旁侧进气凹腔燃烧室三维流场对比分析研究

郑旭阳，刘赛华

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471009)

0 引言

随着科技进步和空战条件变化，先敌发现、先敌发射、先敌命中作为空战制胜的关键，超视距作战将成为未来空战的主要作战方式；第四代隐形战斗机的不断发展和服役，将成为战斗机的主战产品，其隐身性能要求空空导弹内埋挂装；传统低比冲的固体火箭发动机比冲为200～300 s，很难适应未来发展。从第五代空空导弹的总体系统设计角度来讲，采用冲压发动机后，导弹气动、制导控制和发动机几个分系统将高度耦合。冲压发动机具有飞行马赫数宽(1.5～5.0)、比冲高(固体燃料600～800 s，液体燃料1 200～1 400 s)、全程有动力飞行、高的末端突防速度、高机动、推力可调节、结构简单、成本低等特点，是未来远程空空导弹的优选动力装置。冲压发动机主要由进气道、燃烧室和尾喷管3部分组成，自由流经过进气道减速增压后，进入冲压发动机燃烧室，燃烧室将高温气体送入尾喷管做功产生推力，导弹在推力作用下飞行。燃烧室在这个过程中承前启后，其出口气流的温度和压力将对发动机性能产生很大影响。

燃烧室通过火焰稳定器降低进气道出口的气流速度，以组织稳定高效燃烧。传统的燃烧室火焰稳定方式有旋流式火焰稳定技术、突扩式火焰稳定技术和非流线体火焰稳定技术。近年来凹腔火焰稳定技术应用广泛，多用于超燃冲压发动机，或以驻涡燃烧室的形式应用于航空发动机，逐渐被用于亚燃冲压发动机燃烧室。凹腔火焰稳定器能够实现煤油在低压条件下的点火和稳定燃烧，且容易与其它火焰稳定器组合使，同时能够在下游形成较大的回流区，有利于组织高效燃烧。相对简单的几何结构也不会导致太大的总压损失。当前先进导弹采用的冲压发动机多为第三代的旁侧进气的整体式冲压发动机，现役空空导弹中唯一采用冲压发动机为动力装置的“流星”空空导弹的进气布局方式也采用的是旁侧进气。

文中将凹腔应用于冲压发动机旁侧进气燃烧室，采用商用软件对燃烧室流场进行了4.5，海拔高度26 km三维数值模拟，对比分析了凹腔在360°圆周和270°圆周的流场和性能特点，对凹腔火焰稳定器在旁侧进气燃烧室的应用提供一定参考。

1 物理模型

图1为几种典型的使用突扩或凹腔火焰稳定器的燃烧室构型示意图。

图1 冲压发动机典型燃烧室构型示意图

表1为满足总体设计要求的旁侧进气突扩凹腔燃烧室的设计结果(方案I)。

表1 旁侧进气突扩凹腔燃烧室设计条件和设计结果(方案I)

图2所示为旁侧进气突扩凹腔燃烧室三维模型示意图；图3所示为旁侧进气突扩凹腔燃烧室二维几何尺寸示意图，图中喷油点表示喷油位置，对于供油设置，采用壁面喷射，喷射方向垂直于气流方向，供油位置主要有3个典型位置：进气道弯管等直段(喷油点1)，燃烧室头部(喷油点2)，凹腔内部(喷油点3)。

图2 旁侧进气突扩凹腔燃烧室三维模型示意图

图3 旁侧进气突扩凹腔燃烧室和供油位置示意图

考虑到进气道转弯前截面到燃烧室入口截面的扩张，选用了适当的弯头扩张比进行处理。由于未采用导流叶片，计算模型对燃烧室入口前的进气道弯管等直段延长处理，以获得较为均匀的60°射流。

旁侧进气燃烧室在双下侧90°布局的情况下，燃烧室三维流场不对称，凹腔火焰稳定器不必完全按照360°圆周进行设计，为了进一步探究凹腔火焰稳定器对旁侧进气燃烧室三维流场和性能的影响，在方案I的基础上控制变量，将凹腔改为270°圆周，给出方案II的物理模型，如图4所示。

图4 凹腔270°圆周燃烧室模型示意图

2 燃烧室计算模型与计算方法及验证

利用ICEM软件将构型划分结构化网格，近壁面附近网格加密处理，取燃烧室的一半进行计算，计算区域网格如图5所示。将结构化网格导入Fluent进行数值计算，计算设置条件如下：基于密度基的隐式求解器；标准-湍流模型；壁面边界条件采用无滑移壁面边界条件；质量入口边界条件；压力出口边界条件；对称边界条件，取原几何模型的1/2为计算域；使用颗粒随机轨道模型处理气液两相流问题；燃烧模型为有限速率/涡耗散模型。

图5 冲压发动机燃烧室计算网格

为了验证燃烧室的三维数值计算方法，选择文献[15]试验研究的相关数据与数值模拟计算结果进行对比。表2为试验结果与三维数值仿真计算结果的对比，燃烧效率计算采用温升法，可以看出试验结果与数值仿真结果接近，相对误差较小，验证了冲压发动机燃烧室数值模拟计算方法的可行性。

表2 燃烧室试验结果与数值仿真结果对比

3 计算结果及分析

采用上述三维数值计算方法，按表3给出的计算状态进行两种燃烧室方案的数值计算。为了方便观察燃烧室的三维流场，取进气道中心截面进行观察分析，对于方案II来讲，中心截面处于270°凹腔的边界位置。图6给出了两种燃烧室中心截面气流参数分布云图，为当量油气比。可以看出两种方案在燃烧室头部均能够形成大尺寸回流区，说明凹腔构型调整对燃烧室头部回流区影响不大；同时，两者均能够在二次回流区和凹腔附近保持较大的尺寸；在燃烧室下游区域，方案I的低速区尺寸更加明显。观察静温分布可以看出，360°圆周的凹腔燃烧室气体和燃料混合得更加充分，火焰在燃烧室下游得到了更加充分的扩散，火焰饱满，温度更高且分布更为均匀，能够组织更为高效的燃烧。观察静压分布看出，二者静压分布流场相近，方案II在凹腔区域具有较高的压力。

表3 飞行状态下的自由流参数

图6 ER=0.6时中心截面气流参数分布对比

为了进一步分析三维流场特点，图7给出了燃烧室对称截面气流参数分布云图，可以看出方案I在燃烧室下游存在更加明显的低速区，低速区分布较为均匀，方案II在下游低速区尺寸较小且呈片状分布；二者在燃烧室头部以及凹腔内部均能够形成大尺寸回流区，凹腔附近火焰饱满，温度较高，说明凹腔在旁侧进气燃烧室中形成组合火焰稳定器使用时，能够降低流速，组织高效燃烧。二者燃烧室下游高温区域与马赫数云图中低速区域吻合，方案I在燃烧室下游区域气体和燃料混合得更加充分，火焰得到了更加充分的扩散，火焰饱满，温度更高且分布更为均匀，能够组织更为高效的燃烧；相较于方案I，方案II凹腔结构的不对称导致三维流场结构的更加复杂和不对称，对称截面中燃烧室下游表现出较为分散的低速区使得温度场分布不够均匀。二者静压分布流场相近，在凹腔区域均具有较高的压力。

图7 ER=0.6时对称截面气流参数分布对比

图8给出了7个燃烧室沿轴向截面位置示意图，图9和图10给出了两种方案沿程横截面气流参数分布对比。

图8 x1～x7截面位置示意图

图9 沿程横截面流场气流参数分布马赫数对比

图10 沿程横截面流场气流参数分布温度对比

由图9～图10可以看出，在、二者具有相似的流场气流参数分布；二者在、均存在大尺寸低速区，凹腔附近火焰饱满，温度较高，在进气道出口方向上流速较高，局部区域不宜组织高效燃烧，方案II在凹腔内部具有更高的温度；方案I在、、低速区尺寸较大，火焰饱满，温度均匀，在燃烧室出口截面上低速区域尺寸较大、较为均匀，二者具有较为相似的温度场分布。速度场差异产生的主要原因是：气流经过两个不同结构的凹腔火焰稳定器后，气流参数发生相应变化，360°圆周凹腔比270°圆周凹腔在降低主流流速方面较为明显。

三维数值计算给出了两种燃烧室方案的性能参数，分析对比了不同气流参数的流场分布。显然相同的燃烧室构型使用不同的火焰稳定器使得流场和性能产生差异；同时，三维的数值模拟会使两种燃烧室流场在空间上的差异更加明显，双下侧90°的进气布局也会使得三维流场更加复杂和不对称。为了进一步探究复杂的三维流场，图11和表4所示对两种燃烧室方案的涡结构进行了对比分析。

图11 两种方案流线图分布对比(Ma 4.5，ER=0.6)

表4 两种方案沿程横截面流线表(Ma 4.5，ER=0.6)

由于计算模型进行了对称处理，为原模型的一半，为了便于描述漩涡个数，未特殊注明时，分析的漩涡个数均按原模型的一半处理。可以看出，二者均在头部形成一个大尺寸的漩涡，涡心位于头部的中间位置，剧烈燃烧发生在回流区的边缘，印证了图6温度场中燃烧室头部温度相对下游较低的现象。由于流场复杂且不对称，凹腔内气流主要运动轨迹是呈螺旋状的，混气进入凹腔回流之后，沿着凹腔近壁面做较大直径的周向运动，混气运动距离增加。由于凹腔受主流影响较小，又位于二次回流区之后，具有较低轴向速度，气流在轴向距离的变化更加缓慢，增加了燃料的驻留时间；凹腔内已点燃的高温气流形成了强烈的回流区，尽可能地点燃未燃烧的燃料，在燃烧室下游组织高效燃烧。由图11可以看出，相较于方案II，方案I在进气道出口附近下游存在明显二次回流区，两种凹腔与主流均存在明显的物质交换，没有出现漩涡被锁在凹腔里面的现象。

由表4可以看出，二者在均形成了大尺度漩涡；在处二者有两个相似的漩涡；由于凹腔内大部分气流运动轨迹是呈螺旋状的，在～，270°圆周凹腔在左侧由于突扩效应形成了一个小漩涡，凹腔内部始终存在双漩涡；结合图11流线图分析发现，周向运动是凹腔内气流的主要运动形式，凹腔能够促进气流的周向运动。在燃烧室下游～二者存在相似的双漩涡结构，一个大尺寸的存在于主流中心，一个小尺寸的靠近壁面，能够很好地解释图9和图10燃烧室下游一侧近壁面沿径向均存在温度梯度的现象。

表5给出了不同方案燃烧室性能参数对比，为了便于比较，其中对照方案是没有凹腔的旁侧进气突扩燃烧室。可以看出，在设计点方案I具有较高的燃烧效率和总压恢复系数，主要原因是燃烧效率较高，煤油燃烧反应更加完全，释放的热量更多，温度较高，导致加热损失较高，而燃烧室由于压力较高和流速较低，使总压损失较小，综合两种因素，产生的结果是总压损失较小。方案II燃烧效率大于对照方案，总压恢复系数小于对照方案，是由于270°圆周的凹腔火焰稳定器在凹腔横截面上形成两个大小不同的漩涡，加强了气体和燃料掺混，同时产生了流动损失。总得来说，使用合适的凹腔火焰稳定器可以提高燃烧室的综合性能。

表5 性能参数对比

4 结束语

通过对两种方案燃烧室的三维流场仿真分析，可得如下结论：

1)旁侧进气燃烧室采用凹腔火焰稳定器是可行的，有利于组织燃烧，相应会产生一定的损失，360°圆周凹腔能够获得较好的综合性能；

2)360°圆周和270°圆周两种方案对燃烧室头部流场影响小，凹腔火焰稳定器主要对燃烧室入口下游流场产生影响；

3)360°圆周在凹腔段涡结构的主要存在形式是一个大尺寸漩涡，能够促进气流的轴向运动，增加气流的运动距离，减缓了气流轴向距离的变化，这有助于提高燃料驻留时间，使得气流与燃料有更好的掺混；270°圆周在凹腔段存在两个漩涡，突扩形成了小的漩涡，两个漩涡在一定程度上加强了掺混，有利于组织燃烧室，但产生了流动损失；

4)两种方案在燃烧室下游均存在双漩涡结构，燃烧趋向中心燃烧，下游一侧近壁面沿径向存在温度梯度，合理利用这种现象有利于热防护。