高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究*

曹军伟,何国强,单睿子,莫　展

(1　西北工业大学固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安　710072;2　中国空空导弹研究院,河南洛阳　471099)



高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究*

曹军伟1,何国强1,单睿子2,莫展2

(1西北工业大学固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场重点实验室,西安710072;2中国空空导弹研究院,河南洛阳471099)

摘要:为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明:当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3%提高到88.7%。

关键词:燃气射流;固冲发动机;燃烧效率;富燃料推进剂

0引言

固冲发动机作为一种吸气式动力装置,由于其理论比冲远高于固体火箭发动机,应用于战术导弹具有增加导弹射程的潜能,从而得到了国内外相关研究人员的关注和研究[1-4]。在富燃料推进剂中加入高热值的硼,能够提高固冲发动机的性能,但硼在固冲发动机二次燃烧过程中也存在有难于点火和燃烧的问题,因此如何提高含硼富燃料推进剂的二次燃烧效率是固冲发动机技术的重要研究内容。针对上述问题,研究人员开展了空燃比[5]、一次燃气喷射形式[6]、空气流量[7]、一、二次进气流量比[8-9]和一、二次进气间距[10]等因素对固冲发动机二次燃烧效率的影响研究。

为寻求进一步提高固冲发动机二次燃烧效率新的技术途径,文中提出了对硼粒子进行强制点火的概念,即在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流对掺混燃烧进行增强,提高补燃室头部温度,促进硼粒子的点火燃烧,进而提升固冲发动机的二次燃烧效率。针对上述思路,文中开展了相应的仿真和试验研究工作。

1计算模型

1.1物理模型

1.1.1带高温燃气射流装置的燃气发生器结构

图1为带有高温燃气射流的燃气发生器结构示意图。在固冲发动机燃气发生器一次燃气喷口附近增加高温燃气射流装置,其实质上是一种小型的固体火箭发动机,高温燃气射流由固体推进剂燃烧产生,温度可达3 000 K左右。

图2　带高温燃气射流装置的固冲发动机结构示意图

1.1.2带高温燃气射流装置的固冲发动机结构

图2为带有高温燃气射流装置的固冲发动机结构示意图,为提高计算效率,取实际模型的一半进行计算。

1.2计算方法

文中基本控制方程采用雷诺平均可压缩N-S方程,燃烧模型采用简化PDF燃烧模型,计算条件为:连管进气道入口流量5.46 kg/s,总温573 K;燃气发生器入口流量0.39 kg/s,温度1 800 K;高温燃气射流流量0.02 kg/s,温度3 000 K。

2仿真结果与分析

为研究高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率的影响,分别针对不带高温燃气射流的基准状态和带有高温燃气射流的固冲发动机二次燃烧过程进行了仿真。

2.1基准状态仿真

基准状态下固冲发动机补燃室对称面以及沿程截面的温度、O2和CO2的分布见图3～图5。可以看出,燃气发生器产生的富燃燃气通过偏向进气道一侧的喷口喷入补燃室内,空气射流被高动量的富燃燃气射流阻挡而绕燃气射流流动,氧气在燃气射流周围均有分布,燃气射流被空气射流压成月牙的形状,随着流动的发展,O2逐渐减小,CO2逐渐增加。由于补燃室头部的高温区域较小,不利于难燃金属颗粒的点火和燃烧;随着流动的发展主要的点火燃烧区域集中在进气道下游补燃室中心。

图3　补燃室对称面和沿程截面温度分布

图4　补燃室对称面和沿程截面O2的分布

图5　补燃室对称面和沿程截面CO2的分布

2.2带有高温燃气射流的仿真

带有高温燃气射流的固冲发动机补燃室对称面以及沿程截面的温度、O2和CO2的分布见图6～图8。可以看出,当在补燃室头部增加高温燃气流时,高温头部燃气射流与进入补燃室头部的多余空气进行掺混燃烧,增大了补燃室头部的高温区域,并且补燃室头部的温度相对基准状态也较高,这有利于难燃硼颗粒的燃烧,头部的高温区域强化了进气道下游补燃段的掺混燃烧,在距进气道出口下游较近的距离处有大量的CO2生成,该状态下进气道下游补燃段的燃烧区域主要集中于补燃室中心轴处。

图6　补燃室对称面和沿程截面温度分布

图7　补燃室对称面和沿程截面O2的分布

图8　补燃室对称面和沿程截面CO2的分布

2.3结果分析

通过对上述两种状态仿真结果进行处理,得到不同状态下固冲发动机的性能见表1。

由表1可以看出,通过在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流,固冲发动机的二次燃烧效率和比冲均得到了提高。

3试验验证情况

为验证高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效

表1　固冲发动机性能参数表

率的影响程度和仿真结果,设计研制了验证试验样机(见图9),并开展了不带高温燃气射流的基准状态和带高温燃气射流状态的固冲发动机连管试验,试验模拟参数为:空气流量5.5 kg/s、空气总温度为573 K。两种状态固冲发动机试验的补燃室压强曲线见图10,试验结果对比见表2。

图9　固冲发动机验证试验样机

图10　固冲发动机连管试验补燃室压强曲线

试验状态燃气流量/(kg/s)空燃比实测比冲/(N·s/kg)燃烧效率/%基准状态0.4113.47638.581.3带高温燃气射流状态0.4213.08359.288.7

由表2可以看出,在补燃室头部引入高温燃气射流能够有效提高固冲发动机的比冲和二次燃烧效率。

4结论

文中采用理论仿真和试验验证的方法对高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率的影响进行了研究,结论如下:

1)从仿真结果可以看出,在补燃室头部引入高温燃气射流,增大了补燃室头部的高温区域,提高了补燃室头部的气流温度,强化了进气道下游补燃段的掺混燃烧,有利于硼的燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率。

2)试验对比验证表明,在补燃室头部引入高温燃气射流后,固冲发动机的二次燃烧效率由基准状态的81.3%提高到了88.7%。

参考文献:

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*收稿日期:2015-04-27

作者简介:曹军伟(1973-),男,河南商水人,博士研究生,研究方向:固体火箭冲压发动机研究。

中图分类号:V430

文献标志码:A

Research on Effect of High Temperature Gas Injection on Secondary Combustion Efficiency of Solid Rocket Ramjet

CAO Junwei1,HE Guoqiang1,SHAN Ruizi2,MO Zhan2

(1National Key Laboratory of Combustion Flow and Thermal-structure, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China; 2 China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

Abstract:To improve secondary combustion efficiency of solid rocket ramjet, the method of introducing high temperature gas injection into front end of combustor to enhance mixture and combustion was proposed in this paper. Also, numerical simulation and test were conducted to study feasibility of the method. The simulation results show that the introduction of gas injection could increase temperature in front part of combustor, thereby facilitating combustion of propellant and improving combustion efficiency of solid rocket ramjet. Besides, the method was validated by test data that indicated rise of secondary combustion efficiency from 81.3% to 88.7%.

Keywords:gas injection; solid rocket ramjet; combustion efficiency; fuel rich propellant