頭部?jī)蓚?cè)和單側(cè)進(jìn)氣對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒影響*

王希亮，孫振華

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽(yáng)　471099)

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導(dǎo)彈技術(shù)

頭部?jī)蓚?cè)和單側(cè)進(jìn)氣對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒影響*

王希亮，孫振華

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽(yáng)471099)

摘要：為了研究進(jìn)氣道布局形式對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒性能的影響，分別對(duì)頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣和單側(cè)進(jìn)氣2種布局方案的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展了二次燃燒仿真和試驗(yàn)對(duì)比研究。結(jié)果表明：?jiǎn)蝹?cè)進(jìn)氣時(shí)補(bǔ)燃室摻混燃燒效果優(yōu)于兩側(cè)進(jìn)氣；單側(cè)進(jìn)氣會(huì)導(dǎo)致補(bǔ)燃室局部出現(xiàn)高溫高速區(qū)域，對(duì)補(bǔ)燃室熱防護(hù)不利；在相同的工況下單側(cè)進(jìn)氣獲得的推力與兩側(cè)進(jìn)氣相當(dāng)。

關(guān)鍵詞：固沖發(fā)動(dòng)機(jī)；二次燃燒；進(jìn)氣道布局；熱防護(hù)；數(shù)值模擬；試驗(yàn)

0引言

采用固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的導(dǎo)彈為了滿足規(guī)定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)要求，必須進(jìn)行導(dǎo)彈/發(fā)動(dòng)機(jī)/進(jìn)氣道的一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)才能實(shí)現(xiàn)，由此出現(xiàn)了不同的進(jìn)氣道布局形式的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)方案。目前國(guó)內(nèi)外對(duì)各種進(jìn)氣布局方案的研究主要集中在進(jìn)氣道特性、導(dǎo)彈/進(jìn)氣道氣動(dòng)特性等方面[1-4]。實(shí)際上，對(duì)固沖發(fā)動(dòng)機(jī)尤其是采用含硼富燃料推進(jìn)劑的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)而言，進(jìn)氣方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的二次燃燒特性也有很大的影響。

受歐洲“流星”空空導(dǎo)彈的影響，國(guó)內(nèi)多家單位對(duì)采用雙下側(cè)進(jìn)氣布局方案固沖發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃燒性能進(jìn)行了理論和試驗(yàn)研究，獲得了大量研究成果[5-12]，同時(shí)也有單位對(duì)采用中心進(jìn)氣、環(huán)向進(jìn)氣和頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案開(kāi)展了研究[13-15]，但對(duì)采用單側(cè)進(jìn)氣道或顎下進(jìn)氣道形式的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)研究尚未見(jiàn)相關(guān)報(bào)道。

本文對(duì)頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣和單側(cè)進(jìn)氣(模擬顎下進(jìn)氣)2種不同結(jié)構(gòu)形式的固沖發(fā)動(dòng)機(jī)方案開(kāi)展了二次燃燒仿真和試驗(yàn)對(duì)比研究，其結(jié)果可為固沖發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)提供參考。

1計(jì)算模型

1.1物理模型

為便于與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，物理模型采用地面連管試驗(yàn)狀態(tài)，計(jì)算流場(chǎng)范圍包括進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器(部分)、燃?xì)馔ǖ?、沖壓補(bǔ)燃室等部分。為了便于造型與網(wǎng)格劃分，對(duì)真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了合理的簡(jiǎn)化，由于研究對(duì)象是對(duì)稱體，流動(dòng)也具有一定的對(duì)稱性，在不考慮迎角和側(cè)滑角組合的情況下，為了減少計(jì)算量，對(duì)頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣取整個(gè)結(jié)構(gòu)的1/4作為計(jì)算域，對(duì)單側(cè)進(jìn)氣取整個(gè)結(jié)構(gòu)的1/2作為計(jì)算域，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1　發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)化物理模型Fig.1　Simplified physical model of ducted rocket

1.2數(shù)學(xué)模型

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)包含非常復(fù)雜的湍流流動(dòng)和化學(xué)反應(yīng)，其流動(dòng)是三維非定常多組分氣固兩相流動(dòng)。為了簡(jiǎn)化分析，對(duì)流場(chǎng)作如下假設(shè)：

(1) 含硼推進(jìn)劑各組分含量為B(30%)、C4H6O0.03(30%)、AP(40%)；

(2) 補(bǔ)燃室內(nèi)所有氣相為理想氣體，符合氣體狀態(tài)方程；

(3) 補(bǔ)燃室內(nèi)的流動(dòng)為定常三維流動(dòng)；

(4) 絕熱層為固定界面，不參與變化和反應(yīng)。

補(bǔ)燃室入口富燃燃?xì)饨M分及摩爾分?jǐn)?shù)通過(guò)熱力計(jì)算獲得。

根據(jù)以上假設(shè)和流體力學(xué)中的質(zhì)量、動(dòng)量、能量和組分的守恒方程，采用商業(yè)CFD軟件FLUENT進(jìn)行計(jì)算，使用有限體積法求解雷諾平均后的三維N-S方程。紊流模型為RNGκ-ε模型，采用二階迎風(fēng)格式離散。壁面附近流體計(jì)算采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理。

氣相湍流燃燒采用PDF模型，其中熱化學(xué)計(jì)算在prePDF中進(jìn)行，并列成表以便于在FLUENT中查詢。紊流和化學(xué)的相互作用考慮為一個(gè)概率密度函數(shù)(PDF)。

計(jì)算收斂準(zhǔn)則為：連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程以及κ-ε方程的殘差至少下降3個(gè)數(shù)量級(jí)，且沖壓噴管出口截面流量穩(wěn)定。

1.3邊界條件

計(jì)算中用到的邊界條件類型有：質(zhì)量入口邊界、壓力出口邊界、對(duì)稱邊界和無(wú)滑移絕熱固壁等，計(jì)算模擬狀態(tài)為15 km，3.2Ma，具體邊界條件設(shè)置如表1所示。

表1　邊界條件

2計(jì)算結(jié)果與分析

通過(guò)仿真獲得了頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣和單側(cè)進(jìn)氣2種進(jìn)氣形式的流場(chǎng)圖譜(見(jiàn)圖2～7所示)。

圖2為2種進(jìn)氣方式空氣和一次燃?xì)獾牧骶€對(duì)比，從中可以看出在單側(cè)進(jìn)氣時(shí)大量空氣直接撞擊在進(jìn)氣道對(duì)側(cè)，然后沿兩側(cè)壁面回卷，在補(bǔ)燃室內(nèi)形成了明顯的螺旋狀流態(tài)，一次燃?xì)馐芸諝饬鞯淖钃?，在補(bǔ)燃室頭部形成了比較大的回流區(qū)，在補(bǔ)燃室后部一次燃?xì)馀c空氣的摻混較好。而在兩側(cè)進(jìn)氣時(shí)大部分一次燃?xì)舛急豢諝饬靼谥行膮^(qū)域，頭部只有很小的回流區(qū)，在整個(gè)補(bǔ)燃室內(nèi)一次燃?xì)馀c空氣摻混較少。

圖2　2種進(jìn)氣方式流線對(duì)比Fig.2　Comparison of air inlet streamline of two modes of air inlet

圖3和圖4分別是2種進(jìn)氣方式對(duì)稱面和壁面的靜溫分布云圖，從圖3可以看出單側(cè)進(jìn)氣頭部存在較大的高溫區(qū)域，而兩側(cè)進(jìn)氣的高溫區(qū)域主要集中在中間的帶狀區(qū)域內(nèi)。從圖4可以看出單側(cè)進(jìn)氣在進(jìn)氣道對(duì)側(cè)存在大面積的高溫區(qū)域，最高溫度在2 500 K左右，而兩側(cè)進(jìn)氣時(shí)補(bǔ)燃室壁面高溫區(qū)主要集中在兩進(jìn)氣道所夾的區(qū)域內(nèi)，且最高溫度只有2 100 K左右，相比而言兩側(cè)進(jìn)氣有利于補(bǔ)燃室的熱防護(hù)設(shè)計(jì)。

圖3　2種進(jìn)氣方式對(duì)稱面靜溫云圖對(duì)比Fig.3　Comparison of static temperature contours on symmetric for two modes of air inlet

圖4　2種進(jìn)氣方式壁面靜溫云圖對(duì)比Fig.4　Comparison of static temperature contours on wall for two modes of air inlet

圖5為2種進(jìn)氣方式對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖。從中可以看出由于假設(shè)2種進(jìn)氣方式捕獲空氣流量相同，單側(cè)進(jìn)氣進(jìn)氣道出口的氣流馬赫數(shù)較高，達(dá)到了0.8～0.9，略高于一次燃?xì)獾某隹隈R赫數(shù)，因此單側(cè)進(jìn)氣發(fā)動(dòng)機(jī)的空燃動(dòng)量比相對(duì)較高，空氣與燃?xì)饨佑|時(shí)的沖擊增強(qiáng)，強(qiáng)化了燃?xì)鈸交?，有利于二次燃燒，同時(shí)由于燃?xì)饬鳠o(wú)法直接穿透空氣流，在補(bǔ)燃室頭部形成了回流區(qū)，有利于硼粒子的點(diǎn)火。兩側(cè)進(jìn)氣進(jìn)氣道出口的氣流馬赫數(shù)為0.4～0.5，低于一次燃?xì)獾某隹隈R赫數(shù)，因此一次燃?xì)饽軌虼┩缚諝饬?，并在補(bǔ)燃室中心區(qū)域取得了較好的摻混效果。在補(bǔ)燃室的大部分區(qū)域，單側(cè)進(jìn)氣時(shí)進(jìn)氣道對(duì)側(cè)的氣流馬赫數(shù)相對(duì)較高，而兩側(cè)進(jìn)氣馬赫數(shù)分布較為均勻。

圖5　2種進(jìn)氣方式對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖對(duì)比Fig.5　Comparison of Mach number contours on symmetric for two modes of air inlet

圖6和圖7分別是2種進(jìn)氣方式對(duì)稱面和補(bǔ)燃室不同截面的靜壓分布云圖，從中可以看出單側(cè)進(jìn)氣補(bǔ)燃室頭部靜壓差異較大，而兩側(cè)進(jìn)氣補(bǔ)燃室頭部靜壓分布較為均勻，這與前面的流動(dòng)分析結(jié)果相對(duì)應(yīng)。在補(bǔ)燃室后部，單側(cè)進(jìn)氣的高壓區(qū)域明顯大于兩側(cè)進(jìn)氣，說(shuō)明單側(cè)進(jìn)氣的二次燃燒效率較高。從圖7可以看出，在補(bǔ)燃室出口截面單側(cè)進(jìn)氣的靜壓分布不均勻性要高于兩側(cè)進(jìn)氣。

圖6　2種進(jìn)氣方式對(duì)稱面靜壓云圖對(duì)比Fig.6　Comparison of static pressure contours on symmetric for two modes of air inlet

圖7　2種進(jìn)氣方式補(bǔ)燃室不同截面靜壓云圖對(duì)比Fig.7　Comparison of static pressure contours on different sections for two modes of air inlet

3試驗(yàn)研究

3.1試驗(yàn)方案

針對(duì)單側(cè)進(jìn)氣和兩側(cè)進(jìn)氣開(kāi)展了對(duì)比試驗(yàn)研究，兩次試驗(yàn)使用的發(fā)動(dòng)機(jī)除進(jìn)氣方式不同外其余結(jié)構(gòu)完全相同。在模擬單側(cè)進(jìn)氣時(shí)將一側(cè)進(jìn)氣道去除，并在相應(yīng)的進(jìn)氣道出口安裝堵蓋密封。2次試驗(yàn)?zāi)M空氣來(lái)流狀態(tài)相同，并采用同一批次的推進(jìn)劑以保證一次燃?xì)獾男再|(zhì)和流量一致。圖8為2次試驗(yàn)采用發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖。

圖8　2次試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.8　Schematic diagram of the two test engine structures

3.2試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)試驗(yàn)方案，完成了2次點(diǎn)火試驗(yàn)，試驗(yàn)過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常，試驗(yàn)數(shù)據(jù)有效。圖9為2次試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中燃?xì)饬髁颗c推力變化曲線，其中推力按最大值進(jìn)行了歸一化處理。從中可以看出2次試驗(yàn)燃?xì)饬髁看笮』鞠嗤?，變化?guī)律一致，推力曲線波動(dòng)幅度相對(duì)較大，總體而言單側(cè)進(jìn)氣的平均推力要略高于兩側(cè)進(jìn)氣的平均推力。

圖9　2次試驗(yàn)燃?xì)饬髁颗c推力變化曲線Fig.9　Curve of gas flow and the thrust in two tests

對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了處理，其結(jié)果見(jiàn)表2。其中試驗(yàn)值按工作時(shí)間內(nèi)的平均值計(jì)算，燃燒效率是指溫升效率，用補(bǔ)燃室尾部靜壓數(shù)據(jù)經(jīng)處理獲得，并以兩側(cè)進(jìn)氣的結(jié)果為基準(zhǔn)進(jìn)行歸一化處理。

表2　主要性能參數(shù)處理結(jié)果

從表2可以看出進(jìn)氣方式對(duì)補(bǔ)燃室前后壓強(qiáng)分布有較大的影響，單側(cè)進(jìn)氣時(shí)補(bǔ)燃室靜壓頭部低、尾部高，而兩側(cè)進(jìn)氣時(shí)補(bǔ)燃室靜壓頭部高、尾部低。單側(cè)進(jìn)氣的燃燒效率高于兩側(cè)進(jìn)氣，試驗(yàn)工況下按溫升效率計(jì)算的燃燒效率高14.7%，與前文的數(shù)值仿真結(jié)論一致。從臺(tái)架推力可以看出，2種進(jìn)氣方式獲得的推力基本一致，說(shuō)明雖然單側(cè)進(jìn)氣能獲得較高的燃燒效率，但由于補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)分布不均勻，總壓損失較大，導(dǎo)致最終得到的推力并沒(méi)有明顯增加。

2次試驗(yàn)均在尾部截面2個(gè)相同的測(cè)點(diǎn)位置進(jìn)行了總壓測(cè)試(見(jiàn)圖10)，測(cè)點(diǎn)位置距內(nèi)壁面高度分別為90 mm和60 mm，總壓測(cè)量結(jié)果見(jiàn)表3。從表中可以發(fā)現(xiàn)兩者有較大的區(qū)別。雙側(cè)進(jìn)氣補(bǔ)燃室尾部2個(gè)測(cè)點(diǎn)的總壓在點(diǎn)火前后均基本相同，單側(cè)進(jìn)氣時(shí)2個(gè)測(cè)點(diǎn)的總壓在點(diǎn)火前后存在明顯差異，說(shuō)明該截面流場(chǎng)分布極不均勻。

圖10　補(bǔ)燃室內(nèi)總壓測(cè)點(diǎn)布置圖Fig.10　Afterburning chamber total pressure measuring point arrangement

表3　補(bǔ)燃室尾部總壓測(cè)量結(jié)果

備注：測(cè)點(diǎn)1插入深度90 mm，測(cè)點(diǎn)2插入深度60 mm

圖11為仿真得到的補(bǔ)燃室尾部截面的總壓分布云圖(壓強(qiáng)基準(zhǔn)值為100 000 Pa)，從中可以看出，雙側(cè)進(jìn)氣時(shí)該截面的壓強(qiáng)分布相對(duì)較為均勻，最高壓強(qiáng)與最低壓強(qiáng)相差約10%，相反單側(cè)進(jìn)氣時(shí)該截面的壓強(qiáng)分布差異明顯，最高壓強(qiáng)與最低壓強(qiáng)相差高達(dá)37%左右，且單側(cè)進(jìn)氣該截面的平均總壓要略高于雙側(cè)進(jìn)氣相同截面的平均總壓。

圖11　仿真得到的補(bǔ)燃室尾部測(cè)壓截面總壓云圖Fig.11　Simulation result of the afterburner tail pressure section total pressure contours

4結(jié)論

(1) 在設(shè)計(jì)的工作條件下，單側(cè)進(jìn)氣比雙側(cè)進(jìn)氣的二次燃燒性能要高，以補(bǔ)燃室尾部靜壓為基準(zhǔn)，按溫升效率計(jì)算單側(cè)進(jìn)氣比雙側(cè)進(jìn)氣的燃燒效率高14.7%；

(2) 單側(cè)進(jìn)氣使得補(bǔ)燃室絕熱層局部承受高溫、高速燃?xì)獾臎_刷，在熱防護(hù)設(shè)計(jì)時(shí)必須加以考慮；

(3) 單側(cè)進(jìn)氣雖然能獲得較高的燃燒效率，但由于補(bǔ)燃室內(nèi)流場(chǎng)分布不均勻，總壓損失較大，導(dǎo)致最終得到的推力并沒(méi)有明顯增加。

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Effect of Head Bilateral or Lateral Inlet Configuration on Combustion Performance of Ducted Rocket

WANG Xi-liang, SUN Zhen-hua

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471099, China)

Abstract:In order to obtain the effect of inlet configuration on the performance of after burning of ducted rocket, both numerical simulation and experiment are performed on two different inlet configurations, with a head bilateral inlet configuration and a head lateral inlet configuration respectively. The results show that the performance of after burning of ducted rocket with a head lateral inlet configuration is better than that with a head bilateral inlet configuration. However, high temperature and high velocity appeared locally in head lateral inlet configuration, which is unfavorable to after burner insulator. Under the same condition, the thrust for two different configurations are almost the same.

Key words:ducted rocket; after burning; inlet configuration; thermal protection; numerical simulation; experiment

*收稿日期：2015-03-03；修回日期：2015-07-07

作者簡(jiǎn)介：王希亮(1975-)，男，湖南益陽(yáng)人。高工，碩士，研究方向?yàn)楣腆w火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)。

通信地址：471099河南省洛陽(yáng)市030信箱4分箱E-mail：wangxl04764@163.com

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2016.02.011

中圖分類號(hào)：V435

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1009-086X(2016)-02-0068-06