固體燃料超燃沖壓發(fā)動機燃燒室摻混燃燒數(shù)值研究①

劉偉凱，陳林泉，楊向明

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

固體燃料超燃沖壓發(fā)動機燃燒室摻混燃燒數(shù)值研究①

劉偉凱，陳林泉，楊向明

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

根據(jù)國外研究機構(gòu)的直連式試驗數(shù)據(jù)，設計了固體燃料超音速燃燒室模型，建立了超音速燃燒數(shù)值計算的數(shù)學模型，通過數(shù)值模擬獲得了超音速燃燒室流場內(nèi)的氣體狀態(tài)參數(shù)分布。結(jié)果表明，超音速燃燒室靜壓隨軸向距離的增加而逐漸降低;流場中心區(qū)域為混合超音速流動，而后向臺階的圓周區(qū)域為亞音速流動;燃燒效率隨軸向距離的增加而增加。

超燃沖壓發(fā)動機;固體燃料;摻混燃燒;燃燒效率

0 引言

超燃沖壓發(fā)動機是高超音速飛行器的理想動力裝置，固體燃料超燃沖壓發(fā)動機以其結(jié)構(gòu)簡單、易于存儲、成本低等優(yōu)點成為各國研究機構(gòu)研究的熱點［1-2］。固體燃料超音速燃燒室內(nèi)的燃燒流動過程非常復雜，存在燃料分解氣化、氣化燃料與來流空氣的混合、湍流燃燒、激波及其附面層的相互干擾、流動分離與再附著等現(xiàn)象，流場數(shù)值仿真能在代價相對較小情況下充分研究燃燒室燃燒流動過程［3］。國外Jarymowycz等通過數(shù)值模擬研究，認為燃燒室入口溫度和壓強對推進劑燃速有很強的影響［4］;Ben-Arosh等發(fā)展了二維軸對稱計算模型，認為燃燒室結(jié)構(gòu)對設計參數(shù)有很強的敏感性，不合適的結(jié)構(gòu)會導致熄火或熱壅塞［5-6］;Simone和Bruno對采用LiH作為超燃沖壓發(fā)動機固體燃料的發(fā)動機性能進行了分析，認為LiH是一種理想的、具有潛力的高能量密度的超燃沖壓發(fā)動機固體燃料［7］。國內(nèi)孫波等針對文獻中的結(jié)構(gòu)，也進行了燃燒室冷流和反應的流場分析［8］，但在燃料超燃沖壓發(fā)動機中，氣流通道面積隨時間是不斷變化的，之前的數(shù)值研究都未能進行非穩(wěn)態(tài)計算。

針對上述問題，本文通過數(shù)值方法研究了固體超燃沖壓發(fā)動機中超音速燃燒室內(nèi)的非穩(wěn)態(tài)燃燒流動過程，以及入口氣流參數(shù)和燃燒室結(jié)構(gòu)對燃燒室燃燒效率的影響。

1 超音速燃燒室結(jié)構(gòu)

固體燃料超燃沖壓發(fā)動機由進氣道、超音速燃燒室、尾噴管3部分組成，超音速燃燒室是其最核心的部件，結(jié)構(gòu)簡圖如圖1所示。

在超音速燃燒室內(nèi)，固體燃料分解、氣化，與進氣道進入的超音速氣流摻混、燃燒并釋放熱量，燃料在燃燒室中的駐留時間很短(通常小于1 ms)，導致?lián)交烊紵屎艿?。因此，熱分解的氣體燃料與來流空氣的高效摻混以及火焰的穩(wěn)定燃燒是燃燒室設計中亟需解決的關鍵技術(shù)。

圖1 固體燃料超燃沖壓發(fā)動機簡圖Fig.1 Solid fuel scramjet device

在固體燃料亞燃沖壓發(fā)動機燃燒室中，火焰穩(wěn)定是通過入口段后的后向臺階形成凹腔產(chǎn)生回流區(qū)來實現(xiàn)的，這一方法經(jīng)過大量的理論和實驗研究證明是合理的［9-10］，回流區(qū)長度與臺階高度呈線性關系，臺階越高，火焰穩(wěn)定性越好。在超音速流動的燃燒室中，入口氣流速度很高(通常Ma＞1)，火焰穩(wěn)定更加困難，需要更高的臺階高度，通常的突擴結(jié)構(gòu)存在一定的局限性，臺階高度越高，將進一步減小給定燃燒室容積內(nèi)的實際裝藥量。根據(jù)超音速流動的特點，Ben-Yakar等將火焰穩(wěn)定區(qū)的突擴結(jié)構(gòu)進行改進，火焰穩(wěn)定區(qū)由入口后向臺階、定截面區(qū)域和傾斜的前向臺階組成，實驗研究表明具有一定的火焰穩(wěn)定能力，并確定了火焰穩(wěn)定的幾何參數(shù)和火焰穩(wěn)定極限?；鹧娣€(wěn)定參數(shù)為dfhLfh/，表示火焰穩(wěn)定區(qū)的相對尺寸，(dfh/dcyl)2表示流速的度量［11］。

根據(jù)文獻［11］的實驗結(jié)果，文中設計了可穩(wěn)定燃燒的超燃燃燒室?guī)缀螛?gòu)型，幾何構(gòu)型簡圖如圖2所示。燃燒室結(jié)構(gòu)參數(shù)為din=15 mm，dfh=49 mm，dcyl=20 mm，Lih=60 mm，得到火焰穩(wěn)定參數(shù)dfhLfh/=13.1，(dfh/dcyl)2=6，處于火焰穩(wěn)定的范圍。

圖2 燃燒室?guī)缀螛?gòu)型簡圖Fig.2 Sketch of chamber geometry

2 物理模型及計算方法

固體燃料超燃沖壓發(fā)動機工作過程如圖3所示。高溫高速空氣流經(jīng)中心進氣通道進入燃燒室，與固體燃料的熱解氣體在邊界層內(nèi)進行摻混，并發(fā)生擴散燃燒，形成一薄層擴散燃燒火焰區(qū)域，燃燒后釋放的熱量通過對流和輻射換熱等形式，反饋給固體燃料壁面，用以維持固體燃料的熱解，使燃燒室的擴散燃燒能夠持續(xù)進行下去。固體燃料的熱解引起燃料表面的退移，使發(fā)動機中氣流的通道面積不斷變化，等直段藥柱表面的退移使發(fā)動機燃燒室靜壓降低，火焰穩(wěn)定區(qū)形成亞音速的回流，有利于燃料與空氣的摻混和燃燒。本文主要研究超音速燃燒室氣流參數(shù)的分布和入口參數(shù)對燃燒效率的影響等特性，從計算工作量考慮，假設氣流為單相流動，傳熱中不考慮輻射的影響，各組分擴散系數(shù)相同，不考慮重力等的影響。

圖3 燃燒室工作過程示意圖Fig.3 Sketch of combustion process

通過上述分析，建立了固體燃料超燃沖壓發(fā)動機工作過程模擬的數(shù)值模型?？刂品匠滩捎民詈狭藙恿俊⒛芰?、連續(xù)性方程以及組分運輸方程的雷諾平均N-S方程組;湍流的模擬采用帶壁面函數(shù)的RNGk-ε模型，相對于其他模型，該模型在超音速流動的計算方面具有更高的可靠性;化學反應的模擬采用渦團耗散的化學反應模型;固體燃料為碳氫貧氧推進劑，主要組分為HTPB和AP，壁面熱解的氣化速度通過燃料表面的氣/固相之間的質(zhì)量守恒確定;固體燃料的動態(tài)退移過程采用彈簧光順法和局部重構(gòu)的動網(wǎng)格更新方法，用UDF程序控制每一節(jié)點的運動。計算網(wǎng)格如圖4所示。

圖4 計算網(wǎng)格Fig.4 Calculation mesh

模型中考慮了 6 種 C2H4、O2、CO2、H2O、CO 和 N2，化學反應模型采用簡化的兩方程燃燒模型:

固體燃料壁面熱解的氣化速度通過燃料表面的氣/固相之間的質(zhì)量守恒確定，采用下式計算:

式中為壁面的熱流;ρf為固相燃料速度;Hv，eff為燃料的有效汽化熱。

本文假定傳熱機理的驅(qū)動力是火焰和壁面之間的溫度差:

固體燃料表面溫度近似恒定，設為800 K，火焰溫度由軸向位置的最大溫度確定。

為了研究固體燃料超燃沖壓發(fā)動機燃燒室結(jié)構(gòu)對燃燒效率影響，在保持入口氣流總溫1 000 K、總壓1.5 MPa、空氣流量 0.3 kg/s、燃氣流通量 1.2 kg/(m2·s)的情況下，計算了不同凹腔臺階高度和不同凹腔長度的影響，計算工況如表1所示。

表1 結(jié)構(gòu)變化各工況計算參數(shù)Table 1 Calculate parameter of different structure

為了評估燃燒效率與模擬的不同飛行條件下的入口氣流參數(shù)的關系，在保持燃氣流通量為1.2 kg/(m2·s)、燃燒室結(jié)構(gòu)凹腔臺階高度為17 mm和凹腔長度為60 mm的情況下，分別對3個入口參數(shù)進行了研究，包括入口總溫、空氣流量和入口總壓，計算工況如表2所示。

表2 入口參數(shù)變化各工況計算參數(shù)Table 2 Calculate parameter of different inlet condition

3 計算結(jié)果與分析

3.1 燃燒室參數(shù)分布

圖5給出了燃燒室內(nèi)各組分質(zhì)量分數(shù)的分布。

圖5 燃燒室內(nèi)各組分質(zhì)量分數(shù)分布Fig.5 Quality fraction contours in the chamber

由圖5可見，燃料的氣化組分C2H4和CO的質(zhì)量分數(shù)從壁面向火焰位置逐漸減少，超過火焰位置后，其組分逐漸消失，O2的質(zhì)量分數(shù)從中心區(qū)最大值減少到火焰表面的近似零值，燃燒的主要產(chǎn)物是CO2和H2O，擴散火焰位于燃料壁面附近的一薄層，此處CO2和H2O的質(zhì)量分數(shù)最大，說明燃燒主要發(fā)生在這一區(qū)域。

圖6給出了2、5、8、10 s不同時刻燃燒室內(nèi)靜壓壓強分布。在2 s時，燃燒室凹腔靜壓約為0.66 MPa，沿著軸向靜壓逐漸降低，擴張段出口處靜壓最低，隨著燃面沿徑向不斷退移，等直段氣流通道面積不斷增大，燃燒室凹腔靜壓逐漸降低，工作至10 s時，燃燒室靜壓降低為 0.17 MPa。

圖6 不同時刻燃燒室靜壓分布Fig.6 Static-pressure contours at different times

圖7給出了2、5、8、10 s不同時刻燃燒室馬赫數(shù)分布。2 s時，燃燒室入口部位和出口部位的馬赫數(shù)為超音速流動(Ma=1.9)，凹腔部分中心區(qū)域為混和超音速流動，流速約為Ma=1.1。隨工作時間增加，工作至10 s時，中心區(qū)域逐漸全部成為超音速流動，凹腔部分流速達到Ma=1.8，出口馬赫數(shù)達到2.2。

圖7 不同時刻燃燒室馬赫數(shù)分布Fig.7 Mach number contours at different times

圖8給出了2、5、8、10 s不同時刻燃燒室內(nèi)靜溫分布。由圖8可見，隨工作時間增加，固體燃料表面附近的反應區(qū)域逐漸加大。2 s時，燃燒室后向臺階處的燃燒溫度約2 059 K，燃燒室出口溫度約1 843 K，工作至10 s時，后向臺階處的燃燒溫度略有上升，達到2 139 K，燃燒室出口溫度升至1 991 K。

3.2 燃燒室結(jié)構(gòu)對燃燒效率的影響

評價燃燒室性能的主要方法之一是計算燃燒效率。在此，燃燒效率定義為已反應的燃料質(zhì)量流率和能反應的燃料最大質(zhì)量流率之比:

式中mf為燃料的質(zhì)量分數(shù);mfR為已反應的質(zhì)量分數(shù)。

圖8 不同時刻燃燒室靜溫分布Fig.8 Temperature contours at different times

圖9給出了燃燒效率隨軸向距離的分布。從圖9可看出，燃燒效率隨軸向距離的增加而增加，由入口的65%增加到出口的83%，這是由于隨軸向距離增加燃料的穿透能力得到增強。

圖10(a)給出了凹腔臺階高度為分別為13、17、21 mm時燃燒效率的計算結(jié)果;圖10(b)給出了凹腔長度為50、60、70 mm時對燃燒效率的影響。

圖9 燃燒效率沿軸向距離的分布Fig.9 Combustion efficiency distribution in the axis distance

圖10 凹腔高度和長度對燃燒效率的影響Fig.10 Effects of height and length of cavity on combustion efficiency

由圖10(a)可見，隨臺階高度增加，燃燒效率有所增加。在凹腔部位燃燒效率增加較明顯，主要是由于增加臺階高度，將有利于渦流的形成，增強固體燃料熱解氣體與入口空氣的摻混作用。由圖10(b)可見，隨凹腔長度增加，燃燒效率逐漸增加。這種影響在凹腔部位較明顯。隨凹腔長度增加，流動在凹腔形成較強的渦流。

3.3 入口氣流參數(shù)對燃燒效率的影響

圖11給出了不同入口總溫、空氣流量和入口總壓對燃燒效率影響曲線。由圖11可看出，隨入口總溫、空氣流量和入口總壓的增加，燃燒效率呈現(xiàn)下降趨勢。對于燃燒效率，隨著這些參數(shù)的增加，燃燒效率有所降低，這種現(xiàn)象是由于氣化燃料和中心氣流在很短的滯留時間內(nèi)混合不充分所致。

圖11 入口總溫、空氣流量及總壓對燃燒效率的影響Fig.11 Effects of inlet temperature ，inlet flux and inlet pressure on combustion efficiency

當入口總溫由800 K增加到1 100 K時，燃料退移速度隨之增加，主要是由于中心氣流與燃料壁面的換熱加強，質(zhì)量流量增加而引起，但同時燃燒效率隨之降低。與空氣流量和入口總壓等其他參數(shù)相比，入口總溫對燃料的退移速度影響較大。同樣，與上述變化趨勢相同，隨空氣流量和入口總壓的增加，燃料的燃燒效率降低。

4 結(jié)論

(1)超音速燃燒室靜壓隨軸向距離的增加而逐漸降低，火焰穩(wěn)定區(qū)有明顯的回流。靜溫和總溫由入口段向擴張段逐漸增加，在燃燒室中心軸線上，溫度幾乎保持不變。

(2)流場中心區(qū)域為混合超音速流動，而后向臺階的圓周區(qū)域為亞音速流動，出口馬赫數(shù)達到最大值。

(3)燃燒效率隨軸向距離的增加而增加，隨入口總溫、空氣流量和入口總壓的增加，燃燒效率呈現(xiàn)下降趨勢。

［1］李巖芳，鄭凱斌，陳林泉.固體燃料超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)研究進展［C］//第二屆沖壓發(fā)動機學術(shù)會議文集，2007.

［2］劉小勇.超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)［J］.飛航導彈，2003，(2):38-42.

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Numerical study of mixing flows in a solid fuel scramjet combustor

LIU Wei-kai，CHEN Lin-quan，YANG Xiang-ming
(The 41st Institute of the Academy of China Aerospace Science and Technology Corporation，Xi＇an 710025，China)

Based on direct-connected experimental data obtained at abroad，the model of solid fuel supersonic combustion was designed，the mathematical model for reaction flow field of supersonic combustion was established，the distributions of gas parameters in the flow field were obtained through numerical calculation.Results show that supersonic combustion static-pressure reduces gradually with increase of axial distance;central area of flow-field was mixing supersonic flow，circle area of back sidestep was subsonic flow;with increase of axial distance，combustion efficiency increases.

scramjet;solid fuel;mixing combustion;combustion efficiency

V435

A

1006-2793(2012)04-0457-06

2011-10-17;

2012-03-06。

航天科技集團科技創(chuàng)新研發(fā)項目。

劉偉凱(1973—)，男，高級工程師，研究方向為固體火箭發(fā)動機。E-mail:wakenliu@gmail.com

(編輯:崔賢彬)