基于動網(wǎng)格技術(shù)的固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃面瞬態(tài)退移速率研究①

魏 韜，武曉松

(南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院航空宇航系，南京 210094)

基于動網(wǎng)格技術(shù)的固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃面瞬態(tài)退移速率研究①

魏 韜，武曉松

(南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院航空宇航系，南京 210094)

為了研究固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)(SFRJ)燃面退移速率在工作過程中的變化特性，基于發(fā)動機(jī)工作特點及動網(wǎng)格技術(shù)，考慮到燃燒流動及燃料表面的對流、輻射換熱與燃料熱解退移等過程耦合的影響，建立了SFRJ燃面瞬態(tài)退移速率預(yù)示方法，并對某帶補(bǔ)燃室、以聚乙烯(PE)為燃料的試驗發(fā)動機(jī)的燃燒室-噴管統(tǒng)一內(nèi)流場進(jìn)行數(shù)值計算，得到在移動邊界條件下的瞬態(tài)流場分布，并分析了內(nèi)彈道參數(shù)云圖及其隨時間的變化規(guī)律。結(jié)果表明，燃燒主要發(fā)生在當(dāng)量比函數(shù)φ在-2～2之間的區(qū)域;隨著發(fā)動機(jī)工作，燃速逐漸降低，且再附點向下游移動，燃料通道出口處流速和溫度有降低趨勢;此外，在小型發(fā)動機(jī)工作初期，燃料通道尾部出現(xiàn)類似固體火箭發(fā)動機(jī)的侵蝕燃燒現(xiàn)象。研究表明，該方法能成功求解發(fā)動機(jī)復(fù)雜的非定常工作過程，較好揭示燃面退移過程。所得結(jié)論對發(fā)動機(jī)設(shè)計和試驗具有一定指導(dǎo)意義。

固體燃料沖壓發(fā)動機(jī);瞬態(tài)退移速率;動網(wǎng)格;數(shù)值仿真

0 引言

在固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)工作過程中，燃面瞬態(tài)退移速率隨時間和軸向位置變化，形成的燃?xì)鈨?nèi)流場幾何邊界十分復(fù)雜，流動區(qū)域不斷變化，且受結(jié)構(gòu)和工作條件影響，難以用統(tǒng)一公式描述。用試驗方法獲得燃面瞬態(tài)退移速率所需系統(tǒng)復(fù)雜，成本昂貴，而傳統(tǒng)數(shù)值計算方法采用準(zhǔn)定常假設(shè)，顯然不能準(zhǔn)確描述發(fā)動機(jī)復(fù)雜非定常流場的細(xì)節(jié)。目前，針對SFRJ燃面瞬態(tài)退移速率應(yīng)用動網(wǎng)格技術(shù)和瞬態(tài)方法，較詳細(xì)地反映流場變化規(guī)律的研究，國內(nèi)外很少有報道。

SFRJ燃面退移速率的傳統(tǒng)分析方法［1-4］是基于邊界層假設(shè)的傳熱理論，來確定向燃面的換熱量及燃速。研究者通常采用準(zhǔn)定常假設(shè)［3-6］，忽略熱輻射［1，3-5］，甚 至 假 設(shè) 燃 面 溫 度 和 有 效 汽 化 熱 為 常數(shù)［2-4］，這樣的簡化不能考慮到各種復(fù)雜物理化學(xué)過程的相互作用。因此，針對SFRJ在運動邊界條件下的非定常流場，建立更為精確的燃面瞬態(tài)退移速率預(yù)示方法具有重要意義和必要性。

針對以上問題，基于動網(wǎng)格技術(shù)，將燃燒流動及固體燃料表面的對流、輻射換熱與燃料熱解退移等過程耦合計算。采用低Re數(shù)k-ε湍流模型，并考慮加質(zhì)對對流換熱的影響和溫度對燃料有效汽化熱的影響，建立SFRJ燃面瞬態(tài)退移速率的預(yù)示方法，并對代夫特科技大學(xué)試驗發(fā)動機(jī)［3］的燃燒室、噴管流場進(jìn)行一體化計算。研究移動邊界條件下的瞬態(tài)流場，并分析內(nèi)彈道參數(shù)云圖、燃面瞬態(tài)退移速率、再附點、燃料通道出口參數(shù)及其隨時間的變化規(guī)律。研究結(jié)果可為SFRJ的工程設(shè)計和試驗提供參考。

1 物理數(shù)學(xué)模型

1.1 物理模型

圖1為試驗發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)簡圖［3］。燃料藥柱通道直徑為45 mm，長度為300 mm，入口直徑為15 mm，突擴(kuò)臺階高度為15 mm，補(bǔ)燃室長度為100 mm，喉部直徑為20 mm。固體燃料為聚乙烯(PE)。

圖1 試驗固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)簡圖Fig.1 Configuration of experimental SFRJ

1.2 基本假設(shè)

固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)工作過程是一個極其復(fù)雜的能量轉(zhuǎn)化過程。其中，燃料熱解退移、燃燒、湍流流動和傳熱等均是復(fù)雜的物理化學(xué)過程，且相互之間高度耦合。目前，對其進(jìn)行嚴(yán)格的數(shù)學(xué)描述尚存在諸多困難。因此，本文假設(shè):(1)發(fā)動機(jī)為二維軸對稱模型;(2)聚乙烯熱解產(chǎn)物只含C2H4，燃?xì)鉃榧儦庀?(3)化學(xué)反應(yīng)為C2H4-空氣兩步反應(yīng)模型;(4)不考慮壁面燒蝕與傳熱。

1.3 控制方程

1.3.1 流動控制方程

對于具有運動邊界的有限體積控制體，采用任意拉格朗日-歐拉(Arbitrary Lagrange-Euler-ALE)有限體積法描述的積分形式守恒型控制方程為

式中ρ為流體密度;φ為通用變量為燃?xì)馑俣葹槿济婢W(wǎng)格運動速度;Γφ為廣義擴(kuò)散系數(shù);Sφ為廣義源項。對流項和擴(kuò)散項采用二階迎風(fēng)格式離散。

1.3.2 氣-固相交界面控制方程

固體燃料和燃?xì)獾鸟詈?，通過交界面質(zhì)量和能量守恒方程實現(xiàn)，即

式中為燃料熱解產(chǎn)物的質(zhì)量流率;ρs為固體燃料密度，取926 kg/m3;˙rb為當(dāng)?shù)厝济嫱艘扑俾?和分別為對流和輻射換熱項=(Tw-T0)為燃料內(nèi)部溫升吸熱率，其中cs為固體燃料比熱容，取2 142 J/(kg·K)，Tw為當(dāng)?shù)厝济鏈囟?，T0為燃料初溫，取300 K;=為燃料熱解、氣化潛熱，其中hv為燃料有效汽化熱。

1.4 數(shù)學(xué)子模型

除以上控制方程外，還須附加數(shù)學(xué)子模型來描述化學(xué)反應(yīng)、湍流、燃料熱解、對流和輻射換熱以及燃料有效汽化熱。

1.4.1 氣相化學(xué)反應(yīng)模型

固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)再附點下游的燃料表面上形成湍流邊界層，在邊界層內(nèi)形成湍流擴(kuò)散火焰，發(fā)動機(jī)中的燃燒主要為擴(kuò)散燃燒，反應(yīng)速率受氣體擴(kuò)散過程控制。因此，燃燒模擬采用渦耗散模型(EDM)。用簡化的兩步總包反應(yīng)模擬氣相化學(xué)反應(yīng)，即

1.4.2 湍流模型

由于燃面存在不均勻的質(zhì)量和能量輸運，在靠近燃面的區(qū)域，湍流脈動動能強(qiáng)烈衰減，而耗散率達(dá)到最大值［7］。為使計算能從高Re數(shù)區(qū)域一直進(jìn)行到燃面(該處Ret=0)，本文使用考慮了近壁面效應(yīng)的低Re數(shù)k-ε湍流模型(low-Re k-εmodel)［8-9］封閉方程組。湍流輸運引入的源項為

其中，ηt=cμ∣fμ∣，f1=1.0，f2=1-0.22 ×exp［-(Ret/6)2］，fμ=1-exp(-0.011 5y+)，模型常數(shù)cμ=0.09，c1=1.35，c2=1.8，σk=1.0，σε=1.3。

1.4.3 固體燃料熱解模型

根據(jù)Hadar Ian［10］等人的研究，碳?xì)湫凸腆w燃料的退移速率與燃面溫度的關(guān)系符合Arrhenius公式，即

式中A、Ea和R分別為指前因子、活化能和通用氣體常數(shù)。

模型常數(shù)通過熱分解實驗［11］獲得，對于PE，A=8.25 ×105mm/s，Ea=133 539.35 J/mol。將式(6)代入式(3)，采用牛頓迭代法解得Tw，進(jìn)而得到當(dāng)?shù)厝妓佟?/p>

1.4.4 對流換熱模型

燃?xì)庀蚬腆w燃料對流換熱熱流密度為

式中T∞為邊界層內(nèi)火焰面溫度;h為對流換熱系數(shù)。

對圓管內(nèi)壁有質(zhì)量(即燃料熱解氣體)加入的湍流流動，h的計算式為［12］

式中cp、ρ和Pr分別為燃面附近燃?xì)舛▔罕葻崛?、密度和普朗特?shù);uin為入口流速;Red為按uin計算的通道雷諾數(shù)為平均燃速。

1.4.5 輻射換熱模型

燃?xì)庀蛉剂陷椛鋼Q熱凈熱流密度為［13］

式中σ為Stefan-Boltzmann常數(shù);ε＇w=(εw+1)/2為燃料的有效發(fā)射率，將燃料壁面考慮為漫射的灰體表面［14］，并考慮到炭黑附著，發(fā)射率取εw=0.8;εg和αg分別為燃?xì)獾陌l(fā)射率和吸收率;Tc為燃?xì)忪o溫。

熱力計算表明，火焰區(qū)主要氣體為CO2、H2O、N2和O2，其中N2和O2為非極性對稱型雙原子氣體，對熱射線的發(fā)射和吸收能力微弱，可認(rèn)為是透明體，故不考慮其對輻射換熱的貢獻(xiàn)，而CO2和H2O等多原子氣體是主要輻射源。因此，燃?xì)獍l(fā)射率εg和吸收率αg分別為

查文獻(xiàn)［13］中圖 7-1到 7-3并計算得，εg=0.024 85，αg=0.175 55。

1.4.6 燃料有效汽化熱

燃料的有效汽化熱與溫度有關(guān)，并取決于傳熱機(jī)理，準(zhǔn)確的hv對于精確預(yù)測燃速非常關(guān)鍵［3］。根據(jù)文獻(xiàn)［15］，hv可表達(dá)為

式中cp為熱解產(chǎn)物的定壓比熱容;hmel為解鏈反應(yīng)熱;hvap為熱解產(chǎn)物的汽化熱;hpyr為產(chǎn)生熱解產(chǎn)物所需的反應(yīng)熱。

對于 PE，hmel=225 kJ/kg，hvap=485 kJ/kg，hpyr=3 335 kJ/kg。

Rihani-Doraiswamy(RD)基團(tuán)貢獻(xiàn)法在求解SFRJ燃燒室環(huán)境中化合物的定壓比熱容時有更高的精度［6］，它將cp表示為

式中ni為第i種基團(tuán)的數(shù)量;ai、bi、ci和di分別表示不同基團(tuán)對化合物定壓比熱容的貢獻(xiàn)。

應(yīng)用RD法所得C2H4定壓比熱容的基團(tuán)貢獻(xiàn)值見表1。C2H4的定壓比熱容為

表1 Rihani-Doraiswamy基團(tuán)貢獻(xiàn)法C2H4定壓比熱容的基團(tuán)貢獻(xiàn)值Table 1 Heat capacity of C2H4organic compounds from group contribution by RD method

1.5 初始計算網(wǎng)格

利用Gambit生成計算網(wǎng)格，局部網(wǎng)格見圖2。由于燃面節(jié)點退移速率不同，變形后燃面形狀復(fù)雜。為了動網(wǎng)格的實現(xiàn)，在燃面附近采用加密的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，以適應(yīng)不規(guī)則的氣流通道。為提高計算精度和速度，對計算域進(jìn)行分區(qū)，在遠(yuǎn)離燃面的區(qū)域，采用稍稀疏的四邊形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并對喉部和近壁區(qū)進(jìn)行加密。初始網(wǎng)格數(shù)為48 746。

圖2 局部計算網(wǎng)格(燃燒室頭部)Fig.2 Partial computation mesh

1.6 邊界及初始條件

初始條件采用初場賦值方法:首先在定網(wǎng)格條件下，利用DEFINE_PROFILE宏定義燃速，計算定常流場。待求解收斂后，采用動網(wǎng)格技術(shù)模擬燃面退移的非定常流場。

邊界條件:(1)燃面邊界。包括加質(zhì)和移動邊界條件。燃面節(jié)點退移速率由式(6)給出。(2)固體壁面邊界。絕熱、無滑移條件。(3)軸對稱邊界。沿軸線法向速度為零，各物理量在軸線上的法向梯度為零。(4)空氣入口邊界。采用質(zhì)量流率入口邊界條件=0.15 kg/s，總溫T0=600 K。(5)噴管出口邊界。噴管出口為超音速流，流動參數(shù)由上游參數(shù)二階外推插值得到。

1.7 動網(wǎng)格技術(shù)

為了動態(tài)模擬SFRJ工作過程中燃面瞬態(tài)退移過程，需使用動網(wǎng)格技術(shù)，根據(jù)計算得到的當(dāng)?shù)厝济嫱艘扑俾蕦崟r更新網(wǎng)格。

1.7.1 動網(wǎng)格更新算法

動態(tài)網(wǎng)格更新算法通常有動態(tài)層鋪法、彈性光順法及局部網(wǎng)格重構(gòu)法。針對燃面變形復(fù)雜和運動幅度較小的特點，本文聯(lián)合使用彈性光順法和局部網(wǎng)格重構(gòu)法。

(1)彈性光順法。該網(wǎng)格更新算法假定相鄰兩節(jié)點之間的邊為理想彈簧。變形前的初始位置為平衡狀態(tài)，當(dāng)節(jié)點運動時，與其相連的各邊將產(chǎn)生正比于邊長變化的力。將作用于節(jié)點的力寫為胡克定律的形式，即

平衡狀態(tài)下，作用于節(jié)點的合力為零，可得迭代方程為

當(dāng)?shù)玫焦?jié)點位移后，通過對內(nèi)部節(jié)點的Jacobi迭代來求解方程。當(dāng)?shù)諗亢?，則按式(17)更新節(jié)點位置

式中n+1和n分別表示下一時刻和當(dāng)前時刻的節(jié)點位置。

(2)局部網(wǎng)格重構(gòu)法。當(dāng)邊界位移較小時，僅靠網(wǎng)格變形就能適應(yīng)邊界運動，則采用彈性光順法;當(dāng)邊界位移相對當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格尺寸較大時，網(wǎng)格變形會形成嚴(yán)重扭曲的單元，或發(fā)生網(wǎng)格退化，下一時刻的求解可能會產(chǎn)生收斂性問題。局部網(wǎng)格重構(gòu)法將不符合畸變率或尺寸標(biāo)準(zhǔn)的網(wǎng)格聚集起來，通過插值運算，在局部重新生成網(wǎng)格，以保證計算精度。若新網(wǎng)格滿足畸變率和尺寸標(biāo)準(zhǔn)，就對網(wǎng)格進(jìn)行局部更新，否則放棄新網(wǎng)格。

1.7.2 計算流程

圖3為流場計算程序流程圖。主程序主要有更新流場參數(shù)、流場計算和動網(wǎng)格技術(shù)更新網(wǎng)格等模塊。其中，更新流場參數(shù)模塊在每個時間步開始時，利用上一時刻流場參數(shù)的計算結(jié)果，對當(dāng)前流場進(jìn)行更新;流場計算模塊為Fluent提供的流場計算程序;動網(wǎng)格模塊的作用是在當(dāng)前時間步下流場計算收斂后，計算并更新燃面在下一時刻的位置，同時添加源項。其中，燃面的運動利用DEFINE_GRID_MOTION宏定義。

圖3 流場計算程序流程圖Fig.3 Flow chart of CFD program

1.8 模型校驗

為驗證所建立計算方法的準(zhǔn)確性，對文獻(xiàn)［3］的試驗發(fā)動機(jī)進(jìn)行計算，燃面退移速率計算值與試驗結(jié)果的對比如圖4所示?？梢姡瑑烧呋疚呛?，表明所建立的預(yù)示方法適用于SFRJ燃面退移速率的計算。

圖4 燃面退移速率計算值與試驗數(shù)據(jù)對比Fig.4 Comparison between experimental data and computational results

2 計算結(jié)果與分析

選用Fluent提供的隱式、非定常耦合求解器，采用UDF編程方式處理燃面退移。選取時間步長為0.05 s，迭代步數(shù)為600，內(nèi)迭代最大步數(shù)為100。由于發(fā)動機(jī)長徑比較大，為有效描述內(nèi)流場特性，將發(fā)動機(jī)的X軸(軸向)與Y軸(徑向)坐標(biāo)之比設(shè)為1/3。

圖5為14.0 s時刻發(fā)動機(jī)中速度及流線分布圖?？煽闯?，突擴(kuò)臺階后及節(jié)流板后形成兩個回流區(qū)，它們將在一定程度上強(qiáng)化空氣和燃料的摻混，并延長氣體在燃燒室的停留時間，有利于擴(kuò)散燃燒的充分進(jìn)行;此外，突擴(kuò)臺階后的回流區(qū)還會加強(qiáng)燃?xì)鈱θ剂系膶α鲹Q熱，這有利于提高局部燃面退移速率。發(fā)動機(jī)軸線附近的流速在突擴(kuò)臺階和節(jié)流板后，受回流渦旋的影響有一個減小過程;流速沿軸向有較大變化，這是由于燃料熱解加質(zhì)、燃燒及通道結(jié)構(gòu)引起的;同時，燃面附近流速很小，且存在回流區(qū)，這正是SFRJ能維持穩(wěn)定燃燒的原因。

圖5 發(fā)動機(jī)中速度和流線圖Fig.5 Velocity and path-line in SFRJ

圖6為發(fā)動機(jī)工作過程中速度沿軸線的變化曲線(噴管加速過程未完全畫出)?？梢?，軸線上的速度變化趨勢相同;燃?xì)膺M(jìn)入補(bǔ)燃室之前，流速有先減小后增大的過程，減速是由于節(jié)流板的阻滯，使流動以較大的徑向速度向軸線匯集，加速是由于節(jié)流板通道直徑較小，流動連續(xù)性要求使然;此外，在突擴(kuò)臺階和節(jié)流板后流速有不同程度的降低，這也印證了對圖5的速度分析。應(yīng)當(dāng)指出，隨著發(fā)動機(jī)工作，燃料通道截面逐漸增大，通道出口處(x=0.29 m)速度逐漸降低，在6 s時刻，速度為130 m/s，到26 s時刻，速度僅為102 m/s;燃燒室入口處的速度基本維持在180 m/s，這是由于空氣質(zhì)量流率保持不變。

為直觀地表述燃燒室中燃料和氧化劑的分布狀況，引入組分當(dāng)量比函數(shù)φ=lg(Yoxid/Yfuel/φ0)。其中，Yoxid和Yfuel分別為當(dāng)?shù)匮趸瘎┖腿剂系哪柗謹(jǐn)?shù);φ0為氧化劑和燃料的摩爾恰當(dāng)比。在φ=0的區(qū)域，氧化劑和燃料完全反應(yīng);在φ＜0的區(qū)域，燃料剩余;在φ＞0的區(qū)域，氧化劑剩余。

圖6 不同時刻沿發(fā)動機(jī)軸線的速度曲線Fig.6 Curves of velocity along axis at different time

圖7為14.0 s時刻發(fā)動機(jī)中組分當(dāng)量比函數(shù)φ和溫度等值線圖?？梢?，燃燒主要集中在燃料表面和軸線之間的一定區(qū)域內(nèi)(-2＜φ＜2)，在此區(qū)域外，氧燃比偏離反應(yīng)恰當(dāng)比φ0較大，幾乎無燃燒發(fā)生;軸線前半部及燃面附近氧氣與燃料混合較差，故溫度較低;火焰面最高溫度達(dá)2 400 K，沿軸線向后，由于氧氣的消耗，燃燒區(qū)逐漸擴(kuò)展至軸線上;此外，補(bǔ)燃室溫度達(dá)2 200 K以上，說明補(bǔ)燃室可提高燃燒效率。

圖7 發(fā)動機(jī)中當(dāng)量比函數(shù)和溫度等值線圖Fig.7 Contours of species equivalent ratio function and temperature in SFRJ

圖8為不同時刻發(fā)動機(jī)軸線上溫度變化曲線?？煽闯?，溫度變化規(guī)律相同;結(jié)合圖7可知，在燃燒室前部，由于氧氣充足，燃料未擴(kuò)散至軸線處即被消耗，因此溫度基本等于來流溫度;在x=0.2 m處，溫度開始迅速上升，這是由于沿軸線向后，隨著氧氣消耗，燃料與氧氣在越來越靠近軸線的區(qū)域混合充分，并發(fā)生擴(kuò)散燃燒;此外，補(bǔ)燃室軸線溫度相對穩(wěn)定，氣體在噴管中膨脹加速，因而溫度迅速下降。應(yīng)當(dāng)指出，隨著發(fā)動機(jī)工作，燃料通道出口處溫度有降低趨勢，在6 s時刻溫度為2 435 K，到30 s時刻溫度為2 285 K。這是因為燃料通道截面逐漸增大，空氣相對集中在軸線附近，燃料和氧氣混合更困難，使火焰面遠(yuǎn)離軸線。

圖8 不同時刻沿發(fā)動機(jī)軸線的溫度曲線Fig.8 Curves of temperature along axis at different time

圖9為發(fā)動機(jī)工作過程中燃面瞬態(tài)退移速率變化曲線?？砂l(fā)現(xiàn)，燃面退移速率沿軸向有較大變化，且不同時刻燃面退移速率的變化趨勢基本相同，都是先增大后減小，這是由于燃面退移速率與熱解表面溫度之間符合Arrhenius熱解速率公式。這造成燃料通道呈現(xiàn)出兩頭細(xì)中間粗的型面，如圖5和圖7所示;緊靠突擴(kuò)臺階后面存在一個流動滯止點，燃料難以與氧氣充分反應(yīng)，使局部燃料絕對富余(當(dāng)量比函數(shù)φ為-7左右)，因此燃速很低，約為0.05 mm/s;在此滯止點后，回流區(qū)的產(chǎn)生強(qiáng)化了燃料和氧氣的摻混，以及燃?xì)庀蛉剂媳砻娴膶α鲹Q熱，使得燃速迅速上升，并在再附點處達(dá)到峰值，在6 s時刻再附點(x=104 mm)燃速為0.399 mm/s;峰值后邊界層充分發(fā)展，隨著氧氣的消耗，火焰面向軸線靠近，對固體燃料熱解表面的傳熱減弱，因而燃面退移速率逐漸降低。

隨著發(fā)動機(jī)工作，燃面退移速率逐漸降低，這是由于燃料通道截面逐漸增大，使空氣相對集中在軸線附近，燃料和氧氣在遠(yuǎn)離燃面的區(qū)域發(fā)生擴(kuò)散燃燒，從而傳向燃面的熱量減少。還可發(fā)現(xiàn)，隨著發(fā)動機(jī)工作，再附點逐漸向下游移動。這是由于燃料通道直徑增大，使得臺階高度增加引起的。此外，在發(fā)動機(jī)工作初期(t＜10 s)，燃料通道出現(xiàn)類似于固體火箭發(fā)動機(jī)中的侵蝕燃燒現(xiàn)象，即燃料通道尾部的局部退移速率呈緩慢增大趨勢。這是因為燃燒初期小型發(fā)動機(jī)的燃?xì)馔ǖ垒^小，平行于燃料表面的流速大于出現(xiàn)侵蝕效應(yīng)的臨界速度。

圖9 不同時刻燃面瞬態(tài)退移速率曲線Fig.9 Curves of instantaneous regression rate of the solid fuel grain at different times

3 結(jié)論

(1)通過對比計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)，驗證了所建立的固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃面瞬態(tài)退移速率預(yù)示方法的準(zhǔn)確性。該方法成功求解了發(fā)動機(jī)復(fù)雜的非定常工作過程，較好地揭示了燃面不規(guī)則退移過程。

(2)固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)的流場具有明顯不均勻性，燃燒主要發(fā)生在燃料表面和軸線之間的一定區(qū)域，該區(qū)域的當(dāng)量比函數(shù)φ在-2～2之間。

(3)在燃燒室入口處，燃速很低，之后形成的回流區(qū)強(qiáng)化了燃料和氧氣的摻混及對流換熱，使局部燃面退移速率迅速升高，并在再附點處達(dá)到峰值，峰值后平緩降低。

(4)隨著發(fā)動機(jī)工作，燃面退移速率逐漸降低，且再附點逐漸向下游移動;燃料通道出口處的流速和溫度有降低趨勢。

(5)在小型發(fā)動機(jī)工作初期，燃料通道尾部出現(xiàn)類似固體火箭發(fā)動機(jī)的侵蝕燃燒現(xiàn)象。

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Study of instantaneous regression rate in solid fuel ramjet based on dynamic mesh

WEI Tao，WU Xiao-song
(Department of Aeronautics and Astronautics，School of Mechanical Engineering，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094，China)

In order to study the changes in regression rate of solid grain in solid fuel ramjet(SFRJ)，a method to indicate the instantaneous regression rate of solid grain in SFRJ was developed based on the operational feature，dynamic mesh，as well as coupled simulation of gas-phase combustion，heat transfer and regression of solid grain.Then whole inner flow of an experimental motor with additional chamber and polyethylene(PE)fuel was numerically simulated.The time-dependent flow was obtained with dynamic boundaries，and the internal ballistic parameters were analyzed.The results show that combustion mainly occurs in the area where φ is between-2 and 2;as motor works，the regression rate decreases，the reattachment point moves downstream，and the velocity and temperature reduce at the outlet of solid grain;in addition，there is erosive burning in small SFRJ during initial operation stage.The study shows that this method can simulate the unsteady working process and fuel regression.The conclusions offer instruction for designing and experiment of solid fuel ramjet.

solid fuel ramjet;instantaneous regression rate;dynamic mesh;numerical simulation

V435

A

1006-2793(2012)04-0450-07

2011-06-10;

2012-02-17。

國防預(yù)研項目。

魏韜(1986—)，男，碩士，主要從事固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)工作過程研究。E-mail:nustweitao@gmail.com

(編輯:崔賢彬)