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凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响

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凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响 凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻 力特性影响 第34卷第1期 固体火箭技术 JournalofSolidRocketTechnologyVo1.34No.12Ol1 凹腔结构对圆形超燃冲压发动机 燃烧室阻力特性影响? 黄伟,雷静 (国防科技大学航天与材料工程学院,长沙410073) 摘要:凹腔作为促进燃烧室中燃料与来流混合和稳定燃烧的有效手段之一,其研究已引起人们的广泛关注.采用数值 模拟方法,探索了圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性随凹腔结构参数的变化趋势...
凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响
凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响 凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻 力特性影响 第34卷第1期 固体火箭技术 JournalofSolidRocketTechnologyVo1.34No.12Ol1 凹腔结构对圆形超燃冲压发动机 燃烧室阻力特性影响? 黄伟,雷静 (国防科技大学航天与材料工程学院,长沙410073) 摘要:凹腔作为促进燃烧室中燃料与来流混合和稳定燃烧的有效手段之一,其研究已引起人们的广泛关注.采用数值 模拟方法,探索了圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性随凹腔结构参数的变化趋势,同时初步考察了飞行攻角对凹腔阻力 特性的影响.研究发现,凹腔摩阻相比压阻很小,凹腔对燃烧室的阻力特性主要体现在其压阻上;随着后掠角的增大,热试 和冷流状态下的凹腔阻力均呈现逐渐减小的趋势;随着长深比的增大,热试状态下的凹腔阻力先增加后减小,而冷流状态 下的凹腔阻力则单调递减;在小攻角(一3.,3.)热试状态下,燃烧室凹腔阻力明显强于冷流状态下凹腔阻力.这对圆形 超燃冲压发动机燃烧室的设计工作具有一定的指导和借鉴意义. 关键词:圆形超燃冲压发动机燃烧室;凹腔;阻力特性 中图分类号:V430文献标识码:A文章编号:1006—2793(2ol1)01-0052-05 Cavityconfigurationeffectondragcharacteristic ofroundscramjetcombustor HUANGWei,LEIJing (Inst.ofAerospaceandMaterialEngineering,NationalUniv.ofDefenseTechnology,Chang sha410073,China) Abstract:AsoneofthemosteffectivemethodstOpromotethefuelandtheincomingairinthecombustortomixandcombust steadily,theresearchofcavityhasdrawnaneverincreasingattention.Theeffectofcavityconfigurationparametersondragcharac— teristicofroundscramjetcombustorWasdiscussedbyusingnumericalsimulationmethod.Meanwhile,theeffectoftheangleofat? tackonthedragcharacteristicofthecavitywasinvestigatedpreliminarily.Theresultsshowthatthefrictionaldragofcavityismuch lessthanitspressuredrag,thedragofcavityoncombustormainlyembodiesitspressuredragcharacteristic;withtheincreasingof sweep— backangle,thedragofcavitydecreasesgraduallyundertheconditionsofengineignitionandcoldflow.Withtheincreasing oftheratioofthelengthtothedepth,thedragofcavityincreasesatfirst,thendecreasesundertheconditionofengineignition,but undertheconditionofcoldflow.thedragdecreasesgradually.Whenthean0eofattackisbetween一3.一3.,thedragofthecavity isobviouslylargerundertheconditionofengineignition.Itwouldmakeagreatdifferencetothefurtherdesignofroundscramjet comhustor. Keywords:roundsoramjetcombustor;cavity;dragcharacteristic O引言 近年来,作为吸气式高超声速飞行器最理想的动 力系统之一,超燃冲压发动机燃烧室的地面试验系统 多以矩形为主,主要是考虑到矩形燃烧室在试验过程 中不易变形,利于一体化,且操作方便,但与圆形燃烧 室相比,其性能优势不明显.圆形燃烧室具有矩形燃 烧室所不能比拟的优点…:(1)圆形燃烧室固有的结 构效率优势可以减少其结构质量;(2)在相同的截面 积或流道面积下,相对于矩形形状而言,圆形横截面的 湿润面积更小,这样可以降低在高动压燃烧室环境中 的粘性阻力和冷却需求;(3)圆形燃烧室能够移除在 超燃冲压发动机隔离段和燃烧室角落流动中潜在的有 害流动动力效应,改善进气道/隔离段的背压限制或减 少隔离段长度. ?收稿日期:2009-08-22;flt~1日期:2010--05—11.j 基金项目:国防科技大学优秀研究生创新资助项目(No.B070101);湖南省研究生科 研创新资助项目(No.3206). 作者简介:黄伟(1982一),男,博士生,从事高超声速飞行器一体化设计研 究.E-mail:gladrain2001@yahoo.corn.cn 一 52— 2011年2月黄伟,等:凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响第1期 随着人们对超燃冲压发动机性能的提高,矩 形构型已不能进一步满足人们的需求,圆形或椭圆构 型的超燃冲压发动机系统设计重新纳入人们的视 野I4.FrederickSBillig等对氢燃料空间再入飞 行器平面和轴对称流道推进系统的性能进行了对比研 究;Chung—JenTam等对圆形超燃冲压发动机燃烧室 中的支板气动性能开展了研究.作为促进燃料/来流 混合和稳定燃烧有效手段之一的凹腔,陈方等和丁 猛等分别采用数值模拟和地面试验的方法,考察了 凹腔结构对矩形超燃冲压发动机燃烧室性能的影响. 但迄今为止,在公开文献上还尚未见到有关凹腔结构 参数对圆形超燃冲压发动机燃烧室性能影响方面的研 究报道. 本文采用数值模拟方法,分析了长深比和后掠角 对圆形超燃冲压发动机燃烧室中凹腔阻力特性的影 响,并初步探讨了圆形燃烧室中凹腔阻力特性随攻角 的变化趋势. l燃烧室模型与数值模拟方法 1.1燃烧室模型 图1为基准圆形超燃冲压发动机燃烧室简图,燃 烧室总长1408mm,出口截面积半径36.1mm,凹腔前 壁距人口735mm,基准凹腔长度L=75mm,深度D= 15mm,长深比L/D=5.0,后掠角0=45.,用代号 D15L5O45示.氢气喷孔距离凹腔前缘5mm,氢气 喷孔纵向长2.65mm.数值模拟中,对圆形燃烧室中8 种不同结构尺寸的凹腔火焰稳定器试验件进行了冷流 和热试状态下的阻力性能比较,具体数值模拟试验安 排如表1所示. {l5 735 宝I 图1基准圆形超燃冲压发动机燃烧室简图 Fig.1Schematicdiagramofbenchmarkround scramjetcombnstor 1.2数值模拟方法 采用耦合隐式N—S方程和s.A湍流模型对圆形超 燃冲压发动机燃烧室的冷流和热试流场分别进行了数 值仿真研究.采用商业Gridgen软件生成结构网格, 如图2所示.该网格在燃烧室壁面附近,凹腔火焰稳 定器前后缘附近及激波转折角处加密. 表1数值模拟试验安排表 Table1Casedesign 图2基准圆形超燃冲压发动机燃烧室网格示意图 Fig.2Griddingschematicdiagramofbenchmark roundscramjetcombustor 采用统一的燃烧室人口条件,如表2所示,即来流 Ma=2.64,总温ro=1483K,总压P0=1.65MPa,静温 T=724K,静压P=76.3kPa;氢气喷孔为声速喷口条 件,喷孔静温T=250K,静压P=1.06MPa,燃料当量 比为0.18.壁面采用无滑移绝热壁面边界条件,出口 采用超声速出口边界条件. 表2流场计算边界条件 Table2Boundaryconditionsforcomputation 项目Map/kPaT/KYN2ro2YH2 来流2.6476.37240.770.230.0 喷口1.0l0602500.00.01.0 为验证数值计算方法的正确性,根据文献[10]中 的燃烧室结构及给定条件进行了计算,并和文献中给 定的实验数据进行对比,结构简图和计算条件参见文 献[10],网格节点数目为220×45. 从图3燃烧室上下壁面静压数值计算结果与实验 结果的对比可看出,数值计算结果和实验结果吻合较 好,可很好地捕捉到激波系,并较准确地预测到波系的 位置,静压数值吻合也较好.因此,本文所用燃烧室流 场仿真方法可较好地对燃烧室内超声速混合流动与燃 烧流场进行仿真. 2结果和分析 图4(a)为基准构型燃烧室在冷流情况下的静压 轮廓图,从中可清晰地观察到波系的演化发展过程,激 波与激波之间的相互影响,以及激波与剪切层之间的 相互作用.附面层在凹腔前缘分离,偏向主流,形成斜 一 53— 2011年2月固体火箭技术第34卷 激波,剪切层撞击到凹腔后缘形成再附激波,波后气体 经过后缘膨胀,在后缘处形成明显的膨胀波. 图4(b)为基准构型燃烧室在热试情况下的静压 轮廓图.图5为H:,0:及H:0质量分数分布图.氢 气的点火燃烧使得燃烧室内静压陡增,且燃烧室内压强 分布呈现明显的分层结构,凹腔所在区域静压最低,如 图4(b)所示. (a)上壁面 (b)下壁面 图3壁面静压比较图 Fig.3Wallpressurecomparisonsof calculationandexperiment (a)冷流轮廓 (b)热试轮廓 图4基准圆形超燃冲压发动机燃烧室热试静压轮廓图 Fig.4Pressurecontourofbenchmarkroundscramjet combustorundertheconditiOnOf coldflowandengineignition 在热试状态下,由于燃烧室凹腔内漩涡的卷吸作 ??-—— 54---—— 用,燃料绝大部分集中在凹腔内部,少量沿凹腔下游壁 面分布,如图5(a)所示;燃料与来流中氧气的反应主 要集中在燃烧室壁面,如图5(b),(c)所示. 凹腔的阻力由压阻和摩阻两部分构成,在本文研 究范围内,凹腔摩阻在数值上不及压阻的4.1%,如表 3所示.其中,代表凹腔的摩阻与压阻之比,代表 凹腔的摩阻,而且凹腔摩阻对燃烧室产生正推力,在一 定程度上能抵消部分燃烧室壁面摩阻对燃烧室性能的 负面影响,且热试状态下摩阻的数值比冷流状态下的 摩阻大. ??圈麴匿]—啊 (a)H2 (b)o2 (C)H20 图5基准圆形超燃冲压发动机燃烧室热试 H2,0:及H20质量分数分布图 Fig.5H2,o2andH2Omassfractiondistribution ofbenchmarkroundscramjetcombustor undertheconditionofengineignition 表3不同构型凹腔摩阻及其与压阻之比 Table3Ratiooffrictionaltopressuredragandfrictional dragofcavitywitlIdifferentconfigurations 2011年2月黄伟,等:凹腔结构对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响第1期 图6为在凹腔总长度不变情况下,凹腔阻力和阻 力百分比随长深比的变化趋势.凹腔阻力百分比即为 凹腔阻力在燃烧室阻力中所占的比重,且用表示. (a)凹腔阻力 (b)凹腔阻力百分比 图6凹腔阻力和阻力百分比随长深比的变化 Fig.6EffectofratiooflengthtodepthOndragforce andforcepercentageofcavity 研究表明,凹腔在燃烧室处于热试状态下的阻力 明显大于燃烧室处于冷流状态下的阻力,主要是由于 氢燃料的点火燃烧使得燃烧室内波系结构变得更加复 杂,导致压强升高. 在冷流状态下,随着长深比的增加,凹腔阻力和阻 力百分比都呈现单调递减的趋势;而在热试状态下,随 着长深比的增加,凹腔阻力和阻力百分比是先增加后 减小,即在相同条件下,凹腔自身阻力的变化趋势与其 在燃烧室总阻力中所占比重呈现一一对应关系.长深 比越大,表明凹腔越浅,这样凹腔结构对燃烧室内波系 影响就越小;当燃烧室处于热试状态下时,氢气的燃烧 改变了燃烧室内的流场结构,此时凹腔结构和氢气的 燃烧,同时对燃烧室内的波系分布产生影响. 由于发动机燃烧室在冷流状态下凹腔的阻力明显 小于发动机燃烧室在热试状态下凹腔的阻力,因此在 仅考虑凹腔长深比影响时,在本文研究范围内,认为长 深比为7.5的凹腔对改善燃烧室的阻力特性更加有 效,此时对应的凹腔最浅. 图7为在凹腔底部长度不变的情况下,凹腔阻力 和阻力百分比随后掠角的变化趋势.在圆形超燃冲压 发动机燃烧室中,随着后掠角的增大,热试和冷流状态 下的凹腔阻力都呈现逐步减小的趋势.相比之下,凹 腔在燃烧室处于热试状态下的阻力远大于燃烧室处于 冷流状态下的阻力,这和不同长深比条件下的变化趋 势一致. 后掠角的增大意味着凹腔总长度变大,凹腔前后 缘距离更远,而此时凹腔深度保持不变,后掠角的增大 会导致凹腔后缘形成的再附激波强度增强. 0/(.) (a)凹腔阻力 0/(.) (b)凹腔阻力百分比 图7凹腔阻力和阻力百分比随后掠角的变化 Fig.7Effectofswept-backangleondragforce andforcepercentageofcavity 在热试状态下,后掠角为30.的圆形超燃冲压发动 机燃烧室中凹腔的阻力最大,但在基准圆形燃烧室中, 凹腔阻力在燃烧室总阻力中所占比重最大,如图7(b) 所示,后掠角为90.的凹腔阻力最小,表现出良好的阻 力特性,能有效改善燃烧室的阻力特性.在冷流状态 下,后掠角为90.的凹腔阻力及其在燃烧室总阻力中所 占比重都最小. 当燃烧室处于冷流和热试状态下时,圆形燃烧室 凹腔壁面静压均呈现图8所示的发展趋势,沿凹腔前 缘壁面,静压逐步上升,当达到前缘和底部转折点时, 凹腔壁面静压突降,此处形成了一个低压回流区.在 凹腔底部与后缘壁面的接合处,静压的突跃说明此处 也是低压回流区产生的地方,同时也可看到,在凹腔后 一 55— 2011年2月固体火箭技术第34卷 缘壁面与燃烧室壁面的拐点上出现了1次很强的静压 突跃现象,说明在此处出现了1道激波,即前面所说的 凹腔前缘剪切层撞到后缘所引起的再附激波,可见,在 整个凹腔壁面上,总共出现了2个低压回流区和1道 激波. 当飞行器在临近空间作巡航飞行时,微小的攻角 变化.都会对其整体?及各部件?性能产生巨大的 影响.因此,考察攻角变化(一4.一4.)对推进系统燃 烧室性能的影响,进而了解其对飞行器整体性能的影 响,显得非常必要. x/m 图8基准圆形超燃冲压发动机燃烧室热试状态 下凹腔壁面静压分布圉 Fig.8Pressuredistributionalongwallofcavityinbenchmark rolmdscramjetcombustoratengineignition 表4不同攻角下摩阻及其与凹腔总阻之比 Table4Ratiooffrictionaltototaldragandfrictional dragofcavityunderdifferentangleofattack 研究发现,在冷流状态下,凹腔摩阻在凹腔阻力中 所占比重在数值上均不超过2.75%,如表4所示.其 中,表示凹腔摩阻占总阻的比重.相对于零攻角时 凹腔的摩阻,在整个攻角变化过程中,冷流状态下凹腔 摩阻变化不超过7.4%,而热试状态下凹腔摩阻变化 较明显,基本处于1.95%一56.34%之间,主要是由于 燃料燃烧加剧了燃烧室内激波结构的变化.同时,从 图9可看出,热试状态下圆形燃烧室内凹腔阻力及阻 力百分比变化,在小攻角下(一3.一3.)明显强于冷流 状态下圆形燃烧室内凹腔阻力及阻力百分比变化,且 相同大小的正负攻角对燃烧室凹腔阻力影响几乎 一 致. 一 56一 n/(.) (a)凹腔阻力 (b)凹腔阻力百分比 图9攻角对基准超燃冲压发动机燃烧室中 凹腔阻力和阻力百分比的影响 Fig.9EffectofattackangleOildragforceand forcepercentageofcavityinbenclnnark roundscramjetcombustor 3结论 采用数值模拟方法研究凹腔结构参数及攻角对圆 形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响时发现: (1)凹腔摩阻相比压阻很小,在研究其对燃烧室 阻力特性影响时,几乎可忽略不计,主要考虑其压阻特 性,此同文献[8,11]结论一致; (2)凹腔壁面存在2个低压回流区和一道较强烈 的激波,且都出现在壁面转角处; (3)热试状态下,后掠角为90.的凹腔阻力最小, 在保证较高的混合和燃烧效率前提下,能有效减小燃 烧室阻力,提高燃烧室性能; (4)随着后掠角的增大,热试和冷流状态下的凹 腔阻力均呈现逐渐减小的趋势; (5)随着长深比的增加,冷流状态下的凹腔阻力 单调递减;而在热试状态下,随着长深比的增加,凹腔 阻力是先增加后减小; (6)在小攻角(一3.一3.)热试状态下,燃烧室凹 腔阻力及阻力百分比变化明显强于冷流状态下的凹腔 阻力及阻力百分比变化,且相同大小的正负攻角对燃 烧室凹腔阻力影响几乎一致.(下转第6o页) 2011年2月固体火箭技术第34卷 大小要求较为严格. 3.3地面直连试验总压总温调节精度分析结果 结合小偏差适用性分析结果,图4给出了模拟工 况为H=10km,Ma=2.8下的总压总温调节精度要 求.图4中,影线区域即认为是地面试验时模拟误差 精度要求的范围. 量 .6/K 图3小偏差方法适用范围 Fig.3Apyingrangeofsmalldeviationmodel 星 图4地面直连试验总压总温调节控制精度要求范围 n昏4Requiredl~/Igeofregulatingcontroling precisionoftotalpressandtotaltemperature inthedirect-connectiongroundtest 4结束语 (1)采用小偏差方法,基于一维气动理论,发展了 一 套评估地面试验模拟误差对SDR性能影响的方法. (2)结合某试验固冲发动机,得到了发动机性能 参数对模拟误差的敏感系数,进而利用误差理论,分析 了小偏差方法的适用范围.研究表明,固冲发动机性 能对总压偏差的敏感性要高于对总温偏差的敏感性, 故在地面试验时,更应注意控制总压调节精度. (3)给出了固冲发动机地面直连试验时总压总温 以便分析所需总压总温调 调节控制精度计算方程组, 节控制精度要求. 参考文献: [1]SungHong—Gye,HsiehShih—Yang,YangVigor.Aunifieda- nalysisoframjetoperationinanintegratedrocketnm~jeten- gine,transitionfromrocketboostertoramjetsustainer[R]. AIAA2001-3460. [2]徐浩海,刘站国.液氧/煤油补燃发动机系统稳定性分析 [J].火箭推进,2005,31(2). [3]阮建则.固体火箭冲压发动机设计与性能分析的工程方 法[D].西安:西北工业大学,2007. [4]冯正平,孙健国.航空发动机小偏差状态变量模型的建立 方法[J].推进技术,2001,22(1). [5]鲍福廷,黄熙君,张振鹏.固体火箭冲压组合发动机[M]. 北京:宇航出版社,2006. (编辑:吕耀辉) (上接第56页) 参考文献: [1]MichaelKSmart,EdwardGBur.Free-jettestingofaREST scramjetatoff-designconditions[R].AIAA2006-2955. [2]MelvinJBulman,AdamSiebenhaar.Therebirthofroundhy. personicpropulsion[R].AIAA2006-5035. [3]JamesCTurner,MichaelKSmart.Applicationofinletinjec— tiontoathree.dimensionalscramjetatMach8『J].AIAA Journal,2010,48(4):829-838. [4]黄伟,王振国,罗世彬,等.高超声速乘波体飞行器机身/ 发动机一体化关键技术研究[J].固体火箭技术,2009, 32(3):242-248. 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