渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒數(shù)值模擬研究①

林彬彬，潘宏亮，劉 洋

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒數(shù)值模擬研究①

林彬彬，潘宏亮，劉 洋

(西北工業(yè)大學(xué)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

提出了渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室三股氣流燃燒數(shù)值模擬的方法。分別采用Standard k-ε、k-ε RNG、k-ω SST湍流模型，結(jié)合三維N-S方程、顆粒軌道模型、King硼粒子點(diǎn)火模型、硼粒子燃燒模型建立TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室三維兩相流動(dòng)燃燒模型。首先，利用本文模型進(jìn)行冷流摻混分析，確定了試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型并進(jìn)行燃燒試驗(yàn)，三股氣流形成了穩(wěn)定燃燒;然后，將數(shù)值計(jì)算得到的補(bǔ)燃室壓強(qiáng)、特征速度、燃燒效率與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，并進(jìn)行了計(jì)算模型可信性分析;文中綜合湍流模型對(duì)TSPR補(bǔ)燃室燃燒情況模擬的影響，得出硼顆粒模型是進(jìn)一步提高含硼三股氣流模擬精度的主要原因。說(shuō)明本文采用的模型以及與之相匹配使用的方法適用于TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒情況的分析。采用本文補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)進(jìn)行試驗(yàn)，有無(wú)硼成分的試驗(yàn)燃燒效率分別達(dá)到82.1%和88.8%，數(shù)值模擬結(jié)果顯示，還應(yīng)進(jìn)一步改進(jìn)補(bǔ)燃室結(jié)構(gòu)，以降低總壓損失，促進(jìn)補(bǔ)燃室壁面附近的空氣參與燃燒，并提高硼粒子燃燒效率。

渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);補(bǔ)燃室;含硼固體推進(jìn)劑;數(shù)值模擬;兩相流

0 引言

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，高速狀態(tài)下比沖高，受到廣泛關(guān)注。但固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)存在兩點(diǎn)不足:(1)不能實(shí)現(xiàn)零速起飛，必須在飛行速度達(dá)到一定馬赫數(shù)后，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)才能啟動(dòng)工作;(2)對(duì)飛行速度、高度、飛行姿態(tài)等狀態(tài)參數(shù)的變化敏感，影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能，飛行包線窄。為了克服固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的上述不足，渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(Turbo-charged-Solid-Propellant-Ramjet，SPR)利用固體燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生碳?xì)淙細(xì)怛?qū)動(dòng)渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)對(duì)空氣增壓，在補(bǔ)燃室內(nèi)與含硼富燃燃?xì)膺M(jìn)行二次燃燒。TSPR是在空氣渦輪火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(Air-Turbo-Rocket，ATR)基礎(chǔ)上，在渦輪后補(bǔ)燃室內(nèi)增加了一路固體燃?xì)獍l(fā)生器來(lái)流富燃燃?xì)?，其工作原理與加力式ATR相同，相關(guān)學(xué)者對(duì)ATR進(jìn)行了建模與特性研究［1-4］。研究發(fā)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)的匹配對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響很大［5］。

渦輪增壓固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室有兩股不同化學(xué)成分的燃?xì)馀c空氣進(jìn)行摻混燃燒，燃?xì)饽芊衽c空氣氣流充分摻混形成穩(wěn)定燃燒、硼粒子燃燒的完全程度都直接影響著TSPR這種創(chuàng)新概念的可行性。探索多股氣流摻混燃燒機(jī)理，研究穩(wěn)定燃燒的組織方式并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，是研究TSPR可行性的首要途徑。目前，有關(guān)3股氣流摻混燃燒特性的研究未見(jiàn)公開(kāi)報(bào)道。

本文借鑒固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室模擬研究經(jīng)驗(yàn)，針對(duì)TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒情況特點(diǎn)，分別利用3種湍流模型建立TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室三維兩相流動(dòng)燃燒計(jì)算模型，依據(jù)冷流摻混模擬分析結(jié)果確定試驗(yàn)設(shè)備構(gòu)型，并進(jìn)行燃燒試驗(yàn)，將燃燒試驗(yàn)結(jié)果與TSPR模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，分析了不同湍流模型以及硼粒子點(diǎn)火燃燒模型對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響，驗(yàn)證了建立的TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室數(shù)值模擬模型。

1 數(shù)值方法分析

補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒情況極為復(fù)雜，必須對(duì)補(bǔ)燃室內(nèi)流動(dòng)燃燒進(jìn)行合理假設(shè)，方能得到合理的模擬結(jié)果。湍流模型和硼顆粒點(diǎn)火燃燒模型非常復(fù)雜，目前沒(méi)有能準(zhǔn)確描述真實(shí)湍流流動(dòng)過(guò)程和真實(shí)硼粒子點(diǎn)火燃燒過(guò)程的計(jì)算模型，不同的模型對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響很大，目前沒(méi)有評(píng)價(jià)湍流模型和硼顆粒模型的標(biāo)準(zhǔn)，有必要分析湍流模型和硼顆粒模型對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響。

驅(qū)渦燃?xì)獠缓痤w粒，因此本文分別計(jì)算驅(qū)渦燃?xì)鈫为?dú)燃燒的工況1和驅(qū)渦、富燃兩股燃?xì)夤餐紵墓r2，通過(guò)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比分析，綜合研究湍流模型和硼顆粒點(diǎn)火燃燒模型對(duì)計(jì)算誤差的影響。

借鑒固體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)研究經(jīng)驗(yàn)［6-10］，并分析TSPR補(bǔ)燃室內(nèi)流動(dòng)燃燒的化學(xué)物理過(guò)程。可看到，對(duì)TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒情況進(jìn)行數(shù)值模擬必須解決以下問(wèn)題。

1.1 燃?xì)饨M分

補(bǔ)燃室內(nèi)有驅(qū)動(dòng)渦輪做功后的碳?xì)淙剂细蝗挤猓鹭氀跬七M(jìn)劑產(chǎn)生的富燃燃?xì)饧皦簹鈾C(jī)出口的壓縮空氣，存在多種氣相成分和碳、硼及其氧化物的凝相成分，如果將所有成分及化學(xué)方程都輸入模型進(jìn)行計(jì)算，既耗費(fèi)時(shí)間，也可能影響計(jì)算收斂性。

1.2 流動(dòng)過(guò)程

進(jìn)入補(bǔ)燃室時(shí)，空氣與兩股燃?xì)饩哂胁煌馁|(zhì)量流率，而且由于進(jìn)氣方式的區(qū)別，動(dòng)量大小也不同，各自對(duì)流場(chǎng)分布造成影響，直接影響摻混程度，需綜合考慮，選擇合理且經(jīng)濟(jì)的湍流模型來(lái)描述氣相流動(dòng)。

湍流具有高度復(fù)雜性，使得湍流的模擬十分困難。每一種湍流模型都有一定的局限性，每種模型所包括的經(jīng)驗(yàn)常數(shù)也都有其適應(yīng)范圍，同一個(gè)模型預(yù)測(cè)能力的好壞與其所研究的問(wèn)題有關(guān)，目前沒(méi)有找到能對(duì)所有問(wèn)題都適用的湍流模型。目前，在固沖發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)模擬研究中，應(yīng)用較廣的湍流模型有Standardk-ε、k-εRNG、k-ωSST 3種。本文將利用3種湍流模型分別進(jìn)行計(jì)算，將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，以評(píng)價(jià)TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒模擬的湍流模型。

1.3 燃燒過(guò)程

TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)燃?xì)鉁囟却笾略? 340～2 700 K之間，化學(xué)反應(yīng)速率較高，可認(rèn)為氣相化學(xué)反應(yīng)只受湍流流動(dòng)的影響。因此，選擇Eddy-Dissipation模型，只考慮湍流混合速率對(duì)化學(xué)反應(yīng)的影響。

1.4 化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型

TSPR補(bǔ)燃室內(nèi)燃?xì)獬煞謽O為復(fù)雜，各種不同組分間的物理化學(xué)反應(yīng)更復(fù)雜。文獻(xiàn)［6-10］利用簡(jiǎn)單一步反應(yīng)模擬固沖發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒情況。文獻(xiàn)［10］分別利用單步反應(yīng)和多步反應(yīng)，模擬了固體燃料沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室燃燒過(guò)程，將2種方法計(jì)算得到的補(bǔ)燃室內(nèi)壓強(qiáng)、溫度和馬赫數(shù)進(jìn)行了對(duì)比分析。研究發(fā)現(xiàn)，單步反應(yīng)不影響補(bǔ)燃室內(nèi)壓強(qiáng)、溫度和馬赫數(shù)等參數(shù)的分布規(guī)律，兩者計(jì)算的燃燒速率規(guī)律一致，在分析補(bǔ)燃室流場(chǎng)總體特征時(shí)，可使用簡(jiǎn)化的單步反應(yīng)模型。

1.5 硼粒子點(diǎn)火燃燒過(guò)程

硼粒子的點(diǎn)火和燃燒機(jī)理非常復(fù)雜，不同的研究人員［11-13］對(duì)硼粒子的點(diǎn)火燃燒過(guò)程進(jìn)行了研究，并通過(guò)各自的實(shí)驗(yàn)和理論分析，提出了不同的點(diǎn)火和燃燒模型。目前，認(rèn)可度較高、應(yīng)用較廣的模型是King［13］提出的點(diǎn)火模型。King模型物理意義相對(duì)明確，認(rèn)為硼粒子的點(diǎn)火過(guò)程大致分為2個(gè)階段:第一階段顆粒表面的氧化層溫度低于B2O3沸點(diǎn)，O2通過(guò)液態(tài)氧化層擴(kuò)散至B與B2O3交界面，并與B發(fā)生反應(yīng)，反應(yīng)產(chǎn)物使氧化層厚度增加，同時(shí)反應(yīng)放出的熱量使氧化層溫度升高;第二階段，顆粒表面氧化層溫度達(dá)到B2O3沸點(diǎn)，氧化層厚度逐漸減小，直至氧化層消失，從而硼粒子直接與氧氣接觸燃燒。硼粒子顆粒直徑按照均一粒徑處理。

2 計(jì)算模型

2.1 簡(jiǎn)化假設(shè)

TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪部件結(jié)構(gòu)復(fù)雜，將發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化為圖1所示構(gòu)型，針對(duì)補(bǔ)燃室燃燒情況進(jìn)行分析研究。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室構(gòu)型簡(jiǎn)圖Fig.1 Configuration of secondary combustion chamber

TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室3種不同成分氣流進(jìn)行摻混燃燒，補(bǔ)燃室內(nèi)流動(dòng)燃燒情況非常復(fù)雜，且流動(dòng)三維效應(yīng)強(qiáng)。根據(jù)第1章的分析，對(duì)補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)作出如下假設(shè):

(1)根據(jù)熱力計(jì)算結(jié)果，忽略質(zhì)量分?jǐn)?shù)微小的成分，將氣相燃燒成分簡(jiǎn)化為CO、CH4、H2燃?xì)饨M分，顆粒相反應(yīng)物簡(jiǎn)化為硼和碳2種顆粒，另有不參加反應(yīng)的B2O3顆粒，燃?xì)饨M分由表1所示;

(2)硼粒子粒徑均布，均一粒徑為10 μm，入口速度與氣相速度相同，粒子與壁面為彈性碰撞;

(3)補(bǔ)燃室內(nèi)氣體為可壓縮理想氣體，符合理想氣體狀態(tài)方程;

(4)忽略重力對(duì)流場(chǎng)的影響。

2.2 網(wǎng)格劃分

TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)幾何結(jié)構(gòu)復(fù)雜，將發(fā)動(dòng)機(jī)分為發(fā)動(dòng)機(jī)頭部、進(jìn)氣道、進(jìn)氣段、摻混段、補(bǔ)燃段、尾噴段，對(duì)各個(gè)區(qū)域分區(qū)劃分網(wǎng)格，對(duì)流場(chǎng)復(fù)雜的區(qū)域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行局部加密，以提高計(jì)算精度，網(wǎng)格總數(shù)為35.2萬(wàn)。

2.3 邊界條件

驅(qū)渦燃?xì)狻⒏蝗既細(xì)?、空氣均采用質(zhì)量入口條件，保證給定的流量和總溫，出口邊界采用壓力出口條件，壓強(qiáng)設(shè)置為0.101 325 MPa。壁面速度采用無(wú)滑移條件，壁面為絕熱壁，與外界無(wú)熱交換，壓力及各組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)梯度設(shè)置為零，以冷流計(jì)算結(jié)果作為反應(yīng)流場(chǎng)計(jì)算的初始條件。2個(gè)工況空氣流量相同，總溫均為610 K。顆粒速度由模擬得到的氣相速度確定。

表1 燃?xì)鈪?shù)Table 1 Gas-fired parameter

2.4 氣相控制模型

歐拉坐標(biāo)系下的三維氣相控制方程、3種湍流模型方程具體參數(shù)及意義詳見(jiàn)文獻(xiàn)［14］。

2.5 湍流燃燒模型

燃燒機(jī)理采用Eddy-Dissipation模型，氣相化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型采用:

2.6 顆粒軌道模型

在補(bǔ)燃室兩相流燃燒模擬中，描述顆粒相運(yùn)動(dòng)應(yīng)用較多的是顆粒軌道模型，在拉格朗日坐標(biāo)系下描述顆粒相運(yùn)動(dòng)，把顆粒相看成與流體有滑移的軌道運(yùn)動(dòng)的分散群。

笛卡爾坐標(biāo)系下，x方向顆粒受力平衡方程為

式中 右側(cè)項(xiàng)為顆粒的單位質(zhì)量拖曳力。

其中

對(duì)3個(gè)方向上的受力平衡方程求積分，得到顆粒的速度方程，再對(duì)速度方程求積分，即可得到顆粒的軌道［14］。

2.7 顆粒相點(diǎn)火燃燒模型

根據(jù)假設(shè)，硼粒子點(diǎn)火模型為

式中dB、δ、f、Tp分別為硼粒子直徑、氧化層厚度、熔化分?jǐn)?shù)、粒子溫度;RB、RE、RH分別為硼消耗速率、B2O3蒸發(fā)速率、B2O3與水的反應(yīng)速率，其具體表達(dá)式及其余符號(hào)的含義見(jiàn)文獻(xiàn)［15］。

硼粒子燃燒總反應(yīng)為

碳顆粒燃燒總反應(yīng)為

燃燒速率公式為=πpO2，反應(yīng)速率常數(shù)k=6.662 ×10-5kg/(s·m2·Pa)。

求解定常問(wèn)題最好的方法就是利用時(shí)間相關(guān)算法［16］，求解非定常方程，用時(shí)間漸進(jìn)解趨于定常狀態(tài)。研究補(bǔ)燃室的燃燒情況，關(guān)注的是燃燒穩(wěn)定時(shí)補(bǔ)燃室的燃燒效率，本文對(duì)非定常方程進(jìn)行計(jì)算，用長(zhǎng)時(shí)間、流場(chǎng)穩(wěn)定后的計(jì)算結(jié)果模擬燃燒過(guò)程。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 TSPR摻混燃燒試驗(yàn)

利用本文建立的計(jì)算模型進(jìn)行冷流計(jì)算，再利用補(bǔ)燃室某截面上某組分摩爾分?jǐn)?shù)的最大值、最小值、面積加權(quán)平均值、氧氣與燃?xì)獾哪枖?shù)之比，綜合評(píng)價(jià)摻混度［6］，分別比較了不同進(jìn)氣道角度、補(bǔ)燃室頭部距離、驅(qū)渦燃?xì)馊肟谂c進(jìn)氣道距離等構(gòu)型的燃?xì)夂涂諝鈸交煨?，將摻混效率較高的構(gòu)型選定為地面試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)。地面直連式TSPR試驗(yàn)裝置如圖2所示。利用酒精加熱空氣并補(bǔ)氧的方式來(lái)模擬空氣來(lái)流總溫，通過(guò)調(diào)節(jié)加熱火箭后的噴管喉徑來(lái)模擬空氣來(lái)流的總壓，利用2個(gè)固體推進(jìn)劑燃?xì)獍l(fā)生器分別模擬驅(qū)渦燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪做功后的乏氣和含硼富燃燃?xì)?，?個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器管道內(nèi)加裝噴管，并測(cè)量燃?xì)夤苈烦隹谔幍膲簭?qiáng)和溫度，確保進(jìn)入補(bǔ)燃室的燃?xì)鈼l件與數(shù)值模擬設(shè)定的邊界條件一致。在1～8測(cè)點(diǎn)位置利用壓力傳感器測(cè)量補(bǔ)燃室壓強(qiáng)，2個(gè)工況發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)相同。

圖2 實(shí)驗(yàn)裝置示意圖Fig.2 Configuration of experiment equipment

3.2 計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析

(1)補(bǔ)燃室壓強(qiáng)分布

表1工況條件下的補(bǔ)燃室壓強(qiáng)試驗(yàn)曲線見(jiàn)圖3。2個(gè)工況3種湍流模型模擬得到的補(bǔ)燃室壓強(qiáng)曲線與試驗(yàn)測(cè)得的壓強(qiáng)變化趨勢(shì)一致，但在數(shù)值上有差異。在1號(hào)測(cè)點(diǎn)后，氣流經(jīng)過(guò)摻混器壓強(qiáng)有一定程度的降低，摻混器造成了總壓損失，摻混器后補(bǔ)燃室壓強(qiáng)保持穩(wěn)定。TSPR補(bǔ)燃室摻混器前后壓強(qiáng)變化較大，摻混器下游壓強(qiáng)基本不變。

圖3 補(bǔ)燃室壓強(qiáng)分布曲線Fig.3 Static pressure profile along centerline of afterburner

表2給出了3個(gè)模型補(bǔ)燃室壓強(qiáng)均方根誤差。工況1的3種湍流模型得到的壓強(qiáng)分布與試驗(yàn)值偏差在1%以內(nèi)，工況2的3種模型模擬得到的補(bǔ)燃室壓強(qiáng)變化趨勢(shì)一致，模擬值之間相差不大，與試驗(yàn)值誤差在4.5%以內(nèi)。本文研究的焦點(diǎn)是TSPR補(bǔ)燃室內(nèi)遠(yuǎn)離壁面的不同氣流之間的互相影響，是湍流充分發(fā)展的流動(dòng)，不同湍流模型模擬結(jié)果雖有差異，但對(duì)結(jié)果影響不大，誤差的主要來(lái)源需結(jié)合燃燒效率進(jìn)一步分析。

(2)燃燒效率

利用特征速度定義燃燒效率，定義特征速度:

式中pc為噴管入口總壓;At為噴管喉部面積;為補(bǔ)燃室出口質(zhì)量流率。

表2 補(bǔ)燃室壓強(qiáng)均方根誤差比較Table 2 Root-mean-square deviation of afterburner static pressure

式中ηi為3種湍流模型分別模擬得到的燃燒效率。

表3給出了2個(gè)工況的特征速度及燃燒效率。2個(gè)工況不同湍流模型計(jì)算結(jié)果相差不大，工況1模擬燃燒效率與實(shí)驗(yàn)值誤差較小，工況2模擬值與實(shí)驗(yàn)值相對(duì)誤差為6%左右。由于含硼推進(jìn)劑熱值較高，對(duì)硼顆粒的點(diǎn)火燃燒過(guò)程的模擬對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響很大。相比之下，湍流模型對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響很小，誤差的主要來(lái)源是硼顆粒點(diǎn)火燃燒模型的準(zhǔn)確程度。

表3 燃燒效率Table 3 Combustion efficiency

工況1燃燒效率的實(shí)驗(yàn)值和模擬值均高于工況2。一方面，由于工況1的補(bǔ)燃室壓強(qiáng)相對(duì)較高，有利于提高燃燒效率;另一方面，工況2氣流中含有硼顆粒，燃?xì)鉀](méi)有得到合理的組織燃燒，需進(jìn)一步研究提高燃燒效率的方法。

(3)流場(chǎng)分布

采用相對(duì)誤差最小的SST模型，工況1和工況2摻混燃燒區(qū)域數(shù)值模擬的溫度與氧氣分布見(jiàn)圖4、圖5，可比較分析補(bǔ)燃室中反應(yīng)集中發(fā)生的區(qū)域。

圖4 補(bǔ)燃室溫度分布圖Fig.4 Temperature distribution of afterburner

圖5 補(bǔ)燃室氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)分布圖Fig.5 Mass fraction distribution of afterburner

工況1只有驅(qū)渦燃?xì)夂涂諝?，中軸線上溫度最高、氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)最小，燃?xì)饧性谘a(bǔ)燃室中軸線上進(jìn)行燃燒。隨著反應(yīng)的進(jìn)行，在補(bǔ)燃室下游燃?xì)鉁囟冗_(dá)到最高，燃?xì)饽芊€(wěn)定地燃燒。溫度分布呈環(huán)形，溫度分布交界面邊界清晰，說(shuō)明燃?xì)鈨H在燃?xì)馀c空氣交界面上發(fā)生反應(yīng)，補(bǔ)燃室壁面附近氧氣濃度較高，這一部分空氣與中軸線上的燃?xì)鈸交烨闆r不理想，沒(méi)有得到充分利用，仍有進(jìn)一步提高燃燒效率的空間。

工況2補(bǔ)燃室具有3股氣流，驅(qū)渦燃?xì)獾牧髁恐挥泄r2流量的38%。因此，中軸線溫度低于工況1的溫度。經(jīng)過(guò)摻混器后，富燃燃?xì)庠隍?qū)渦燃?xì)獾呐詡?cè)燃燒，在補(bǔ)燃室下游，高溫區(qū)域向富燃燃?xì)庖粋?cè)偏移，反應(yīng)主要集中在偏向富燃燃?xì)獾囊粋?cè)。相比工況1，2股燃?xì)饪筛玫乩醚a(bǔ)燃室內(nèi)不同區(qū)域的空氣，有利于提高燃燒效率，但需合理組織燃?xì)馄ヅ潢P(guān)系，提高硼顆粒的燃燒效率。

4 結(jié)論

(1)對(duì)比分析模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果，對(duì)于湍流充分發(fā)展的TSPR補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)，3種湍流模型對(duì)計(jì)算結(jié)果影響不大，硼顆粒點(diǎn)火燃燒模型與真實(shí)情況的差距是造成誤差的主要原因。

(2)數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)得的補(bǔ)燃室壓強(qiáng)趨勢(shì)一致，摻混器前后補(bǔ)燃室壓強(qiáng)變化較大，摻混器造成了一定的壓強(qiáng)損失，摻混器后壓強(qiáng)基本不變。

(3)工況2補(bǔ)燃室壓強(qiáng)模擬值與實(shí)驗(yàn)值的均方根誤差為4%左右，鑒于硼顆粒燃燒模擬的復(fù)雜性，在當(dāng)前模擬水平下，計(jì)算誤差尚在可接受范圍內(nèi)，數(shù)值計(jì)算結(jié)果可用于指導(dǎo)TSPR發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)。

(4)補(bǔ)燃室壁面附近氣流溫度較低、氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)較高，溫度和氧氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)與空氣基本相同，說(shuō)明這部分空氣沒(méi)有與燃?xì)獬浞謸交欤柩芯咳紵鰪?qiáng)技術(shù)，進(jìn)一步加強(qiáng)摻混效果，提高燃燒效率。

(5)在同樣的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)、空氣流量條件下，含硼推進(jìn)劑的工況2比只有碳?xì)淙細(xì)獾墓r1燃燒效率低，說(shuō)明硼顆粒燃燒不充分，需進(jìn)一步研究提高硼顆粒燃燒效率的方法。

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Numerical simulation of the reacting flow field in afterburner of turbo-charged solid propellant ramjet

LIN Bin-bin，PAN Hong-liang，LIU Yang
(Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory ，Northwestern Polytechnical University，Xi＇an 710072，China)

A method to simulate the reacting flows in the afterburner of Turbo-charged Solid Propellant Ramjet(TSPR)was proposed.Numerical simulation model of three-dimensional two-phase flow field of TSPR was established by integrating three-dimensional N-S equation，particle trajectory model，King＇s model of boron particles ignition，combustion of boron particles model，and turbulence model as well.Standard k-ε model，k-ε RNG model，and k-ω SST two-equation model were applied respectively in the paper.The configuration of TSPR was based on simulations of cold flow upon various mixing structure and then combustion experiments were carried out.The numerical simulations were validated by comparing the predicted and tested results for static pressure profile along the centerline of the secondary combustion chamber，the characteristic velocity of the motor and the combustion efficiency.It is shown that simulations in the paper can be used in the development of TSPR and the numerical model improvements depend mainly on the ignition and burning model of boron particle.The experiments show that the combustion efficiencies are 88.8%for case 1 with boron and 82.1%for case 2 without boron respectively.It is also found out through numerical simulations that the structure of afterburner should be improved further to reduce the loss of the total pressure，promote the combustion near the wall of the afterburner，and improve，the combustion efficiency of boron.

turbo solid propellant ramjet;secondary combustion chamber;boron-based propellant;numerical simulation;two phase flow

V430

A

1006-2793(2012)04-0468-06

2012-01-04;

2012-02-03。

林彬彬(1985—)，男，博士生，研究領(lǐng)域?yàn)楹娇沼詈酵七M(jìn)理論與工程。

(編輯:崔賢彬)