固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一體化燃燒特性數(shù)值分析

馮欽， 林智， 邵博， 王紀(jì)林

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院， 西安 710089； 2.四川航天系統(tǒng)工程研究所， 成都 610199； 3.西南技術(shù)工程研究所， 重慶 401329)

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)因具有比沖高、射程較遠(yuǎn)等優(yōu)勢而愈來愈受到重視[1-3]，廣大科研工作者對其性能與工作過程進(jìn)行了深入的研究。

牛楠等[4]分析燃?xì)饬髁孔兓瘜δ畴p下側(cè)二元進(jìn)氣道布局固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，其研究結(jié)果表明增加燃?xì)饬髁靠商岣咄屏Γ珪?huì)縮小比沖，小燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)時(shí)，補(bǔ)燃室內(nèi)流場結(jié)構(gòu)不會(huì)發(fā)生顯著變化。牛楠等[5]通過對某進(jìn)氣道X型布局固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，其結(jié)果表明，隨著燃?xì)饬髁繙p少，推力呈線性趨勢減小。此外，通過彈身、進(jìn)氣道與補(bǔ)燃室的一體化流場在固定燃?xì)饬髁繒r(shí)進(jìn)行數(shù)值仿真，分析表明空燃比不變時(shí)，攻角的增大，進(jìn)氣道捕獲空氣流量增加；為保持空燃比不變，因此燃?xì)饬髁考哟螅l(fā)動(dòng)機(jī)推力提高。

孫興等[6]研究了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁考皣姽芎聿侩p變量調(diào)節(jié)對于發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，結(jié)果表明雙變量調(diào)節(jié)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比沖性能顯著優(yōu)于采用單變量 調(diào)節(jié)的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，且雙變量調(diào)節(jié)可改善發(fā)動(dòng)機(jī)在高空下的喘振等不穩(wěn)定工作狀態(tài)。李唯暄等[7]研究了旋流燃燒室構(gòu)型對固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自持燃燒性能的影響，仿真以及實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在旋流工況下，相對臺(tái)階高度對火焰穩(wěn)定以及燃燒特性有顯著影響。王金金等[8]研究了雙側(cè)180°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)與雙下側(cè)90°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)對固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒及燒蝕的影響，研究結(jié)果表明，雙側(cè)180°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)有利于補(bǔ)燃室的摻混與二次燃燒，燃燒效率可達(dá)到90%，而雙下側(cè)90°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)的總?cè)紵手挥?4%。

單睿子等[9]通過對補(bǔ)燃室非均勻流場的分析，研究表明非均勻流場導(dǎo)致計(jì)算截面上的實(shí)際滯止參數(shù)與理論計(jì)算數(shù)據(jù)存在加大的差異，同時(shí)提出以噴管總壓恢復(fù)系數(shù)為基礎(chǔ)的修正系數(shù)獲得考慮非均勻流場影響的推力估算方法。王希亮等[10]從燃?xì)鈬娚浞绞綄ρa(bǔ)燃室摻混燃燒流場進(jìn)行仿真研究，結(jié)果證實(shí)，多孔燃?xì)鈬娚淇梢蕴岣甙l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率和比沖，比沖最大可提升20%。

Hisahiro等[11]對變流量固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值分析，結(jié)果證明補(bǔ)燃室頭部的燃?xì)夥植紝Πl(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率和推力有較大影響，改善補(bǔ)燃室頭部的富燃狀態(tài)可有效提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力。Kim等[12]對不同進(jìn)氣方式下的固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行數(shù)值分析，結(jié)果表明四進(jìn)氣方案的燃燒室燃燒效率最高。Park等[13]采用數(shù)值方法分析補(bǔ)燃室?guī)缀涡螤詈退俣缺葘ρa(bǔ)燃室內(nèi)流動(dòng)的影響，其結(jié)果表明補(bǔ)燃室回流區(qū)的大小受進(jìn)氣道軸向入口位置影響。Teng等[14]對軸對稱沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道下游燃?xì)饬鲃?dòng)畸變現(xiàn)象進(jìn)行分析，結(jié)果表明：通過在進(jìn)氣道下游加裝氣動(dòng)格柵，可以獲得相對均勻的燃燒氣流，但同時(shí)會(huì)導(dǎo)致總壓損失的增大。

綜上所述，國內(nèi)外對進(jìn)氣道與補(bǔ)燃室一體化的耦合分析過程中，重點(diǎn)研究進(jìn)氣道位置以及燃?xì)饬髁孔兓瘜θ紵阅艿挠绊懀狈ρa(bǔ)燃室燃?xì)馍淞魑恢米兓约斑M(jìn)氣道補(bǔ)燃室過渡連接方式變化對發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能的研究。為此，現(xiàn)采用通用計(jì)算流體力學(xué)軟件對固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道補(bǔ)燃室一體化流場進(jìn)行仿真計(jì)算，通過改變補(bǔ)燃室燃?xì)馊肟诹髁俊w行攻角、進(jìn)氣道補(bǔ)燃室過渡連接方案，對補(bǔ)燃室內(nèi)流場特性、燃?xì)馊紵省l(fā)動(dòng)機(jī)推力與比沖等進(jìn)行分析，為新型固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)耦合燃燒機(jī)理的研究奠定理論基礎(chǔ)。

1 物理模型和計(jì)算方法

1.1 物理模型

仿真所計(jì)算的物理模型為某大直徑固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，該發(fā)動(dòng)機(jī)為壅塞式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，采用兩側(cè)180°進(jìn)氣方式，進(jìn)氣道為二元混壓式進(jìn)氣道。

結(jié)構(gòu)如圖1所示，包括進(jìn)氣道、補(bǔ)燃室以及噴管等區(qū)域。其中，補(bǔ)燃室直徑為D，進(jìn)氣道后置距離為0.12D，進(jìn)氣道入口截面為矩形，長1.05D、寬0.35D。噴管喉徑0.7D，擴(kuò)張比1.2。其中，考慮發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)對稱性，僅選取計(jì)算對象1/2完成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。進(jìn)氣道頭部遠(yuǎn)場入口規(guī)劃較小，在保證計(jì)算準(zhǔn)確度的前提下使用笛卡爾網(wǎng)格劃分思路。補(bǔ)燃室燃?xì)馊肟凇⒖諝馊肟谝约敖诿鏋槲恢脜?shù)變化劇烈，因此對網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，保證其網(wǎng)格厚度y+=5。在進(jìn)氣道入口唇口處結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜以及外壓段存在較為復(fù)雜的激波系，因此在該處也進(jìn)行了網(wǎng)格加密。最終生成的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格如圖2所示，網(wǎng)格數(shù)量為500萬。

圖1 固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure diagram of solid rocket ramjet

圖2 模型網(wǎng)格圖Fig.2 Grid graph

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒流場較為復(fù)雜，為方便運(yùn)算，假定補(bǔ)燃室絕熱等熵流動(dòng)與外界無熱量交換，忽略少量顆粒相的影響，假定燃?xì)獍l(fā)生器生成的可燃燃?xì)庥蒀O、H2及不參與化學(xué)反應(yīng)的組分組成，其含量恒定。

采用SSTk-ω考慮湍流黏度對剪應(yīng)力影響，適用于固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)復(fù)雜的流動(dòng)情況。此外，假定補(bǔ)燃室內(nèi)可燃燃?xì)庥谘鯕獾娜紵^程均為單步反應(yīng)，燃燒模型采用有限反應(yīng)速率模型與渦團(tuán)耗散模型(eddy dissipation model，EDM)。

空氣來流馬赫數(shù)為2.6，飛行高度20 km。補(bǔ)燃室可燃燃?xì)馊肟跍囟? 200 K，CO及H2質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為28%、12%，其他不參與燃燒的一次燃燒其他產(chǎn)物。出口采用超音速出口邊界條件，壁面采用無滑移、絕熱邊界條件。

圖4 不同進(jìn)氣流量進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)云圖Fig.4 Mach number nephogram of inlet outlet

1.3 參數(shù)定義

速度均勻性系數(shù)用于描述某截面處流動(dòng)均勻性的指數(shù)，計(jì)算公式為

(1)

2 計(jì)算結(jié)果與討論

2.1 不同燃?xì)饬髁繉ρa(bǔ)燃室摻混燃燒的影響

在保證進(jìn)氣道來流馬赫數(shù)一定前提下，改變補(bǔ)燃室燃?xì)馊肟跅l件，研究燃?xì)馊肟诹髁糠謩e為0.08、0.2和0.3 kg/s下進(jìn)氣道對補(bǔ)燃室二次燃燒的影響。圖3為不同燃?xì)馊肟诹髁織l件下補(bǔ)燃室氣流運(yùn)動(dòng)軌跡圖。

由圖3可看出，富燃燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室頭部未形成回流區(qū)，富燃燃?xì)饣颈粌蓚?cè)進(jìn)氣道捕獲的空氣包裹在補(bǔ)燃室中心，對于非預(yù)混燃燒而言，摻混效果較差。

圖4為進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)云圖，圖5為補(bǔ)燃室整體流線圖。結(jié)合圖4和圖5可以看出，隨著燃?xì)饬髁康脑龃螅細(xì)庀駼側(cè)偏移效應(yīng)逐漸減弱，流量增加至0.2 kg/s時(shí)，由圖5可看出，偏移現(xiàn)象明顯減弱。當(dāng)燃?xì)饬髁吭鲋?.3 kg/s，富燃燃?xì)饣静辉傧駼側(cè)偏移。

圖3 不同進(jìn)氣流量的補(bǔ)燃室氣體運(yùn)動(dòng)軌跡圖Fig.3 Gas trajectory in secondary combustion chamber with different gas inlet flow rates

圖6為不同工況下補(bǔ)燃室各截面總溫云圖。從燃?xì)獬隹谔庨_始至發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口各截面依次標(biāo)號(hào)為Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ、Ⅵ、Ⅶ。燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時(shí)，截面Ⅲ中心區(qū)域溫度最高，溫度高達(dá)2 822 K，由截面Ⅲ至截面Ⅳ這一段區(qū)域，富燃燃?xì)獍l(fā)生了明顯的偏移現(xiàn)象。燃?xì)馊肟诹髁繛?.2 kg/s時(shí)，截面Ⅲ中心區(qū)域溫度最高，溫度高達(dá)2 873 K，在截面Ⅳ處高溫區(qū)仍處于補(bǔ)燃室中心區(qū)域，在截面Ⅴ處開始發(fā)生明顯的偏移現(xiàn)象。燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時(shí)，截面Ⅳ中心區(qū)域溫度最高為3 030 K，燃?xì)馄片F(xiàn)象不明顯。

圖5 不同進(jìn)氣流量下補(bǔ)燃室整體流線圖Fig.5 Streamline of the secondary combustion chamber

圖6 不同工況下補(bǔ)燃室各截面總溫云圖Fig.6 Cloud chart of total temperature in each section of secondary combustion chamber

燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時(shí)，截面Ⅶ處兩側(cè)壁面溫度差距明顯，且該處位置距離尾噴管入口較近，噴管兩側(cè)壁面溫度差別較大，在進(jìn)行補(bǔ)燃室強(qiáng)度校核時(shí)需注意局部溫度過高的問題。

圖7為不同工況下補(bǔ)燃室B、C兩側(cè)(見圖5中B、C兩側(cè)位置)壁面沿軸線溫度分布，圖中橫坐標(biāo)表示以燃?xì)馊肟跒槠鹗键c(diǎn)補(bǔ)燃室軸向分布，橫坐標(biāo)單位以補(bǔ)燃室直徑D進(jìn)行了無量綱處理。由圖7可知，在補(bǔ)燃室中段，燃?xì)獍l(fā)生偏移，兩側(cè)壁溫差距明顯增大；燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時(shí)，該現(xiàn)象明顯，燃?xì)獯罅科浦罛側(cè)壁面，導(dǎo)致兩側(cè)壁面溫度差距明顯，相差700 K。當(dāng)燃?xì)饬髁咳肟诹髁繛?.3 kg/s時(shí)，B、C兩側(cè)壁面溫度差距縮小，燃?xì)馄屏楷F(xiàn)象減弱。

圖7 不同工況下補(bǔ)燃室B、C兩側(cè)壁面沿軸線溫度分布圖Fig.7 Distribution of total wall temperature along axis of secondary combustion chamber

圖8為不同工況下補(bǔ)燃室中心溫度沿軸線分布，圖中橫坐標(biāo)以補(bǔ)燃室直徑D進(jìn)行了無量綱處理。可以看出，隨著燃?xì)馊肟诹髁吭龃螅a(bǔ)燃室中心軸線溫度峰值提高，并且溫度達(dá)到峰值的位置后移。

圖8 不同工況下補(bǔ)燃室中心溫度沿軸線分布圖Fig.8 Axial temperature distribution of secondary combustion chamber center

圖9為各截面燃燒效率曲線，以截面Ⅰ位置為橫坐標(biāo)0點(diǎn)，各截面之間距離以補(bǔ)燃室直徑D進(jìn)行無量綱化處理。由圖9可知，燃?xì)膺M(jìn)入補(bǔ)燃室后在補(bǔ)燃室頭部與空氣反應(yīng)，由于頭部摻混效果較差燃燒效率并未達(dá)到最大值，隨著燃?xì)庀蜓a(bǔ)燃室下游移動(dòng)，逐漸與空氣進(jìn)行摻混燃燒，燃燒效率增至100%。

燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時(shí)，補(bǔ)燃室頭部燃燒效率相對其他兩個(gè)工況最高。其原因在于燃?xì)饬髁枯^小，燃?xì)獬隹趬毫Φ停細(xì)馑俣认鄬^小，在補(bǔ)燃室頭部摻混效果相對較好；隨著燃?xì)馊肟诹髁吭龃螅a(bǔ)燃室頭部燃燒效率降低。原因在于燃?xì)馊肟诹髁吭龃螅細(xì)獬隹趬簭?qiáng)升高，速度較大，摻混效率下降。

綜上所述，3種不同工況下，補(bǔ)燃室頭部燃燒效率都相對較低，隨著燃?xì)庀蚝罅鲃?dòng)，燃燒效率逐漸增大至100%；燃?xì)馊肟诹髁吭酱螅a(bǔ)燃室頭部摻混狀態(tài)越差，燃燒效率越低。

圖9 各截面燃燒效率曲線圖Fig.9 Combustion efficiency curve

2.2 不同飛行攻角對補(bǔ)燃室燃燒的影響

在導(dǎo)彈飛行過程中，飛行姿態(tài)的改變將直接影響進(jìn)氣道性能，發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室的摻混燃燒效率也會(huì)受其影響進(jìn)而影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能。選擇飛行攻角分別為0°、3°、7°進(jìn)行進(jìn)氣道、補(bǔ)燃室一體化流場仿真，保證燃?xì)馊肟诹髁坎蛔儯瑸?.2 kg/s，研究分析不同飛行攻角下的補(bǔ)燃室燃燒特性。

圖10為不同飛行攻角情況下補(bǔ)燃室內(nèi)各截面溫度云圖，可以看出，3種不同工況條件下，補(bǔ)燃室內(nèi)各截面溫度分布狀況基本相同，截面Ⅲ與截面Ⅳ之間區(qū)域內(nèi)溫度最高；燃?xì)馄片F(xiàn)象依舊存在，基本不受導(dǎo)彈飛行攻角影響。從溫度分布云圖中來看，飛行攻角增大時(shí)，截面Ⅲ與截面Ⅳ之間高溫區(qū)域分布變化明顯，攻角為7°時(shí)，高溫區(qū)域明顯增大。

表1中給出不同飛行攻角時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)性能，包含發(fā)動(dòng)機(jī)推力、比沖以及進(jìn)氣道流量系數(shù)，其中發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖以最大值進(jìn)行了無量綱處理。可以看出，隨著攻角的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)推力與比沖增大，這是由于攻角增大，進(jìn)氣道捕獲面積增大。當(dāng)飛行攻角為7°時(shí)，流量系數(shù)升高明顯，進(jìn)入補(bǔ)燃室的空氣增多，有利于補(bǔ)燃室內(nèi)的摻混燃燒，發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖升高。

圖10 不同飛行攻角情況下補(bǔ)燃室內(nèi)各截面溫度云圖Fig.10 Cloud chart of total temperature of after burner section at different flight angles of attack

2.3 不同過渡連接方式對補(bǔ)燃室燃燒的影響

數(shù)值計(jì)算模型以某大直徑固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，在不改變發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)、進(jìn)氣道安裝位置的基礎(chǔ)上改變進(jìn)氣道與補(bǔ)燃室的過渡連接方式，將原模型的耦合方案一改為方案二。其中，過渡連接方式的進(jìn)氣角度定義為進(jìn)氣道末端壁面與補(bǔ)燃室中心軸線的夾角。原方案一中進(jìn)氣角度為50°，方案二中為90°，如圖11所示。

表1 不同工況下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能Table 1 Engine performance of different cases

研究不同燃?xì)馊肟诹髁?.08、0.2和0.3 kg/s在兩種不同連接方案下對補(bǔ)燃室燃燒性能的影響。

圖11 不同連接方案網(wǎng)格圖Fig.11 Mesh generation for different connection modes

圖12 不同工況條件下補(bǔ)燃室頭部流場速度矢量圖Fig.12 Velocity vector diagram of secondary combustion chamber with different connection modes

圖12為不同連接方式在不同工況條件下補(bǔ)燃室頭部流場速度矢量圖，各分圖中，左側(cè)圖為連接方案一，右側(cè)圖為連接方案二，可以看出，采用方案二后，空氣進(jìn)入補(bǔ)燃室的徑向速度明顯增加，特別是在圖中D處過渡段壁面的作用下，該處空氣徑向速度較大。空氣進(jìn)入補(bǔ)燃室徑向速度增大，則其軸向速度減小，富燃燃?xì)馀c空氣在補(bǔ)燃室空氣入口這段距離摻混時(shí)間變長，這將有利于可燃燃?xì)獾膿交烊紵?/p>

圖13為兩種不同連接方案下的進(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)對比圖。可以看出，隨著燃?xì)饬髁康脑龃螅M(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)增大，這說明出口速度分布不均勻現(xiàn)象減弱。原因在于補(bǔ)燃室反壓升高，進(jìn)氣道出口速度降低。在相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，方案二中的速度均勻性系數(shù)相對于方案一較大，這是由于在過渡連接段壁面的作用下，速度得到調(diào)整，徑向速度增大，速度分布更加均勻。

圖13 兩種連接方案下的進(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)對比圖Fig.13 Comparison chart of velocity uniformity coefficient

綜上所述，方案二進(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)更高，補(bǔ)燃室頭部的摻混燃燒性能更好。

圖14為方案二不同燃?xì)馊肟诹髁織l件下補(bǔ)燃室內(nèi)各截面溫度分布云圖，各截面標(biāo)號(hào)定義與圖6相同。與圖6進(jìn)行對比可知，在燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s，兩種不同進(jìn)氣角度條件下補(bǔ)燃室各截面總溫云圖差異較小。分析其原因，雖然增加了空氣來流的徑向速度，但富燃燃?xì)馊肟诹髁康停蝗既細(xì)庵锌扇細(xì)怏w含量小，因此方案二雖然增大了進(jìn)氣角度，但對該流量條件下的摻混燃燒性能提升較小。

燃?xì)馊肟诹髁繛?.2 kg/s時(shí)，進(jìn)氣角度的改變對補(bǔ)燃室內(nèi)總溫的影響較為明顯，對比圖6和圖14可知，方案二截面Ⅳ中心區(qū)域最高溫度提升了248 K，這是因?yàn)檫M(jìn)氣角度增加后，空氣來流徑向速度增加，摻混強(qiáng)度增加，釋放出更多的熱量。燃?xì)馊肟诹髁繛?.3 kg/s，對于方案二，補(bǔ)燃室內(nèi)截面Ⅳ處中心區(qū)域提升了838 K，空氣來流徑向速度的增加能夠明顯提高摻混燃燒的溫度。

圖14 方案二不同燃?xì)馊肟诹髁織l件下補(bǔ)燃室內(nèi)各截面溫度分布云圖Fig.14 Cloud chart of total temperature in each section of secondary combustion chamber

圖15為方案一和方案二在不同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下的各截面燃燒效率曲線，以截面Ⅰ位置為橫坐標(biāo)0點(diǎn)，各截面之間距離以補(bǔ)燃室直徑D進(jìn)行無量綱化處理。可以看出，采用方案二改變進(jìn)氣角度之后，摻混深度增加，補(bǔ)燃室頭部燃燒效率進(jìn)一步提高，燃?xì)庠谘a(bǔ)燃室頭部快速被消耗，隨著燃?xì)庀蚝罅鲃?dòng)，可燃?xì)怏w與空氣進(jìn)一步反應(yīng)，燃燒效率增至100%。

燃?xì)饬髁繛?.08 kg/s時(shí)，方案一與方案二補(bǔ)燃室燃燒效率差別不大。原因在于該燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，燃?xì)獬隹趬毫Φ停細(xì)馑俣认鄬^小；進(jìn)氣角度所導(dǎo)致的空氣速度變化對其影響不大。

隨著燃?xì)馊肟诹髁吭龃螅桨付醒a(bǔ)燃室頭部的燃燒效率相對于方案一明顯增大。原因在于徑向速度增大，摻混深度增加，軸向速度減小延長了摻混燃燒的時(shí)間，補(bǔ)燃室頭部效率得到提升；隨著燃?xì)庀蚝罅鲃?dòng)，燃燒效率的變化趨勢基本與方案一相同，增至100%。

結(jié)合圖14和圖15，采用方案二這種過渡連接方式，增大空氣來流的進(jìn)氣角度進(jìn)而提升摻混燃燒效率；在補(bǔ)燃室頭部提升效果明顯，燃?xì)庠诙虝r(shí)間內(nèi)快速被消耗，釋放出大量熱量，補(bǔ)燃室內(nèi)溫度升高。

圖15 兩種方案在不同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下的各截面燃燒效率曲線Fig.15 Combustion efficiency under different schemes

兩種不同過渡連接方式下，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖和推力對比如圖16所示，橫坐標(biāo)為燃?xì)饬髁浚v坐標(biāo)為比沖或推力，分別以比沖最大值和推力最大值進(jìn)行無量綱處理。可以看出，燃?xì)饬髁繛?.08 kg/s時(shí)方案一與方案二推力相同，原因在于該燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，補(bǔ)燃室燃燒效率接近一致，發(fā)動(dòng)機(jī)推力沒有顯著變化。隨著燃?xì)饬髁窟M(jìn)一步增大，方案二燃?xì)馊紵氏鄬τ诜桨敢挥忻黠@提升，當(dāng)燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力相對于方案一提升10%。

圖16 兩種方案發(fā)動(dòng)機(jī)比沖和推力對比圖Fig.16 Comparison of thrust and specific impulse

隨著燃?xì)饬髁吭龃螅l(fā)動(dòng)機(jī)比沖稍有降低。其原因在于，燃?xì)馊肟诹髁吭龃螅a(bǔ)燃室反壓升高，進(jìn)氣道內(nèi)結(jié)尾正激波位置前移，影響了進(jìn)氣道的性能，空氣捕捉能力降低。燃?xì)饬髁肯嗤那闆r下，方案二比沖相對于方案一降低2%，原因在于方案二補(bǔ)存在的總壓損失較大。

圖17 兩種方案下補(bǔ)燃室內(nèi)流線圖Fig.17 Streamline diagram of combustion chamber with different connection schemes

圖17為相同燃?xì)馊肟诹髁織l件下，兩種方案補(bǔ)燃室內(nèi)流線圖，可以看出，方案二中空氣經(jīng)進(jìn)氣道進(jìn)入補(bǔ)燃室，在補(bǔ)燃室內(nèi)形成了一個(gè)較大的回流區(qū)，回流區(qū)大小明顯大于方案一，導(dǎo)致總壓損失嚴(yán)重，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖下降。

3 結(jié)論

對某固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道、補(bǔ)燃室流場進(jìn)行一體化數(shù)值計(jì)算。在飛行馬赫數(shù)恒定以及不改變發(fā)動(dòng)機(jī)布局的前提下研究改變?nèi)細(xì)馊肟跅l件、改變飛行攻角以及采用兩種不同過渡連接方案對補(bǔ)燃室摻混燃燒性能的影響。得到如下結(jié)論。

(1)燃?xì)饬髁繛?.08 kg/s時(shí)，由于進(jìn)氣道出口氣流速度分布不均勻?qū)е氯細(xì)馍淞鞒霈F(xiàn)偏移，補(bǔ)燃室兩側(cè)壁面溫度相差700 K，在進(jìn)行補(bǔ)燃室強(qiáng)度校核時(shí)需注意局部溫度過高的問題。燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時(shí)，燃?xì)馄片F(xiàn)象基本消失。

(2)燃?xì)馊肟诹髁吭酱螅a(bǔ)燃室頭部摻混狀態(tài)越差，燃燒效率越低。

(3)隨著導(dǎo)彈飛行攻角的增大，進(jìn)氣道流量系數(shù)增大，發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖升高。

(4)采用方案二過渡連接方式，增大了進(jìn)氣角度，相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下速度均勻性系數(shù)較大，進(jìn)氣道出口速度更加均勻；相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，補(bǔ)燃室頭部摻混效果更好，燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時(shí)，相對于方案一，發(fā)動(dòng)機(jī)推力提升10%；進(jìn)氣角度增加伴隨著總壓損失增大，相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)比沖降低2%。