燃氣噴注條件對中心支板式固體沖壓發動機燃燒性能影響研究

曾 家，王國輝，黃 輝，范 健，朱平平

(1.中國運載火箭技術研究院，北京 100076；2. 北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

0 引言

超燃沖壓發動機作為一種吸氣式高速推進裝置，已成為各國研究的重點[1-2]。目前，超燃沖壓發動機的研究主要采用液氫、煤油等液體燃料，發揮其推力調節方便、比沖性能高、燃燒穩定等優點[3]，但液體燃料在貯存性、維護性、加速性、穩定燃燒、快速響應及技術復雜程度等方面固有的不足，也給液體沖壓發動機的應用帶來較多的限制[4]。相對而言，采用固體推進劑的吸氣式動力具有高密度比沖、火焰穩定性好、加速能力強、貯存性能優、快速響應能力高等先天優勢，因此受到學者們的廣泛關注。

固體火箭超燃沖壓發動機采用固體貧氧推進劑，在燃氣發生器內進行一次燃燒，并將生成的貧氧燃氣噴注到燃燒室內，與來流空氣進行摻混和二次燃燒[5]。硼作為一種固體添加劑，具有極高的密度比沖和熱值，能夠有效提高推進劑性能，但同時它也存在摻混、燃燒困難的問題。在超燃沖壓發動機的應用中，如何改善含硼固體燃氣與空氣的摻混，提高燃燒效率，在有限時間有限距離內釋放出更多的燃燒焓已成為目前研究的重點[6]。針對該問題，呂仲[7]提出了兩種不同的燃氣噴注形式的固體沖壓方案，并通過點火試驗驗證了發動機的性能；陶歡等[8]、馬立坤等[9]發現在固體沖壓燃燒室中加入凹腔結構，能夠使氣流在凹腔中減速并形成回流區，有效提高燃燒效率；李唯暄等[10]通過引入旋流進氣和臺階結構，增強了燃氣與來流空氣的摻混，并提升了推進劑燃面退移速率；劉仔等[11]、李軒等[12]則針對側壁噴注式的固體沖壓燃燒室，開展了不同噴注條件影響效應的純氣相仿真分析；凌江等[1]進一步研究了燃氣噴注角度對側壁噴注式發動機內硼顆粒燃燒效率的影響，結果表明，燃氣與顆粒燃燒效率隨噴注方向與軸向夾角的增大而增大。

上述研究大多針對側壁噴注式的固體沖壓發動機開展，將一次燃氣從壁面位置噴注進入燃燒室，能夠通過調整噴注角度、采用凹腔結構等方式增強摻混，但也存在型面復雜、噴注總壓損失大等問題，最關鍵的問題在于燃燒釋熱不均勻、壁面熱流大，凹腔等結構會逐漸變形或燒蝕，火焰穩定能力下降，難以實現長時間的火焰穩定。針對這種方案存在的不足，本文提出了基于中心支板噴注的發動機構型方案，并開展了模擬馬赫數6.0、高度25 km來流條件的地面直連試驗和數值仿真研究，驗證了方案的合理性和優勢，并進一步開展了燃氣噴注方式、分配比例等因素對燃燒室性能的影響規律研究。

1 試驗系統

1.1 試驗對象

基于中心支板噴注的含硼固體沖壓燃燒室構型示意見圖1，其主要由隔離段、支板段、燃燒室、噴管段和燃氣發生器組成，全長約3 m，燃燒室截面為方形，典型位置的截面尺寸采用沖壓發動機一維設計理論求得。該構型的特點為在流道中心位置處設置了支板噴注，支板段結構示意見圖2，支板內部是一個出口為拉瓦爾噴管構型的燃氣通道，貧氧的一次燃氣沿內部通道流動，以超聲速狀態從支板末端順流噴注進入燃燒室，與經過隔離段和支板段后的來流空氣在此處開始摻混燃燒，并在燃燒室下游形成熱力壅塞。

圖1 中心支板式沖壓燃燒室Fig.1 Central strut ramjet combustion chamber

圖2 支板段結構示意圖Fig.2 Schematic diagram of strut section structure

1.2 試驗原理

地面直連試驗系統由來流模擬系統(試驗臺)和試驗發動機組成，試驗發動機與試驗臺的射流噴管出口連接，由試驗臺提供模擬進氣道出口的來流條件。來流模擬系統的原理見圖3，通過酒精和氧氣燃燒產生的高溫燃氣加熱常溫空氣，并在混合器中補充一定流量的氧氣，提供滿足發動機流量、總溫、總壓和氧氣含量要求的氣流，并通過射流噴管，保證進入發動機的氣體流動馬赫數與進氣道喉道相同，并且使氣流參數在試驗發動機的入口截面上分布均勻。

圖3 來流模擬試驗系統[13]Fig.3 Incoming flow simulation experimental system[13]

1.3 試驗工況

本文采用直連試驗系統，針對中心支板式固體沖壓發動機，開展了馬赫數6.0、高度25 km條件下的燃燒組織試驗，工況見表1。采用基于VXI 總線技術的數據采集系統，沿著發動機流道布置了近百個壁面靜壓測點，獲取沿程壁面壓強，從而計算發動機性能。

表1 試驗工況

2 數值仿真方法

數值仿真能夠在試驗的基礎上進一步獲得發動機燃燒室內部流場和燃燒的細節特征，支撐發動機的優化設計。本文基于商用軟件FLUENT開展三維數值仿真研究，深入分析中心支板式固體沖壓發動機的燃燒特性和性能影響因素。

2.1 仿真模型

本文采用三維雷諾平均的N-S方程求解湍流流場和組分燃燒，湍流模型采用k-ωSST模型。氣相燃燒過程采用一步簡化的化學反應機理和有限速率/渦耗散燃燒模型。顆粒相中，硼顆粒的點火模型基于King模型建立，燃燒模型選擇基于Smith模型的intrinsic模型，假設反應階次為1，燃燒速率受擴散過程和表面動力學速率共同控制。

含硼貧氧推進劑一次燃燒產生的燃氣中含有硼、碳等固體顆粒，成分復雜，仿真難度較大。針對該推進劑的原始配方進行熱力計算，并選取主要的氣相(g)、顆粒相(s)和惰性成分進行簡化，得到的一次燃氣組分見表2。

表2 一次燃氣組分

2.2 仿真邊界條件

2.2.1 來流空氣的入口條件

來流入口條件由馬赫數6.0、高度25 km工況下仿真得到的進氣道出口結果賦予，并采用入口參數對流場進行初始化。

2.2.2 一次燃氣的氣相入口條件

一次燃氣的氣相入口采用流量入口條件，具體如表3所示。

表3 一次燃氣的氣相入口條件

2.2.3 一次燃氣的顆粒相入口條件

一次燃氣中硼顆粒和碳顆粒的粒徑分別設置為3 μm和1 μm。由于試驗燃燒室內湍流脈動較強，因此采用隨機軌道模型模擬顆粒的脈動作用。一次燃氣的顆粒相入口位置與氣相入口位置一致，具體如表4所示。

表4 一次燃氣的顆粒相入口條件

2.2.4 其他

燃燒室出口和壁面分別采用壓力出口邊界條件和絕熱壁面邊界條件。

2.3 網格劃分與無關性驗證

對試驗發動機構型劃分結構化網格。將燃氣發生器及中心支板噴注結構簡化為一個拉瓦爾噴管結構(見圖4和圖5)，入口參數由燃氣發生器的試驗實測結果提供，來流空氣和一次燃氣的流動同向，均為從左往右。計算網格在一次火箭軸線區域以及近壁面處進行網格加密。在仿真過程中，根據壁面條件使用FLUENT軟件中網格自適應功能對壁面處網格進一步加密。

圖4 支板段處網格Fig.4 Partial grids of strut section structure

圖5 燃氣發生器噴管處網格Fig.5 Partial grids of the nozzle of gas generator

設計了網格數量分別為158萬、270萬和495萬的結構化網格，開展無關性分析，結果如圖6所示。3種尺度的網格仿真結果基本一致，而270萬網格與495萬網格的結果差距小于0.3%，因此認為270萬的網格數量在本文的沖壓發動機仿真中可滿足精度要求，后續仿真工作均基于該尺度開展。

圖6 網格無關性驗證Fig.6 Grids independency verification

2.4 仿真方法校驗

采用上述模型和邊界條件對試驗工況進行了仿真，圖7和圖8分別展示了在兩個試驗工況下，數值仿真和試驗數據的燃燒室壁面壓力分布對比，其中橫坐標為相對軸向距離，縱坐標為發動機熱態與冷態之間的壓力比，圖中相對軸向距離等于0處代表中心支板燃氣出口位置，相對軸向距離等于1處代表燃燒室出口位置。圖中兩條黑色實線分別代表一次燃氣噴注軸向位置和燃燒室熱力壅塞軸向位置(下文同)。可以看出數值仿真與地面直連試驗獲得的壁面壓力分布在兩個工況下均有較好的一致性，仿真對試驗壓力預示的誤差小于4%，并準確復現了試驗發動機中的壓力前傳現象及下游熱力壅塞現象。同時仿真得到的兩個工況下的最大壓力點、隔離段壓升起始點(壓力前傳)、燃燒室壓力驟降點(熱力壅塞)等關鍵位置的軸向位置誤差小于3%。以上可說明本文采用的數值仿真方法精度較高，方法可靠。

圖7 當量比0.9工況的數值仿真與試驗數據對比Fig.7 Comparison of experiment and simulationresults at equivalent-ratio 0.9

圖8 當量比2.4工況的數值仿真與試驗數據對比Fig.8 Comparison of experiment and simulation results at equivalent-ratio 2.4

3 結果與分析

3.1 試驗結果分析

針對中心支板式固體沖壓發動機，在地面直連試驗系統開展了馬赫數6.0、高度25 km條件下的燃燒試驗。燃氣發生器的作用是為沖壓發動機提供貧氧的一次燃氣，圖9為燃氣發生器的室壓隨時間的變化曲線，壓力曲線較平穩，在出現點火峰值后呈緩慢上升的趨勢，這是燃燒過程中推進劑燃面增大導致的。

圖9 燃氣發生器室壓時域曲線Fig.9 Pressure-time curve of gas generator

圖10和圖11分別展示了當量比為0.9和2.4試驗的冷態/熱態壁面壓力分布，采用隔離段的入口壓力對壁面壓力進行了無量綱化處理，試驗時的點火相對時間t=3.5 s，圖中t=3.0 s和t=8.0 s 兩個時刻點的曲線分別代表了點火前和熄火后燃燒室內冷態壓力分布，其余為燃燒過程中各時刻點的壓力分布。由結果可知，成功點火后，一次燃氣經中心支板內部通道順流噴入燃燒室，該軸向位置處壓力開始迅速升高。發動機前部流道產生了很強的反壓激波串；下游一定距離處壓力發生驟降，說明燃燒室在此處形成了熱力壅塞。相比之下，高當量比工況的反壓激波串強度更高，長度更大，符合預期規律。當量比為0.9工況下，t=6.8 s時燃燒壓比最高，為3.70；當量比為2.4工況下，t=6.0 s時燃燒壓比最高，為4.75。兩種工況下，燃燒室沿程壓力飽滿、無振蕩，燃燒持續時間內工況穩定，表明燃燒室內燃燒組織效果較好。

圖10 當量比0.9工況的無量綱壁面壓力分布Fig.10 Dimensionless wall pressure distribution at equivalent-ratio 0.9

圖11 當量比2.4工況的無量綱壁面壓力分布Fig.11 Dimensionless wall pressure distribution at equivalent-ratio 2.4

地面試驗結果驗證了本文中心支板式沖壓燃燒室燃燒組織方式有效性。圖12展示了試驗的尾焰照片。發動機出口尾焰強勁有力，尾焰橙黃色、黑色煙塵很少，燃燒充分。

(a)當量比0.9

發動機推力通過燃燒室推力加噴管推力再減去進氣道阻力進行計算。燃燒室推力基于試驗結果的燃燒室沿程壁面壓力積分求得；噴管推力根據給定的噴管擴張比，按等熵膨脹求解；進氣道阻力通過來流系統的沖量差求得。計算得到的發動機性能如表5所示。可以看到，在當量比0.9時發動機的比沖約為740 s，獲得了推力增益；而在當量比2.4的富燃工況下，發動機穩定燃燒并獲得了更大的推力性能。綜上可知，本文提出的發動機方案可行、性能可靠。

表5 試驗沖壓發動機性能

3.2 燃氣的噴注方式對發動機性能影響仿真分析

針對固體超燃發動機存在的含硼一次燃氣駐留時間短、摻混效率低的問題，本文進一步設計了中心支板結合壁面噴注的燃燒室構型，并基于上述數值仿真方法，開展了燃氣噴注條件影響規律的仿真對比研究。該方案的構型幾何尺寸與中心支板式燃燒室完全一致，在支板出口的下游設置對稱的壁面噴注入口，垂直對向噴注進入燃燒室。針對兩個位于不同軸向位置且對稱的壁面噴注(側壁噴注1和側壁噴注2)和中心支板噴注，進行了當量比0.9工況的仿真對比分析。

圖13為燃燒室各軸向截面的總溫分布對比。3種噴注方式的燃燒室內總溫的分布趨勢一致，總溫從噴注位置處開始上升，并在下游處由于燃燒室擴張比增大而略微降低。相比之下，中心支板式燃燒室的總溫上升速度明顯小于壁面垂直比噴注，且中心支板式燃燒室在相對軸向位置0.42處達到了最大總溫，側壁噴注式燃燒室則在相對軸向位置0.25處達到了最大總溫。這是由于在垂直噴注方式中，高速來流在橫向的燃氣噴注作用下產生弓形激波，使得燃氣與來流空氣的摻混更強，燃燒反應更迅速。最終側壁噴注式燃燒室在出口位置獲得總溫比中心支板式燃燒室高約150 K。結合燃燒效率分布曲線可知，壁面噴注式燃燒室的效果更優，燃燒效率高且所需的燃燒距離更短。同時，對比兩個不同噴注位置的結果，發現總體趨勢一致，但噴注位置靠后時總溫更高，這可能是側壁噴注導致逆壓梯度，噴注靠后時形成的回流區能夠得到相對更充分的發展。

圖13 兩種燃燒室沿軸向距離各截面平均總溫對比Fig.13 Comparison of average total temperature in each section along the axial distance of two combustion chambers

圖14展示了燃燒室內中心截面總溫云圖，圖15展示了燃燒室內中心截面的O2質量分數分布云圖。可以看到兩種噴注方式有著完全不同的釋熱分布特征。中心噴注式燃燒室內高溫區域集中在中心區域，支板尾跡區的總溫明顯高于兩側，在支板尾跡區域O2含量較小，同時兩側殘存的O2較多，O2質量分數分布與溫度分布形成互補特征，燃燒釋熱區域主要集中在流道中心。側壁噴注式燃燒室特征正好相反，高溫區域集中在兩側壁面，燃燒室中心區域總溫較低，這說明燃燒釋熱主要集中在壁面位置，這種燃燒釋熱特征可能會帶來較嚴酷的壁面熱流環境，增大固體沖壓發動機熱防護的難度。

圖14 燃燒室中心截面總溫云圖Fig.14 Total temperature contours in the central section of combustion chamber

圖15 燃燒室中心截面O2質量分數云圖Fig.15 Mass fraction of O2 contours in the central section of combustion chamber

圖16展示了數值仿真得到的不同噴注方式的壁面無量綱壓力分布對比，圖17展示了不同燃燒室的中心截面靜壓云圖。可以看到燃燒室在前部均形成反壓激波串，并在流道后方形成熱力壅塞。相比于中心支板方案，側壁噴注方案由于在壁面處引入高壓的一次燃氣，此處壓力有個明顯的階躍升高。觀察到側壁噴注方案的反壓激波串的長度和強度遠大于中心支板噴注方案，這是由于固體貧氧一次燃氣噴注與液體燃料噴注不同，大流量高壓氣體的注入會在流道截面積較小的燃燒室中帶來極大的總壓損失，形成了類似高背壓的隔離段出口條件，氣流在此發生壅塞，導致了強度很高的反壓激波串。這種現象降低了沖壓發動機的抗反壓能力，導致沖壓發動機隔離段設計裕度變小。

圖16 壁面無量綱壓力分布對比Fig.16 Comparison of dimensionless wall pressure distribution

圖17 燃燒室中心截面靜壓云圖Fig.17 Static pressure contours in the central section of combustion chamber

圖18和圖19分別展示了仿真得到的中心支板式和側壁噴注式燃燒室內不同軸向位置處氣態燃料和固態燃料的燃燒效率，兩種噴注方式的最終燃燒效率見表6。

表6 兩種噴注方式燃燒效率對比

圖18 中心支板式燃燒室內不同軸向位置燃燒效率Fig.18 Combustion efficiency in each section along the axial distance of centralstrutcombustion chamber

圖19 側壁噴注燃燒室內不同軸向位置燃燒效率Fig.19 Combustion efficiency in each section along the axial distance of wall injection combustion chamber

可以看到，兩個燃燒室的氣相燃料都接近完全反應，但側壁噴注式燃燒室的顆粒相燃燒效率更高。這是由于固體顆粒的慣性較大，中心順流噴注時顆粒的駐留時間更短，在有限距離內的燃燒釋熱受摻混效果的影響更大、難度更高，這與前面得出的結論一致。從圖中趨勢還可以看出，在相對軸向位置為0.25時，氣相組分燃燒效率超過了90%，而硼顆粒此時燃燒效率為19%。這說明氣相反應主要集中在燃燒室頭部位置，而硼顆粒的燃燒較為滯后，在相對軸向距離為0.4時才開始快速反應，需要相對更長的摻混和燃燒距離。相比之下，碳顆粒的反應起始位置比硼顆粒更靠前，燃燒效率更高。

3.3 支板/壁面噴注比例對發動機性能影響仿真分析

結合3.2節分析可知，側壁噴注可以有效提高摻混效率，縮短燃燒所需距離，但是也存在諸多缺點，如大流量的側壁高壓燃氣注入會顯著提高隔離段的出口背壓，帶來較大的總壓損失和更嚴苛的進氣要求，以及壁面燃燒的方式會導致壁面熱流密度提高，極大增加了熱防護難度。為了實現沖壓燃燒室的高效低阻燃燒和釋熱方式優化，綜合利用兩種噴注方式的優點，本節提出一種新型的燃燒組織方式——支板/壁面組合噴注。以中心支板噴注為主要燃燒組織方式，同時利用側壁面燃氣的注入，形成類似于氣動斜坡的效果，使流場在此處形成更強的減速和剪切摻混，提高燃燒效率。本節對不同噴注比例對發動機性能的影響進行了仿真對比分析，仿真的總當量比為0.9，中心噴注和側壁噴注的流量比例分別為9∶1、8∶2、7∶3、6∶4、5∶5。

圖20為不同噴注比例下燃燒室各軸向截面總溫分布曲線。可以看到，支板/壁面組合噴注燃燒室內的總溫高于純支板噴注和純側壁噴注，且隨著側壁噴注流量占比的上升，總溫沿軸向上升的速度增大，燃燒室內達到最高總溫所需的軸向距離越短；燃燒室出口總溫隨著側壁噴注流量占比的增大呈先升后降的趨勢，在噴注比例為7∶3時達到最大。出口總溫的升高一方面是因為引入的側壁垂直氣流能夠在近壁面形成低速區，增強燃氣與來流的剪切摻混，另一方面是因為組合噴注方式能夠有效提升燃燒室內的容積利用率，提高燃燒效率。同時發現，在噴注比例為9∶1時，總溫上升趨勢與純中心支板噴注相比提升并不明顯，支板/壁面組合噴注在相對軸向位置0.5處達到最大總溫，燃燒釋熱所需距離仍較長，而此時出口總溫也有明顯增長，這說明當噴注比例為9∶1時，側壁燃氣的引入對中心燃氣與來流剪切摻混的影響不明顯，但這部分一次燃氣能夠與來流反應，消耗近壁面處的氧氣，因此出口總溫和燃燒效率仍有較大的增長。

圖20 不同噴注比例時沿軸向距離各截面平均總溫對比Fig.20 Comparison of average total temperature in each section along the axial distance under different gas injection ratios

圖21和圖22分別展示了不同噴注比例時燃燒室內中心截面總溫云圖O2質量分數分布云圖。采用支板/側壁組合噴注模式后，燃燒室內總溫分布更均勻，且在較低側壁噴注占比時，燃燒室壁面處的熱環境得到明顯改善。

圖21 不同噴注比例時燃燒室中心截面總溫云圖Fig.21 Total temperature contours in the central section of combustion chamber under different gas injection ratios

圖22 不同噴注比例時燃燒室中心截面O2質量分數云圖Fig.22 Mass fraction of O2 contours in the central section of combustion chamber under different gas injection ratios

圖23展示了數值仿真得到的兩種噴注方式的燃燒室中心截面靜壓云圖。組合噴注方案中，隔離段激波串長度隨著中心支板噴注流量占比的增大而縮短，但均顯著大于純中心支板噴注。

圖23 不同噴注比例時燃燒室中心截面靜壓云圖Fig.23 Static pressure contours in the central section of combustion chamber under different gas injection ratios

圖24展示了不同噴注比例時硼顆粒的燃燒效率對比，圖中橫坐標表示支板噴注流量占總噴注流量的比例。結論顯示當采用組合噴注時，硼顆粒的燃燒效率能夠得到較大提升。結合圖20可知，組合噴注模式下燃燒室燃燒效率和性能的提升與側壁噴注流量占比的增大并不完全成正比，當側壁噴注流量占比超過0.2后，其噴注占比的增大對燃燒效率和性能的提升并不明顯，反而會大幅增大總壓損失。因此，在支板/壁面組合噴注的固體沖壓發動機中，存在一個合適的燃氣噴注流量分配比例，在增大固體顆粒的穿透深度和摻混能力、提高燃燒室的燃燒效率的同時，盡可能減少側壁噴注帶來的性能損失。

圖24 不同噴注比例時硼顆粒的燃燒效率對比Fig.24 Comparison of combustion efficiency of boron particles under different gas injection ratios

4 結論

本文提出了一種基于中心支板噴注的含硼固體沖壓發動機方案，并在超燃直連式試驗臺上模擬馬赫數6.0、高度25 km的飛行條件，對模型發動機進行了熱試試驗，驗證了該發動機方案的性能，然后采用三維數值仿真對發動機的超聲速流動和兩相湍流燃燒特性進行了數值研究。得到如下結論：

1)在直連試驗中實現了含硼貧氧固體推進劑的高效穩定燃燒，實測燃燒室沿程壓力飽滿、無振蕩，燃燒壓比最高達到4.75。

2)采用SSTk-ω湍流模型、有效速率/渦耗散燃燒模型以及KING硼粒子點火模型，對試驗工況進行了數值仿真分析。仿真獲得的壓強數值誤差小于4%，關鍵位置誤差小于3%。

3)相比于中心支板噴注方案，側壁噴注方案能夠增強摻混，提高燃燒效率，縮短燃燒所需距離，但是也存在總壓損失大、反壓激波串長度大、進氣要求嚴苛等問題。

4)在中心支板式固體沖壓發動機中，通過在燃燒室側壁面引入較小流量的一次燃氣，可以增大固體顆粒的穿透深度和摻混能力，提高燃燒室的燃燒效率和性能。

綜上所述，本文提出的中心支板式含硼固體沖壓發動機方案的燃燒效率高，穩焰能力強，數值仿真方法可靠，并進一步仿真驗證了支板/壁面組合噴注模式的優勢，可為兩相燃燒研究和發動機設計優化研究提供支撐。