乙烯超燃燃燒室菱形孔射流的數(shù)值優(yōu)化*

張 涵,吳 達(dá),王應(yīng)洋,王旭東

(空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安 710051)

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乙烯超燃燃燒室菱形孔射流的數(shù)值優(yōu)化*

張 涵,吳 達(dá),王應(yīng)洋,王旭東

(空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安 710051)

為分析相同面積條件下菱形孔的不同長(zhǎng)寬比、不同偏轉(zhuǎn)角度對(duì)超燃燃燒室中的流動(dòng)特性影響,對(duì)低動(dòng)壓噴射的超聲速流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。研究結(jié)果表明:在計(jì)算的6種長(zhǎng)寬比構(gòu)型中,長(zhǎng)寬比為5構(gòu)型燃料穿透能力和摻混特性最強(qiáng),但此時(shí)對(duì)稱面上總壓損失變大;在計(jì)算的3種偏轉(zhuǎn)角構(gòu)型中,偏轉(zhuǎn)角度為30°構(gòu)型的燃料摻混特性和燃料的穿透能力最強(qiáng),但此構(gòu)型在遠(yuǎn)流場(chǎng)處抬升能力變?nèi)?羽流質(zhì)量中心高度出現(xiàn)下降。

超燃燃燒室;菱形孔;摻混增強(qiáng);數(shù)值模擬

0 引言

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為高超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)最為理想的動(dòng)力裝置之一,其技術(shù)是目前各國(guó)研究的關(guān)鍵技術(shù)[1-2]。由于超聲速入口氣流速度較快,摻混氣體在燃燒室停留時(shí)間非常短,超燃燃燒室內(nèi)的燃料摻混成為燃燒室研究的難點(diǎn)[3-4]。壁面射流由于結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、總壓損失小被很多研究者青睞。楊銀軍等研究不同噴注角度對(duì)超聲速來(lái)流的影響,發(fā)現(xiàn)隨著噴流角度增大,摻混效率和穿透深度增大,但總壓損失不夠理想[5];Ogawa等通過(guò)數(shù)值分析了六種不同噴孔形狀壁面射流的流場(chǎng)特性差異,指出前方帶銳角的噴孔具有良好的穿透性以及菱形噴孔在增強(qiáng)摻混與提高穿透深度方面具有良好的性能[6];Barber等提出楔形-半圓組合形狀的噴孔在流場(chǎng)特性上比較具有優(yōu)勢(shì)[7];張丁午等研究菱形結(jié)構(gòu)噴孔與普通圓孔的差異,得出菱形孔在單側(cè)壁面上具有一定優(yōu)勢(shì)的結(jié)論[8]。文中在文獻(xiàn)[8]基礎(chǔ)上對(duì)菱形結(jié)構(gòu)的噴孔進(jìn)行進(jìn)一步研究,討論不同長(zhǎng)寬比的菱形噴孔的流場(chǎng)特性比較以及菱形結(jié)構(gòu)噴孔噴射偏轉(zhuǎn)角度對(duì)流場(chǎng)特性的影響。

1 算例設(shè)置與網(wǎng)格劃分

1.1 模型與網(wǎng)格劃分

超聲速燃燒室為總長(zhǎng)119 mm的矩形截面的自由通道,矩形截面為20 mm×32 mm。噴孔距離燃燒室入口35 mm,噴孔的長(zhǎng)設(shè)為a,寬設(shè)為b,長(zhǎng)寬比設(shè)為ω,菱形孔偏轉(zhuǎn)角度設(shè)為β。為定量分析菱形噴孔不同長(zhǎng)寬比、不同偏轉(zhuǎn)夾角的流場(chǎng)特性差異,文中設(shè)置了長(zhǎng)寬比ω為3、5、7、1/3、1/5、1/7六個(gè)算例,表示為case1至case6;針對(duì)不同的長(zhǎng)寬比還分別設(shè)置了菱形孔偏轉(zhuǎn)角度α為0°、30°、60°三個(gè)算例,表示為case2-1至case2-3(為排除其他耦合因素對(duì)結(jié)果的影響,所有噴孔構(gòu)型的面積Ai均為3.079 mm2)。圖1(a)是二維燃燒室結(jié)構(gòu)示意圖,圖1(b)為菱形噴孔的結(jié)構(gòu)示意圖,算例來(lái)流Ma=2,總壓pt=850 kPa,靜壓p=108 kPa,總溫Tt=300 K,氣流成分的質(zhì)量分?jǐn)?shù)αO2=23.2%,αN2=76.8%,噴孔處乙烯噴射總壓pt=20 000 kPa,靜壓p=1 400 kPa,總溫Tt=300 K。

圖1 燃燒室及菱形噴孔結(jié)構(gòu)示意圖(mm)

選用SSTκ-ω湍流模型,對(duì)所有計(jì)算域進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。各噴孔x方向上的質(zhì)心位置一致,以消除噴孔出口距離不同帶來(lái)的耦合影響因素,在壁面進(jìn)行網(wǎng)格加密,所有計(jì)算域均采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,各算例網(wǎng)格數(shù)200萬(wàn)左右。

1.2 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

文中所采用的湍流模型在文獻(xiàn)[8]中已經(jīng)驗(yàn)證,得出所選模型適用,故不再贅述。現(xiàn)做網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證,為證明200萬(wàn)網(wǎng)格的有效性,選用case2模型的100萬(wàn)、150萬(wàn)、200萬(wàn)、250萬(wàn)四個(gè)算例,并采用算例可燃區(qū)域面積Af[9](Ai為噴孔面積)作為表征參數(shù)進(jìn)行無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)。如圖2所示,隨著網(wǎng)格數(shù)的增大,Af/Ai之間的差值越來(lái)越小,200萬(wàn)和250萬(wàn)兩個(gè)算例所得曲線幾乎相同,說(shuō)明200萬(wàn)和250萬(wàn)算例得出的結(jié)果差別可忽略不計(jì),因此選用200萬(wàn)網(wǎng)格可以滿足計(jì)算要求。

圖2 不同網(wǎng)格數(shù)Af/Ai比較

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 菱形噴孔不同長(zhǎng)寬比射流的流場(chǎng)特性

圖3是case2以及case5構(gòu)型在x=40 mm、50 mm、80 mm處的乙烯組分云圖,且噴孔偏轉(zhuǎn)夾角為0°。由于長(zhǎng)寬比ω大于1的三種構(gòu)型的乙烯組分云圖差異不大,故文中選擇ω為5構(gòu)型作為典型構(gòu)型,同理長(zhǎng)寬比ω小于1的三種構(gòu)型中選擇ω為1/5作為典型構(gòu)型。對(duì)比兩個(gè)構(gòu)型的噴射乙烯組分情況,發(fā)現(xiàn)case2構(gòu)型流場(chǎng)混合區(qū)在x=40 mm、50 mm處對(duì)稱面(z=0 mm)最高處向上凸起明顯,而case5構(gòu)型對(duì)稱面最高處無(wú)凸起,甚至向下凹陷,且case1乙烯分布最高點(diǎn)在x=50 mm、80 mm處明顯高于case5,說(shuō)明在靠近噴孔處case1構(gòu)型沿高度方向擴(kuò)散比case5構(gòu)型快。此外case5在接近噴孔處有相當(dāng)一部分乙烯分布在貼近下壁面處,并不在主流中,這是由于噴孔在z軸上長(zhǎng)寬比ω大于1構(gòu)型明顯大于ω小于1的構(gòu)型,這對(duì)乙烯擴(kuò)散以及摻混都十分不利。就流場(chǎng)混合區(qū)Ap[9]面積與可燃區(qū)域Af面積來(lái)看,case2構(gòu)型明顯優(yōu)于case5構(gòu)型。綜上分析,case2的構(gòu)型比case5的構(gòu)型更能促進(jìn)燃料與主流的摻混,從而說(shuō)明長(zhǎng)寬比ω大于1的構(gòu)型流場(chǎng)特性優(yōu)于長(zhǎng)寬比ω小于1的構(gòu)型。因此,接下來(lái)定量分析ω大于1中各個(gè)構(gòu)型的流場(chǎng)特性。

圖3 菱形孔不同長(zhǎng)寬比構(gòu)型的乙烯組分云圖

圖4給出了case2對(duì)稱面上壓力云圖和流線圖,可以看出,噴孔內(nèi)乙烯垂直射入主流,噴孔前緣形成一定強(qiáng)度和角度的弓形激波,在噴孔后緣,形成桶形激波,并形成一定面積的尾跡區(qū)。噴孔前緣形狀越鈍,會(huì)形成更強(qiáng)的弓形激波,增強(qiáng)噴射燃料與主流的摻混,但總壓損失增大。噴流由于超聲速來(lái)流的擠壓發(fā)生偏移,主流和噴流的交界面由于剪切作用發(fā)生變形,逐漸在交界面處形成大量的漩渦結(jié)構(gòu),增強(qiáng)射流的摻混。結(jié)合上述結(jié)論,定量分析菱形孔不同長(zhǎng)寬比混合與穿透效果,圖5(a)～圖5(d)分別為可燃混合區(qū)Af、流場(chǎng)混合區(qū)Ap、總壓損失系數(shù)[10]、羽流質(zhì)量中心高度[11]的曲線圖。從可燃混合區(qū)、流場(chǎng)混合區(qū)面積、羽流質(zhì)量中心高度來(lái)看,兩種曲線差異一致,為case2>case1>case3,說(shuō)明摻混特性與穿透深度case2最好,case1次之,case3最差。這是由于在反轉(zhuǎn)渦和剪切層的作用下,case2形成的旋渦渦量明顯大于其他兩種構(gòu)型,燃料摻混更充分。從總壓損失系數(shù)曲線來(lái)看,隨著長(zhǎng)寬比的增大,總壓損失變小,說(shuō)明,隨著長(zhǎng)寬比的減小,噴口前緣變鈍,射流前緣弓形激波的強(qiáng)度變強(qiáng),有更大的弓形激波角度,從而形成更大的總壓損失,但三種構(gòu)型的總壓損失總體差別不大。綜上分析,case2的構(gòu)型有更好的流場(chǎng)特性。因此,在接下來(lái)對(duì)菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度的研究中,所有燃燒室均采用case2構(gòu)型的菱形孔噴射。

圖4 對(duì)稱面壓力和流線圖

圖5 菱形孔不同長(zhǎng)寬比的混合效率與燃料穿透深度

2.2 菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度構(gòu)型的流場(chǎng)特性分析

圖6是菱形不同噴孔偏轉(zhuǎn)角度構(gòu)型后方流場(chǎng)混合區(qū)乙烯組分云圖,且ω為5。對(duì)比三種偏轉(zhuǎn)角度構(gòu)型的噴射乙烯組分情況,發(fā)現(xiàn)case2-2構(gòu)型在x=40 mm、50 mm處乙烯分布的核心區(qū)上升到燃燒室高度的1/3處,而其他兩種構(gòu)型僅上升到1/5處,且乙烯分布的最高點(diǎn)也稍高于其他兩種構(gòu)型,說(shuō)明case2-2的菱形孔噴射時(shí)的乙烯在靠近噴孔處沿高度方向擴(kuò)散更加明顯;展向擴(kuò)散方面,case2-2、case2-3構(gòu)型有較為明顯的擴(kuò)散,而case2-1構(gòu)型的展向擴(kuò)散變化不大,在x=80 mm處甚至縮小。此外,case2-3構(gòu)型在貼近下壁面與側(cè)壁面的夾角處,遠(yuǎn)離主流,這主要由于菱形孔偏轉(zhuǎn)角度過(guò)大,這對(duì)乙烯擴(kuò)散以及摻混都十分不利。綜上分析,case2-2構(gòu)型的摻混性能優(yōu)于其他兩種構(gòu)型。

圖6 菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度構(gòu)型的乙烯組分云圖

圖7是不同偏轉(zhuǎn)角度構(gòu)型在x=40 mm、50 mm處的壓力云圖與流線圖。從流線圖可以看出,在后方流場(chǎng)混合區(qū)均能產(chǎn)生復(fù)雜的流向渦系,流向渦將聚集在壁面附近的燃料卷入到主流中,使得流場(chǎng)得到抬升。比較渦核高度,在x=40 mm處,case2-2構(gòu)型的一個(gè)渦核明顯高于其他兩種構(gòu)型的渦核高度,其余渦核高度差別不大,說(shuō)明在此處case2-2構(gòu)型的流場(chǎng)抬升能力得到了更好地加強(qiáng);而在x=50 mm處,case2-2構(gòu)型的渦核高度明顯低于其他兩種構(gòu)型,且低于在x=40 mm處的渦核高度,其渦核位置甚至貼近于下壁面,說(shuō)明在此處case2-2構(gòu)型流向渦對(duì)流場(chǎng)的抬升能力變?nèi)?。為更好分析三種構(gòu)型的流場(chǎng)特性,接下來(lái)定量分析三種構(gòu)型的混合和穿透效果。

圖8是菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度的沿程羽流質(zhì)量中心高度。總體看,三種構(gòu)型的羽流質(zhì)量中心高度大小比較為case2-2>case2-1>case2-3。仔細(xì)對(duì)比發(fā)現(xiàn),case2-2構(gòu)型的羽流質(zhì)量中心高度在x=50 mm之前提升速度明顯強(qiáng)于其他兩種構(gòu)型,但在之后提升速度有所減緩,甚至出現(xiàn)下降(x=70 mm之后),這與之前對(duì)流線圖分析相吻合。綜合分析,case2-2構(gòu)型的摻混特性和穿透能力更好。

圖7 菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度的速度矢量圖

圖8 菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度的預(yù)留質(zhì)量中心高度

圖9 菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度的摻混效率和總壓損失

圖9(a)～圖9(d)分別為菱形孔不同偏轉(zhuǎn)角度的可燃混合區(qū)Af、流場(chǎng)混合區(qū)Ap、沿程摻混效率[12]、總壓損失系數(shù)的流線圖。觀察可燃混合區(qū)Af、流場(chǎng)混合區(qū)Ap、沿程摻混效率,3種構(gòu)型的摻混特性可表達(dá)為:case2-2>case2-3>case2-1,且case2-2構(gòu)型的摻混特性優(yōu)勢(shì)明顯,這與上述分析結(jié)果一致。超聲速燃燒一般為擴(kuò)散火焰,摻混效果直接決定了燃燒室的燃燒性能[13],因此選擇合適的偏轉(zhuǎn)角度對(duì)燃燒室燃燒性能具有重大意義。從沿程總壓損失來(lái)看,總體來(lái)說(shuō),3種構(gòu)型的總壓損失差別不大,但在x=50 mm后出現(xiàn)一定差別,總壓損失大小比較為case2-1>case2-3>case2-2。

3 結(jié)論

文中針對(duì)菱形孔不同長(zhǎng)寬比、不同偏轉(zhuǎn)角度構(gòu)型的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了分析討論,可以總結(jié)以下兩點(diǎn)結(jié)論:

1)超聲速來(lái)流一定時(shí),通過(guò)改變菱形孔的長(zhǎng)寬比可有效改變?nèi)紵伊鲌?chǎng)特性,ω大于1構(gòu)型的流場(chǎng)特性優(yōu)于ω小于1的流暢特性。ω為5構(gòu)型的乙烯穿透能力最強(qiáng),但此時(shí)對(duì)稱面上弓形激波增大,導(dǎo)致總壓損失變大。

2)菱形孔長(zhǎng)寬比一定時(shí),選擇合適的菱形孔偏轉(zhuǎn)角度可改善燃燒室流場(chǎng)特性,實(shí)驗(yàn)中偏轉(zhuǎn)角度β為30°構(gòu)型的燃料摻混能力和燃料的穿透能力最強(qiáng),因此在工程應(yīng)用中可通過(guò)改變菱形孔偏轉(zhuǎn)角度改善燃燒室流場(chǎng)特性;菱形孔偏轉(zhuǎn)角度β為30°構(gòu)型距離噴孔越遠(yuǎn)對(duì)流場(chǎng)的抬升能力越弱,于x=70mm處出現(xiàn)了燃料穿透高度下降的現(xiàn)象。

[1] CURRAN E T, MURTHY S N B. Scramjet propulsion [M]. Progress in Astromautics and Aeronautics, 2002: 42-43.

[2] 占云. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的第一個(gè)40年 [J]. 飛航導(dǎo)彈, 2002(9): 32-40.

[3] CORIN Segal. The scramjet engine processes and characteristics [M]. Cambridge, Eng Lang, U. K. : Cambridge University, 2009: 85-86.

[4] 劉偉凱, 陳林泉, 楊向明. 固體燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室摻混燃燒數(shù)值研究 [J]. 固體火箭技術(shù), 2012, 35(4): 457-462.

[5] 楊銀軍, 竇志國(guó), 段立偉. 超聲速來(lái)流中橫向噴流角度對(duì)流動(dòng)與混合特性的影響 [J]. 現(xiàn)代電子技術(shù), 2013, 36(17): 151-154.

[6] OGAWA H, BOYCE R R. Computational investigation of injection with various injector geometries and mixing into hypersonic crossflow in scramjet engines: AIAA 2013-0115 [R]. 2013.

[7] BARBER M J, SCHETZ J A, ROE L A. Normal, sonic helium injection through a wedge-shaped orifice into supersonic flow [J]. Journal of Propulsion and Power, 1997, 13(2): 257-263.

[8] 張丁午, 王強(qiáng), 胡海洋. 菱形孔射流在超聲速流場(chǎng)中的氣動(dòng)特性 [J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2012, 27(10): 2378-2383.

[9] MITCHELLl R, ROBERT B. Critical design parameters for pylon-aided gaseous fuel injection: AIAA 2009-1422 [R]. 2009.

[10] MONTES D R, KING P I，Gruber M R，et al. Mixing effects of pylon-aided fuel injection located upstream of flame holding cavity in supersonic flow: AIAA 2005-3913 [R]. 2005.

[11] 閆明磊, 韋寶禧, 徐旭, 等. 應(yīng)用氣動(dòng)斜坡和燃?xì)獍l(fā)生器的超然燃燒室 [J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 37(7): 782-788.

[12] SONG Ganglin, ZHANG Yan, WEI Baoxi. Performance comparison of aero-ramp and transrerse injector based on gaspilot flame [J]. Journal of Aerospace Power, 2014, 29(2): 406-419.

[13] 張巖, 李崇香, 韋寶喜. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料噴注方案綜述 [J]. 飛航導(dǎo)彈, 2014(2): 61-67.

Numerical Optimization on Supersonic Combustion using Ethylene with Diamond-shaped Orifices

ZHANG Han,WU Da,WANG Yingyang,WANG Xudong

(Air and Missile Defense College, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China)

Based on investigation of influence of diamond-shaped orifices with different length-width ratio and various deflection angle on cold flow characteristics of supersonic combustion, numerical simulation was done for evaluating several patterns for mixing enhancement. It is found that the diamond-shaped orifice whose length-width ratio is 5 behaves the best in mixing efficiency and fuel penetration among these different models, but this kind of diamond-shaped orifice heightens total pressure loss. With increase of deflection angle of injector, penetration height of the fuel and mixing efficiency firstly increase and then decrease. The model with 30 degree deflection angle of injector has the best characteristics, but the distance between the flow field and the injector is longer, the effect on increasing penetration height of the fuel is weaker.

supersonic combustion; diamond-shaped orifice; mixing enhancement; numerical simulation

2015-07-07

航空科學(xué)基金(20130196004)資助作者簡(jiǎn)介:張涵(1992-),男,山東菏澤人,碩士研究生,研究方向:航空宇航。

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