旋流式掺混结构对补燃室二次燃烧性能的影响*

陈志明, 周小旭, 张 鑫, 白涛涛, 曹军伟

(中国空空导弹研究院, 河南洛阳 471009)

旋流式掺混结构对补燃室二次燃烧性能的影响*

陈志明, 周小旭, 张 鑫, 白涛涛, 曹军伟

(中国空空导弹研究院, 河南洛阳 471009)

文中设计了两种新型旋流式固冲发动机补燃室掺混结构,对该掺混结构作用下补燃室掺混燃烧流场进行了数值研究。分析了旋流式掺混结构对补燃室中掺混燃烧的影响,并与两种基准补燃室掺混结构的计算结果进行了对比分析。结果表明:旋流式掺混结构能够强化补燃室中的掺混燃烧效果,大幅提升固冲发动机补燃室的特征速度,且补燃室总压恢复系数满足设计需求,但补燃室内的旋流流动在一定程度上会削弱冲压喷管的做功能力。

固体火箭冲压发动机;补燃室;旋流;掺混燃烧;特征速度

0 引言

整体式固体火箭冲压发动机(简称“固冲发动机”)具有结构简单、工作可靠、维护使用方便等优点,同时又具有比固体火箭发动机高得多的能量,这对在体积和质量方面有严格限制的机载导弹来说更有吸引力。固冲发动机二次燃烧性能是其总体性能的决定因素之一。当前在固冲发动机二次燃烧方面的研究主要集中在燃烧模型改进、空气进气形式、燃气喷口位置和数量以及特型燃气喷口等方面[1]。此外,在旋流冲压燃烧室设计方面的研究主要侧重于将旋流叶片放置在旁侧进气道中形成旋流空气进气[2-4]、改变旁侧空气进气补燃室中燃气和空气进气角度或在燃气喷口设置旋流装置形成旋流[5-6]、在旁侧空气进气补燃室头部设置锥形旋流装置[7]、在中心进气补燃室的空气和燃气进气口直接给出空气和燃气旋流[8]等方面,这些研究均能使补燃室二次燃烧性能有一定的提升。

文中在某头部环形进气且要求小长径比补燃室固冲发动机的补燃室掺混结构设计中,综合旋流和横向射流[9-10]的流动结构提出了一种新型旋流式掺混结构,以期实现小长径比补燃室高效的二次燃烧性能。采用数值计算的方法对该头部环形进气固冲发动机补燃室旋流式掺混结构作用下的流场进行掺混燃烧仿真计算,并与基准掺混结构的计算结果进行对比,分析使用旋流式掺混结构对固冲发动机补燃室中掺混燃烧效果的影响,为某头部环形进气固冲发动机的设计提供参考。

1 物理模型

1.1 固冲发动机模型

文中的研究基于地面连管试验用头部环形进气固冲发动机模块化样机并进行适当简化,其中进气道和燃气发生器取部分模型,补燃室的长径比为4。该模型的主要组成部分包括:进气道(部分)、燃气发生器(部分)、掺混结构、补燃室和冲压喷管,具体结构见图1。

1.2 掺混结构方案模型

文中设计的旋流式掺混结构方案和基准方案具体结构见图2,在掺混结构设计时考虑到来流空气进入补燃室的突扩损失,在空气入口处设置一个锥形扩张角,空气旋流叶片安装在扩张锥面上。考虑到旋流空气的流动损失,根据补燃室结构尺寸确定旋流叶片的数量、叶型、轴向长度和导向角等。

case1为空气旋流与燃气横向射流组合结构方案,空气经扩张锥和旋流叶片旋转进入补燃室,燃气经拉瓦尔喷管进入与补燃室共轴的柱形燃气分配器并经4个沿径向均布的燃气导管进入补燃室与来流空气掺混燃烧,为防止燃气直接喷射到补燃室壁面上造成结构破坏,在结构允许的情况下适当增大燃气导管直径。case2为空气、燃气反向双旋流动与横向射流组合结构方案,在case1的基础上将燃气导管设置在柱形燃气分配器的切向,与来流空气旋向相反。case4为基准模型,空气沿锥形扩张通道直接进入补燃室,燃气在补燃室中心轴处经一个拉瓦尔喷管进入补燃室。case3在基准模型的基础上对燃气进口进行改型设计,燃气通过与补燃室轴向有一定夹角的4个燃气导管进入补燃室。

2 计算模型及验证

固冲发动机补燃室内流动、掺混和燃烧过程极其复杂,真实模拟其中的三维两相化学反应流场是不现实的,为简化计算文中采用文献[1]中的计算模型,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和效率,采用混合网格生成技术,网格如图3所示。

为验证该计算模型的可信度,采用上述模型对头部环形进气固冲发动机补燃室同一批次装药的两次地面连管试验做了相应的数值计算,并与连管试验结果进行对比,见表1。可见计算结果的尾部静压和特征速度均大于试验结果,其中试验1计算的尾部静压和特征速度与试验结果相比分别高出9.27%和9.76%,试验2分别高出7.28%和7.27%,均在10%以内。这表明文中采用的数值计算方法有较高的精度,且计算结果与试验结果的规律性一致,可以用于头部环形进气固冲发动机补燃室掺混燃烧的性能研究。

表1 数值计算结果与试验结果对比

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,一次燃气组分通过热力计算获得。数值计算所采用的主要参数见表2。

表2 计算参数

3 计算结果与分析

图4为在不同掺混结构作用下补燃室沿程截面质量平均总温分布图,其中轴向距离L=0 mm的位置为旋流叶片出口相对应的位置。可以看出case1和case2在补燃室头部掺混燃烧较为充分,在L=150 mm时总温均超过1 250 K,而case3约为900 K,case4仅接近750 K。随着流动的发展case1和case2的总温呈先迅速增大后缓慢增大的趋势,在L=500 mm时分别大于1 700 K和1 800 K,而case3和case4呈均匀缓慢增大的趋势。在补燃室尾部case2的总温接近1 900 K,case1略大于1 800 K,而case3和case4分别略大于1 350 K和1 200 K。

从图5可以看出case1和case2在补燃室头部总压下降较快,随着流动的发展呈先快速下降后缓慢下降的趋势,而case3和case4呈缓慢下降的趋势,可见在补燃室中引入旋流加大了总压损失。在来流条件相同的条件下,由于燃烧性能的差异,补燃室尾部总压由大到小为case2、case1、case3和case4,这在另一方面印证了图4的结果。

如图6所示,在补燃室头部L=150 mm截面处case1、case2和case3均形成了4个高温燃烧区域,其中高温燃烧区域面积case2最大,case1次之,case3最小,且case3的高温燃烧区域中有相对低温区域,可见旋流促进了补燃室头部空气和燃气的掺混和燃烧,旋转的空气对横向燃气射流施压,在补燃室头部环形通道内形成4个横向射流涡系,而燃气与空气的反向对流流动又进一步强化了空气与燃气的相互作用。case4的燃气射流核心区域还存在没有燃烧的区域。

随着流动的发展,在补燃室中部截面L=500 mm处case1和case2在整个截面上仍然有4个高温燃烧区域,其中case1截面中心有一较大的圆形相对低温区域,而case2在截面中心处出现旋涡状的高温燃烧区域。case3的4个高温燃烧区域增大并且相对低温区域消失,但相对位置没有改变,case4中心高温燃烧区域也增大,燃气射流核心区域未燃燃气消失,但仍有相对低温区域。case3和case4截面上仍存在大面积的低温纯空气区域。在补燃室尾部L=880 mm截面处case2温度分布最为均匀,case1截面中心处仍然有圆形相对低温区域,case3的高温燃烧区域增大且相对位置固定不变,case4中心高温燃烧区域增大且其中的相对低温区域消失,但case3和case4截面上依然有较大面积的低温纯空气区域。

由此可见空气旋转流动和燃气横向并与空气相对流动在补燃室头部形成4个稳定的高温燃烧区域,实现局部的点火和燃烧,随着流动的发展形成的4个高温燃烧区域与旋流空气进一步掺混和燃烧,最终在补燃室出口处形成温度较为均匀的高温燃气气团,极大的提升了补燃室的掺混燃烧效率。

表3为不同掺混结构作用下补燃室的特征速度和总压恢复系数。可见case2的特征速度最高,相对于基准模型case4提升了26.6%,case1相对于基准模型提升了24.5%,而case3仅提升6.8%。但case1和case2的总压恢复系数相对较低,这是由于空气旋流流动和横向射流涡系的存在增大了补燃室内的流动和掺混损失,较好的掺混燃烧效果增大了补燃室内的热阻损失,但其补燃室总压恢复系数在0.9附近,能够满足固冲发动机补燃室的设计需求。

表3 特征速度及补燃室总压恢复系数

图7、图8和图9分别为不同掺混结构作用下补燃室出口截面沿直径的轴向、径向和切向速度分布图,可见case1、case2和case3的轴向速度均出现双峰特征,且case3的峰谷最低,只有case4呈现单峰特征,可见引入旋流后补燃室出口截面沿直径方向的轴向速度分布更加分散,形成环形的高速区域。四种掺混结构作用下补燃室出口截面处的径向速度分布相近,均形成环形高速区域。引入旋流后补燃室出口截面处有相对较大的切向速度,且形成环形的高速区域,最高切向速度达到102量级。

由图10可见四种掺混结构作用下均在补燃室中心轴附近出现低压极值点,但旋流作用下的低压极值点峰谷更深。可见在引入旋流后由于切向速度引起的离心作用使得补燃室中心轴附近形成相对低压区域。由于切向速度的离心作用,当旋转高温燃气流出冲压喷管时会进一步向四周发散,这在一定程度上削弱了其做功能力,因而在旋流式掺混结构设计时,在提升补燃室二次燃烧性能的同时要尽可能减小其对冲压喷管做功能力的影响,这将成为其工程化应用中需要注意的关键点。

4 结论

根据以上分析可以得出如下结论:

1)在环形空气进气条件下使空气旋转进入补燃室,同时使燃气沿与补燃室中心轴同轴的柱形燃气分配器切向与空气反向旋转进入补燃室能够大幅提升补燃室的掺混燃烧性能,但会在一定程度上降低补燃室的总压恢复系数;

2)使用case1掺混结构的补燃室特征速度较case2小,但其总压损失与case2相当,可见在空气旋转进入补燃室而燃气仅以横向射流流态与旋流空气掺混也能达到较高的补燃室掺混燃烧效果;

3)在补燃室中引入旋流后使得其出口截面沿直径方向的轴向速度分布更加分散,形成环形的高速区域;

4)在补燃室中引入旋流后由于切向速度的离心作用,当旋流高温燃气流出冲压喷管时会进一步向四周发散,这在一定程度上削弱了冲压喷管的做功能力。

[1] 王同辉, 白涛涛, 莫展, 等. 特型燃气喷口对补燃室掺混燃烧的影响 [J]. 弹箭与制导学报, 2015, 35(2): 97-100.

[2] STIU M, QIU X Y, YU Q, et al. A new vane swirler as applied to dual-inlet side-dump combustor: AIAA 92-3654[R]. [S.l.:s.n.],1992.

[3] 冯喜平, 董韬, 李进贤, 等. 侧向旋转射流进气对固冲发动机性能的影响 [J]. 固体火箭技术, 2008, 31(6): 591-598.

[4] 王洪远, 徐义华, 胡旭, 等. 空气旋转进气对含硼固体冲压发动机二次燃烧性能影响的研究 [J]. 兵工学报, 2015, 36(4): 619-625.

[5] 李强, 胡春波, 何洪庆, 等. 切向旋流对SRR补燃室内气流掺混影响 [J]. 推进技术, 2003, 24(4): 300-302.

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[7] WU Pei-Kuan, CHEN Ming-Hsiung, CHEN Tzong H，et al. Flowfields in a side-inlet ducted ramrocket with/without swirler: AIAA 95-2478 [R].[S.l.:s.n.],1995.

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[9] 王卫东. 横喷射流与空气混合增强的试验研究 [J]. 推进技术, 1998, 19(3): 52-56.

[10] 林宇震, 李林, 张弛, 等. 液体射流喷入横向气流混合特性研究进展 [J]. 航空学报, 2014, 35(1): 46-57.

TheEffectsofSwirlMixingStructureontheSecondCombustionPerformanceofAfterburningChamber

CHEN Zhiming, ZHOU Xiaoxu, ZHANG Xin, BAI Taotao, CAO Junwei

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang, 471009, China)

In this paper two new afterburning chamber mixing structures of swirl solid rocket ramjet were designed, and the numerical simulation of the mixed combustion flow field of afterburning chamber under the action of the mixed structure was carried out. The effects of swirl mixing structures on mixed combustion in the afterburning chamber were analyzed and compared the calculation results with two reference afterburning chamber mixing structures. The results showed that swirl mixing structure could strengthen the the effect of the mixed combustion in the combustion chamber, and greatly enhance the characteristic velocity of solid rocket ramjet afterburning chamber. The total pressure recovery coefficient of the combustion chamber meets the design requirements, but the swirling flow in the afterburning chamber would weaken the function of ramjet nozzle force to a certain extent.

solid rocket ramjet; afterburning chamber; cyclone; mixing and combustion; characteristic velocity

V438

A

2016-07-20

陈志明(1987-),男,河南嵩县人,工程师,硕士,研究方向:固体火箭冲压发动机设计技术。