串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算

李 锋，尚守堂，2，郭瑞卿，唐正府，2，吕付国，陈骏博

（1.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191；2.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算

李 锋1，尚守堂1，2，郭瑞卿1，唐正府1，2，吕付国1，陈骏博1

（1.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191；2.中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

以串联式TBCC加力/冲压燃烧室为研究对象，提出包含一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC加力/冲压燃烧室方案。针对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟，获得该燃烧室在不同模态下的流场特性。计算结果显示，在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下，TBCC发动机加力/冲压燃烧室的总压恢复系数均在95%左右；在冲压工作状态下，其总压恢复系数在86%左右。可以满足在不同模态下加力/冲压燃烧室对总压恢复系数的要求。

加力/冲压燃烧室；涡轮冲压发动机；组合动力装置；流场；总压恢复系数；数值模拟

0 引言

目前，还没有1种航空发动机能单独完成从亚声速、跨声速、扩展到高超声速宽马赫数飞行的推进任务。涡轮发动机无法满足飞行器高空高速飞行时的动力需求，而飞行器在较低的速度时冲压发动机无法工作。因此，为使飞行器完成从亚声速到高超声速宽飞行包线飞行的任务，通常采用涡轮冲压（TBCC）或火箭冲压（RBCC）组合动力装置。TBCC发动机与火箭／冲压发动机比较，由于涡轮发动机在低马赫数下比冲高、航程长的特点，在满足飞行器远程、高速方面具有明显优势[1-5]。

串联式布局的TBCC发动机结构紧凑、附加阻力小，是目前国内外的发展重点，但由于采用加力／冲压燃烧室共用模式，在模态转换过程中，当马赫数低于一定值时，涡轮出口的总、静压明显高于压气机进口的，可能出现气流从冲压管道回流现象，造成压气机工作不稳定和加力／冲压燃烧室燃烧不稳定等诸多问题。因此，保证涡轮模态与冲压模态转换过程的燃烧稳定成为串联式涡轮冲压发动机加力／冲压燃烧室设计的主要技术难点[6-7]。

本文为满足串联式布局TBCC宽马赫数机动飞行的重大需求，提出1种支板交错稳定器加力/冲压燃烧组织方法，将原RTA涡轮冲压发动机冲压燃烧室的火焰稳定器设计成沿圆周均布长、短交错的V形径向火焰稳定器[8-13]；将传统加力燃烧室整流支板设计成整流、喷雾、火焰稳定一体化整流支板，组成1个一体化加力/冲压燃烧室。利用FLUENT软件对TBCC发动机加力/冲压燃烧室进行了数值模拟，获得其流场特性，为串联式TBCC发动机加力/冲压燃烧室设计提供技术支撑。

1 加力/冲压燃烧室数理模型

1.1 加力/冲压燃烧室设计点选取

将飞行器的飞行任务方案设定为从起飞加速到马赫数为3。取Ma=0、2、3，飞行高度H=0、20、21 km为设计点。

在Ma=0时，涡轮发动机工作；在Ma=2时，涡轮发动机和冲压发动机共同工作；在Ma=3时，冲压发动机工作。在不同状态下的参数设置为：Ma=0、H=0 km、T*=1158 K、P*=4.23×105Pa；Ma=2、H=20 km、T内*=1189 K、T外*=559 K、P*=0.916×105Pa、P外*=1.03× 105Pa；Ma=3、H=21 km、T*=1250 K、P*=573794 Pa、P进=50000 Pa、P出=560519 Pa。

1.2 数理模型的建立

所设计的TBCC发动机加力/冲压燃烧室由加力燃烧室筒体、一体化整流支板、内锥和长短交错火焰稳定器组成，考虑到计算的复杂性和结构相似性，取整个加力/冲压燃烧室的1/8进行建模，即45°扇形域；对各部分进行布尔计算形成加力燃烧室流域整体；以Parasolid格式文件形式导出供GAMBIT调用。燃烧室模型的形状如图1所示。

首先在Unity中创建一个Android工程，并且将刚刚Unity打包的工程作为model导入Android工程中去，关键代码如下：

文献 [14]对采用FLUENT软件中的Realizable κ-ε湍流模型[14-16]得到的数值模拟结果与试验结果进行了对比研究，验证了其计算结果的可信度。本文采用相同的数理模型研究加力/冲压燃烧室不同模态的流场特性。

图1 TBCC发动机加力/冲压燃烧室模型形状

1.3 网格划分和边界条件

1.3.1 边界条件

工况1：Ma=0，涡轮发动机工作，加力燃烧室进口为质量进口，出口为自由流出口；工况2：Ma=2，涡轮发动机和冲压发动机共同工作，加力燃烧室进口为质量进口，出口为压力出口；工况3：Ma=3，冲压发动机工作，加力燃烧室进口、出口均为压力出口。

1.3.2 计算域和网格划分

由于设计的TBCC发动机加力/冲压燃烧室内部构件比较多，结构和内部流场非常复杂，需要对计算域生成高质量的网格来捕捉内部流场信息。计算得到的TBCC发动机流路方案如图2所示。

图2 TBCC发动机流路方案

在涡轮模态（工况1）下，阀门向上，外涵关闭，内涵工作；在冲压模态（工况3）下，阀门向下，内涵关闭，外涵工作；在过渡态（工况2）下，阀门指向中间，内、外涵同时工作。计算域网格划分采用GAMBIT划分准结构化网格。将整个计算流域划分为47个区，绝大部分网格类型为六面体，在适当位置包括四面体、锥形和楔形体网格单元。综合考虑计算机的计算性能和计算精度要求，针对不同工况，对网格进行了不同划分，最终生成的计算域网格数目（如图3所示），工况1～3分别为约 140万、160万和130万，并且网格扭曲度均小于0.8。

图3 3种工况下的计算域网格

2 计算结果及分析

TBCC发动机加力/冲压燃烧室的工作状态表现为涡轮工作模态、涡轮/冲压共同工作模态和冲压工作模态。工况1涡轮模态、工况2涡轮/冲压共同工作模态、工况3冲压模态下的流场矢量如图4所示。

图4 3种工况下的流场矢量

从图4（a）中可见，一体化整流支板和长短交错火焰稳定器后流场速度均有明显提高，形成低速回流区用于稳定火焰，加力/冲压燃烧室流场较为均匀。

从图4（b）中可见，与工况1的情况类似，一体化整流支板和长短交错火焰稳定器后流场速度均有明显降低，形成回流区，但在内、外涵气体交汇处开始掺混，流场较不规则，气体流过火焰稳定器后在内、外涵掺混程度不高，加力/冲压燃烧室流场较为均匀。

从图4（c）中可见，由于扩压段存在突扩，气流在扩压段滞止。在长短交错火焰稳定器后流场速度明显下降，形成回流区，受扩压段突扩影响，加力/冲压燃烧室流场不太均匀。

2.2 总压恢复系数分析

TBCC发动机加力/冲压燃烧室在3种工况下的沿程总压恢复系数变化如图5所示。

图5 总压恢复系数

计算结果显示，在涡轮工作阶段（图5（a））和涡轮冲压燃烧室共同工作阶段（图5（b）），总压恢复系数均在95%以上。总压损失主要发生在进口扩压段，此处气体流速较高，摩擦损失较大。气体在加力燃烧室筒体内流动造成的摩擦损失相对较少。在冲压工作阶段（图5（c）），总压恢复系数较小，在扩压段突扩较明显，产生较大的压力损失。

2.3 沿程速度分析

TBCC发动机加力/冲压燃烧室在3种工况下的沿程平均速度变化如图6所示。

图6 3种工况下的沿程速度

计算结果显示，在3种工况下，气体在加力/冲压燃烧室的流动速度经历了1个先降低后提高的过程，但冲压工作阶段的增速较缓。前半段气体流动速度降低是因为气体在扩压器内减速扩压，该过程对组织燃烧是非常重要的，气体的流动马赫数越小造成的加热损失就越小；后半段气体流动速度提高主要是因为加力/冲压燃烧室筒体流道设计为渐缩的形状所致。

2.4 过渡态的温度场和速度场分析

以TBCC发动机加力燃烧室加力/涡轮共同工作的工况2为研究对象，加力/冲压燃烧室的温度场和速度场分别如图7、8所示。

计算结果显示，内、外涵气体进入加力/冲压燃烧室后，速度和温度存在显著差异，内涵气体的速度和温度都要高于外涵气体的。内、外涵气体随着流动逐渐混合，但在加力燃烧室出口，仍没有完全混合，原因是TBCC发动机加力/冲压燃烧室涵道比较小，外涵气量很小，从气动性能方面来分析，全面均匀混合没有太大好处，从组织燃烧方面来看也没必要。因此，该形式加力燃烧室内、外涵混合程度较低。

图7 加力/冲压燃烧室的温度场

图8 加力/冲压燃烧室的速度场

3 结论

通过对TBCC发动机加力/冲压燃烧室在不同模态下的流场进行计算可以初步得出如下结论：

（1）在涡轮工作状态和涡轮/冲压共同工作状态下，整个流场流动较为均匀，流动损失较小，总压恢复系数均在95%左右；

（2）在冲压工作状态下受突扩影响，流场流动不太均匀，流动损失相对较大，总压恢复系数在86%左右。采用一体化整流支板、加力内锥及长短交错的径向火焰稳定器组成的TBCC发动机加力/冲压燃烧室方案，可以满足在不同模态下对总压恢复系数的要求。

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Design and Flow Field Simulation of Tandem TBCC After-ramjet-burner

LI Feng1，SHANG Shou-tang1，2,GUO Rui-qing1,TANG Zheng-fu1，2,LYU Fu-guo1,CHEN Jun-bo1
（1．School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China;2．AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute, Shenyang 110015 China）

Taking the tandem TBCC（Turbine Based Combined Cycle Engine）after-ramjet-burner as research object,the plan of TBCC after-ramjet-burner contained the integration rectifier plate,the cone and the flame holder was proposed.The flow characteristics of the TBCC after-ramjet-burner were obtained in the different model by numerical simulation.The simulation results show that the total pressure recovery coefficient is more than 95%when the afterburner work or the afterburner and ramjet-burner work together,the total pressure recovery coefficient is more than 86%when the ramjet-burner work alone.It can meet the requirement of the total pressure recovery coefficient for the TBCC after-ramjet-burner.

after-ramjet-burner;TBCC;combination engine;flow field;total pressure recovery coefficient;numerical simulation

V 231.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.01.004

2013-06-09 基金项目：航天创新重点基金(CASC03)、航天支撑基金(13131001)资助

李锋（1966），男，教授，博导，研究方向为燃烧、流动控制及隐身的研究模拟等;E-mail:lifeng1966@buaa.edu.cn。

李锋，尚守堂，郭瑞卿,等.串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算[J].航空发动机，2014，40（1）：22-25.LI Feng，SHANG Shoutang,GUO Ruiqing,et al.Design and flow field simulation of tandem TBCC after-ramjet-burner[J].Aeroengine，2014，40（1）：22-25.