特型燃氣噴口對補燃室摻混燃燒的影響*

王同輝,白濤濤,莫 展,單睿子,曹軍偉

(中國空空導彈研究院, 河南洛陽 471009)

特型燃氣噴口對補燃室摻混燃燒的影響*

王同輝,白濤濤,莫 展,單睿子,曹軍偉

(中國空空導彈研究院, 河南洛陽 471009)

采用N-S方程、k-ε雙方程和非預混燃燒簡化PDF模型,對3種特型燃氣噴口結(jié)構(gòu)的固沖發(fā)動機補燃室摻混燃燒流場進行了數(shù)值研究。分析3種特型燃氣噴口對補燃室中摻混燃燒的影響,并與常規(guī)型燃氣噴口的仿真結(jié)果進行了對比分析。結(jié)果表明:特型燃氣噴口可以有效增強補燃室中燃氣與空氣的摻混效果,提高燃氣的完全燃燒程度,提升固沖發(fā)動機補燃室的特征速度;2#和3#特型噴口的補燃室摻混燃燒效果要比1#特型噴口更好,但是會帶來更大的總壓損失。

固體火箭沖壓發(fā)動機;補燃室;摻混燃燒;特型燃氣噴口;特征速度

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機利用大氣中的氧氣作為氧化劑,具有比沖高、流量可調(diào)、推力可控、發(fā)動機推力作用時間長的優(yōu)點,能夠極大的提高導彈的末端機動能力和遠程、快速突防能力[1],成為一種高效的導彈系統(tǒng)推進裝置。當前在固體火箭沖壓發(fā)動機方面的研究主要集中在燃燒模型[2-3]、一次進氣形式[4-5]、空燃比[6]、多次進氣結(jié)構(gòu)[7]、不同補燃室長度[8]和一次噴射燃氣出口位置及數(shù)量[9-10]等條件下的沖壓補燃室燃燒組織技術(shù)方面,而對特型一次燃氣噴口結(jié)構(gòu)對固沖發(fā)動機補燃室摻混燃燒的影響分析研究尚未見到報道。文中在其他結(jié)構(gòu)保持不變的情況下,為增強補燃室中氣流的摻混燃燒效果,進一步提升固沖發(fā)動機的動力性能,對采用特型燃氣噴口結(jié)構(gòu)的固沖發(fā)動機補燃室摻混燃燒情況進行分析研究。

文中采用CFD數(shù)值仿真的方法,對整體式固體火箭沖壓發(fā)動機3種特殊結(jié)構(gòu)形式的燃氣噴口及補燃室流場進行摻混燃燒仿真計算,并與常規(guī)型燃氣噴口的計算結(jié)果進行對比,分析使用不同特型燃氣噴口對固沖發(fā)動機補燃室中一次噴射燃氣與空氣摻混燃燒效果的影響,以期為整體式固體火箭沖壓發(fā)動機的設(shè)計提供參考。

1 物理模型和計算方法

1.1 物理模型

1.1.1 沖壓發(fā)動機模型

文中的研究基于采用聯(lián)管進氣道的固沖發(fā)動機(其中各工況的進氣道進氣角均為60°),該結(jié)構(gòu)的主要組成部分包括:進氣道、燃氣發(fā)生器、燃氣噴口、補燃室和沖壓噴管,具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 固沖發(fā)動機示意圖

1.1.2 特型燃氣噴口模型

本次計算所選用的4種燃氣噴口的具體結(jié)構(gòu)如圖2所示(燃氣噴口處于靠近進氣道出口一側(cè)),1#、2#和3#噴口都是在原有標準噴口基礎(chǔ)上改變出口截面的結(jié)構(gòu)得到的。

圖2 特型燃氣噴口模型

1.2 計算方法

由于一次噴射燃氣在補燃室中的二次摻混燃燒是一個相當復雜的過程,為簡化計算,文中采用如下假設(shè):

1)一次噴射燃氣所有組分均以氣相形式來參與燃燒計算,并且與外界無熱交換;

2)一次噴射燃氣中的可燃成分與空氣接觸即燃燒;

3)略去質(zhì)量力和熱輻射的影響。

文中選擇以下計算方法:應用雷諾平均可壓縮三維N-S方程作為控制方程;選擇標準k-ε模型計算湍流影響,并應用標準壁面函數(shù)計算壁面效應;選用非預混燃燒簡化PDF(概率密度函數(shù))模型作為燃燒模型;應用SIMPLE格式離散上述方程,并選擇亞松弛迭代方法進行流場求解。

網(wǎng)格劃分采用ICEM CFD11.0軟件完成,計算網(wǎng)格共約100萬網(wǎng)格單元,由于特型燃氣噴口結(jié)構(gòu)異常復雜,因此采用結(jié)構(gòu)和非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格進行計算。由于篇幅限制,在此僅給出3#噴口的沖壓發(fā)動機網(wǎng)格圖,圖3(a)為沖壓發(fā)動機計算域整體網(wǎng)格,圖3(b)為3#特型燃氣噴口的局部網(wǎng)格示意圖。

圖3 3#特型燃氣噴口計算網(wǎng)格圖

進行仿真計算所采用的主要計算參數(shù)見表1所示。

表1 計算參數(shù)

邊界條件主要采用:進氣道流量入口邊界,燃氣發(fā)生器流量入口邊界,對稱邊界(二分之一模型計算時),固體壁面邊界以及噴管壓力出口邊界,具體位置如圖4所示。

圖4 邊界條件示意圖

2 仿真結(jié)果與分析

以某型雙下側(cè)進氣布局固沖發(fā)動機為例,在相同初始條件下,分別進行了均勻流和非均勻流的流場仿真對比研究。

圖5為補燃室的截面位置示意圖,其中D為補燃室直徑,文中將對0.5D～7.22D11個截面的平均參數(shù)、補燃室特征速度和補燃室流線圖進行對比和分析。

圖5 補燃室截面位置示意圖

圖6～圖10分別為補燃室各個截面上的無量綱平均總壓、平均靜溫、平均馬赫數(shù)、H2O、CO2濃度分布圖。總體上,上述各個平均參數(shù)在采用不同燃氣噴口情況下沿補燃室軸向的分布規(guī)律相似,但具體量值有較大差別,說明采用不同燃氣噴口結(jié)構(gòu)對補燃室中燃氣的二次摻混燃燒有較大影響。

圖6 不同噴口對補燃室各截面平均總壓影響

由圖6可見,2#和3#噴口的截面平均總壓大大高于1#和標準噴口,而3#噴口在噴管入口截面的平均總壓略高于2#噴口,說明采用2#和3#噴口時氣流的做功能力較采用其他噴口時強得多。

圖7 不同噴口對補燃室各截面平均靜溫影響

由圖7可見,在進氣道出口以后的補燃室中后段區(qū)域,使用2#和3#噴口時的截面平均靜溫要遠高于采用其他噴口的結(jié)果,說明使用2#和3#噴口時補燃室中一次燃氣的二次摻混燃燒整體效果更好,補燃室出口截面氣流的溫升更高。

圖8和圖9分別為H2O和CO2反應產(chǎn)物在補燃室不同截面上的質(zhì)量分數(shù)分布,由圖可見,采用2#和3#噴頭的發(fā)動機在噴管出口截面的H2O和CO2質(zhì)量濃度較高,說明這兩種噴頭能夠提高發(fā)動機補燃室中燃氣與空氣的摻混燃燒效果,提高燃氣的完全燃燒程度,提升發(fā)動機性能。

圖8 不同噴口對補燃室各截面平均H2O質(zhì)量分數(shù)影響

圖9 不同噴口對補燃室各截面平均CO2質(zhì)量分數(shù)影響

圖10 不同噴口對補燃室各截面平均Ma影響

由圖10可見,使用不同燃氣噴口的發(fā)動機補燃室不同截面上平均馬赫數(shù)分布規(guī)律相似,只是在進氣道出口附近的馬赫數(shù)分布有所差別,這是由不同燃氣噴口形態(tài)造成與進氣道氣流的摻混情況不同引起的,2#和3#噴口在進氣道出口附近的馬赫數(shù)更低,而靜溫也較低,說明在該區(qū)域氣流碰撞摻混強烈;摻混氣流在補燃室中經(jīng)過一段距離的整流作用后,馬赫數(shù)分布又趨于相同的規(guī)律。

圖11 不同噴口對補燃室中氣流流線變化的影響

圖11(a)、(b)、(c)、(d)分別為使用不同燃氣噴口時補燃室中氣流的流線圖。由圖可見,使用1#噴口和標準噴口時,一次噴射燃氣被進氣道沖入的空氣流壓縮在補燃室中遠離進氣道的一側(cè);而使用2#噴口和3#噴口時,一次噴射燃氣不僅僅在補燃室中遠離進氣道一側(cè)存在,在靠近進氣道一側(cè)也存在,燃氣與進氣道進入的空氣摻混面積更大,有利于燃燒的進行。

表2 特征速度及補燃室總壓恢復系數(shù)

表2為采用不同燃氣噴口結(jié)構(gòu)的補燃室噴管總壓恢復系數(shù)及補燃室特征速度數(shù)據(jù)。由表中數(shù)據(jù)可見,2#和3#噴口的補燃室特征速度較高,但是補燃室總壓恢復系數(shù)較低,標準噴口的補燃室特征速度最低,但是總壓恢復系數(shù)最高,1#噴口的特征速度和總壓恢復系數(shù)都處于中間水平,結(jié)合圖6中不同截面的平均總壓分布可以發(fā)現(xiàn),在補燃室中總壓與總壓恢復系數(shù)的規(guī)律相反,這說明氣流摻混燃燒與摻混流動損失是相輔相成的,在摻混效果好、燃燒充分和補燃室總壓提高的同時,必然會造成一定程度的總壓損失。

3 結(jié)論

根據(jù)仿真計算結(jié)果及分析可以得出如下結(jié)論:

1)使用特型燃氣噴口可以較大幅度增強補燃室中一次噴射燃氣與空氣的摻混燃燒效率,提高排氣特征速度;

2)3#特型噴口的噴管進口平均總壓最高,補燃室氣流平均溫升較高,氣流所具備的做功能力最強;

3)使用3#和2#特型噴口可以使一次噴射燃氣在固沖發(fā)動機補燃室中與空氣的摻混面積更大,摻混燃燒效果更好,完全燃燒程度更高,獲得更高的發(fā)動機補燃室特征速度;

4)在固沖發(fā)動機補燃室中,氣流摻混燃燒與慘混流動損失是相輔相成的,摻混效果好,燃燒比較充分,就必然會帶來相應的總壓損失。

[1] 曹軍偉, 徐東來, 王虎干. 整體式固體火箭沖壓發(fā)動機在中遠程空空導彈上的應用 [J]. 航空兵器, 2002(4): 31-34.

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Effects of Special Fuel-gas Jet on Mixing and Combustion in Afterburning Chamber

WANG Tonghui,BAI Taotao,MO Zhan,SHAN Ruizi,CAO Junwei

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

Based on the N-S equation,k-εturbulence models and no-premixed combustion simplified PDF models, numerical studies on the mixing and combustion of fuel-gas and air in the afterburning chamber of solid rocket ramjet were carried out fewer than three special fuel-gas jets structures. The effects of the three special fuel-gas jets were analyzed and compared with simulation results of standard fuel-gas jets. The results show that, the mixing efficiency, full combustion extent and characteristic velocity in the afterburning chamber of solid rocket ramjet promoted when using special fuel-gas jets; mixing and combustion effects of 2# and 3# special fuel-gas jets better than that of 1# special fuel-gas jet, but they would bring more total pressure loss.

solid rocket ramjet; afterburning chamber; mixing and combustion; special fuel-gas jet; characteristic velocity

2014-03-16

王同輝(1982-),男,河南新鄉(xiāng)人,工程師,碩士,研究方向:固體火箭沖壓發(fā)動機技術(shù)。

V438

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