唐碩, 張棟, 祝強軍

(1.西北工業(yè)大學 航天學院, 陜西 西安 710072;2.西北工業(yè)大學 航天飛行動力學重點實驗室, 陜西 西安 710072)

2012-08-25;

2012-12-24; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間

時間:2013-04-09 09:58

西北工業(yè)大學博士論文創(chuàng)新基金資助(CX201218)

唐碩(1963-)，男，四川達州人，教授，博士生導師，研究方向為飛行器動力學與控制、飛行仿真；

張棟(1986-)，男，寧夏青銅峽人，博士研究生，研究方向為高超聲速飛行器動力學建模。

吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)耦合建模與分析

唐碩1, 張棟1, 祝強軍2

(1.西北工業(yè)大學 航天學院, 陜西 西安 710072;2.西北工業(yè)大學 航天飛行動力學重點實驗室, 陜西 西安 710072)

吸氣式高超聲速飛行器機體/推進一體化設計,使得外形-氣動-推進強耦合,給飛行器建模與控制帶來巨大挑戰(zhàn)。建立了一種基于準一維流動理論結合激波膨脹波方法的推進系統(tǒng)耦合分析模型,得到影響推進系統(tǒng)性能的因素,包括幾何外形、迎角、馬赫數(shù)、飛行高度、當量比等,以真實反映系統(tǒng)耦合特性。通過仿真計算分析了這些因素對推進系統(tǒng)性能的影響規(guī)律,可為飛行器初步設計階段方案論證及一體化優(yōu)化等問題提供基礎和理論依據(jù)。

推進系統(tǒng); 激波膨脹波; 耦合模型; 一體化設計

0 引言

高超聲速飛行器是指以吸氣式及其組合發(fā)動機為動力,在大氣層內或跨大氣層以馬赫數(shù)5以上的速度遠程巡航飛行的飛行器[1]。與常規(guī)飛行器相比,其機體/推進一體化設計,給氣動、推進建模及其控制器設計帶來巨大挑戰(zhàn)[2]。

吸氣式高超聲速飛行器最顯著的特點是學科之間強耦合。文獻[3]通過設計結構矩陣,清晰地表示一體化設計框架中各學科之間的耦合關系。其中以機體與超燃沖壓發(fā)動機之間的耦合最為突出,前體下表面作為超燃沖壓發(fā)動機外壓縮段,對來流進行減速增壓,后體下表面作為超燃沖壓發(fā)動機外噴管起到繼續(xù)膨脹燃氣的作用。文獻[4]指出飛行器氣動特性影響推進性能,進氣道對空氣的壓縮效率、燃料能力的釋放以及剪切層位置和形狀都受到俯仰角速度和動壓的影響。Schmidt等[5]指出燃料流量和進氣道擴散面積比可以改變飛行器的俯仰角速度。文獻[6]中基于大量氣動插值數(shù)據(jù),對機體/推進一體化耦合特性進行分析研究。

吸氣式高超聲速飛行器機體/推進一體化設計,需要考慮機體和推進系統(tǒng)相互影響,在進行高超聲速飛行器建模時,就應該充分考慮這種耦合特性?；诖?本文建立了推進系統(tǒng)的耦合分析模型,分析了幾何外形、氣動特性等因素對推進系統(tǒng)性能的影響。

1 吸氣式高超聲速飛行器模型

本文采用文獻[7]中的高超聲速飛行器模型,高超聲速飛行器機體/發(fā)動機一體化設計,超燃沖壓發(fā)動機置于高升阻比的機體下腹部,使得飛行器的前體下壁面和后體下壁面既是飛行器的氣動界面,又分別是超燃沖壓發(fā)動機進氣道的外壓縮段和發(fā)動機尾噴管的外膨脹段。這樣的一體化構型,使得不能準確地劃分氣動和推進界面,不同的劃分氣動、推進界面的方法計算得到的氣動和推進系統(tǒng)性能指標的數(shù)值及物理意義相差很大。為了建立高超聲速飛行器推進系統(tǒng)耦合分析模型,研究外形、氣動參數(shù)對推進系統(tǒng)的影響,本文采用如圖1所示的算力體系,將整個前體下壁面及其發(fā)動機內流道劃分為推進系統(tǒng),外噴管型面受力計算劃分為氣動學科。

圖1 算力體系的劃分Fig.1 Calculation force system division

2 推進系統(tǒng)耦合建模

根據(jù)本文所建立的算力體系,圖2給出了典型的吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)二維簡圖,可以看出,吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)由前體下表面、擴壓段、隔離段、燃燒室和內噴管組成。

圖2 高超聲速飛行器推進系統(tǒng)二維平面示意簡圖Fig.2 Two-dimensional plane diagram of hypersonic vehicle propulsion system

表1給出了超燃沖壓發(fā)動機簡圖中相關參數(shù)的定義。

表1 推進系統(tǒng)參數(shù)說明Table 1 Propulsion system parameter description

2.1 前體下表面氣流參數(shù)計算

高超聲速飛行器前體下壁面作為推進系統(tǒng)的壓縮段,主要作用是通過對來流的壓縮給進氣道提供均勻氣流,根據(jù)一維斜激波公式求得進氣道入口參數(shù)[7]。

(1)

式中,δi為前體壓縮角;Ma∞,T∞,P∞分別為來流馬赫數(shù)、靜溫和靜壓;γ為比熱比。

2.2 擴壓段

擴壓段的入口參數(shù)為前體進行多級壓縮后的均勻氣流,其出口參數(shù)又作為隔離段入口參數(shù),氣流通過擴壓段的參數(shù)變化關系為[8]:

(2)

(3)

(4)

通過式(2)～式(4)求得隔離段入口氣流馬赫數(shù)Mainlet2、靜壓Pinlet2及其靜溫Tinlet2:

(5)

2.3 隔離段建模分析

隔離段是在飛行器前體/進氣道和燃燒室之間設置的一定長度的等截面通道,是進氣道和燃燒室之間的氣動力/熱緩沖段,同時還可以對來流氣體進一步壓縮。當燃燒室由于燃燒放熱引起壓力劇烈升高時,在燃燒室的反壓作用下,隔離段會產(chǎn)生激波串,激波串的位置和長度隨上下游的壓力比和馬赫數(shù)而變化,在一定的壓力范圍內,隔離段能夠很好地起到保護隔離作用,使進氣道流場不會受到燃燒室壓力升高而造成的影響。

忽略摩擦和熱傳遞的情況下,設隔離段出入口靜壓比為Pr=Piso/Pinlet2,則隔離段出口馬赫數(shù)為[9]:

Maiso=

(6)

隔離段的出口溫度為[10]:

(7)

根據(jù)隔離段激波串前后最大壓力比小于一道正激波的壓力比,則隔離段中激波串強度極限為一道正激波[11],有:

(8)

通過式(6)～式(8)求得燃燒室入口氣流馬赫數(shù)Maiso、靜壓Piso及其靜溫Tiso:

(9)

2.4 燃燒室建模

燃燒室的流動為一維瑞利流動,氣流通過燃燒室后的參數(shù)變化關系為[8]:

(10)

(11)

(12)

用燃油當量比作為推進系統(tǒng)的一個控制量比ΔTc作為控制量更便于計算和歸一化處理。燃油當量比(Φ=f/fst),即為油氣比的無量綱化其中fst為化學當量油氣比。

根據(jù)燃燒室的能量守恒方程有[12]:

(13)

式中,ηc為燃燒效率;Hf為燃料的熱值。因此可以得到燃燒室出口靜溫與入口靜溫之比:

(14)

通過式(14)可以求出ΔTc:

ΔTc=Tcom-Tiso

(15)

把式(15)帶入式(10)計算可得燃燒室出口氣流馬赫數(shù)Maiso、靜壓Piso及其靜溫Tiso:

(16)

2.5 內噴管建模

內噴管出口氣流參數(shù)與入口氣流參數(shù)的關系為[8]:

(17)

(18)

(19)

通過式(17)～式(19)可求得內噴管出口氣流馬赫數(shù)Mae、靜壓Pe及其靜溫Te:

(20)

2.6 推力的計算

根據(jù)本文劃分的算力體系結合動量定義可以求得單位寬度發(fā)動機推力為:

(P1-P∞)A1

(21)

(Pe-P∞)Ae-(P1-P∞)A1

(22)

3 仿真計算與耦合影響分析

推力FT和推力系數(shù)CT是超燃沖壓發(fā)動機重要的性能指標之一,因此本文選CT作為推進系統(tǒng)的性能指標研究了外形-氣動等因素對推進系統(tǒng)的影響。以某吸氣式高超聲速飛行器外形為研究對象,設計工況為:飛行高度H=25 km;來流馬赫數(shù)Ma∞=6;迎角α=0°。前體壓縮角優(yōu)化后的初始值為[3.547°,1.872°, 2.985°,4.523°];隔離段靜壓比設計值Pr=10;當量比設計值Φ=0.65;燃料為H2;fst=0.029 1;Hf=119 954 kJ/kg。

3.1 形改變對推進系統(tǒng)性能影響分析

對來流空氣的外壓縮由前體下壁面楔形體組織的激波系完成,內壓縮由外罩內壁組織的激波系完成,因此前體楔形角變化影響推進系統(tǒng)性能。圖3為前體第一級壓縮角對推進系統(tǒng)性能的影響規(guī)律,可以看到隨著壓縮角的增大,推力系數(shù)增大。當?shù)谝患墘嚎s角大于5°,而其他條件不變的情況下,燃燒室會發(fā)生熱雍塞,發(fā)動機不能夠正常工作,可見前體壓縮角的優(yōu)化配置對推進系統(tǒng)性能的影響非常關鍵。

圖3 前體壓縮角對推進系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.3 Influence of precursor compressed angle influence on the propulsion system performance

3.2 迎角對推進系統(tǒng)性能影響分析

對于吸氣式高超聲速飛行器,迎角變化對飛行器性能有強烈影響,因此迎角一般只在較小范圍內進行調節(jié)。圖4是不同來流迎角下推進系統(tǒng)性能參數(shù),計算中迎角變化范圍為-2°～4°。當迎角從-2°變化到2°時,推力系數(shù)增幅較大;當迎角大于2°時,推力系數(shù)增幅較小;當迎角大于4°時,燃燒室發(fā)生熱雍塞,發(fā)動機工作不正常,這時需要降低當量比,推力系數(shù)逐漸減小。

圖4 迎角對推進系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.4 Influence of angle of attack influence on thepropulsion system performance

3.3 發(fā)動機控制參數(shù)對推進系統(tǒng)性能影響分析

文獻[8,13]把當量比、擴壓段面積比及內噴管面積比作為超燃沖壓發(fā)動機的控制量,基于此,本文分析了這些量對推進系統(tǒng)性能的影響,同時考慮了隔離段靜壓比對推進系統(tǒng)性能的影響,仿真結果如圖5～圖8所示。

圖5 隔離段靜壓比對推進系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.5 Influence of isolator static pressure ratio influence on the propulsion system performance

從圖5可以看到,隨著隔離段靜壓比的增大,推力系數(shù)先增大,后減少,靜壓比增大意味著燃燒室入口氣流的壓強會增大,過高的燃燒室入口壓強導致燃料和空氣反應的斷鏈,影響推進系統(tǒng)性能。

圖6 燃油當量比對推進系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.6 Influence of fuel equivalence ratio influence on thepropulsion system performance

從圖6可以看到,隨著當量比的增加,推力系數(shù)不斷增大,但增幅很小,當量比每增加0.1,推力系數(shù)增加不到0.001;當量比大于1時,推力系數(shù)仍有明顯增大,這說明燃料沒有完全燃燒,否則在富油狀態(tài)下,推力系數(shù)不會繼續(xù)增加。

圖7～圖8分別為內噴管面積比、擴壓段面積比對推進系統(tǒng)性能的影響規(guī)律?？梢钥吹?隨著內噴管面積比的增加,推力系數(shù)不斷減小,而且幅度較大,內噴管面積比每增加0.1,推力系數(shù)減小幅度大于0.011。隨著內噴管面積比的增大,膨脹不夠充分,內噴管出口馬赫數(shù)增大,出口靜壓減小,從而導致推力系數(shù)減小。隨著擴壓段面積比的增大,推力系數(shù)減少,而且幅度較大,擴壓段面積比每增加0.1,推力系數(shù)減小的幅度大于0.015。隨著擴壓段面積比的增大,壓縮性能下降,擴壓段出口馬赫數(shù)增大,靜壓減小,沒有達到高效壓縮的效果,導致推力系數(shù)減小。

圖7 內噴管面積比對推進系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.7 Influence of nozzle area ratio influence on the propulsion system performance

圖8 擴壓段面積比對推進系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.8 Influence of diffuser area ratio influence on the propulsion system performance

4 結論

吸氣式高超聲速飛行器機體/推進一體化設計使得外形-氣動-推進強耦合。本文通過準一維流場分析，結合激波膨脹波理論對此類飛行器的推進系統(tǒng)進行耦合建模與仿真計算，得到以下結論:

(1)外形-推進系統(tǒng)強耦合。壓縮角變化對推進系統(tǒng)性能影響很大,前體壓縮角每增加0.5°,推力系數(shù)增幅超過0.01,當?shù)谝患壡绑w壓縮角超過額定值時(本文研究中為5°),燃燒室出現(xiàn)熱雍塞,發(fā)動機不能正常工作。因此對此類飛行器進行設計時,要結合推進系統(tǒng)性能要求、氣動性能要求對前體壓縮角進行設計和優(yōu)化,而且要進行迭代設計,在保證發(fā)動機高效工作的前提下,使前體壓縮性能最高。

(2)迎角對推進系統(tǒng)性能有強烈影響。當迎角在-2°～2°時,迎角每增加1°,推力系數(shù)增幅超過0.01；當迎角大于2°時,迎角每增加1°,推力系數(shù)增幅約0.005,變化幅度較小；當迎角大于某額定值(本文研究中為4°),燃燒室出現(xiàn)熱雍塞,發(fā)動機不能正常工作。

(3)擴壓段面積比、內噴管面積比對推進系統(tǒng)影響劇烈,因此在進行飛行器設計時,需要考慮內噴管的擴張比及其進氣道收縮比,這些參數(shù)需要在一個合理的范圍內變化,可以使得飛行器整體性能最優(yōu)。

吸氣式高超聲速飛行器推進系統(tǒng)的建模與分析非常復雜,涉及到隔離段內的激波干擾、邊界層影響,燃燒室內的燃料噴射方式、壁面摩擦、傳熱、粘性干擾等因素。本文的研究旨在建立包含外形、氣動的推進系統(tǒng)耦合模型,探索外形、氣動及發(fā)動機參數(shù)對推進系統(tǒng)的影響規(guī)律,對于飛行器的前期設計階段具有重要的理論指導意義。

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Couplingmodelandanalysisforair-breathinghypersonicvehiclepropulsionsystem

TANG Shuo1, ZHANG Dong1, ZHU Qiang-jun2

(1.College of Astronautics, NWPU, Xi’an 710072, China;2.National Key Laboratory of Aerospace Flight Dynamics, NWPU, Xi’an 710072, China)

The integrated design of air-breathing hypersonic vehicle airframe and propulsion system, which brings strong coupling between configuration, aerodynamics and propulsion, makes modeling and control of hypersonic vehicles an extreme challenge. A propulsion analysis model based on the theory of quasi-one-dimensional flow and shock-expansion wave is presented in this paper, and the influence factors on the performance of propulsion system are obtained, including geometric parameters, aerodynamics, flight height and equivalence ratio, etc. The model reflects the characteristic of system coupling. The effects of these factors are determined via computer simulation. The conclusions in this paper can be served as the basis for AHV design optimization in the preliminary design stage.

propulsion system; shock expansion; coupling modeling; integration configuration

V211.5

A

1002-0853(2013)03-0244-06

(編輯：李怡)