乙烯超燃燃烧室菱形孔射流的数值优化*

张 涵,吴 达,王应洋,王旭东

(空军工程大学防空反导学院,西安 710051)



乙烯超燃燃烧室菱形孔射流的数值优化*

张 涵,吴 达,王应洋,王旭东

(空军工程大学防空反导学院,西安 710051)

为分析相同面积条件下菱形孔的不同长宽比、不同偏转角度对超燃燃烧室中的流动特性影响,对低动压喷射的超声速流场进行了数值模拟。研究结果表明:在计算的6种长宽比构型中,长宽比为5构型燃料穿透能力和掺混特性最强,但此时对称面上总压损失变大;在计算的3种偏转角构型中,偏转角度为30°构型的燃料掺混特性和燃料的穿透能力最强,但此构型在远流场处抬升能力变弱,羽流质量中心高度出现下降。

超燃燃烧室;菱形孔;掺混增强;数值模拟

0 引言

超燃冲压发动机作为高超声速发动机最为理想的动力装置之一,其技术是目前各国研究的关键技术[1-2]。由于超声速入口气流速度较快,掺混气体在燃烧室停留时间非常短,超燃燃烧室内的燃料掺混成为燃烧室研究的难点[3-4]。壁面射流由于结构简单、总压损失小被很多研究者青睐。杨银军等研究不同喷注角度对超声速来流的影响,发现随着喷流角度增大,掺混效率和穿透深度增大,但总压损失不够理想[5];Ogawa等通过数值分析了六种不同喷孔形状壁面射流的流场特性差异,指出前方带锐角的喷孔具有良好的穿透性以及菱形喷孔在增强掺混与提高穿透深度方面具有良好的性能[6];Barber等提出楔形-半圆组合形状的喷孔在流场特性上比较具有优势[7];张丁午等研究菱形结构喷孔与普通圆孔的差异,得出菱形孔在单侧壁面上具有一定优势的结论[8]。文中在文献[8]基础上对菱形结构的喷孔进行进一步研究,讨论不同长宽比的菱形喷孔的流场特性比较以及菱形结构喷孔喷射偏转角度对流场特性的影响。

1 算例设置与网格划分

1.1 模型与网格划分

超声速燃烧室为总长119 mm的矩形截面的自由通道,矩形截面为20 mm×32 mm。喷孔距离燃烧室入口35 mm,喷孔的长设为a,宽设为b,长宽比设为ω,菱形孔偏转角度设为β。为定量分析菱形喷孔不同长宽比、不同偏转夹角的流场特性差异,文中设置了长宽比ω为3、5、7、1/3、1/5、1/7六个算例,表示为case1至case6;针对不同的长宽比还分别设置了菱形孔偏转角度α为0°、30°、60°三个算例,表示为case2-1至case2-3(为排除其他耦合因素对结果的影响,所有喷孔构型的面积Ai均为3.079 mm2)。图1(a)是二维燃烧室结构示意图,图1(b)为菱形喷孔的结构示意图,算例来流Ma=2,总压pt=850 kPa,静压p=108 kPa,总温Tt=300 K,气流成分的质量分数αO2=23.2%,αN2=76.8%,喷孔处乙烯喷射总压pt=20 000 kPa,静压p=1 400 kPa,总温Tt=300 K。

图1 燃烧室及菱形喷孔结构示意图(mm)

选用SSTκ-ω湍流模型,对所有计算域进行结构化网格划分。各喷孔x方向上的质心位置一致,以消除喷孔出口距离不同带来的耦合影响因素,在壁面进行网格加密,所有计算域均采用结构化网格,各算例网格数200万左右。

1.2 网格无关性验证

文中所采用的湍流模型在文献[8]中已经验证,得出所选模型适用,故不再赘述。现做网格无关性验证,为证明200万网格的有效性,选用case2模型的100万、150万、200万、250万四个算例,并采用算例可燃区域面积Af[9](Ai为喷孔面积)作为表征参数进行无关性检验。如图2所示,随着网格数的增大,Af/Ai之间的差值越来越小,200万和250万两个算例所得曲线几乎相同,说明200万和250万算例得出的结果差别可忽略不计,因此选用200万网格可以满足计算要求。

图2 不同网格数Af/Ai比较

2 计算结果与分析

2.1 菱形喷孔不同长宽比射流的流场特性

图3是case2以及case5构型在x=40 mm、50 mm、80 mm处的乙烯组分云图,且喷孔偏转夹角为0°。由于长宽比ω大于1的三种构型的乙烯组分云图差异不大,故文中选择ω为5构型作为典型构型,同理长宽比ω小于1的三种构型中选择ω为1/5作为典型构型。对比两个构型的喷射乙烯组分情况,发现case2构型流场混合区在x=40 mm、50 mm处对称面(z=0 mm)最高处向上凸起明显,而case5构型对称面最高处无凸起,甚至向下凹陷,且case1乙烯分布最高点在x=50 mm、80 mm处明显高于case5,说明在靠近喷孔处case1构型沿高度方向扩散比case5构型快。此外case5在接近喷孔处有相当一部分乙烯分布在贴近下壁面处,并不在主流中,这是由于喷孔在z轴上长宽比ω大于1构型明显大于ω小于1的构型,这对乙烯扩散以及掺混都十分不利。就流场混合区Ap[9]面积与可燃区域Af面积来看,case2构型明显优于case5构型。综上分析,case2的构型比case5的构型更能促进燃料与主流的掺混,从而说明长宽比ω大于1的构型流场特性优于长宽比ω小于1的构型。因此,接下来定量分析ω大于1中各个构型的流场特性。

图3 菱形孔不同长宽比构型的乙烯组分云图

图4给出了case2对称面上压力云图和流线图,可以看出,喷孔内乙烯垂直射入主流,喷孔前缘形成一定强度和角度的弓形激波,在喷孔后缘,形成桶形激波,并形成一定面积的尾迹区。喷孔前缘形状越钝,会形成更强的弓形激波,增强喷射燃料与主流的掺混,但总压损失增大。喷流由于超声速来流的挤压发生偏移,主流和喷流的交界面由于剪切作用发生变形,逐渐在交界面处形成大量的漩涡结构,增强射流的掺混。结合上述结论,定量分析菱形孔不同长宽比混合与穿透效果,图5(a)～图5(d)分别为可燃混合区Af、流场混合区Ap、总压损失系数[10]、羽流质量中心高度[11]的曲线图。从可燃混合区、流场混合区面积、羽流质量中心高度来看,两种曲线差异一致,为case2>case1>case3,说明掺混特性与穿透深度case2最好,case1次之,case3最差。这是由于在反转涡和剪切层的作用下,case2形成的旋涡涡量明显大于其他两种构型,燃料掺混更充分。从总压损失系数曲线来看,随着长宽比的增大,总压损失变小,说明,随着长宽比的减小,喷口前缘变钝,射流前缘弓形激波的强度变强,有更大的弓形激波角度,从而形成更大的总压损失,但三种构型的总压损失总体差别不大。综上分析,case2的构型有更好的流场特性。因此,在接下来对菱形孔不同偏转角度的研究中,所有燃烧室均采用case2构型的菱形孔喷射。

图4 对称面压力和流线图

图5 菱形孔不同长宽比的混合效率与燃料穿透深度

2.2 菱形孔不同偏转角度构型的流场特性分析

图6是菱形不同喷孔偏转角度构型后方流场混合区乙烯组分云图,且ω为5。对比三种偏转角度构型的喷射乙烯组分情况,发现case2-2构型在x=40 mm、50 mm处乙烯分布的核心区上升到燃烧室高度的1/3处,而其他两种构型仅上升到1/5处,且乙烯分布的最高点也稍高于其他两种构型,说明case2-2的菱形孔喷射时的乙烯在靠近喷孔处沿高度方向扩散更加明显;展向扩散方面,case2-2、case2-3构型有较为明显的扩散,而case2-1构型的展向扩散变化不大,在x=80 mm处甚至缩小。此外,case2-3构型在贴近下壁面与侧壁面的夹角处,远离主流,这主要由于菱形孔偏转角度过大,这对乙烯扩散以及掺混都十分不利。综上分析,case2-2构型的掺混性能优于其他两种构型。

图6 菱形孔不同偏转角度构型的乙烯组分云图

图7是不同偏转角度构型在x=40 mm、50 mm处的压力云图与流线图。从流线图可以看出,在后方流场混合区均能产生复杂的流向涡系,流向涡将聚集在壁面附近的燃料卷入到主流中,使得流场得到抬升。比较涡核高度,在x=40 mm处,case2-2构型的一个涡核明显高于其他两种构型的涡核高度,其余涡核高度差别不大,说明在此处case2-2构型的流场抬升能力得到了更好地加强;而在x=50 mm处,case2-2构型的涡核高度明显低于其他两种构型,且低于在x=40 mm处的涡核高度,其涡核位置甚至贴近于下壁面,说明在此处case2-2构型流向涡对流场的抬升能力变弱。为更好分析三种构型的流场特性,接下来定量分析三种构型的混合和穿透效果。

图8是菱形孔不同偏转角度的沿程羽流质量中心高度。总体看,三种构型的羽流质量中心高度大小比较为case2-2>case2-1>case2-3。仔细对比发现,case2-2构型的羽流质量中心高度在x=50 mm之前提升速度明显强于其他两种构型,但在之后提升速度有所减缓,甚至出现下降(x=70 mm之后),这与之前对流线图分析相吻合。综合分析,case2-2构型的掺混特性和穿透能力更好。

图7 菱形孔不同偏转角度的速度矢量图

图8 菱形孔不同偏转角度的预留质量中心高度

图9 菱形孔不同偏转角度的掺混效率和总压损失

图9(a)～图9(d)分别为菱形孔不同偏转角度的可燃混合区Af、流场混合区Ap、沿程掺混效率[12]、总压损失系数的流线图。观察可燃混合区Af、流场混合区Ap、沿程掺混效率,3种构型的掺混特性可表达为:case2-2>case2-3>case2-1,且case2-2构型的掺混特性优势明显,这与上述分析结果一致。超声速燃烧一般为扩散火焰,掺混效果直接决定了燃烧室的燃烧性能[13],因此选择合适的偏转角度对燃烧室燃烧性能具有重大意义。从沿程总压损失来看,总体来说,3种构型的总压损失差别不大,但在x=50 mm后出现一定差别,总压损失大小比较为case2-1>case2-3>case2-2。

3 结论

文中针对菱形孔不同长宽比、不同偏转角度构型的计算结果进行了分析讨论,可以总结以下两点结论:

1)超声速来流一定时,通过改变菱形孔的长宽比可有效改变燃烧室流场特性,ω大于1构型的流场特性优于ω小于1的流畅特性。ω为5构型的乙烯穿透能力最强,但此时对称面上弓形激波增大,导致总压损失变大。

2)菱形孔长宽比一定时,选择合适的菱形孔偏转角度可改善燃烧室流场特性,实验中偏转角度β为30°构型的燃料掺混能力和燃料的穿透能力最强,因此在工程应用中可通过改变菱形孔偏转角度改善燃烧室流场特性;菱形孔偏转角度β为30°构型距离喷孔越远对流场的抬升能力越弱,于x=70mm处出现了燃料穿透高度下降的现象。

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

[2] 占云. 超燃冲压发动机的第一个40年 [J]. 飞航导弹, 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] 刘伟凯, 陈林泉, 杨向明. 固体燃料超燃冲压发动机燃烧室掺混燃烧数值研究 [J]. 固体火箭技术, 2012, 35(4): 457-462.

[5] 杨银军, 窦志国, 段立伟. 超声速来流中横向喷流角度对流动与混合特性的影响 [J]. 现代电子技术, 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] 张丁午, 王强, 胡海洋. 菱形孔射流在超声速流场中的气动特性 [J]. 航空动力学报, 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] 闫明磊, 韦宝禧, 徐旭, 等. 应用气动斜坡和燃气发生器的超然燃烧室 [J]. 北京航空航天大学学报, 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] 张岩, 李崇香, 韦宝喜. 超燃冲压发动机燃料喷注方案综述 [J]. 飞航导弹, 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

航空科学基金(20130196004)资助作者简介:张涵(1992-),男,山东菏泽人,硕士研究生,研究方向:航空宇航。

V430

A