萬(wàn)少文,何國(guó)強(qiáng),劉佩進(jìn),潘科瑋

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院,西安 710072)

0 引言

RBCC(Rocket based combined cycle)組合發(fā)動(dòng)機(jī)具有零速起飛、可重復(fù)利用的優(yōu)點(diǎn)。多模態(tài)一體化的設(shè)計(jì),使其適合大空域范圍飛行,并具有高比沖、高推重比,是未來(lái)空天運(yùn)輸動(dòng)力的具有較強(qiáng)競(jìng)爭(zhēng)力的發(fā)動(dòng)機(jī)[1]。在RBCC直擴(kuò)通道中組織亞燃,由于高空空氣來(lái)流速度高且靜溫較低,為了保證氣體壓力損失較小,即使經(jīng)過(guò)進(jìn)氣道,進(jìn)入燃燒室時(shí)的氣體溫度仍不高,增加了煤油點(diǎn)火延遲時(shí)間,更不利于液態(tài)煤油在燃燒室內(nèi)部進(jìn)行燃燒。研究發(fā)現(xiàn),湍流摻混對(duì)化學(xué)反應(yīng)速度有關(guān)鍵影響,要在有限長(zhǎng)的燃燒室內(nèi),使燃料充分加熱、霧化摻混及實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定燃燒本身就非常困難。而單純的火焰穩(wěn)定及火焰組織方式難以達(dá)到良好的火焰穩(wěn)定效果。因此,提出了混合燃燒模式,即以一次火箭作為引導(dǎo)火焰與凹腔配合,達(dá)到火焰穩(wěn)定及較好的燃燒組織效果。在混合燃燒模式中,解決了亞燃模態(tài)中燃燒室點(diǎn)火困難及火焰穩(wěn)定的難點(diǎn),為了更好地提高火焰穩(wěn)定及燃燒組織效果,更大地體現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)勢(shì),燃料噴注位置對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒放熱及燃燒組織有著較大影響。在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究過(guò)程中,往往會(huì)對(duì)燃料噴注位置進(jìn)行細(xì)致研究,并在發(fā)動(dòng)機(jī)中進(jìn)行合理分布,才能實(shí)現(xiàn)有效的燃燒組織,保證發(fā)動(dòng)機(jī)性能[2-3]。因此,研究燃料噴注位置變化對(duì)混合燃燒模式條件下燃燒的影響,也是研究RBCC燃燒所關(guān)注的一個(gè)關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)。

文中通過(guò)12 km高空、Ma=2.5飛行條件下的數(shù)值模擬及地面直連式實(shí)驗(yàn)研究,詳細(xì)研究了噴注位置前移對(duì)燃燒室放熱區(qū)域及燃燒組織和性能的影響,燃料噴注位置處于發(fā)動(dòng)機(jī)前端,有利于燃燒反應(yīng)進(jìn)行,也有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 湍流模型及化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型

文中數(shù)值模擬研究采用了k-ωMenter SST湍流模型的雷諾時(shí)均法?；瘜W(xué)動(dòng)力學(xué)模型采用簡(jiǎn)化的三步化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型,見(jiàn)表1。

表1 煤油3步反應(yīng)化學(xué)動(dòng)力學(xué)模型Table 1 Model formulation of three steps chemical reaction kinetics of kerosene

1.2 計(jì)算網(wǎng)格

文中對(duì)直連式RBCC地面實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行計(jì)算建模及網(wǎng)格劃分,計(jì)算構(gòu)型尾噴管出口面積為180mm×150mm。直連式RBCC地面實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)包括了設(shè)備噴管(模擬進(jìn)氣道)、隔離段、一次火箭、燃燒室和尾噴管。其中,燃燒室分為2段,包括3個(gè)凹腔,網(wǎng)格總數(shù)達(dá)750 000。

2 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

文中采用廣泛用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)研究的直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。直連式實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)廣泛用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面實(shí)驗(yàn)工作,主要是因?yàn)槠浣Y(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單,能模擬發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)流壓強(qiáng)和溫度,能較接近實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)。

3 數(shù)值計(jì)算及實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 數(shù)值計(jì)算結(jié)果分析

圖1是數(shù)值模擬中的燃料噴注位置。

圖1 噴注點(diǎn)示意圖Fig.1 Diagram of in jection point

基準(zhǔn)噴注位置與隔離段噴注燃燒室壓強(qiáng)對(duì)比見(jiàn)圖2。從圖2可發(fā)現(xiàn),當(dāng)在隔離段進(jìn)行噴注時(shí),與基準(zhǔn)位置噴注狀態(tài)相比,整個(gè)燃燒室的壓強(qiáng)都有明顯提高,特別在第一段燃燒室尤為明顯。這也證明了燃燒反應(yīng)多集中于燃燒室前半部分,在一次火箭穩(wěn)焰能力較強(qiáng)的區(qū)域,燃燒反應(yīng)進(jìn)行的更為充分,并不影響燃燒室整體壓強(qiáng)。因此,在此種燃燒室構(gòu)型下,可考慮燃料噴注應(yīng)該盡量集中于燃燒室前端,或在隔離段進(jìn)行多點(diǎn)噴注,加強(qiáng)燃料與一次火箭引導(dǎo)火焰的接觸區(qū)域與接觸時(shí)間,提高燃料與空氣的摻混。有利于燃料在混合燃燒模式的燃燒室中進(jìn)行合理的燃燒組織。

圖2 基準(zhǔn)噴注位置與隔離段噴注燃燒室壓強(qiáng)對(duì)比Fig.2 Combustion pressure comparison between basic injection and isolator injection

Z=40切面上溫度分布見(jiàn)圖3。從圖3可發(fā)現(xiàn),當(dāng)噴注位置置于隔離段時(shí),燃燒室內(nèi)放熱位置明顯提前,且燃燒室溫度有大幅提升。這也證明了燃料在第一段燃燒室得到了充分燃燒,釋放出大量的熱量。進(jìn)一步加快了燃料霧化蒸發(fā)及摻混能力,減少煤油燃料的點(diǎn)火延遲,并提高了火焰?zhèn)鞑ツ芰坝绊懛秶?從而形成良性循環(huán),進(jìn)一步提高燃燒室的性能。

圖3 Z=40切面上溫度分布Fig.3 Temperature contour of the Z=40 section

從圖4的CO2分布可看出,噴注位置前移對(duì)于燃燒室內(nèi)燃燒效率的影響。CO2含量體現(xiàn)出噴注位置前移,使得煤油能夠更加完全地燃燒。同樣,煤油燃燒越完全,所釋放的能量也越大,越能維持燃燒的持續(xù)進(jìn)行,并提高火焰?zhèn)鞑ツ芰腿紵阅堋?/p>

圖4 流道CO2分布對(duì)比Fig.4 CO2 distribution com parison of runner

從以上分析可得出,煤油噴注位置前移將是改善燃燒室性能的一個(gè)很好方法。為了進(jìn)一步探討和驗(yàn)證這個(gè)規(guī)律,進(jìn)行了多次實(shí)驗(yàn)研究。

3.2 噴注位置變化實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果分析

為了研究在一定條件下不改變一次火箭流量,改變?nèi)紵抑袊娮⑽恢脤?duì)整個(gè)燃燒室中燃燒反應(yīng)的影響作用,在實(shí)驗(yàn)中對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)中的噴注位置1～3進(jìn)行變化,比較的2次實(shí)驗(yàn)一次火箭流量變化控制在132～135 g/s之間,二次燃料噴注控制在120～124 g/s之間。圖5標(biāo)明了實(shí)驗(yàn)的噴注位置。

圖5 噴注位置分布簡(jiǎn)圖Fig.5 Diagram of in jection position

噴注位置變化時(shí)燃燒室壓強(qiáng)變化曲線(xiàn)見(jiàn)圖6。從圖6可看出,當(dāng)二次燃料噴注位置由2、3變?yōu)?、2時(shí),燃燒室前段壓強(qiáng)有了明顯提升。整個(gè)燃料噴注置前移,導(dǎo)致了整個(gè)燃燒室的放熱位置整體前移,在一次火箭出口燃?xì)庥鹆饔绊憛^(qū)域燃燒的更為充分,反應(yīng)也更加劇烈,因而能使這一區(qū)域的壓強(qiáng)明顯大于2、3位置噴注狀態(tài),但到了燃燒室后半段,壓強(qiáng)則與2、3位置噴注沒(méi)有明顯差別。因而在進(jìn)氣道起動(dòng)的狀態(tài)下噴注位置適當(dāng)?shù)靥崆?對(duì)燃燒流場(chǎng)的反應(yīng)是有好處的,但還應(yīng)在燃燒室后部合理分配燃料噴注的位置,這樣才能更加有利提高整個(gè)燃燒室的燃燒效率,提高燃燒室的壓強(qiáng)。從這個(gè)實(shí)驗(yàn)中也可發(fā)現(xiàn),噴注位置變化對(duì)于燃燒流場(chǎng)的燃燒組織及燃燒反應(yīng)完全程度有很大影響。

圖6 噴注位置變化時(shí)燃燒室壓強(qiáng)變化曲線(xiàn)Fig.6 Combustion pressure versus injection position

實(shí)驗(yàn)中一次火箭流量控制在132～133 g/s之間,二次噴注燃料流量控制在117～118 g/s之間,發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部工況條件基本相同。圖7是實(shí)驗(yàn)中噴注位置示意圖。噴注位置變化對(duì)燃燒壓強(qiáng)的影響見(jiàn)圖8。從圖8可發(fā)現(xiàn),發(fā)動(dòng)機(jī)二次燃料噴注位置較為集中于燃燒室前部位置時(shí),燃燒室前端壓強(qiáng)有明顯提高,從噴注1、2位置及噴注1、2、4位置可發(fā)現(xiàn),在相同當(dāng)量比條件下,當(dāng)燃燒室前部噴注位置噴注較多燃料時(shí),提高燃燒室的燃燒壓強(qiáng)更為明顯。

圖7 噴注位置變化示意圖Fig.7 D iagram of injection position variation

圖8 噴注位置變化對(duì)燃燒壓強(qiáng)的影響Fig.8 Influence of injection position variation on combustion pressure

從噴注1、2、4位置與噴注1、3、4位置的壓強(qiáng)曲線(xiàn)比較可發(fā)現(xiàn),在噴注點(diǎn)3位置進(jìn)行燃料噴注時(shí),有利于提高燃燒室后部的燃燒壓強(qiáng)。因此,為了提高整個(gè)燃燒室的燃燒壓強(qiáng),可采取在燃燒室的二次燃料噴嘴進(jìn)行不等質(zhì)量的燃料噴注方式,在有利于進(jìn)行燃燒反應(yīng)的一次火箭羽流影響較大的區(qū)域進(jìn)行多點(diǎn)噴注,且噴注燃料質(zhì)量較大,在燃燒室后部上凹腔位置噴注少量的二次燃料,這樣就可提高整個(gè)燃燒室流道的燃燒壓強(qiáng),從而提高整個(gè)燃燒室的燃燒性能。燃料噴注變化方式為先打開(kāi)噴孔1、2,進(jìn)而2、3噴孔,最后1～3噴孔全噴,詳見(jiàn)圖9。

燃燒室壓強(qiáng)曲線(xiàn)對(duì)比見(jiàn)圖10。從圖10可發(fā)現(xiàn),在保證了進(jìn)氣道性能不惡化的條件下,噴注位置前移及噴注當(dāng)量比提高,都有利于燃燒室燃燒壓強(qiáng)的整體提升。因此,在進(jìn)氣道起動(dòng),并能保證其工作性能條件下,應(yīng)把噴注位置放在燃燒室的前端。在燃燒壓強(qiáng)曲線(xiàn)上可發(fā)現(xiàn),到燃燒室后半段壓強(qiáng)下降較為迅速,這時(shí)由于在直擴(kuò)通道中的氣體在進(jìn)行不斷加速,把化學(xué)能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能,且由于燃燒室被壓較高,在發(fā)動(dòng)機(jī)出口有壓強(qiáng)的突越上升,激波已壓入尾噴管,這也證明了氣流在流道中已經(jīng)變?yōu)槌羲?。從一方面證明了流道中的燃燒放熱及直擴(kuò)通道的面積擴(kuò)張大小達(dá)到了形成熱力喉道的條件,使得在流道中存在熱力喉道。

圖9 噴注位置示意圖Fig.9 Diagram of in jection position

圖10 燃燒室壓強(qiáng)曲線(xiàn)對(duì)比Fig.10 Comparison curves of combustion pressure

噴注方式不同的壓強(qiáng)比較曲線(xiàn)見(jiàn)圖11。從圖11可看出,一次火箭流量增大與發(fā)動(dòng)機(jī)前端燃料噴注流量增大相比,燃料噴注位置前移對(duì)整個(gè)流場(chǎng)燃燒效果的影響更大,從而可發(fā)現(xiàn)當(dāng)處于混合燃燒模式時(shí),在進(jìn)氣道起動(dòng)范圍內(nèi),燃料噴注位置越往前,能得到越好的燃燒效果。因此,對(duì)于現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型,采用2個(gè)凹腔同時(shí)噴注方式,可能并不是最優(yōu)的噴注方式,應(yīng)盡可能的把噴注位置前移,來(lái)提高整個(gè)流場(chǎng)的燃燒效率。從而可通過(guò)對(duì)一次火箭流量變化及噴注位置的變化進(jìn)行適當(dāng)組合,以達(dá)到最優(yōu)的燃燒組織方式,這樣既可節(jié)省耗油量,延長(zhǎng)飛行時(shí)間,又能提高發(fā)動(dòng)機(jī)的效率,能使發(fā)動(dòng)機(jī)在一定負(fù)載下具有更好的性能。

3.3 噴注位置變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖推力變化影響分析

實(shí)驗(yàn)預(yù)設(shè)工況見(jiàn)表2。其中,Ma4為燃燒室入口馬赫數(shù)。各工況下實(shí)驗(yàn)條件見(jiàn)表3。

圖11 噴注方式不同的壓強(qiáng)比較曲線(xiàn)Fig.11 Pressure comparison curvs of different injection

表2 實(shí)驗(yàn)預(yù)設(shè)工況Table 2 Experimental preset condition

表3 各工況下實(shí)驗(yàn)條件Table 3 Experimental condition

工況1中進(jìn)行了燃料噴注位置變化,分析如圖12中的2、3位置變化為1、2位置進(jìn)行噴注,進(jìn)而分析噴注位置變化對(duì)燃燒的影響狀況。

噴注位置變化流道壓強(qiáng)曲線(xiàn)分布見(jiàn)圖13。從圖13可發(fā)現(xiàn),當(dāng)燃料噴注位置前移會(huì)促使燃燒室放熱位置前移,并在燃燒室前端就能形成更高的燃燒壓強(qiáng),而在后端由于燃燒反應(yīng)逐漸減少且氣流加速,使得燃燒室后半段的燃燒壓強(qiáng)低于2、3位置噴注狀態(tài)。但僅從壓強(qiáng)曲線(xiàn)并不能很好地反映噴注位置變化對(duì)燃燒室燃燒的影響作用大小,因而通過(guò)計(jì)算燃燒室燃燒的推力比沖,可更客觀地反映燃燒室中的燃燒狀況。

根據(jù)推力計(jì)算模型可進(jìn)行推力比沖分析[4],結(jié)果見(jiàn)表4。

圖12 發(fā)動(dòng)機(jī)噴注示意圖Fig.12 Diagram of injection position

圖13 噴注位置變化流道壓強(qiáng)曲線(xiàn)分布Fig.13 Runner pressure versus injection position

表4 不同噴注位置下的推力比沖變化Table 4 Thrust and specific impulse variation under different in jection position

從實(shí)驗(yàn)所得的比沖可發(fā)現(xiàn),隨著噴注位置前移,發(fā)動(dòng)機(jī)比沖有所提升,且發(fā)動(dòng)機(jī)出口速度也有所提高,這也證明了發(fā)動(dòng)機(jī)能獲得更好的性能。因此,把噴注位置前移,將對(duì)燃燒產(chǎn)生有利影響。

對(duì)實(shí)驗(yàn)條件基本一致的各種噴注方式進(jìn)行綜合比較,其中工況2噴注方式為2、3、5;工況3噴注方式為2、3;工況4噴注方式為1、2;工況5噴注方式為1、2、4。詳細(xì)噴注位置見(jiàn)圖14。

圖14 噴注位置示意圖Fig.14 Diagram of injection position

通過(guò)對(duì)4種不同噴注位置變化壓強(qiáng)的對(duì)比(見(jiàn)圖15)可發(fā)現(xiàn),當(dāng)燃料當(dāng)量比一致,流道中壓強(qiáng)隨噴注位置靠前,流道壓強(qiáng)將會(huì)有所提高。還可發(fā)現(xiàn),隨燃燒室前端噴注燃料加大,燃燒室壓強(qiáng)也要比在燃燒室后端噴注的壓強(qiáng)高,雖然壓強(qiáng)曲線(xiàn)變化不是很明顯,但還是能看出壓強(qiáng)曲線(xiàn)提高的趨勢(shì)。當(dāng)然,只看壓強(qiáng)曲線(xiàn)還不能具體反映燃燒狀態(tài)。因此,下面將對(duì)燃燒室的推力比沖進(jìn)行細(xì)致的比較分析,見(jiàn)圖15、表5。

從各種狀態(tài)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力比沖比較可發(fā)現(xiàn),Iin1,2。從中也可發(fā)現(xiàn),當(dāng)噴注位置前移時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)比沖有所提高。可見(jiàn),把噴注點(diǎn)放在發(fā)動(dòng)機(jī)前端,有利于加快燃料霧化蒸發(fā),并減少點(diǎn)火延遲時(shí)間,加快燃料與來(lái)流氣體的摻混,從而更好地進(jìn)行燃燒反應(yīng)。

圖15 4種不同噴注位置下壓強(qiáng)對(duì)比Fig.15 Pressure comparison under four injection positions

表5 不同噴注位置下的推力比沖變化Tab le 5 Thrust and specific impulse variation under different injection position

4 結(jié)論

(1)數(shù)值計(jì)算及實(shí)驗(yàn)都證明,噴注位置適當(dāng)靠前或提高前端燃料噴注量,能提高燃燒室壓強(qiáng),這也說(shuō)明了燃料靠前噴注為燃料的預(yù)熱摻混提供了更佳條件,也使得燃料停留時(shí)間延長(zhǎng),進(jìn)而彌補(bǔ)了液體燃料點(diǎn)火延遲的影響,提高燃料的燃燒性能。

(2)在混合燃燒模式中,噴注位置前移能提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力比沖,也進(jìn)一步說(shuō)明在混合燃燒模式下應(yīng)采用燃料提前噴注,過(guò)于追求前段大流量燃料噴注,則會(huì)影響進(jìn)氣道性能。因此,采用第一級(jí)燃燒室的多級(jí)噴注策略,這樣既能保證得到較好的性能,又能滿(mǎn)足進(jìn)氣道性能要求,做到真正的瞻前顧后。

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