亚燃冲压发动机气动格栅整流效果研究

康玉东，邓远灏，钟世林，康松

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

亚燃冲压发动机气动格栅整流效果研究

康玉东，邓远灏，钟世林，康松

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

为改善进气道出口流场畸变对燃烧室性能的不良影响，开展了气动格栅设计。采用数值模拟方法，对扩压器、带气动格栅扩压器、扩压器-燃烧室和带气动格栅扩压器-燃烧室的三维流场进行了数值模拟。结果表明，进气道出口流场畸变，使扩压器出口流场均匀性变差，存在大面积的低速区和分离区；燃烧发生在火焰稳定器上游，燃烧室边区也出现大面积燃烧，导致组件容易被烧毁和组织燃烧性能变差；气动格栅能有效改善扩压器出口流场的均匀性，改善燃烧室性能。

亚燃冲压发动机；燃烧室；流场畸变；气动格栅；数值模拟

1 引言

亚燃冲压发动机工作过程中，由于激波与附面层的干扰等，造成进气道出口气流分离或不均，导致进气道出口流场发生畸变。进气道出口流场畸变会降低燃烧室总压恢复系数，并使得燃烧室的油气分布不均，燃烧效率降低。

气动格栅能明显改善进气道出口流场品质。国外，NASA开展的利用气动格栅减少进气道扩压器出口气流畸变的研究表明，气动格栅效果良好[1]。美国马夸特公司将气动格栅成功应用于RJ43-MA-3冲压发动机上，安装在燃烧室进口位置，结果显示气动格栅能减少燃烧室进口气流畸变[2]。Johnson Hop⁃kins大学应用物理实验室将气动格栅技术应用于Triton冲压发动机、远程Typhon导弹冲压发动机及其他先进推进项目中，也显示出良好的整流效果[3]。国内，航天31所、南京航空航天大学，试验研究了进气道下游加装气动格栅对进气道性能的影响，表明气动格栅明显降低了进气道出口流场的畸变度[4，5]。以上试验研究限于测试技术的不足，难以详细了解进气道出口气流畸变及气动格栅对燃烧室流场的影响。本文针对某马赫数3.5的冲压发动机进气道出口流场图谱特点，开展气动格栅的设计和数值模拟工作，评估进气道出口流场畸变及气动格栅对燃烧室流场的影响，旨在设计出能使发动机在宽范围内稳定、高效工作的气动格栅。

2 气动格栅结构

气动格栅按其截面形状可分为方孔形、圆孔形、径向和环形，其中圆孔形和环形得到了实际应用。本文研究的气动格栅为一布满收敛-扩张流线型文氏管的整体式圆盘，如图1所示。由于文氏管具有一定的节流作用，不均匀气流流过气动格栅时会产生光顺作用，气流变得更均匀；另外，气动格栅还能迫使格栅上游的不均匀气流重新分布，有利于均匀流场，因此气动格栅具有降低气流畸变的功能。

图1 气动格栅结构形式Fig.1 Configuration of aerodynamic grids

气动格栅文氏管包括收敛段、平直段和扩张段三部分。当文氏管收敛段和扩张段直接相连时，喉部气流膨胀过快可能会出现分离，平直段起稳定喉部高速气流的作用。气动格栅上的文氏管一般按同心圆排列，孔数可取1、6、12、18…依次递增[6]，孔径一致。但为获得更好的总压均衡效果，也可局部适当调整。

3 数值模型

3.1 计算模型及网格

冲压燃烧室计算模型包括整流扩压段和燃烧段，其中整流扩压段含扩压器和气动格栅。考虑到结构的对称性及为减少计算时间，只对180°区域进行计算。首先利用UG建立流体域的实体模型，再用Gambit软件生成四面体/六面体混合网格并定义边界。图2为整流扩压段模型及网格，网格总数为5 082 866；图3为燃烧段模型及网格，网格总数为7 342 470。

图2 整流扩压段模型及网格Fig.2 Computational model and grid of diffuser part

图3 燃烧段模型及网格Fig.3 Computational model and grid of combustor

3.2 控制方程

燃烧室中存在燃油的喷射、雾化和气相燃烧过程，计算采用的控制方程为适用任意控制体的微分方程：

式中：ρ为密度，V为速度向量，Φ为待求标量，Γ为Φ的广义扩散系数，∇Φ为Φ的梯度，S为Φ的单位体积的广义源项。当Φ和S取不同值时，可用于求解连续、动量、能量、组分方程。

3.3 化学反应模型

采用简化总包反应模拟油气混合物燃烧过程，其机理为：

采用有限速率/涡耗散反应模型，模拟化学反应与流动的相互作用。该模型中，Arrhenius反应速率和涡耗散反应速率都需计算，净反应速率取两速率中的较小值。

3.4 边界条件

扩压器入口给定速度入口边界条件，三个方向上的速度矢量由进气道出口流谱得到。燃烧室出口采用压力出口边界条件，壁面为无滑移、绝热边界条件。液滴的初始条件给定燃油喷射位置、半喷雾角、SMD、喷射速度及燃油流量等参数。

3.5 计算方法

进行整流扩压段-燃烧段一体化流场计算时，整流扩压段流场只需求解单一气体N-S方程，而燃烧室流场必须求解多组分N-S方程，并考虑两相流动及化学反应等因素。若对整流扩压段和燃烧段都采用多组分N-S方程求解，会极大浪费计算资源。因此本文采用松耦合方法求解整流扩压段-燃烧段一体化流场，通过流量、静压等参数合理建立连接面上参数的传递方式，保证连接面上参数连续，实现整流扩压段-燃烧段一体化流场快速耦合计算。

气-液相互作用采用颗粒轨道模型求解。在La⁃grange坐标系下，考察各组颗粒群沿各自轨道运动、质量损失及能量变化过程，选取Wave模型模拟燃油液滴的二次雾化及破碎。在Euler坐标系下处理气相场，由颗粒群在受热、蒸发、挥发或燃烧过程中，沿轨道产生颗粒群的速度、温度和尺寸变化，作为质量、动量及能量源加入到气相场中，实现气相与颗粒相之间的相互耦合。

采用标准k-ε湍流模型模拟湍流流动，应用壁面函数法处理壁面物理量与近壁区物理量的相互联系，采用二阶迎风格式离散耦合方程组的对流项和粘性项。

4 计算结果及分析

4.1 气动格栅对扩压器流场的影响

进行有/无气动格栅扩压器流场计算，图4为计算的速度云图，入口截面为进气道出口流谱。可见：当扩压器内无气动格栅时，进气道出口不均匀流场在扩压器内进一步恶化，局部高速流动破坏流场的均匀性，弱化扩压段作用，入口外圈低流速区在扩压段出口附近产生大面积低速区，扩压器出口流场均匀性更差；当扩压器内有气动格栅时，气流在气动格栅喉道截面加速至基本相同的流速，因此扩压器出口截面没有分离，扩压器出口流场速度分布均匀性变好。图5中的总压分布云图也显示，经气动格栅整流后，扩压器出口流场总压分布更均匀。

图4 扩压器沿程截面速度分布Fig.4 The velocity distribution along diffuser

图5 扩压器沿程截面总压分布Fig.5 The total-pressure distribution along diffuser

表1为扩压段流场参数。可见：扩压段有气动格栅时，总压损失加大，这是由于气动格栅的堵塞比较大，对气流流动产生了阻碍；但由于气动格栅文氏管设计为流线型光滑曲面，扩压段总压损失不大。

4.2 气动格栅对燃烧室流场的影响

进行有/无气动格栅燃烧室冷态流场计算，图6为计算的速度云图，入口截面为扩压器出口流谱。可见：当扩压器内无气动格栅时，扩压器出口流场分离在燃烧室内继续发展，整个燃烧室内都存在流动分离；稳定器上游外圈存在大面积低速区，且该低速区在燃烧室流道内都存在，因此燃烧可能出现在稳定器上游，且边区存在大面积燃烧的可能。当扩压器内有气动格栅时，燃烧室内不出现流动分离，稳定器上游不出现低速区，外圈的流速也较高，燃烧不会出现在稳定器上游和边区。

表1 扩压段流场参数Table 1 The flow field parameters of diffuser

图6 冷态燃烧室沿程截面速度分布Fig.6 The velocity distribution along combustor(cold flow)

图7 热态燃烧室沿程截面速度分布Fig.7 The velocity distribution along combustor

图8 燃烧室沿程截面温度分布Fig.8 The temperature distribution along combustor

图7～图9分别为有/无气动格栅时，燃烧室沿程截面热态速度、温度、H2O组分分布。由图7可知，扩压器内无气动格栅时，随着非均匀流向下游发展，其不均匀程度有所减弱；但在稳定器上游外圈存在大面积低速区，造成稳定器上游局部当量比大，燃烧发生在稳定器上游，如图8、图9所示，这会使喷油杆和火焰稳定器出现挂火现象，组件可能局部烧毁。同时，由于外圈边区流速低而出现大面积燃烧，给防振屏和隔热屏的热防护带来极大困难；而中心区域由于流速高，火焰稳定器的阻塞作用减弱，相应的燃烧性能变差。显然，扩压器内无气动格栅时，由于进气道出口流场畸变，燃烧室进口气流速度不均匀，使燃烧室内部的油气分布偏离了预定的油气比，这对燃烧室组织燃烧极为不利。扩压器内有气动格栅时，燃烧室入口气流均匀性变好，入口气流不出现分离，稳定器上游不出现低速区，燃烧内不存在大面积的外圈低速区，因此燃烧出现在稳定器后方，发生在设计区域内，没有出现边区燃烧，如图8、图9所示。

表2为流场参数。可见：扩压器内有气动格栅时，由于燃烧段入口气流速度降低且均匀性变好，燃烧段内的温度比无气动格栅时高30 K，总压恢复系数高0.016；扩压段-燃烧段一体化计算中，扩压段内有气动格栅时，其总压恢复系数比无气动格栅时低0.019，但燃烧发生在设计区域内，稳定器上游和边区没有出现大面积燃烧现象。

图9 燃烧室沿程截面H2O组分分布Fig.9 The H2O mass fraction distribution along combustor

表2 流场参数Table 2 Flow filed parameters

5 结论

(1)进气道出口流场畸变使扩压器出口流场均匀性变差，存在大面积低速区，流场出现分离。气动格栅能有效提高扩压器出口流场均匀性，并有效抑制扩压器出口流场分离。

(2)扩压器出口流场畸变使火焰稳定器上游发生燃烧，容易烧毁火焰稳定器和喷油杆，且燃烧室边区出现大面积燃烧，使燃烧室壁面边区热防护困难。气动格栅使燃烧发生在设计区域内，稳定器上游和边区没有出现大面积燃烧现象。

(3)综合考虑扩压段及燃烧段时，虽然扩压段内有气动格栅的总压恢复系数比无气动格栅时低0.019，但却极大地改善了燃烧室性能，气动格栅的使用十分必要。

[1]Piercy T G，Klann J L.Diffuser-Exit Total-Pressure Pro⁃files for a Side-Inlet Model at Mach 3.05[R].NASA RM E55F24，1955.

[2]Chiccine B G，Abdalla K L.Experimental Investigation of Expanded Duct Sections and Screens for Reducing Flow DistortionsatSubsonicFlows[R].NASAMEMO 1-9-59E，1959.

[3]Rumpf R L，Shippen W B.Comparison of Aerogrids and Punched Plates for Smoothing Flow from Short Annular Duffusers[R].NASA CR-120960，1972.

[4]梁德旺，郭荣伟，赵明桂.格栅对进气道的气动性能和电磁散射特性的影响[J].航空学报，1998，19(5)：567—569.

[5]梁思，张传民，张龙.气动格栅改善进气道流场的实验研究[J].推进技术，1992，2(1)：8—13.

[6]陈建华，李龙飞，周立新，等.液氧/煤油补燃火箭发动机整流栅应用研究[J].火箭推进，2007，33(2)：1—6.

Flow Smoothing Effect of Aerodynamic Grid for Ramjet Combustor

KANG Yu-dong，DENG Yuan-hao，ZHONG Shi-lin，KANG Song
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

In order to alleviate the negative effect of the air intake outflow distortion on ramjet combustor performance,aerodynamic grids were designed.The flow field of diffuser and diffuser-combustor with/with⁃out aerodynamic gird was simulated with a 3D numerical study.The results show that,for the distortion of intake outflow,the uniformity of diffuser flow field deteriorates,and a large proportion of low speed area and separation zone appear;the combustion appears at the upstream of the flame-holders and the boundary zones of combustor,which will cause the burning of the flame-holders and fuel injection poles and the com⁃bustion-arrange performance deteriorates;the aerodynamic grid can improve the uniform profile of the dif⁃fuser outflow,so the combustor performance become better.

ramjet；combustor；flow field distortion；aerodynamic grid；numerical simulation

V231.2；V235.21

：A

：1672-2620(2014)04-0022-05

2013-12-26；

：2014-08-11

康玉东（1985-），男，博士，工程师，研究领域为冲压发动机燃烧室设计。