馮欽， 林智， 邵博， 王紀(jì)林

(1.中國飛行試驗研究院， 西安 710089； 2.四川航天系統(tǒng)工程研究所， 成都 610199； 3.西南技術(shù)工程研究所， 重慶 401329)

固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)因具有比沖高、射程較遠(yuǎn)等優(yōu)勢而愈來愈受到重視[1-3]，廣大科研工作者對其性能與工作過程進(jìn)行了深入的研究。

牛楠等[4]分析燃?xì)饬髁孔兓瘜δ畴p下側(cè)二元進(jìn)氣道布局固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)性能的影響，其研究結(jié)果表明增加燃?xì)饬髁靠商岣咄屏?，但會縮小比沖，小燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)時，補燃室內(nèi)流場結(jié)構(gòu)不會發(fā)生顯著變化。牛楠等[5]通過對某進(jìn)氣道X型布局固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的研究，其結(jié)果表明，隨著燃?xì)饬髁繙p少，推力呈線性趨勢減小。此外，通過彈身、進(jìn)氣道與補燃室的一體化流場在固定燃?xì)饬髁繒r進(jìn)行數(shù)值仿真，分析表明空燃比不變時，攻角的增大，進(jìn)氣道捕獲空氣流量增加；為保持空燃比不變，因此燃?xì)饬髁考哟?，發(fā)動機(jī)推力提高。

孫興等[6]研究了固沖發(fā)動機(jī)燃?xì)饬髁考皣姽芎聿侩p變量調(diào)節(jié)對于發(fā)動機(jī)性能的影響，結(jié)果表明雙變量調(diào)節(jié)的固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)比沖性能顯著優(yōu)于采用單變量 調(diào)節(jié)的固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)，且雙變量調(diào)節(jié)可改善發(fā)動機(jī)在高空下的喘振等不穩(wěn)定工作狀態(tài)。李唯暄等[7]研究了旋流燃燒室構(gòu)型對固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)自持燃燒性能的影響，仿真以及實驗結(jié)果表明，在旋流工況下，相對臺階高度對火焰穩(wěn)定以及燃燒特性有顯著影響。王金金等[8]研究了雙側(cè)180°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)與雙下側(cè)90°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)對固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)補燃室燃燒及燒蝕的影響，研究結(jié)果表明，雙側(cè)180°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)有利于補燃室的摻混與二次燃燒，燃燒效率可達(dá)到90%，而雙下側(cè)90°進(jìn)氣結(jié)構(gòu)的總?cè)紵手挥?4%。

單睿子等[9]通過對補燃室非均勻流場的分析，研究表明非均勻流場導(dǎo)致計算截面上的實際滯止參數(shù)與理論計算數(shù)據(jù)存在加大的差異，同時提出以噴管總壓恢復(fù)系數(shù)為基礎(chǔ)的修正系數(shù)獲得考慮非均勻流場影響的推力估算方法。王希亮等[10]從燃?xì)鈬娚浞绞綄ρa燃室摻混燃燒流場進(jìn)行仿真研究，結(jié)果證實，多孔燃?xì)鈬娚淇梢蕴岣甙l(fā)動機(jī)燃燒效率和比沖，比沖最大可提升20%。

Hisahiro等[11]對變流量固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行了數(shù)值分析，結(jié)果證明補燃室頭部的燃?xì)夥植紝Πl(fā)動機(jī)燃燒效率和推力有較大影響，改善補燃室頭部的富燃狀態(tài)可有效提升發(fā)動機(jī)推力。Kim等[12]對不同進(jìn)氣方式下的固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)行數(shù)值分析，結(jié)果表明四進(jìn)氣方案的燃燒室燃燒效率最高。Park等[13]采用數(shù)值方法分析補燃室?guī)缀涡螤詈退俣缺葘ρa燃室內(nèi)流動的影響，其結(jié)果表明補燃室回流區(qū)的大小受進(jìn)氣道軸向入口位置影響。Teng等[14]對軸對稱沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道下游燃?xì)饬鲃踊儸F(xiàn)象進(jìn)行分析，結(jié)果表明：通過在進(jìn)氣道下游加裝氣動格柵，可以獲得相對均勻的燃燒氣流，但同時會導(dǎo)致總壓損失的增大。

綜上所述，國內(nèi)外對進(jìn)氣道與補燃室一體化的耦合分析過程中，重點研究進(jìn)氣道位置以及燃?xì)饬髁孔兓瘜θ紵阅艿挠绊?，缺乏對補燃室燃?xì)馍淞魑恢米兓约斑M(jìn)氣道補燃室過渡連接方式變化對發(fā)動機(jī)工作性能的研究。為此，現(xiàn)采用通用計算流體力學(xué)軟件對固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道補燃室一體化流場進(jìn)行仿真計算，通過改變補燃室燃?xì)馊肟诹髁?、飛行攻角、進(jìn)氣道補燃室過渡連接方案，對補燃室內(nèi)流場特性、燃?xì)馊紵省l(fā)動機(jī)推力與比沖等進(jìn)行分析，為新型固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)耦合燃燒機(jī)理的研究奠定理論基礎(chǔ)。

1 物理模型和計算方法

1.1 物理模型

仿真所計算的物理模型為某大直徑固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)，該發(fā)動機(jī)為壅塞式固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)，采用兩側(cè)180°進(jìn)氣方式，進(jìn)氣道為二元混壓式進(jìn)氣道。

結(jié)構(gòu)如圖1所示，包括進(jìn)氣道、補燃室以及噴管等區(qū)域。其中，補燃室直徑為D，進(jìn)氣道后置距離為0.12D，進(jìn)氣道入口截面為矩形，長1.05D、寬0.35D。噴管喉徑0.7D，擴(kuò)張比1.2。其中，考慮發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)對稱性，僅選取計算對象1/2完成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。進(jìn)氣道頭部遠(yuǎn)場入口規(guī)劃較小，在保證計算準(zhǔn)確度的前提下使用笛卡爾網(wǎng)格劃分思路。補燃室燃?xì)馊肟?、空氣入口以及近壁面為位置參?shù)變化劇烈，因此對網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，保證其網(wǎng)格厚度y+=5。在進(jìn)氣道入口唇口處結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜以及外壓段存在較為復(fù)雜的激波系，因此在該處也進(jìn)行了網(wǎng)格加密。最終生成的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格如圖2所示，網(wǎng)格數(shù)量為500萬。

圖1 固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure diagram of solid rocket ramjet

圖2 模型網(wǎng)格圖Fig.2 Grid graph

1.2 數(shù)值計算方法

固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)燃燒流場較為復(fù)雜，為方便運算，假定補燃室絕熱等熵流動與外界無熱量交換，忽略少量顆粒相的影響，假定燃?xì)獍l(fā)生器生成的可燃燃?xì)庥蒀O、H2及不參與化學(xué)反應(yīng)的組分組成，其含量恒定。

采用SSTk-ω考慮湍流黏度對剪應(yīng)力影響，適用于固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)補燃室內(nèi)復(fù)雜的流動情況。此外，假定補燃室內(nèi)可燃燃?xì)庥谘鯕獾娜紵^程均為單步反應(yīng)，燃燒模型采用有限反應(yīng)速率模型與渦團(tuán)耗散模型(eddy dissipation model，EDM)。

空氣來流馬赫數(shù)為2.6，飛行高度20 km。補燃室可燃燃?xì)馊肟跍囟? 200 K，CO及H2質(zhì)量分?jǐn)?shù)分別為28%、12%，其他不參與燃燒的一次燃燒其他產(chǎn)物。出口采用超音速出口邊界條件，壁面采用無滑移、絕熱邊界條件。

圖4 不同進(jìn)氣流量進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)云圖Fig.4 Mach number nephogram of inlet outlet

1.3 參數(shù)定義

速度均勻性系數(shù)用于描述某截面處流動均勻性的指數(shù)，計算公式為

(1)

2 計算結(jié)果與討論

2.1 不同燃?xì)饬髁繉ρa燃室摻混燃燒的影響

在保證進(jìn)氣道來流馬赫數(shù)一定前提下，改變補燃室燃?xì)馊肟跅l件，研究燃?xì)馊肟诹髁糠謩e為0.08、0.2和0.3 kg/s下進(jìn)氣道對補燃室二次燃燒的影響。圖3為不同燃?xì)馊肟诹髁織l件下補燃室氣流運動軌跡圖。

由圖3可看出，富燃燃?xì)庠谘a燃室頭部未形成回流區(qū)，富燃燃?xì)饣颈粌蓚?cè)進(jìn)氣道捕獲的空氣包裹在補燃室中心，對于非預(yù)混燃燒而言，摻混效果較差。

圖4為進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)云圖，圖5為補燃室整體流線圖。結(jié)合圖4和圖5可以看出，隨著燃?xì)饬髁康脑龃?，燃?xì)庀駼側(cè)偏移效應(yīng)逐漸減弱，流量增加至0.2 kg/s時，由圖5可看出，偏移現(xiàn)象明顯減弱。當(dāng)燃?xì)饬髁吭鲋?.3 kg/s，富燃燃?xì)饣静辉傧駼側(cè)偏移。

圖3 不同進(jìn)氣流量的補燃室氣體運動軌跡圖Fig.3 Gas trajectory in secondary combustion chamber with different gas inlet flow rates

圖6為不同工況下補燃室各截面總溫云圖。從燃?xì)獬隹谔庨_始至發(fā)動機(jī)噴管出口各截面依次標(biāo)號為Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ、Ⅵ、Ⅶ。燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時，截面Ⅲ中心區(qū)域溫度最高，溫度高達(dá)2 822 K，由截面Ⅲ至截面Ⅳ這一段區(qū)域，富燃燃?xì)獍l(fā)生了明顯的偏移現(xiàn)象。燃?xì)馊肟诹髁繛?.2 kg/s時，截面Ⅲ中心區(qū)域溫度最高，溫度高達(dá)2 873 K，在截面Ⅳ處高溫區(qū)仍處于補燃室中心區(qū)域，在截面Ⅴ處開始發(fā)生明顯的偏移現(xiàn)象。燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時，截面Ⅳ中心區(qū)域溫度最高為3 030 K，燃?xì)馄片F(xiàn)象不明顯。

圖5 不同進(jìn)氣流量下補燃室整體流線圖Fig.5 Streamline of the secondary combustion chamber

圖6 不同工況下補燃室各截面總溫云圖Fig.6 Cloud chart of total temperature in each section of secondary combustion chamber

燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時，截面Ⅶ處兩側(cè)壁面溫度差距明顯，且該處位置距離尾噴管入口較近，噴管兩側(cè)壁面溫度差別較大，在進(jìn)行補燃室強(qiáng)度校核時需注意局部溫度過高的問題。

圖7為不同工況下補燃室B、C兩側(cè)(見圖5中B、C兩側(cè)位置)壁面沿軸線溫度分布，圖中橫坐標(biāo)表示以燃?xì)馊肟跒槠鹗键c補燃室軸向分布，橫坐標(biāo)單位以補燃室直徑D進(jìn)行了無量綱處理。由圖7可知，在補燃室中段，燃?xì)獍l(fā)生偏移，兩側(cè)壁溫差距明顯增大；燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時，該現(xiàn)象明顯，燃?xì)獯罅科浦罛側(cè)壁面，導(dǎo)致兩側(cè)壁面溫度差距明顯，相差700 K。當(dāng)燃?xì)饬髁咳肟诹髁繛?.3 kg/s時，B、C兩側(cè)壁面溫度差距縮小，燃?xì)馄屏楷F(xiàn)象減弱。

圖7 不同工況下補燃室B、C兩側(cè)壁面沿軸線溫度分布圖Fig.7 Distribution of total wall temperature along axis of secondary combustion chamber

圖8為不同工況下補燃室中心溫度沿軸線分布，圖中橫坐標(biāo)以補燃室直徑D進(jìn)行了無量綱處理?？梢钥闯?，隨著燃?xì)馊肟诹髁吭龃?，補燃室中心軸線溫度峰值提高，并且溫度達(dá)到峰值的位置后移。

圖8 不同工況下補燃室中心溫度沿軸線分布圖Fig.8 Axial temperature distribution of secondary combustion chamber center

圖9為各截面燃燒效率曲線，以截面Ⅰ位置為橫坐標(biāo)0點，各截面之間距離以補燃室直徑D進(jìn)行無量綱化處理。由圖9可知，燃?xì)膺M(jìn)入補燃室后在補燃室頭部與空氣反應(yīng)，由于頭部摻混效果較差燃燒效率并未達(dá)到最大值，隨著燃?xì)庀蜓a燃室下游移動，逐漸與空氣進(jìn)行摻混燃燒，燃燒效率增至100%。

燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s時，補燃室頭部燃燒效率相對其他兩個工況最高。其原因在于燃?xì)饬髁枯^小，燃?xì)獬隹趬毫Φ停細(xì)馑俣认鄬^小，在補燃室頭部摻混效果相對較好；隨著燃?xì)馊肟诹髁吭龃?，補燃室頭部燃燒效率降低。原因在于燃?xì)馊肟诹髁吭龃螅細(xì)獬隹趬簭?qiáng)升高，速度較大，摻混效率下降。

綜上所述，3種不同工況下，補燃室頭部燃燒效率都相對較低，隨著燃?xì)庀蚝罅鲃?，燃燒效率逐漸增大至100%；燃?xì)馊肟诹髁吭酱?，補燃室頭部摻混狀態(tài)越差，燃燒效率越低。

圖9 各截面燃燒效率曲線圖Fig.9 Combustion efficiency curve

2.2 不同飛行攻角對補燃室燃燒的影響

在導(dǎo)彈飛行過程中，飛行姿態(tài)的改變將直接影響進(jìn)氣道性能，發(fā)動機(jī)補燃室的摻混燃燒效率也會受其影響進(jìn)而影響發(fā)動機(jī)性能。選擇飛行攻角分別為0°、3°、7°進(jìn)行進(jìn)氣道、補燃室一體化流場仿真，保證燃?xì)馊肟诹髁坎蛔?，?.2 kg/s，研究分析不同飛行攻角下的補燃室燃燒特性。

圖10為不同飛行攻角情況下補燃室內(nèi)各截面溫度云圖，可以看出，3種不同工況條件下，補燃室內(nèi)各截面溫度分布狀況基本相同，截面Ⅲ與截面Ⅳ之間區(qū)域內(nèi)溫度最高；燃?xì)馄片F(xiàn)象依舊存在，基本不受導(dǎo)彈飛行攻角影響。從溫度分布云圖中來看，飛行攻角增大時，截面Ⅲ與截面Ⅳ之間高溫區(qū)域分布變化明顯，攻角為7°時，高溫區(qū)域明顯增大。

表1中給出不同飛行攻角時發(fā)動機(jī)相關(guān)性能，包含發(fā)動機(jī)推力、比沖以及進(jìn)氣道流量系數(shù)，其中發(fā)動機(jī)推力和比沖以最大值進(jìn)行了無量綱處理?？梢钥闯觯S著攻角的增大，發(fā)動機(jī)推力與比沖增大，這是由于攻角增大，進(jìn)氣道捕獲面積增大。當(dāng)飛行攻角為7°時，流量系數(shù)升高明顯，進(jìn)入補燃室的空氣增多，有利于補燃室內(nèi)的摻混燃燒，發(fā)動機(jī)推力和比沖升高。

圖10 不同飛行攻角情況下補燃室內(nèi)各截面溫度云圖Fig.10 Cloud chart of total temperature of after burner section at different flight angles of attack

2.3 不同過渡連接方式對補燃室燃燒的影響

數(shù)值計算模型以某大直徑固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)，在不改變發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)、進(jìn)氣道安裝位置的基礎(chǔ)上改變進(jìn)氣道與補燃室的過渡連接方式，將原模型的耦合方案一改為方案二。其中，過渡連接方式的進(jìn)氣角度定義為進(jìn)氣道末端壁面與補燃室中心軸線的夾角。原方案一中進(jìn)氣角度為50°，方案二中為90°，如圖11所示。

表1 不同工況下的發(fā)動機(jī)性能Table 1 Engine performance of different cases

研究不同燃?xì)馊肟诹髁?.08、0.2和0.3 kg/s在兩種不同連接方案下對補燃室燃燒性能的影響。

圖11 不同連接方案網(wǎng)格圖Fig.11 Mesh generation for different connection modes

圖12 不同工況條件下補燃室頭部流場速度矢量圖Fig.12 Velocity vector diagram of secondary combustion chamber with different connection modes

圖12為不同連接方式在不同工況條件下補燃室頭部流場速度矢量圖，各分圖中，左側(cè)圖為連接方案一，右側(cè)圖為連接方案二，可以看出，采用方案二后，空氣進(jìn)入補燃室的徑向速度明顯增加，特別是在圖中D處過渡段壁面的作用下，該處空氣徑向速度較大?？諝膺M(jìn)入補燃室徑向速度增大，則其軸向速度減小，富燃燃?xì)馀c空氣在補燃室空氣入口這段距離摻混時間變長，這將有利于可燃燃?xì)獾膿交烊紵?/p>

圖13為兩種不同連接方案下的進(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)對比圖?？梢钥闯?，隨著燃?xì)饬髁康脑龃螅M(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)增大，這說明出口速度分布不均勻現(xiàn)象減弱。原因在于補燃室反壓升高，進(jìn)氣道出口速度降低。在相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，方案二中的速度均勻性系數(shù)相對于方案一較大，這是由于在過渡連接段壁面的作用下，速度得到調(diào)整，徑向速度增大，速度分布更加均勻。

圖13 兩種連接方案下的進(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)對比圖Fig.13 Comparison chart of velocity uniformity coefficient

綜上所述，方案二進(jìn)氣道出口速度均勻系數(shù)更高，補燃室頭部的摻混燃燒性能更好。

圖14為方案二不同燃?xì)馊肟诹髁織l件下補燃室內(nèi)各截面溫度分布云圖，各截面標(biāo)號定義與圖6相同。與圖6進(jìn)行對比可知，在燃?xì)馊肟诹髁繛?.08 kg/s，兩種不同進(jìn)氣角度條件下補燃室各截面總溫云圖差異較小。分析其原因，雖然增加了空氣來流的徑向速度，但富燃燃?xì)馊肟诹髁康?，富燃燃?xì)庵锌扇細(xì)怏w含量小，因此方案二雖然增大了進(jìn)氣角度，但對該流量條件下的摻混燃燒性能提升較小。

燃?xì)馊肟诹髁繛?.2 kg/s時，進(jìn)氣角度的改變對補燃室內(nèi)總溫的影響較為明顯，對比圖6和圖14可知，方案二截面Ⅳ中心區(qū)域最高溫度提升了248 K，這是因為進(jìn)氣角度增加后，空氣來流徑向速度增加，摻混強(qiáng)度增加，釋放出更多的熱量。燃?xì)馊肟诹髁繛?.3 kg/s，對于方案二，補燃室內(nèi)截面Ⅳ處中心區(qū)域提升了838 K，空氣來流徑向速度的增加能夠明顯提高摻混燃燒的溫度。

圖14 方案二不同燃?xì)馊肟诹髁織l件下補燃室內(nèi)各截面溫度分布云圖Fig.14 Cloud chart of total temperature in each section of secondary combustion chamber

圖15為方案一和方案二在不同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下的各截面燃燒效率曲線，以截面Ⅰ位置為橫坐標(biāo)0點，各截面之間距離以補燃室直徑D進(jìn)行無量綱化處理?？梢钥闯?，采用方案二改變進(jìn)氣角度之后，摻混深度增加，補燃室頭部燃燒效率進(jìn)一步提高，燃?xì)庠谘a燃室頭部快速被消耗，隨著燃?xì)庀蚝罅鲃?，可燃?xì)怏w與空氣進(jìn)一步反應(yīng)，燃燒效率增至100%。

燃?xì)饬髁繛?.08 kg/s時，方案一與方案二補燃室燃燒效率差別不大。原因在于該燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，燃?xì)獬隹趬毫Φ?，燃?xì)馑俣认鄬^??；進(jìn)氣角度所導(dǎo)致的空氣速度變化對其影響不大。

隨著燃?xì)馊肟诹髁吭龃?，方案二中補燃室頭部的燃燒效率相對于方案一明顯增大。原因在于徑向速度增大，摻混深度增加，軸向速度減小延長了摻混燃燒的時間，補燃室頭部效率得到提升；隨著燃?xì)庀蚝罅鲃?，燃燒效率的變化趨勢基本與方案一相同，增至100%。

結(jié)合圖14和圖15，采用方案二這種過渡連接方式，增大空氣來流的進(jìn)氣角度進(jìn)而提升摻混燃燒效率；在補燃室頭部提升效果明顯，燃?xì)庠诙虝r間內(nèi)快速被消耗，釋放出大量熱量，補燃室內(nèi)溫度升高。

圖15 兩種方案在不同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下的各截面燃燒效率曲線Fig.15 Combustion efficiency under different schemes

兩種不同過渡連接方式下，發(fā)動機(jī)比沖和推力對比如圖16所示，橫坐標(biāo)為燃?xì)饬髁浚v坐標(biāo)為比沖或推力，分別以比沖最大值和推力最大值進(jìn)行無量綱處理?？梢钥闯觯?xì)饬髁繛?.08 kg/s時方案一與方案二推力相同，原因在于該燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，補燃室燃燒效率接近一致，發(fā)動機(jī)推力沒有顯著變化。隨著燃?xì)饬髁窟M(jìn)一步增大，方案二燃?xì)馊紵氏鄬τ诜桨敢挥忻黠@提升，當(dāng)燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時，發(fā)動機(jī)推力相對于方案一提升10%。

圖16 兩種方案發(fā)動機(jī)比沖和推力對比圖Fig.16 Comparison of thrust and specific impulse

隨著燃?xì)饬髁吭龃螅l(fā)動機(jī)比沖稍有降低。其原因在于，燃?xì)馊肟诹髁吭龃?，補燃室反壓升高，進(jìn)氣道內(nèi)結(jié)尾正激波位置前移，影響了進(jìn)氣道的性能，空氣捕捉能力降低。燃?xì)饬髁肯嗤那闆r下，方案二比沖相對于方案一降低2%，原因在于方案二補存在的總壓損失較大。

圖17 兩種方案下補燃室內(nèi)流線圖Fig.17 Streamline diagram of combustion chamber with different connection schemes

圖17為相同燃?xì)馊肟诹髁織l件下，兩種方案補燃室內(nèi)流線圖，可以看出，方案二中空氣經(jīng)進(jìn)氣道進(jìn)入補燃室，在補燃室內(nèi)形成了一個較大的回流區(qū)，回流區(qū)大小明顯大于方案一，導(dǎo)致總壓損失嚴(yán)重，發(fā)動機(jī)比沖下降。

3 結(jié)論

對某固體火箭沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道、補燃室流場進(jìn)行一體化數(shù)值計算。在飛行馬赫數(shù)恒定以及不改變發(fā)動機(jī)布局的前提下研究改變?nèi)細(xì)馊肟跅l件、改變飛行攻角以及采用兩種不同過渡連接方案對補燃室摻混燃燒性能的影響。得到如下結(jié)論。

(1)燃?xì)饬髁繛?.08 kg/s時，由于進(jìn)氣道出口氣流速度分布不均勻?qū)е氯細(xì)馍淞鞒霈F(xiàn)偏移，補燃室兩側(cè)壁面溫度相差700 K，在進(jìn)行補燃室強(qiáng)度校核時需注意局部溫度過高的問題。燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時，燃?xì)馄片F(xiàn)象基本消失。

(2)燃?xì)馊肟诹髁吭酱螅a燃室頭部摻混狀態(tài)越差，燃燒效率越低。

(3)隨著導(dǎo)彈飛行攻角的增大，進(jìn)氣道流量系數(shù)增大，發(fā)動機(jī)推力和比沖升高。

(4)采用方案二過渡連接方式，增大了進(jìn)氣角度，相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下速度均勻性系數(shù)較大，進(jìn)氣道出口速度更加均勻；相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下，補燃室頭部摻混效果更好，燃?xì)饬髁繛?.3 kg/s時，相對于方案一，發(fā)動機(jī)推力提升10%；進(jìn)氣角度增加伴隨著總壓損失增大，相同燃?xì)饬髁繝顟B(tài)下發(fā)動機(jī)比沖降低2%。