李永洲,劉曉偉,張蒙正,南向軍
(西安航天動(dòng)力研究所,陜西西安710100)
火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)是高超聲速飛行器和天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)的理想動(dòng)力裝置[1-6]。相對(duì)TBCC和ATR等其他組合推進(jìn)系統(tǒng),RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)具有更寬的飛行空域、速域以及多種工作模態(tài),其中模態(tài)間的平穩(wěn)過渡是其穩(wěn)定工作的前提,也是研制的難點(diǎn)[7]。進(jìn)氣道作為其關(guān)鍵部件,尋求適應(yīng)上述要求的設(shè)計(jì)方案至關(guān)重要。
對(duì)Ma=4.0~7.0的雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),由于定幾何進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,高低馬赫數(shù)時(shí)的性能協(xié)調(diào)相對(duì)容易實(shí)現(xiàn),因而普遍采用定幾何方案[8]。但是,隨著工作馬赫數(shù)范圍的拓寬,定幾何進(jìn)氣道難以解決高、低馬赫數(shù)下總體性能與低馬赫數(shù)下起動(dòng)性能之間的矛盾,變幾何方案是必然的發(fā)展趨勢(shì)。一些典型的高超驗(yàn)證飛行器都使用了變幾何結(jié)構(gòu),如美國(guó)X-43A采用轉(zhuǎn)動(dòng)唇口形式[9],法國(guó)LEA采用斜向平移唇口設(shè)計(jì)[10]。對(duì)于更寬范圍工作的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道,GTX發(fā)動(dòng)機(jī)采用移動(dòng)錐形中心體變幾何方案并進(jìn)行了進(jìn)氣道縮比實(shí)驗(yàn)[11]。美國(guó)Aerojet公司提出的Sturtjet發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道通過轉(zhuǎn)動(dòng)整個(gè)頂板來調(diào)節(jié)喉道的面積以適應(yīng)寬范圍工作[12]。日本JAXA的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)采用頂板上下平移方案[13]。國(guó)內(nèi)張浩等針對(duì)內(nèi)置中心支板的二元進(jìn)氣道[14],通過轉(zhuǎn)動(dòng)唇口、調(diào)節(jié)肩部型面以及設(shè)置放氣槽實(shí)現(xiàn)了Ma=2.4~7.0正常工作。
總體看來,國(guó)外RBCC進(jìn)氣道變幾何方案有限,國(guó)內(nèi)更是起步較晚,因此亟需開展寬范圍工作的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道變幾何方案研究。二元進(jìn)氣道作為一種主要的進(jìn)氣道類型,設(shè)計(jì)方法成熟,利于與前體一體化設(shè)計(jì),也容易實(shí)現(xiàn)變幾何。本文針對(duì)矩形流道的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī),研究了Ma=2.5~7.0的二元進(jìn)氣道變幾何方案并通過數(shù)值仿真手段研究了其總體性能與調(diào)節(jié)方法。
變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)流程:首先,根據(jù)設(shè)計(jì)要求選擇合適的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)與內(nèi)外壓縮面的角度完成基準(zhǔn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì);其次,采用合適的變幾何方案來滿足低馬赫數(shù)時(shí)總體性能和起動(dòng)要求;最后,確定最終的調(diào)節(jié)方法來實(shí)現(xiàn)整個(gè)工作范圍內(nèi)高性能。
針對(duì)本文的變幾何進(jìn)氣道,將其分為2段工作:高馬赫數(shù)段 Ma=4.0~7.0和低馬赫數(shù)段Ma=2.5~4.0,在這2段工作范圍內(nèi),盡可能得保持型面固定。設(shè)計(jì)進(jìn)氣道基準(zhǔn)構(gòu)型時(shí),考慮到高馬赫數(shù)時(shí)處于沖壓模態(tài),設(shè)計(jì)馬赫數(shù)取6.0。為了使進(jìn)氣道具有較高的流量系數(shù),采用來流馬赫數(shù)由高到低,外壓激波依次封口的設(shè)計(jì)概念。圖1給出了設(shè)計(jì)的基準(zhǔn)進(jìn)氣道,第一級(jí)壓縮角取6°,第二級(jí)壓縮角取5°,第三級(jí)取6°來減小內(nèi)壓段長(zhǎng)度,唇罩內(nèi)型面后段是一段6°的上凸圓弧以彌散反射激波,優(yōu)化喉部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。第一道激波在Ma=6.0封口,第二道激波在Ma=5.0封口,第三道激波在Ma=4.0封口。此時(shí),基準(zhǔn)進(jìn)氣道的總收縮比Rct=6.6,內(nèi)收縮比Rci比常規(guī)的定幾何進(jìn)氣道顯著增大,Rci=2.07,等直隔離段長(zhǎng)度為7倍的喉道高度。
圖1 變幾何進(jìn)氣道基準(zhǔn)氣動(dòng)構(gòu)型Fig.1 Reference aerodynamic configuration of the variable geometry inlet
在低馬赫數(shù)范圍內(nèi)(Ma=2.5~4.0),一方面進(jìn)氣道的壓縮量需求減小,另一方面必須減小內(nèi)收縮比來保證自起動(dòng)能力。在基準(zhǔn)構(gòu)型的基礎(chǔ)上,轉(zhuǎn)動(dòng)第三級(jí)以后的頂板是一種可行設(shè)計(jì)方法,這樣既可以增大喉道從而減小了總收縮比和內(nèi)收縮比,而且減小第三級(jí)壓縮角也可以提高低馬赫數(shù)的流量系數(shù)。本文將頂板沿第三級(jí)轉(zhuǎn)折點(diǎn)A順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)3.7°,見圖2。
圖2 低馬赫數(shù)段進(jìn)氣道變幾何方案示意圖Fig.2 Schematic of the variable geometry inlet during low Mach number
此時(shí)第三級(jí)壓縮角降為2.3°,總收縮比降為3.5,內(nèi)收縮比降為1.41。由于隔離段出口高度的設(shè)計(jì)要求,此時(shí)需要沿D點(diǎn)將喉道后的型面轉(zhuǎn)為水平。
采用Fluent軟件進(jìn)行求解,通量差分采用AUSM格式,湍流模型為Re-Normalization Group(RNG)k-ε模型,流動(dòng)方程、k方程、ε方程均選擇二階迎風(fēng)格式離散,近壁采用非平衡壁面函數(shù)法。由于模型和流動(dòng)的對(duì)稱性,取一半模型進(jìn)行計(jì)算。為了適應(yīng)粘性計(jì)算和捕獲激波的需要,加密壁面附近的網(wǎng)格和局部網(wǎng)格,網(wǎng)格量約為10萬。采用Sutherland公式計(jì)算分子粘性系數(shù),壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件,采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)和壓力出口邊界條件。各殘差指標(biāo)至少下降3個(gè)數(shù)量級(jí)并且流量沿程守恒時(shí)認(rèn)為數(shù)值計(jì)算結(jié)果收斂。文獻(xiàn) [15]對(duì)該數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行了試驗(yàn)校驗(yàn),表明其可以較好模擬高超聲速進(jìn)氣道復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。
另外,本文主要研究部分頂板轉(zhuǎn)動(dòng)+唇口平移變幾何方案的可行性,因此只開展了二維數(shù)值計(jì)算,沒有考慮三維側(cè)板構(gòu)型和前擋板等對(duì)進(jìn)氣道的影響。按照ΔMa/ΔH=1/2(1/km)的方式給定來流條件,其中來流Ma=6.0時(shí),高度H=24 km。
對(duì)基準(zhǔn)進(jìn)氣道進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,圖3給出了不同來流馬赫數(shù)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。Ma=4.0~6.0時(shí),外壓激波依次封口,而且內(nèi)收縮段流場(chǎng)結(jié)構(gòu)良好,在設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=6.0時(shí),唇口激波打在肩部之后,造成了很小分離。但是,Ma=7.0時(shí)三道外壓激波均打到唇口以內(nèi),一方面唇口內(nèi)型面出現(xiàn)一段明顯的膨脹加速區(qū),造成唇口激波強(qiáng)度增大;另一方面,三道外壓激波匯聚,較強(qiáng)的頂壓激波與唇口附面層相互作用,這樣不但使唇口處出現(xiàn)大面積的分離,而且強(qiáng)的誘導(dǎo)激波打在頂板肩部后的附面層引起了更大面積的分離,最終導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)。
表1給出了基準(zhǔn)進(jìn)氣道的總體性能參數(shù):流量系數(shù)為φ,總壓恢復(fù)系數(shù)為σ,增壓比p/p0以及出口平均馬赫數(shù)Mae,下標(biāo)th表示喉道截面,e表示出口截面??梢钥闯?,采用激波依次封口的設(shè)計(jì)理念,進(jìn)氣道的流量系數(shù)很高,Ma=4.0時(shí)達(dá)到了0.80。整個(gè)Ma=4.0~6.0范圍內(nèi)性能較優(yōu),設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到了0.571,起動(dòng)馬赫數(shù)為3.82。
圖3 不同來流馬赫數(shù)時(shí)基準(zhǔn)進(jìn)氣道的流場(chǎng)Fig.3 Flow field of reference inlet at different incoming Mach numbers
表1 不同來流馬赫數(shù)時(shí)基準(zhǔn)進(jìn)氣道的總體性能參數(shù)Tab.1 Overall performance parameters of reference inlet at different incoming Mach numbers
分析Ma=7.0時(shí)的流場(chǎng)可知,唇口內(nèi)側(cè)的分離主要是由于激波匯聚且打在發(fā)展的附面層之上,因此可以通過向后平移唇口BC(見圖2),使外壓激波正好位于唇口前緣點(diǎn)C,這樣在不降低流量的前提下避免唇口分離并減弱唇口激波強(qiáng)度,進(jìn)而避免頂板分離。以基準(zhǔn)進(jìn)氣道的唇口前緣點(diǎn)C為原點(diǎn),此時(shí)平移距離為△x/Hc=3.37。圖4表明此時(shí)進(jìn)氣道可以起動(dòng),外壓激波封口而且肩部的低速區(qū)很小,其總體性能良好(見表2)。另外,后移唇口可以達(dá)到減小內(nèi)收縮比,實(shí)現(xiàn)更低馬赫數(shù)自起動(dòng)的目的。
圖4 Ma=7.0時(shí)平移唇口進(jìn)氣道的流場(chǎng)Fig.4 Flow field of the inlet with translating cowl at Ma=7.0
表2 Ma=7.0時(shí)平移唇口進(jìn)氣道的總體性能參數(shù)Tab.2 Overall performance parameters of the inlet with translating cowl at Ma=7.0
對(duì)低馬赫數(shù)段的進(jìn)氣道構(gòu)型(見圖2)開展二維計(jì)算,圖5可以看出,Ma=3.0時(shí)第三道激波幾乎封口,內(nèi)壓段和隔離段內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)良好。
圖5 不同來流馬赫數(shù)時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)部分頂板進(jìn)氣道的流場(chǎng)Fig.5 Flow field of the inlet with rotating partial top wall at different incoming Mach numbers
Ma=2.5時(shí),該進(jìn)氣道可以順利起動(dòng),隔離段內(nèi)反射波系清晰,從性能參數(shù)可以看出(見表3),喉道馬赫數(shù)達(dá)到了1.22,即將進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。Ma=4.0時(shí),第三道外壓激波打進(jìn)唇口以內(nèi),此時(shí)流量系數(shù)相對(duì)表1不發(fā)生變化,但是由于第三級(jí)壓縮角的減小,使得出口壓縮量明顯降低,相對(duì)降低了66%,但是出口總壓恢復(fù)系數(shù)相對(duì)增加了11.4%。此時(shí),唇口激波幾乎打在肩部,隔離段內(nèi)反射激波很弱。
表3 不同來流馬赫數(shù)時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)部分頂板進(jìn)氣道的總體性能參數(shù)Tab.3 Overall performance parameters of the inlet with rotating partial top wall at different incoming Mach numbers
為了保證變幾何進(jìn)氣道正常工作,必須滿足Ma=2.5時(shí)自起動(dòng),這里只需對(duì)Ma=2.5~4.5的構(gòu)型進(jìn)行研究。按照準(zhǔn)定常過程計(jì)算自起動(dòng)馬赫數(shù),即首先計(jì)算獲得一個(gè)低馬赫數(shù)下的不起動(dòng)流場(chǎng),然后不斷增加來流馬赫數(shù)直至進(jìn)氣道起動(dòng),該馬赫數(shù)即為自起動(dòng)馬赫數(shù)。數(shù)值計(jì)算表明,低馬赫數(shù)段構(gòu)型在Ma=2.0時(shí)無法起動(dòng),唇口前存在一道正激波,而且形成的分離包產(chǎn)生的誘導(dǎo)激波與正激波相交,形成“λ”波,見圖6。
圖6 Ma=2.0時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)部分頂板進(jìn)氣道的不起動(dòng)流場(chǎng)Fig.6 Unstart flow field of the inlet with rotating partial top wall at Ma=2.0
在該不起動(dòng)流場(chǎng)基礎(chǔ)上,不斷增加來流馬赫數(shù)進(jìn)行計(jì)算(ΔMa=0.1),即使在Ma=2.8時(shí)也無法自起動(dòng)。這主要是因?yàn)榇藭r(shí)內(nèi)收縮比過大(Rci=1.41),按照Kantrowitz限制,其唇口平均馬赫數(shù)至少大于3.0。
為了解決自起動(dòng)問題,將唇口向后平移來減小內(nèi)收縮比。為了盡可能地減少調(diào)節(jié)位置,唇口向后平移位置與Ma=7.0時(shí)相同(△x/Hc=3.37),此時(shí)內(nèi)收縮比降為1.16。Ma=2.0時(shí)流場(chǎng)有所改善,但是正激波貼口,分離包仍然存在。在此不起動(dòng)流場(chǎng)上繼續(xù)增加來流馬赫數(shù),Ma=2.3時(shí)正激波被吞入,流場(chǎng)正常建立,進(jìn)氣道自起動(dòng),見圖7,表4給出了此時(shí)的性能參數(shù)。進(jìn)氣道自起動(dòng)后,立即將唇口向前平移復(fù)位,可以提高總體性能和流量系數(shù)。
圖7 Ma=2.3時(shí)部分頂板轉(zhuǎn)動(dòng)+唇口平移進(jìn)氣道的自起動(dòng)流場(chǎng)Fig.7 Self-start flow field of inlet with rotating partial top wall and translating cowl at Ma=2.0
表4 Ma=2.3時(shí)部分頂板轉(zhuǎn)動(dòng)+唇口平移進(jìn)氣道的總體性能參數(shù)Tab.4 Overall performance parameters of inlet with rotating partial top wall and translating cowl at Ma=2.3
綜上研究可知,按照RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)工作模態(tài)在Ma=2.5~7.0范圍內(nèi)工作時(shí),變幾何進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)過程如下:
1)當(dāng)2.5≤Ma≤4.0時(shí),進(jìn)氣道保持圖8的構(gòu)型,此時(shí)相對(duì)基準(zhǔn)進(jìn)氣道構(gòu)型(虛線),頂板沿著第三級(jí)轉(zhuǎn)折點(diǎn)(A點(diǎn))順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)3.7°,同時(shí)繞D點(diǎn)旋轉(zhuǎn)使擴(kuò)壓段保持水平。此時(shí)若出現(xiàn)不起動(dòng),可以將唇口BC向后平移△x/Hc=3.37,自起動(dòng)后唇口立即復(fù)位。
2)當(dāng)4.0≤Ma≤6.0時(shí),進(jìn)氣道保持基本構(gòu)型,即在圖8構(gòu)型基礎(chǔ)上,將頂板沿A點(diǎn)逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)3.7°,見圖9。
3)當(dāng)6.0≤Ma≤7.0時(shí),在基準(zhǔn)構(gòu)型的基礎(chǔ)上,僅向后平移唇口△x/Hc=3.37,見圖10。
圖8 2.5≤Ma≤4.0時(shí)變幾何進(jìn)氣道的構(gòu)型Fig.8 Configuration of variable geometry inlet with at Mach number 2.5~4.0
圖9 4.0≤Ma≤6.0時(shí)變幾何進(jìn)氣道的構(gòu)型(基準(zhǔn)構(gòu)型)Fig.9 Configuration of variable geometry inlet at Mach number 4.0~6.0(reference configuration)
圖10 6.0≤Ma≤7.0時(shí)變幾何進(jìn)氣道的構(gòu)型Fig.10 Configuration of variable geometry inlet at Mach number 6.0~7.0
1)采用激波依次封口設(shè)計(jì)概念的變幾何進(jìn)氣道具有良好的流量捕獲能力,Ma=2.5時(shí)流量系數(shù)高達(dá)0.59,這對(duì)飛行器加速十分有利。
2)轉(zhuǎn)動(dòng)部分頂板的簡(jiǎn)單變幾何方案解決了寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)進(jìn)氣道高效壓縮和低馬赫數(shù)起動(dòng)問題,整個(gè)工作范圍內(nèi)總體性能較優(yōu)。
3)向后平移唇口至同一位置,不但可以使基準(zhǔn)構(gòu)型在超額定工況Ma=7.0時(shí)起動(dòng),而且可以使低馬赫數(shù)段構(gòu)型Ma=2.3時(shí)自起動(dòng)。
4)按照最終確定的調(diào)節(jié)方法,變幾何進(jìn)氣道可在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)高效工作,工程應(yīng)用可行。
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