掺混装置对固冲发动机掺混燃烧性能的影响＊

万少文，何国强

（西北工业大学固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室，西安710072）

0 引言

含硼贫氧推进剂由于具有较高的体积热值和质量热值而成为高性能固冲发动机推进剂的首选。但由于硼颗粒的点火燃烧机理复杂，要实现硼颗粒的高效燃烧组织存在较大的困难，是固冲发动机研制中的一项重要关键技术。美、法等国早在20世纪60年代就开始了含硼贫氧推进剂的研究工作，但由于掺混燃烧组织方面的技术瓶颈，70年代末贫氧推进剂方面的研究工作曾一度中断。直至20世纪90年代，随着数值仿真和试验技术的不断进步，国内外学者对硼颗粒的点火燃烧过程进行了大量的研究工作[1－5]，对硼颗粒的点火燃烧机理有了较为深入的认识，并形成了多个有代表性的计算模型[6－8]，含硼贫氧推进剂及其点火燃烧过程重新成为大家的研究热点。

文中根据硼颗粒点火燃烧的特性，提出补燃室掺混装置的设计方案，并采用数值仿真和直连试验等方法对掺混装置的效果进行了评估。

1 补燃室流场分析

1.1 计算模型及参数

根据固冲发动机补燃室工作过程的特点，控制方程采用包含连续性方程、动量守恒方程、能量守恒方程及组分守恒方程的三维N S方程，气相燃烧采用涡耗散湍流燃烧模型，湍流采用两方程的κ ε模型，凝聚相颗粒的运动采用颗粒轨道模型描述，硼颗粒的点火和燃烧过程分别采用King模型和Williams模型描述，详细的计算模型和方法参见文献[9－10]。

为了对比掺混装置对固冲发动机补燃室掺混燃烧性能的影响，分别对带掺混装置和不带掺混装置的两种方案进行了三维燃烧流场计算，掺混装置的结构如图1所示，一次燃气的参数根据热力计算的结果进行设定，空气参数根据10km、3 Ma的飞行状态进行设定，具体参数如表1所示。

图1 掺混装置结构示意图

表1 计算参数

1.2 计算结果分析

图2为发动机头部的流线图，图3为发动机中的马赫数分布云图。可以看出，在没有掺混装置的情况下，一次燃气沿着发动机轴线方向以较高的速度向尾部流动，燃气在补燃室中的滞留时间较短，一次燃气和空气的掺混效果较差；在有掺混装置的情况下，一次燃气进入补燃室的速度大幅降低，燃气在补燃室中的滞留时间增加，补燃室头部形成复杂的涡旋流动，大大的强化了一次燃气和空气的掺混。

图2 发动机头部的流线图

图3 发动机中的马赫数分布

表2给出了两种方案情况下发动机的性能参数。可以看出掺混装置可以有效提高补燃室中的掺混燃烧效率，从而使补燃室的总压和温度都有大幅的增加。在计算条件下补燃室尾部总压增加大约9%，总温增加12%；经冲压喷管膨胀加速后，喷管出口的速度和压强分别增加了大约8%和9%，由此计算得到发动机的名义推力增加了大约23%。

表2 气动参数对比

2 试验验证

2.1 试验参数

由于实际试验中贫氧推进剂的燃速存在偏差，很难准确模拟某特定的空燃比，因此为了验证掺混装置的效果，采用某相同配方的含硼贫氧推进剂开展了4发模拟10km、3 Ma飞行状态的地面直连试验，其中3发带掺混装置，一发不带掺混装置，试验模拟参数如表3所示。

表3 试验模拟参数

2.2 试验数据分析方法

由于直连试验中发动机的推力、燃烧温度、总压等参数都无法精确测量，研究中采用气动法对发动机的性能进行分析，计算方法如下：

1）由试验测试补燃室静压P4计算总压Pt4

式中：γ为等熵指数；M4为补燃室尾部的马赫数，以上两个参数由热力计算得到。

2）由补燃室总压计算特征速度C＊

式中：At为试验发动机喷管喉径为试验中空气和燃气质量流率之和。

3）由补燃室总压计算发动机名义推力Fm

式中：Ae为喷管出口面积；Mae为喷管出口马赫数，air为模拟工况下空气质量流率；VH为模拟工况下导弹的飞行马赫数；PH为飞行高度的大气压强。

2.3 试验结果分析

图4 补燃室尾部总压随空燃比的变化

图4～图6为不同试验中获得的空燃比、补燃室尾部总压、特征速度及名义推力，第1～4次试验中获得的实测空燃比分别为6.7、13.3、16.3和12.1，第4发试验的空燃比虽然与第1～3发试验的空燃比都不相同，但处于其最大值和最小值之间，因此仍可反应出掺混装置对补燃室掺混燃烧性能的影响。依据图4～图5，在空燃比为12.1的情况下，带掺混装置时补燃室尾部总压、特征速度及名义推力比不带掺混装置时大约提高8.4%、8.0%和18.9%，试验结果与数值仿真结果基本一致。

图5 补燃室特征速度随空燃比的变化

图6 发动机名义推力随空燃比的变化

3 结论

1）采用本研究设计的掺混装置可有效强化空气与一次燃气的掺混，增加一次燃气在补燃室中的滞留时间；

2）在空燃比12.1的条件下，采用本研究设计的掺混装置可以将补燃室尾部总压、特征速度分别提高8.4%和8.0%，在特定设计条件下可将名义推力提高大约19%以上。

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