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文 |万物喵知道

编辑 |万物喵知道

前言

大气层内高超声速飞行对提高导弹武器生存和作战能力具有重要意义。目前的涡喷、亚燃冲压等发动机燃烧室进口马赫数均为亚声速，在来流马赫数提高时，由于空气温度急剧升高，燃料的化学能得不到充分释放和利用，其性能就会迅速下降。

因此提高燃烧室进口马赫数，在超声速气流中组织燃烧，是实现高超声速飞行的重要手段。超燃冲压发动机具有结构简单、容积利用率高、使用方便、战备时间短等优点，可极大地满足高超声速技术武器化需求，为导弹提供长时间推力，实现导弹大气层内远距离、高超声速、机动飞行。

早在20世纪50年代，国外就投入大量人力物力进行超燃冲压发动机研究，美国、俄罗斯、法国等国家都进行了多次飞行试验，验证了液体燃料超燃冲压发动机的关键技术及性能。

自80年代开始，由于固体燃料的能量密度高、使用安全方便、结构简单可靠，越来越多的研究者将眼光投向了采用固体燃料的超燃冲压发动机。而燃烧室内气流的喷射与掺混一直都是固体燃料超燃冲压发动机研究的重点。

固体燃料超燃冲压发动机最初的实验研究由Witt和Angus分别于1989和1991年进行。Witt经过其具有开创性的实验研究，初步确定了固体燃料超燃冲压发动机中能够点火和维持火焰稳定的燃烧室几何构型。

此后，Jarymowycz、Ben Arosh等通过数值模拟，对燃烧室内的掺混燃烧进行了研究，得到了燃烧室入口气流状态、燃烧室台阶扩张结构对内流场的影响。国内杨向明通过试验验证了固体碳氢燃料在超声速气流中能点火。

陶欢、迟鸿伟等通过数值研究得到了固体燃料超燃冲压发动机凹腔对气流掺混、燃料自点火和稳定火焰的作用。

刘伟凯、李彪等对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室内燃烧效率进行了研究。李轩等针对固体火箭发动机设计了一种多级小角度扩张的燃烧室结构。在固体火箭超燃冲压发动机燃烧室中燃气与空气的混合会直接影响到燃烧效率。

本文针对固体火箭超燃冲压发动机，通过数值模拟对燃气喷射角度对气流掺混的影响进

行研究。

超音速燃烧室结构

本文所采用的固体火箭超燃冲压发动机由进气道、燃气发生器、超音速燃烧室、尾喷管这四部分组成，采用本单位研制的贫氧富燃固体推进剂作为燃料，结构简图如图1所示。

考虑到由燃气发生器喷出的富燃料燃气速度一般低于来流空气，造成掺混的困难，因此在空气入口后设置凹腔。在固体火箭亚燃冲压发动机燃烧室中，通过入口段的后向台阶形成凹腔产生回流区来实现燃气与空气的掺混是普遍的做法，已经过大量的理论和实验研究证明是合理的。

由于凹腔内的回流区来流空气速度较低，因此较容易实现与燃气的掺混，故将一次燃烧的喷射孔设在凹腔前段。

由于该燃烧室结构为轴对称的，为简化计算，取1/2投影图做二维计算分析，几何构型图如图2所示。

物理模型及计算方法

为了充分了解不同喷射角度对掺混效果的影响，本文不考虑化学反应，仅研究两种气体的掺混流动过程。以本单位研制的碳氢富燃料推进剂为基础，经分析一次燃烧产物残渣率很低，且主要成分为甲烷。

因此本文假设一次燃烧后的产物全部甲烷，来流空气简化为氧气与氮气的混合物。与固体火箭发动机不同，固体火箭超燃冲压发动机的推进剂装在固定体积的燃气发生器内，因此燃面的退移不会改变燃烧室内气流通道的面积。

通过上述分析，建立了模拟燃烧室内流动过程的数值模型。控制方程采用耦合了动量、能量、连续性方程以及组分运输方程的雷诺平均N-S方程组;湍流的模拟采用带壁面函数的RNG k-ε模型，相对于其他模型，该模型在超音速流动的计算方面具有更高的可靠性。

为了研究固体火箭超燃冲压发动机燃气喷射角度对燃烧室内流动与掺混的影响，在保持入口气流总温837K，表压70325Pa，来流马赫数2.5，气流方向与轴向夹角15 ；燃气总温1880K，质量流率0.16875kg/s，表压0.1MPa的情况下，计算了不同燃气喷射角度的影响，计算工况如表1所示。

计算结果与分析

不同喷射角度对流动的影响

流场流线图

图3给出了燃烧室的流线分布。可见来流空气会在凹腔内形成漩涡，这个漩涡会受到燃气流的作用分成两部分。当燃气流垂直喷入超声速来流空气中，燃气会掺入空气形成反向的两个涡。

而当燃气以一定角度喷射时，喷射出的燃气流会被凹腔内的涡推向壁面，继而向凹腔末端方向形成漩涡，而逆流方向的漩涡和主流之间会产生第三个涡。

当喷射角度很低时，燃气流受到空气涡的径向力，贴着壁面流向凹腔后向台阶，比如15 和30 喷射角的情况。而随着喷射角度的增加，大部分燃气混入顺流的空气中形成漩涡，比如45 和60 和75 喷射角的情况。

流场马赫数分布云图

图4给出了燃烧室内的马赫数云图。可见喷射的燃气流会给超声速空气来流一个扰动，在两股气流的接触面会形成激波，进一步形成在燃烧室内不断反射的激波串。

当燃气流垂直喷入超声速来流空气中，会形成很强的激波，虽然激波串的振荡有利于燃气与空气的掺混，但由于激波和附面层的互相干扰，会在局部出现低速区。

燃烧室内激波的强度随着喷射角度的降低逐渐降低，当喷射角度降低到30 时，激波沿轴向到达燃烧室一半长度便会湮灭在主流中。与之对应，局部的低速区域会随着喷射角度的降低而减小，当喷射角度降低到60 时低速区便会消失。

不同喷射角度对掺混的影响

燃烧室内燃气CH4质量分数分布图

图5给出了燃烧室内燃气CH4质量分数的分布。可见当燃气流垂直喷射时，燃气均匀的分布在凹腔内，只有一小部分与来流空气接触，且向下游传播的距离有限。一旦燃气的喷射角度降低，燃气的分布便明显的分成两个区。

对比流线图可知，燃气多分布在凹腔内顺流的涡中，说明燃气与空气的混合得到了加强，并且可以明显看到燃气向下游传播的距离增加。但是当燃气喷射角度降低到30 时，由于燃气流贴壁流动不能有效与空气混合。

CH4分布曲线对比

为了更直观的比较不同喷射角度对掺混效果的影响，沿图6中①②两条直线分别比较了燃气沿径向与轴向的分布。

线①取在凹腔的末端，由此可以清晰的看到不同喷射角度下流出凹腔的燃气在质量分数上的差异；线②沿燃烧室外壁面截取，沿此线的燃气质量分数分布能够反应出燃气在燃烧室内沿轴向下游传播的情况。

通过图7（对应线①）的对比可见，以15 和30 喷射的燃气在凹腔末端的径向穿透力要大于以45 -75 喷射的燃气。可见减小喷射角度可以增强燃料的径向传播效果通过图9（对应线②）的对比可见各种角度喷射的燃气都有一部分会传至燃烧室出口。

且随着燃气喷射角度的增加，传播至燃烧室出口的燃气就越多。因此增加喷射角度可以增强燃料的流向传播效果。

总压损失对比

燃烧室流场中的总压损失主要是由空气流和燃气流的掺混损失、凹腔内的流动损失以及激波损失造成。图9所示为热流无燃烧条件下，不同喷射角度沿轴线方向6个流向截面（截面坐标X依次为0.12，0.17，0.4，0.85，1.3，1.65m）上的总压损失。定义的总压损失为：

式中，

和

分别为x截面和进口总压。

通过图9的比较可见，在15 -75 的范围内，整个流道内的总压损失都随着喷射角度的增加而减小，但是继续增加喷射角，到75 -90 范围内总压损失系数又急剧增加。可见在75 附近应该存在一个喷射角度使总压损失最小。

掺混效率对比

通过上述对比可知，单凭对流动以及掺混现象的对比，无法得到合理的喷射角度。因此必然存在一个最佳的喷射角度，为此引入燃气与空气的掺混效率。采用Rogers（1971），Riggins和McClinton(1992)提出的与化学反应相联系的混合效率概念，该混合效率的定义为：

表示燃料的质量分数；

表示能够参与反应的燃料质量分数；

表示化学反应恰当比时的燃料质量分数。该混合效率为所有能够与O2进行反应的CH4与注入总CH4之比，即

图10所示为热流无燃烧条件下，不同喷射角度沿轴线方向6个流向截面（截面坐标X依次为0.12，0.17，0.4，0.85，1.3，1.65m）上的掺混效率。

在15 -75 的范围内，整个流道内的喷射效率都随着喷射角度的增加而增加，但是继续增加喷射角，到75 -90 范围内喷射效率又急剧降低。可见在75 附近应该存在一个喷射角度使喷射效率最高。

结语

本文针对无化学反应条件下超声速气流中不同燃气喷射角度下燃烧室内流场结构特性进行了分析，并比较了不同燃气喷射角度对燃烧室内燃气和空气掺混效果的影响，得到如下结论：

（1）随着喷射角度的增加，喷射的燃气与空气混合形成的漩涡区域越大，由于燃气扰动造成的超声速来流产生的激波强度越强。而凹腔内的回流以及燃烧室内的激波串都在能很大程度上加强燃气与空气的掺混。

（2）减小喷射角度可以增强燃料的径向传播效果；而增加喷射角度可以增强燃料的流向传播效果。

（3）对比垂直喷射和低角度喷射的情况，低角度喷射能够提高燃料与空气的掺混效率。且存在一个最佳喷射角度，使燃料和空气的掺混效率最高，同时总压损失最小。