李 江，劉詩昌，王 偉，劉 洋，劉 凱

(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，西安 710072)

TSPR渦輪增壓器出口方式對摻混燃燒的影響

李 江，劉詩昌，王 偉，劉 洋，劉 凱

(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，西安 710072)

針對渦輪增壓器出口氣流進(jìn)入渦輪增壓固沖發(fā)動機(jī)(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)補燃室后,因同軸流動而造成摻混燃燒效率不高的問題，通過對比研究ATR(Air Turbocharged Ramjet)及固沖發(fā)動機(jī)摻混燃燒增強(qiáng)手段，形成了一種可有效增強(qiáng)TSPR補燃室摻混燃燒效果的方案。繼而通過數(shù)值模擬的手段對該方案的有效性和內(nèi)在機(jī)理進(jìn)行了討論。最后通過TSPR工作模式的數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)在不同富燃燃?xì)庥鄽庀禂?shù)狀態(tài)下補燃室效率均能保持90%以上，驗證了該方案的有效性和適用性。根據(jù)這些研究，該文認(rèn)為保留驅(qū)渦燃?xì)飧咚傩髋浜显鰤嚎諝獠捎靡欢ㄉ淞鹘嵌冗M(jìn)入燃燒室的出口流動方式能夠使TSPR補燃室有效工作，燃燒效率相對原有ATR模式能夠提高1倍以上；其中渦輪的旋轉(zhuǎn)速度高于40 000 rpm時，經(jīng)過渦輪膨脹做功的驅(qū)渦燃?xì)馐拱l(fā)動機(jī)比沖和補燃室溫度分布情況都比較理想；增壓空氣采用40°～50°的射流角進(jìn)行斜向射流對發(fā)動機(jī)比沖性能提高和補燃室內(nèi)溫度分布改善是比較有利的。

渦輪增壓固沖發(fā)動機(jī)；渦輪增壓；補燃室；摻混燃燒

0 引言

渦輪增壓固沖發(fā)動機(jī)(TSPR)是一種結(jié)合了固沖和渦噴特點的組合發(fā)動機(jī)，具有工作范圍寬、比沖比推力性能高等特點。其工作過程為：驅(qū)渦燃?xì)獍l(fā)生器開始工作產(chǎn)生高壓清潔燃?xì)怛?qū)動渦輪，帶動壓氣機(jī)將來流空氣增壓；增壓空氣和膨脹落壓后的驅(qū)渦燃?xì)膺M(jìn)入補燃室中，結(jié)合富燃燃?xì)膺M(jìn)行摻混燃燒；最終燃燒產(chǎn)物通過尾噴管膨脹做功產(chǎn)生推力。研究中，將空氣、驅(qū)渦燃?xì)饧案蝗既細(xì)鈸交烊紵墓ぷ髂Ｊ椒Q為TSPR工作模式；相應(yīng)的將只有驅(qū)渦燃?xì)夂涂諝鈸交烊紵墓ぷ髂Ｊ椒Q為ATR工作模式。

補燃室的摻混燃燒對TSPR性能的發(fā)揮至關(guān)重要，而前期進(jìn)行的摻混燃燒實驗發(fā)現(xiàn)，當(dāng)增壓器中空氣與驅(qū)渦燃?xì)獠唤?jīng)其他組織方式流入補燃室進(jìn)行燃燒時，補燃室摻混燃燒效率僅為40.8%[1]。由于驅(qū)渦燃?xì)夂涂諝饬髁肯啾雀蝗既細(xì)饬髁看蟮枚?，因此二者摻混效果將極大影響補燃室中的燃燒。故對此展開研究，旨在不造成較大總壓損失情況下提高摻混效果。

目前TSPR是一種新概念發(fā)動機(jī)，國內(nèi)外研究很不充分，只能借鑒與TSPR工作過程比較相似的固體ATR摻混燃燒方面的研究經(jīng)驗。國外固體ATR研究中比較有代表性的工作有Lilley J S等在20世紀(jì)90年代進(jìn)行的一系列ATR的實驗，其中嘗試了多種摻混器結(jié)構(gòu)來增強(qiáng)摻混燃燒效果[2]，這對國內(nèi)研究工作是一個啟發(fā)，但經(jīng)過前期摻混燃燒的實驗研究發(fā)現(xiàn),這些結(jié)構(gòu)相對簡單的燃燒組織方式很難起到穩(wěn)定火焰增強(qiáng)摻混燃燒效果的作用[1,3]；而采用更復(fù)雜的結(jié)構(gòu)，如波瓣型摻混器[4]或帶有一定錐度的導(dǎo)向器或?qū)蛉~片[5]等方式，確實可增強(qiáng)空氣與驅(qū)渦燃?xì)庵g的摻混效果，但受限于富燃燃?xì)鈾M向進(jìn)氣的流動方式，這些手段無法使用。而國內(nèi)在這方面的研究主要集中在一些重要影響參數(shù)對總體性能的影響，如楊颯討論了不同飛行狀態(tài)下的余氣系數(shù)對TSPR總體性能的影響[6]，劉詩昌通過實驗研究了不同余氣系數(shù)狀態(tài)下驅(qū)渦燃?xì)庠谘a燃室中二次燃燒的特性[1]。這些工作雖然都從不同側(cè)面促進(jìn)了我們的研究，但都無法從根本上直接解決增壓器出口氣流同軸流動狀態(tài)下燃燒組織問題。因此需要開展這項工作，來推動TSPR燃燒組織方法的研究。

1 數(shù)值方法

本文采用CFX和FLUENT軟件對TSPR內(nèi)部流動過程開展三維數(shù)值模擬研究。CFX和FLUENT都是基于有限體積法求解N-S方程的商用計算流體力學(xué)軟件。CFX在計算旋轉(zhuǎn)機(jī)械方面功能較為強(qiáng)大，結(jié)果可信；而FLUENT在燃燒、流動及熱傳遞方面的應(yīng)用較為普遍，計算結(jié)果經(jīng)過很多實驗驗證。同時，二者同屬于ANSYS軟件，數(shù)據(jù)傳輸便捷，因此采用其作為數(shù)值模擬工具。流程如圖1所示。在ANSYS平臺中利用CFX對壓氣機(jī)和渦輪開展數(shù)值計算，確定補燃室入口截面的增壓空氣和驅(qū)渦燃?xì)鈪?shù)，然后將增壓器出口結(jié)果傳遞給FLUNENT，再采用FLUENT對補燃室內(nèi)三維兩相湍流燃燒開展數(shù)值模擬。下面就數(shù)值計算方法進(jìn)行簡要介紹，包括基本假設(shè)、計算模型、網(wǎng)格、邊界及參數(shù)設(shè)定。

1.1 基本假設(shè)

為簡化計算，對TSPR內(nèi)部流動過程做如下假設(shè)：

(1)TSPR內(nèi)流場為定常流動；

(2)發(fā)動機(jī)內(nèi)部流動過程是絕熱的；

(3)不考慮重力等徹體力的影響；

(4)燃燒模擬中各組分的擴(kuò)散系數(shù)相同；

(5)多組分氣相混合物遵守理想氣體狀態(tài)方程，忽略硼或碳等固相粒子的體積分?jǐn)?shù)和壓強(qiáng)貢獻(xiàn)。

1.2 計算模型

由于TSPR補燃室中涉及到增壓空氣、驅(qū)渦燃?xì)?含固相碳粒子)、含硼富燃燃?xì)獾膿交烊紵虼诵枰x擇合適的兩相流、湍流和燃燒模型。

兩相流模型：氣相本文使用有限體積法對氣相控制方程組進(jìn)行離散，流場計算采用壓強(qiáng)耦合方程組的半隱式(Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations,SIMPLE)方法；離散項本文采用Lagrangian公式，計算離散相的運動軌跡，并考慮連續(xù)項中湍流漩渦作用對離散項的影響、離散相與連續(xù)相的耦合等[7-8]。

湍流模型：本文采用k-ωMenter SST兩方程模型。k-ωMenter SST模型在近壁面用Wilcoxk-ω模型，邊界層邊緣和自由剪切層則采用k-ε模型，其間通過一個混合函數(shù)進(jìn)行過渡，因此它在自由剪切層、附著邊界層及適度分離流動都具有較強(qiáng)的湍流模擬能力[9]。燃燒模型：包括氣相燃燒模型、硼粒子著火和燃燒模型。

(1)氣相燃燒模型：TSPR工作過程中，燃?xì)馀c增壓空氣在補燃室內(nèi)發(fā)生反應(yīng)，二者因湍流流動形成的對流混合要比燃燒速度慢很多[9-10]。在這種情況下，補燃室燃燒過程是受混合限制的快速燃燒問題，因此氣相燃燒模型采用EDM模型進(jìn)行計算。EDM模型認(rèn)為燃?xì)夂脱趸瘎┻M(jìn)入反應(yīng)區(qū)后，各自分布在不同的湍流漩渦中。當(dāng)漩渦在粘性力作用下破碎為分子級尺度后，各組分在分子級層面逐步混合并開始反應(yīng)[11]。

(2)硼粒子著火、燃燒模型：對于富燃燃?xì)庵信鹆Ｗ尤紵龁栴}，由于King模型在計算硼粒子氧化層的產(chǎn)生和消耗過程時所得結(jié)果與實驗值最為接近[12-13]。本文采用該模型描述補燃室內(nèi)硼粒子的著火及燃燒過程，繼而通過FLUENT中的用戶自定義函數(shù)(User Defined Function,UDF)導(dǎo)入外部自寫程序計算硼粒子半徑、氧化層厚度和溫度等參數(shù)的變化。其中燃燒效率通過以下公式進(jìn)行計算：

1.3 網(wǎng)格、邊界及參數(shù)設(shè)定

在進(jìn)行發(fā)動機(jī)內(nèi)部流動過程數(shù)值模擬前，需要首先確定計算域并進(jìn)行網(wǎng)格劃分。在TSPR發(fā)動中，補燃室和渦輪的結(jié)構(gòu)比較簡單，采用分區(qū)拼接網(wǎng)格技術(shù)，通過結(jié)構(gòu)化或非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格都可得到滿足計算要求的計算域網(wǎng)格。相比而言，壓氣機(jī)為提高能量轉(zhuǎn)化效率，葉輪和葉片擴(kuò)壓器的結(jié)構(gòu)相對復(fù)雜，需要對這兩部分區(qū)域內(nèi)的網(wǎng)格進(jìn)行仔細(xì)處理。實際網(wǎng)格劃分過程中，葉輪部分考慮葉頂間隙0.4 mm，取葉輪1/9作為計算域，流道內(nèi)采用H-O型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格；葉片擴(kuò)壓器根據(jù)各自葉片數(shù)進(jìn)行周向平均劈分，流道內(nèi)使用L-H型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。另外，考慮到葉片和端部壁面的網(wǎng)格品質(zhì)對計算精度的影響較大，在二者近壁面均設(shè)置5層O型邊界層網(wǎng)格，并保證第一層網(wǎng)格質(zhì)量滿足y+≈5，最終獲得的壓氣機(jī)典型計算網(wǎng)格如圖2所示。

在數(shù)值模擬中，除確定計算域及其網(wǎng)格劃分方法外，邊界條件也是影響計算收斂過程和數(shù)值精度的關(guān)鍵因素之一。針對本文中的研究對象，計算中涉及的主要邊界類型如表1所示。

表1 TSPR數(shù)值模擬的主要邊界類型設(shè)定

邊界條件上總壓、靜壓、總溫、化學(xué)組元的類型和質(zhì)量分?jǐn)?shù)等參數(shù)的設(shè)定，主要依據(jù)TSPR的實際工作狀態(tài)確定，其中驅(qū)渦燃?xì)獾牧椒植既鐖D3所示，主要成分及其質(zhì)量分?jǐn)?shù)如表2所示。

成分COH2CH4HClNH3CH04/%38．622．390．0010．590．04成分CO2H2OCMgO—CH04/%13．948．209．033．97—

富燃推進(jìn)劑的一次燃燒產(chǎn)物成分比較復(fù)雜，理論上，該推進(jìn)劑的燃燒產(chǎn)物總共包含了52種氣相和5種固相組分，主要組分及其質(zhì)量分?jǐn)?shù)如表3所示，富燃燃?xì)夤滔嗔饺鐖D4所示。由圖4可看出，很多組分的含量非常小，在不影響補燃室主要工作特性的情況下，計算中只考慮質(zhì)量分?jǐn)?shù)大于0.01%的成分。

名稱相態(tài)質(zhì)量分?jǐn)?shù)B固相0．2449C固相0．2267B2O3固相0．1532CO氣相0．0750LiCl氣相0．0641H2氣相0．0432MgCl2氣相0．0430BOF氣相0．0387MgO固相0．0333BN固相0．0302BHF2氣相0．0171HCl氣相0．0068Li2Cl2氣相0．0062B2O2氣相0．0048MgClF氣相0．0022名稱相態(tài)質(zhì)量分?jǐn)?shù)B2O3氣相0．0020HBO2氣相0．0017CH4氣相0．0013BF3氣相0．0010Mg氣相0．0008LiF氣相0．0006HF氣相0．0006B3O3F3氣相0．0004BOCl氣相0．0004BF氣相0．0004MgCl氣相0．0003C2H2氣相0．0002MgF2氣相0．0002H2O氣相0．0001BH2氣相0．0001

邊界上的湍流參數(shù)，本文給定各邊界條件上的水力直徑和湍流強(qiáng)度，其中水力直徑DH定義為

式中A為截面面積，m2；Cw為截面的濕周長，m。

湍流強(qiáng)度IH與流道內(nèi)雷諾數(shù)Re有關(guān)，定義為

1.4 數(shù)值方法驗證

結(jié)合文獻(xiàn)[1,3]中的ATR模式和TSPR模式摻混燃燒實驗對以上數(shù)值方法進(jìn)行驗證，計算構(gòu)型為TSPR摻混燃燒實驗發(fā)動機(jī)，取整個發(fā)動機(jī)作為計算域，對燃?xì)馍淞魑恢?、近壁面以及其他流場參?shù)變化比較劇烈的區(qū)域進(jìn)行局部網(wǎng)格加密，網(wǎng)格總數(shù)約為52萬。計算的邊界條件與實驗條件一致，具體參數(shù)如表4所示，其中驅(qū)渦和補燃固體推進(jìn)劑分別為某型碳?xì)渫七M(jìn)劑和硼基富燃推進(jìn)劑，它們的一次燃?xì)饨M分及其質(zhì)量分?jǐn)?shù)與表2、表3中給出的相同。

表4 補燃室中摻混燃燒的模擬狀態(tài)

圖5(a)為發(fā)動機(jī)ATR模式下(工況CFD-1和CFD-2)通過數(shù)值模擬獲得的補燃室壁面壓強(qiáng)與實驗測量值的對比，其中EXP表示實驗值，GO和GS分別表示采用純氣相反應(yīng)、氣固兩相燃燒時的計算結(jié)果。由圖5(a)可看出，2種計算結(jié)果的差別很小，與實驗結(jié)果的吻合程度比較好。高溫來流工況(CFD-1)比低溫來流工況(CFD-2)2種計算結(jié)果的差異稍微明顯一些，這可能是由于來流總溫較高的情況下，固相碳粒子燃燒更加完全的緣故。

圖5(b)為TSPR模式(工況CFD-3)下補燃室壁面壓強(qiáng)分布的計算結(jié)果與實驗結(jié)果的對比。從圖5(b)可看出，2種計算模型得到壓強(qiáng)分布差異相對較大，氣固兩相反應(yīng)計算得到的壓強(qiáng)分布比實驗值高，而純氣相反應(yīng)計算比實驗值略低一些。分析認(rèn)為，由于硼粒子的能量比較高，當(dāng)來流空氣總溫較高時，其燃燒較為充分，放熱比較多；而氣固兩相反應(yīng)計算時是假定硼粒子全部進(jìn)入補燃室的，實際上硼粒子在燃?xì)獍l(fā)生器和輸運管路中的沉積比較嚴(yán)重，這可能是氣固兩相計算的壓強(qiáng)比實驗結(jié)果高的原因。

綜合以上分析，本文所采用數(shù)值計算方法能夠較好表征TSPR流道內(nèi)的流動和燃燒的基本特征，并可較準(zhǔn)確反映發(fā)動機(jī)的性能。

2 摻混增強(qiáng)方案分析

根據(jù)固體沖壓發(fā)動機(jī)燃燒效率的研究經(jīng)驗，提高補燃室燃燒效率的主要途徑是提高空氣和燃?xì)獾膿交於取⒃黾尤細(xì)獾臏魰r間。圖6為典型的固體沖壓發(fā)動機(jī)補燃室內(nèi)的流線圖，從圖6可看出，由于進(jìn)氣道與補燃室成一定角度，入口空氣動量也比較大，因此進(jìn)入的空氣帶動燃?xì)庖月菪隣钕蚝罅鲃樱@一方面增強(qiáng)了摻混，另一方面增加了燃?xì)獾臏魰r間，2種效應(yīng)均對提高燃燒效率有利。

與固體沖壓發(fā)動機(jī)不同，圖7所示的TSPR發(fā)動機(jī)中氣體流動方式如圖8所示：增壓空氣經(jīng)過擴(kuò)壓器后由環(huán)形通道進(jìn)入補燃室，與補燃室中心的驅(qū)渦燃?xì)馔S流動。這種同軸流動方式缺乏有效的動量交換，對于摻混很不利。因此，本文提出通過增加2股燃?xì)庠诃h(huán)向和徑向動量交換的方法來增強(qiáng)補燃室摻混。

增強(qiáng)環(huán)向動量交換，可讓2股燃?xì)猱a(chǎn)生相對旋轉(zhuǎn)。事實上，從渦輪葉輪出來的驅(qū)渦燃?xì)?，以及從壓氣機(jī)葉輪出來的增壓空氣都具有旋流特征，如果可合理利用這種旋流，就不需要再額外增加起旋裝置。由于航空發(fā)動機(jī)中通常不希望保留這種旋流，本文在摻混增強(qiáng)方案中也設(shè)計了導(dǎo)向裝置來消除旋流。如果保留旋流確實可起到增強(qiáng)增壓空氣與驅(qū)渦燃?xì)忾g摻混度、提高補燃室燃燒效率的作用，那么可去掉導(dǎo)向裝置。

增加徑向動量交換，可讓增壓空氣向內(nèi)斜向射流，或者讓驅(qū)渦燃?xì)庀蛲庑毕蛏淞?，如圖9所示。在TSPR發(fā)動機(jī)中，由于補燃室入口處增壓空氣的動量要比驅(qū)渦燃?xì)獾膭恿看蠛芏啵鰤嚎諝庀騼?nèi)斜向射流的氣流穿透深度更為理想，更有利于增壓空氣與驅(qū)渦燃?xì)獾幕旌先紵?，因此增壓空氣向?nèi)斜向射流的效果更好。

下面將采用數(shù)值模擬方法驗證上述燃燒組織方案的可行性，并嘗試通過旋流方案計算分析和增壓空氣斜向射流方案計算研究獲得較優(yōu)的增壓器出口方式。為了避免旋流和斜向射流之間相互影響，在研究旋流方案時空氣不產(chǎn)生斜向射流，在研究斜向射流時驅(qū)渦燃?xì)獗３譄o旋。在討論旋流方案和斜流方案時并不進(jìn)行燃燒效率的討論而只進(jìn)行溫度場分布和比沖性能的變化的對比討論，從而篩選出對性能提升最明顯的流動方式。最后綜合采用以上2種手段應(yīng)用于TSPR的補燃室工作，通過不同富燃燃?xì)饬髁壳闆r下的工作性能與前述試驗狀態(tài)的對比討論以上方法的有效性和適用性。

2.1 旋流方案計算分析

旋流對發(fā)動機(jī)性能會產(chǎn)生兩方面的影響：一方面旋流會增強(qiáng)燃?xì)馀c空氣的在補燃室內(nèi)的摻混燃燒；另一方面，旋流又會帶來一定的總壓損失。為了分析旋流對發(fā)動機(jī)性能的影響，文中設(shè)計了如表5所示4個工況。工況XL-1為驅(qū)渦燃?xì)夂驮鰤嚎諝鉄o旋狀態(tài)，XL-2是驅(qū)渦燃?xì)鈫为氄蛐D(zhuǎn)，XL-3是增壓空氣單獨正向旋轉(zhuǎn)，XL-4則是驅(qū)渦燃?xì)夂驮鰤嚎諝夥聪蛐D(zhuǎn)。計算中，當(dāng)驅(qū)渦燃?xì)饣蛟鰤嚎諝饩哂行魈卣鲿r，氣流旋轉(zhuǎn)方向按右手定則確定，旋轉(zhuǎn)速度設(shè)置為40 000 rpm，其余邊界條件保持不變。其中ΔI=(對應(yīng)狀態(tài)下比沖-基準(zhǔn)比沖)/基準(zhǔn)比沖。

表5 數(shù)值模擬中補燃室旋流狀態(tài)

表5給出了上述4種旋流方案對發(fā)動機(jī)比沖的影響，其中，比沖變化計算基準(zhǔn)為工況XL-1。從表5可看到，工況XL-2中驅(qū)渦燃?xì)鈫为毦哂姓蛐魈卣骱?，發(fā)動機(jī)比沖要優(yōu)于氣流無旋時的工況XL-1，這說明驅(qū)渦燃?xì)鈫为氄蛐D(zhuǎn)帶來的發(fā)動機(jī)燃燒性能改善要大于其帶來的總壓損失。相比之下，增壓空氣的流量要比驅(qū)渦燃?xì)獯蟮枚?，這會使其旋轉(zhuǎn)過程中帶來的總壓損失大幅增加，尤其對于外圈環(huán)形進(jìn)氣的增壓空氣，這個總壓損失變得更為嚴(yán)重。在此影響下，增壓空氣不管是單獨旋轉(zhuǎn)(工況XL-3)，還是與驅(qū)渦燃?xì)夥聪蛐D(zhuǎn)(工況XL-4)，發(fā)動機(jī)比沖都在工況XL-1基礎(chǔ)上出現(xiàn)了明顯的降低。

旋轉(zhuǎn)速度增加對發(fā)動機(jī)性能的影響是雙重的。在旋轉(zhuǎn)速度不是很大時，摻混燃燒增強(qiáng)作用占主導(dǎo)地位；隨著旋轉(zhuǎn)速度的增加，總壓損失影響逐漸增大；當(dāng)旋轉(zhuǎn)速度增加到一定程度后，反而不利于燃?xì)獾膿交烊紵^程。因此，旋轉(zhuǎn)速度并不是越大越好。下面通過數(shù)值模擬方法討論驅(qū)渦燃?xì)庑D(zhuǎn)速度對發(fā)動機(jī)比沖性能的影響，并優(yōu)選出合適的旋轉(zhuǎn)速度。TSPR發(fā)動機(jī)中，通過單獨或同時改變渦輪轉(zhuǎn)速、后機(jī)匣結(jié)構(gòu)和驅(qū)渦燃?xì)鈱?dǎo)流裝置都可影響驅(qū)渦燃?xì)獾男D(zhuǎn)速度。從計算的便捷性考慮，文中僅在渦輪工作范圍內(nèi)通過改變其轉(zhuǎn)速來改變驅(qū)渦燃?xì)獾男D(zhuǎn)速度,結(jié)果見圖10。

圖10(a)為驅(qū)渦燃?xì)獠煌D(zhuǎn)速度對發(fā)動機(jī)ATR模式比沖性能影響，可看出，當(dāng)驅(qū)渦燃?xì)庑D(zhuǎn)速度小于40 000 rpm時，發(fā)動機(jī)比沖性能提高較為明顯；而驅(qū)渦燃?xì)庑魉俣忍幱?0 000～80 000 rpm范圍內(nèi)時，發(fā)動機(jī)比沖性能基本不變。圖10(b)給出了驅(qū)渦燃?xì)獠煌D(zhuǎn)速度對TSPR模式典型工況下發(fā)動機(jī)比沖性能影響，可得到與圖10(a)結(jié)果相同的結(jié)論。

當(dāng)工作在ATR模式中，4種典型驅(qū)渦燃?xì)庑D(zhuǎn)速度條件下的補燃室溫度分布對比如圖11所示。由圖11可看出，當(dāng)驅(qū)渦燃?xì)獾男D(zhuǎn)速度為0時，由于渦輪偏心出口結(jié)構(gòu)的影響，補燃室內(nèi)的燃燒不對稱現(xiàn)象非常明顯；當(dāng)旋轉(zhuǎn)速度增大到10 000 rpm時，驅(qū)渦燃?xì)馀c增壓空氣間的摻混度增加，補燃室下側(cè)區(qū)域內(nèi)的高溫燃燒區(qū)范圍有所擴(kuò)大；當(dāng)旋轉(zhuǎn)速度達(dá)40 000 rpm時，2股氣流之間通過相互作用在補燃室中心區(qū)域形成了較大的高溫燃燒區(qū)；當(dāng)驅(qū)渦燃?xì)庑D(zhuǎn)速度達(dá)80 000 rpm時，其溫度分布與40 000 rpm的情況基本類似。對TSPR模式，旋轉(zhuǎn)速度對流場的影響與ATR模式基本一致，此處不再贅述。

2.2 增壓空氣斜向射流方案計算研究

增壓空氣在補燃室內(nèi)斜向射流角度不同時將具有不同的射流深度，從而影響發(fā)動機(jī)的性能。下面將通過數(shù)值模擬方式分析增壓空氣斜向射流方案對發(fā)動機(jī)比沖性能的影響，并嘗試遴選出性能較優(yōu)的斜向射流方案。

TSPR發(fā)動機(jī)中增壓空氣的斜向射流是通過收斂通道來實現(xiàn)的，在頭部進(jìn)氣方式和補燃室直徑確定的情況下，斜向射流方案可以變化的只有射流角度θ，如圖12所示。從流動的角度去看，斜向射流過小無法對摻混燃燒施加有效的影響；射流角度過大又會造成總壓損失過大。因此，文中只在10°～50°范圍內(nèi)間隔5°設(shè)計了9種計算工況。利用數(shù)值模擬方法對上述工況開展計算分析，圖13為不同空氣射流角度條件下發(fā)動機(jī)比沖性能的對比。

由圖13可看出，在使用較大射流角度(30°～50°)進(jìn)行增壓空氣斜向射流情況下，發(fā)動機(jī)比沖獲得了比較大的提升。這是因為：(1)隨增壓空氣射流角度的增加，氣流徑向速度增加使其穿透深度增加，增強(qiáng)了2股氣流間的動量交換；(2)增壓空氣的射流角度較大時，氣流射流位置更靠近旋流驅(qū)渦燃?xì)?，可提高?qū)渦燃?xì)夂驮鰤嚎諝忾g摻混度。圖14為增壓空氣典型射流角度(10°、30°、40°和50°)下數(shù)值計算獲得的補燃室溫度分布。

由圖14可看出，在小射流角度條件下(θ=10°)，增壓空氣在補燃室內(nèi)的射流深度不足，很難與驅(qū)渦燃?xì)庠谟邢蘅臻g內(nèi)實現(xiàn)均勻摻混，補燃室內(nèi)溫度分布不對稱現(xiàn)象比較明顯。隨空氣射流角度增大(θ=30°)，增壓空氣和驅(qū)渦燃?xì)忾g的能量交換增強(qiáng)，使得補燃室中后部的高溫燃燒區(qū)向軸線附近移動，溫度分布均勻性有所改善。當(dāng)射流角度繼續(xù)增大時(θ=40°，50°)，增壓空氣與驅(qū)渦燃?xì)獾膿交炀鶆虺潭冗M(jìn)一步增加，導(dǎo)致高溫燃燒區(qū)集中在補燃室軸線附近，溫度分布均勻性比較理想。

2.3 不同余氣系數(shù)下補燃室燃燒效率

當(dāng)采用以上討論的摻混增強(qiáng)方案后，此處通過數(shù)值模擬研究了如表6所示富燃燃?xì)饬髁織l件下的發(fā)動機(jī)燃燒性能，其中余氣系數(shù)是通過補燃室中實際空燃比與化學(xué)當(dāng)量比時的空燃比相除得到的。

表6 不同余氣系數(shù)下富燃?xì)怏w流量

圖15給出了典型富燃流量條件下(α=1.6，1.3和1.0)補燃室內(nèi)溫度分布對比。從圖15可看出，不同富燃燃?xì)饬髁肯?，補燃室內(nèi)溫度都存在明顯的分布不均勻現(xiàn)象。當(dāng)富燃燃?xì)饬髁枯^小時(α=1.6)，氣流穿透深度偏低，補燃室內(nèi)高溫燃燒區(qū)主要集中在富燃燃?xì)馍淞鱾?cè)下游附近區(qū)域。隨著富燃燃?xì)饬髁康脑龃?α=1.3，1.0)，氣流橫向射流的穿透深度增加，高溫燃燒區(qū)的分布范圍擴(kuò)大。

通過前面提到的燃燒效率計算方法計算得到圖16，可看出富燃燃?xì)庥?增加到理論當(dāng)量比(圖中箭頭所指方向)時，補燃室燃燒效率略有增加，但變化不大，基本維持在90%左右，相對于無摻混增強(qiáng)措施情況下的實驗得到的燃燒效率提高了1倍有余。驗證了以上摻混增強(qiáng)方案的有效性和適用性。

3 結(jié)論

綜合以上分析，發(fā)現(xiàn)針對本文的研究對象要提高同軸氣體的摻混燃燒效果就需要合理利用驅(qū)渦燃?xì)獾男骱驮鰤嚎諝獾男毕蛏淞鳌?/p>

(1)摻混驅(qū)渦燃?xì)獗Ａ粜魈卣鲗SPR發(fā)動機(jī)比沖性能改善是有利的。在本文研究條件下，驅(qū)渦燃?xì)獾男D(zhuǎn)速度高于40 000 rpm時，發(fā)動機(jī)比沖和補燃室溫度分布情況都比較理想。因此，從本文研究內(nèi)容出發(fā)建議保留驅(qū)渦燃?xì)獾男魈卣?；同時建議增壓器設(shè)計轉(zhuǎn)速不低于40 000 rpm。

(2)增壓空氣采用40°～50°的射流角進(jìn)行斜向射流對發(fā)動機(jī)比沖性能提高和補燃室內(nèi)溫度分布改善是比較有利的。針對TSPR發(fā)動機(jī)的應(yīng)用實際，增壓空氣斜向射流角度較小時補燃室收斂通道制造更為容易，因此建議增壓空氣取40°左右的射流角度設(shè)計。

(3)綜合采用以上措施可有效提高補燃室燃燒效率，且對不同的富燃燃?xì)饬髁垦a燃室效率均高于90%，相對于無增強(qiáng)摻混措施情況下的燃燒效率提高了1倍以上。

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(編輯：呂耀輝)

Influence on afterburning efficiency by TSPR turbocharger's exhausted gas's flowing methods

LI Jiang,LIU Shi-chang,WANG Wei,LIU Yang,LIU Kai

(Science and Technology on Combustion Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory, Northwestern Polytechnical Univ.,Xi'an 710072,China)

By studying the afterburning of the TSPR (Turbocharged Solid Propellant Ramjet),it was found that efficient combustion was difficult to be achieved when the exhaust,from turbocharger,flew into afterburner coaxially.Based on that,by comparative study of ATR (Air Turbocharged Ramjet) and SRM (Solid Ramjet Motor) afterburning enhancement technology,an effective method to enhance TSPR afterburning efficiency was established.Then,by means of numerical simulation,the effectiveness and internal mechanism for these enhancement technologies were discussed.Finally,the TSPR mode was examined by the simulation method,and it was found that the afterburning efficiency could keep more than 90% in various fuel-rich gas flow rate,which verified the validity and the applicability of the enhancement method.According to those studies,it is suggested to be an effective way for the afterburning that to keep the rotation speed of the driving-turbo gas and to make the pressurized air jet in some special angle,and the combustion efficiency could reach as high as twice of the experimental combustion efficiency working in formal method.Specifically,when the rotation speed was no less than 40 000 rpm,the driving-turbo gas could make TSPR's ISP and combustor's temperature distribution desirable.When the pressurized air's jet angle was between 40°～50°,it is favorable to the enhancement of TSPR's ISP and combustor's temperature distribution.

turbocharged solid propellant ramjet (TSPR)；turbocharged；afterburning combustor；combustion

2015-10-28；

2015-12-08。

李江(1971—)，男，博士，研究方向為航空宇航推進(jìn)。

V438

A

1006-2793(2017)01-0024-08

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.01.004