某两侧进气固冲发动机二次燃烧性能提升仿真研究

王希亮, 陈志明, 孙振华

(1 中国空空导弹研究院， 河南洛阳 471009；2 航空制导武器航空科技重点实验室， 河南洛阳 471009)

0 引言

固体火箭冲压发动机具有比冲高、质量轻、速度快、体积装填率高和可维护性好等诸多优点,非常适合空射导弹的应用。由于含硼富燃料推进剂具有能量高、密度大的特点,因此采用含硼富燃料推进剂的固冲发动机成为研究热点。目前已经服役的欧洲“流星”空空导弹就采用了以含硼富燃料推进剂为燃料的固冲发动机。含硼富燃料推进剂的理论热值虽然很高,但它的能量需要在固冲发动机中以燃烧的形式释放出来,因此固冲发动机补燃室的二次燃烧性能一直是国内外的研究重点。目前国内外多家单位以双下侧进气布局方式的固冲发动机为研究对象,针对进气道夹角、进气角度、头部距离、燃气喷射方式、进气方式、空燃比等因素对补燃室燃烧效率的影响进行了广泛的研究[1-8]。也有单位对环形进气的固体火箭冲压发动机进行了研究[9]。

文中采用商业软件对头部两侧进气方式的固冲发动机内流场进行了数值模拟,对比了两种不同进气道出口形式的样机在补燃室燃烧性能方面的差异,在保持进气道出口结构不变的条件下,提出了通过改变一次燃气喷射方式来提高补燃室二次燃烧性能的方法,并对其效果进行了研究分析。

1 物理模型

文中的研究基于地面连管试验用头部两侧进气固冲发动机。为便于比较,计算过程中采用了简化的物理模型,计算流场范围包括进气道、燃气发生器、燃气导管和补燃室等部分。燃气喷口喉径为Φ24.5 mm,冲压喷管喉径为Φ235 mm。由于研究对象是对称体,流动也具有对称性,为了减少计算量,取整个结构的1/4作为计算域,其结构见图1。从图中可以看出两者最大的不同在于进气道出口形状有差异,其中工况1进气道出口截面形状为扇形,而工况2进气道出口截面形状为腰形,且工况2的进气道出口面积大于工况1的出口面积,同时工况1的燃气导管直径为60 mm,而工况2的为110 mm。

文中设计的4种不同燃气分配器模型见图2,均基于工况2,燃气经导管后通过燃气分配器进入补燃室。其中工况3和工况4的燃气分配器为外圈8孔和中心1孔结构,但工况3的燃气导管直径为100 mm,工况4的为110 mm。工况5的燃气分配器为外圈8孔和内圈4孔,工况6的为外圈2圆孔、2腰形孔和中心1孔,工况7为外圈6圆孔、2腰形孔和中心1孔。

图1 固冲发动机简化模型

图2 基于工况2的不同燃气分配器模型

2 计算模型

计算模型采用文献[10]中的模型,该计算模型曾多次用于类似结构的补燃室流场计算,并与试验结果进行了对比验证了其准确性,其精度可以满足文中开展的研究工作的要求。采用专业网格生成软件ICEM对计算区域进行网格划分。为了提高计算的精度及效率,采用了结构化网格生成技术。在补燃室头部等型面复杂、压力梯度大的区域进行网格局部加密。壁面网格示意图见图3。

图3 工况2壁面网格示意图

为便于对比,所有几何模型均按15 km、2.8Ma的飞行状态进行仿真,然后在20 km、3.6Ma飞行状态进行进一步验证,进行数值计算的边界条件主要采用空气、燃气质量入口边界,冲压喷管压力出口边界,对称面和固体壁面边界,数值计算所采用的计算参数见表1。

表1 计算参数

3 计算结果与分析

图4、图5所示为工况1、工况2各截面总压、总温曲线。由图可知,工况1的总压与总温明显高于工况2,如果以补燃室出口截面总压为基准,则计算条件下工况1的性能比工况2要高8.1%左右。从图5可以看出工况1起始4个截面的总温增加速度比工况2要快,说明在工况1中补燃室头部区域掺混燃烧的效果较好,这进一步提高了后续区域硼粒子点火燃烧的几率。

图4 工况1和工况2补燃室沿程截面总压变化曲线

但从图6和图7的对比可知,相同计算条件下工况1的壁面温度要远远高于工况2的壁面温度,这会给长时间工作的补燃室热防护系统带来较大的压力。因此考虑以工况2为参考,通过改变一次燃气的喷射方式,改善补燃室内的掺混燃烧,希望在保持壁面温度较低的情况下提升其二次燃烧性能。

图8、图9所示为工况3～工况7各截面总压、总温曲线。由图可知,工况4的总压与总温要高于其它工况,因此工况4的性能是这几个工况中最好的。各工况总压与总温的变化趋势基本一致,沿补燃室长度方向,在补燃室头部区域总压下降剧烈,这是因为在这一区域,燃气与空气在此相遇,发生掺混,出现涡旋,动能损失较大所致;在补燃室中下游区域总压下降平缓,在这一段区域的总压损失主要是摩擦和加热引起的;喷管部分,即在补燃室出口截面和尾喷管出口截面之间,总压下降剧烈,这主要是摩擦、加热和超声速流场不均匀造成的损失。以工况4为例,以补燃室头部截面总压数据为参考,在这三段区域内,总压下降幅度分别为2.35%、8.13%和21.66%。总温在补燃室长度方向上呈上升趋势,这是因为随着流动的继续,使得燃烧更加充分。

图5 工况1和工况2补燃室沿程截面总温变化曲线

图6 工况1补燃室壁面温度分布

图7 工况2补燃室壁面温度分布

工况3和工况4从结构上看只是燃气导管直径有所不同,但工况4的性能明显高于工况3,如果以补燃室出口截面总压为基准,则计算条件下工况4的性能比工况3要高2.3%左右。说明燃气导管直径对补燃室二次燃烧性能有一定的影响,文中的计算条件下燃气导管直径增大较为有利,但燃气导管的最大直径受总体结构限制存在极限值。

图8 不同燃气进口条件下补燃室沿程截面总压变化

图9 不同燃气进口条件下补燃室沿程截面总温变化

图10 工况4补燃室沿程截面温度云图

图11 工况4补燃室壁面温度云图

图10和图11分别为工况4的补燃室沿程截面和壁面温度云图,从中可以看出,高温区主要集中在补燃室轴线附近区域,随着流动的继续,温度场在喷管出口附近逐渐趋于平均;空气由进气道流入,沿轴线方向紧贴补燃室内壁面流动,因此这一侧的补燃室

壁面温度明显低于其它部位,随着流动的进行,空气不断与高温燃气发生掺混燃烧,高温区域逐渐向径向扩散,总体而言壁面高温区域比工况2有所扩大,但比工况1要小得多。

为了进一步对比不同工况的掺混燃烧性能,对不同工况的相对比冲数据进行分析,见表2和表3。

从表2、表3中可以看出,在飞行状态15 km、2.8Ma,如果以工况2基准状态作为比较基础,则工况1的比冲要比工况2高28%,而在飞行状态20 km、3.6Ma其比冲增益更是高达34.5%,说明进气道出口的结构形式对补燃室二次燃烧性能有重大影响。

表2 发动机性能处理数据表(15 km,2.8 Ma)

表3 发动机性能处理数据表(20 km,3.6 Ma)

由表2可知,不同燃气喷口改进方案均能够有效提升工况2的性能,由表3可知,在飞行状态15 km、2.8Ma下采用的性能提升手段到了飞行状态20 km、3.6Ma下同样有效,而且效果更好,因此对采用高空巡航弹道的发动机而言预计可以大大提高全弹的性能指标。

4 结论

通过文中的仿真分析,可得如下结论:

1)工况2原始状态的性能要远远低于工况1的性能,说明进气道出口结构形式对补燃室二次燃烧性能有重大影响;

2)在保持进气道出口结构不变的条件下通过合理配置一次燃气喷射方式可以在一定程度上提升工况2的二次燃烧性能,当采用文中的提出的布局方式时,在飞行状态15 km、2.8Ma下最大可提升20.2%;

3)对文中研究的固冲发动机结构形式来说,空气和燃气进入补燃室的方式均会对掺混燃烧造成影响,相对而言空气的进入方式影响更为强烈,因此需要从结构上仔细优化空气和燃气的进入方式,通过两者的相互配合获得较好的掺混燃烧效果。

参考文献:

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