轴对称结构RBCC燃烧室超燃模态燃烧性能研究

汤祥, 何国强, 秦飞

(西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室, 陕西 西安 710072)

火箭基组合循环推进系统(RBCC)结合了火箭与冲压发动机两者的高推重比、高比冲的优点,具有大空域范围飞行、多模态一体化的特点。RBCC超燃模态的稳定工作可实现大气层内马赫数5以上的巡航飞行及天地往返运输任务,在军事上具有一定的战略意义[1]。

国内外对RBCC超燃模态的研究已有多年,但燃烧室采用轴对称结构的很少提及。而在高超声速领域,轴对称构型燃烧室由于其自身优势得到较广泛的应用[2-4]。俄罗斯Kholod计划中飞行试验构型为氢燃料轴对称双模态冲压燃烧室,采用火花塞点火,凹腔和后向台阶作为火焰稳定器[5-6]。ATK公司在USAF的Robust Scramjet计划资助下开展了轴对称结构超燃冲压燃烧室研究,通过在圆形燃烧室中均布燃料支板提高了燃料的穿透度,实现了液态碳氢燃料的稳定燃烧[7]。AFRL对含环形凹腔的轴对称超燃冲压燃烧室流道进行了研究,试验分析了后向台阶对燃烧性能的影响,并研究了加热乙烯喷射位置的变化带来的影响[8]。

本文研究用燃烧室构型为轴对称结构,采用中心支板火箭作为点火和火焰稳定源,结合燃料支板喷射液态碳氢燃料,以此研究不同燃烧室构型下燃料喷射方案的变化对超燃模态燃烧性能的影响。

1 燃烧室构型

试验用燃烧室构型如图1所示,由设备喷管、隔离段、支板火箭、燃烧室和扩张段组成。燃烧室由两段组成,第一段为等直结构,第二段扩张半角为1.6°。在第一段燃烧室出口与第二段燃烧室入口处有一个环向的后向台阶,径向深5 mm。在距第一段燃烧室入口60 mm处沿周向均布4个后掠型燃料支板,在距第二段燃烧室入口70 mm处沿周向均布4个壁面喷射块,燃料支板与壁面喷射块交错45°。

图1 试验装置示意图

数值模拟共对3种燃烧室构型进行研究,其中构型1与图1所示试验用燃烧室构型相同。构型2在构型1的基础上去除环向后向台阶,第二段燃烧室的扩张半角增大至2.1°。在距第二段燃烧室入口115 mm的位置周向均布4个凹腔,凹腔长深比为5。构型3在构型2的基础上将燃料支板的高度由25 mm增加至40 mm,其它均保持不变。

2 计算模型

采用雷诺时均N-S方程作为多组分化学反应流动控制方程组,使用有限体积法进行求解。湍流模型为k-ω Menter SST模型,这对自由剪切层及分离流动湍流具有较高的计算精度。采用C12H24作为煤油代用分子式,煤油燃烧模型采用三步简化动力学模型[9]。为节省计算量,取燃烧室1/4区域进行对称计算,并对支板火箭出口、燃料支板、壁面区域进行局部加密,计算网格总数为85万。图2给出了超燃模态下试验所得壁面压强分布与数值模拟所得压强分布的对比,从图中可看出计算所得压强分布趋势与试验结果较为一致,计算模型能较准确地模拟燃烧室内的燃烧与流动过程。

图2 试验与数值模拟压强对比图

3 结果分析

本文共对3种燃烧室构型下的9种燃料喷射方案进行了数值模拟研究,如表1所示,燃料当量比均为1。表1同时给出了各种工况下的燃烧室内推力大小,内推力由3部分组成:隔离段入口处至燃烧室出口处内壁面压强积分、内壁面摩擦力积分、支板火箭推力。数值计算时隔离段入口来流参数为总压1.8 MPa,总温1 556 K,马赫数2.3,燃烧室出口背压为101 325 Pa。

表1 计算工况

3.1 构型1下燃料喷射方案对燃烧性能的影响

图3为工况1～工况4的流道压强分布曲线,其中P1表示隔离段入口压强,D表示燃烧室入口直径。从图3可看出随着燃料支板喷射量的增加,燃烧室压强逐渐上升,在第一段燃烧室和第二段燃烧室前半段之间压强增长较为明显。相比壁面喷射,支板喷射量的增加进一步促进了燃料与空气的掺混,且燃料靠前喷射增加了其驻留时间,燃烧反应强度增大,释热量增加,压强得到提升。当燃料喷射比例由3∶1变至4∶1时,流道压强已无明显变化。从表1可以看出随着燃料支板喷射量的增加,内推力不断增大,至工况4时内推力相比工况3变化不大。由此可知在燃料支板结合壁面喷射情况下,随着燃料支板喷射量的增加,燃烧性能不断提升。

从图4a)可看出,燃料从燃料支板喷入燃烧室后流道温度沿轴向显著上升,燃烧反应较为剧烈,且火焰区域逐渐向两侧扩散,这说明燃料支板喷射液态燃料能起到较好的混合增强效果。在第二段燃烧室侧壁面形成了燃烧剪切层,这是由于从燃料支板喷射的燃料流经后向台阶后,与空气在低速回流区内进一步掺混,燃料驻留时间增加,燃料与空气的掺混程度增强,从而两者在近壁面处燃烧形成剪切层。在近壁面燃烧剪切层的作用下,剪切层内的燃气与外界气体进行质量、能量交换,使得燃烧反应持续进行,剪切层沿着燃烧室轴向不断向中心扩散,直至与中心流燃烧剪切层交织在一起。由此知在超燃模态下,流道中的气流速度较快,在流道中设置火焰稳定源,其产生的低速回流区将促进燃料与空气的掺混,增加燃料的驻留时间,从而提升燃烧室的燃烧性能。

从图4b)可看出煤油蒸汽的燃烧位置,它主要位于3个位置:中心流两侧形成的煤油燃烧区、后向台阶形成的壁面燃烧区及相对燃料支板错开45°的壁面燃烧区。燃料从壁面喷入后,虽然在上游来流气体的高温加热作用下迅速雾化蒸发,并离喷射位置不远处煤油蒸汽开始反应,但相比中心流两侧和后向台阶中的燃烧,燃料的第一步化学反应程度较弱,且至燃烧室出口附近化学反应仍在进行,煤油蒸汽仍有剩余,此区域的氧气已被消耗完,燃料燃烧不完全,燃烧性能具有一定程度的下降。

图3 工况1～工况4流道压强对比 图4 工况4燃烧室各截面参数分布图

本文通过试验也研究了燃料支板与壁面喷射比例变化对燃烧性能的影响,试验来流状态为总压1.8 MPa,总温为1 300 K。试验压强曲线如图5所示,其中试验工况1和试验工况2的喷射比例分别为1.4∶1和6∶1。从图中可看出当燃料支板喷射量较多时,流道压强整体要高于支板喷射量少的。燃料支板喷射的燃料增多时,一方面燃料前移喷射可以增加其在燃烧室内的停留时间,另一方面较多的燃料在支板火箭高温射流的加热作用下迅速雾化蒸发,这都有利于燃料与空气的掺混,燃料与空气在第一段燃烧室内迅速燃烧释热,燃烧室压强相比试验工况1具有较明显的上升,这与数值模拟获得的结果较为一致。

图5 试验工况1与试验工况2压强分布曲线

在工况5下,当部分燃料从中心支板喷射后,流道压强在支板火箭出口处开始迅速上升,在第一段燃烧室中达到压强峰,比值为2.64,如图6所示。

图6 工况1与工况5流道参数对比

从中心支板喷射的燃料沿着中心支板壁面边向下游扩散边与来流空气进行掺混,由图7a)可见当燃料流经火箭出口时,其在火箭高温射流的加热作用下与空气迅速反应,第一步化学反应程度要优于工况1,燃烧释热量增加,流道平均马赫数迅速下降,这进一步促进燃料与来流空气的掺混,增强燃烧,流道压强相比工况1上升显著,燃料从中心支板喷射对燃烧反应具有较明显的促进作用,其内推力大小相比工况1提升1.28倍。从马赫数曲线看出在工况5下,流道中存在平均马赫数小于1的区域,结合图7b)可知,燃烧室中并未出现整个截面马赫数都小于1的区域,中心流两侧与燃料支板尾迹区域由于燃烧形成亚声速区域,其它区域仍保持低超声速状态,整个燃烧室处于亚声速与超声速共存的混合流动状态。

图7 工况5燃烧室各截面参数分布图

3.2 不同燃烧室构型下燃烧性能研究

图8给出了构型1与构型2在燃料支板结合壁面喷射下(工况3与工况6)的流道参数分布。在燃料支板与凹腔的相互作用下,工况6的燃烧室压强相比工况3上升比较明显,且在第一段燃烧室后半段与第二段燃烧室前段之间形成了较高的压力平台区,压强变化较为平稳。由图9可看出在流道中设置凹腔后,从支板火箭出口处开始CO2的生成量多于工况3,燃料与空气的反应程度要强于工况3的燃烧,且燃烧区域不断向两侧扩散,燃烧效率要优于工况3。在燃料向两侧扩散的同时,中心流附近的

燃料与空气掺混程度增强,燃料较充分燃烧,在流道中心形成一片含量较高的CO2区域。从燃料支板喷射的煤油在流经凹腔时会在凹腔形成的剪切层内燃烧,燃烧程度要强于后向台阶形成的燃烧,且其形成的稳焰区域要大于后者,凹腔起到了良好的火焰稳定作用。由表1可知工况6的内推力大小是工况3的1.1倍,发动机推力性能得到一定提升,同时对凹腔进行壁面压力积分可知凹腔产生的力为推力,大小为20 N。由此知凹腔的加入在一定程度上能促进燃料的燃烧,提升燃烧室的推力性能,其对燃料的燃烧组织效果要优于后向台阶的作用。

图10给出了构型2与构型3在燃料支板结合隔离段喷射下的流道压强分布。从图10可知在工况8下,流道压强整体上要高于工况7。从图11可看出两工况的流道温度分布趋势较为相近,但在工况8下,由于燃料支板高度增加,从燃料支板喷射的燃料在燃烧室中的穿透度增加,与来流的掺混能力提升,燃料的燃烧自支板火箭出口优于工况7,其燃烧区域的温度高,燃烧放热量多于工况7。工况8的燃料支板尺寸较大,其尾部形成的较大回流区有利于燃料与空气的掺混燃烧,在燃料支板尾部区域燃烧程度也优于工况7,故相比高度为25 mm的燃料支板,高为40 mm的燃料支板的火焰稳定能力相对较优,在隔离段出口至第一段燃烧室出口之间,燃烧放热更多,压强上升幅度相对较大,其燃烧性能要优于高为25 mm的燃料支板的燃烧性能。

图8 工况3与工况6流道参数对比 图9 工况3与工况6燃烧室 图10 工况7～工况9流道压强对比各截面CO2分布图

在工况9下,随着隔离段燃料喷射量的增加,由压强分布图可以看出,整个压强上升幅度更大,隔离段内的压强相比工况8受燃烧室反压的影响更显著。隔离段出口处出现较明显的附面层分离现象,斜激波链进一步向上游传播,其位置稳定于隔离段中段,隔离段中的马赫数沿流道方向不断下降,至隔离段出口处来流马赫数降至1.5左右,如图12所示。从温度分布图可知在隔离段出口处工况9的燃烧反应区域要大于工况8的,且越往下游煤油化学反应程度越剧烈,燃烧区域不断扩大,至燃料支板尾部处与竖直方向的燃烧区、燃料支板尾部的燃烧区交织在一起组成了一个更大的燃烧区,燃料在此区间剧烈燃烧放热,压强相比工况8显著上升,内推力提升9%。在工况9下燃料支板的阻力为146 N,相比高为25 mm的燃料支板,阻力增加了39 N,但由于其燃烧组织效果增强,燃烧性能得到提升,燃烧室产生的推力可完全抵消支板高度增加带来的阻力损失。

图11 工况7～工况9燃烧室各截面温度分布图

图12 工况9燃烧室各截面马赫数分布图

4 结 论

本文通过数值模拟与试验的方法,对轴对称结构RBCC燃烧室不同构型下的燃料喷射方案进行了研究,对比了各种构型在超燃模态下的燃烧组织效果,结果表明:

1) 在燃料支板结合壁面喷射方式下,燃烧室的性能随着燃料支板喷射量的增加而逐渐提升,但在这种喷射方案下,燃烧室出口有少量燃料剩余,故需将燃料喷射位置前移;

2) 燃料支板结合中心支板喷射方式下的燃烧室性能要优于燃料支板结合壁面喷射下的性能,内推力大小具有1.28倍的提升;

3) 凹腔的加入可增强燃料在支板火箭出口与凹腔之间的燃烧组织效果,燃烧效率提高,推力性能要优于燃料支板结合后向台阶的性能;

4) 燃料支板高度的增加能提升燃烧室的燃烧性能,且随着隔离段燃料喷射量的增加,燃烧效率与推力性能的提升较为显著,燃烧室产生的推力可完全抵消支板高度的增加带来的阻力损失。

参考文献：

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