头部两侧和单侧进气对固冲发动机燃烧影响*

王希亮，孙振华

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳　471099)



导弹技术

头部两侧和单侧进气对固冲发动机燃烧影响*

王希亮，孙振华

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳471099)

摘要：为了研究进气道布局形式对固冲发动机二次燃烧性能的影响，分别对头部两侧进气和单侧进气2种布局方案的固冲发动机开展了二次燃烧仿真和试验对比研究。结果表明：单侧进气时补燃室掺混燃烧效果优于两侧进气；单侧进气会导致补燃室局部出现高温高速区域，对补燃室热防护不利；在相同的工况下单侧进气获得的推力与两侧进气相当。

关键词：固冲发动机；二次燃烧；进气道布局；热防护；数值模拟；试验

0引言

采用固冲发动机的导弹为了满足规定的战术技术指标要求，必须进行导弹/发动机/进气道的一体化优化设计才能实现，由此出现了不同的进气道布局形式的冲压发动机方案。目前国内外对各种进气布局方案的研究主要集中在进气道特性、导弹/进气道气动特性等方面[1-4]。实际上，对固冲发动机尤其是采用含硼富燃料推进剂的固冲发动机而言，进气方式对发动机的二次燃烧特性也有很大的影响。

受欧洲“流星”空空导弹的影响，国内多家单位对采用双下侧进气布局方案固冲发动机二次燃烧性能进行了理论和试验研究，获得了大量研究成果[5-12]，同时也有单位对采用中心进气、环向进气和头部两侧进气的固冲发动机方案开展了研究[13-15]，但对采用单侧进气道或颚下进气道形式的固冲发动机研究尚未见相关报道。

本文对头部两侧进气和单侧进气(模拟颚下进气)2种不同结构形式的固冲发动机方案开展了二次燃烧仿真和试验对比研究，其结果可为固冲发动机总体设计提供参考。

1计算模型

1.1物理模型

为便于与试验结果进行比较，物理模型采用地面连管试验状态，计算流场范围包括进气道、燃气发生器(部分)、燃气通道、冲压补燃室等部分。为了便于造型与网格划分，对真实的发动机结构进行了合理的简化，由于研究对象是对称体，流动也具有一定的对称性，在不考虑迎角和侧滑角组合的情况下，为了减少计算量，对头部两侧进气取整个结构的1/4作为计算域，对单侧进气取整个结构的1/2作为计算域，其结构如图1所示。

图1　发动机简化物理模型Fig.1　Simplified physical model of ducted rocket

1.2数学模型

冲压发动机补燃室内流场包含非常复杂的湍流流动和化学反应，其流动是三维非定常多组分气固两相流动。为了简化分析，对流场作如下假设：

(1) 含硼推进剂各组分含量为B(30%)、C4H6O0.03(30%)、AP(40%)；

(2) 补燃室内所有气相为理想气体，符合气体状态方程；

(3) 补燃室内的流动为定常三维流动；

(4) 绝热层为固定界面，不参与变化和反应。

补燃室入口富燃燃气组分及摩尔分数通过热力计算获得。

根据以上假设和流体力学中的质量、动量、能量和组分的守恒方程，采用商业CFD软件FLUENT进行计算，使用有限体积法求解雷诺平均后的三维N-S方程。紊流模型为RNGκ-ε模型，采用二阶迎风格式离散。壁面附近流体计算采用标准壁面函数处理。

气相湍流燃烧采用PDF模型，其中热化学计算在prePDF中进行，并列成表以便于在FLUENT中查询。紊流和化学的相互作用考虑为一个概率密度函数(PDF)。

计算收敛准则为：连续方程、动量方程、能量方程以及κ-ε方程的残差至少下降3个数量级，且冲压喷管出口截面流量稳定。

1.3边界条件

计算中用到的边界条件类型有：质量入口边界、压力出口边界、对称边界和无滑移绝热固壁等，计算模拟状态为15 km，3.2Ma，具体边界条件设置如表1所示。

表1　边界条件

2计算结果与分析

通过仿真获得了头部两侧进气和单侧进气2种进气形式的流场图谱(见图2～7所示)。

图2为2种进气方式空气和一次燃气的流线对比，从中可以看出在单侧进气时大量空气直接撞击在进气道对侧，然后沿两侧壁面回卷，在补燃室内形成了明显的螺旋状流态，一次燃气受空气流的阻挡，在补燃室头部形成了比较大的回流区，在补燃室后部一次燃气与空气的掺混较好。而在两侧进气时大部分一次燃气都被空气流包裹在中心区域，头部只有很小的回流区，在整个补燃室内一次燃气与空气掺混较少。

图2　2种进气方式流线对比Fig.2　Comparison of air inlet streamline of two modes of air inlet

图3和图4分别是2种进气方式对称面和壁面的静温分布云图，从图3可以看出单侧进气头部存在较大的高温区域，而两侧进气的高温区域主要集中在中间的带状区域内。从图4可以看出单侧进气在进气道对侧存在大面积的高温区域，最高温度在2 500 K左右，而两侧进气时补燃室壁面高温区主要集中在两进气道所夹的区域内，且最高温度只有2 100 K左右，相比而言两侧进气有利于补燃室的热防护设计。

图3　2种进气方式对称面静温云图对比Fig.3　Comparison of static temperature contours on symmetric for two modes of air inlet

图4　2种进气方式壁面静温云图对比Fig.4　Comparison of static temperature contours on wall for two modes of air inlet

图5为2种进气方式对称面马赫数云图。从中可以看出由于假设2种进气方式捕获空气流量相同，单侧进气进气道出口的气流马赫数较高，达到了0.8～0.9，略高于一次燃气的出口马赫数，因此单侧进气发动机的空燃动量比相对较高，空气与燃气接触时的冲击增强，强化了燃气掺混，有利于二次燃烧，同时由于燃气流无法直接穿透空气流，在补燃室头部形成了回流区，有利于硼粒子的点火。两侧进气进气道出口的气流马赫数为0.4～0.5，低于一次燃气的出口马赫数，因此一次燃气能够穿透空气流，并在补燃室中心区域取得了较好的掺混效果。在补燃室的大部分区域，单侧进气时进气道对侧的气流马赫数相对较高，而两侧进气马赫数分布较为均匀。

图5　2种进气方式对称面马赫数云图对比Fig.5　Comparison of Mach number contours on symmetric for two modes of air inlet

图6和图7分别是2种进气方式对称面和补燃室不同截面的静压分布云图，从中可以看出单侧进气补燃室头部静压差异较大，而两侧进气补燃室头部静压分布较为均匀，这与前面的流动分析结果相对应。在补燃室后部，单侧进气的高压区域明显大于两侧进气，说明单侧进气的二次燃烧效率较高。从图7可以看出，在补燃室出口截面单侧进气的静压分布不均匀性要高于两侧进气。

图6　2种进气方式对称面静压云图对比Fig.6　Comparison of static pressure contours on symmetric for two modes of air inlet

图7　2种进气方式补燃室不同截面静压云图对比Fig.7　Comparison of static pressure contours on different sections for two modes of air inlet

3试验研究

3.1试验方案

针对单侧进气和两侧进气开展了对比试验研究，两次试验使用的发动机除进气方式不同外其余结构完全相同。在模拟单侧进气时将一侧进气道去除，并在相应的进气道出口安装堵盖密封。2次试验模拟空气来流状态相同，并采用同一批次的推进剂以保证一次燃气的性质和流量一致。图8为2次试验采用发动机结构示意图。

图8　2次试验发动机结构示意图Fig.8　Schematic diagram of the two test engine structures

3.2试验结果分析

根据试验方案，完成了2次点火试验，试验过程中发动机工作正常，试验数据有效。图9为2次试验发动机工作过程中燃气流量与推力变化曲线，其中推力按最大值进行了归一化处理。从中可以看出2次试验燃气流量大小基本相同，变化规律一致，推力曲线波动幅度相对较大，总体而言单侧进气的平均推力要略高于两侧进气的平均推力。

图9　2次试验燃气流量与推力变化曲线Fig.9　Curve of gas flow and the thrust in two tests

对试验结果进行了处理，其结果见表2。其中试验值按工作时间内的平均值计算，燃烧效率是指温升效率，用补燃室尾部静压数据经处理获得，并以两侧进气的结果为基准进行归一化处理。

表2　主要性能参数处理结果

从表2可以看出进气方式对补燃室前后压强分布有较大的影响，单侧进气时补燃室静压头部低、尾部高，而两侧进气时补燃室静压头部高、尾部低。单侧进气的燃烧效率高于两侧进气，试验工况下按温升效率计算的燃烧效率高14.7%，与前文的数值仿真结论一致。从台架推力可以看出，2种进气方式获得的推力基本一致，说明虽然单侧进气能获得较高的燃烧效率，但由于补燃室内流场分布不均匀，总压损失较大，导致最终得到的推力并没有明显增加。

2次试验均在尾部截面2个相同的测点位置进行了总压测试(见图10)，测点位置距内壁面高度分别为90 mm和60 mm，总压测量结果见表3。从表中可以发现两者有较大的区别。双侧进气补燃室尾部2个测点的总压在点火前后均基本相同，单侧进气时2个测点的总压在点火前后存在明显差异，说明该截面流场分布极不均匀。

图10　补燃室内总压测点布置图Fig.10　Afterburning chamber total pressure measuring point arrangement

表3　补燃室尾部总压测量结果

备注：测点1插入深度90 mm，测点2插入深度60 mm

图11为仿真得到的补燃室尾部截面的总压分布云图(压强基准值为100 000 Pa)，从中可以看出，双侧进气时该截面的压强分布相对较为均匀，最高压强与最低压强相差约10%，相反单侧进气时该截面的压强分布差异明显，最高压强与最低压强相差高达37%左右，且单侧进气该截面的平均总压要略高于双侧进气相同截面的平均总压。

图11　仿真得到的补燃室尾部测压截面总压云图Fig.11　Simulation result of the afterburner tail pressure section total pressure contours

4结论

(1) 在设计的工作条件下，单侧进气比双侧进气的二次燃烧性能要高，以补燃室尾部静压为基准，按温升效率计算单侧进气比双侧进气的燃烧效率高14.7%；

(2) 单侧进气使得补燃室绝热层局部承受高温、高速燃气的冲刷，在热防护设计时必须加以考虑；

(3) 单侧进气虽然能获得较高的燃烧效率，但由于补燃室内流场分布不均匀，总压损失较大，导致最终得到的推力并没有明显增加。

参考文献：

[1]蒋妮，王永卫，凌文辉，等. 典型布局的进气道/导弹一体化性能分析[J]. 推进技术, 2011, 32(4):451-454.

JIANG Ni, WANG Yong-wei, LING Wen-hui，et al. Integration Performance Analysis of Typical Arrangement Inlet/Missile[J]. Journal of Propulsion Technology, 2011, 32(4):451-454.

[2]孟宇鹏，闫晓娜，朱守梅，等. 旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究[J]. 战术导弹技术, 2008(5):24-30.

MENG Yu-peng, YAN Xiao-na, ZHU Shou-mei, et al. Numerical Investigation into Integrated External Flow Around Missile Body and Internal Flow for Four Supersonic Inlets[J]. Tactical Missile Technology, 2008(5):24-30.

[3]李雪平, 杨茂. 进气道布局对导弹气动性能影响的数值研究[J].科学技术与工程, 2010, 10(35):8747-8751.

LI Xue-ping, Yang Mao. Numerical Study of Inlet Configuration Effects on Aerodynamic Performance for Air-Breathing Missiles[J]. Science Technology and Engineering, 2010, 10(35): 8747-8751.

[4]谢文忠, 郭荣伟. 4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比[J]. 南京航空航天大学学报, 2011, 43(1):13-17.

XIE Wen-zhong, GUO Rong-wei. Mixed-Compression Supersonic Inlets Based on Four Air-Breathing Aircraft Configurations [J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2011, 43(1):13-17.

[5]STOWER A. Performance Prediction of a Ducted Rocket Combustor [D].University of Laval, 2001.

[6]张磊，周长省，鞠玉涛，等. 燃气侧喷固冲发动机补燃室流场三维数值研究[J].计算机仿真, 2008, 25(5):61-64.

ZHANG Lei, ZHOU Chang-sheng, JU Yu-tao, et al. 3D Numerical Simulation of Flow Field in Secondary Combustion Chamber of Fuel Gas Dual-Injection Ramjet Engine[J]. Computer Simulation, 2008, 25(5):61-64.

[7]VANKA S P.Analytical Characterization of Flow Fields in Side Inlet Dump Combustors[R].AIAA 83-1399.

[8]RISTORI A，DUFOUR E. Numerical Simulation of Ducted Rocket Motor[R].AIAA 2001-3193.

[9]李泽勇，胡建新，夏智勋，等. 进气道角度对含硼推进剂固冲发动机性能的影响[J]. 国防科技大学学报, 2008, 30(2):1-4.

LI Ze-yong, HU Jian-xin, XIA Zhi-xun, et al. Effects of Side-Inlet Angle on the Performance of Boron-Based Propellant Ducted Rocket[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2008, 30(2):1-4.

[10]霍东兴，何国强，陈林泉，等. 固冲发动机补燃室冷流掺混效果与燃烧效率对比研究[J]. 固体火箭技术, 2006, 29(5):329-332.

HUO Dong-xing, HE Guo-qiang, CHEN Lin-quan, et al. Contrast Study on Cold-Flow Mixing Effect and Combustion Efficiency of Afterburning Chamber of Solid Rocket Ramjet[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2006, 29(5):329-332.

[11]万少文，何国强. 掺混装置对固冲发动机掺混燃烧性能的影响[J]. 弹箭与制导学报, 2011, 31(4):108-109.

WAN Shao-wen, HE Guo-qiang. The Effect of Mixing-Enhanced Device on the Combustion Performance of Solid Rocket-Ramjet Motor[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2011, 31(4):108-109.

[12]李纲，何国强，孙振华，等. 固冲发动机补燃室二次燃烧实验研究[J]. 固体火箭技术, 2007, 30(5):400-403.

LI Gang, HE Guo-qiang, SUN Zhen-hua, et al. Experimental Investigation on Secondary Combustion in Solid Rocket Ramjet[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2007, 30(5):400-403.

[13]郑凯斌，陈林泉，张胜勇. 中心进气式固体火箭冲压发动机试验研究[J]. 固体火箭技术, 2007, 30(2):124-127.

ZHENG Kai-bin, CHEN Lin-quan, ZHANG Sheng-yong. Experimental Study on Solid Rocket Ramjet with Central Air-Inlet Mode[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2007, 30(2):124-127.

[14]赵春宇，李斌，鞠玉涛. 环向进气固体火箭冲压发动机补燃室流场数值模拟[J]. 弹箭与制导学报, 2008, 28(2):136-138.

ZHAO Chun-yu, LI Bin, JU Yu-tao. Numerical Simulation of Flow Field in Afterburning Chamber for Ringed-propellant Solid Rocket Ramjet Engine[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance,2008, 28(2):136-138.

[15]王希亮，孙振华，贺永杰，等. 头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究[J]. 航空兵器, 2011(5):51-55.

WANG Xi-liang, SUN Zhen-hua, HE Yong-jie, et al. Research on Internal Flowfield in Afterburning Chamber of Ducted Rocket with a Head Bilateral Inlet Configuration[J]. Aero Weaponry, 2011(5):51-55.

Effect of Head Bilateral or Lateral Inlet Configuration on Combustion Performance of Ducted Rocket

WANG Xi-liang, SUN Zhen-hua

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471099, China)

Abstract:In order to obtain the effect of inlet configuration on the performance of after burning of ducted rocket, both numerical simulation and experiment are performed on two different inlet configurations, with a head bilateral inlet configuration and a head lateral inlet configuration respectively. The results show that the performance of after burning of ducted rocket with a head lateral inlet configuration is better than that with a head bilateral inlet configuration. However, high temperature and high velocity appeared locally in head lateral inlet configuration, which is unfavorable to after burner insulator. Under the same condition, the thrust for two different configurations are almost the same.

Key words:ducted rocket; after burning; inlet configuration; thermal protection; numerical simulation; experiment

*收稿日期：2015-03-03；修回日期：2015-07-07

作者简介：王希亮(1975-)，男，湖南益阳人。高工，硕士，研究方向为固体火箭冲压发动机设计。

通信地址：471099河南省洛阳市030信箱4分箱E-mail：wangxl04764@163.com

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2016.02.011

中图分类号：V435

文献标志码：A

文章编号：1009-086X(2016)-02-0068-06