微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)引射特性研究

饒珠明, 王 兵

(清華大學(xué)航天航空學(xué)院, 北京 100084)

0 引言

隨著新軍事變革和國(guó)防科技的發(fā)展[1-2],組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)成為空天融合的重要?jiǎng)恿ν七M(jìn)方式,主要包括渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(turbine based combined cycle,TBCC)和火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(rocket based combined cycle,RBCC)[3]。TBCC通常由燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合而成,其工作過(guò)程大致分3個(gè)階段:渦輪加速階段(Ma≤2.5),渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作階段(2.5

文中以微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象,建立TBCC引射過(guò)程的物理模型,通過(guò)實(shí)驗(yàn)臺(tái)架的測(cè)量和計(jì)算獲得微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管出口參數(shù),以實(shí)際尺寸并經(jīng)過(guò)簡(jiǎn)化建立數(shù)值模型,利用CFD軟件進(jìn)行模擬仿真,研究了引射管長(zhǎng)度、直徑和相對(duì)位置等因素對(duì)引射特性的影響規(guī)律,研究結(jié)果以期對(duì)TBCC引射摻混段的設(shè)計(jì)提供參考。

1 計(jì)算模型和方法

文中選用King Tech公司的K100G微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī),最高轉(zhuǎn)速為141 000 r/min,最大推力為100 N。由于引射過(guò)程的實(shí)驗(yàn)測(cè)量難度大、成本高,影響因素多,因此,文中以數(shù)值模擬為主要研究手段,輔以實(shí)驗(yàn)測(cè)量。國(guó)內(nèi)外大量的研究表明[10-15],經(jīng)過(guò)仔細(xì)的模型考核和算法驗(yàn)證,數(shù)值仿真能夠給出足夠的流場(chǎng)細(xì)節(jié)和流動(dòng)規(guī)律,并能給出實(shí)驗(yàn)難以獲得的物理量,已經(jīng)成為航天航空問(wèn)題研究的重要手段。

在對(duì)微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的引射過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)遵循以下基本假設(shè):

1)本算例為二維穩(wěn)態(tài)問(wèn)題,計(jì)算均在微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)固定轉(zhuǎn)速的工況進(jìn)行。

2)將一次流和二次流視為兩種物性不同的“純凈”氣體,且均為理想完全氣體。

3)一次流和二次流摻混過(guò)程不發(fā)生化學(xué)反應(yīng)。

4)忽略微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管之前的氣流對(duì)計(jì)算域的影響,忽略重力的影響。

文中計(jì)算工況選取轉(zhuǎn)速為80 000 r/min時(shí)的工況,通過(guò)實(shí)驗(yàn)室臺(tái)架的測(cè)量,此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管出口的靜溫為873 K,總壓107 325 Pa。物理模型示意圖如圖1(a)所示,微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管后接一同軸的引射管,從尾噴管流出的一次流高速燃?xì)馀c從引射管入口進(jìn)來(lái)的二次流空氣混合,進(jìn)行動(dòng)量和能量的交換,在距離足夠遠(yuǎn)的地方混合氣流的速度場(chǎng)、溫度場(chǎng)以及化學(xué)成分逐漸趨于均勻[16]。在忽略重力的影響下,整個(gè)模型是對(duì)稱的,建立圖1(b)所示的計(jì)算模型,A1為尾噴管的入口截面,A2為尾噴管的出口截面。收斂型的尾噴管入口內(nèi)徑62 mm,出口內(nèi)徑48 mm,壁厚1 mm,引射管為2 mm厚的壁面。為了模擬大氣環(huán)境,計(jì)算域取1.2 m×1 m的區(qū)域。網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,圖1(c)是一、二次流入口處的局部網(wǎng)格,尾噴管和引射管的壁面附近均采用邊界層網(wǎng)格進(jìn)行加密。

圖1 物理模型幾何示意圖與網(wǎng)格

流體視為可壓縮流體,選用基于密度的求解器,湍流模型選擇Standardk-ε湍流模型。尾噴管?chē)娚涑鰜?lái)的燃?xì)馀c引射的空氣在組成成分及各組分的比例上存在差異[17],經(jīng)過(guò)CEA計(jì)算結(jié)果顯示,燃燒產(chǎn)物主要包括氮?dú)狻⒀鯕?、二氧化碳和?根據(jù)工況參數(shù)確定摩爾分?jǐn)?shù)分別為76.7%、15.3%、4%、4%。為了減小計(jì)算量,把燃?xì)夂涂諝庖暈榧儍粑?定壓比熱容和導(dǎo)熱系數(shù)可以通過(guò)對(duì)各組分加權(quán)平均得到?？紤]到溫度對(duì)氣體比熱比的影響,文中采用了變比熱的計(jì)算方法,即定壓比熱容隨溫度的變化而改變。根據(jù)尾噴管出口(A2)的實(shí)驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù),可以計(jì)算得到微噴管入口(A1)參數(shù)為:總壓107 325 Pa,靜壓105 254 Pa,溫度881 K。計(jì)算域左邊界采用壓力入口邊界,上邊界和右邊界采用壓力出口邊界。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

為了研究引射管的長(zhǎng)度、直徑以及與尾噴管的相對(duì)位置對(duì)引射作用的影響,保持尾噴管入口的總壓、靜壓和溫度不變,分別計(jì)算了引射管長(zhǎng)度L從200～600 mm,直徑D從85～134 mm,相對(duì)位置(如圖1(a)中的ΔL)從-50～100 mm變化時(shí)流場(chǎng)的空間分布以及引射管出口截面參數(shù)沿徑向的分布情況,并計(jì)算引射系數(shù)。

2.1 引射管長(zhǎng)度對(duì)引射作用的影響

取相同的引射管直徑以及與尾噴管的相對(duì)位置(D=85 mm,ΔL=-50 mm),設(shè)計(jì)5種不同長(zhǎng)度的引射管,分別為L(zhǎng)=200 mm、250 mm、350 mm、450 mm、600 mm。圖2給出了不同長(zhǎng)度引射管的出口總壓、總溫、馬赫數(shù)沿徑向的分布曲線。

圖2 不同長(zhǎng)度引射管出口截面物理量沿徑向的分布

由圖2可以看出,隨著引射管長(zhǎng)度的增加,總壓、總溫、馬赫數(shù)沿徑向的分布越來(lái)越均勻,說(shuō)明引射管出口流場(chǎng)越來(lái)越均勻,摻混愈來(lái)愈充分。當(dāng)引射管長(zhǎng)度達(dá)到引射管內(nèi)徑的7倍左右時(shí)(L=600 mm),出口的氣流參數(shù)已經(jīng)比較均勻。

引射過(guò)程中,二次流的質(zhì)量流量與一次流的質(zhì)量流量之比被稱為引射系數(shù),它是表征引射性能的重要參數(shù),其表達(dá)式為:

圖3給出了隨著引射管長(zhǎng)度的變化引射系數(shù)的變化曲線圖?？梢钥闯?隨著引射管長(zhǎng)度的增加,引射系數(shù)增大,但增幅減小,當(dāng)引射管達(dá)到一定的長(zhǎng)度(約為引射管直徑的5倍)時(shí),引射系數(shù)幾乎不再變化,此時(shí)可以認(rèn)為引射管長(zhǎng)度不再影響引射系數(shù)。由圖2可以發(fā)現(xiàn),隨著引射管長(zhǎng)度增加,總壓和總溫的整體水平降低,這是由于引射進(jìn)來(lái)的空氣增多造成的,而且隨著摻混更加充分,能量的損失也增加,也會(huì)導(dǎo)致總壓和總溫的總體水平降低。

圖3 引射系數(shù)隨引射管長(zhǎng)度的變化

2.2 引射管直徑對(duì)引射作用的影響

取相同的引射管長(zhǎng)度以及與尾噴管的相對(duì)位置(L=600 mm,ΔL=-50 mm),設(shè)計(jì)五種不同內(nèi)徑的引射管,分別為D=85 mm、96 mm、110 mm、122 mm、134 mm,分析它們的引射效果如下。

隨著引射管直徑的變化,引射系數(shù)變化曲線如圖4所示,可以看出,隨著引射管直徑的增加,引射系數(shù)增大。這說(shuō)明隨著二次流界面積的增大,更多的空氣被“吸入”引射管與一次流摻混,這也導(dǎo)致引射管出口的總壓、總溫、馬赫數(shù)總體水平下降的原因,這些是參數(shù)影響了引射模態(tài)的推力性能[18]。

圖4 引射系數(shù)隨引射管直徑的變化

2.3 引射管與尾噴管的相對(duì)位置對(duì)引射作用的影響

引射管與尾噴管的相對(duì)位置主要影響引射系數(shù)的大小,取相同長(zhǎng)度和直徑的引射管(L=600 mm,D=85 mm),改變引射管與尾噴管的距離,分別為ΔL=-50 mm、-25 mm、0 mm、25 mm、50 mm、100 mm。圖5給出了引射系數(shù)與相對(duì)位置的關(guān)系曲線圖,可以看出,隨著引射管與尾噴管距離的增加,引射系數(shù)先增大后減小。出現(xiàn)這種現(xiàn)象的原因是,當(dāng)引射管和尾噴管的距離不是很遠(yuǎn)時(shí),隨著距離的增加,燃?xì)馀c周?chē)諝饨佑|的空間變大,空氣也更容易地補(bǔ)充進(jìn)來(lái),所以二次流流量更大,引射系數(shù)增大,但如果引射管距離尾噴管太遠(yuǎn),一次流達(dá)到引射管入口時(shí),流體截面直徑可能大于引射管直徑,導(dǎo)致超出引射管直徑的部分氣體不能流入引射管,所以引射系數(shù)又開(kāi)始降低。

圖5 引射系數(shù)隨尾噴管和引射管相對(duì)位置的變化

3 結(jié)論

文中采用數(shù)值模擬輔以實(shí)驗(yàn)測(cè)量,研究了微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的地面靜止條件的引射特性,得到如下主要

研究結(jié)論:

1)引射管長(zhǎng)度對(duì)一、二次流的摻混均勻程度影響顯著,長(zhǎng)度達(dá)到直徑的7倍時(shí),摻混已基本均勻。隨著引射管長(zhǎng)度的增加,引射系數(shù)增大,當(dāng)達(dá)到一定長(zhǎng)度時(shí)(約為直徑的5倍),引射系數(shù)基本不再變化。

2)引射管直徑增大意味著二次流的入口截面增大,更多的二次流被“卷吸”進(jìn)來(lái),所以引射系數(shù)逐漸增大,引射管出口的總壓、總溫、馬赫數(shù)總體下降。

3)隨著引射管距離尾噴管越遠(yuǎn),引射系數(shù)先增大后減小。

渦輪-沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)的引射模態(tài)中,一、二次流摻混的均勻程度直接影響燃燒室的穩(wěn)定性,同時(shí)摻混會(huì)導(dǎo)致總壓損失。在設(shè)計(jì)TBCC的引射段時(shí),需同時(shí)考慮引射管的長(zhǎng)度和直徑,直徑大小主要取決于二次流流量的需求,在保證一定摻混均勻程度的前提下長(zhǎng)度盡可能小(直徑的7倍以內(nèi))。值得注意的是,一旦引射管過(guò)短,如小于5倍直徑長(zhǎng)度,不僅摻混效果差,引射量也會(huì)減小。

(1) 備受關(guān)注的《煤炭深加工示范項(xiàng)目“十二五”規(guī)劃》，已下發(fā)各省，將擇機(jī)出臺(tái)；該《規(guī)劃》確定了15個(gè)省、區(qū)的煤化工示范項(xiàng)目框架，系指導(dǎo)和規(guī)范“十二五”煤化工發(fā)展的綱領(lǐng)性文件。

參考文獻(xiàn):

[1] 陸震. 美國(guó)空間態(tài)勢(shì)感知能力的過(guò)去和現(xiàn)狀 [J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2016, 37(1): 1-8.

[2] 昌飛, 張欣毅, 林瑩. 防空作戰(zhàn)多目標(biāo)威脅度排序決策研究 [J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 159-161.

[3] 劉大響, 金捷. 21世紀(jì)世界航空動(dòng)力技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)與展望 [J]. 中國(guó)工程科學(xué), 2004, 6(9): 1-8.

[4] 李剛團(tuán), 李繼保, 周人治. 渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展淺析 [J]. 燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究, 2006, 19(2): 57-62.

[5] 汪維娜, 王占學(xué), 喬渭陽(yáng), 等. 渦輪沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)引射過(guò)程數(shù)值模擬 [J]. 推進(jìn)技術(shù), 2005, 26(6): 513-515.

[6] WEST J, RUF J, CRAMER J, et al. Computational insight to experimentally observed change in mixing characteristics of an RBCC engine in ejector mode: AIAA 2001-3459 [R]. [S.l.:s.n.], 2001.

[8] 劉佩進(jìn). RBCC引射火箭模態(tài)性能與影響因素研究 [D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2001.

[9] 王國(guó)輝. 火箭基組合循環(huán)(RBCC)引射模態(tài)工作過(guò)程研究 [D]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué), 2001.

[10] 楊鳴, 謝雨彤, 王輝, 等. 火箭飛行速度與射流沖擊作用關(guān)系研究 [J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2016, 37(3): 27-30.

[11] 伍星, 盧永剛, 宋瓊, 等. 基于Fluent的彈體氣動(dòng)特性計(jì)算與分析 [J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 22-25.

[12] 何穎, 胡金波, 鄒亞, 等. 低速旋轉(zhuǎn)彈丸偏流現(xiàn)象數(shù)值模擬 [J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2016, 37(1): 18-22.

[13] 劉慧開(kāi), 張勸華, 趙小龍, 等. 水下排氣速度與溫度場(chǎng)的氣液兩相流數(shù)值模擬 [J]. 四川兵工學(xué)報(bào), 2015, 36(11): 132-135.

[14] 孫松, 高康華, 楊韜. 障礙物對(duì)火焰?zhèn)鞑サ挠绊?[J]. 兵器裝備工程學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 109-114.

[15] 原衛(wèi)華, 畢世華, 曹茂盛. 火箭助推艦載機(jī)起飛過(guò)程燃?xì)饬鲌?chǎng)仿真研究 [J]. 四川兵工學(xué)報(bào), 2015, 36(7): 45-50.

[16] 徐舟, 曾卓雄, 徐義華. 入口燃?xì)鈪?shù)對(duì)駐渦燃燒室性能的影響 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2015, 35(2): 93-96.

[17] 王同輝, 白濤濤, 莫展, 等. 特型燃?xì)鈬娍趯?duì)補(bǔ)燃室摻混燃燒的影響 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2015, 35(2): 97-100.

[18] 單睿子, 莫展. 補(bǔ)燃室中非均勻流場(chǎng)對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響分析 [J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 2015, 35(1): 77-81.