串聯式渦輪沖壓發動機加力/沖壓燃燒室設計及流場計算

李 鋒，尚守堂，2，郭瑞卿，唐正府，2，呂付國，陳駿博

（1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

串聯式渦輪沖壓發動機加力/沖壓燃燒室設計及流場計算

李 鋒1，尚守堂1，2，郭瑞卿1，唐正府1，2，呂付國1，陳駿博1

（1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

以串聯式TBCC加力/沖壓燃燒室為研究對象，提出包含一體化整流支板、加力內錐及長短交錯的徑向火焰穩定器組成的TBCC加力/沖壓燃燒室方案。針對TBCC發動機加力/沖壓燃燒室進行了數值模擬，獲得該燃燒室在不同模態下的流場特性。計算結果顯示，在渦輪工作狀態和渦輪/沖壓共同工作狀態下，TBCC發動機加力/沖壓燃燒室的總壓恢復系數均在95%左右；在沖壓工作狀態下，其總壓恢復系數在86%左右。可以滿足在不同模態下加力/沖壓燃燒室對總壓恢復系數的要求。

加力/沖壓燃燒室；渦輪沖壓發動機；組合動力裝置；流場；總壓恢復系數；數值模擬

0 引言

目前，還沒有1種航空發動機能單獨完成從亞聲速、跨聲速、擴展到高超聲速寬馬赫數飛行的推進任務。渦輪發動機無法滿足飛行器高空高速飛行時的動力需求，而飛行器在較低的速度時沖壓發動機無法工作。因此，為使飛行器完成從亞聲速到高超聲速寬飛行包線飛行的任務，通常采用渦輪沖壓（TBCC）或火箭沖壓（RBCC）組合動力裝置。TBCC發動機與火箭／沖壓發動機比較，由于渦輪發動機在低馬赫數下比沖高、航程長的特點，在滿足飛行器遠程、高速方面具有明顯優勢[1-5]。

串聯式布局的TBCC發動機結構緊湊、附加阻力小，是目前國內外的發展重點，但由于采用加力／沖壓燃燒室共用模式，在模態轉換過程中，當馬赫數低于一定值時，渦輪出口的總、靜壓明顯高于壓氣機進口的，可能出現氣流從沖壓管道回流現象，造成壓氣機工作不穩定和加力／沖壓燃燒室燃燒不穩定等諸多問題。因此，保證渦輪模態與沖壓模態轉換過程的燃燒穩定成為串聯式渦輪沖壓發動機加力／沖壓燃燒室設計的主要技術難點[6-7]。

本文為滿足串聯式布局TBCC寬馬赫數機動飛行的重大需求，提出1種支板交錯穩定器加力/沖壓燃燒組織方法，將原RTA渦輪沖壓發動機沖壓燃燒室的火焰穩定器設計成沿圓周均布長、短交錯的V形徑向火焰穩定器[8-13]；將傳統加力燃燒室整流支板設計成整流、噴霧、火焰穩定一體化整流支板，組成1個一體化加力/沖壓燃燒室。利用FLUENT軟件對TBCC發動機加力/沖壓燃燒室進行了數值模擬，獲得其流場特性，為串聯式TBCC發動機加力/沖壓燃燒室設計提供技術支撐。

1 加力/沖壓燃燒室數理模型

1.1 加力/沖壓燃燒室設計點選取

將飛行器的飛行任務方案設定為從起飛加速到馬赫數為3。取Ma=0、2、3，飛行高度H=0、20、21 km為設計點。

在Ma=0時，渦輪發動機工作；在Ma=2時，渦輪發動機和沖壓發動機共同工作；在Ma=3時，沖壓發動機工作。在不同狀態下的參數設置為：Ma=0、H=0 km、T*=1158 K、P*=4.23×105Pa；Ma=2、H=20 km、T內*=1189 K、T外*=559 K、P*=0.916×105Pa、P外*=1.03× 105Pa；Ma=3、H=21 km、T*=1250 K、P*=573794 Pa、P進=50000 Pa、P出=560519 Pa。

1.2 數理模型的建立

所設計的TBCC發動機加力/沖壓燃燒室由加力燃燒室筒體、一體化整流支板、內錐和長短交錯火焰穩定器組成，考慮到計算的復雜性和結構相似性，取整個加力/沖壓燃燒室的1/8進行建模，即45°扇形域；對各部分進行布爾計算形成加力燃燒室流域整體；以Parasolid格式文件形式導出供GAMBIT調用。燃燒室模型的形狀如圖1所示。

首先在Unity中創建一個Android工程，并且將剛剛Unity打包的工程作為model導入Android工程中去，關鍵代碼如下：

文獻 [14]對采用FLUENT軟件中的Realizable κ-ε湍流模型[14-16]得到的數值模擬結果與試驗結果進行了對比研究，驗證了其計算結果的可信度。本文采用相同的數理模型研究加力/沖壓燃燒室不同模態的流場特性。

圖1 TBCC發動機加力/沖壓燃燒室模型形狀

1.3 網格劃分和邊界條件

1.3.1 邊界條件

工況1：Ma=0，渦輪發動機工作，加力燃燒室進口為質量進口，出口為自由流出口；工況2：Ma=2，渦輪發動機和沖壓發動機共同工作，加力燃燒室進口為質量進口，出口為壓力出口；工況3：Ma=3，沖壓發動機工作，加力燃燒室進口、出口均為壓力出口。

1.3.2 計算域和網格劃分

由于設計的TBCC發動機加力/沖壓燃燒室內部構件比較多，結構和內部流場非常復雜，需要對計算域生成高質量的網格來捕捉內部流場信息。計算得到的TBCC發動機流路方案如圖2所示。

圖2 TBCC發動機流路方案

在渦輪模態（工況1）下，閥門向上，外涵關閉，內涵工作；在沖壓模態（工況3）下，閥門向下，內涵關閉，外涵工作；在過渡態（工況2）下，閥門指向中間，內、外涵同時工作。計算域網格劃分采用GAMBIT劃分準結構化網格。將整個計算流域劃分為47個區，絕大部分網格類型為六面體，在適當位置包括四面體、錐形和楔形體網格單元。綜合考慮計算機的計算性能和計算精度要求，針對不同工況，對網格進行了不同劃分，最終生成的計算域網格數目（如圖3所示），工況1～3分別為約 140萬、160萬和130萬，并且網格扭曲度均小于0.8。

圖3 3種工況下的計算域網格

2 計算結果及分析

TBCC發動機加力/沖壓燃燒室的工作狀態表現為渦輪工作模態、渦輪/沖壓共同工作模態和沖壓工作模態。工況1渦輪模態、工況2渦輪/沖壓共同工作模態、工況3沖壓模態下的流場矢量如圖4所示。

圖4 3種工況下的流場矢量

從圖4（a）中可見，一體化整流支板和長短交錯火焰穩定器后流場速度均有明顯提高，形成低速回流區用于穩定火焰，加力/沖壓燃燒室流場較為均勻。

從圖4（b）中可見，與工況1的情況類似，一體化整流支板和長短交錯火焰穩定器后流場速度均有明顯降低，形成回流區，但在內、外涵氣體交匯處開始摻混，流場較不規則，氣體流過火焰穩定器后在內、外涵摻混程度不高，加力/沖壓燃燒室流場較為均勻。

從圖4（c）中可見，由于擴壓段存在突擴，氣流在擴壓段滯止。在長短交錯火焰穩定器后流場速度明顯下降，形成回流區，受擴壓段突擴影響，加力/沖壓燃燒室流場不太均勻。

2.2 總壓恢復系數分析

TBCC發動機加力/沖壓燃燒室在3種工況下的沿程總壓恢復系數變化如圖5所示。

圖5 總壓恢復系數

計算結果顯示，在渦輪工作階段（圖5（a））和渦輪沖壓燃燒室共同工作階段（圖5（b）），總壓恢復系數均在95%以上。總壓損失主要發生在進口擴壓段，此處氣體流速較高，摩擦損失較大。氣體在加力燃燒室筒體內流動造成的摩擦損失相對較少。在沖壓工作階段（圖5（c）），總壓恢復系數較小，在擴壓段突擴較明顯，產生較大的壓力損失。

2.3 沿程速度分析

TBCC發動機加力/沖壓燃燒室在3種工況下的沿程平均速度變化如圖6所示。

圖6 3種工況下的沿程速度

計算結果顯示，在3種工況下，氣體在加力/沖壓燃燒室的流動速度經歷了1個先降低后提高的過程，但沖壓工作階段的增速較緩。前半段氣體流動速度降低是因為氣體在擴壓器內減速擴壓，該過程對組織燃燒是非常重要的，氣體的流動馬赫數越小造成的加熱損失就越小；后半段氣體流動速度提高主要是因為加力/沖壓燃燒室筒體流道設計為漸縮的形狀所致。

2.4 過渡態的溫度場和速度場分析

以TBCC發動機加力燃燒室加力/渦輪共同工作的工況2為研究對象，加力/沖壓燃燒室的溫度場和速度場分別如圖7、8所示。

計算結果顯示，內、外涵氣體進入加力/沖壓燃燒室后，速度和溫度存在顯著差異，內涵氣體的速度和溫度都要高于外涵氣體的。內、外涵氣體隨著流動逐漸混合，但在加力燃燒室出口，仍沒有完全混合，原因是TBCC發動機加力/沖壓燃燒室涵道比較小，外涵氣量很小，從氣動性能方面來分析，全面均勻混合沒有太大好處，從組織燃燒方面來看也沒必要。因此，該形式加力燃燒室內、外涵混合程度較低。

圖7 加力/沖壓燃燒室的溫度場

圖8 加力/沖壓燃燒室的速度場

3 結論

通過對TBCC發動機加力/沖壓燃燒室在不同模態下的流場進行計算可以初步得出如下結論：

（1）在渦輪工作狀態和渦輪/沖壓共同工作狀態下，整個流場流動較為均勻，流動損失較小，總壓恢復系數均在95%左右；

（2）在沖壓工作狀態下受突擴影響，流場流動不太均勻，流動損失相對較大，總壓恢復系數在86%左右。采用一體化整流支板、加力內錐及長短交錯的徑向火焰穩定器組成的TBCC發動機加力/沖壓燃燒室方案，可以滿足在不同模態下對總壓恢復系數的要求。

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Design and Flow Field Simulation of Tandem TBCC After-ramjet-burner

LI Feng1，SHANG Shou-tang1，2,GUO Rui-qing1,TANG Zheng-fu1，2,LYU Fu-guo1,CHEN Jun-bo1
（1．School of Jet Propulsion,Beihang University,Beijing 100191,China;2．AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute, Shenyang 110015 China）

Taking the tandem TBCC（Turbine Based Combined Cycle Engine）after-ramjet-burner as research object,the plan of TBCC after-ramjet-burner contained the integration rectifier plate,the cone and the flame holder was proposed.The flow characteristics of the TBCC after-ramjet-burner were obtained in the different model by numerical simulation.The simulation results show that the total pressure recovery coefficient is more than 95%when the afterburner work or the afterburner and ramjet-burner work together,the total pressure recovery coefficient is more than 86%when the ramjet-burner work alone.It can meet the requirement of the total pressure recovery coefficient for the TBCC after-ramjet-burner.

after-ramjet-burner;TBCC;combination engine;flow field;total pressure recovery coefficient;numerical simulation

V 231.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.01.004

2013-06-09 基金項目：航天創新重點基金(CASC03)、航天支撐基金(13131001)資助

李鋒（1966），男，教授，博導，研究方向為燃燒、流動控制及隱身的研究模擬等;E-mail:lifeng1966@buaa.edu.cn。

李鋒，尚守堂，郭瑞卿,等.串聯式渦輪沖壓發動機加力/沖壓燃燒室設計及流場計算[J].航空發動機，2014，40（1）：22-25.LI Feng，SHANG Shoutang,GUO Ruiqing,et al.Design and flow field simulation of tandem TBCC after-ramjet-burner[J].Aeroengine，2014，40（1）：22-25.