某兩側(cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動機(jī)二次燃燒性能提升仿真研究

王希亮, 陳志明, 孫振華

(1 中國空空導(dǎo)彈研究院， 河南洛陽 471009；2 航空制導(dǎo)武器航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 河南洛陽 471009)

0 引言

固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)具有比沖高、質(zhì)量輕、速度快、體積裝填率高和可維護(hù)性好等諸多優(yōu)點(diǎn),非常適合空射導(dǎo)彈的應(yīng)用。由于含硼富燃料推進(jìn)劑具有能量高、密度大的特點(diǎn),因此采用含硼富燃料推進(jìn)劑的固沖發(fā)動機(jī)成為研究熱點(diǎn)。目前已經(jīng)服役的歐洲“流星”空空導(dǎo)彈就采用了以含硼富燃料推進(jìn)劑為燃料的固沖發(fā)動機(jī)。含硼富燃料推進(jìn)劑的理論熱值雖然很高,但它的能量需要在固沖發(fā)動機(jī)中以燃燒的形式釋放出來,因此固沖發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室的二次燃燒性能一直是國內(nèi)外的研究重點(diǎn)。目前國內(nèi)外多家單位以雙下側(cè)進(jìn)氣布局方式的固沖發(fā)動機(jī)為研究對象,針對進(jìn)氣道夾角、進(jìn)氣角度、頭部距離、燃?xì)鈬娚浞绞?、進(jìn)氣方式、空燃比等因素對補(bǔ)燃室燃燒效率的影響進(jìn)行了廣泛的研究[1-8]。也有單位對環(huán)形進(jìn)氣的固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行了研究[9]。

文中采用商業(yè)軟件對頭部兩側(cè)進(jìn)氣方式的固沖發(fā)動機(jī)內(nèi)流場進(jìn)行了數(shù)值模擬,對比了兩種不同進(jìn)氣道出口形式的樣機(jī)在補(bǔ)燃室燃燒性能方面的差異,在保持進(jìn)氣道出口結(jié)構(gòu)不變的條件下,提出了通過改變一次燃?xì)鈬娚浞绞絹硖岣哐a(bǔ)燃室二次燃燒性能的方法,并對其效果進(jìn)行了研究分析。

1 物理模型

文中的研究基于地面連管試驗(yàn)用頭部兩側(cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動機(jī)。為便于比較,計算過程中采用了簡化的物理模型,計算流場范圍包括進(jìn)氣道、燃?xì)獍l(fā)生器、燃?xì)鈱?dǎo)管和補(bǔ)燃室等部分。燃?xì)鈬娍诤韽綖棣?4.5 mm,沖壓噴管喉徑為Φ235 mm。由于研究對象是對稱體,流動也具有對稱性,為了減少計算量,取整個結(jié)構(gòu)的1/4作為計算域,其結(jié)構(gòu)見圖1。從圖中可以看出兩者最大的不同在于進(jìn)氣道出口形狀有差異,其中工況1進(jìn)氣道出口截面形狀為扇形,而工況2進(jìn)氣道出口截面形狀為腰形,且工況2的進(jìn)氣道出口面積大于工況1的出口面積,同時工況1的燃?xì)鈱?dǎo)管直徑為60 mm,而工況2的為110 mm。

文中設(shè)計的4種不同燃?xì)夥峙淦髂Ｐ鸵妶D2,均基于工況2,燃?xì)饨?jīng)導(dǎo)管后通過燃?xì)夥峙淦鬟M(jìn)入補(bǔ)燃室。其中工況3和工況4的燃?xì)夥峙淦鳛橥馊?孔和中心1孔結(jié)構(gòu),但工況3的燃?xì)鈱?dǎo)管直徑為100 mm,工況4的為110 mm。工況5的燃?xì)夥峙淦鳛橥馊?孔和內(nèi)圈4孔,工況6的為外圈2圓孔、2腰形孔和中心1孔,工況7為外圈6圓孔、2腰形孔和中心1孔。

圖1 固沖發(fā)動機(jī)簡化模型

圖2 基于工況2的不同燃?xì)夥峙淦髂Ｐ?/p>

2 計算模型

計算模型采用文獻(xiàn)[10]中的模型,該計算模型曾多次用于類似結(jié)構(gòu)的補(bǔ)燃室流場計算,并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比驗(yàn)證了其準(zhǔn)確性,其精度可以滿足文中開展的研究工作的要求。采用專業(yè)網(wǎng)格生成軟件ICEM對計算區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為了提高計算的精度及效率,采用了結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成技術(shù)。在補(bǔ)燃室頭部等型面復(fù)雜、壓力梯度大的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格局部加密。壁面網(wǎng)格示意圖見圖3。

圖3 工況2壁面網(wǎng)格示意圖

為便于對比,所有幾何模型均按15 km、2.8Ma的飛行狀態(tài)進(jìn)行仿真,然后在20 km、3.6Ma飛行狀態(tài)進(jìn)行進(jìn)一步驗(yàn)證,進(jìn)行數(shù)值計算的邊界條件主要采用空氣、燃?xì)赓|(zhì)量入口邊界,沖壓噴管壓力出口邊界,對稱面和固體壁面邊界,數(shù)值計算所采用的計算參數(shù)見表1。

表1 計算參數(shù)

3 計算結(jié)果與分析

圖4、圖5所示為工況1、工況2各截面總壓、總溫曲線。由圖可知,工況1的總壓與總溫明顯高于工況2,如果以補(bǔ)燃室出口截面總壓為基準(zhǔn),則計算條件下工況1的性能比工況2要高8.1%左右。從圖5可以看出工況1起始4個截面的總溫增加速度比工況2要快,說明在工況1中補(bǔ)燃室頭部區(qū)域摻混燃燒的效果較好,這進(jìn)一步提高了后續(xù)區(qū)域硼粒子點(diǎn)火燃燒的幾率。

圖4 工況1和工況2補(bǔ)燃室沿程截面總壓變化曲線

但從圖6和圖7的對比可知,相同計算條件下工況1的壁面溫度要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于工況2的壁面溫度,這會給長時間工作的補(bǔ)燃室熱防護(hù)系統(tǒng)帶來較大的壓力。因此考慮以工況2為參考,通過改變一次燃?xì)獾膰娚浞绞?改善補(bǔ)燃室內(nèi)的摻混燃燒,希望在保持壁面溫度較低的情況下提升其二次燃燒性能。

圖8、圖9所示為工況3～工況7各截面總壓、總溫曲線。由圖可知,工況4的總壓與總溫要高于其它工況,因此工況4的性能是這幾個工況中最好的。各工況總壓與總溫的變化趨勢基本一致,沿補(bǔ)燃室長度方向,在補(bǔ)燃室頭部區(qū)域總壓下降劇烈,這是因?yàn)樵谶@一區(qū)域,燃?xì)馀c空氣在此相遇,發(fā)生摻混,出現(xiàn)渦旋,動能損失較大所致;在補(bǔ)燃室中下游區(qū)域總壓下降平緩,在這一段區(qū)域的總壓損失主要是摩擦和加熱引起的;噴管部分,即在補(bǔ)燃室出口截面和尾噴管出口截面之間,總壓下降劇烈,這主要是摩擦、加熱和超聲速流場不均勻造成的損失。以工況4為例,以補(bǔ)燃室頭部截面總壓數(shù)據(jù)為參考,在這三段區(qū)域內(nèi),總壓下降幅度分別為2.35%、8.13%和21.66%?？倻卦谘a(bǔ)燃室長度方向上呈上升趨勢,這是因?yàn)殡S著流動的繼續(xù),使得燃燒更加充分。

圖5 工況1和工況2補(bǔ)燃室沿程截面總溫變化曲線

圖6 工況1補(bǔ)燃室壁面溫度分布

圖7 工況2補(bǔ)燃室壁面溫度分布

工況3和工況4從結(jié)構(gòu)上看只是燃?xì)鈱?dǎo)管直徑有所不同,但工況4的性能明顯高于工況3,如果以補(bǔ)燃室出口截面總壓為基準(zhǔn),則計算條件下工況4的性能比工況3要高2.3%左右。說明燃?xì)鈱?dǎo)管直徑對補(bǔ)燃室二次燃燒性能有一定的影響,文中的計算條件下燃?xì)鈱?dǎo)管直徑增大較為有利,但燃?xì)鈱?dǎo)管的最大直徑受總體結(jié)構(gòu)限制存在極限值。

圖8 不同燃?xì)膺M(jìn)口條件下補(bǔ)燃室沿程截面總壓變化

圖9 不同燃?xì)膺M(jìn)口條件下補(bǔ)燃室沿程截面總溫變化

圖10 工況4補(bǔ)燃室沿程截面溫度云圖

圖11 工況4補(bǔ)燃室壁面溫度云圖

圖10和圖11分別為工況4的補(bǔ)燃室沿程截面和壁面溫度云圖,從中可以看出,高溫區(qū)主要集中在補(bǔ)燃室軸線附近區(qū)域,隨著流動的繼續(xù),溫度場在噴管出口附近逐漸趨于平均;空氣由進(jìn)氣道流入,沿軸線方向緊貼補(bǔ)燃室內(nèi)壁面流動,因此這一側(cè)的補(bǔ)燃室

壁面溫度明顯低于其它部位,隨著流動的進(jìn)行,空氣不斷與高溫燃?xì)獍l(fā)生摻混燃燒,高溫區(qū)域逐漸向徑向擴(kuò)散,總體而言壁面高溫區(qū)域比工況2有所擴(kuò)大,但比工況1要小得多。

為了進(jìn)一步對比不同工況的摻混燃燒性能,對不同工況的相對比沖數(shù)據(jù)進(jìn)行分析,見表2和表3。

從表2、表3中可以看出,在飛行狀態(tài)15 km、2.8Ma,如果以工況2基準(zhǔn)狀態(tài)作為比較基礎(chǔ),則工況1的比沖要比工況2高28%,而在飛行狀態(tài)20 km、3.6Ma其比沖增益更是高達(dá)34.5%,說明進(jìn)氣道出口的結(jié)構(gòu)形式對補(bǔ)燃室二次燃燒性能有重大影響。

表2 發(fā)動機(jī)性能處理數(shù)據(jù)表(15 km,2.8 Ma)

表3 發(fā)動機(jī)性能處理數(shù)據(jù)表(20 km,3.6 Ma)

由表2可知,不同燃?xì)鈬娍诟倪M(jìn)方案均能夠有效提升工況2的性能,由表3可知,在飛行狀態(tài)15 km、2.8Ma下采用的性能提升手段到了飛行狀態(tài)20 km、3.6Ma下同樣有效,而且效果更好,因此對采用高空巡航彈道的發(fā)動機(jī)而言預(yù)計可以大大提高全彈的性能指標(biāo)。

4 結(jié)論

通過文中的仿真分析,可得如下結(jié)論:

1)工況2原始狀態(tài)的性能要遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于工況1的性能,說明進(jìn)氣道出口結(jié)構(gòu)形式對補(bǔ)燃室二次燃燒性能有重大影響;

2)在保持進(jìn)氣道出口結(jié)構(gòu)不變的條件下通過合理配置一次燃?xì)鈬娚浞绞娇梢栽谝欢ǔ潭壬咸嵘r2的二次燃燒性能,當(dāng)采用文中的提出的布局方式時,在飛行狀態(tài)15 km、2.8Ma下最大可提升20.2%;

3)對文中研究的固沖發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)形式來說,空氣和燃?xì)膺M(jìn)入補(bǔ)燃室的方式均會對摻混燃燒造成影響,相對而言空氣的進(jìn)入方式影響更為強(qiáng)烈,因此需要從結(jié)構(gòu)上仔細(xì)優(yōu)化空氣和燃?xì)獾倪M(jìn)入方式,通過兩者的相互配合獲得較好的摻混燃燒效果。

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