可變流量固沖發動機一體化流場研究*

牛 楠，董新剛，霍東興，李 璞

(中國航天科技集團公司第四研究院第41所，西安 710025)

0 引言

固沖發動機具有比沖高、結構緊湊、可靠性高、機動性好等優點[1]，是新一代超聲速戰術導彈的理想動力裝置。固沖發動機補燃室和進氣道具有強烈的耦合作用，燃氣流量的調節使補燃室內壓力出現大范圍的變化，直接對進氣道的性能和工作狀態產生強烈影響，而進氣道工作狀態的改變又會影響進入補燃室的空氣參數。同時，作為吸氣式發動機，繞彈身外流場對固沖發動機進氣道來流品質的影響也不容忽視。目前，國內外對固沖發動機補燃室[2-4]、進氣道[5－6]以及彈身/進氣道一體化等方向分別開展了大量的研究，但對固沖發動機進氣道/補燃室一體化流場的研究尚不多見。

文中建立固沖發動機進氣道/補燃室一體化流場三維數值計算模型，并結合地面直連試驗分析空燃比對固沖發動機性能和流場結構的影響，為可變流量固沖發動機的研制工作提供技術支持。

1 計算模型和分析方法

1.1 計算模型

計算模型以某可變流量固沖發動機為研究對象，包含前彈身、進氣道以及補燃室三部分。進氣道為雙下側二元進氣道，進氣角度45°。計算網格為結構網格，采用了對稱面網格生成技術，沿著彈體縱剖面做了一半網格，在流動參數變化較劇烈的區域，網格進行了局部加密，網格總數約170萬。圖1為計算網格示意圖。

圖1 計算網格示意圖

湍流模型采用標準 k-ω模型，一階迎風格式離散。考慮補燃室內湍流對兩相流動的影響，對顆粒運動采用隨機軌道模型控制凝相顆粒的運動，燃燒模型采用渦團耗散模型來模擬補燃室內氣相的燃燒反應，用化學動力/擴散控制模型來模擬補燃室內凝相的燃燒反應。

1.2 流場簡化

對復雜的固沖發動機一體化流場進行假設和簡化:

1)流動準定常;

2)壁面為絕熱的，整個流場與外界無熱交換，流動為絕熱流動;

3)不考慮重力等徹體力的影響;

4)通過分析某推進劑配方一次燃氣熱力計算結果，參與二次燃燒的凝相組分主要是B顆粒和C顆粒，氣相組分主要是CO和H2，其他組分含量很少，忽略不計。

1.3 燃燒效率分析方法

補燃室某個截面上可燃氣體的燃燒效率定義為:

式中:Yi為燃氣中第i中可燃氣體的質量分數;˙mi為燃氣入口總流量。

補燃室某個截面上凝相顆粒的燃燒效率定義為:

補燃室某個截面上燃氣的燃燒效率表示為燃氣中所有可燃氣體和顆粒的實際反應放熱量和理想反應放熱量之比，公式為:

式中:α為一次燃氣中相應組分的質量含量，Q為一次燃氣中相應組分的燃燒熱。

2 結果分析

2.1 計算工況

導彈飛行高度10km，飛行馬赫數 3.0，攻角 2°，側滑角0°。飛行狀態不變時，進氣道捕獲的空氣流量不變，通過改變噴入補燃室的一次燃氣的流量，進而改變空燃比，空燃比分別為 7、10、12、15、18。

2.2 數值模擬和地面直連試驗對比

圖2 固沖發動機推力曲線

首先針對該固沖發動機開展了在不同空燃比下的地面直連驗證試驗，地面直連試驗發動機結構和數值模擬模型相同。圖2為固沖發動機推力曲線，其中推力以最大值進行了無量綱化處理。從圖中可見兩者具有趨勢上的一致性，吻合較好，誤差在4%以內，表明文中所建一體化數值計算模型能夠較合理的預示固沖發動機的推力性能。

2.3 固沖發動機性能分析

表1為不同空燃比時發動機性能參數，其中推力和比沖分別以最大值進行了無量綱化處理。結合圖2可以看出隨著空燃比減小推力呈增大趨勢，且空燃比從10減小到7時，推力增加的幅度較大。隨著燃氣流量的增加，推力雖有大幅度的提升，但由于二次燃燒效率降低，比沖有所減小，因此當增大燃氣流量提高推力時，會引起比沖下降，使得導彈射程減小。

表1 發動機性能參數計算結果

2.4 固沖發動機流場分析

圖3給出了不同空燃比時燃氣在補燃室內運動軌跡。補燃室突擴構型和大量空氣沖擊使一部分入射燃氣在補燃室頭部起旋，該漩渦運動增加了氣相組分在該區域的燃燒時間，同時延長了組分中凝相顆粒的運動軌跡，有利于凝相顆粒加熱。所以，適當增加燃氣入口至進氣道出口的容積，有利于一次燃氣的摻混燃燒。燃氣在進氣道出口之后呈螺旋狀流向噴管出口，該流動形態有助于燃氣和空氣進行摻混，從而提高燃燒效率。補燃室頭部區域，大空燃比時產生的燃氣回流量相對小空燃比時少;進氣道出口后區域，大空燃比時燃氣運動軌跡相對集中的分布在補燃室的中部，小空燃比時燃氣運動軌跡較分散，流動狀態呈大螺旋狀，且大量燃氣沿補燃室上部流動。

圖3 不同空燃比時燃氣在補燃室內運動軌跡

圖4給出了不同空燃比下流場的溫度分布云圖。可以看出，由于燃燒非預混，補燃室內溫度的分布極不均勻并且變化劇烈。補燃室頭部突擴構型形成的回流起到了穩定火焰的作用，氣相組分在該區域燃燒使溫度升高;在進氣道出口附近，來流空氣強烈的沖擊作用使該區域部分燃氣沿補燃室壁面流動，高溫區主要集中在上半部補燃室壁面附近;燃氣與來流空氣摻混后繼續向下游流動，補燃室上部溫度較低，在補燃室下部近壁面處形成局部高溫區。空燃比減小使補燃室下部高溫區面積增加，當空燃比等于7時，大量燃氣沿補燃室中上部流動，在該區域形成了高溫區。

圖4 不同空燃比下流場的溫度分布云圖

圖5(a)、圖5(b)給出了不同空燃比時 CO和H2的燃燒效率沿補燃室軸線變化曲線，橫坐標為無量綱化的補燃室長度，下同。由圖中可以看出，這兩種氣體燃燒效率變化趨勢相似。補燃室頭部燃燒效率比較小，這是由于通過回流和擴散進入這一區域的氧氣含量較小。當大量的空氣射入與燃氣充分摻混，兩種氣體和氧氣劇烈反應，此時燃燒效率曲線的斜率最大，大空燃比情況下燃燒效率迅速達到100%，而小空燃比7情況下，兩種氣體的燃燒效率增加趨勢相對大空燃比緩慢，但在補燃室尾部燃燒徹底。圖5(c)、圖5(d)為不同空燃比時硼和碳顆粒的燃燒效率沿補燃室軸線變化曲線，可以看出不同空燃比下硼和碳顆粒在補燃室內均未完全燃燒，空燃比的變化對燃燒效率具有一定的影響。碳顆粒的燃燒效率隨空燃比的增加而增加，而硼顆粒的燃燒效率不是簡單的隨空燃比的增加而增加，在空燃比12時燃燒效率最高。

圖5 不同空燃比時補燃室各組分燃燒效率沿軸向分布曲線

圖6 不同空燃比下補燃室靜壓沿軸向分布曲線

圖6給出了不同空燃比下補燃室橫截面平均靜壓沿軸向分布曲線，可以看出不同空燃比條件下，靜壓沿補燃室變化趨勢是一致的，壓強沿軸線逐漸降低，在尾噴管處由于氣流經過膨脹加速后噴出，壓強變化較為劇烈。在補燃室同一軸向位置處，燃氣流量增加即空燃比減小時補燃室內靜壓升高，當空燃比從10降到7時靜壓提高的幅度較大。對于固沖發動機而言，補燃室的壓強和進氣道的工作狀態密切相關，因此通過提高補燃室內的壓強追求發動機高性能時，首先要保證進氣道在正常工作范圍內。

圖7給出了不同空燃比下進氣道裕度曲線，空燃比減小進氣道裕度減小，當 N=7時，進氣道裕度約為20%，燃氣流量仍有增加的空間。圖8給出了不同空燃比下的進氣道對稱面馬赫數分布云圖，可以看到在 N=18時，由于燃氣流量小，補燃室壓力低，進氣道的結尾激波位于進氣道擴張段的中部。在N=7時，燃氣流量大幅提高，補燃室內壓力上升，從而影響到進氣道的工作狀態，進氣道的結尾激波由擴張段中部前移到進氣道喉道位置，如果燃氣流量進一步加大，將會使進氣道出現溢流甚至喘振。

圖7 不同空燃比下進氣道裕度曲線

圖8 不同空燃比下進氣道馬赫數分布

3 結論

文中結合地面直連試驗，研究了空燃比對固沖發動機性能和流場結構的影響，主要結論如下:

1)導彈飛行姿態不變，增加燃氣流量，推力雖有大幅度的提升，但比沖有所減小，使得導彈射程減小。

2)固沖發動機補燃室內流場較為復雜，存在多個漩渦及回流區。燃氣流量較小時補燃室內的流場結構變化不明顯，當空燃比為7時大量燃氣沿補燃室中上部流動，高溫區分布發生變化。

3)氣相組分的燃燒效率在大空燃比時迅速達到100%，空燃比減小到7時沿程增加緩慢。碳顆粒的燃燒效率隨空燃比的增加而增加，而硼顆粒的燃燒效率在空燃比12時燃燒效率最高。

4)空燃比減小進氣道裕度減小，當N=7時，進氣道裕度約為20%，燃氣流量仍有增加的空間，但應以進氣道安全工作為限。

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