凹腔结构对圆形燃烧室阻力特性影响

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1、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:13755018974,Email:gladrain2001@yahoo.com.cn)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

2、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

3、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-JenTam[3]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

4、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θ=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

5、表编号尺寸D30L2.5θ45D=30L/D=2.5θ=45ºD20L3.75θ45D=20L/D=3.75θ=45ºD15L5θ45D=15L/D=5θ=45ºD12L6.25θ45D=12L/D=6.25θ=45ºD10L7.5θ45D=10L/D=7.5θ=45ºD15L5.73θ30D=15L/D=5.73θ=30ºD15L4.58θ60D=15L/D=4.58θ=60ºD15L4θ90D=15L/D=4θ=90º1.2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

6、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MainFlowInjectionMa2.641.0P/KPa76.31060T/K724250YN20.770.0YO20.

7、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2º，第2扩张段长450mm，扩张角为3º。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=5