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当量比和质量通量对两相旋转爆震波影响数值研究

2020-01-11 01:07:12 工业技术创新 2020年6期

马元 邹刚 于光辉

摘? ?要: 采用离散相模型(DPM),对不同当量比和质量通量下的两相旋转爆震波进行二维数值模拟研究,分析当量比和质量通量对非预混、非均匀喷注条件下两相旋转爆震波参数的影响。研究发现:1)爆震波在当量比为1.0附近时,峰值温度取得最大值,高度取得最小值,但当量比较低时,燃料利用率较高,综合确定当量比0.3为爆震波自持的当量比下限;2)爆震波峰值压力随质量通量的增加而增加,爆震波高度、峰值温度、传播速度随质量通量的增加而先增加后保持不变;当质量通量为50 kg/(m2·s)时,燃烧室出口流动基本达到壅塞状态,当质量通量达到100 kg/(m2·s)时,整个出口截面均为超声速流动。

关键词: 当量比;质量通量;两相旋转爆震波;离散相模型;自持;燃料利用率;非均匀喷注

中图分类号:O381? ? 文献标识码:A? ? 文章编号:2095-8412 (2020) 06-112-05

工业技术创新 URL: http://gyjs.cbpt.cnki.net? ? DOI: 10.14103/j.issn.2095-8412.2020.06.020

引言

相比于传统的等压燃烧,爆震燃烧具有熵增低、自增压以及热循环效率高等优点。旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine,RDE)是基于爆震燃烧的一种动力装置,它使得爆震波从环形燃烧室内的一端连续旋转传播,爆震产物从另一端开口处高速排出并产生连续推力。相比于传统发动机,RDE没有压气机、涡轮等转动部件,故具有结构简单、研制成本低的特点。此外,RDE还具有大比冲、高推重比、宽工作范围等性能优势,这对于开发新型航空航天发动机而言极具吸引力,具有重要的研究价值[1-2]。

近年来,国内外学者采用数值模拟方法对爆震波在燃烧室内的流场特性和爆震旋转机理等进行了探索和研究,并取得了一定的进展。Schwer等[3-4]首次在数值模拟中将喷注腔与喷注孔考虑在内,对比研究了理想喷注模型与喷孔喷注模型在RDE内的流场结构,并考察了RDE性能的差异。刘世杰等[5-6]模拟研究了纯气相旋转爆震波的详细结构和自持机理。邵业涛等[7]采用两步反应模型在矩形计算区域内模拟了爆震波的多个循环过程。马虎等[8-9]采用FluentApp分析了气相旋转爆震波的二维结构、入口总压、外界反压和燃烧室长度对RDE性能的影响。

综上所述的数值模拟研究主要针对采用了气态燃料的RDE,但国内外对采用液态燃料的RDE进行的数值模拟研究较少。而在实际工程应用中,受到重量和空间的限制,与气态燃料相比,液态燃料更易于携带、储存性能更好、体积比冲更大,故更具优势。

本文对以辛烷为燃料、以空气为氧化剂的气液两相RDE进行数值模拟,采用离散相模型(DPM)计算辛烷液滴的轨迹,模拟非预混、非均匀喷注条件下的旋转爆震波工作过程;在此基础上,对非预混、非均匀喷注下两相RDE的影响因素进行研究,详细考察当量比和质量通量对两相旋转爆震波的影响。本研究为两相RDE的深入研究奠定了理论基础。

1? 数值模拟方法和物理模型

1.1? 数值模拟方法

利用FluentApp,基于密度基求解器求解二维非稳态雷诺时均N-S控制方程。对流项采用三阶MUSCL格式离散,该格式对激波的捕捉具有较高的精度;对物理通量采用AUSM矢通量分裂法进行分解;对时间项采用二阶龙格—库塔法;采用标准湍流模型。以辛烷为燃料,以空气为氧化剂,化学反应方程式为

DPM考虑颗粒的耦合传热/传质,考虑萨夫曼升力和压力梯度力等附加力,考虑液滴的破碎、蒸发等物理过程,射流源采用组射流源。

1.2? 物理模型和边界条件

旋转爆震燃烧室为柱状环形燃烧室,相比于燃烧室的直径,环形厚度相对较小,故将三维环形域简化成二维计算域是合理的。因此为减少计算量、节约成本,本文将燃烧室沿母线展开,燃烧室内部流场简化成二维矩形计算区域,尺寸为200 mm×50 mm,简图如图1所示。本文网格尺度为0.5 mm×0.5 mm,为均匀正交网格。

本文计算域入口边界的空气总温为700 K,计算域的下边界为压力出口边界,分两种情况:当出口为亚音速时,边界点压力等于外界反压,而其他守恒变量由内部流场外推得到,外界反压为0.1 MPa;当出口为超音速时,所有守恒变量由内部区域外推得到。左右边界定义为周期边界,进行数据交换。

辛烷液滴的直径为0.02 mm,辛烷射流间距为2 mm,初始温度为300 K,喷射速度为20 m/s。本文计算的当量比范围为0.5~2.0,计算域入口边界的质量通量为25~250 kg/(m2·s)。数值验证详见文献[10],本文不再赘述。

2? 当量比和质量通量的影响

2.1? 当量比的影响

表1给出了当量比对两相旋转爆震波的影响统计。将表1中数据绘制成图,如图2所示。由图2可知,随着当量比的增加,爆震波传播速度、峰值温度、峰值压力均呈现先增大后减小的整体趋势,且均在当量比为1.0附近时取得最大值,此结论与纯气相情形相似。

圖3所示为四种典型当量比下的燃烧室内稳定温度云图和气态辛烷组分图。由图3可知,爆震波强度在当量比为1.0附近时达到峰值,爆震波峰值压力、峰值温度均最高,爆震产物温度也相应最高。而当量比处于富燃极限附近时,爆震波强度因反应物活性降低而降低,爆震产物温度下降。同时,由图3也可看出,爆震波的高度随着当量比的增加而先降低后升高,在当量比为1.0时爆震波高度最低,这主要是由爆震波传播速度随着当量比的增加而先增加后降低,在当量比为1.0时达到峰值导致的;在其余条件基本不变的情况下,爆震波传播速度越低,波前新鲜反应物混合区越高,爆震波高度也越高。根据图3的气态辛烷组分图还可以看出,在低当量比下,燃料损失较少,燃料利用率较高,在当量比为1.0和2.0的工况下,燃烧室内有大量的燃料未参与爆震反应,严重影响了发动机的性能,且当量比越高,燃料损失越多。因此,应在保证当量比要求的同时尽量降低当量比,以获得更高的比冲。

为探究空气喷注总温700 K、辛烷射流间距2 mm条件下的当量比下界,将当量比由0.5逐渐降至0.2,计算温度和压力时程曲线,如图4所示。由图4可知,随着当量比的降低,爆震波的传播速度、峰值压力和峰值温度均降低,在当量比降为0.3时,爆震波仍能稳定传播,但当量比降低至0.2时,爆震波解耦。因此,当量比0.3可视为此工况条件下旋转爆震波自持的当量比下界。

2.2? 质量通量的影响

表2给出了质量通量对两相旋转爆震波的影响统计,现据此具体分析质量通量对两相旋转爆震波传播速度、峰值温度、峰值压力和高度的影响。

图5给出了爆震波峰值压力、波前压力和波前温度随质量通量的变化趋势。从图5中可以看出,爆震波的波前压力随质量通量的增加而增加,波前温度随质量通量的增加略微降低,二者共同作用最终导致爆震波峰值压力随质量通量的增加而增加。

图6给出了爆震波峰值温度、传播速度与高度随质量通量的变化趋势。由图6可知,爆震波高度在质量通量为50 kg/(m2·s)时达到最大值,随着质量通量的继续增加,爆震波高度保持不变,这主要是由于当质量通量为50 kg/(m2·s)时,燃烧室出口流动基本达到壅塞状态。如图7所示,继续提高质量通量,新鲜反应物的填充高度基本不变。同时,由图7所知,当质量通量达到100 kg/(m2·s)时,整个出口截面均为超声速流动。

从图6还可看出,当质量通量从25 kg/(m2·s)增加至100 kg/(m2·s)时,爆震波峰值温度和传播速度均增加,而质量通量继续增加时,爆震波峰值温度和传播速度基本保持稳定。

图8为质量通量为25 kg/(m2·s)时的部分压力和温度时程曲线。由图8可知,在质量通量为25 kg/(m2·s)时,爆震波仍能稳定传播,但强度较弱,峰值压力为0.93 MPa,峰值温度为2 778 K,传播速度为1 595 m/s。

3? 结论

(1)在当量比为1.0附近时,爆震波峰值温度取得最大值,爆震波高度取得最小值,在当量比较低时,燃料利用率较高。当量比0.3为本文工况条件下旋转爆震波自持的当量比下限。

(2)爆震波峰值压力随质量通量的增加而增加,爆震波高度、峰值温度、传播速度随质量通量的增加而先增加后保持不变。在本文工况条件下,当质量通量为50 kg/(m2·s)时,燃烧室出口流动基本达到壅塞状态,当质量通量达到100 kg/(m2·s)时,整个出口截面均为超声速流动。在小质量通量时(25 kg/(m2·s)),爆震波仍能稳定传播但强度较弱。

参考文献

[1] 刘世杰, 林志勇, 覃慧, 等. 连续旋转爆震发动机研究进展[J]. 飞航导弹, 2010(2): 70-75.

[2] 王宇辉, 何修杰. 旋转爆轰发动机的研究进展[J]. 南京航空航天大学学报, 2017, 49(3): 325-339.

[3] Schwer D, Kailasanath K. Effect of Inlet on Fill Region and Performance of Rotating Detonation Engines[C]// 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. 2011.

[4] Schwer D, Kailasanath K. Feedback into Mixture Plenums in Rotating Detonation Engines[C]// 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. 2012.

[5] 劉世杰, 林志勇, 孙明波, 等. 旋转爆震波发动机二维数值模拟[J]. 推进技术, 2010, 31(5): 634-640.

[6] 刘世杰, 覃慧, 林志勇, 等. 连续旋转爆轰波细致结构及自持机理推进技术[J]. 推进技术, 2011, 32(3): 431-436.

[7] 邵业涛, 王健平, 藤原俊隆. 连续爆轰发动机的二维数值模拟研究[J]. 航空动力学报, 2009, 24(5): 980-987.

[8] 马虎, 武晓松, 王栋, 等. 旋转爆震发动机数值研究[J]. 推进技术, 2012, 3(5): 820-825.

[9] 马虎, 封锋, 武晓松, 等. 压力条件对旋转爆震发动机的影响[J]. 弹道学报, 2012, 24(4): 94-98.

[10] Sun B, Ma H. Two-dimensional numerical study of two-phase rotating detonation wave with different injection[J]. AIP Advances, 2019, 9(11): 115307.

编辑概况:

马元(1994—),男,汉族,山东济南人,硕士,助教。研究方向:航空机务保障、旋转爆震发动机。

邹刚(1982—),通信编辑,男,汉族,湖北天门人,硕士,讲师。研究方向:航空装备保障。

E-mail: 184552165@qq.com

(收稿日期:2020-09-24)

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