特型燃气喷口对补燃室掺混燃烧的影响*

王同辉,白涛涛,莫 展,单睿子,曹军伟

(中国空空导弹研究院, 河南洛阳 471009)

特型燃气喷口对补燃室掺混燃烧的影响*

王同辉,白涛涛,莫 展,单睿子,曹军伟

(中国空空导弹研究院, 河南洛阳 471009)

采用N-S方程、k-ε双方程和非预混燃烧简化PDF模型,对3种特型燃气喷口结构的固冲发动机补燃室掺混燃烧流场进行了数值研究。分析3种特型燃气喷口对补燃室中掺混燃烧的影响,并与常规型燃气喷口的仿真结果进行了对比分析。结果表明:特型燃气喷口可以有效增强补燃室中燃气与空气的掺混效果,提高燃气的完全燃烧程度,提升固冲发动机补燃室的特征速度;2#和3#特型喷口的补燃室掺混燃烧效果要比1#特型喷口更好,但是会带来更大的总压损失。

固体火箭冲压发动机;补燃室;掺混燃烧;特型燃气喷口;特征速度

0 引言

固体火箭冲压发动机利用大气中的氧气作为氧化剂,具有比冲高、流量可调、推力可控、发动机推力作用时间长的优点,能够极大的提高导弹的末端机动能力和远程、快速突防能力[1],成为一种高效的导弹系统推进装置。当前在固体火箭冲压发动机方面的研究主要集中在燃烧模型[2-3]、一次进气形式[4-5]、空燃比[6]、多次进气结构[7]、不同补燃室长度[8]和一次喷射燃气出口位置及数量[9-10]等条件下的冲压补燃室燃烧组织技术方面,而对特型一次燃气喷口结构对固冲发动机补燃室掺混燃烧的影响分析研究尚未见到报道。文中在其他结构保持不变的情况下,为增强补燃室中气流的掺混燃烧效果,进一步提升固冲发动机的动力性能,对采用特型燃气喷口结构的固冲发动机补燃室掺混燃烧情况进行分析研究。

文中采用CFD数值仿真的方法,对整体式固体火箭冲压发动机3种特殊结构形式的燃气喷口及补燃室流场进行掺混燃烧仿真计算,并与常规型燃气喷口的计算结果进行对比,分析使用不同特型燃气喷口对固冲发动机补燃室中一次喷射燃气与空气掺混燃烧效果的影响,以期为整体式固体火箭冲压发动机的设计提供参考。

1 物理模型和计算方法

1.1 物理模型

1.1.1 冲压发动机模型

文中的研究基于采用联管进气道的固冲发动机(其中各工况的进气道进气角均为60°),该结构的主要组成部分包括:进气道、燃气发生器、燃气喷口、补燃室和冲压喷管,具体结构如图1所示。

图1 固冲发动机示意图

1.1.2 特型燃气喷口模型

本次计算所选用的4种燃气喷口的具体结构如图2所示(燃气喷口处于靠近进气道出口一侧),1#、2#和3#喷口都是在原有标准喷口基础上改变出口截面的结构得到的。

图2 特型燃气喷口模型

1.2 计算方法

由于一次喷射燃气在补燃室中的二次掺混燃烧是一个相当复杂的过程,为简化计算,文中采用如下假设:

1)一次喷射燃气所有组分均以气相形式来参与燃烧计算,并且与外界无热交换;

2)一次喷射燃气中的可燃成分与空气接触即燃烧;

3)略去质量力和热辐射的影响。

文中选择以下计算方法:应用雷诺平均可压缩三维N-S方程作为控制方程;选择标准k-ε模型计算湍流影响,并应用标准壁面函数计算壁面效应;选用非预混燃烧简化PDF(概率密度函数)模型作为燃烧模型;应用SIMPLE格式离散上述方程,并选择亚松弛迭代方法进行流场求解。

网格划分采用ICEM CFD11.0软件完成,计算网格共约100万网格单元,由于特型燃气喷口结构异常复杂,因此采用结构和非结构混合网格进行计算。由于篇幅限制,在此仅给出3#喷口的冲压发动机网格图,图3(a)为冲压发动机计算域整体网格,图3(b)为3#特型燃气喷口的局部网格示意图。

图3 3#特型燃气喷口计算网格图

进行仿真计算所采用的主要计算参数见表1所示。

表1 计算参数

边界条件主要采用:进气道流量入口边界,燃气发生器流量入口边界,对称边界(二分之一模型计算时),固体壁面边界以及喷管压力出口边界,具体位置如图4所示。

图4 边界条件示意图

2 仿真结果与分析

以某型双下侧进气布局固冲发动机为例,在相同初始条件下,分别进行了均匀流和非均匀流的流场仿真对比研究。

图5为补燃室的截面位置示意图,其中D为补燃室直径,文中将对0.5D～7.22D11个截面的平均参数、补燃室特征速度和补燃室流线图进行对比和分析。

图5 补燃室截面位置示意图

图6～图10分别为补燃室各个截面上的无量纲平均总压、平均静温、平均马赫数、H2O、CO2浓度分布图。总体上,上述各个平均参数在采用不同燃气喷口情况下沿补燃室轴向的分布规律相似,但具体量值有较大差别,说明采用不同燃气喷口结构对补燃室中燃气的二次掺混燃烧有较大影响。

图6 不同喷口对补燃室各截面平均总压影响

由图6可见,2#和3#喷口的截面平均总压大大高于1#和标准喷口,而3#喷口在喷管入口截面的平均总压略高于2#喷口,说明采用2#和3#喷口时气流的做功能力较采用其他喷口时强得多。

图7 不同喷口对补燃室各截面平均静温影响

由图7可见,在进气道出口以后的补燃室中后段区域,使用2#和3#喷口时的截面平均静温要远高于采用其他喷口的结果,说明使用2#和3#喷口时补燃室中一次燃气的二次掺混燃烧整体效果更好,补燃室出口截面气流的温升更高。

图8和图9分别为H2O和CO2反应产物在补燃室不同截面上的质量分数分布,由图可见,采用2#和3#喷头的发动机在喷管出口截面的H2O和CO2质量浓度较高,说明这两种喷头能够提高发动机补燃室中燃气与空气的掺混燃烧效果,提高燃气的完全燃烧程度,提升发动机性能。

图8 不同喷口对补燃室各截面平均H2O质量分数影响

图9 不同喷口对补燃室各截面平均CO2质量分数影响

图10 不同喷口对补燃室各截面平均Ma影响

由图10可见,使用不同燃气喷口的发动机补燃室不同截面上平均马赫数分布规律相似,只是在进气道出口附近的马赫数分布有所差别,这是由不同燃气喷口形态造成与进气道气流的掺混情况不同引起的,2#和3#喷口在进气道出口附近的马赫数更低,而静温也较低,说明在该区域气流碰撞掺混强烈;掺混气流在补燃室中经过一段距离的整流作用后,马赫数分布又趋于相同的规律。

图11 不同喷口对补燃室中气流流线变化的影响

图11(a)、(b)、(c)、(d)分别为使用不同燃气喷口时补燃室中气流的流线图。由图可见,使用1#喷口和标准喷口时,一次喷射燃气被进气道冲入的空气流压缩在补燃室中远离进气道的一侧;而使用2#喷口和3#喷口时,一次喷射燃气不仅仅在补燃室中远离进气道一侧存在,在靠近进气道一侧也存在,燃气与进气道进入的空气掺混面积更大,有利于燃烧的进行。

表2 特征速度及补燃室总压恢复系数

表2为采用不同燃气喷口结构的补燃室喷管总压恢复系数及补燃室特征速度数据。由表中数据可见,2#和3#喷口的补燃室特征速度较高,但是补燃室总压恢复系数较低,标准喷口的补燃室特征速度最低,但是总压恢复系数最高,1#喷口的特征速度和总压恢复系数都处于中间水平,结合图6中不同截面的平均总压分布可以发现,在补燃室中总压与总压恢复系数的规律相反,这说明气流掺混燃烧与掺混流动损失是相辅相成的,在掺混效果好、燃烧充分和补燃室总压提高的同时,必然会造成一定程度的总压损失。

3 结论

根据仿真计算结果及分析可以得出如下结论:

1)使用特型燃气喷口可以较大幅度增强补燃室中一次喷射燃气与空气的掺混燃烧效率,提高排气特征速度;

2)3#特型喷口的喷管进口平均总压最高,补燃室气流平均温升较高,气流所具备的做功能力最强;

3)使用3#和2#特型喷口可以使一次喷射燃气在固冲发动机补燃室中与空气的掺混面积更大,掺混燃烧效果更好,完全燃烧程度更高,获得更高的发动机补燃室特征速度;

4)在固冲发动机补燃室中,气流掺混燃烧与惨混流动损失是相辅相成的,掺混效果好,燃烧比较充分,就必然会带来相应的总压损失。

[1] 曹军伟, 徐东来, 王虎干. 整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用 [J]. 航空兵器, 2002(4): 31-34.

[2] 王德全, 夏智勋, 胡建新. 固冲发动机补燃室凝相碳颗粒燃烧研究 [J]. 国防科技大学学报, 2010, 32(3): 37-41.

[3] Ristori A, Dufor E. Numerical simulation of ducted rocket motor, AIAA 2001-3193 [R]. 2001.

[4] Stowe R A, Champlain A D, Mayer A E H J. Modelling combustion performance of a ducted rocket, AIAA 2000-3728 [R]. 2000.

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Effects of Special Fuel-gas Jet on Mixing and Combustion in Afterburning Chamber

WANG Tonghui,BAI Taotao,MO Zhan,SHAN Ruizi,CAO Junwei

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

Based on the N-S equation,k-εturbulence models and no-premixed combustion simplified PDF models, numerical studies on the mixing and combustion of fuel-gas and air in the afterburning chamber of solid rocket ramjet were carried out fewer than three special fuel-gas jets structures. The effects of the three special fuel-gas jets were analyzed and compared with simulation results of standard fuel-gas jets. The results show that, the mixing efficiency, full combustion extent and characteristic velocity in the afterburning chamber of solid rocket ramjet promoted when using special fuel-gas jets; mixing and combustion effects of 2# and 3# special fuel-gas jets better than that of 1# special fuel-gas jet, but they would bring more total pressure loss.

solid rocket ramjet; afterburning chamber; mixing and combustion; special fuel-gas jet; characteristic velocity

2014-03-16

王同辉(1982-),男,河南新乡人,工程师,硕士,研究方向:固体火箭冲压发动机技术。

V438

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