关键参数对固冲发动机二次燃烧性能影响规律及优化①

段艳娟，史　旭，杨玉新，齐　鑫，曹　琪

(中国航天科技集团公司四院四十一所，西安　710025)



关键参数对固冲发动机二次燃烧性能影响规律及优化①

段艳娟，史旭，杨玉新，齐鑫，曹琪

(中国航天科技集团公司四院四十一所，西安710025)

系统梳理了影响固体火箭冲压发动机二次燃烧性能的关键参数，通过数值仿真研究了各因素对二元双下侧进气道布局固冲发动机二次燃烧性能的耦合影响规律，在此基础上，完成了高性能固体火箭冲压发动机地面试验样机设计和验证。研究结果表明，采用轴向一次进气方案时，进气角度在45°～60°、头部距离在0.5D～0.75D时，二次燃烧效率较高，设计点余气系数<2.0时，在该范围内应尽可能选用大的进气角度和头部距离；设计点余气系数>2.0时，应优先选用轴向两次进气的结构形式，二次进气的间距在0.5D附近、二次进气角度在45°～60°时，可达到较高的燃烧效率；经优化设计，空燃比14～20范围内变化时，发动机的燃烧效率达到0.924以上。

固体火箭冲压发动机；二次燃烧；参数优化

0　引言

固体火箭冲压发动机(简称为“固冲发动机”)利用贫氧推进剂一次燃烧产生的富燃燃气与空气中的氧化剂，在补燃室中进行二次燃烧，释放能量产生推力，二次燃烧释放的能量占据贫氧推进剂释放能量的90%以上，二次燃烧效率的高低直接决定着固冲发动机的比冲性能，掺混燃烧效率提高1%，固冲发动机在典型状态(10 km、Ma=3)下的比冲提高2.5%以上。因此，优化固冲发动机的结构，提高二次燃烧效率，对于提高固冲发动机的性能具有重要的意义。

为获得影响固冲发动机二次燃烧效率的影响因素，提高固冲发动机的性能，国内外开展了大量的数值仿真和试验研究工作。Chen[1]、Mayer[2]、周继时[3]、赵洪章[4]等分别采用数值仿真的方法，研究了进气道结构参数和空燃比对固冲发动机二次燃烧性能的影响。许超[5]等数值研究了补燃室长度对二次燃烧性能的影响规律。夏智勋[6]、李纲[7]等采用直连试验的方式，研究了燃气发生器喷嘴结构和进气道结构参数对燃烧性能的影响规律。

本文在前人研究的基础上，结合实际工程应用，系统梳理影响固冲发动机掺混燃烧性能的关键参数，通过数值仿真研究关键参数对掺混燃烧性能的影响规律，获得固冲发动机掺混燃烧性能的优化设计准则，在此基础上完成高性能固冲发动机方案设计和地面直连试验验证。

1　固冲发动机掺混燃烧性能影响因素分析

据前人的研究结果，影响固冲发动机二次燃烧性能的主要参数有结构参数和工作参数两类。对于结构参数而言，主要有补燃室长度、一次燃气的喷孔的数量、布局及形状，进气道的进气角度、头部距离及轴向进气次数等因素；对于工作参数而言，主要有空燃比、来流空气的总温、补燃室压强等。在实际工程设计过程中，整体式固冲发动机补燃室长度主要受限于助推/续航两级能量分配，一次燃气喷孔的结构主要受限于燃气流量调节阀的结构及布局形式，一般不单纯从二次燃烧的角度进行优化。工作参数方面，来流空气总温和补燃室压强主要受限于导弹的工作包络和飞行弹道，而空燃比可依据固冲发动机的工作特性进行优化。因此，文中将重点针对进气角度、头部距离、轴向进气次数及空燃比进行研究。

2　数值仿真方法

2.1数值模型

据固冲发动机的工作特性，基于Fluent软件平台及用户自定义程序，建立固冲发动机二次燃烧过程仿真模型。气相控制方程采用三维N-S方程，凝聚相采用颗粒轨道模型进行描述，湍流模拟采用RNGk-ω模型，气相化学反应采用EDM (eddy-dissipation-model)模型，粒子的点火和燃烧过程采用King模型。模型的具体表达形式和适用性在相关论文中已有较多论述，本文不再赘述。

为了对比不同状态下燃烧性能的优劣，采用特征速度效率表征燃烧效率，具体定义如下：

(1)

2.2物理模型及边界条件

以二元双下侧进气道布局的固冲发动机为研究对象，为模拟进气道亚音速扩压段的流动过程，在进气道的孔道前方增加限流喉道，以保证进气道喉道后方流动与真实进气道一致。为了降低计算成本，选取计算模型的一半作为计算域，采用ICEM软件分区进行结构化网格划分。研究对象的物理模型和边界条件设置如图1和表1所示。

图1　计算网格及边界条件

表1　边界条件设置

3　关键参数对掺混燃烧性能的影响规律研究

据上述分析，选取空燃比N(空气和一次燃气质量流率之比)、进气道头部距离L1(进气口前缘距离二次燃烧室前段的距离)、空气进气角度α1(进气口与二次燃烧室轴线夹角)和进气方式JN(一次或二次进气)作为影响因素，并考虑空燃比跟进气道头部距离、空气进气角度及进气方式间的交互作用。采用正交试验方法，设计了27种工况进行数值模拟，试验工况及仿真结果如表2所示。研究中，模拟工况为10 km、Ma=3的飞行状态，对应的空气流量和总温分别为6 kg/s和625 K；二次进气角度α2=45°、两次进气间距L2=0.5D。

为了直观分析燃烧效率随各因素的变化规律，对表2中相同因素相同水平下的燃烧效率求平均，并绘制各因素的影响趋势图，如图2所示。由图2可看出：

(1)空燃比在6～18范围内变化时，燃烧效率随着空燃比增大呈现先增后减的趋势，燃烧效率的变化范围为0.851～0.904，在余气系数为2.0(空燃比12)附近时，燃烧效率最高，但对于轴向两次进气方案，这一最优余气系数大于2.0。

(2)头部距离在0～D(D为补燃室内径)范围内变化时，随着头部距离增大，燃烧效率先增大、后减小，燃烧效率的变化范围为0.855～0.910，头部距离约为0.5D时，燃烧效率最高；头部距离为0时，燃烧效率最低。

(3)进气角度在30°～60°范围内变化时，随着进气角度增加，燃烧效率增加，但45°后，增大幅度减小，燃烧效率的变化范围为0.846～0.896。

(4)轴向两次进气时，燃烧效率明显高于一次进气。依据上述规律，组合得到N=12/L1=0.5D/α1=60°/JN=2次时，即工况13条件下的燃烧效率最高，达到0.932，N=6/L1=0/α1=30°/JN=1次时，即工况1条件下的燃烧效率最低，为0.708，与表2直观分析的结果一致。

表2　关键参数耦合影响试验工况及仿真结果

为了进一步探究空燃比与另外3个结构参数之间的交互作用，依据正交特性，将正交试验的结果进行分组处理，考察在不同空燃比条件下燃烧效率随结构参数变化的波动。设mi为不同空燃比条件下9次试验燃烧效率的平均值；pij为空燃比i水平、因素p为j水平时燃烧效率的平均值。将pij/mi作为考察的目标函数，因素水平数作为变量，获得图3的变化趋势。可看出，不同空燃比条件下，各因素对掺混燃烧效率的影响规律基本一致，但在大空燃比条件下，头部距离和进气角度对掺混燃烧效率的影响更为显著，而对于进气次数而言，小空燃比条件下，其影响更为显著。

图2　关键参数影响趋势

图3　不同空燃比条件下各因素的影响趋势

4　轴向二次进气参数对掺混燃烧性能的影响规律

上述分析结果表明，轴向两次进气尤其是在大空燃比条件下，可显著提高补燃室的燃烧效率，为了进一步深入研究两次进气参数对二次燃烧效率的影响规律，在保持第一次进气结构参数和空燃比不变的情况下，选取两次进气口的距离L2(2个进气口前缘的距离)、二次进气的角度α2(二次进气口与燃烧室轴线的夹角)为影响因素，基于全因子试验设计方法，开展了5工况的数值仿真研究。研究中，进气道的头部距离为0.5D，进气角度为45°，空燃比为12。

表3给出了试验方案和仿真结果，图4给出了二次进气参数对燃烧效率的影响规律。可看出：

(1)当2次进气间距在0.25D～0.75D范围内变化时，燃烧效率先增大、后减小；进气间距为0.5D附近时，燃烧效率最高。

(2)二次进气角度由30°增加至45°时，燃烧效率增加；当由45°增加至60°时，燃烧效率基本保持不变。

表3　二次进气条件下数值仿真结果

图4　二次进气参数对掺混燃烧效率的影响规律

5　高比冲固冲发动机优化及试验验证

5.1高比冲固冲发动机优化设计

总结上述研究结果，对于二元双下侧进气道布局的固冲发动机，得到如下优化设计准则：

(1)进气角度应在40°～60°范围内设计，综合考虑燃烧效率和结构空间约束，建议选取45°的进气角度；设计点余气系数<2.0时，应避免采用小的进气角度。

(2)头部距离在0.5D～0.75D范围内，可达到较高的燃烧效率；设计点余气系数<2.0时，应避免采用小的头部距离。

(3)设计点余气系数>2.0时，优先考虑采用轴向两次进气的结构形式；而在设计点空燃比较低的情况下，应优先采用轴向单次进气的结构形式。

(4)二次进气的间距在0.5D附近时，可达到较高的燃烧效率；二次进气角度在45°～60°范围内较优。

依据上述设计准则，确定固冲发动机主要设计参数如表4所示，发动机结构见图5。

5.2高比冲固冲发动机性能验证

为了验证固冲发动机优化设计结果，基于地面直连试验，对发动机的性能进行考核。试验模拟工况为10 km、Ma=3，对应空气总温和流量分别为625 K和6 kg/s。试验中，通过燃气流量调节，实现不同空燃比的模拟。

表4　固冲发动机主要设计参数

图5　试验发动机结构示意图

图6　试验测试补燃室压强和燃气发生器压强

图6给出了试验测试得到的燃气发生器压强和补燃室压强曲线，试验获得了空燃比为14、18、20条件下发动机的性能，具体如表5所示。

从表5可看出，优化后发动机的实测燃烧效率为0.924～0.946，对应10 km、Ma=3飞行条件下的高空比冲为9 194～9 473 N·s/kg，表明基于文中研究结果优化得到的发动机具有较高的燃烧效率和比冲性能。另外，表5也给出了地面试验结果与数值仿真结果的对比，补燃室压强的最大预示偏差不超过3.2%。

表5　试验发动机性能

6　结论

(1)进气角度在45°～60°范围内时，可获得较高的燃烧效率；设计点余气系数<2.0时，应优先选用大的进气角度。

(2)头部距离在0.5D～0.75D范围内，可达到较高的燃烧效率；设计点余气系数<2.0时，应优先采用大的头部距离。

(3)设计点余气系数>2.0时，优先考虑采用轴向两次进气的结构形式；采用两次进气方案时，二次进气的间距在0.5D附近、二次进气角度在45°～60°时，可达到较高的燃烧效率。

(4)基于上述优化准则，获得发动机在空燃比14～20范围内的燃烧效率达到0.924以上。

[1]Chen L,Tao C C.Study on the side-inlet dump combustor of solid ducted rocket with reacting flow[R].AIAA 84-1378.

[2]Mayer A E H J,Stowe R A.Experimental study into mixing in a solid fuel ducted rocket combustion chamber[R].AIAA 2000-3346.

[3]周继时,李进贤,钟华,等. 二元进气道夹角对冲压发动机二次燃烧的影响[J].固体火箭技术,2005,28(2):112-115.

[4]赵洪章,李进贤,曹琪. 进气形式对冲压发动机二次燃烧的影响[J].弹箭与制导学报,2011,31(2):114-116.

[5]许超,李进贤,冯喜平,等. 补燃室长度对固冲发动机二次燃烧的影响[J].固体火箭技术,2007,30(4):292-298.

[6]夏智勋,胡建新,王志吉,等. 非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究[J].航空动力学报,2004,19(5):713-717.

[7]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.

(编辑：崔贤彬)

Effects and optimization of key parameters on the secondary combustion efficiency of ducted rocket motor

DUAN Yan-juan,SHI Xu,YANG Yu-xin,QI Xin,CAO Qi

(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi'an710025，China)

Different parameters affecting the secondary combustion efficiency of ducted rocket motor were analyzed and key parameters were sum up.Numerical simulations were carried out to study the effects of the key parameters on the combustion efficiency of ducted rocket motor with two 2-D inlets 90° apart .Moreover,an experimental motor was designed and tested.Results show that:to obtain high combustion efficiency for ducted rocket motor with single inlet along the axes,the optimum angle of inlet is between 45°and 60°,and the head distance is between 0.5Dand 0.75D.Higher values mentioned above are recommended when the excess air coefficient is below 2.0.The configuration with two inlets along the axes is recommended when the excess air coefficient is above 2.0.The optimum distance between the two inlets is about 0.5Dand the optimum angle of the secondary inlet is between 45° and 60°.The combustion efficiency tested in the experiment was above 0.924 when the air to fuel ratio varies from 14 to 20.

ducted rocket motor;secondary combustion;optimized design of parameters

2015-05-31；

2015-09-21。

段艳娟(1984—)，女，博士，研究方向为固体火箭冲压发动机。E-mail：duanyanjuan@163.com

V435

A

1006-2793(2016)03-0317-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.03.004