湯祥, 何國強, 秦飛

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室, 陜西 西安 710072)

火箭基組合循環(huán)推進系統(tǒng)(RBCC)結(jié)合了火箭與沖壓發(fā)動機兩者的高推重比、高比沖的優(yōu)點,具有大空域范圍飛行、多模態(tài)一體化的特點。RBCC超燃模態(tài)的穩(wěn)定工作可實現(xiàn)大氣層內(nèi)馬赫數(shù)5以上的巡航飛行及天地往返運輸任務(wù),在軍事上具有一定的戰(zhàn)略意義[1]。

國內(nèi)外對RBCC超燃模態(tài)的研究已有多年,但燃燒室采用軸對稱結(jié)構(gòu)的很少提及。而在高超聲速領(lǐng)域,軸對稱構(gòu)型燃燒室由于其自身優(yōu)勢得到較廣泛的應(yīng)用[2-4]。俄羅斯Kholod計劃中飛行試驗構(gòu)型為氫燃料軸對稱雙模態(tài)沖壓燃燒室,采用火花塞點火,凹腔和后向臺階作為火焰穩(wěn)定器[5-6]。ATK公司在USAF的Robust Scramjet計劃資助下開展了軸對稱結(jié)構(gòu)超燃沖壓燃燒室研究,通過在圓形燃燒室中均布燃料支板提高了燃料的穿透度,實現(xiàn)了液態(tài)碳氫燃料的穩(wěn)定燃燒[7]。AFRL對含環(huán)形凹腔的軸對稱超燃沖壓燃燒室流道進行了研究,試驗分析了后向臺階對燃燒性能的影響,并研究了加熱乙烯噴射位置的變化帶來的影響[8]。

本文研究用燃燒室構(gòu)型為軸對稱結(jié)構(gòu),采用中心支板火箭作為點火和火焰穩(wěn)定源,結(jié)合燃料支板噴射液態(tài)碳氫燃料,以此研究不同燃燒室構(gòu)型下燃料噴射方案的變化對超燃模態(tài)燃燒性能的影響。

1 燃燒室構(gòu)型

試驗用燃燒室構(gòu)型如圖1所示,由設(shè)備噴管、隔離段、支板火箭、燃燒室和擴張段組成。燃燒室由兩段組成,第一段為等直結(jié)構(gòu),第二段擴張半角為1.6°。在第一段燃燒室出口與第二段燃燒室入口處有一個環(huán)向的后向臺階,徑向深5 mm。在距第一段燃燒室入口60 mm處沿周向均布4個后掠型燃料支板,在距第二段燃燒室入口70 mm處沿周向均布4個壁面噴射塊,燃料支板與壁面噴射塊交錯45°。

圖1 試驗裝置示意圖

數(shù)值模擬共對3種燃燒室構(gòu)型進行研究,其中構(gòu)型1與圖1所示試驗用燃燒室構(gòu)型相同。構(gòu)型2在構(gòu)型1的基礎(chǔ)上去除環(huán)向后向臺階,第二段燃燒室的擴張半角增大至2.1°。在距第二段燃燒室入口115 mm的位置周向均布4個凹腔,凹腔長深比為5。構(gòu)型3在構(gòu)型2的基礎(chǔ)上將燃料支板的高度由25 mm增加至40 mm,其它均保持不變。

2 計算模型

采用雷諾時均N-S方程作為多組分化學(xué)反應(yīng)流動控制方程組,使用有限體積法進行求解。湍流模型為k-ω Menter SST模型,這對自由剪切層及分離流動湍流具有較高的計算精度。采用C12H24作為煤油代用分子式,煤油燃燒模型采用三步簡化動力學(xué)模型[9]。為節(jié)省計算量,取燃燒室1/4區(qū)域進行對稱計算,并對支板火箭出口、燃料支板、壁面區(qū)域進行局部加密,計算網(wǎng)格總數(shù)為85萬。圖2給出了超燃模態(tài)下試驗所得壁面壓強分布與數(shù)值模擬所得壓強分布的對比,從圖中可看出計算所得壓強分布趨勢與試驗結(jié)果較為一致,計算模型能較準確地模擬燃燒室內(nèi)的燃燒與流動過程。

圖2 試驗與數(shù)值模擬壓強對比圖

3 結(jié)果分析

本文共對3種燃燒室構(gòu)型下的9種燃料噴射方案進行了數(shù)值模擬研究,如表1所示,燃料當(dāng)量比均為1。表1同時給出了各種工況下的燃燒室內(nèi)推力大小,內(nèi)推力由3部分組成:隔離段入口處至燃燒室出口處內(nèi)壁面壓強積分、內(nèi)壁面摩擦力積分、支板火箭推力。數(shù)值計算時隔離段入口來流參數(shù)為總壓1.8 MPa,總溫1 556 K,馬赫數(shù)2.3,燃燒室出口背壓為101 325 Pa。

表1 計算工況

3.1 構(gòu)型1下燃料噴射方案對燃燒性能的影響

圖3為工況1～工況4的流道壓強分布曲線,其中P1表示隔離段入口壓強,D表示燃燒室入口直徑。從圖3可看出隨著燃料支板噴射量的增加,燃燒室壓強逐漸上升,在第一段燃燒室和第二段燃燒室前半段之間壓強增長較為明顯。相比壁面噴射,支板噴射量的增加進一步促進了燃料與空氣的摻混,且燃料靠前噴射增加了其駐留時間,燃燒反應(yīng)強度增大,釋熱量增加,壓強得到提升。當(dāng)燃料噴射比例由3∶1變至4∶1時,流道壓強已無明顯變化。從表1可以看出隨著燃料支板噴射量的增加,內(nèi)推力不斷增大,至工況4時內(nèi)推力相比工況3變化不大。由此可知在燃料支板結(jié)合壁面噴射情況下,隨著燃料支板噴射量的增加,燃燒性能不斷提升。

從圖4a)可看出,燃料從燃料支板噴入燃燒室后流道溫度沿軸向顯著上升,燃燒反應(yīng)較為劇烈,且火焰區(qū)域逐漸向兩側(cè)擴散,這說明燃料支板噴射液態(tài)燃料能起到較好的混合增強效果。在第二段燃燒室側(cè)壁面形成了燃燒剪切層,這是由于從燃料支板噴射的燃料流經(jīng)后向臺階后,與空氣在低速回流區(qū)內(nèi)進一步摻混,燃料駐留時間增加,燃料與空氣的摻混程度增強,從而兩者在近壁面處燃燒形成剪切層。在近壁面燃燒剪切層的作用下,剪切層內(nèi)的燃氣與外界氣體進行質(zhì)量、能量交換,使得燃燒反應(yīng)持續(xù)進行,剪切層沿著燃燒室軸向不斷向中心擴散,直至與中心流燃燒剪切層交織在一起。由此知在超燃模態(tài)下,流道中的氣流速度較快,在流道中設(shè)置火焰穩(wěn)定源,其產(chǎn)生的低速回流區(qū)將促進燃料與空氣的摻混,增加燃料的駐留時間,從而提升燃燒室的燃燒性能。

從圖4b)可看出煤油蒸汽的燃燒位置,它主要位于3個位置:中心流兩側(cè)形成的煤油燃燒區(qū)、后向臺階形成的壁面燃燒區(qū)及相對燃料支板錯開45°的壁面燃燒區(qū)。燃料從壁面噴入后,雖然在上游來流氣體的高溫加熱作用下迅速霧化蒸發(fā),并離噴射位置不遠處煤油蒸汽開始反應(yīng),但相比中心流兩側(cè)和后向臺階中的燃燒,燃料的第一步化學(xué)反應(yīng)程度較弱,且至燃燒室出口附近化學(xué)反應(yīng)仍在進行,煤油蒸汽仍有剩余,此區(qū)域的氧氣已被消耗完,燃料燃燒不完全,燃燒性能具有一定程度的下降。

圖3 工況1～工況4流道壓強對比 圖4 工況4燃燒室各截面參數(shù)分布圖

本文通過試驗也研究了燃料支板與壁面噴射比例變化對燃燒性能的影響,試驗來流狀態(tài)為總壓1.8 MPa,總溫為1 300 K。試驗壓強曲線如圖5所示,其中試驗工況1和試驗工況2的噴射比例分別為1.4∶1和6∶1。從圖中可看出當(dāng)燃料支板噴射量較多時,流道壓強整體要高于支板噴射量少的。燃料支板噴射的燃料增多時,一方面燃料前移噴射可以增加其在燃燒室內(nèi)的停留時間,另一方面較多的燃料在支板火箭高溫射流的加熱作用下迅速霧化蒸發(fā),這都有利于燃料與空氣的摻混,燃料與空氣在第一段燃燒室內(nèi)迅速燃燒釋熱,燃燒室壓強相比試驗工況1具有較明顯的上升,這與數(shù)值模擬獲得的結(jié)果較為一致。

圖5 試驗工況1與試驗工況2壓強分布曲線

在工況5下,當(dāng)部分燃料從中心支板噴射后,流道壓強在支板火箭出口處開始迅速上升,在第一段燃燒室中達到壓強峰,比值為2.64,如圖6所示。

圖6 工況1與工況5流道參數(shù)對比

從中心支板噴射的燃料沿著中心支板壁面邊向下游擴散邊與來流空氣進行摻混,由圖7a)可見當(dāng)燃料流經(jīng)火箭出口時,其在火箭高溫射流的加熱作用下與空氣迅速反應(yīng),第一步化學(xué)反應(yīng)程度要優(yōu)于工況1,燃燒釋熱量增加,流道平均馬赫數(shù)迅速下降,這進一步促進燃料與來流空氣的摻混,增強燃燒,流道壓強相比工況1上升顯著,燃料從中心支板噴射對燃燒反應(yīng)具有較明顯的促進作用,其內(nèi)推力大小相比工況1提升1.28倍。從馬赫數(shù)曲線看出在工況5下,流道中存在平均馬赫數(shù)小于1的區(qū)域,結(jié)合圖7b)可知,燃燒室中并未出現(xiàn)整個截面馬赫數(shù)都小于1的區(qū)域,中心流兩側(cè)與燃料支板尾跡區(qū)域由于燃燒形成亞聲速區(qū)域,其它區(qū)域仍保持低超聲速狀態(tài),整個燃燒室處于亞聲速與超聲速共存的混合流動狀態(tài)。

圖7 工況5燃燒室各截面參數(shù)分布圖

3.2 不同燃燒室構(gòu)型下燃燒性能研究

圖8給出了構(gòu)型1與構(gòu)型2在燃料支板結(jié)合壁面噴射下(工況3與工況6)的流道參數(shù)分布。在燃料支板與凹腔的相互作用下,工況6的燃燒室壓強相比工況3上升比較明顯,且在第一段燃燒室后半段與第二段燃燒室前段之間形成了較高的壓力平臺區(qū),壓強變化較為平穩(wěn)。由圖9可看出在流道中設(shè)置凹腔后,從支板火箭出口處開始CO2的生成量多于工況3,燃料與空氣的反應(yīng)程度要強于工況3的燃燒,且燃燒區(qū)域不斷向兩側(cè)擴散,燃燒效率要優(yōu)于工況3。在燃料向兩側(cè)擴散的同時,中心流附近的

燃料與空氣摻混程度增強,燃料較充分燃燒,在流道中心形成一片含量較高的CO2區(qū)域。從燃料支板噴射的煤油在流經(jīng)凹腔時會在凹腔形成的剪切層內(nèi)燃燒,燃燒程度要強于后向臺階形成的燃燒,且其形成的穩(wěn)焰區(qū)域要大于后者,凹腔起到了良好的火焰穩(wěn)定作用。由表1可知工況6的內(nèi)推力大小是工況3的1.1倍,發(fā)動機推力性能得到一定提升,同時對凹腔進行壁面壓力積分可知凹腔產(chǎn)生的力為推力,大小為20 N。由此知凹腔的加入在一定程度上能促進燃料的燃燒,提升燃燒室的推力性能,其對燃料的燃燒組織效果要優(yōu)于后向臺階的作用。

圖10給出了構(gòu)型2與構(gòu)型3在燃料支板結(jié)合隔離段噴射下的流道壓強分布。從圖10可知在工況8下,流道壓強整體上要高于工況7。從圖11可看出兩工況的流道溫度分布趨勢較為相近,但在工況8下,由于燃料支板高度增加,從燃料支板噴射的燃料在燃燒室中的穿透度增加,與來流的摻混能力提升,燃料的燃燒自支板火箭出口優(yōu)于工況7,其燃燒區(qū)域的溫度高,燃燒放熱量多于工況7。工況8的燃料支板尺寸較大,其尾部形成的較大回流區(qū)有利于燃料與空氣的摻混燃燒,在燃料支板尾部區(qū)域燃燒程度也優(yōu)于工況7,故相比高度為25 mm的燃料支板,高為40 mm的燃料支板的火焰穩(wěn)定能力相對較優(yōu),在隔離段出口至第一段燃燒室出口之間,燃燒放熱更多,壓強上升幅度相對較大,其燃燒性能要優(yōu)于高為25 mm的燃料支板的燃燒性能。

圖8 工況3與工況6流道參數(shù)對比 圖9 工況3與工況6燃燒室 圖10 工況7～工況9流道壓強對比各截面CO2分布圖

在工況9下,隨著隔離段燃料噴射量的增加,由壓強分布圖可以看出,整個壓強上升幅度更大,隔離段內(nèi)的壓強相比工況8受燃燒室反壓的影響更顯著。隔離段出口處出現(xiàn)較明顯的附面層分離現(xiàn)象,斜激波鏈進一步向上游傳播,其位置穩(wěn)定于隔離段中段,隔離段中的馬赫數(shù)沿流道方向不斷下降,至隔離段出口處來流馬赫數(shù)降至1.5左右,如圖12所示。從溫度分布圖可知在隔離段出口處工況9的燃燒反應(yīng)區(qū)域要大于工況8的,且越往下游煤油化學(xué)反應(yīng)程度越劇烈,燃燒區(qū)域不斷擴大,至燃料支板尾部處與豎直方向的燃燒區(qū)、燃料支板尾部的燃燒區(qū)交織在一起組成了一個更大的燃燒區(qū),燃料在此區(qū)間劇烈燃燒放熱,壓強相比工況8顯著上升,內(nèi)推力提升9%。在工況9下燃料支板的阻力為146 N,相比高為25 mm的燃料支板,阻力增加了39 N,但由于其燃燒組織效果增強,燃燒性能得到提升,燃燒室產(chǎn)生的推力可完全抵消支板高度增加帶來的阻力損失。

圖11 工況7～工況9燃燒室各截面溫度分布圖

圖12 工況9燃燒室各截面馬赫數(shù)分布圖

4 結(jié) 論

本文通過數(shù)值模擬與試驗的方法,對軸對稱結(jié)構(gòu)RBCC燃燒室不同構(gòu)型下的燃料噴射方案進行了研究,對比了各種構(gòu)型在超燃模態(tài)下的燃燒組織效果,結(jié)果表明:

1) 在燃料支板結(jié)合壁面噴射方式下,燃燒室的性能隨著燃料支板噴射量的增加而逐漸提升,但在這種噴射方案下,燃燒室出口有少量燃料剩余,故需將燃料噴射位置前移;

2) 燃料支板結(jié)合中心支板噴射方式下的燃燒室性能要優(yōu)于燃料支板結(jié)合壁面噴射下的性能,內(nèi)推力大小具有1.28倍的提升;

3) 凹腔的加入可增強燃料在支板火箭出口與凹腔之間的燃燒組織效果,燃燒效率提高,推力性能要優(yōu)于燃料支板結(jié)合后向臺階的性能;

4) 燃料支板高度的增加能提升燃燒室的燃燒性能,且隨著隔離段燃料噴射量的增加,燃燒效率與推力性能的提升較為顯著,燃燒室產(chǎn)生的推力可完全抵消支板高度的增加帶來的阻力損失。

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