（航空宇航科学与技术专业论文）冲压发动机凹腔燃烧室试验研究与数值模拟.pdf

国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 摘要 凹腔作为火焰稳定器具有结构简单、火焰稳定能力强的特点。本文以亚燃冲 压发动机燃烧室火焰稳定技术和高效燃烧为出发点，开展了以凹腔作为火焰稳定 器的亚燃燃烧室试验与数值模拟研究。 论文首先对采用凹腔作为火焰稳定器的亚燃燃烧室进行了点火试验研究，考 察了不同的凹腔结构、凹腔组合方式、煤油喷注方式下的燃烧室点火性能，分析 了凹腔回流区大小、凹腔火焰周向和轴向火焰传播机制以及凹腔内燃油进入方式 对凹腔点火性能的影响。结果表明，相比于周向容积，点火瞬间的凹腔有效储能 大小更来源于轴向容积；点火的可靠进行依赖于凹腔内的轴向火焰传播机制；凹 腔的可靠点火必须与凹腔前方壁面喷油匹配进行，使凹腔内维持合适的燃油浓度 分布。 在总结燃烧室性能评价指标的基础上，初步考查了凹腔结构参数对燃烧性能 的影响。在高空试验台上对低压条件下的凹腔燃烧室进行了数次点火试验研究， 对旁侧凹腔燃烧室在低压条件下点火所面临的困难有了初步认识。 以数值模拟方法为研究手段，对常压试验条件下的直连式一体化燃烧室在点 火前的流动特征和稳态燃烧流场进行了分析。研究结果显示，在所研究的试验条 件下，点火前流场特征受多种因素制约，不同的流动特征将导致燃油浓度分布的 差异，从而影响凹腔燃烧室的点火特性；氢气引导点火方式下需要合理组织氢气 燃烧流场；凹腔内燃烧温度的高低决定了不同的凹腔工作模式，凹腔工作模式受 喷油方式、喷油距离、雾化效果等因素影响；凹腔火焰稳定器呈边区组织燃烧的 特点，火焰难以向中心主流扩展。 针对旁侧凹腔结构的边区燃烧火焰难以扩展和低压下难以组织稳定燃烧的问 题，进行了两方面的工作。一方面，在比较分析了中心组织燃烧和边区组织燃烧 特点的基础上，借鉴驻涡燃烧室的概念，提出了中心体凹腔稳焰的燃烧室方案， 对其进行了初步地仿真研究；另一方面，为克服低压下大筒径燃烧室火焰散布不 均匀、点火困难的问题，综合前面的研究结果，进行了凹腔稳焰概念的扩展性研 究，提出了组合凹腔燃烧室和被动式预燃凹腔燃烧室概念。 主题词：亚燃冲压发动机，轴对称燃烧室，点火，凹腔稳焰，工作模式，火 焰扩展 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 a b s t p a c t r a m j e tc o m b u s t o rw i t hc a v i t y 嬲f l a m e h o l d e rh a ss i m p l ec o n f i g u r a t i o na n d e x c e l l e n tf l a m e h o l dc h a r a c t e r i s t i c e x p e r i m e n t a la n dn u m e r i c a li n v e s t i g a t i o n , w h i c h f o c u s e do nt h et e c h n i q u eo ff l a m e h o l da n dh i g hc o m b u s t i o ne f f i c i e n c y ，w e r ec o n d u c t e d b a s e do na na x i s y m m e t r i cr a m j e tc o m b u s t o r f i r s t l y ，t h ei g n i t i o nc h a r a c t e r i s t i ci na 1 1a x i s y m m e t r i cr a m j e tm o d e lc o m b u s t o rw i t h c a v i t ya sf l a m e h o l d e rw a se x p e r i m e n t a l l yc o n d u c t e d t h es i z eo fc a v i t ya n dm e c h a n i s m o ff l a m es p r e a di nc i r c u m f e r e n c ea n da x i a ld i r e c t i o nw e r ea n a l y s i s e dt h r o u g hi g n i t i o n e x p e r i m e n t so fv a r i o u sc a v i t yl a y o u ta n dd i f f e r e n tc o n s t i t u t i o n r e s u l t sr e v e a l e dt h a tt h e s t o r e d u pe n e r g yb yt h ec a v i t yi sd e t e r m i n e db yt h es i z eo fc a v i t y ，w h i c hi sn e c e s s a r y f o rt h ef l a m es p r e a db e f o r et h ee s t a b l i s h m e n to fc o m b u s t i o n 1 1 1 ew a yt h ek e r o s e n e i n j e c t e di n t ot h ec o m b u s t o ri sa l s oav i t a lf a c t o r ，w h i c ha f f e c t st h er e l i a b i l i t yo fi g n i t i o n t h e nt h em e t h o do fc o m b u s t i o np e r f o r m a n c ee v a l u a t i o nw a ss u m m a r i z e da n d e x p e r i m e n t sw e r ec a r r i e dt oe x a m i n et h ee f f e c t so ft h ec a v i t yp a r a m e t e ro nt h e c o m b u s t i o np e r f o r m a n c e s e v e r a li g n i t i o nt e s t su n d e rl o wp r e s s u r e ，w h i c hg i v ea l l e l e m e n t a l k n o w l e d g ea b o u t d i f f i c u l t i e so f i g n i t i o n u n d e rl o w p r e s s u r e ，w e r e i m p l e m e n t e d 耶1 ef l o wf i e l do fc o n n e c t e d p i p ec o m b u s t o ra tg r o u n dp r e s s u r ew a ss t u d i e d n u m e r i c a l l y i tc a nb ec o n c l u d e dt h a td i f f e r e n tf l o wf i l e db e f o r ei g n i t i o n ，w h i c h d e p e n d e do nv a r i o u sf a c t o r s ，l e a dt od i s t i n c tc o n c e n t r a t i o no f k e r o s e n ew h i c ha f f e c tt h e i g n i t i o nc h a r a c t e r i s t i c t h ec o m b u s t i o nf i e l do fh 2s h o u l db eo r g a n i z e dp r o p e r l yw h e n u s i n gh 2 一i n d u c e di g n i t i o n t h ew o r km o d e lo fc a v i t yd i f f e ra c c o r d i n gt ot h et e m p e r a t u r e i nc a v i t y ，i nw h i c ht h ed e g r e ew a sd e t e r m i n e db yt h em e t h o da n de f f i c i e n c yo fi n j e c t i o n a n dd i s t a n c eb e f o r ec a v i t y t h ei n f l a m m a t i o n , w h i c hw a sd i f f i c u l tt oe x p a n dt ot h em a i n f l o wa n dw a sl i m i t e dw i t h i nan a r r o wa r e a ，e x t e n d e do n l yt ot h es u r r o u n do ft h ew a l l w h e r ec o m b u s t i o no c c u r r e d t w os o l u t i o n st of l a m es p r e a dp r o b l e mw e r ep r o p o s a l e di n t h ep u r p o s eo f o v e r c o m et h e i g n i t i o nd i f f i c u l t yo fw o r ka tl o wp r e s s u r e ，w h i c hw e r ea n a l y s i e d p r e l i m i n a r y l yw i t hn u m e r i c a ls i m u l a t i o n k e yw o r d s ：r a m j e t ，a x i s y m m e t r i ee o m b u s t o r ，i g n i t i o n ，c a v i t yf l a m e h o l d ， w o r km o d e ，f l a m es p r e a d 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 插表目录 表3 1不同喷油方式下的点火试验结果3 3 表3 2 不同凹腔大小及组合点火情况3 5 表3 3凹腔试验件参数列表3 9 表5 1冷、热态下的燃烧室入口参数6 6 表5 2 两种燃烧室的受力计算结果6 9 表5 3 旁侧突扩燃烧室不同流量下的温度云图7 1 表5 4中心突扩燃烧室不同流量下的燃烧温度云图。7 1 表5 5 旁侧燃烧室不同当量比工况下的燃烧流场温度云图7 2 表5 6中心突扩燃烧室不同当量比工况下的燃烧流场温度云图7 2 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 插图目录 图2 1常压下的直连式试验系统一1 2 图2 2 实验测试控制系统。1 3 图2 3b l r - 1 2 型高精度拉压力传感器1 3 图2 4 发动机推力测量系统。1 3 图2 5 高空台试验系统。1 5 图2 6 不同功率大小的点火电源一1 5 图3 1 模型燃烧室示意图一2 7 图3 2 喷油方案示意图2 8 图3 3凹腔组合示意图2 8 图3 4 外凸式与内嵌式凹腔示意图一2 9 图3 5 不同参数下的凹腔性能2 9 图3 6 不同凹腔构型下的煤油组分分布云图3 0 图3 7 凹腔结构参数3 1 图3 8 燃烧室压力变化曲线图3 2 图3 9 不同点火方式下的壁面压力分布3 2 图3 1 0 轴向凹腔布局3 4 图3 1 1用于试验的周向布局凹腔试验件3 4 图3 1 2 发动机推力曲线图3 8 图3 1 3 某次典型试验中各组分流量及推力时间曲线图3 9 图3 1 4 燃烧室性能随凹腔长度的变化4 0 图3 1 5 燃烧室性能随凹腔后壁面角度的变化4 2 图3 1 6 燃烧室性能随后壁深度的变化4 3 图3 1 7 燃烧室性能随凹腔大小的变化4 4 图4 1直连式一体化仿真燃烧室模型及网格划分4 6 图4 2 点火前的气流的不同流场结构( 压力云图) 4 7 图4 3 两种不同冷态流畅的压力曲线分布4 8 图4 4 点火前煤油浓度分布云图( 上) 和离散项源项云图( 下) 5 0 图4 5 燃烧室结构参数示意图5 1 图4 6 不同燃烧室结构参数和工作参数下的冷态流场压力云图5 2 图4 7 不同燃烧室结构下的流线图( 上) 与速度等值线图( 下) 5 4 图4 8不同当量比下氢气着火后温度及氧气浓度云图。5 5 图4 9 不同氢气当量比下的压力室轴向压力分布5 6 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 1 0 启动前与启动后的燃烧室轴向压力比较5 7 图4 1 1燃烧室内前后布置的热电偶温度读数5 7 图4 1 2 回流区流线图形态对比5 8 图4 1 3 煤油浓度分布曲线图6 0 图4 1 4 不同雾化程度下的燃烧室温度分布曲线图6 0 图4 15燃烧室出口温度分布曲线6 0 图4 16不同喷射距离下的燃烧室温度分布云图6 2 图4 1 7出口温度分布和煤油浓度分布6 2 图4 1 8出现“回火现象”的算例计算结果6 2 图4 1 9x 3 0 0 喷注距离下燃烧室两种不同收敛结果下的轴向压力曲线6 3 图4 2 0中心均匀喷射情况下的燃烧室温度云图6 3 图4 2 1中心均匀喷射情况下的燃烧室出口煤油组分分布6 3 图5 1用于对比分析中心突扩和旁侧突扩燃烧室模型。6 5 图5 2 热态下的温度( 上) 与冷态下的轴向速度云图( 下) 。6 6 图5 3 燃烧室出口煤油组分质量分数曲线图6 7 图5 4 燃烧室出口温度曲线图6 7 图5 5 喷管出口轴向速度曲线图6 8 图5 6 两种燃烧室冷、热态下的总压损失比较6 9 图5 7 不同流量下燃烧流场的压力轴向分布7 0 图5 8中心体凹腔直连式试验件示意图7 3 图5 9 亚燃冲压发动机中心体凹腔概念。7 4 图5 1 0中心体凹腔结构示意图7 4 图5 1 1不同结构的中心体凹腔冷、热态下的回流区特征7 5 图5 1 2l d 5 构型在当量比为1 情形下的不同穿透度下的温度云图7 5 图5 1 3l d 3 构型在当量比为1 情形下的不同穿透度下的温度云图7 6 图5 1 4l d 5 构型在煤油当量比o 5 8 时的温度云图7 6 图5 1 5l d 7 构型在不同当量比下的温度云图7 7 图5 16 燃烧室基本模型7 8 图5 1 7 旁侧凹腔构型燃烧室低压燃烧温度云图7 8 图5 1 8中心燃烧与边区燃烧的组合应用算例7 9 图5 1 9 凹腔预燃室概念图7 9 图5 2 0 嵌入式凹腔预燃室温度仿真云图8 0 第v i 页 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。 洲张一吼圳 月矽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： 作者指导教师签名： 日期：a 蟛年，- 月矽日 日期：肋谚年1 1 月彳日 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 第一章绪论弟一早三百了匕 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地变革。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【l 】。 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【2 巧】。 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。目前以冲压发动机为动力装置的导弹已 得到了广泛地应用，为各世界军事强国所重视。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 2 冲压发动机概述 1 2 1 冲压发动机的应用与发展 长期以来，在战术导弹的动力方面固体火箭发动机占了明显优势，据统计， 战术导弹的动力装置采用固体火箭发动机的占8 5 ，液体火箭发动机占5 ，涡轮 喷气发动机占5 。在飞机动力装置方面，涡轮喷气发动机占了优势。然而，从发 展角度来看冲压发动机有着非常广阔的前途，它特别适用于高空高速飞行的飞行 器，目前已经应用于导弹、靶机和无人侦察机上。有人驾驶飞机以及可重复使用 的天地往返运输器上，冲压发动机也正被大力研究f 6 捌。 冲压发动机热力循环概念虽早在1 9 1 3 年就由法国人提出，但直到3 0 年代才 进入实用研究阶段。其间美国马夸特公司于1 9 4 5 年研制出美国第一台冲压发动机， 法国装有冲压发动机的“雷杜克0 1 0 ”飞机于1 9 4 9 年首次飞行。随着空气动力学 的发展和地面试验设备的大量兴建，冲压发动机于5 0 年代开始应用。当时主要将 液体冲压发动机用于高空、高速面防御导弹，例如美国马夸特公司的 r j 4 3 m a 3 11 ( 用于“波马克导弹) 和美国本迪克斯公司的1 8 英寸和2 8 英寸冲压 发动机( 用于“黄铜骑士”导弹) ，英国罗尔斯罗伊斯公司的卓尔b t 1 ( 用于“警 犬 导弹) 等。进入6 0 年代，前苏联的“加涅夫”s a 4 、“根弗”s a 6 低空导弹 第1 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 。 和英国的“海标枪”导弹也都成功地选用了冲压发动机为动力。由于早期启动和 加速冲压发动机的助推器均与主发动机分开配置( 并联或串联) ，致使导弹尺寸 很大，气动阻力大，导致冲压发动机研制与应用的进展缓慢。 随着整体式火箭冲压发动机i r r 技术的突破，既解决了冲压发动机的启动加速 问题，又能满足导弹的体积小、质量轻、速度快、射程远和机动性好的要求，因而 研制出一些新的试验样机与样弹，如先进战略空射导弹( a s a l m ) 和先进小体积冲 压发动机导弹( a l v e j ) 等。在法国率先将高性能整体式液体冲压发动机( l i r r ) 用于 a s m p 中程空对地导弹后，冲压发动机的研究得到了进一步的发展。 各种组合发动机的发展一直没有停顿。集涡轮、冲压和火箭发动机于一体的 空气涡轮冲压发动机( a t r ) ，既可以在静止状态下产生推力，又可以加速到超声速， 单位迎面推力大，推重比较高，高空性能好，适用于远航程超声速巡航导弹和航 天飞行器。 另外，超音速燃烧冲压发动机的研制是冲压发动机发展的又一重要方向【l o j 。 1 2 2 冲压发动机燃烧室工作过程 冲压发动机按燃料的物态和贮存燃料的位置可分成三类：液体冲压发动机 ( l f r j ) 、固体燃料冲压发动机( s f r j ) 和固体火箭冲压发动机( s d r ) 。第一类性能 优良，推力可调，燃料价格低廉，适用于飞行包线宽和射程较远的任务；第二类 结构最简单，但内弹道性能不易控制，适用于高度变化不大的简单弹道和射程不 远的任务；第三类是一种组合发动机，又称固体管道火箭，其续航燃料经过两次 燃烧，燃烧比较充分，冲压补燃室可在宽广的空气燃料比下工作，攻角性能好， 可用于工作条件较恶劣，机动性要求较高的任务，但比冲较低。 因此，固体火箭冲压发动机推力系数比较高，攻角性能较好，适于小型的“空 空 导弹和“地空 导弹。相比，液体冲压发动机能量较高，非常适合于沿低空 弹道、高空弹道和混合型弹道飞行的导弹。由于推力调节的灵活性，液体冲压发 动机导弹比固体火箭发动机导弹有较大的沿弹道平均速度，是大尺寸、远射程导 弹最理想的推进装置。 其中，燃烧室作为发动机的关键部件，不同种类的发动机燃烧室具有不同的 工作特点。燃烧室内工作过程的组织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重要制约因素。在一典型 结构的液体燃料冲压发动机内，燃料空气混合物的燃烧流动过程可以分成以下几 步： a ) 流出扩压器的亚音速压缩空气流进入燃烧室，气流的总温等于自由流的 总温，空气的流量等于扩压器进口处的流量减去分到动力辅助系统的流 第2 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 量； b ) 燃料加入到气流中，完成雾化、蒸发、混合过程； c ) 燃料空气混合物环绕或流过火焰稳定器。用预燃火焰、电火花点火器或 其它方法来点燃混合物，燃烧可以发生在稳定器前，或者发生在稳定器处。 在燃烧室燃烧的燃烧过程中会发生以下现象： a ) 燃料的化学能转变成燃气的热能，引起总温增加； b ) 由于温度的增加，使气体密度减小，并伴随着气流的加速和总压的少量 减少； c ) 炽热的燃气通过尾喷管把它的热能和压力能转变成动能，因此产生射流 反作用推力。 1 2 3 冲压发动机发展的关键技术 冲压发动机的研制过程中存在着一系列技术上的困难，其核心来源于燃烧室 的设计，包括研制高效率的进气道、组织稳定的燃烧、保证可靠的点火启动、高 温室壁的可靠冷却等问题。对于液体燃料的冲压发动机关键技术主要有【l l 】： 总体技术研究由于超声速导弹的高空、高速、长时间巡航飞行的特点， 在冲压发动机总体设计中应着重考虑导弹发动机进气道整个系统的性能匹配，需 要对发动机总体参数和飞行弹道各段的控制规律进行综合优化选择以保证推阻余 量的前提下提高比冲。还要开展发动机结构优化设计技术研究，以在长时间热载 荷作用下将发动机结构质量减少。由于采用变截面的塞入式助推方案，需要对发 动机转级技术进行研究；为提高发动机整体性能，将进行可调尾喷管技术研究， 以满足大空域飞行条件下的推力需求。还要进行冲压发动机多次点火装置的研究， 以适应导弹大机动飞行的需要。 进气道技术研究进气道是冲压发动机一个重要的部件，通过合理设计进 气道的内型面以及调节方案，在导弹飞行包线内，满足冲压发动机对空气流量和 总压的要求，同时减少对导弹外阻力的影响并尽量增加弹上可用空间。 燃烧室技术研究与现有冲压发动机相比，超声速导弹燃烧室工作条件更 加恶劣。需要开展发动机来流工作温度更高、工作时间更长、冷却效率更高的燃 烧室冷却技术研究。燃烧室进口压力比现有型号发动机低，这样在低压环境下组 织燃烧存在很大的困难，因此需要开展对燃烧室组织燃烧技术和点火技术问题的 研究，以在高空低压条件下使发动机能够稳定燃烧，并获得较高的燃烧效率。 尾喷管技术研究尾喷管技术的研究直接关系着发动机的总体性能。对于 大包线工作的发动机，尾喷管可采用可调收敛扩张形喷管。也可参考快速霍克的 设计模型，对推力矢量喷管进行预先研究。对于中心进气方案来说，推力矢量控 第3 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = 制喷管具有更好的推力和升力综合特性。可调喷管的调节可以采用两种控制方式， 一种是气动式，另一种是液压作动筒式。 上述关键技术中，燃烧室技术是核心，是发动机性能提升的前提。 1 3 基于不同稳焰概念的燃烧室设计 在进行冲压发动机的方案设计时，燃烧室方案的确定是发动机设计的重要内 容。燃烧室是冲压发动机发挥其工作性能的关键。在燃烧室内，燃料经过喷射、 雾化、混合、蒸发、燃烧过程，实现燃料的化学能向内能的转化。要在高速气流 中使火焰稳定，冲压发动机无一例外地设置了火焰稳定装置。不同的火焰稳定方 式决定了不同的燃烧室燃烧的组织过程。目前，冲压发动机燃烧室按照不同的火 焰稳定方案，主要有以下几类：基于钝体障碍物稳焰的燃烧室方案、突扩燃烧室 与旁侧突扩燃烧室方案、凹腔燃烧室与驻涡燃烧室方案等。下面主要对各种构型 燃烧室的研究概况、发展演变思路做个简要介绍。 1 3 1 基于钝体障碍物稳焰的燃烧室方案 钝体障碍物是各类燃烧设备的惯用火焰稳定装置，包括航空发动机的加力燃 烧室、锅炉燃烧室、各类窑炉设备等。钝体火焰稳定器是在燃烧室通道中设置非 流线型钝体障碍物，迎面来流沿钝体表面流到钝体后缘，产生附面层分离，因粘 性而产生尾迹旋涡，形成回流区，回流区内某些局部流速等于或低于紊流火焰传 播速度，这样就具备了火焰稳定的必备条件。基于钝体障碍物稳焰概念的燃烧室 其性能的提升主要围绕火焰稳定器的优化而展开。为此，一系列的改进方案不断 提出，主要有吸入式火焰稳定器、蒸发式火焰稳定器、尾缘吹气式火焰稳定器、 楔型稳定器、双v 型火焰稳定器、沙丘驻涡火焰稳定器等【l 睨引。 最常用的钝体火焰稳定器是v 型火焰稳定器，其结构简单、使用经验丰富， 但稳定边界窄，燃烧效率不高，低温下稳定性差，稳定器壁温的不均匀容易导致 结构变形。为了改善稳定器性能，对v 型火焰稳定器进行了不同程度的结构改进， 如采用裙边式设计，使火焰面变长，利用周向小波纹的自由伸缩来补偿和缓解冷 热应力变形，并使横向二次流增强，有利于燃油在稳定器后的掺混和燃烧。 吸入式火焰稳定器是在普通的v 型火焰稳定器或其它钝体火焰稳定器的侧壁 上开出专门设计的进气口，让来自前方的油气分出一部分提前进入稳定器的背风 区和回流区。该种改进使得火焰稳定边界有所扩展，贫油状态下易实现点火，在 冷态下容易组织燃烧，能耐高温变形。 蒸发式火焰稳定器是向其内部供应部分燃油，燃油通过进油喷嘴射到装在稳 定器进气嘴中的溅板上。稳定器进气嘴从来流吸入空气，并和燃油一起形成乳浊 第4 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 混合物流入装在稳定器内的分布管。在分布管中的许多对小孔，使油气混合物沿 分布管流入稳定器中，和分布管对齐的稳定器上开有缝隙，利用来流空气进步 雾化燃油，冷却稳定器壁，强化稳定器的回流区。蒸发式火焰稳定器改善了燃料 的雾化和蒸发，贫油工作范围大大提高，点火和稳定燃烧性能得到改善。 尾缘吹气式火焰稳定器是一种有发展前途的新型火焰稳定器，它是一种可控 高效、低阻火焰稳定器。尾缘吹气式火焰稳定器的前部为u 形壳体，后部为大顶 角v 形槽，也可为平板。其尾缘形成吹气窄缝，前后部形成的内腔为混合室，其 前端有供气、供油管，其上分别开多个吹气孔和多个喷油孔，组成气动雾化喷油 装置，雾化燃油与空气形成的油气混气由稳定器尾缘窄缝吹出形成气动稳定。前 端为半圆形的u 形壳体，实际为稳定器的整流罩。新型稳定器回流区由于尾缘吹 气作用而显著变宽，使回流区体积、回流率，回流量都大大增加，改善了燃烧性 能，且由于内部通气而得到冷却，将适合在更高温度下工作。 楔型稳定器也属于v 型稳定器。v 型稳定器的v 型槽相对中心线是对称的， 而楔型稳定器则不对称。楔型稳定器后的涡形不对称，楔形边后面的回流区比平 直边后的回流区大。整个回流区向主气流的一边偏转。因此降低燃烧段简体壁温 的作用，特别适合作外稳定器。 双v 型火焰稳定器是在v 型稳定器顶端开一缝隙，它由两股气流组成，一股 是绕过主稳定器的主流，一股是绕过小稳定器，流入主稳定器内部的预燃流。其 后回流区由这两股气流所产生的回流区共同作用而成。双v 型火焰稳定器已为某 型涡喷发动机加力燃烧室所采用，试用性能表明这种稳定器具有点火性能好、流 动损失小、燃烧效率高等优点。但双v 型火焰稳定器在一定的来流参数下，对应 有一个能形成最佳流场即大小回流区合为一个回流区的缝隙宽度，但发动机的工 作状况是变化的，所以并不能保证稳定器后的流场一直是最佳的。还有一种u 型 火焰稳定器，它和双v 型火焰稳定器结构相似，具有双v 型火焰稳定器的特点， 不同的是u 型稳定器的环缝由主稳定器和前缘的u 型稳定槽构成。只有一部分经 过环缝进入稳定器，而另一部分则经过u 型槽内的射流孔垂直进入环缝，从而强 化了主稳定器后方的回流区。同时通过u 型槽引入一次风有利于燃油的雾化和混 合以及火焰稳定，提高了燃烧效率。 沙丘驻涡火焰稳定器是一种低阻力特性的稳定器，其形状类似于将天然存在 的两堆新月形沙丘上下对称拼合。特殊的形状使其产生了与一般二维及三维钝体 尾流旋涡截然不同的旋涡气流结构。沙丘驻涡火焰稳定器稳定性高，燃烧性能好， 在我国现役发动机的加力燃烧室上得到成功应用。但加工比较复杂，由于其特定 的形状，在燃烧室布置较为困难。 除上述介绍的外，还有很多种结构形式各异的钝体火焰稳定器，在工业燃烧 第5 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 = = = = = = = = = = = = = = = = ：= = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = v 设备、航空发动机加力燃烧室、冲压发动机等不同的应用背景下不断发展。综合 上述各种火焰稳定器结构型式特点与稳焰原理，钝体障碍物火焰稳定器的性能优 化的主要途径是：改进结构方案，引入燃料喷注一体化设计；改善尾流区流场的 特征，提升燃料雾化、掺混、燃烧性能；考虑稳定器的冷却设计；控制回流区涡 的非定常运动规律达到减少流动阻力的目的。此外，在各种火焰稳定器的组合体 也是其性能改进的一个思路，例如提出的沙丘驻涡蒸发式稳定器，是将沙丘驻涡 稳定器和蒸发式稳定器相结合的产物。但是，钝体火焰稳定器燃烧室的每一步改 进往往伴随着着系统复杂度、研制难度的成倍增加。同时在整体式冲压发动机中， 由于布置固体药柱的需要，钝体火焰稳定器占用了燃烧室的有效容积，增加了燃 烧室通道的阻塞比，是燃烧室设计的主要限制。 1 3 2 突扩与旁侧进气突扩燃烧室 当冲压发动机向整体式助推方向发展时，如何实现助推火箭与冲压发动机发 烧室结构的融合便成为需要重点解决的一项技术难题。固体助推药柱和火焰稳定 器在空间布置上的矛盾使得突扩燃烧室方案孕育而生。突扩燃烧室利用突扩截面 处形成的低速回流区来稳定火焰。突扩燃烧室主要有中心突扩、旁侧突扩、旁侧 进气突扩三类。在实际的燃烧室设计中更倾向于旁侧突扩与旁侧进气突扩燃烧室， 前者主要应用于早期轴向进气的整体式液体冲压发动机燃烧室【2 9 】和固体燃料冲压 发动机燃烧室 3 0 - 3 3 1 ，后者在在旁侧进气的现代整体式冲压发动机中得到了大量的 应用。 突扩燃烧室依靠在后向台阶区域形成的类似于钝体后的低速回流区来稳定火 焰，它的最大特点就是结构非常简单，但是火焰稳定能力受突扩比的影响较大， 结构上受总体设计的制约。因此，后向台阶稳焰方案的突扩燃烧室设计灵活性差， 可控性差。 随着整式冲压发动机的发展需要，旁侧进气突扩燃烧室得到了大量的研究， 其结构紧凑、容积效率高，具有天然的燃料掺混和火焰稳定能力等特点【3 4 奶j 。该 燃烧室结构决定了发动机进气道为侧面或腹部旁侧布置。对于空中发射的飞行器 以及各种组合循环发动机，此类布置方式大大提高了飞行器的容积效率，适应了 小型化发展的需求方向。因此，旁侧进气突扩燃烧室结构在整体式液体冲压发动 机、整体式固体火箭冲压发动机以及各种组合循环发动机中得到了广泛地应用。 很多投入使用的整体式冲压发动机采用了此种类型的燃烧室方案。 旁侧进气突扩燃烧室因其特殊的结构形式，具有天然的气动火焰稳定和混合 增强能力。首先，气流经过进气道进入燃烧室，由于气流的突扩效应，在进气管 道和燃烧室头部之间的区域以及空气射流下游产生的低速回流区可起到火焰稳定 第6 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 的作用；其次，来自不同进气道的空气射流之间相互撞击，增大了气流的紊流度， 燃料与空气的混合效果显著增强。燃烧室内的燃烧组织过程与其流场特性密切相 关。在旁侧进气突扩燃烧室中，来自不同进气管道之间的空气射流之间相互撞击， 流场结构呈现出非常复杂的三维流动特征。 通过水流、气流掺混试验流场显示技术得知，流场区域多个回流区的形态及 其相互作用过程对燃烧过程的组织、燃烧效率的提高具有重要影响。进气角度、 进气管道数目、形状、截面积及空间布置位置、燃烧室头部形状、燃烧室特征长 度等结构参数是影响燃烧性能的关键参数。不同的燃料( 或燃气) 性质也制约着 燃烧室的设计。因此旁侧进气突扩燃烧室相比于突扩燃烧室的后向台阶火焰稳定 方式具有灵活的参数选择和优化空间。为了提高燃烧室工作性能，除了优化燃烧 室的结构尺寸外，各国研究者根据不同的应用，提出了一系列改善燃烧室性能的 有效措施。主要有： 燃料喷注策略合适的燃料浓度的分布对于改善发动机点火性能，提高燃烧 效率，抑制燃烧振荡具有重要的作用。对于使用液体燃料的冲压发动机通常有两 类喷注方案。一类是采用燃料增压系统，通过专门的喷注装置使燃料从头部引入。 例如在某整体式液体冲压发动机中燃烧室头部设置了蒸发式火焰稳定器，增强了 液体燃料的雾化，改善了富油燃烧性能。另一类喷注方案是燃料从进气弯管的内、 外侧注入，从弯管内侧注入的燃料进入靠近燃烧室头部的回流区形成回流燃烧； 从弯管外侧注入的燃料进入进气口下游靠近燃烧室内壁的各个回流区。这样的喷 注方案使燃料的分布空间明显扩大，这不仅加快了燃料的雾化，而且燃烧区的扩 大，有助于抑制振荡燃烧的发生，扩大了流量调节范围。对于使用固体燃料的火 箭冲压发动机来说，燃料主要来源于固体燃料的一次燃烧。一次燃烧的富燃燃气 通过燃料喷嘴从燃烧室头部引入。补燃效率的提高有赖于富燃燃气与空气的混合 性能。燃料喷嘴的设计主要由喷嘴构型、数目、排列方式以及与射流空气的匹配 性决定。同时，针对燃气的流量调节技术，提出了雍塞式、非雍塞式两种燃气引 入形式，是整体式火箭冲压发动机研究的重要内容。 来流空气控制对来流空气的有效控制是是改进发动机性能的又一有利措 施。为了平衡进气角度与燃烧室头部空气进气流量的矛盾，在空气管道进口处设 置一片或多片导流片，使进入头部的空气流量得到有效控制。同时，也可运用旋 流突扩燃烧的稳焰原理，在进气管道中设置旋流装置，增强燃料与空气的混合效 果。在火箭冲压发动机中，当采用燃烧性能较差的燃料( 如含硼推进剂) 时，可 采用空气的双级引入方案，使头部余气系数接近恰当值，有效提高燃气的燃烧性 能。 由以上论述，可见轴向迸气的旁侧突扩室结构简单，但突扩界面的火焰稳定 第7 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = ：= = = = = = = = = = ：= = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = ， 能力有限。旁侧进气突扩燃烧室可供设计优化的参数多，是目前大多数整体式发 动机的燃烧室方案，但燃烧室设计较复杂。另外，旁侧进气突扩燃烧室也有很多 不足，导弹阻力较大，发动机自由射流实验模拟的难度也大。随着发动机向低成 本方向的发展，中心进气的轴向突扩燃烧室又成为一个重要发展方向。 1 3 3 旋流燃烧室 旋流混合增强是一种气动式的火焰稳定方式，主要应用于航空发动机燃烧室。 在加力燃烧室中应用旋流设计，是国外正在预研的一种混合增强型的火焰稳定方 案。在旋流加力燃烧室中，整个流场变成一个旋涡，旋涡气流产生一个离心力场， 它使得靠外部的高温燃气( 由环形预燃室产生) 向中心移动，而较冷的、密度较 大的来流燃气在离心力作用下，穿过旋流加力燃烧室温燃气向外部流动，这加强 了冷、热气团之间的质量和热量交换，从而使得火焰传播速度大大加快，可达一 般湍流火焰传播速度的五倍。可见它是采用了引入外加能量( 预燃室产生的高温 燃气) 来提高火焰传播速度的稳焰方式。试验表明，这种加力燃烧室可扩大稳定 工作范围，缩短加力燃烧室的长度，降低喷流红外辐射，并可提高燃烧效率。其 缺点是，气流周向速度的存在产生了不可预料的损失，总压损失大，推力系数低 且结构非常复杂。 在冲压发动机的应用研究方面，旋流技术被应用于固体冲压发动机中以增强 固体推进剂的燃烧速率和气流之间的掺混燃烧 4 4 删。 1 3 4 凹腔燃烧室与驻涡燃烧室 关于凹腔的研究，最早见于对其气动阻力性能的研究。将凹腔用于火焰稳定 领域，目前分两个方面展开：一是以超燃冲压发动机燃烧室为背景的在超音速来 流环境下组织燃烧的冲压燃烧室 4 5 2 】；一是以航空发动机为应用背景的低速来流 条件下的驻涡燃烧室【6 0 拼j 。下面简要介绍其研究概况。 超燃冲压发动机直到2 0 世纪9 0 年代，俄罗斯c l a m 首次在超燃冲压发动 机中采用凹腔作为火焰稳定器，并应用到一系列地面、飞行演示试验发动机中， 燃料包括氢气和煤油。例如在1 9 9 6 年成功进行m a2 6 5 飞行试验的“5 8 l ”轴对 称氢气燃料超燃冲压发动机中，就配置了两个凹腔和一个后向台阶作为火焰稳定 器，而且在空腔前壁处喷射燃料，基于凹腔的燃料喷射火焰稳定一体化技术已初 见成形。这一成功应用使得凹腔火焰稳定器得到了广泛关注。9 0 年代中后期，美 国空军开展了基于凹腔的燃料喷射点火火焰稳定冷却一体化技术研究，它实际上 是包含了燃料喷注、点火、火焰稳定、冷却一体化。它以凹腔作为基本构型，在 凹腔上游或与底部喷注燃料，火炬等离子体点火器也装在凹底部，由于整个构件 第8 页 国防科学技术大学研究生院工学硕士学位论文 都与壁面平齐，冷却也不成问题。一系列气体、液体碳氢燃料直连式试验都表明 在很宽的范围内( 当量比o 2 8 o 7 5 ) ，燃烧充分( 燃烧效率8 0 ) ，火焰始终稳 定在凹腔前缘，火焰扩散较快，并得到正推力，证明了凹腔是一个非常有效的超 声速燃烧火焰稳定装置，可以大大提高超声速流动中碳氢燃料的燃烧效率。 b e n y a k a r 等人曾对超燃冲压发动机中的凹腔火焰稳定技术研究动态进行了详细 的介绍。 在国内，俞刚【6 3 j 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。国防科大的丁猛【5 6 】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。潘余【5 8 】对多凹腔燃烧室燃烧和流动过程进行了研究。 航空发动机早在2 0 世纪5 0 年代，h u e l l m e n t e l 就以丙烷空气预混气体为燃 料，论证了低速燃烧室内凹腔火焰稳定器的可行性研究。1 9 9 5 年美国代顿学院的 h s u 教授提出了驻涡燃烧室概念( t v c ) ，它是由燃烧室内前后布置的两块