固体火箭超燃冲压发动机燃烧特性分析

刘 仔, 陈林泉, 吴 秋

(中国航天科技集团公司第四研究院第41研究所, 西安 710025)

0 引言

当飞行马赫数超过5时,燃烧室内的流动维持超声速状态能获得更高的比冲[1]。因此,超燃冲压发动机是高超声速飞行器的理想动力装置。美国与俄罗斯等相继开展了超燃冲压发动机的研究,并取得了大量的成果。美国更是开展了以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的飞行演示试验。

固体火箭超燃冲压发动机与其他超燃冲压发动机相比具有结构简单、可长期贮存、安全性好、成本低、作战反应时间短、无点火与火焰稳定困难等优点。因此,在高超声速导弹上具有广泛的应用前景。1992年,Witt等[2]提出了固体火箭超燃冲压发动机的概念。吕仲[3-4]首次开展了固体火箭超燃冲压发动机补燃室内超声速燃烧的试验与数值模拟研究。李轩等[5]对固体火箭超燃冲压发动机补燃室的燃烧特性开展了研究。刘仔等[6]研究了补燃室入口空气参数对燃烧性能的影响。

目前,针对固体火箭超燃冲压发动机的研究极少且均以补燃室为研究对象。由于进气道与补燃室之间存在耦合作用效应,因此将进气道与补燃室进行整体流场计算,分析补燃室的燃烧特性比单独计算补燃室具有更重要的意义。文中对进气道与补燃室进行了初步设计,利用数值模拟方法研究等动压飞行条件下补燃室的燃烧特性,为固体火箭超燃冲压发动机的工程设计提供一定的参考。

1 固体火箭超燃冲压发动机设计

选取飞行高度H=25 km,马赫数Ma=6为设计点,采用文献[7]提出的轴对称进气道工程设计方法对轴对称混压式进气道进行初步设计。进气道捕获半径为80 mm,外压缩段的半锥角分别为9.6°、15.3°、24.4°,设定唇罩起始倾角为15°,内压缩段采用圆弧过渡,其中内收缩比为1.85。根据固体火箭超燃冲压发动机补燃室的工作特点,隔离段采用等面积弯曲管道设计。

补燃室采用三级扩张段设计[3],适当的扩张设计能够有效避免超声速流动在加热过程中形成大范围的热壅塞,以避免总压损失过大。其中三级燃烧室长度与扩张角度分别为:100 mm与0°、300 mm与1°、400 mm与2.5°。

燃气发生器安装在进气道的中心体内。为保证贫氧推进剂能够稳定燃烧,燃气发生器采用壅塞式设计。由于文中只对补燃室内的燃烧过程开展研究工作,因此不进行尾喷管的设计工作。其中发动机结构如图1所示。

图1 固体火箭超燃冲压发动机模型

2 数值计算方法

2.1 计算方法

文中所设计的发动机模型是旋转轴对称结构形式,因此文中采用二维轴对称以简化计算。采用的雷诺时均N-S方程为[8]:

(1)

在基于密度条件下,采用二阶迎风格式离散控制方程,利用Roe-FDS求解界面通量。湍流模型采用SSTk-ω模型,该模型是一个自适应模型;默认采用增强壁面函数对近壁区进行处理,要求y+=1～5之间,文中选取y+=2[9]。同时考虑超声速燃气压缩性的影响[10]。湍流燃烧模型采用涡团耗散模型,化学反应速率的计算式为[8]:

(2)

边界条件设置如下:

1)燃气入口

采用压力入口边界条件。喷嘴出口的富燃燃气组分为C2H4、CO2与H2O,其中各组分的质量分数分别为0.5、0.25与0.25[5]。富燃燃气的总温Tt=2 200 K,总压pt=2 MPa,出口马赫数Ma=1[5]。

2)空气入口

采用压力远场条件。文中采用等动压飞行设计方案。根据文献[11]可确定设计状态与非设计状态下的来流参数见表1。

3)出口、壁面与对称轴

出口采用压力出口,壁面采用绝热固壁,对称轴采用对称边界,其中参数均保持默认设置。

表1 来流空气条件

2.2 算例验证

利用文献[10]的物理问题验证湍流模型与燃烧模型组合对超声速剪切掺混燃烧计算的准确性。图2是实验与数值对比结果。结果表明,文中的模型组合可计算超声速剪切掺混燃烧问题。

图2 燃烧室截面(x=113 mm)的速度分布

3 计算结果与分析

图3 补燃室的静温分布

图3是不同来流条件下补燃室的静温分布。不同来流马赫数下补燃室的扩散火焰结构一致。随着轴向距离的增大,火焰面的位置逐渐靠近壁面。随来流马赫数的增加,补燃室入口空气静温增加,火焰温度随之增大,且火焰温度最大值出现在头部回流区内;当来流马赫数Ma=5、6、7时,补燃室的火焰最高温度分别为3 397 K、3 635 K、3 990 K。补燃室头部的低速高温回流区有利于火焰的传播,具有点火与火焰稳定的作用,但也需要更强的热防护保证壁面不被高温燃气烧穿。

图4是设计点Ma=6时乙烯的质量分数。乙烯集中在补燃室中心轴线的一定范围,随轴向距离增大,质量分数逐渐减小,表明乙烯在不断向壁面方向输运。图5是x=1 m处乙烯的质量分数分布。乙烯质量分数接近零的位置即为火焰面的位置。火焰面随来流马赫数的增加逐渐远离壁面,表明波系减弱了乙烯向壁面的输运过程。

图4 设计点下的乙烯质量分数分布

图5 x=1 m处乙烯的质量分数分布

图6是不同来流条件下补燃室的燃烧速率。随来流马赫数的增加,最大燃烧速率逐渐增大。燃烧只发生在燃气与空气接触的薄层内,且在波系的作用下反应区出现波动现象。随轴向距离的增大,燃烧速率总体逐渐减小,但一级燃烧室内出现波动式下降,分析认为是由激波作用所引起。

图6 补燃室的燃烧速率分布

燃烧效率是衡量补燃室性能的重要参数,反映了燃料与空气掺混燃烧的程度。其定义为已反应的燃料质量流率与能反应的燃料总质量流率之比[8]:

(3)

图7是不同来流条件下补燃室的燃烧效率。随马赫数的增加,燃烧效率逐渐减小。随马赫数的增大,补燃室入口空气流速增大,氧气在补燃室内的滞留时间减小,进而导致燃烧效率减小。3种不同飞行条件下补燃室的燃烧效率均不足50%,燃烧不够充分,因此如何增强掺混燃烧是进入工程运用阶段前必须要解决的问题。

图7 不同来流条件下的燃烧效率

文中使用补燃室推力与比冲两个参数来衡量补燃室的性能。其中,利用动量定理可推得补燃室推力的计算公式如下:

(4)

式中：下标in与e分别表示补燃室空气入口与出口参数。

补燃室比冲的计算公式为:

(5)

表2是不同来流条件下补燃室的推力及比冲变化。随着飞行马赫数增加,补燃室推力与比冲均逐渐降低,分析认为是由于补燃室总燃烧效率逐渐降低所导致。

表2 不同来流条件下补燃室性能参数

4 结论

文中对不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机进行了数值仿真,得到了不同来流条件下补燃室的燃烧特性。结论如下:

1)在补燃室头部形成了低速高温回流区,且最高燃烧温度随来流马赫数的增加而增大。

2)反应区集中在富燃燃气与空气接触的薄层内,且反应速率随来流马赫数的增大而增大。反应速率沿补燃室轴线逐渐减小,且在激波的作用下出现波动式下降。

3)随着来流马赫数的增加,补燃室的燃烧效率逐渐减小,进而导致补燃室的推力与比冲也逐渐减小。不同来流条件下的燃烧效率均低于50%,因此在进行补燃室结构设计时应考虑使用增强掺混燃烧装置,以提高燃烧效率。

参考文献:

[1] 赵庆华, 刘建全, 王莉莉, 等. 固体燃料的超声速燃烧研究进展 [J]. 飞航导弹, 2009，10(10): 59-63.

[2] VAUGTH C, WITT M, NETZER D W, et al. Investigation of solid fuel, dud-mode combustion ramjets [J]. Journal of Propulsion and Power, 1992, 8(5): 1004-1011.

[3] 吕仲. 固体火箭超燃冲压发动机工作特性研究 [D]. 长沙: 国防科学技术大学, 2012.

[4] LYU Zhong, XIA Zhixun, LIU Bing, et al. Experimental and numerical investigation of a solid-fuel rocket scramjet combustor [J]. Journal of Propulsion and Power, 2016, 32(2): 273-278.

[5] 李轩, 马利锋, 赵永涛, 等. 固体火箭超燃冲压发动机性能数值模拟研究 [J]. 弹箭与制导学报, 2014, 34(1): 104-107.

[6] 刘仔, 陈林泉, 吴秋. 来流参数对固体火箭超燃冲压发动机补燃室性能的影响 [C]∥第三十三届固体火箭推进专业学术年会论文集, 2016: 58-65.

[7] 鲍福廷, 黄熙君, 张振鹏. 固体火箭冲压组合发动机 [M]. 北京: 宇航出版社, 2006: 115-119.

[8] 陶欢. 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室工作特性研究 [D]. 北京: 北京理工大学, 2015.

[9] 迟鸿伟. 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室内自点火和火焰稳定性研究 [D]. 北京: 北京理工大学, 2015.

[10] 邢建文. 化学平衡假设和火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用 [D]. 绵阳: 中国空气动力研究与发展中心, 2007.

[11] HEISER W H, PRATT D T, DALEY D H， et al. Hypersonic airbreathing propulsion [M]. Washington: AIAA, 1994: 37-40, 578-579.