CN103605876B - 超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法 - Google Patents

超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法 Download PDF

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Abstract

超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，涉及近空间飞行器。喷嘴分布的基本方式有三种：根据流动特征在近涡壁面周向分布喷嘴、沿流向分布喷嘴或在近涡壁面“品”字形分布喷嘴。解决了现有超燃冲压发动机按部件设计中存在的不足，即进气道设计要尽量控制出口均匀性，而燃烧室设计要人为引入非均匀涡结构。利用三维内收缩进气道出口的低能/低速区和角区涡结构，合理配置燃烧室喷嘴位置，加强进气道和超燃燃烧室之间流动特征的联系，可以增强燃料喷射和掺混效果，从而间接提高燃烧效率，提高超燃冲压发动机的总体性能。

Description

超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法
技术领域
本发明涉及近空间飞行器，尤其是涉及一种考虑进气道流动特征的超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法。
背景技术
近空间飞行器研究是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，而超燃冲压发动机研究又因其重要的战略意义成为近空间飞行器发展的重中之重。以美、俄、德、法、澳为代表的世界强国都在大力推进各自的超燃冲压发动机研制计划。其中，燃料的喷射、掺混、点火是实现超声速燃烧乃至高超声速飞行的关键难点之一。由于超燃冲压发动机内的主流流速多为超声速，进气道捕获来流在发动机流道内通常只有毫秒的滞留时间。要想在这样短的时间内完成对主流的减速增压，并使其与燃料在超声速流动状态下迅速、均匀、稳定地完成低损失、高效率的掺混、点火并燃烧是十分困难的。此外，燃料在主流中的喷射和掺混效率还直接决定着冲压发动机的长度、尺寸、结构和热负荷设计。因此，合理地设计、布局燃料喷射系统对燃料的有效掺混与燃烧具有重要意义。
按结构形式，常规超燃燃烧室可以分为：(1)等直通道；(2)扩张通道；(3)后台阶结构；(4)凹腔形式；(5)中心支板结构等。按燃料喷射方式，超燃燃烧室则划分为：(1)垂直喷流；(2)平行喷流；(3)带倾斜角度的斜向喷流，以及(4)带中心支板的后向喷流燃烧室等。除此之外，近期国际上还提出了一些新的超燃燃料喷射概念。如日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)提出的Hypermixer概念，国内有译作纵涡导入式燃料喷射装置。该方案采用与后斜坡扩张通道纵向交错的喷嘴形式，利用喷嘴下部回流区附近产生的涡对来实现增强燃料掺混的目的([1]Kodera,M.,Sunami,T.,andIto,K.,Pre-flightanalysisofscramjetflightexperimentbyCFD,ProceedingsofAerospaceNumericalSimulationSymposium,pp.221-226,2005；[2]Takahashi,M.,Ito,K.,Sunami,T.,Tanno,H.,Komuro,T.,Sato,K.,andKodera,M.,Researchonscramjetengineathypervelocitycondition,FY2004ReportofJointResearchAchievementsoftheSpaceDivisionofInstituteofAerospaceTechnologyandInstituteofSpaceandAstronauticalScience:BasicTechnologiesofSpaceTransportationSystems,pp.81-86,ISSN：ISSN1349-113X,2006)。JAXA和德国航空航天中心(DLR)，澳大利亚昆士兰大学(UniversityofQueensland,UQ)合作，已经将Hypermixer喷嘴运用于DLR哥廷根的高焓风洞试验和Hyshot飞行演示验证计划。此外，DLR还单独研发了一种中心支板带上下斜喷的“裂式”喷射系统(Lobedstrutinjectorconcept)([3]Rust,B.,Gerlinger,P.,andManfredA.,Animprovedlobedstrutinjectorconceptforsupersoniccombustion.Proc.46thAIAA/ASME/SAE/ASEEJointPropulsionConferenceandExhibit,AIAA-2010-6962,2010)。数值模拟结果显示此类喷射系统与Hypermixier概念有异曲同工之妙，也利用了喷嘴附近迅速形成的涡特性来加强燃料的喷射和掺混效率。澳大利亚UQ还提出用一系列沿流向和展向的小喷嘴替代单个较大孔径的喷嘴系统，从而在几乎相同喷射流量条件下提高喷射和掺混效率，降低总压损失和提高壁面冷却效率。该喷射概念运用的主要流动机理是每一个下游喷嘴都能够充分利用上游喷嘴形成有效涡结构，加强燃料掺混与穿透深度([4]PudseyA.S.,andBoyceR.R.,Numericalinvestigationoftransversejetsthroughmulti-portinjectorarraysinasupersoniccrossflow,AIAA-2008-2517,2008)。
以上几类新概念喷射系统有三个显著共同点。第一，都是通过人为设计在燃烧室进口(或者说喷嘴附近)形成新的涡结构，然后合理利用这样的涡结构达到加强喷射和掺混的目的。第二，所有的设计、数值模拟与分析都是假定燃烧室进口，即进气道出口来流完全均匀。第三，研究对象都是矩形截面(二元式)的超燃燃烧室结构。近年来，随着新概念进气道方案的不断面世以及高超声速飞行系统必须高度一体化设计的理念日益取得共识，超燃冲压发动机正在朝复杂全三维，内/外流道(前体/进气道/燃烧室/喷管)一体化设计的方向发展。但现有的冲压发动机设计概念都是将高超进气道，超燃燃烧室划分为不同的子系统进行孤立的设计，很少考虑二者之间的匹配和一体化问题，特别是如何利用三维进气道出口的复杂流动特征，为优化下游燃烧室性能，提高燃料喷射和掺混能力服务。
对许多复杂系统而言，将总体分解成为各个不同功能的子部件进行分别设计是一种有效的设计手段。国内外现有研究中，超燃冲压发动机的设计也采用这种设计概念。设计人员针对进气道，燃烧室分别开展研究。大多数情况下，对进气道提出的设计要求是出口流场尽量均匀；而给定超燃燃烧室的来流条件则是均匀的超声速来流。这样做的原因有三：(1)为了有效简化设计目标和来流条件；(2)两个独立设计的子部件之间缺少有效的信息传递和反馈机制；(3)对进气道出口流场和燃烧室内部流场缺乏足够的认识，例如：如何理解湍流涡特征等复杂流动现象对燃烧室内燃料喷射、掺混等非定常特性的影响规律。
同时，一个显然存在的问题是：高超声速进气道要获得完全均匀的出口流动是十分困难的。现有的研究现状是：由于几何外形的复杂变化和通道内激波的不规则反射，在进气道出口平面通常都存在一些低速/低能区和角涡特征。如果单纯从进气道出口均匀性考虑，进气道设计人员只能采取附加的手段(如流场主动控制)来抑制这种出口非均匀性，这无疑会带来额外的流动损失。另一方面，绝大多数假定进口来流绝对均匀的超燃燃烧室研究又表明，燃烧室设计人员必须人为制造一些复杂的喷射形式(如Hypermixer)来生成低速回流区和涡特征，以便有效提高燃烧室的燃料喷射和掺混特性。
发明内容
本发明的目的旨在克服现有技术所存在的上述缺陷，提供一种利用进气道出口已有的低能/低速区和复杂的涡特征，合理配置超燃燃烧室喷嘴位置和形式，从而提高超燃冲压发动机的燃料喷射和掺混效率的超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法。
本发明包括以下步骤：
1)用流体数值模拟软件对具有类V字形进口的三维内乘波进气道进行仿真，得到高超声速进气道在高超声速来流条件下的流场，根据流场特征，获得沿内乘波进气道内收缩段两侧生成和发展的角区涡，以及在进气道底部前缘生成的低能/低速区；
在步骤1)中，所述进气道是一种设计马赫数大于5的高超声速三维内收缩进气道，进气道的进口形状为类V字形，出口截面形状是椭圆形或圆形；此类进气道在出口附近存在明显的低能/低速区和角区涡结构的特征。
2)截取内乘波进气道与燃烧室分界截面的流场，估算角区涡和低能/低速区的分布位置和覆盖范围，应用计算流体后期处理软件对进气道出口流场的压力分布进行处理，得到进气道出口截面内的等值压力线，从等值压力线的分布区分出位于进气道出口截面左右上角的角区涡和位于进气道出口截面底部的低能/低速区，并估算各自的位置和覆盖范围，进气道左右上角的角区涡在进气道出口截面流场中表现为两对反向对旋涡对；
3)根据角区涡和低能/低速区的分布位置和覆盖范围确定喷嘴的分布形式，包括喷嘴的个数、位置和喷射角度；所述分布形式包括：
a)喷嘴沿周向分布：针对角区涡和低能/低速区覆盖范围较广的情况，进气道左右上角沿角区涡周向布置喷嘴，喷嘴等距分布于对旋涡对之间；进气道底部沿低能/低速区周向布置喷嘴，喷嘴等距分布于低能/低速区之间；喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度；
b)喷嘴沿流向分布：针对角区涡和低能/低速区覆盖范围较窄的情况，进气道左右上角沿角区涡流向布置喷嘴，喷嘴等距分布于角区涡的流路上；进气道底部沿低能/低速区流向布置喷嘴，喷嘴等距分布于低能/低速区流路上；喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度；
c)喷嘴呈“品”字形分布：此类分布具有普适性，进气道左右上角采用“品”字形布置喷嘴，先在对旋涡对之间布置一个喷嘴，然后根据涡对的发展在其下游布置两个喷嘴，进气道底部也采用“品”字形布置喷嘴，喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度。
在步骤3)中，所述喷嘴的位置和分布形式不单一，根据低能/低速区和角区涡的大小，选择喷嘴个数并在近涡壁面沿周向分布，除了靠近喷嘴上下游形成的流动分离有助于燃料的掺混和点火外，喷嘴的周向分布又可以充分利用进气道出口角区涡的横向剪切力，达到燃料快速掺混的目的；
所述喷嘴可设至少2个，至少2个喷嘴沿流向分布在近涡壁面；超燃冲压进气道出口的低能/低速区和角区涡必然会向下游发展，如果只在燃烧室上游布置一个喷嘴，燃料掺混的效率未必能达到设计目的；沿流向分布多个喷嘴，既可以利用冲压进气道出口的低能/低速区和角区涡，又可以使每一个下游喷嘴都能充分利用上游喷嘴形成的有效涡结构，从而加强燃料掺混与穿透深度；上游进气道与下游燃烧室之间等面积连接，不存在几何面积的渐变或突变过渡；
所述喷射角度不单一，可以垂直喷射也可倾斜顺流向喷射或倾斜逆流向喷射；具体的喷嘴角度可根据实际设计要求确定。
本发明是通过分析高超声速三维内收缩式进气道出口低能/低压和角区涡的位置，确定超燃燃烧室喷嘴的位置和分布形式。
所述燃料喷射系统，可适用于进气道出口存在明显低能/低速区和角区涡的各类超燃燃烧室，进气道出口和燃烧室截面形状可以是圆形或椭圆形等复杂几何形状。
本发明的优点：利用高超声速三维内收缩式进气道出口已有的低能/低速区和复杂的涡特征来配置超燃燃烧室喷嘴位置和形式，增强了进气道与超燃燃烧室流场的联系，加强了两者的一体化设计程度。进气道设计不用采取附加的手段(如流场主动控制)来抑制进气道出口非均匀性，降低了系统的复杂性，减少了不必要的的流动损失。同时，燃烧室设计不用人为制造一些复杂的喷射形式(如Hypermixer)来生成低速回流区和涡特征。通过利用进气道出口已有的低能/低速区和复杂的涡特征，合理配置超燃燃烧室喷嘴位置和形式，便能增强燃料喷射和掺混能力，实现下游燃烧室性能乃至冲压发动机总体性能的提升。
附图说明
图1是高超声速内乘波式进气道(近似方形进口、椭圆型出口)流场特征示意图。
图2是高超声速内乘波式进气道、超燃燃烧室(喷嘴周向分布方案)示意图。
图3是喷嘴周向分布示意图。
图4是超燃燃烧室燃料周向喷射与掺混示意图。
图5是高超声速内乘波式进气道、超燃燃烧室(喷嘴流向分布方案)示意图。
图6是喷嘴流向分布示意图。
图7是超燃燃烧室燃料流向喷射与掺混示意图。
图8是高超声速内乘波式进气道、超燃燃烧室(喷嘴“品”字形分布方案)示意图。
图9是喷嘴“品”字形分布示意图。
图10是超燃燃烧室燃料呈“品”字形喷射与掺混示意图。
图中标记为：1是表示高超声速来流、2是高超声速内乘波进气道类V字形进口、3是内乘波进气道内收缩段、4是内乘波进气道等直隔离段、5是内乘波进气道与燃烧室分界截面、6是进气道左右上角角区涡的生成与发展、7是位于进气道出口截面左右上角的角区涡、8是进气道内底部低能/低速区的生成与发展、9是位于进气道出口截面底部的低能/低速区、10是超燃燃烧室、11是沿进气道左右上角角区涡周向分布的喷嘴、12是沿进气道底部低能/低速区周向分布的喷嘴、13是位于进气道左右上角的反向对旋角区涡对、14是进气道出口截面内的等值压力线、15是喷嘴的喷射与掺混、16是沿进气道左右上角角区涡流向分布的喷嘴、17是沿进气道底部低能/低速区流向分布的喷嘴、18是喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向、19是喷嘴的喷射方向、20是喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角、21是“品”字形分布在进气道左右上角的喷嘴、22是“品”字形分布在进气道底部的喷嘴。
具体实施方式
本发明以典型的三维变截面内乘波式进气道为实施例，其由高超声速内乘波进气道类V字形进口2、内乘波进气道内收缩段3和内乘波进气道等直隔离段4构成。该超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计具体步骤如下：
1、用流体数值模拟软件对具有类V字形进口的三维内乘波进气道进行仿真，得到此类高超声速进气道在高超声速来流条件下的流场。根据流场特征，获得沿内乘波进气道内收缩段两侧生成和发展的角区涡，以及在进气道底部前缘生成的低能/低速区。
2、截取内乘波进气道与燃烧室分界截面的流场，估算角区涡和低能/低速区的分布位置和覆盖范围，应用计算流体后期处理软件对进气道出口流场的压力分布进行处理，得到进气道出口截面内的等值压力线，从等值压力线的分布区分出位于进气道出口截面左右上角的角区涡和位于进气道出口截面底部的低能/低速区，并估算各自的位置和覆盖范围。进气道左右上角的角区涡在进气道出口截面流场中表现为两对反向对旋涡对。
3、根据角区涡和低能/低速区的分布位置和覆盖范围确定喷嘴的分布形式，包括喷嘴的个数、位置和喷射角度。具体的分布形式可以分为以下3点：
a)喷嘴沿周向分布。针对角区涡和低能/低速区覆盖范围较广的情况，进气道左右上角沿角区涡周向布置喷嘴，喷嘴等距分布于对旋涡对之间。进气道底部沿低能/低速区周向布置喷嘴，喷嘴等距分布于低能/低速区之间。喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度。
b)喷嘴沿流向分布。针对角区涡和低能/低速区覆盖范围较窄的情况，进气道左右上角沿角区涡流向布置喷嘴，喷嘴等距分布于角区涡的流路上。进气道底部沿低能/低速区流向布置喷嘴，喷嘴等距分布于低能/低速区流路上。喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度。
c)喷嘴呈“品”字形分布。此类分布具有普适性，进气道左右上角采用“品”字形布置喷嘴，先在对旋涡对之间布置一个喷嘴，然后根据涡对的发展在其下游布置两个喷嘴。进气道底部也采用“品”字形布置喷嘴。喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度。
实施例1：
三维内乘波式高超声速进气道出口为制定长短轴比2.5的椭圆，进口类似V形。上游进气道与下游燃烧室之间等面积连接，不存在几何面积的渐变或突变过渡。进气道左右上角和底部分别存在明显地角区涡特征和低能/低速区，并向下游燃烧室传播(如图1)。在燃烧室左右上角和底部分别沿周向均匀分布3个喷嘴(如图2和4)。其进气道出口截面流场如图3所示，燃料掺混效果明显。
实施例2：
高超声速三维内乘波进气道出口为长短轴比2.5的椭圆，进口形状类似V形。上游进气道与下游燃烧室之间等面积连接，不存在几何面积的渐变或突变过渡。进气道左右上角和底部分别存在明显地角区涡特征和低能/低速区，并向下游燃烧室传播(如图1)。在燃烧室左右上角和底部，沿角区涡和低能/低速区的流路上分布5个喷嘴(如图5和7)。其进气道出口截面流场如图6所示，燃料掺混效果明显。
实施例3：
高超声速三维内乘波进气道出口为长短轴比2.5的椭圆，进口形状类似V形。上游进气道与下游燃烧室之间等面积连接，不存在几何面积的渐变或突变过渡。进气道左右上角和底部分别存在明显地角区涡特征和低能/低速区，并向下游燃烧室传播(如图1)。在燃烧室左右上角和底部，沿角区涡和低能/低速区的流路上分别呈“品”字形分布3个喷嘴(如图8和10)。其进气道出口截面流场如图9所示，燃料掺混效果明显。
另外，本发明也适用于其他进气道出口形状和超燃燃烧室形状，例如圆形进气道出口和超燃燃烧室截面形状等。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，其特征在于包括以下步骤：
1)用流体数值模拟软件对具有类V字形进口的三维内乘波进气道进行仿真，得到高超声速进气道在高超声速来流条件下的流场，根据流场特征，获得沿内乘波进气道内收缩段两侧生成和发展的角区涡，以及在进气道底部前缘生成的低能/低速区；
2)截取内乘波进气道与燃烧室分界截面的流场，估算角区涡和低能/低速区的分布位置和覆盖范围，应用计算流体后期处理软件对进气道出口流场的压力分布进行处理，得到进气道出口截面内的等值压力线，从等值压力线的分布区分出位于进气道出口截面左右上角的角区涡和位于进气道出口截面底部的低能/低速区，并估算各自的位置和覆盖范围，进气道左右上角的角区涡在进气道出口截面流场中表现为两对反向对旋涡对；
3)根据角区涡和低能/低速区的分布位置和覆盖范围确定喷嘴的分布形式，包括喷嘴的个数、位置和喷射角度；所述分布形式包括：
a)喷嘴沿周向分布：针对角区涡和低能/低速区覆盖范围较广的情况，进气道左右上角沿角区涡周向布置喷嘴，喷嘴等距分布于对旋涡对之间；进气道底部沿低能/低速区周向布置喷嘴，喷嘴等距分布于低能/低速区之间；喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度；
b)喷嘴沿流向分布：针对角区涡和低能/低速区覆盖范围较窄的情况，进气道左右上角沿角区涡流向布置喷嘴，喷嘴等距分布于角区涡的流路上；进气道底部沿低能/低速区流向布置喷嘴，喷嘴等距分布于低能/低速区流路上；喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度；
c)喷嘴呈“品”字形分布：此类分布具有普适性，进气道左右上角采用“品”字形布置喷嘴，先在对旋涡对之间布置一个喷嘴，然后根据涡对的发展在其下游布置两个喷嘴，进气道底部也采用“品”字形布置喷嘴，喷嘴的安装角度根据流场的发展调节：以喷嘴布置点在燃烧室壁面的法线方向为参考，调节喷嘴的喷射方向，所得的喷嘴喷射方向与燃烧室壁面法线的夹角即为喷嘴的安装角度。
2.如权利要求1所述超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，其特征在于在步骤1)中，所述进气道是一种设计马赫数大于5的高超声速三维内收缩进气道，进气道的进口形状为类V字形，出口截面形状是椭圆形或圆形，进气道在出口附近存在明显的低能/低速区和角区涡结构的特征。
3.如权利要求1所述超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述喷嘴的位置和分布形式不单一，根据低能/低速区和角区涡的大小，选择喷嘴个数并在近涡壁面沿周向分布，除了靠近喷嘴上下游形成的流动分离有助于燃料的掺混和点火外，喷嘴的周向分布又可以充分利用进气道出口角区涡的横向剪切力，达到燃料快速掺混的目的。
4.如权利要求1所述超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述喷嘴设至少2个，至少2个喷嘴沿流向分布在近涡壁面；超燃冲压进气道出口的低能/低速区和角区涡必然会向下游发展，如果只在燃烧室上游布置一个喷嘴，燃料掺混的效率未必能达到设计目的；沿流向分布多个喷嘴，既可以利用冲压进气道出口的低能/低速区和角区涡，又可以使每一个下游喷嘴都能充分利用上游喷嘴形成的有效涡结构，从而加强燃料掺混与穿透深度；上游进气道与下游燃烧室之间等面积连接，不存在几何面积的渐变或突变过渡。
5.如权利要求1所述超燃冲压发动机燃料喷射系统的设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述喷射角度不单一，采用垂直喷射、倾斜顺流向喷射或倾斜逆流向喷射。
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