旋流式摻混結構對補燃室二次燃燒性能的影響*

陳志明, 周小旭, 張 鑫, 白濤濤, 曹軍偉

(中國空空導彈研究院, 河南洛陽 471009)

旋流式摻混結構對補燃室二次燃燒性能的影響*

陳志明, 周小旭, 張 鑫, 白濤濤, 曹軍偉

(中國空空導彈研究院, 河南洛陽 471009)

文中設計了兩種新型旋流式固沖發動機補燃室摻混結構,對該摻混結構作用下補燃室摻混燃燒流場進行了數值研究。分析了旋流式摻混結構對補燃室中摻混燃燒的影響,并與兩種基準補燃室摻混結構的計算結果進行了對比分析。結果表明:旋流式摻混結構能夠強化補燃室中的摻混燃燒效果,大幅提升固沖發動機補燃室的特征速度,且補燃室總壓恢復系數滿足設計需求,但補燃室內的旋流流動在一定程度上會削弱沖壓噴管的做功能力。

固體火箭沖壓發動機;補燃室;旋流;摻混燃燒;特征速度

0 引言

整體式固體火箭沖壓發動機(簡稱“固沖發動機”)具有結構簡單、工作可靠、維護使用方便等優點,同時又具有比固體火箭發動機高得多的能量,這對在體積和質量方面有嚴格限制的機載導彈來說更有吸引力。固沖發動機二次燃燒性能是其總體性能的決定因素之一。當前在固沖發動機二次燃燒方面的研究主要集中在燃燒模型改進、空氣進氣形式、燃氣噴口位置和數量以及特型燃氣噴口等方面[1]。此外,在旋流沖壓燃燒室設計方面的研究主要側重于將旋流葉片放置在旁側進氣道中形成旋流空氣進氣[2-4]、改變旁側空氣進氣補燃室中燃氣和空氣進氣角度或在燃氣噴口設置旋流裝置形成旋流[5-6]、在旁側空氣進氣補燃室頭部設置錐形旋流裝置[7]、在中心進氣補燃室的空氣和燃氣進氣口直接給出空氣和燃氣旋流[8]等方面,這些研究均能使補燃室二次燃燒性能有一定的提升。

文中在某頭部環形進氣且要求小長徑比補燃室固沖發動機的補燃室摻混結構設計中,綜合旋流和橫向射流[9-10]的流動結構提出了一種新型旋流式摻混結構,以期實現小長徑比補燃室高效的二次燃燒性能。采用數值計算的方法對該頭部環形進氣固沖發動機補燃室旋流式摻混結構作用下的流場進行摻混燃燒仿真計算,并與基準摻混結構的計算結果進行對比,分析使用旋流式摻混結構對固沖發動機補燃室中摻混燃燒效果的影響,為某頭部環形進氣固沖發動機的設計提供參考。

1 物理模型

1.1 固沖發動機模型

文中的研究基于地面連管試驗用頭部環形進氣固沖發動機模塊化樣機并進行適當簡化,其中進氣道和燃氣發生器取部分模型,補燃室的長徑比為4。該模型的主要組成部分包括:進氣道(部分)、燃氣發生器(部分)、摻混結構、補燃室和沖壓噴管,具體結構見圖1。

1.2 摻混結構方案模型

文中設計的旋流式摻混結構方案和基準方案具體結構見圖2,在摻混結構設計時考慮到來流空氣進入補燃室的突擴損失,在空氣入口處設置一個錐形擴張角,空氣旋流葉片安裝在擴張錐面上。考慮到旋流空氣的流動損失,根據補燃室結構尺寸確定旋流葉片的數量、葉型、軸向長度和導向角等。

case1為空氣旋流與燃氣橫向射流組合結構方案,空氣經擴張錐和旋流葉片旋轉進入補燃室,燃氣經拉瓦爾噴管進入與補燃室共軸的柱形燃氣分配器并經4個沿徑向均布的燃氣導管進入補燃室與來流空氣摻混燃燒,為防止燃氣直接噴射到補燃室壁面上造成結構破壞,在結構允許的情況下適當增大燃氣導管直徑。case2為空氣、燃氣反向雙旋流動與橫向射流組合結構方案,在case1的基礎上將燃氣導管設置在柱形燃氣分配器的切向,與來流空氣旋向相反。case4為基準模型,空氣沿錐形擴張通道直接進入補燃室,燃氣在補燃室中心軸處經一個拉瓦爾噴管進入補燃室。case3在基準模型的基礎上對燃氣進口進行改型設計,燃氣通過與補燃室軸向有一定夾角的4個燃氣導管進入補燃室。

2 計算模型及驗證

固沖發動機補燃室內流動、摻混和燃燒過程極其復雜,真實模擬其中的三維兩相化學反應流場是不現實的,為簡化計算文中采用文獻[1]中的計算模型,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和效率,采用混合網格生成技術,網格如圖3所示。

為驗證該計算模型的可信度,采用上述模型對頭部環形進氣固沖發動機補燃室同一批次裝藥的兩次地面連管試驗做了相應的數值計算,并與連管試驗結果進行對比,見表1。可見計算結果的尾部靜壓和特征速度均大于試驗結果,其中試驗1計算的尾部靜壓和特征速度與試驗結果相比分別高出9.27%和9.76%,試驗2分別高出7.28%和7.27%,均在10%以內。這表明文中采用的數值計算方法有較高的精度,且計算結果與試驗結果的規律性一致,可以用于頭部環形進氣固沖發動機補燃室摻混燃燒的性能研究。

表1 數值計算結果與試驗結果對比

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,一次燃氣組分通過熱力計算獲得。數值計算所采用的主要參數見表2。

表2 計算參數

3 計算結果與分析

圖4為在不同摻混結構作用下補燃室沿程截面質量平均總溫分布圖,其中軸向距離L=0 mm的位置為旋流葉片出口相對應的位置。可以看出case1和case2在補燃室頭部摻混燃燒較為充分,在L=150 mm時總溫均超過1 250 K,而case3約為900 K,case4僅接近750 K。隨著流動的發展case1和case2的總溫呈先迅速增大后緩慢增大的趨勢,在L=500 mm時分別大于1 700 K和1 800 K,而case3和case4呈均勻緩慢增大的趨勢。在補燃室尾部case2的總溫接近1 900 K,case1略大于1 800 K,而case3和case4分別略大于1 350 K和1 200 K。

從圖5可以看出case1和case2在補燃室頭部總壓下降較快,隨著流動的發展呈先快速下降后緩慢下降的趨勢,而case3和case4呈緩慢下降的趨勢,可見在補燃室中引入旋流加大了總壓損失。在來流條件相同的條件下,由于燃燒性能的差異,補燃室尾部總壓由大到小為case2、case1、case3和case4,這在另一方面印證了圖4的結果。

如圖6所示,在補燃室頭部L=150 mm截面處case1、case2和case3均形成了4個高溫燃燒區域,其中高溫燃燒區域面積case2最大,case1次之,case3最小,且case3的高溫燃燒區域中有相對低溫區域,可見旋流促進了補燃室頭部空氣和燃氣的摻混和燃燒,旋轉的空氣對橫向燃氣射流施壓,在補燃室頭部環形通道內形成4個橫向射流渦系,而燃氣與空氣的反向對流流動又進一步強化了空氣與燃氣的相互作用。case4的燃氣射流核心區域還存在沒有燃燒的區域。

隨著流動的發展,在補燃室中部截面L=500 mm處case1和case2在整個截面上仍然有4個高溫燃燒區域,其中case1截面中心有一較大的圓形相對低溫區域,而case2在截面中心處出現旋渦狀的高溫燃燒區域。case3的4個高溫燃燒區域增大并且相對低溫區域消失,但相對位置沒有改變,case4中心高溫燃燒區域也增大,燃氣射流核心區域未燃燃氣消失,但仍有相對低溫區域。case3和case4截面上仍存在大面積的低溫純空氣區域。在補燃室尾部L=880 mm截面處case2溫度分布最為均勻,case1截面中心處仍然有圓形相對低溫區域,case3的高溫燃燒區域增大且相對位置固定不變,case4中心高溫燃燒區域增大且其中的相對低溫區域消失,但case3和case4截面上依然有較大面積的低溫純空氣區域。

由此可見空氣旋轉流動和燃氣橫向并與空氣相對流動在補燃室頭部形成4個穩定的高溫燃燒區域,實現局部的點火和燃燒,隨著流動的發展形成的4個高溫燃燒區域與旋流空氣進一步摻混和燃燒,最終在補燃室出口處形成溫度較為均勻的高溫燃氣氣團,極大的提升了補燃室的摻混燃燒效率。

表3為不同摻混結構作用下補燃室的特征速度和總壓恢復系數。可見case2的特征速度最高,相對于基準模型case4提升了26.6%,case1相對于基準模型提升了24.5%,而case3僅提升6.8%。但case1和case2的總壓恢復系數相對較低,這是由于空氣旋流流動和橫向射流渦系的存在增大了補燃室內的流動和摻混損失,較好的摻混燃燒效果增大了補燃室內的熱阻損失,但其補燃室總壓恢復系數在0.9附近,能夠滿足固沖發動機補燃室的設計需求。

表3 特征速度及補燃室總壓恢復系數

圖7、圖8和圖9分別為不同摻混結構作用下補燃室出口截面沿直徑的軸向、徑向和切向速度分布圖,可見case1、case2和case3的軸向速度均出現雙峰特征,且case3的峰谷最低,只有case4呈現單峰特征,可見引入旋流后補燃室出口截面沿直徑方向的軸向速度分布更加分散,形成環形的高速區域。四種摻混結構作用下補燃室出口截面處的徑向速度分布相近,均形成環形高速區域。引入旋流后補燃室出口截面處有相對較大的切向速度,且形成環形的高速區域,最高切向速度達到102量級。

由圖10可見四種摻混結構作用下均在補燃室中心軸附近出現低壓極值點,但旋流作用下的低壓極值點峰谷更深。可見在引入旋流后由于切向速度引起的離心作用使得補燃室中心軸附近形成相對低壓區域。由于切向速度的離心作用,當旋轉高溫燃氣流出沖壓噴管時會進一步向四周發散,這在一定程度上削弱了其做功能力,因而在旋流式摻混結構設計時,在提升補燃室二次燃燒性能的同時要盡可能減小其對沖壓噴管做功能力的影響,這將成為其工程化應用中需要注意的關鍵點。

4 結論

根據以上分析可以得出如下結論:

1)在環形空氣進氣條件下使空氣旋轉進入補燃室,同時使燃氣沿與補燃室中心軸同軸的柱形燃氣分配器切向與空氣反向旋轉進入補燃室能夠大幅提升補燃室的摻混燃燒性能,但會在一定程度上降低補燃室的總壓恢復系數;

2)使用case1摻混結構的補燃室特征速度較case2小,但其總壓損失與case2相當,可見在空氣旋轉進入補燃室而燃氣僅以橫向射流流態與旋流空氣摻混也能達到較高的補燃室摻混燃燒效果;

3)在補燃室中引入旋流后使得其出口截面沿直徑方向的軸向速度分布更加分散,形成環形的高速區域;

4)在補燃室中引入旋流后由于切向速度的離心作用,當旋流高溫燃氣流出沖壓噴管時會進一步向四周發散,這在一定程度上削弱了沖壓噴管的做功能力。

[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] STIU M, QIU X Y, YU Q, et al. A new vane swirler as applied to dual-inlet side-dump combustor: AIAA 92-3654[R]. [S.l.:s.n.],1992.

[3] 馮喜平, 董韜, 李進賢, 等. 側向旋轉射流進氣對固沖發動機性能的影響 [J]. 固體火箭技術, 2008, 31(6): 591-598.

[4] 王洪遠, 徐義華, 胡旭, 等. 空氣旋轉進氣對含硼固體沖壓發動機二次燃燒性能影響的研究 [J]. 兵工學報, 2015, 36(4): 619-625.

[5] 李強, 胡春波, 何洪慶, 等. 切向旋流對SRR補燃室內氣流摻混影響 [J]. 推進技術, 2003, 24(4): 300-302.

[6] 劉杰, 李進賢, 馮喜平, 等. 旋轉射流對含硼固體火箭沖壓發動機二次燃燒的影響 [J]. 推進技術, 2011, 32(3): 355-382.

[7] WU Pei-Kuan, CHEN Ming-Hsiung, CHEN Tzong H，et al. Flowfields in a side-inlet ducted ramrocket with/without swirler: AIAA 95-2478 [R].[S.l.:s.n.],1995.

[8] 馮喜平, 董韜, 李進賢, 等. 中心進氣旋轉射流沖壓燃燒室湍流流動數值模擬 [J]. 固體火箭技術, 2007, 30(3): 196-200.

[9] 王衛東. 橫噴射流與空氣混合增強的試驗研究 [J]. 推進技術, 1998, 19(3): 52-56.

[10] 林宇震, 李林, 張弛, 等. 液體射流噴入橫向氣流混合特性研究進展 [J]. 航空學報, 2014, 35(1): 46-57.

TheEffectsofSwirlMixingStructureontheSecondCombustionPerformanceofAfterburningChamber

CHEN Zhiming, ZHOU Xiaoxu, ZHANG Xin, BAI Taotao, CAO Junwei

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang, 471009, China)

In this paper two new afterburning chamber mixing structures of swirl solid rocket ramjet were designed, and the numerical simulation of the mixed combustion flow field of afterburning chamber under the action of the mixed structure was carried out. The effects of swirl mixing structures on mixed combustion in the afterburning chamber were analyzed and compared the calculation results with two reference afterburning chamber mixing structures. The results showed that swirl mixing structure could strengthen the the effect of the mixed combustion in the combustion chamber, and greatly enhance the characteristic velocity of solid rocket ramjet afterburning chamber. The total pressure recovery coefficient of the combustion chamber meets the design requirements, but the swirling flow in the afterburning chamber would weaken the function of ramjet nozzle force to a certain extent.

solid rocket ramjet; afterburning chamber; cyclone; mixing and combustion; characteristic velocity

V438

A

2016-07-20

陳志明(1987-),男,河南嵩縣人,工程師,碩士,研究方向:固體火箭沖壓發動機設計技術。