固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究_赵李北.pdf

书书书第 46 卷第 2 期固 体 火 箭 技 术Journal of Solid ocket TechnologyVol46 No2 2023固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究赵李北，夏智勋，马立坤*，陈斌斌，冯运超，李潮隆，杨鹏年，刘延东(国防科技大学 空天科学学院，长沙410073)摘要:对固体超燃冲压发动机的模态转换现象和燃烧室工作特性开展了地面直连试验和数值模拟研究。试验在Ma=6，25 km 的条件下实现燃烧模态由超燃转换为亚燃，再转换为超燃的动态变化。数值模拟获得了对应燃烧模态下发动机燃烧室的流场参数变化及工作特性。将隔离段出口马赫数作为燃烧模态判别准则，基于隔离段绝热假设计算出隔离段出口马赫数，实现发动机燃烧模态的实时判别，并通过数值模拟结果验证了该方法的可行性。试验结果表明，改变燃料喷注方式能够实现燃烧模态的变化，亚燃模态下的性能明显高于超燃模态。数值结果表明，发动机隔离段及燃烧室内激波强度和位置受到横向射流与燃烧释热的共同影响，且不同燃烧模态下影响激波的主要因素不同。发动机燃烧室工作在亚燃模态下的性能最佳，总压恢复系数为 044，总燃烧效率为 079。其中，亚燃模态下硼颗粒和碳颗粒的燃烧效率分别为078和 065。关键词:固体超燃冲压发动机;双模态;燃烧模态;燃烧室中图分类号:V435文献标识码:A文章编号:1006-2793(2023)02-0167-12DOI:107673/jissn1006-2793202302001Investigation of combustion mode transition on solid rocket scramjetZHAO Libei，XIA Zhixun，MA Likun*，CHEN Binbin，FENG Yunchao，LI Chaolong，YANG Pengnian，LIU Yandong(National University of Defense Technology，Changsha410073，China)Abstract:The mode transition and combustor operation characteristics of a dual-mode solid rocket scramjet were studied bymeans of experimental and numerical approachesTransition of combustion mode was experimentally captured to be consistent withthe simulated conditions of Mach number of 6 and altitude of 25 kmOperation characteristics of the dual-mode solid rocket scramjetunder different combustion modes were examinedThe numerical method was validated by the experimental dataAccording to experi-mental results，various phenomena can be observed under different combustion modesAdditionally，numerical results show that theintensity and position of shock wave are affected by transverse jet and heat release Furthermore，the combustor performance is supe-rior when it operates in ram-mode，the total pressure recovery coefficient is 044 and the total combustion efficiency is 079The com-bustion efficiency of boron particles and carbon particles is 078 and 065，respectivelyKey words:solid rocket scramjet;dual-mode;combustion mode;combustor0引言随着高超声速飞行器技术发展，对超燃冲压发动机的宽包络实用需求愈加迫切12，提出宽速域超燃冲压发动机概念3。宽速域超燃冲压发动机在较大的飞行马赫数范围内稳定工作，兼具亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的优势，在复杂多变的飞行工况下会发生燃烧模态的转换。当前实现发动机燃烧模态转换主要有热力调节和几何调节两种途径，即在超燃冲压发动机结构基础上，通过热力调节方式，实现燃烧室内释热分布的变化;或调节燃烧室构型，实现燃烧模态转换4，以匹配宽速域飞行条件下空气来流参数的剧烈变化，从而提升超燃冲压发动机在宽速域飞行工况下761收稿日期:2022-08-13;修回日期:2022-12-14。基金项目:国家自然科学基金(52006240);湖南省研究生科研创新项目(QL20210022);长沙市科技计划(2107001)。作者简介:赵李北，男，硕士生，研究方向为固体超燃冲压发动机。通讯作者:马立坤，男，博士/副教授，研究方向为新型固体推进技术。的工作性能。1989 年，WITT5 首次证实固体燃料能够在超声速气流中燃烧。随后，逐渐发展了固体燃料超燃冲压发动机和双燃烧室固体超燃冲压发动机610。由于在壁面贴药式燃烧室构型方面难以获得突破，并且存在空燃比难以调节、燃烧型面难控制的问题，使其发展受到限制。针对上述技术问题，夏智勋和吕仲等1113 提出固体火箭超燃冲压发动机技术方案，并通过试验验证了其可行性。之后，赵翔、刘仔等针对此技术方案开展大量研究，并取得了一系列成果1418。吕仲等13 认为气固两相富燃燃气与空气的掺混效率是制约发动机性能的重要因素。李潮隆等1920 采用不同类型的固体推进剂、燃烧室扰流结构开展试验和数值研究吗，研究表明，采用凹腔和支板组合装置的发动机燃烧效率可达 07，总燃烧效率取决于推进剂中含能颗粒的燃烧效率。杨鹏年等21 通过数值模拟和地面直连试验，发现凹腔结构可以产生低速回流区，从而促进富燃燃气掺混燃烧效率，进而提升冲压发动机工作性能。俄罗斯科学院的 SALGANSKY等22 利用固体火箭超燃冲压发动机设计方案，研究了使用低温燃气发生器对固体超燃冲压发动机性能的影响，发现发动机最长工作时间会随着富燃燃气温度和燃气发生器内部总压的降低而增加。这一发现能够为固体超燃冲压发动机长时间工作带来的热防护问题提供解决思路。在双模态液体超燃冲压发动机研究方面，潘余23 和李大鹏2425 等分别通过改变燃料喷注方式、燃烧室构型机械可调等途径开展了双模态超燃冲压发动机的地面直连试验研究，认为燃料集中喷注可以实现燃烧模态转换。连欢等2627 发现了模态转换中存在推力突变现象。朱韶华等28 发现较大的亚声速燃烧区域，可以提高发动机性能。综上所述，双模态液体超燃冲压发动机相关研究较多，对燃烧模态产生现象及影响因素有一定了解，但对固体超燃冲压发动机的燃烧模态转换过程研究还未见报道。而固体超燃冲压发动机具有结构简单、体积比冲高的优势，并且有较高的火焰稳定性和宽速域工作潜力2，11，18。双模态固体冲压发动机结构与固体超燃冲压发动机结构相近，如图 1 所示。因此，本文开展固体超燃冲压发动机燃烧模态转换试验与数值仿真研究。由于机械可调装置会增加冲压发动机自身重量和系统复杂性，本文采用热力调节的方式改变对发动机燃烧室内的释热分布。通过数值模拟，分析发生燃烧模态改变的因素及不同燃烧模态下发动机燃烧室性能差异产生的因素，为双模态固体超燃冲压发动机燃烧室设计和性能提升提供依据。图 1双模态固体超燃冲压发动机示意图Fig1Schematic of dual-mode solid rocket scramjet1试验系统和数值计算方法11试验系统111地面直连试验系统试验采用国防科技大学地面直连试验系统，如图2 所示。空气加热器为酒精、氧气、空气三组元燃烧式加热器，加热气体中氧气质量分数约为 023。加热器末端采用拉瓦尔喷管将气体加速至 Ma=20，用于模拟发动机进气道出口(隔离段入口)状态。试验过程中采集推力、压力和质量流量三类参数试验过程由测控系统控制。图 2试验系统示意图Fig2Schematic of the experimental equipment本文地面直连试验模拟马赫数 6、高度25 km 的飞行工况，表 1 给出模拟隔离段入口气流参数。其中，马赫数由加热器出口设计喷管尺寸决定;总压可以通过试验过程中的压力传感器采集获得;总温是由热力计算获得;流量这是根据质量守恒定律，为空气加热器燃烧室中空气、氧气、酒精的质量流量总和。表 1隔离段入口来流空气参数Table 1Parameters of the airflow at isolator inletParametersValueMach number2Total pressure/MPa11Total temperature/K1660Air mass flow rate/(kg/s)100112固体超燃冲压发动机模型为探究具有多个凹腔、多个燃气发生器的固体超燃冲压发动机工作特性。本文采用一种对称结构的矩形截面固体超燃冲压发动机构型。图 3 为该超燃冲压8612023 年 4 月固体火箭技术第 46 卷发动机燃烧室展向切面图及详细尺寸。固体超燃冲压发动机由以下五部分组成:(1)燃气发生器。两个燃气发生器对称布置，采用含硼贫氧固体推进剂(硼质量分数 335%)。推进剂在燃气发生器内自维持燃烧产生气固两相高焓富燃燃气，燃气成分由热力计算得到29。(2)隔离段。采用等截面构型，入口宽度和高度分别为 50 mm/40 mm。加热器出口和超声速燃烧室之间的压力可以通过隔离段进行平衡。(3)喷注段。采用等截面构型，通过台阶与隔离段相连，台阶能有效抵制燃烧室压强向上游移动。超声速气流通过隔离段喷入燃烧室，富燃燃气入射方向与来流呈 60倾角。(4)喷注结构。采用 Y 型分流道喷注方式。单个燃气发生器中的高焓气固两相富燃燃气通过 Y 型流道，分别从来流方向的前后两个喷注口进入喷注段，与空气来流进行高效掺混燃烧。(5)超声速燃烧室。适应燃烧释热引起的超声速气流阻塞，该构型内部尺寸保持沿流向扩张。在气固两相富燃燃气与超声速来流在燃烧室中进行掺混燃烧，其中布置三个凹腔作为增强掺混燃烧的装置。113地面试验工况本文通过燃气发生器的工作状态实现燃料当量比和喷注方式变化。图 4 为不同工况下燃气发生器工作时序，根据燃气发生器工作状态分为 T1、T2、T3 三个工况。数值模拟研究将根据地面直连试验的三种不同工况开展。根据燃气发生器的工作状态，图 5 展示了T1、T2 和 T3 三个工况下的燃料喷注方式及燃料当量比情况。图 3试验模型示意图Fig3Schematic of the experimental model图 4试验时序控制Fig4Time sequence图 5不同工况下燃料喷注方式示意图Fig5Schematic of fuel injection modes at different conditions9612023 年 4 月赵李北，等:固体超燃冲压发动机燃烧模态转换研究第 2 期12数值模拟方法121数值模型为获得发动机燃烧室内部流场特征，本文采用剪切应力运输模型 k-w SST 开展数值模拟研究。该模型能够精确模拟由燃料喷注产生的自由剪切层湍流和凹腔产生的回流流动。由于燃烧室内颗粒组分较低，以气体为主，可以看作稀疏颗粒流，仅考虑颗粒与气体间的相互作用。采用离散随机游走模