文 科，李旭昌，馬岑睿，馬海英，宋亞飛

（空軍工程大學(xué)導(dǎo)彈學(xué)院，陜西三原713800）

0 引言

以超燃發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的吸氣式高超聲速飛行器往往需要跨大馬赫數(shù)范圍飛行，工況變化范圍很大，噴管的膨脹比極高，通常采用機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)。此時(shí)，飛行器后體壁面作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的外噴管膨脹面來使用，形成非對(duì)稱噴管。尾噴管是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力的主要部件，如在飛行馬赫數(shù)Ma=6時(shí)，尾噴管產(chǎn)生的推力可達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)總推力的70%左右[1]。尾噴管的性能既取決于其幾何構(gòu)型，又取決于沿飛行軌道的Ma、動(dòng)壓、飛行攻角、進(jìn)氣道和燃燒室性能等，對(duì)尾噴管性能的影響規(guī)律研究已成為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的重要研究方向。文獻(xiàn) [2-7]分別研究了SERN的主要幾何參數(shù)、化學(xué)非平衡、熱非平衡、湍流模型、壁面催化、靜壓比以及外流對(duì)其流場(chǎng)和性能的影響。由于噴管入口截面之前流場(chǎng)的不確定影響因素非常多，必然引起入口截面流體狀態(tài)參數(shù)的變化，本文初步研究了不同入口馬赫數(shù)對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的性能影響規(guī)律。

1 物理模型與計(jì)算模型

1.1 物理模型

本文計(jì)算的物理模型采用的是文獻(xiàn) [8]中采用多目標(biāo)優(yōu)化方法設(shè)計(jì)的超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管，設(shè)計(jì)狀態(tài)下的飛行高度為25 km，飛行馬赫數(shù)為6，噴管入口靜壓為1.2795×105Pa，入口馬赫數(shù)為1.543，總溫2000 K。噴管型面如圖1所示，以噴管型線的起始點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)，主流的流動(dòng)方向?yàn)閤的正方向，垂直于主流指向尾噴管面罩的方向?yàn)檎较?。圖2為尾噴管計(jì)算網(wǎng)格，對(duì)壁面以及流動(dòng)參數(shù)變化劇烈的地方采用邊界層網(wǎng)格和網(wǎng)格局部進(jìn)行加密，網(wǎng)格總數(shù)62820。

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

4和9分別驗(yàn)證了Fluent軟件用于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管冷流流場(chǎng)計(jì)算的可靠性。本文應(yīng)用Fluent軟件進(jìn)行了不同入口馬赫數(shù)條件下的無化學(xué)反應(yīng)的粘性流場(chǎng)計(jì)算，采用有限體積法全隱式格式對(duì)有組分的守恒形式的二維雷諾時(shí)均Navier-Stokes方程進(jìn)行求解，并采用兩方程RNG k-ε湍流模型和非平衡壁面函數(shù)對(duì)控制方程進(jìn)行求解。噴管進(jìn)口邊界條件取總壓、總溫、靜壓，出口選在噴管下游足夠遠(yuǎn)處，外場(chǎng)自由流(流體為空氣)取給定遠(yuǎn)場(chǎng)條件，壁面采用無滑移絕熱邊界條件。計(jì)算收斂條件為殘差下降到1× 10-5以下，進(jìn)出口質(zhì)量流率保持穩(wěn)定。

圖1 非對(duì)稱噴管模型幾何尺寸Fig.1 Geometric dimension of asymmetric ramp-nozzle

圖2 噴管計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computational mesh of nozzle

2 入口馬赫數(shù)對(duì)尾噴管性能的影響分析

由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作在超聲速條件下，為觀察不同入口馬赫數(shù)對(duì)噴管性能的影響，圍繞設(shè)計(jì)馬赫數(shù)分別選取1，1.25，1.5，1.75和2這五個(gè)參考點(diǎn)進(jìn)行研究，其他參數(shù)值保持不變。按照上述數(shù)值計(jì)算方法對(duì)五種不同工況的噴管流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算。由于產(chǎn)生推力和升力的主要型面是噴管的上膨脹面，因此考察獨(dú)立膨脹邊的靜壓分布。圖3為五種不同工況條件下噴管上壁內(nèi)表面靜壓分布圖。

圖3 噴管上壁內(nèi)表面靜壓分布Fig.3 Static pressure distribution on internal surface of nozzle upper wall

從圖3可以發(fā)現(xiàn)，在入口馬赫數(shù)為1，1.25，1.5和1.75這四種工況條件下，上壁內(nèi)表面靜壓分布圖形狀相似，但是具體的拐點(diǎn)及相對(duì)應(yīng)的數(shù)值有差別。而入口馬赫數(shù)為2的上壁內(nèi)表面靜壓分布圖與入口馬赫數(shù)為1，1.25，1.5和1.75的上壁內(nèi)表面靜壓分布圖的前半段形狀相似。隨著噴管入口馬赫數(shù)的增加，流體在噴管入口處的快速膨脹引起的壓降逐漸增大，氣流分離點(diǎn)向噴管上壁面下游移動(dòng)，上壁內(nèi)表面壓強(qiáng)逐漸增大，同樣通過圖3可以觀察到沿著上壁內(nèi)表面有靜壓峰值的出現(xiàn)，暫且稱其為二次壓峰，產(chǎn)生二次壓峰的點(diǎn)逐漸向膨脹面下游移動(dòng)，產(chǎn)生的二次壓峰值也隨著馬赫數(shù)的增加而增大。

為了便于分析噴管流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，圖4中分別給出了入口馬赫數(shù)為1.25，1.5和2條件下的壓強(qiáng)和馬赫數(shù)等值線分布圖。

圖4 噴管內(nèi)外流場(chǎng)輪廓圖Fig.4 Contours of scramjet nozzle flowfield

以入口馬赫數(shù)為1.5的壓力分布圖為參考分析流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。從燃燒室出來的高溫高壓氣體，在噴管入口處快速膨脹，產(chǎn)生膨脹波，使尾噴管上壁內(nèi)表面的壓力沿x軸正方向迅速降低，由于型面繼續(xù)擴(kuò)張，造成氣流分離，分離氣流由于與噴管內(nèi)表面的高壓流體，在分離氣流與上壁內(nèi)表面之間形成一個(gè)相對(duì)獨(dú)立的流場(chǎng)，壓力升高，進(jìn)行二次膨脹，在噴管唇口處由于內(nèi)部流場(chǎng)與外部流場(chǎng)進(jìn)行交匯，因而壓力有所微升。入口馬赫數(shù)為1，1.25和1.75這三種工況條件下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析與入口馬赫數(shù)為1.5的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相似，在這里不再贅述。從入口馬赫數(shù)為2的壓力分布圖可以觀察到，此工況條件下同樣也有氣流分離的現(xiàn)象，不同的是在噴管上壁內(nèi)表面長(zhǎng)度范圍內(nèi)沒有出現(xiàn)二次膨脹。

表1列舉了噴管在不同入口馬赫數(shù)條件下的推力和升力性能。從表1可以看出，隨著噴管入口馬赫數(shù)的升高，噴管的推力性能和升力性能均有不同幅度的提高，推力的增幅較升力的增幅大。結(jié)合圖3不難分析出，隨著入口馬赫數(shù)的增大，上壁面的靜壓在相同的坐標(biāo)均有不同程度的增大，作用在上壁面的推力也相應(yīng)的增大，同時(shí)升力也增大。面罩內(nèi)表面的靜壓分析和力的分析與上膨脹面類似。也就造成了推力和升力隨著入口馬赫數(shù)的增大而同時(shí)增大的現(xiàn)象。

表1 噴管推力/升力性能對(duì)比Tab.1 Preparison of thrust and lift force of scramjet nozzle under different working conditions

3 結(jié)論

運(yùn)用Fluent軟件對(duì)自行設(shè)計(jì)的噴管進(jìn)行仿真分析，研究了尾噴管不同入口馬赫數(shù)對(duì)尾噴管性能的影響規(guī)律，得出以下結(jié)論：當(dāng)噴管入口馬赫數(shù)增大時(shí)，推力和升力都有所增大，但推力的增幅較大，由升力變化所引起的俯仰力矩的振蕩可能會(huì)影響到飛行器的配平。在高超聲速飛行器的實(shí)際飛行中，我們希望在能夠配平飛行器的升力的前提條件下，能夠?yàn)轱w行器提供盡可能大的動(dòng)力?？傊?，在進(jìn)行飛行器一體化設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)該盡量避免因流動(dòng)不穩(wěn)定而造成的噴管入口馬赫數(shù)的變化，以免影響飛行穩(wěn)定性。

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