凹腔结构对圆形燃烧室阻力特影响.doc

中国工程热物理学会 燃烧学学术会议论文 编号：094009凹腔结构对圆形燃烧室阻力特性影响基金项目：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)黄 伟，罗世彬，金 亮，吴先宇，王振国（国防科技大学航天与材料工程学院，湖南 长沙，410073）(Tel Email:gladrain2001)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，其研究已引起人们广泛关注。采用数值模拟方法，研究了凹腔结构参数对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性的影响，发现凹腔摩阻相比压阻很小，凹腔对燃烧室的阻力主要体现在其压阻特性上；随着后掠角的增大，热试状态下的凹腔阻力先增大后减小，而冷试状态下的凹腔阻力逐渐减小。关键词：航空、航天推进系统；圆形燃烧室；凹腔；阻力特性0 前言近年来，作为高超声速飞行器最理想的动力系统之一，吸气式超燃冲压发动机的燃烧室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的过程中不易变形，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，具体如下：1）圆形燃烧室固有的结构效率优势可以减少结构重量；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的流动动力效应，改善进气道/隔离段的背压限制或减少隔离段长度1。随着人们对超燃冲压发动机性能要求的提高，矩形构型已不能进一步满足人们的需求，于是圆形构型的超燃冲压发动机系统设计方案重新进入人们的视野2，Chung-Jen Tam3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4和丁猛5分别采用数值模拟和地面试验研究了凹腔结构对矩形超燃冲压发动机燃烧室性能的影响，但在公开文献上尚未见到对圆形超燃冲压发动机燃烧室性能影响的研究，因此本文通过数值模拟方法分析了长细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。1 燃烧室模型与数值模拟方法1.1 燃烧室模型图1所示为基准圆形燃烧室简图，燃烧室总长为1408mm，出口截面积半径为36.1mm，凹腔前壁距入口735mm，基准凹腔长度L=75mm，深度D=15mm，长深比L/D=5.0，后掠角=45。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比较，具体数值模拟项目如表1所示。图1 基准圆形燃烧室简图表1 数值模拟项目表编 号尺 寸D30L2.545D=30 L/D=2.5 =45D20L3.7545D=20 L/D=3.75 =45D15L545D=15 L/D=5 =45D12L6.2545D=12 L/D=6.25 =45D10L7.545D=10 L/D=7.5 =45D15L5.7330D=15 L/D=5.73 =30D15L4.5860D=15 L/D=4.58 =60D15L490D=15 L/D=4 =901.2 数值模拟方法采用轴对称耦合隐式NS方程和S-A湍流模型对圆形超燃冲压发动机燃烧室流场进行了数值仿真研究。采用Gridgen软件6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。图2 基准圆形燃烧室网格示意图采用统一的燃烧室入口条件，如表2所示，即：来流Ma=2.64、总温T0=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，对面壁面采用轴对称边界条件。表2 圆形燃烧室流场计算条件Main FlowInjectionMa2.641.0P/KPa76.31060T/K724250YN20.770.0YO20.230.0YH20.01.0这里采用文献7中液体煤油超声速混合与燃烧过程的实验结果来检验本文所用燃烧室数值仿真方法的有效性。燃烧室由三段组成：等截面段燃烧室、第1扩张段燃烧室和第2扩张段燃烧室；等截面段长450mm，第1扩张段长694mm，扩张角为2，第2扩张段长450mm，扩张角为3。在第1扩张段布置有一个凹腔，以实现点火/喷注和火焰稳定。凹腔附近采用开窗结构，便于使用高速摄影仪拍摄燃烧室内的燃烧流动情况。燃烧室入口来流条件为：马赫数Ma=3.2，静压P=52.7KPa，静温T=549K，煤油喷注的当量比为ER=0.57。(a) 高速纹影图像(b) 数值仿真结果图3 燃烧室上壁面压强分布仿真与试验结果对比图4 燃烧室内煤油分布仿真与试验结果对比图3所示为燃烧室上壁面压强分布的仿真与试验测量结果对比，图4所示为凹腔附近煤油组分分布的仿真与试验结果对比。可知，本文所用燃烧室流场仿真方法所得结果比较符合实际的燃烧室内煤油雾化与燃烧流场，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5所示为基准圆形燃烧室冷试静压轮廓图。图69分别是基准圆形燃烧室在热试情况下的静压轮廓图、H2质量分数分布图、O2质量分数分布图以及H2O质量分数分布图。图5 基准圆形燃烧室冷试静压轮廓图图6 基准圆形燃烧室热试静压轮廓图图7 基准圆形燃烧室热试H2质量分数分布图图8 基准圆形燃烧室热试O2质量分数分布图图9 基准圆形燃烧室热试H2O质量分数分布图在图5中可以明显地看到激波的变化过程、激波之间的相互影响以及激波与剪切层的相互作用。附面层在凹腔前缘分离，形成斜激波，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。在热试状态下，由于回流的卷吸作用，燃料几乎全部集中在凹腔内部，如图7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9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，凹腔摩阻不及压阻的3.5%，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，且热试状态下的摩阻比冷流状态下的摩阻大。图1011分别显示了在凹腔底面长度不变情况下，凹腔阻力和阻力百分比随长细比的变化趋势。发现：凹腔在热试状态下的阻力特性明显强于冷流状态下的阻力特性。在冷流状态下，随着长细比的增加，凹腔阻力和阻力分数都呈现单调递减的趋势；而在热试状态下，随着长细比的增加，凹腔阻力和阻力分数是先增加后减小然后再增加，即在相同条件下，凹腔自身阻力与其在燃烧室总阻力中所占比重呈现一一对应的关系。图10 凹腔阻力随长细比的变化图11 凹腔阻力百分比随长细比的变化由于冷流状态下凹腔的阻力明显小于热试状态下凹腔的阻力，因此在只考虑凹腔长细比影响时，在本文研究范围内，认为长细比为6.25的凹腔对改善燃烧室的阻力特性更加有效。图1213分别显示了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，热试状态下的凹腔阻力先增大后减小，而冷试状态下的凹腔阻力则呈现逐步减小的趋势，相比较之下，凹腔在热试状态下的阻力特性远远强于冷试状态下的阻力特性。图12 凹腔阻力随后掠角的变化图13 凹腔阻力百分比随后掠角的变化在热试状态下，基准圆形超燃冲压发动机燃烧室中凹腔的阻力最大，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性能。而在冷流状态下，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。在冷流和热试状态下，圆形燃烧室凹腔壁面静压都呈现如图14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，此处可能产生了一道激波，在凹腔底部与后缘壁面的接合处，静压的突跃说明此处产生了一道激波，同时我们也可以看到，在凹腔后缘壁面与燃烧室壁面的拐点上也出现了一次静压突跃的现象，说明在此处同样也出现了一道激波，可见，在整个凹腔壁面上，总共出现了三道比较强烈的激波。图14 基准圆形燃烧室热试状态下凹腔壁面静压分布图3 结论采用数值模拟方法研究凹腔结构参数对圆形超燃冲压发动机燃烧室阻力特性影响发现：（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，几乎可以忽略不计，主要考虑其压阻特性；（2）在凹腔壁面总共出现了三次比较明显的静压突跃现象，说明存在三道比较强烈的激波，且都出现在壁面的转角处；（3）在热试状态下，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，能有效地减小燃烧室阻力，提高燃烧室性能；（4）随着后掠角的增大，热试状态下的凹腔阻力先增大后减小，而冷流状态下的凹腔阻力则逐渐减小；（5）随着长细比的增加，冷流状态下的凹腔阻力单调递减；而在热试状态下，随着长细比的增加，凹腔阻力是先增加后减小然后再增加。致谢 感谢国防科技大学优秀研究生创新项目(No.B070101)和湖南省研究生科研创新项目(No.3206)的资助。参考文献1 Michael K Smart and Edward G.Ruf. Free-jet testing of a REST scramjet at off-design conditionsR. AIAA Paper 2006-2955, 20062 Melvin J.Bulman and Adam Siebenhaar. The rebirth of round hypersonic propulsionR. AIAA Paper 2006-5035, 20063 Chung-Jen Tam, Kuang-Yu Hsu, Mark R.Gruber, et al. Aerodynamic performance of an injector strut for a round scramjet combustorR. AIAA Paper 2007-5403, 20074 陈方，陈立红，张新宇. 超声速燃烧室凹腔火焰稳定器的数值模拟J. 推进技术, 2007, 28(2): 135140CHEN Fang, CHEN Li-hong, ZHANG Xin-yu. Numerical studies on cavity flame holders for supersonic combustorsJ. Journal of Propulsion Technology, 2007, 28(2): 1351405 丁猛，王振国. 凹腔火焰稳定器阻力特性的实验研究J. 航空学报, 2006, 27(4): 556560DING Meng, WANG Zhen-guo. Experimental Investigation on Drag of Cavity Flame HolderJ. Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica, 2006, 27(4): 5565606 Pointwise, In