空氣進氣畸變指數對固沖補燃室燃燒性能的影響

張喆 陳志明 張磊揚 郝雯

摘要：本文探討了空氣進氣畸變指數對雙水平進氣布局固體火箭沖壓發動機補燃室的性能影響。由于在不同工作姿態下，固體火箭沖壓發動機進氣道出口截面的流場結構不同，設計對應不同進氣道流場結構的空氣進氣畸變模擬裝置。根據進氣畸變圖譜形狀和畸變指數兩個重要因素進行方案設計，并采用數值計算的方法，對不同空氣畸變圖譜、進氣堵塞比的補燃室摻混燃燒性能進行仿真分析。結果表明，相對于基準工況，隨著堵塞比的增大，補燃室的總壓恢復系數呈現出先小幅減小后快速減小的趨勢；在相同畸變圖譜下，隨著堵塞比的增大，補燃室溫升效率基本呈現先小幅減小后增大的趨勢，且堵塞比在42%時溫升效率均低于無畸變情況下的基準工況。

關鍵詞：固體火箭沖壓發動機；進氣道；補燃室；進氣畸變指數

中圖分類號：TP391.9文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.004

固體火箭沖壓發動機把固體火箭發動機和吸氣式發動機結合在一起，具有比沖高、結構緊湊、機動性好、可靠性高的優點[1-3]。進氣道作為固沖發動機的關鍵部件之一，其性能和工作狀態對固沖發動機補燃室的燃燒性能有很大影響，固沖發動機進氣道出口流場的畸變效應，會傳遞到補燃室，發動機也更容易發生不穩定燃燒、進氣道回火等故障[4-10]。因此，在進行固沖發動機設計時需要關注空氣進氣畸變對補燃室摻混燃燒性能的影響[11]。

固體火箭沖壓發動機復雜的進氣道型面會導致燃燒室入口存在較大的流場畸變。為探討空氣進氣畸變對燃燒性能的影響，采用畸變模擬裝置替代進氣道模擬燃燒室入口流場。現有空氣進氣畸變裝置多以航空發動機為研究對象，其中插板式畸變模擬裝置因其具有結構簡單、通用性好等優點而被普遍應用[12]。除此之外，進氣畸變模擬裝置還包括金屬網、多層板及擾流板等結構。然而這些進氣畸變模擬裝置雖在畸變度大小的模擬上都與實際流場存在較高的一致性，但其對流場分布的模擬度都相對較差[13-14]。

在固沖發動機中，進氣道與燃燒室緊鄰，進氣道出口流場分布規律直接影響燃燒室性能，本文設計了相應的固沖發動機補燃室進氣畸變模擬裝置，對應進氣道出口截面的不同流場結構，以此研究空氣進氣畸變對雙水平進氣固沖發動機補燃室摻混燃燒性能的影響，為固體火箭沖壓發動機的設計提供技術支撐。

1物理模型

1.1固沖發動機模型

本文所用物理模型以雙水平進氣布局固沖發動機補燃室為研究對象[15]，如圖1所示。取1/2模型進行計算，該模型僅將固沖發動機補燃室空氣進氣彎頭前的等直延長段作為空氣進氣通道，為避免進氣道帶來的耦合影響，在模型中不考慮進氣道?？諝膺M氣畸變模擬裝置安裝于補燃室空氣進氣的等直延長段內，距彎頭進口約為3倍等效直徑。

1.2畸變裝置設計

空氣進氣畸變主要有分布圖譜和畸變指數兩個具體指標，用以衡量進氣道出口截面上氣流的不均勻程度。本文中，進氣畸變模擬裝置采用多個條板堵塞來流的設計方式，通過改變條板的數量、位置和寬度來調節畸變圖譜形狀和畸變指數。

雙水平進氣布局固沖發動機進氣道出口總壓恢復系數分布分別呈單點峰和條形峰兩種狀態，且即使在無側滑工況下峰值在截面上的位置也稍有差異。本文設計了與補燃室徑向呈30o的斜條峰馬赫數Ma分布圖譜（簡稱30）和與補燃室徑向呈45o的近角區單點峰馬赫數Ma分布圖譜（簡稱45）?；诖诉M行不同畸變指數對固沖發動機燃燒室性能的影響研究，如圖2所示。

圖2中空氣進氣截面上藍色部分為流通區域，灰色部分為堵塞區域。堵塞比是指氣流流動垂直方向上堵塞區域的截面面積與總截面面積的比值，本文通過設置不同的堵塞比來調整空氣進口畸變指數的變化，針對兩種畸變圖譜分別設計了5種堵塞比，分別為18%、28%、42%、56%和66%。

1.3計算模型及邊界條件

固體火箭沖壓發動機的燃燒為復雜的湍流多相非預混燃燒，因此在進行數值模擬時需要對固沖發動機補燃室的燃燒過程進行一定的假設和簡化。本文采用PDF湍流燃燒計算模型。

本文采用ICEM CFD16.0軟件對計算區域進行網格劃分，采用混合網格生成技術，可大大減少網格數量，從而提高計算的精度和效率。對摻混裝置之前的部分和畸變模擬裝置的部分采用非結構網格，其余部分均采用結構化網格，網格數量約為135萬，如圖3所示。

計算模型的入口邊界條件為空氣、燃氣質量入口，出口邊界條件為沖壓噴管壓力出口，其余邊界條件為對稱面和固體壁面邊界，具體邊界條件見表1。

1.4截面位置分布

本文將流向方向定義為X軸方向，分別選取固沖發動機補燃室進氣彎頭內沿流向依次作為彎頭進口截面、彎頭出口截面1、彎頭出口截面2。同時將X=0mm作為補燃室頭部，在固沖發動機補燃室內截取6個截面，截面位置分別為250mm、350mm、450mm、550mm、700mm、900mm。其中，X為250mm的截面位于空氣進口下游附近，X為900mm的截面為燃燒室出口附近，截面位置圖如圖4所示。

2計算結果分析

為分析空氣進氣畸變對固體火箭沖壓發動機補燃室燃燒性能的影響，首先計算了空氣進氣堵塞比與畸變指數的對應關系，并對不同畸變指數和畸變圖譜下的總壓恢復系數、補燃室溫升效率及沿程截面靜溫分布進行計算。

2.1畸變指數和堵塞比的對應關系

通過仿真計算得到空氣進氣堵塞比和畸變指數之間的對應關系，如圖5所示，可以看出，隨著堵塞比的增大，30畸變圖譜的Ma畸變指數呈先緩慢增大、再迅速增大、后緩慢增大的趨勢，而其總壓畸變指數呈緩慢增大的趨勢。45畸變圖譜的Ma畸變指數變化趨勢與30畸變圖譜相近，但在堵塞比大于56%時存在拐點，而其總壓畸變指數與30畸變圖譜類似，呈緩慢增大的趨勢，但增速相對較大，且在堵塞比大于56%時也存在拐點。

兩種畸變圖譜時總壓畸變指數隨堵塞比增大的增速相對于Ma畸變指數較小，在堵塞比小于等于56%時畸變指數與堵塞比呈一一對應關系。

2.2不同畸變指數時總的影響分析

不同畸變指數（為方便對比，在此采用堵塞比參數）時補燃室溫升效率和總壓恢復系數，如圖6所示，可以看出：相對于基準工況，30畸變圖譜時隨著堵塞比的增大補燃室溫升效率呈現出先小幅減小后增大又減小的趨勢，在堵塞比為56%時高出4.5%左右；45畸變圖譜時隨著堵塞比的增大補燃室溫升效率呈現先減小、后基本持平、再增大、最后又減小的趨勢，在堵塞比為28%和42%時降低3.5%。

兩畸變圖譜時，相對于基準工況，隨著堵塞比的增大，補燃室總壓恢復系數呈現出先小幅減小、后快速減小的趨勢，且45畸變圖譜時的減小速率較大，在堵塞比大于56%時存在拐點，相對基準工況最大減小8%左右，可見隨著堵塞比的增大，彎頭內局部高速流動增大了總壓損失。

2.3不同畸變圖譜時總的影響分析

30畸變圖譜和45畸變圖譜在不同畸變指數時補燃室沿程截面溫升效率和總壓恢復系數，如圖7和圖8所示，可以看出：畸變指數不同時，補燃室的沿程溫升效率變化趨勢基本相同，均呈現逐漸升高的趨勢；在堵塞比大于等于42%時，在補燃室上游沿程截面溫升效率增速較高，而在補燃室下游增速較低，在補燃室出口截面溫升效率相對其余工況較高。

畸變指數不同時，補燃室沿程總壓恢復系數變化趨勢基本相同，均呈現先快速減小再緩慢減小的趨勢。

2.4補燃室截面靜溫分布圖

2.4.1 30畸變圖譜

30畸變圖譜在不同堵塞比時補燃室沿程截面靜溫分布圖，如圖9所示，可以看出：在堵塞比小于等于28%時，隨著堵塞比的增大，由于空氣進氣的不均勻性增大，補燃室沿程截面的高溫區域逐漸向補燃室一側偏移，但與基準工況差異不大，使得補燃室溫升效率和總壓恢復系數均相對于基準工況小幅減小。

在堵塞比大于等于42%時，隨著堵塞比的增大，彎頭內空氣高速流動區域更加集中，在彎頭內回流區域的擠壓下，補燃室沿程截面的高溫區域逐漸向與堵塞比小于等于28%時相反的補燃室一側偏移，且由于空氣進氣高Ma區域相對集中，使得空氣和燃氣相互作用逐漸增強，進而導致補燃室溫升效率逐漸增大，總壓恢復系數逐漸減小。

總的來說，對于補燃室沿程截面出現高溫區域不對稱的情況，是由于在空氣進氣畸變的影響下，空氣入口截面上的Ma分布不均勻，同時在彎頭內出現一定的回流區域，從而導致有一部分空氣先進入補燃室，將燃氣射流壓向一側。

2.4.2 45畸變圖譜

45畸變圖譜補燃室沿程截面靜溫在不同堵塞比時的分布圖，如圖10所示，可以看出：由于45畸變圖譜相對于30畸變圖譜彎頭內高速流動區域更加偏向于一側壁面，隨著堵塞比的增大，補燃室沿程截面的高溫區域逐漸偏向補燃室一側壁面，空氣和燃氣相互作用逐漸增強，使得補燃室總壓恢復系數逐漸降低；此外，高溫區域不均勻性在一定程度上會減小空氣與燃氣相互作用面積，這兩種作用使得補燃室溫升效率隨堵塞比增大呈現出先小幅減小、后基本持平、再增大，最后再減小的趨勢。

3結論

通過不同畸變指數對于補燃室性能的影響分析，可以得到以下結論：

（1）兩種畸變圖譜時總壓畸變指數隨堵塞比增大的增速相對于Ma畸變指數較小，在堵塞比小于等于56%時畸變指數與堵塞比呈一一對應關系。

（2）兩種畸變圖譜種，隨著堵塞比的增大，補燃室溫升效率呈現出先小幅減小后增大的趨勢，補燃室總壓恢復系數呈現出先小幅減小，后快速減小的趨勢。同時，二者均在堵塞比56%時出現拐點，隨著堵塞比的增大，彎頭內局部高速流動增強。

（3）兩畸變圖譜時，隨著堵塞比的增大，補燃室的沿程溫升效率和總壓恢復系數的變化趨勢基本相同，畸變指數變化對沿程截面溫升效率和總壓恢復系數的影響較小。

（4）兩畸變圖譜時，隨著堵塞比的增大，補燃室沿程截面的高溫區域逐漸向補燃室一側偏移，是由于在空氣進氣畸變的影響下，空氣入口截面上的Ma分布不均勻，彎頭內出現回流區域，也會導致部分空氣先進入補燃室將燃氣射流壓向一側。同時，彎頭內高速流動區域在45畸變圖譜中更加偏向一側壁面，使得其補燃室沿程截面的高溫區域對稱性相較30畸變圖譜更差。

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Effects of Inlet Distortion Index on the Performance of Post-Combustion in After-Burning Chamber of Solid Ramjet

Zhang Zhe，Chen Zhiming，Zhang Leiyang，Hao Wen China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China

Abstract： This paper studies the influence of air intake distortion index on the performance of the after-burning chamber of a solid ramjet with double horizontal intake. Due to the flow field structure of outlet section of inlet under different working attitude of ramjet， a corresponding air inlet distortion simulation device is designed. The scheme is designed for the two important factors of the air intake distortion atlas form and the distortion index， and numerical calculation method is used to simulate and analyze the after-burning combustion performance of the combustion chamber with different air intake distortion atlas form and air intake blockage ratio. Results show that relative to the working condition of the benchmark， the total after-burning chamber pressure recovery coefficient slightly decreases first and then rapidly along with the increase of the blockage. Under the same distortion atlas form， the efficiency of temperature rise of after-burning chamber shows a trend of slightly decrease and then increase with the increase of the blockage. When the blockage ratio arrives at 42%， the efficiency of temperature rise is lower than the benchmark condition without distortion.

Received： 2021-10-15；Revised： 2021-11-25；Accepted： 2021-12-25