的影響進行了廣泛的研究[1-8]。也有單位對環形進氣的固體火箭沖壓發動機進行了研究[9]。

文中采用商業軟件對頭部兩側進氣方式的固沖發動機內流場進行了數值模擬,對比了兩種不同進氣道出口形式的樣機在補燃室燃燒性能方面的差異,在保持進氣道出口結構不變的條件下,提出了通過改變一次燃氣噴射方式來提高補燃室二次燃燒性能的方法,并對其效果進行了研究分析。

1 物理模型

文中的研究基于地面連管試驗用頭部兩側進氣固沖發動機。為便于比較,計算過程中采用了簡化的物理模型,計算流場范圍包括進氣道、燃氣發生器、燃氣導管和補燃室等部分。燃氣噴口喉徑為Φ24.5 mm,沖壓噴管喉徑為Φ235 mm。由于研究對象是對稱體,流動也具有對稱性,為了減少計算量,取整個結構的1/4作為計算域,其結構見圖1。從圖中可以看出兩者最大的不同在于進氣道出口形狀有差異,其中工況1進氣道出口截面形狀為扇形,而工況2進氣道出口截面形狀為腰形,且工況2的進氣道出口面積大于工況1的出口面積,同時工況1的燃氣導管直徑為60 mm,而工況2的為110 mm。

文中設計的4種不同燃氣分配器模型見圖2,均基于工況2,燃氣經導管后通過燃氣分配器進入補燃室。其中工況3和工況4的燃氣分配器為外圈8孔和中心1孔結構,但工況3的燃氣導管直徑為100 mm,工況4的為110 mm。工況5的燃氣分配器為外圈8孔和內圈4孔,工況6的為外圈2圓孔、2腰形孔和中心1孔,工況7為外圈6圓孔、2腰形孔和中心1孔。

圖1 固沖發動機簡化模型

圖2 基于工況2的不同燃氣分配器模型

2 計算模型

計算模型采用文獻[10]中的模型,該計算模型曾多次用于類似結構的補燃室流場計算,并與試驗結果進行了對比驗證了其準確性,其精度可以滿足文中開展的研究工作的要求。采用專業網格生成軟件ICEM對計算區域進行網格劃分。為了提高計算的精度及效率,采用了結構化網格生成技術。在補燃室頭部等型面復雜、壓力梯度大的區域進行網格局部加密。壁面網格示意圖見圖3。

圖3 工況2壁面網格示意圖

為便于對比,所有幾何模型均按15 km、2.8Ma的飛行狀態進行仿真,然后在20 km、3.6Ma飛行狀態進行進一步驗證,進行數值計算的邊界條件主要采用空氣、燃氣質量入口邊界,沖壓噴管壓力出口邊界,對稱面和固體壁面邊界,數值計算所采用的計算參數見表1。

表1 計算參數

3 計算結果與分析

圖4、圖5所示為工況1、工況2各截面總壓、總溫曲線。由圖可知,工況1的總壓與總溫明顯高于工況2,如果以補燃室出口截面總壓為基準,則計算條件下工況1的性能比工況2要高8.1%左右。從圖5可以看出工況1起始4個截面的總溫增加速度比工況2要快,說明在工況1中補燃室頭部區域摻混燃燒的效果較好,這進一步提高了后續區域硼粒子點火燃燒的幾率。

圖4 工況1和工況2補燃室沿程截面總壓變化曲線

但從圖6和圖7的對比可知,相同計算條件下工況1的壁面溫度要遠遠高于工況2的壁面溫度,這會給長時間工作的補燃室熱防護系統帶來較大的壓力。因此考慮以工況2為參考,通過改變一次燃氣的噴射方式,改善補燃室內的摻混燃燒,希望在保持壁面溫度較低的情況下提升其二次燃燒性能。

圖8、圖9所示為工況3～工況7各截面總壓、總溫曲線。由圖可知,工況4的總壓與總溫要高于其它工況,因此工況4的性能是這幾個工況中最好的。各工況總壓與總溫的變化趨勢基本一致,沿補燃室長度方向,在補燃室頭部區域總壓下降劇烈,這是因為在這一區域,燃氣與空氣在此相遇,發生摻混,出現渦旋,動能損失較大所致;在補燃室中下游區域總壓下降平緩,在這一段區域的總壓損失主要是摩擦和加熱引起的;噴管部分,即在補燃室出口截面和尾噴管出口截面之間,總壓下降劇烈,這主要是摩擦、加熱和超聲速流場不均勻造成的損失。以工況4為例,以補燃室頭部截面總壓數據為參考,在這三段區域內,總壓下降幅度分別為2.35%、8.13%和21.66%。總溫在補燃室長度方向上呈上升趨勢,這是因為隨著流動的繼續,使得燃燒更加充分。

圖5 工況1和工況2補燃室沿程截面總溫變化曲線

圖6 工況1補燃室壁面溫度分布

圖7 工況2補燃室壁面溫度分布

工況3和工況4從結構上看只是燃氣導管直徑有所不同,但工況4的性能明顯高于工況3,如果以補燃室出口截面總壓為基準,則計算條件下工況4的性能比工況3要高2.3%左右。說明燃氣導管直徑對補燃室二次燃燒性能有一定的影響,文中的計算條件下燃氣導管直徑增大較為有利,但燃氣導管的最大直徑受總體結構限制存在極限值。

圖8 不同燃氣進口條件下補燃室沿程截面總壓變化

圖9 不同燃氣進口條件下補燃室沿程截面總溫變化

圖10 工況4補燃室沿程截面溫度云圖

圖11 工況4補燃室壁面溫度云圖

圖10和圖11分別為工況4的補燃室沿程截面和壁面溫度云圖,從中可以看出,高溫區主要集中在補燃室軸線附近區域,隨著流動的繼續,溫度場在噴管出口附近逐漸趨于平均;空氣由進氣道流入,沿軸線方向緊貼補燃室內壁面流動,因此這一側的補燃室

壁面溫度明顯低于其它部位,隨著流動的進行,空氣不斷與高溫燃氣發生摻混燃燒,高溫區域逐漸向徑向擴散,總體而言壁面高溫區域比工況2有所擴大,但比工況1要小得多。

為了進一步對比不同工況的摻混燃燒性能,對不同工況的相對比沖數據進行分析,見表2和表3。

從表2、表3中可以看出,在飛行狀態15 km、2.8Ma,如果以工況2基準狀態作為比較基礎,則工況1的比沖要比工況2高28%,而在飛行狀態20 km、3.6Ma其比沖增益更是高達34.5%,說明進氣道出口的結構形式對補燃室二次燃燒性能有重大影響。

表2 發動機性能處理數據表(15 km,2.8 Ma)

表3 發動機性能處理數據表(20 km,3.6 Ma)

由表2可知,不同燃氣噴口改進方案均能夠有效提升工況2的性能,由表3可知,在飛行狀態15 km、2.8Ma下采用的性能提升手段到了飛行狀態20 km、3.6Ma下同樣有效,而且效果更好,因此對采用高空巡航彈道的發動機而言預計可以大大提高全彈的性能指標。

4 結論

通過文中的仿真分析,可得如下結論:

1)工況2原始狀態的性能要遠遠低于工況1的性能,說明進氣道出口結構形式對補燃室二次燃燒性能有重大影響;

2)在保持進氣道出口結構不變的條件下通過合理配置一次燃氣噴射方式可以在一定程度上提升工況2的二次燃燒性能,當采用文中的提出的布局方式時,在飛行狀態15 km、2.8Ma下最大可提升20.2%;

3)對文中研究的固沖發動機結構形式來說,空氣和燃氣進入補燃室的方式均會對摻混燃燒造成影響,相對而言空氣的進入方式影響更為強烈,因此需要從結構上仔細優化空氣和燃氣的進入方式,通過兩者的相互配合獲得較好的摻混燃燒效果。

參考文獻:

[1] 王同輝, 白濤濤, 莫展, 等. 特型燃氣噴口對補燃室摻混燃燒的影響 [J]. 彈箭與制導學報, 2015, 35(2): 97-100.

[2] 單睿子, 曹軍偉, 莫展, 等. 基于試驗設計的固體火箭沖壓發動機燃燒效率規律研究 [J]. 航空學報, 2015, 36(9): 2859-2868.

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

[4] 胡建新, 夏智勛, 方丁酉, 等. 進氣道位置對含硼推進劑固體火箭沖壓發動機性能的影響 [J]. 推進技術, 2007, 28(1): 50-54.

[5] XIA Zhixun, HU Jianxin, FANG Dingyou, et al. Combustion study of the boron particles in the secondary chamber of ducted rocket: AIAA 2006-4445 [R]. [S.l.:s.n.]，2006.

[6] VANKA S P, CRAIG R, STULL F D. Mixing, cheimical reaction and flow field development in ducted rockets[J]. Journal of Propulsion and Power, 1986, 2(4):331-338.

[7] 胡建新, 夏智勛, 郭健, 等. 空燃比對含硼固沖發動機補燃室燃燒影響 [J]. 固體火箭技術, 2008, 31(2): 125-128.

[8] 陳林泉, 毛根旺, 霍東興, 等. 燃氣噴射方式對沖壓發動機補燃室摻混效果的影響 [J]. 固體火箭技術, 2005, 28(1): 40-43.

[9] 趙春宇, 李斌, 鞠玉濤. 環向進氣固體火箭沖壓發動機補燃室流場數值模擬 [J]. 彈箭與制導學報, 2008, 28(2): 136-138.

[10] 王希亮, 孫振華, 馬高建, 等. 頭部兩側進氣固沖發動機補燃室內流場研究 [J]. 航空兵器, 2011(5): 51-55.