（航空宇航科学与技术专业论文）亚燃冲压发动机燃烧室数值仿真与试验研究.pdf

国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 摘要 冲压发动机是超音速导弹的最佳动力装置，在超音速飞行范围内具有比火箭 发动机、涡轮喷气发动机更优越的性能，具有广泛的军事和商业应用背景，是目 前各航空航天大国的研究重点之一。亚燃冲压发动机燃烧室作为发动机的关键部 件，对整个发动机系统性能的发挥具有举足轻重的作用，而火焰稳定一直是燃烧 室设计和试验中的关键问题。本文抓住当前研究的热点，以仿真和试验为主要手 段，对采用突扩、凹腔、v 形槽三种火焰稳定方式的亚燃冲压发动机燃烧室进行了 深入研究。 建立了用于亚燃冲压发动机仿真的数学模型，对采用上述三种火焰稳定方式 的冲压发动机进行体化数值仿真，分析了它们的冷流和燃烧流场结构、沿流向 的总压变化趋势以及燃烧效率的高低。仿真结果表明，突扩、单v 形槽和凹腔燃 烧室燃烧流场结构存在相似性。 在一体化仿真的基础上，针对凹腔和双v 形槽燃烧室，开展了详细的结构参 数仿真研究。研究表明：对凹腔火焰稳定器：凹腔长度和后壁倾角a 的变化对燃 烧效率和总压损失的影响呈现出相反的变化趋势。凹腔长度的增大有利于提高整 体性能，但存在一个最佳的凹腔长度。后壁倾角a = 4 5 。时的构型具有较高的综合 性能。增大前后壁的高差h 和增大凹腔长深比l d 可以增加燃烧效率，而且总压 损失上升的幅度也小一些。对双v 形槽火焰稳定器，发现喷雾的位置以及两个v 形槽的相对位置r 1 、r 2 都存在着一个最优值。 进行了亚燃冲压发动机高空台直连式试验。对不同燃油喷注方式、不同喷注 压降、不同火焰稳定器构型下的点火和火焰稳定性能进行了研究。通过试验实现 了低压下的点火并稳定燃烧。 主题词：亚燃冲压发动机，火焰稳定，突扩，凹腔，v 形槽，数值仿真 第x i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 a b s t r a c t t h er a m j e tw h i c hi so n eo ft h eb e s tp r o p u l s i o ns y s t e mf o rm i s s i l e s ，w i t hb e t t e r f l i g h tp e r f o r m a n c et h a nr o c k e ta n dt u r b i n ee n g i n ei nt h es u p e r s o n i cf l i g h ta r e a s o ，i th a s b r o a dm i l i t a r ya n dc o m m e r c i a lb a c k g r o u n da n di st h es i g n i f i c a n tr e s e a r c hf i e l do fa l l c o u n t r y a st h ek e yp a r to ft h er a m j e tt h ec o m b u s t i o nc h a m b e rp l a y sa t li m p o r t a n tr o l e i nr e m j a tp r o p u l s i o ns y s t e m t h ef l a m eh o l d e r sa l w a y sa r et h ek e yp r o b l e mi nt h e d e s i g na n dr e s e a r c ho fc o m b u s t i o nc h a m b e r t h ep r o p e r t i e so ft h ed u m pa n dc a v i t ya n d v g u t t e rf l a m eh o l d e ru s i n gi nt h ec o m b u s t o ri nr a m je tw a ss t u d i e db yb o t hn u m e r i c a l s i m u l a t i o na n d e x p e r i m e n tm e t h o d s ar e a s o n a b l em a t h e m a t i cm o d e la b o u tt h ep h y s i c a lp h e n o m e n o ni nt h ec o m b u s t o r w a sg i v e nt os i m u l a t et h ec o m b u s t i o na n df l o wp r o c e s si nt h ec o m b u s t o r s t h er a m j e t u s i n gt h ed u m po rc a v i t yo rs i n g l ev g u t t e rf l a m eh o l d e rw a ss t u d i e db yi n t e g r a t i v e s i m u l a t i o ni nt h ec o l df l o wa n dt h ef l o wf i e l di nc o m b u s t o ra n dt h et o t a lp r e s s u r ed r o p t h er e s u l t ss u g g e s tt h e i rf l o wf i e l ds t r u c t u r e sa r es i m i l a r b a s e do ni n t e g r a t i v es i m u l a t i o n ，d e t a i ls t r u c t u r a lp a r a m e t e ro p t i m i z a t i o no fc a v i t y a n dd o u b l ev - g u t t e rw e r ec a r r i e do u t t h er e s u l t ss u g g e s tt h a t ：f o rt h ec a v i t yf l a m e h o l d e r ，t h ec o m b u s t i o ne f f i c i e n c ya n dt o t a lp r e s s u r el o s se x h i b i td i f f e r e n tt r e n dw h e n t h el e n g t ha n ds l o p ea n g l eo ft h er a r ew a l li sc h a n g e d t h ei n c r e a s eo fc a v i t yl e n g t hi s f a v o r a b l ef o ri n c r e a s i n gt h ei n t e g r a t e dp e r f o r m a n c ei nac e r t a i ne x t a n t ，a n dt h e r ei sa n o p t i m a ll e n g t h a n dt h ec o n f i g u r a t i o n 、析t l ls l o p ea n g l eo f4 5d e g r e es h o w se x c e l l e n t c o m p r e h e n s i v ep e r f o r m a n c e t h ei n c r e a s eo fh e i g h td i f f e r e n c eb e t w e e nf o r w a r da n d r a r ew a l lw i l li n c r e a s eo fl db e n e f i t st h ec o m b u s t i o ne f f i c i e n c y ，a n dd e c r e a s et h et o t a l p r e s s u r el o s s a st ot h ed o u b l ev - g u t t e rf l a m eh o l d e r ，t h ei n j e c t i o np o s i t i o na n dt h e r e l a t i v ep o s i t i o no ft w of l a m eh o l d e r ( r 1 ，r e ) ，t h e r ei sa no p t i m a lv a l u et h a tb r i n gt h e b e s tp e r f o r m a n c e t h ec o n n e c t e dp i p ee x p e r i m e n to fh i g ha l t i t u d ei sp u ti np r a c t i c e d i f f e r e n tm o d e o fi n j e c t i o n ，d i f f e r e n ti n j e c t i o np r e s s u r ed r o pa n dd i f f e r e n tc o n f i g u r a t i o no ff l a m eh o l d e r w e r ei n v e s t i g a t e di no r d e rt oe x a m i n et h ec o m b u s t i o ne f f i c i e n c ya n df l a m eh o l d i n g p e r f o r m a n c e t h er e s u l t ss u g g e s tt h a tt h ec o m b i n a t i o ni g n i t i o nu n d e rl o wp r e s s u r ec a n b ea c h i e y e d k e yw o r d s ：r a m j e t ，f l a m eh o l d e r , d u m p ，c a v i t y ，v - g u t t e rf l a m eh o l d e r ， n n i n e r i e i a ls i m u l a t i o n 第x i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 表目录 表3 1 发动机推力值( 单位n ) 3 6 表3 2 发动机燃烧效率3 6 表3 3 保持喉部一定的发动机仿真结果统计3 8 表3 4 顺流和逆流喷射发动机推力值比较3 9 表4 1 凹腔试验件参数列表4 2 表4 2 各构型凹腔燃烧室性能列表4 2 表5 1 空气加热气工作参数5 6 表5 2 相同余气系数不同喷孔数目的流量对比6 3 表5 3 不同喷注压降下的试验情况6 5 表5 4 煤油逐渐建压的试验情况6 6 表5 5 不同火焰稳定器的试验情况6 7 表5 6 不同安装方式的火焰稳定器的试验结果6 8 第页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图目录 图1 119 8 0 年冲压发动机技术发展状况2 图1 22 0 0 4 年冲压发动机技术发展状况2 图1 3 涡燃烧室结构。5 图3 1 采用突扩燃烧室的亚燃冲压发动机模型2 1 图3 2 采用单v 形槽火焰稳定器的亚燃冲压发动机模型2 l 图3 3 突扩燃烧室亚燃冲压发动机网格分布2 1 图3 4 单v 形槽的亚燃冲压发动机网格分布。2 1 图3 5 带凹腔的亚燃冲压发动机网格分布2 2 图3 6 突扩燃烧室冷流流场云图2 3 图3 7 突扩燃烧室燃烧流场云图2 4 图3 8 突扩燃烧室煤油液滴分布图2 6 图3 9 突扩燃烧室上壁面静压曲线2 7 图3 1 0 突扩燃烧室x 方向截面c 0 2 质量流量曲线2 7 图3 1 1 单v 形槽燃烧室冷流云图2 8 图3 1 2v 形槽燃烧室燃烧流场云图3 0 图3 1 3 亚扩段处流线图3 0 图3 1 4 煤油摩尔浓度分布等值线图31 图3 1 5v 形槽燃烧室x 方向截面的总压曲线3 1 图3 1 6v 形槽燃烧室x 方向截面的燃烧效率曲线。3 1 图3 1 7 凹腔燃烧室冷流云图3 2 图3 18 冷流流场中凹腔内的回流区。3 2 图3 19 煤油喷流轨迹图。3 3 图3 2 0 凹腔燃烧燃烧流场云图3 4 图3 2 1 燃烧流场中凹腔内的回流区3 4 图3 2 2 凹腔燃烧室x 方向截面的燃烧效率曲线。3 5 图3 2 3 凹腔燃烧室x 方向截面上气流总压曲线3 5 图3 2 4 上壁面温度分布曲线3 7 图3 2 5l 2 t 2 突扩和l 2 t 2 凹腔燃烧室x 方向截面上c 0 2 质量流量百分比曲线3 8 图3 2 6 凹腔燃烧室x 方向截面上c 0 2 质量流量百分比曲线3 9 图4 1 凹腔火焰稳定器燃烧室模型4 1 图4 2 双v 形槽火焰稳定器燃烧室模型。4 1 图4 3 凹腔结构参数示意图4 1 第v 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图4 4 不同长度凹腔燃烧室x 轴方向上c 0 2 质量流量百分比曲线4 3 图4 5 不同长度凹腔燃烧室x 轴方向上气流总压曲线4 3 图4 6 不同后壁倾角凹腔燃烧室x 轴方向上c 0 2 质量流量百分比曲线4 4 图4 7 不同后壁倾角凹腔燃烧室x 轴方向上气流总压曲线。4 4 图4 8 不同长深比凹腔燃烧室x 轴方向上c 0 2 质量流量百分比曲线4 5 图4 9 不同长深比凹腔燃烧室x 轴方向上气流总压曲线。4 5 图4 1 0 不同高差凹腔燃烧室x 轴方向上c 0 2 质量流量百分比曲线4 6 图4 1 1 不同高差凹腔燃烧室x 轴方向上气流总压曲线4 6 图4 1 2 双v 形槽燃烧室燃烧流场总温分布图4 7 图4 1 3 双v 形槽燃烧室燃烧流场煤油分布图4 7 图4 1 4 双v 形槽燃烧室燃烧流场二氧化碳分布图4 7 图4 1 5 液滴在燃烧室内的轨迹图4 7 图4 1 6 液滴在燃烧室内的轨迹放大图4 8 图4 1 7 火焰稳定器及喷油位置4 8 图4 1 8 燃烧效率和总压损失系数随着喷油位置的变化4 8 图4 1 9 燃烧效率及总压损失变化图4 9 图4 2 0 火焰稳定器相对位置图4 9 图4 2 l 燃烧效率及总压损失随d r 2 的变化图5 0 图4 2 2 燃烧效率及总压损失随d r l 的变化图5 0 图4 2 3 燃烧效率及总压损失随d l 的变化图。5 1 图4 2 4 燃烧效率及总压损失随稳定器长度的变化5 1 图4 2 5 燃烧效率和总压损失随着质量分布比和火焰稳定器长度的变化5 2 图5 1 亚燃冲亚发动机高空台试验系统5 4 图5 2l k g s 发动机未安装模拟头锥情况。5 4 图5 3 发动机实际安装情况5 5 图5 4 自动测控系统组成示意图5 7 图5 5 主控制机及现场监视系统5 7 图5 6 点火电源实物图5 8 图5 7 火炬点火器三维造型图5 9 图5 8 火炬点火器工作时的相对压力曲线5 9 图5 9 燃发器2 酒精充填相对压力曲线6 0 图5 1 0 燃发器2 点火试验的相对压力曲线6 0 图5 1 1 空气加热器试验相对压力曲线6 1 图5 1 2 试验时序图6 2 第页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 图5 1 3 试验中几种典型试验结果6 3 图5 1 4 当量比对燃烧的影响6 4 图5 1 5 不同穿透度情况下的射流穿透度对比6 4 图5 1 6 喷注压降对燃烧影响对比6 5 图5 1 7 煤油缓慢建压与不同氢气射流方式对比6 6 图5 1 8 扰流器结构及安装情况6 7 图5 1 9 不同扰流增强结构方式对比6 8 图5 2 0 不同火焰稳定器下的燃烧室相对压力分布6 9 图5 2 1 低压条件下成功点火的相对压力曲线6 9 第v i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 x ，y y ， r p ，p r m a h d 三 d 彳 r e 肌 g f c c p e 甜 u 7 “ s 心 f d t 希腊符号 p f 缈 符号表 当地坐标系 速度 时间 温度 压力，压强 气体常数 马赫数 射流穿透度 喷孔直径 凹腔长度 凹腔深度，单下标时为阻力，双下标时为扩散系数 凹腔后缘角 来流雷诺数 质量流量 热量 推力 阻力系数，不同下标时表示不同阻力 摩擦力 定压比热 内能 流场物理量 流场湍流波动量 流场平均量 颗粒表面积 压降 时间间隔 时间差( 图片中说明) 密度 着火延迟时间 质量生成率 第v i i i 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 粘性系数 形状系数 化学当量系数 比热比 组分数 坐标轴各方向标记 化学反应 参考长度 滞止参数 热流状态 冷流状态 喷流状态 加热器 受力分析中摩擦力 受力分析中压力 参考数值 入口参考参数 出口 层流 湍流 环境状态 注：正文中已说明了具体意义的符号在此不再解释。 第页 标 ，一、 吁而 厂 y 7 下“训 ，三o w c弦胴厂p，口， 口 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成 果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表和 撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它教育机构的学位或证书而使 用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明 并表示谢意。 学位论文作者签名：垂复态日期： 矽。譬年l f 月z 7 日 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权国防科学 技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子文档，允许论文被查 阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、 缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书。) 学位论文作者签名：圣丝墨：! 日期：z o o g # 1 1 月z 7 日 作者指导教师签名：二丢确斜卜日期：伽哆年f 1 月7 日 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 第一章绪论 1 1 研究背景 导弹与航天技术是现代科学技术中发展最快的高技术之一，导弹武器的出现， 使军事思想和作战方式发生了深刻的变革。导弹已经成为当代战争的一种重要武 器。同时，防御对抗它的措施也在不断加强，导弹攻防对抗愈演愈烈。为了达到 “消灭敌人，保存自己 的目的，就必须不断提高导弹的突防能力和生存能力。 要想在未来战争中发挥导弹武器的威慑能力，就必须不断提高导弹命中精度，改 善武器系统的智能化程度，使武器系统向射程更远、机动性更好的方向发展。而 这一切效能的发挥是以导弹速度作为保证的。加快导弹的飞行速度是提高导弹突 防能力的有效途径。世界上很多军事强国都在进行超声速导弹技术的研究。 冲压发动机是超音速导弹的最佳动力装置，在超音速飞行范围内具有比火箭 发动机、涡轮喷气发动机更优越的性能。为提高冲压发动机的性能，美、法、德、 俄等国投入了大量的人力、物力开展相关研究。 1 9 1 3 年5 月，法国人r e n el o r i n 在飞翼杂志上发表了世界上有关冲压发动机 技术的第一篇公开文献n 1 ，自此揭开了冲压发动机的发展序幕。迄今为止，冲压发 动机技术的发展已经经历了近一百年的发展历程。 1 9 1 3 年到二战初期这一段时间，属于冲压发动机的理论及其应用的探索阶段。 英国、法国、德国和前苏联分别开展了亚燃发动机技术的研究工作。研究人员对 冲压发动机的概念进行了初步阐述，并且认识到这种装置特别适合于超声速飞行。 燃料喷注、火焰稳定及扩压器技术都得到了初步的研究。其中法国，德国和前苏 联都进行了冲压发动机的试验研究工作。 二战初期，以v o nk d r m d n 为代表的空气动力学家在可压缩流空气动力学方面 取得了举世瞩目的成就，加深了人们对有加热管流中空气动力学和热力学的理解， 大大推动了冲压发动机的研究工作。二战以后，冲压发动机技术受到各国的重视， 并在二十世纪五十年代达到了一个发展的高峰。从这一时期开始，冲压发动机进 入了应用阶段。美、英、法、苏等国研制了多种以冲压发动机为动力装置的飞行 器，美国的地空导弹波马克( b o m a r c ) 和黄铜骑士( t a l o s ) 口刊、法国的天狼星( s i r i u s ) 和织女星( v e g a ) 】、苏联的地空导弹加涅夫( g a n e f ) 和根弗( g a i n f u l ) 、英国的地空 导弹警犬( b l o o d h o u n d ) 和海标枪( s e ad a r t ) 为其中的代表口3 。 1 9 6 0 年至1 9 8 0 年期间，应用于导弹的整体式冲压发动机概念的提出和验证成 为这一时期亚燃冲压发动机发展的标志性事件阳1 。同时，应用于空射巡航导弹的小 型冲压发动机( a d v a n c e dl o w v o l u m er a m j e t ) 也成为研究的热点口一巩1 0 3 。这一时 第1 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 期，冲压发动机技术的发展步伐进一步加快，美、苏、法等国家继续加大投入， 研制出一系列的以冲压发动机为动力装置的飞行器，我国也开始进入这个研究领 域，并开始研制以4 0 0 m m 液体冲压发动机为动力的c l o l 超声速巡航反舰导弹口3 。 上世纪八十年代以后，世界各国继续推进在冲压发动机领域的研究，在试验 手段和仿真技术方面都取得了很大的进展n 卜埔3 ，致力于将冲压发动机适宜飞行的马 赫数和高度范围进一步拓展。图1 1 为t h o m a s 总结的1 9 8 0 年以前的冲压发动机 的飞行走廊以及技术发展状态。图1 2 为r o n a l ds f r y 给出的到2 0 0 4 年为止冲 压发动机的发展现状1 。由图中我们可以看出，相比于1 9 8 0 年以前，冲压发动机 飞行马赫数更大，飞行空域更高。 图1 119 8 0 年冲压发动机技术发展状况 图1 22 0 0 4 年冲压发动机技术发展状况 与固体燃料冲压发动机等其他类型的冲压发动机相比，液体燃料冲压发动机 比冲高、经济性好，射程相对较远，在冲压发动机技术的发展过程中备受瞩目。 目前美国和俄罗斯正在发展的超声速巡航导弹大部分采用了液体燃料冲压发动 机。根据美国、俄罗斯、法国、英国等国冲压发动机技术发展历程来看，整体式 液体燃料冲压发动机成为近些年来研究的重点方向口9 矧。 在过去的一个世纪里，冲压发动机取得了令人惊叹的巨大成就，但其发展的 道路却并非一帆风顺。冲压发动机最初设想成为一种先进飞机的动力装置，后来 又应用于导弹技术；近几年来，冲压发动机又被寄希望于应用于可重复使用的天 地往返空间运输工具，在一定的飞行走廊里为这种运输工具提供动力1 。但无论是 应用于空间运输工具还是军事装备，冲压发动机技术仍然面临一些问题，其中包 括：冲压发动机在马赫数为1 附近的推力的限制；宽飞行包络线内的高效综合性 能的验证；燃料的补给；发动机材料的热环境乜引；发动机设计的复杂流程。这其 中又以发动机的热防护和大空域宽马赫数的高效推进性能为重点。 1 2 冲压发动机火焰稳定技术发展现状 燃烧室作为发动机的关键部件，对整个发动机系统性能的发挥具有举足轻重 的作用，其研制难度大、周期长，是发动机总体设计的主要制约因素。为了提高 第2 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 冲压发动机的燃烧室性能，需要突破以下关键技术：高速气流中燃料与空气的掺 混技术1 2 7 ；燃烧室流场( 包括燃油浓度分布) 【2 8 】与进气道出口流场的匹配技术； 高速和低压条件下的点火技术 2 9 ，3 0 1 ；高速气流中的火焰稳定技术；燃烧室主动热 防护与被动热防护技术 2 6 , 3 1 - 3 6 】；液体冲压发动机燃烧稳定性【3 7 4 2 1 。 对于所有亚燃冲压发动机燃烧室而言，火焰稳定一直是一个关键问题h 副。火 焰稳定的目的就是减小着火延迟距离，在尽可能短的距离里建立起化学反应所需 要的自由基源，为燃烧提供一个可靠的点火源，从而在高速气流中稳定火焰，并 缩短燃烧室长度。 由于冲压发动机燃烧室主流中的气流速度很高，远远大于湍流火焰的传播速 度，火焰稳定技术一般是通过某种方式形成回流区来实现的h 3 川1 。回流区中某些 局部流速低于湍流火焰的传播速度，这样就具备了火焰稳定的必要条件；一旦有 功率足够的点火源，就可以使可燃混气点燃。高温燃烧产物通过回流区返回上游， 形成稳定连续的点火源，回流区起着储热的作用，以湍流传质和换热的形式，为 可燃混气传输热量和活性物质，使火焰得以在燃烧室内迅速传播。根据产生回流 区的机制不同，亚燃冲压发动机燃烧室内的火焰稳定技术主要可以分为三类：旋 流式火焰稳定技术h 5 蚰1 、突扩式火焰稳定技术h 州1 、非流线体火焰稳定技术m 5 嗍1 。 1 旋流式火焰稳定技术 旋流式燃烧室一般利用旋流器将气流加旋之后，使之在燃烧室内形成气动旋 涡，达到增强混合和火焰稳定的目的。由于旋流器出口的气流有较高的切向分速， 燃烧室壁面给予气流一个向心外力，迫使气流围绕轴线作旋转运动，因而在燃烧 室中形成回流区。点火以后，燃烧完的炽热燃气中有一部分被吸引，回流进入回 流区，因而燃烧室中始终存在一个高温点火源。在实际应用当中，旋流式火焰稳 定技术一般与突扩式火焰稳定技术同时使用，形成旋流式突扩燃烧室咖6 ，利用 旋转气流进入燃烧室突然膨胀的特性，产生中心回流或环形回流，达到稳定火焰 的目的。由旋流产生的回流区比较稳定，燃烧室能稳定火焰，较好的组织燃烧， 同时，旋流能加强油气混合，从而提高燃烧效率，减小燃烧室长度，降低燃烧室 壳体的热负荷。 2 突扩式火焰稳定技术 突扩燃烧室利用气流进入燃烧室后，在突扩台阶区域内产生稳定的回流区， 达到火焰稳定的目的。突扩型燃烧室有同轴进气啪一玑乱4 7 - 4 9 ，双侧进气洲别，4 侧 进气呻2 ，6 引，4 侧切向进气1 等多种形式。突扩燃烧室结构简单，利用后向台阶形成 回流区，具有良好的点火和稳焰性能；但突扩式燃烧室的冲压发动机稳定工作范 围相对较小，影响其空域的进一步扩大，这可能会制约以整体式液体燃料冲压发 动机为动力的导弹进一步向远程，高马赫数方向发展。突扩式火焰稳定技术的应 第3 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 用以法国a s m p 导弹冲压发动机突扩燃烧室为代表。 3 非流线体火焰稳定技术 高速来流沿非流线体表面流到非流线体后缘，产生附面层分离，因粘性而产 生尾迹旋涡，形成回流区。常规的液体燃料冲压发动机多采用非流线体火焰稳定 技术。非流线体火焰稳定器安装在主流当中，增加了主流的湍流度；在点火之前， 火焰稳定器前缘会形成弓形激波，使得非流线体火焰稳定器具有更好的点火性能。 火焰稳定器的尾流区比突扩燃烧室回流区大，稳焰范围较宽。在非流线体火焰稳 定器燃烧室中，如果采用折叠式稳定器技术就可以把助推器延伸到发动机燃烧室 头部装置与进气道的掺混段，进一步节省空间，提高容积效率。而掺混段可以用 来调整燃烧室头部装置之前的流场，便于组织燃烧，降低燃烧室头部装置的研制 难度，提高燃烧效率，缩短燃烧室火焰筒的长度。特别是采用旁侧进气方式的冲 压发动机，燃烧室进口流场严重不均匀，其燃烧室头部装置的设计难度大，在这 种情况下采用折叠式稳定器技术，具有明显的优势。俄罗斯的马斯基特导弹正式 采用了折叠式稳定器技术。从掌握的技术资料来看，俄罗斯的整体式液体燃料冲 压发动机均采用了带机械式火焰稳定器燃烧室，形成了一系列装备其部队的高性 能导弹。非流线体火焰稳定技术的应用以俄罗斯x 一3 1 导弹冲压发动机的带机械式 火焰稳定器燃烧室为代表嗍1 。 1 3 凹腔火焰稳定器的发展现状 对凹腔的研究最早开始于对轰炸机投弹舱打开时形成的外凹腔流场特性的关 注。许多文献都对凹腔流动进行了详细的研究，但其中大部分都是关于如何抑制 凹腔压力振荡的内容【6 引。近些年来，凹腔应用于超燃冲压发动机火焰稳定的技术 受到广泛的关注，许多公开的文献都有详细的介绍和研究m 7 0 】。凹腔应用于航空 发动机的火焰稳定技术即驻涡燃烧室技术，自1 9 9 5 年以来也得到了深入研究1 7 卜引j 。 在超燃冲压发动机方面，俄罗斯航空发动机中央研究院( c i a m ) 在马赫数6 ， 总温1 5 0 0 k 的来流条件下对超燃冲压发动机模型进行自由射流试验，首次成功的 实现了以凹腔为超燃冲压发动机火焰稳定器的技术，并且应用在与法国联合进行 的氢燃料双模态超燃冲压发动机的飞行试验中陋引。b e n - y a k a r 等人对超燃冲压发动 机中的凹腔火焰稳定技术进行了详细的介绍睛3 | 。在国内，俞刚等人对马赫数为2 的冷空气流中开式凹腔的火焰稳定及混合增强特性进行了试验研究；随后又在高 焓加热空气流中，利用引导氢点火，实现了凹腔火焰稳定器的超燃冲压发动机的 点火和稳定燃烧嘲1 。国防科大的丁猛分析了凹腔火焰稳定器燃烧流动场景和特征， 研究了凹腔火焰稳定器稳焰性能，探求了凹腔火焰稳定机理m 1 。潘余对多凹腔燃 烧室燃烧和流动过程进行了研究呻1 。 第4 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 在凹腔应用于航空发动机方面，s y s t e mr e s e a r c hl a b o r a t o r i e s ，i n c 的k 一y h s u 教授最早提出了应用于航空发动机的驻涡燃烧室( t r a p p e dv o r t e xc o m b u s t o r ) 概念口3 l 。与火箭发动机不同，航空发动机和冲压发动机需要在一定工况的空气来 流中组织燃烧。要获得稳定的燃烧，一般需要由回流区内的高温燃气作为持续的 点火源，不断的将来流中的空气及燃料与高温燃烧产物混合。 一个典型的驻涡燃烧室结构如图1 3 所示【7 引。驻涡燃烧室系统包括驻涡预燃 室和主燃烧室。驻涡预燃室由一定尺寸的凹腔构成。通过对凹腔尺寸的选择，可 以在凹腔内形成一个稳定的涡团结构。但是稳定的涡团结构又限制了主流空气进 入凹腔之内。因此一般航空发动机的驻涡燃烧室凹腔内都存在空气和燃料的喷射， 从而改变了凹腔内部和周围的动态特性。凹腔起到了对主流的屏蔽作用，因此尽 管主流空气速度很高，在凹腔里仍然可以实现稳定的燃烧。涡团结构把燃烧的高 温产物输运回燃烧室的主流区，点燃在燃烧室中混合的来流空气和燃料，形成一 个持续、稳定的火焰。r o q u e m o r e 研究了凹腔内空气和燃料的喷射对凹腔在冷流和 燃烧情况下动态特性的影响【7 4 】；m e y e r 等人利用c s v ，p i v ，p l i f 等观测手段对 驻涡燃烧室的内部结构进行了观测【7 刀；s t u r g e s s 等人研究了不同来流条件下不同尺 寸驻涡燃烧室中主流进入凹腔的情况【盯】；h s u 等人研究了驻涡火焰稳定器的燃烧 不稳定特性【7 2 j 。 图1 3 涡燃烧室结构 在国内，何小民、王家骅对驻涡火焰稳定器燃烧室冷态流场进行了初步研究 删，何小民、姚峰开展了不同油气比、进口温度和进口流量等参数影响驻涡燃烧 室燃烧性能的实验研究；樊未军等使用大涡模拟对凹腔内双驻涡冷态流场进行 了分析研究啪1 ，孔昭健等对驻涡燃烧室实验的点火性能和贫油熄火特性进行了实 验研究9 1 1 。 但是对凹腔应用于亚燃冲压发动机的情况却研究的很少。r o q u e m o r e 等人研究 了驻涡燃烧室在较高来流条件下的性能m 棚1 。虽然试验条件不能完全模拟亚燃发 动机的情况，但却提供了凹腔应用于高亚声速气流的一定的依据。试验中采用提 高燃烧室上游压力的方法来增加气流经过燃烧室的压降，从而提高燃烧室内气流 第5 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 速度。试验中对凹腔内火焰的观察表明，随着来流速度的提高，涡团结构变得更 小更加密集。凹腔内的涡团结构依然很稳定。l u n d 大学的b r u n o 等人开展了驻涡 燃烧室应用于亚燃发动机的仿真工作口6 1 。 1 4 本文研究思路与内容 本文以数值模拟和试验为主要技术手段，对以突扩、凹腔和v 形槽为火焰稳 定器的亚燃冲压发动机的燃烧性能进行了深入研究。论文在对采取以上三种稳焰 方式的冲压发动机进行了耦合进气道的一体化数值仿真的基础上，详细研究了高 空低压条件下凹腔和双v 形槽火焰稳定器的结构参数对发动机燃烧效率和总压损 失的影响规律。初步进行了高空低压下的点火试验，并针对高空低压环境下燃烧 室点火的困难，设计了多种试验方案，通过试验、摸索出一套可行的点火方案。 全文共分六章： 第一章简要介绍了冲压发动机的研究背景、特点、应用、发展方向。针对发 动机工作过程，提出了影响冲压发动机发展的关键技术。综述了各种不同稳焰方 案的燃烧室结构特点及其应用背景。 第二章对本文研究所用数值仿真模型和方法进行了详细介绍。 第三章分别对采用突扩、凹腔以及单v 形槽三种火焰稳定方式的冲压发动机 进行了高空低压条件下的数值仿真。对比分析了它们冷流和燃烧流场的特点，并 研究了燃烧室长度和燃油喷注方式对燃烧性能的影响。 第四章针对凹腔和双v 形槽的尺寸参数对发动机燃烧室燃烧效率和总压损失 的影响进行了数值仿真分析。得出了凹腔和v 形槽尺寸变化对燃烧室性能的影响 规律。 第五章主要内容包括亚燃冲压发动机高空试验台系统搭建和调试，以及对低 压条件下点火过程试验的分析。 第六章对全文进行了总结并展望。 第6 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 第二章数值计算方法 流场数值仿真是研究流动和燃烧问题的一种重要手段。它不需要昂贵复杂的 试验设备，可以减少研究费用，同时具有应用范围广、信息量丰富、流场细节刻 画深刻清晰等优点。 本文使用f l u e n t 软件完成了所有亚声速燃烧的数值模拟。f l u e n t 是基于 有限体积求解n s 方程的软件包，其计算方法如下：从质量守恒、动量守恒和能 量守恒三大定律出发，建立起湍流两相多组分化学反应流动的控制方程组，包括 气相控制方程组和液相控制方程组；两相之间的耦合则由气液相互作用的源项来 描述；采用欧拉坐标系描述气相方程；采用拉格朗日坐标系下的粒子轨迹方法来 模拟跟踪液滴的运动。 2 1 1n s 方程组 2 1 燃烧流动控制方程 选用包含多种组分、带化学反应的雷诺平均、守恒型n s 方程作为气体湍流 流动、燃烧的控制方程，表示如下： 0 q + o ( e - e v ) + o ( f - f v ) + o ( g - g v ) ：h ( 2 1 ) a叙加钇 、 其中： q = e = p 倒 m 俨 p r , e = p u u + p p n , 谚删 u ( m + p z o + + 一劬 p i d 吼o r , | 匆 f = q = p v u p v v + p p v w v ( p e + p ) m r , 0 白 乞 g = 巧手手哩 月见o r , a ： g w p w u p w v 刚+ p 以+ p ) p w r , ，h = 互，= 0 乞 + + 岷一吼 层a r , a c ( 2 2 ) i = l ，2 ，m j ，m 为总的组分数。房是各组分的密度，p 是混合气体 的密度；材，v ，w 是沿坐标轴x ，y ，z 方向的速度；p 是压力；z 是组分i 的质量分数； 第7 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 i 彩i 是组分的质量生成率；s d j ，l ，s 舢，& ，s d ，w ，s d 足7 弋散网叩日吓h 且仟用叫丁从 应作用源项。 t ，是粘性应力分量： 铲一吾印而脚罢，铲一j 2 印) + 2 孝， 吃：一昙( v 矿) + 2 h - 抛云，z = = c 考+ 参= f 纠2 c 詈+ 参。可船2 c 罢+ 老， g ，g q ：表示热传导与组份扩散引起的能量通量： g ，：一七警一尸善n 啊鼍，g ，= 一七万3 t p 善啊等，口：= 一七瓦3 t p 善巩红警 玩是混合物组分i 的质量扩散系数。各组分热传导系数取软件数据库中的默 认常数，混合物的热传导系数k 按理想气体混合定律计算。 e 是内能： p = 善鸭+ 2 1 、u 2 + v 2 + w 2 1 w 2 ) 一暑 p = 鸭+ ，、一暑 红为各组分珀勺焓： 红= 碍+ j c , , d t 各组分的定压比热采用多项式拟合公式： c 见= q ，f + 呸，f 丁2 + 码，j 丁3 + 口4 。f 丁4 具体各组分的系数见文献。 另外，假设多组分气相混合物遵守理想气体状态方程， 衡假设，即： p = 民丁善盖 r = 8 3 1 4 j ( m 0 1 k ) ，为通用气体常数。 ( 2 3 ) ( 2 4 ) ( 2 5 ) 并满足局部热力学平 ( 2 6 ) 2 1 2 液相控制方程 冲压发动机燃烧室内液体碳氢燃料的破碎、雾化、蒸发过程十分复杂，目前 通过大量试验研究掌握了一些规律，但其中的机理依然不清楚。因此，在对煤油 喷射与燃烧的仿真过程中适当堡三垫! ! 垦望! 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 液滴是球形的，而且在运动过程中没有变形； 液滴内部的物理状态是均匀的，不存在有限的输运现象； 液雾按其尺寸分布被分成若干组，每组液滴具体有一个等效尺寸，且 具有相同的温度、质量和速度等； 液滴与液滴之间的相互作用忽略不计； 液滴所占容积与燃气相比可以忽略不计； 在此假设下，液相控制方程即为液滴控制方程。把气体作为连续介质而把液 滴群作为离散系统，将液雾分成有代表性的几组离散液滴，并用l a g r a n g i a n 方法 跟踪这些离散液滴在全流场中的运动和输运，通过液滴动力学方程求解液滴轨道， 耦合求解液滴与气相之间的质量、动量、能量交换来得到液滴的温度、半径等参 数的变化规律与气相场。 颗粒轨道模型是通过积分l a g r a n g i a n 坐标系下的颗粒作用力微分方程来求解 离散相颗粒( 液滴) 的轨道。颗粒作用力平衡方程( 颗粒惯性力= 作用在颗粒上 各种力的合力) 的形式为： i d x ：一v p ( 2 7 )一= ，i 华：昂( 矿一砟) + 型- i - 万 ( 2 8 ) a r p p = 卷竽 ， p _ 口d ； z 4 其中矿为气相速度，矿p 为颗粒速度，为流体动力粘度，p 为流体密度，岛 为颗粒密度，d 。为颗粒直径，；为重力加速度，万代表所有其他外力，包括s t e f a n 流、压力梯度作用及其他体积力，f o ( 一v 一一v p ) 为颗粒单位质量的阻力，c d 为阻力 系数，假设液滴为圆球形，c n 可采用如下的表达式： c d = 嚣( 1 + 忸吼孤b 3 r e ( 2 1 0 ) 其中： b l = e x