固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室流場理論研究.pdf

1、固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)具有比沖高和結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點,是未來超聲速導(dǎo)彈和沖壓增程炮彈等飛行器的理想推進(jìn)裝置,但固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室流場的理論研究并不成熟,目前仍處于探索階段。本文采用理論分析與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法,對固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室流場進(jìn)行了較為深入的研究,主要包括燃燒室流場的解析模型及其非定常數(shù)值計算方法。
　　 根據(jù)固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室流場特點,將燃料表面處理為速度入口邊界,建立了基于渦量一流函數(shù)方法的燃燒室流場解析

2、模型。針對再附點截面(Sr面)速度入口邊界條件為余弦分布時,建立了描述發(fā)動機(jī)典型燃燒室流場的基本解析模型,并利用疊加原理,針對Sr面的一般速度入口邊界條件,給出燃燒室流場解析模型的通用求解方法,得到更為符合實際情況的燃燒室流場參數(shù)表達(dá)式。基本解析模型的計算結(jié)果與數(shù)值試驗結(jié)果符合較好。研究發(fā)現(xiàn):1)隨著速度參量(uh)的增大,燃面附近流線的曲率不斷增大;燃燒室流場基本受主流控制,這與固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒室流場有一定相似性:燃面附近的流速較低

3、。2)軸向速度和渦量隨uh的增加而線性增大;主流區(qū)軸向速度隨徑向位置的變化較小,在靠近燃面的區(qū)域軸向速度迅速衰減為零,且衰減速度與地成正比;渦量在燃面處達(dá)到最大值,遠(yuǎn)離燃面時渦量迅速降低,在軸線附近幾乎為零。3)從軸線到燃面,徑向速度和壓力降的絕對值均有先增大后減小的趨勢,當(dāng)徑向位置在區(qū)間[√2/2,1]時,它們的絕對值均大于其在燃面處的值。4)燃燒室的流動有從燃面和Sr面向中心匯聚的趨勢。
　　 通過將靜止網(wǎng)格上的數(shù)值計算方法

4、推廣為動網(wǎng)格形式,進(jìn)而得到任意拉格朗日一歐拉(ALE)有限體積法描述的固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室二維可壓縮非定常流動的N-S方程,并給出適合于ALE描述下控制方程及其邊界條件的數(shù)值離散方法。在此基礎(chǔ)上,耦合動網(wǎng)格技術(shù),利用發(fā)動機(jī)中氣相燃燒流動及燃面的對流、輻射換熱與燃料熱解退移等過程的耦合計算,采用低Re數(shù)κ-ε湍流模型,并考慮加質(zhì)對對流換熱的影響和溫度對有效氣化熱的影響,建立了包含燃面運(yùn)動邊界條件的固體燃料沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室非定常流場數(shù)學(xué)

5、模型。編制了控制燃面運(yùn)動和加質(zhì)的UDF程序,并對初始計算網(wǎng)格進(jìn)行考核。燃速數(shù)值計算結(jié)果與參考文獻(xiàn)的試驗結(jié)果符合較好。
　　 采用所建立的燃燒室非定常流場數(shù)學(xué)模型,對某試驗發(fā)動機(jī)的燃燒室-噴管統(tǒng)一內(nèi)流場進(jìn)行了數(shù)值計算。得到其在移動邊界條件下的瞬態(tài)流場分布,分析了流場參數(shù)、燃面瞬態(tài)退移速率、再附點、燃料通道出口參數(shù)及其隨時間的變化規(guī)律,并研究了燃料通道幾何結(jié)構(gòu)對燃面退移速率的影響。研究表明:1)隨著發(fā)動機(jī)工作,燃料通道的型面由簡單的

6、圓柱面變?yōu)閮深^細(xì)中間粗的復(fù)雜曲面;燃面退移的不均勻程度不斷增加,燃面退移量(或燃速)最大的點(即再附點)不斷向下游移動;燃面面積和燃料通道體積均隨時間呈近似線性增長。2)燃燒室流場具有明顯的不均勻性,燃燒主要發(fā)生在組分當(dāng)量比函數(shù)(ψ)在[-2,2]的區(qū)域;在發(fā)動機(jī)工作過程中,燃料通道出口處的流速和溫度均有降低趨勢,而燃燒室壓強(qiáng)逐漸升高;燃燒室入口處的燃速很低,隨后燃速迅速升高,并在再附點處達(dá)到峰值,峰值之后平緩降低;在小型發(fā)動機(jī)工作初期