空气进气畸变指数对固冲补燃室燃烧性能的影响

张喆 陈志明 张磊扬 郝雯

摘要：本文探讨了空气进气畸变指数对双水平进气布局固体火箭冲压发动机补燃室的性能影响。由于在不同工作姿态下，固体火箭冲压发动机进气道出口截面的流场结构不同，设计对应不同进气道流场结构的空气进气畸变模拟装置。根据进气畸变图谱形状和畸变指数两个重要因素进行方案设计，并采用数值计算的方法，对不同空气畸变图谱、进气堵塞比的补燃室掺混燃烧性能进行仿真分析。结果表明，相对于基准工况，随着堵塞比的增大，补燃室的总压恢复系数呈现出先小幅减小后快速减小的趋势；在相同畸变图谱下，随着堵塞比的增大，补燃室温升效率基本呈现先小幅减小后增大的趋势，且堵塞比在42%时温升效率均低于无畸变情况下的基准工况。

关键词：固体火箭冲压发动机；进气道；补燃室；进气畸变指数

中图分类号：TP391.9文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.02.004

固体火箭冲压发动机把固体火箭发动机和吸气式发动机结合在一起，具有比冲高、结构紧凑、机动性好、可靠性高的优点[1-3]。进气道作为固冲发动机的关键部件之一，其性能和工作状态对固冲发动机补燃室的燃烧性能有很大影响，固冲发动机进气道出口流场的畸变效应，会传递到补燃室，发动机也更容易发生不稳定燃烧、进气道回火等故障[4-10]。因此，在进行固冲发动机设计时需要关注空气进气畸变对补燃室掺混燃烧性能的影响[11]。

固体火箭冲压发动机复杂的进气道型面会导致燃烧室入口存在较大的流场畸变。为探讨空气进气畸变对燃烧性能的影响，采用畸变模拟装置替代进气道模拟燃烧室入口流场。现有空气进气畸变装置多以航空发动机为研究对象，其中插板式畸变模拟装置因其具有结构简单、通用性好等优点而被普遍应用[12]。除此之外，进气畸变模拟装置还包括金属网、多层板及扰流板等结构。然而这些进气畸变模拟装置虽在畸变度大小的模拟上都与实际流场存在较高的一致性，但其对流场分布的模拟度都相对较差[13-14]。

在固冲发动机中，进气道与燃烧室紧邻，进气道出口流场分布规律直接影响燃烧室性能，本文设计了相应的固冲发动机补燃室进气畸变模拟装置，对应进气道出口截面的不同流场结构，以此研究空气进气畸变对双水平进气固冲发动机补燃室掺混燃烧性能的影响，为固体火箭冲压发动机的设计提供技术支撑。

1物理模型

1.1固冲发动机模型

本文所用物理模型以双水平进气布局固冲发动机补燃室为研究对象[15]，如图1所示。取1/2模型进行计算，该模型仅将固冲发动机补燃室空气进气弯头前的等直延长段作为空气进气通道，为避免进气道带来的耦合影响，在模型中不考虑进气道。空气进气畸变模拟装置安装于补燃室空气进气的等直延长段内，距弯头进口约为3倍等效直径。

1.2畸变装置设计

空气进气畸变主要有分布图谱和畸变指数两个具体指标，用以衡量进气道出口截面上气流的不均匀程度。本文中，进气畸变模拟装置采用多个条板堵塞来流的设计方式，通过改变条板的数量、位置和寬度来调节畸变图谱形状和畸变指数。

双水平进气布局固冲发动机进气道出口总压恢复系数分布分别呈单点峰和条形峰两种状态，且即使在无侧滑工况下峰值在截面上的位置也稍有差异。本文设计了与补燃室径向呈30o的斜条峰马赫数Ma分布图谱（简称30）和与补燃室径向呈45o的近角区单点峰马赫数Ma分布图谱（简称45）。基于此进行不同畸变指数对固冲发动机燃烧室性能的影响研究，如图2所示。

图2中空气进气截面上蓝色部分为流通区域，灰色部分为堵塞区域。堵塞比是指气流流动垂直方向上堵塞区域的截面面积与总截面面积的比值，本文通过设置不同的堵塞比来调整空气进口畸变指数的变化，针对两种畸变图谱分别设计了5种堵塞比，分别为18%、28%、42%、56%和66%。

1.3计算模型及边界条件

固体火箭冲压发动机的燃烧为复杂的湍流多相非预混燃烧，因此在进行数值模拟时需要对固冲发动机补燃室的燃烧过程进行一定的假设和简化。本文采用PDF湍流燃烧计算模型。

本文采用ICEM CFD16.0软件对计算区域进行网格划分，采用混合网格生成技术，可大大减少网格数量，从而提高计算的精度和效率。对掺混装置之前的部分和畸变模拟装置的部分采用非结构网格，其余部分均采用结构化网格，网格数量约为135万，如图3所示。

计算模型的入口边界条件为空气、燃气质量入口，出口边界条件为冲压喷管压力出口，其余边界条件为对称面和固体壁面边界，具体边界条件见表1。

1.4截面位置分布

本文将流向方向定义为X轴方向，分别选取固冲发动机补燃室进气弯头内沿流向依次作为弯头进口截面、弯头出口截面1、弯头出口截面2。同时将X=0mm作为补燃室头部，在固冲发动机补燃室内截取6个截面，截面位置分别为250mm、350mm、450mm、550mm、700mm、900mm。其中，X为250mm的截面位于空气进口下游附近，X为900mm的截面为燃烧室出口附近，截面位置图如图4所示。

2计算结果分析

为分析空气进气畸变对固体火箭冲压发动机补燃室燃烧性能的影响，首先计算了空气进气堵塞比与畸变指数的对应关系，并对不同畸变指数和畸变图谱下的总压恢复系数、补燃室温升效率及沿程截面静温分布进行计算。

2.1畸变指数和堵塞比的对应关系

通过仿真计算得到空气进气堵塞比和畸变指数之间的对应关系，如图5所示，可以看出，随着堵塞比的增大，30畸变图谱的Ma畸变指数呈先缓慢增大、再迅速增大、后缓慢增大的趋势，而其总压畸变指数呈缓慢增大的趋势。45畸变图谱的Ma畸变指数变化趋势与30畸变图谱相近，但在堵塞比大于56%时存在拐点，而其总压畸变指数与30畸变图谱类似，呈缓慢增大的趋势，但增速相对较大，且在堵塞比大于56%时也存在拐点。

两种畸变图谱时总壓畸变指数随堵塞比增大的增速相对于Ma畸变指数较小，在堵塞比小于等于56%时畸变指数与堵塞比呈一一对应关系。

2.2不同畸变指数时总的影响分析

不同畸变指数（为方便对比，在此采用堵塞比参数）时补燃室温升效率和总压恢复系数，如图6所示，可以看出：相对于基准工况，30畸变图谱时随着堵塞比的增大补燃室温升效率呈现出先小幅减小后增大又减小的趋势，在堵塞比为56%时高出4.5%左右；45畸变图谱时随着堵塞比的增大补燃室温升效率呈现先减小、后基本持平、再增大、最后又减小的趋势，在堵塞比为28%和42%时降低3.5%。

两畸变图谱时，相对于基准工况，随着堵塞比的增大，补燃室总压恢复系数呈现出先小幅减小、后快速减小的趋势，且45畸变图谱时的减小速率较大，在堵塞比大于56%时存在拐点，相对基准工况最大减小8%左右，可见随着堵塞比的增大，弯头内局部高速流动增大了总压损失。

2.3不同畸变图谱时总的影响分析

30畸变图谱和45畸变图谱在不同畸变指数时补燃室沿程截面温升效率和总压恢复系数，如图7和图8所示，可以看出：畸变指数不同时，补燃室的沿程温升效率变化趋势基本相同，均呈现逐渐升高的趋势；在堵塞比大于等于42%时，在补燃室上游沿程截面温升效率增速较高，而在补燃室下游增速较低，在补燃室出口截面温升效率相对其余工况较高。

畸变指数不同时，补燃室沿程总压恢复系数变化趋势基本相同，均呈现先快速减小再缓慢减小的趋势。

2.4补燃室截面静温分布图

2.4.1 30畸变图谱

30畸变图谱在不同堵塞比时补燃室沿程截面静温分布图，如图9所示，可以看出：在堵塞比小于等于28%时，随着堵塞比的增大，由于空气进气的不均匀性增大，补燃室沿程截面的高温区域逐渐向补燃室一侧偏移，但与基准工况差异不大，使得补燃室温升效率和总压恢复系数均相对于基准工况小幅减小。

在堵塞比大于等于42%时，随着堵塞比的增大，弯头内空气高速流动区域更加集中，在弯头内回流区域的挤压下，补燃室沿程截面的高温区域逐渐向与堵塞比小于等于28%时相反的补燃室一侧偏移，且由于空气进气高Ma区域相对集中，使得空气和燃气相互作用逐渐增强，进而导致补燃室温升效率逐渐增大，总压恢复系数逐渐减小。

总的来说，对于补燃室沿程截面出现高温区域不对称的情况，是由于在空气进气畸变的影响下，空气入口截面上的Ma分布不均匀，同时在弯头内出现一定的回流区域，从而导致有一部分空气先进入补燃室，将燃气射流压向一侧。

2.4.2 45畸变图谱

45畸变图谱补燃室沿程截面静温在不同堵塞比时的分布图，如图10所示，可以看出：由于45畸变图谱相对于30畸变图谱弯头内高速流动区域更加偏向于一侧壁面，随着堵塞比的增大，补燃室沿程截面的高温区域逐渐偏向补燃室一侧壁面，空气和燃气相互作用逐渐增强，使得补燃室总压恢复系数逐渐降低；此外，高温区域不均匀性在一定程度上会减小空气与燃气相互作用面积，这两种作用使得补燃室温升效率随堵塞比增大呈现出先小幅减小、后基本持平、再增大，最后再减小的趋势。

3结论

通过不同畸变指数对于补燃室性能的影响分析，可以得到以下结论：

（1）两种畸变图谱时总压畸变指数随堵塞比增大的增速相对于Ma畸变指数较小，在堵塞比小于等于56%时畸变指数与堵塞比呈一一对应关系。

（2）两种畸变图谱种，随着堵塞比的增大，补燃室温升效率呈现出先小幅减小后增大的趋势，补燃室总压恢复系数呈现出先小幅减小，后快速减小的趋势。同时，二者均在堵塞比56%时出现拐点，随着堵塞比的增大，弯头内局部高速流动增强。

（3）两畸变图谱时，随着堵塞比的增大，补燃室的沿程温升效率和总压恢复系数的变化趋势基本相同，畸变指数变化对沿程截面温升效率和总压恢复系数的影响较小。

（4）两畸变图谱时，随着堵塞比的增大，补燃室沿程截面的高温区域逐渐向补燃室一侧偏移，是由于在空气进气畸变的影响下，空气入口截面上的Ma分布不均匀，弯头内出现回流区域，也会导致部分空气先进入补燃室将燃气射流压向一侧。同时，弯头内高速流动区域在45畸变图谱中更加偏向一侧壁面，使得其补燃室沿程截面的高温区域对称性相较30畸变图谱更差。

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Effects of Inlet Distortion Index on the Performance of Post-Combustion in After-Burning Chamber of Solid Ramjet

Zhang Zhe，Chen Zhiming，Zhang Leiyang，Hao Wen China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China

Abstract： This paper studies the influence of air intake distortion index on the performance of the after-burning chamber of a solid ramjet with double horizontal intake. Due to the flow field structure of outlet section of inlet under different working attitude of ramjet， a corresponding air inlet distortion simulation device is designed. The scheme is designed for the two important factors of the air intake distortion atlas form and the distortion index， and numerical calculation method is used to simulate and analyze the after-burning combustion performance of the combustion chamber with different air intake distortion atlas form and air intake blockage ratio. Results show that relative to the working condition of the benchmark， the total after-burning chamber pressure recovery coefficient slightly decreases first and then rapidly along with the increase of the blockage. Under the same distortion atlas form， the efficiency of temperature rise of after-burning chamber shows a trend of slightly decrease and then increase with the increase of the blockage. When the blockage ratio arrives at 42%， the efficiency of temperature rise is lower than the benchmark condition without distortion.

Received： 2021-10-15；Revised： 2021-11-25；Accepted： 2021-12-25