文档介绍：中国工程热物理学会传热传质学
学术会议论文编号:123025
高温燃气流超声速风洞扩压器
启动过程数值模拟研究
田宁1 邹样辉1
(1北京航天长征飞行器研究所,高超声速飞行器防隔热技术中心,北京,100076)
(TEL:010-68381133 Email:dewoodtn@)
摘要本文利用燃烧反应方程和CFD-FASTRAN相结合的方法对高温燃气流超声速风洞的扩压器启动过程进行了数值模拟分析,分析了固壁式风洞和开放式风洞的启动过程,比较了初始压力对启动的影响。研究结果标明,固壁式风洞相对启动时间更短,启动更容易;初始压力除了影响启动过程稳定时间外,还影响试验舱内峰值压力的大小和稳定后的流场结构。
关键词扩压器;启动;第二喉道
前言
高温燃气流超声速风洞是产生高温、高速、低压试验环境的热结构风洞,主要承担防隔热、热结构、热匹配技术的试验研究。与普通超声速风洞相比,高温燃气流超声速热结构风洞对流场品质的要求更高,需要在试验舱内形成一定长度的均匀平行流,这就要求试验舱压力与喷管出口压力良好匹配,试验台能否正常启动直接影响超音速流场试验环境的建立,启动后的稳定压力是否匹配则影响流场品质是否满足要求。
近年来,国内外研究机构对风洞扩压器开展了大量研究工作。美国兰利研究中心对6马赫的自引射扩压器性能进行了详细的试验研究【1】,国内165所【2】,401所【3】等对火箭发动机试验台的扩压器进行了数值研究,29基地【4】、国防科大【5】等对扩压器内激波串结构进行了数值模拟,但针对高温燃气流超音速风洞扩压器启动过程目前还未展开系统的研究。
本文利用燃烧反应方程和CFD-FASTRAN相结合的方法对高温燃气流超音速风洞的扩压器启动过程进行了数值模拟。由于燃气气体成份复杂,热物理性能参数依赖于基于化学反应的理论模型进行计算,没有成熟的数值模拟气体模型,因此首先利用燃烧平衡方程求得主加热器喷管出口截面的气体成分,然后利用数值模拟软件的混合气体计算模型来模拟扩压器内的流场分布和启动过程。
物理模型
高温燃气流超声速热结构风洞主要包括主加热器、试验舱、扩压器等设备,结构如图1所示。主加热器通过氧气和煤油燃烧产生高温超声速燃气,在试验舱内形成低压试验环境对模型进行考核,考核后的燃气经过扩压器的减速增压排入大气。来流燃气总温约3600K,总压为5M
pa,喷管出口马赫数3~5。
图 1 高温燃气流超声速风洞结构图
计算模型
化学反应计算模型
在给定压力、温度和余氧系数的条件下,模型首先采用燃烧产物分压计算控制方程计算燃气各组分达到化学平衡时的摩尔分数,燃烧产物分压计算控制方程包括燃料物质平衡方程、燃料燃烧产物分压平衡方程、化学反应平衡常数方程和燃料能量守恒方程。求得燃气中各气体组分后使用多组分参数模型计算给定条件下的燃气热物理参数。
燃料元素的物质平衡方程:
燃料燃烧产物的分压平衡方程:
平衡常数方程:
燃料及其燃烧产物的能量守恒方程:
经过迭代求解后,各燃烧产物分压和重量成分如下:
表 1 喷管出口燃烧产物重量成分
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