高　峰,何至林,王宏宇

(1　空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安　710051;2　95100部隊(duì),廣州　510400)

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)流特征及性能數(shù)值模擬*

高峰1,何至林2,王宏宇1

(1空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安710051;295100部隊(duì),廣州510400)

摘要:為研究不同來(lái)流馬赫數(shù)、進(jìn)氣道出口反壓、攻角以及壁面溫度等參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流特征及性能的影響,利用Fluent軟件對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。結(jié)果表明,來(lái)流馬赫數(shù)小于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí),產(chǎn)生溢流,且馬赫數(shù)越小,溢流越大;隨著反壓的增大,進(jìn)氣道隔離段下游有明顯激波串形成且不斷向上游推進(jìn),導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)減小;攻角對(duì)進(jìn)氣道性能的影響與來(lái)流馬赫數(shù)的影響具有一定的相似性;壁面冷卻對(duì)進(jìn)氣道附面層發(fā)展及入口處分離包的形成有著重要的影響。

關(guān)鍵詞:超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);進(jìn)氣道;性能分析;數(shù)值模擬

0引言

高超聲速武器的出現(xiàn)及其在未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)中的廣泛使用,必將給未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)帶來(lái)重大變化,由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在高超聲速條件下表現(xiàn)出的良好推進(jìn)性能,使得超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)成為高超聲速武器的最佳動(dòng)力備選方案,預(yù)計(jì)可作為高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)、跨大氣層飛行器以及可重復(fù)使用空間發(fā)射器和單級(jí)入軌空天飛機(jī)的動(dòng)力裝置[1]。

進(jìn)氣道是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣裝置,其工作狀況直接關(guān)系到發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常工作和性能優(yōu)劣,國(guó)內(nèi)外對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行了廣泛深入的研究。研究重點(diǎn)主要集中在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)、進(jìn)氣道關(guān)鍵性能、進(jìn)氣道性能評(píng)估、進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)測(cè)量和進(jìn)氣道數(shù)值計(jì)算等方面[2-3]。由于計(jì)算機(jī)技術(shù)和計(jì)算流體力學(xué)的進(jìn)步,進(jìn)氣道數(shù)值研究的進(jìn)展十分迅速,且產(chǎn)生了大量且有益的研究成果,為進(jìn)氣道構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)、實(shí)驗(yàn)研究及整體性能的提升提供了強(qiáng)有力的支持。目前,開(kāi)展超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)特征詳細(xì)研究的文獻(xiàn)報(bào)道還很少,尤其是關(guān)于飛行參數(shù)、結(jié)構(gòu)參數(shù)、燃燒室環(huán)境、壁面環(huán)境等對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)及性能影響機(jī)理的研究,文中正是基于此方面的考慮對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行全面和詳細(xì)的研究。

1計(jì)算模型及方法

1.1　進(jìn)氣道幾何模型及結(jié)構(gòu)參數(shù)

計(jì)算模型采用文獻(xiàn)[4]中所設(shè)計(jì)的二元進(jìn)氣道幾何模型,幾何結(jié)構(gòu)及參數(shù)如圖1、表1所示。

1.2　進(jìn)氣道性能參數(shù)的定義

表1　二元進(jìn)氣道/隔離段設(shè)計(jì)模型尺寸

圖1　二元進(jìn)氣道/隔離段設(shè)計(jì)模型結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

進(jìn)氣道性能參數(shù)主要包括總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、附加阻力系數(shù)和沖壓比。

1)總壓恢復(fù)系數(shù):用來(lái)評(píng)定空氣在滯止過(guò)程中氣流動(dòng)能的損失,定義為進(jìn)氣道出口平均總壓與入口前自由流總壓之比,如式(1)。

(2)

2)流量系數(shù):用來(lái)評(píng)價(jià)進(jìn)氣道的空氣捕獲能力和流通能力,定義為進(jìn)氣道的實(shí)際流量與進(jìn)口前自由流不經(jīng)擾動(dòng)直接進(jìn)入進(jìn)氣道的流量之比,如式(2)。

(2)

3)附加阻力系數(shù):附加阻力是由于唇口處溢流而產(chǎn)生的激波阻力,定義式見(jiàn)式(3)。

(3)

式中:P1、P2、P3均為壓強(qiáng);YA、YB、YC、YD均為面積;ρ0為密度;V0為速度。

(4)沖壓比:定義為進(jìn)氣道和隔離段的總增壓比,定義式如式(4)。

(4)

1.3　幾何模型的網(wǎng)格劃分及邊界條件

利用前處理軟件Gambit對(duì)所設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道進(jìn)行建模,并進(jìn)行網(wǎng)格劃分。由于進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)復(fù)雜,在網(wǎng)格劃分時(shí)將整個(gè)區(qū)域分成8個(gè)分區(qū)進(jìn)行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分,考慮到附面層的影響,對(duì)附面層區(qū)域加密,如圖2所示。邊界條件處理,a-b-c為壓力入口,c-d-e-f-g為壓力遠(yuǎn)場(chǎng),g-h和i-j為壓力出口,a-m-l-k-j,i-n和n-o-h為壁面。

圖2　進(jìn)氣道模型計(jì)算網(wǎng)格劃分區(qū)域及邊界標(biāo)定圖

1.4　計(jì)算方法

控制方程選用二維可壓縮雷諾平均N-S方程,湍流模型為標(biāo)準(zhǔn)κ-ε模型。近壁區(qū)采用非平衡壁面函數(shù)法。為了更好的捕捉激波,計(jì)算中選用雙精度求解器,耦合隱式求解方法,離散格式采用二階迎風(fēng)格式。

2計(jì)算結(jié)果及分析

2.1　來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

在等壓狀態(tài)下,保持進(jìn)氣道幾何構(gòu)型不變,不考慮反壓影響,取馬赫數(shù)為4、5、6、7四個(gè)典型工作狀態(tài)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和性能進(jìn)行研究。

圖3　不同來(lái)流馬赫數(shù)下進(jìn)氣道壓力等值線圖

從圖3中可以看出,在設(shè)計(jì)狀態(tài)下Ma=6時(shí),前體外壓縮段產(chǎn)生的三道斜激波準(zhǔn)確匯交在進(jìn)氣道唇口處,基本沒(méi)有溢流,滿足質(zhì)量捕獲要求。在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下,隨著馬赫數(shù)的減少,激波角逐漸增大,前體三級(jí)楔體產(chǎn)生的斜激波匯交于唇口之外,產(chǎn)生較大溢流,且馬赫數(shù)越小,溢流越大,說(shuō)明進(jìn)氣道處于亞臨界狀態(tài)。當(dāng)Ma>6時(shí),外壓縮段產(chǎn)生的三道斜激波匯交于唇口之內(nèi),沒(méi)有產(chǎn)生溢流,說(shuō)明進(jìn)氣道處于超臨界狀態(tài)。

圖4　不同來(lái)流馬赫數(shù)條件下進(jìn)氣道壁面壓力分布

圖5　不同來(lái)流馬赫數(shù)條件下進(jìn)氣道出口靜壓分布

圖6　 進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、沖壓比隨來(lái)流馬赫數(shù)變化圖

從圖4可以看出,隨著馬赫數(shù)增大,進(jìn)氣道內(nèi)壓縮波的起始位置不斷向下游推進(jìn)。圖5、圖6表示隨著馬赫數(shù)的增加,進(jìn)氣道/隔離段出口馬赫數(shù)、靜溫也隨之增加,并且隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增加出口氣流參數(shù)越來(lái)越不均勻,出口氣流紊亂。這是由于進(jìn)氣道/隔離段內(nèi)流道中激波與附面層相互干擾,引起附面層分離產(chǎn)生回流區(qū)而引起的。從圖6可以看出,隨著馬赫數(shù)的增加,進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)不斷減小,流量系數(shù)、沖壓比不斷增加,這主要是因?yàn)閬?lái)流馬赫數(shù)越大,激波強(qiáng)度越大,激波造成的損失越大,故總壓恢復(fù)系數(shù)會(huì)減小,沖壓比增大。流量系數(shù)主要與外壓縮波系相關(guān),馬赫數(shù)越大,外壓縮波系激波角越小,波系越貼近唇口,流量系數(shù)越大,當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于設(shè)計(jì)值時(shí),外壓縮波系匯交于唇口內(nèi),流量系數(shù)幾乎達(dá)到1,故馬赫數(shù)繼續(xù)增加對(duì)流量系數(shù)的影響程度會(huì)減小。

2.2　燃燒室反壓對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

從圖7可以看出,在進(jìn)氣道發(fā)生不啟動(dòng)之前,反壓主要影響進(jìn)氣道內(nèi)壓縮流場(chǎng),對(duì)外壓縮波系影響較小。在低反壓時(shí)(b=2),反壓對(duì)進(jìn)氣道幾乎沒(méi)有影響,隨著反壓的增大,在進(jìn)氣道隔離段下游開(kāi)始有明顯激波串形成,并且在出口處發(fā)生氣流嚴(yán)重分離。隨著反壓繼續(xù)增大,激波串不斷向上游推進(jìn),反壓擾動(dòng)區(qū)域逐漸向上游拓展,未受擾動(dòng)區(qū)域減小,當(dāng)反壓繼續(xù)增大達(dá)到一定程度時(shí),激波串完全被推出進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段和隔離段,進(jìn)氣道進(jìn)入不啟動(dòng)狀態(tài)。

圖7　不同反壓比條件下壓力等值線圖

圖10給出進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)隨反壓的變化趨勢(shì)。從圖中可以看出,進(jìn)氣道流量系數(shù)隨反壓的增加出現(xiàn)上下波動(dòng),但是在進(jìn)氣道不啟動(dòng)狀態(tài)之前,流量系數(shù)變化很小,主要是因?yàn)榉磯簩?duì)外激波系影響較小,流量系數(shù)主要受外壓縮波系的影響。但是,由于反壓增大,激波串強(qiáng)度越大,分離區(qū)域越大,導(dǎo)致總壓損失也就越大,所以總壓恢復(fù)系數(shù)隨著反壓的增加不斷減小。當(dāng)反壓增加到一定程度時(shí),引起進(jìn)氣道入口處附面層嚴(yán)重分離。在入口處形成一道弓形激波,導(dǎo)致進(jìn)氣道不啟動(dòng),流量系數(shù)急劇下降,總壓恢復(fù)系數(shù)繼續(xù)下降,進(jìn)氣道不能為發(fā)動(dòng)機(jī)提供所需的空氣,發(fā)動(dòng)機(jī)不能正常工作。

圖8　不同反壓條件下進(jìn)氣道壁面壓力分布

圖9　不同反壓條件下進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)分布

圖10　進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)隨反壓變化圖

2.3　攻角對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

圖11給出了不同攻角條件下進(jìn)氣道內(nèi)外流場(chǎng)靜壓等值線圖。從圖中可以看出,當(dāng)攻角在小范圍(-5°～+5°)內(nèi)變化時(shí),對(duì)進(jìn)氣道波系及流場(chǎng)的影響較小,外激波系只在唇口附近小范圍內(nèi)移動(dòng),基本保持在唇口前后。當(dāng)在較大范圍(-8°～-5°和+5°～+8°)內(nèi)變化時(shí),外激波系的移動(dòng)范圍比較大。當(dāng)攻角為負(fù)時(shí),對(duì)于第一道激波來(lái)說(shuō),波前的法向馬赫數(shù)相對(duì)減小,也就相當(dāng)于來(lái)流馬赫數(shù)減小,所以第一道斜激波激波角增加,交于唇口外。由于氣流在穿過(guò)斜激波時(shí)切向分速度不變,變化的只是法向分速度,所以氣流穿過(guò)第一道斜激波后總的速度相對(duì)于0°攻角時(shí)增加了,后兩道斜激波波前馬赫數(shù)增加了,激波角相對(duì)就減小了,導(dǎo)致后兩道激波交于唇口內(nèi),并且攻角越大激波角越大,激波移動(dòng)距離越大。正攻角時(shí)與負(fù)攻角的情形相反,對(duì)于第一道斜激波,波前法向馬赫數(shù)增加,相當(dāng)于來(lái)流馬赫數(shù)增加,激波角減小,激波向唇口里面偏斜,氣流穿過(guò)第一道斜激波后,后兩道斜激波波前馬赫數(shù)相對(duì)減小,激波角增加,導(dǎo)致后兩道激波交于唇口外。第一道激波與后兩道斜激波相交向外偏斜,整個(gè)斜激波系交于唇口外,產(chǎn)生溢流,流量捕獲能力下降。

圖11　不同飛行攻角下壓力等值線圖

圖12　不同攻角下進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)分布

從圖12、圖13可以看出,隨著攻角的增大,進(jìn)氣道出口氣流馬赫數(shù)呈下降趨勢(shì),而出口溫度呈上升趨勢(shì),這主要是因?yàn)楣ソ堑脑龃髮?dǎo)致進(jìn)氣道對(duì)來(lái)流的壓縮作用變強(qiáng)。從圖14可以看出,從負(fù)攻角到正攻角的變化過(guò)程中,總壓恢復(fù)系數(shù)先增大后減小,流量系數(shù)減小,這主要是因?yàn)橛捎诋?dāng)攻角從0°向負(fù)攻角減小時(shí),外激波系的后兩道激波波前馬赫數(shù)增加,激波強(qiáng)度增強(qiáng),激波損失增大,導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)下降。當(dāng)攻角由0°向正攻角增加過(guò)程中,后兩道斜激波波前馬赫數(shù)減小,激波強(qiáng)度變?nèi)?損失減小,總壓恢復(fù)系數(shù)變大。但是正攻角較大時(shí)第一道激波強(qiáng)度很大,引起激波損失,導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)下降,故出現(xiàn)圖中所示先升高后下降的趨勢(shì)。攻角為負(fù)時(shí),外激波系的后兩道激波波前馬赫數(shù)增加且交于唇口里,所以流量系數(shù)增加。攻角為正時(shí)激波系交于唇口外產(chǎn)生溢流,流量系數(shù)下降。在攻角由負(fù)攻角向正攻角變化過(guò)程中,沖壓比始終增加,再次證明攻角的增加使得進(jìn)氣道對(duì)氣流的壓縮作用更強(qiáng)。

圖13　不同攻角條件下進(jìn)氣道出口溫度分布

圖14　進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、沖壓比隨攻角變化圖

2.4　壁面冷卻對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

來(lái)流馬赫數(shù)為4、6,進(jìn)氣道壁面溫度分別設(shè)為300 K、500 K、800 K、1 000 K,考察壁面溫度變化時(shí)對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)及性能的影響。

從圖15可以看出,附面層厚度隨著壁溫的降低而變薄,最終影響到附面分離包的起始位置和分離區(qū)域大小的變化,所以壁面冷卻會(huì)導(dǎo)致附面層分離滯后或者分離區(qū)域減少甚至消失,有利于進(jìn)氣道性能的提高。

圖15　不同壁面溫度時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段入口馬赫數(shù)分布圖

由圖16、圖17可以明顯看出,隨著壁面溫度的降低,進(jìn)氣道壓縮段入口處由于激波與附面層的相互作用產(chǎn)生的分離包位置不斷向下游移動(dòng),并且分離包的大小隨著壁面溫度的降低而減小。其主要原因是,一方面由于壁面溫度的降低,降低了附面層內(nèi)的當(dāng)?shù)匾羲?也就相當(dāng)于提高了附面層內(nèi)的馬赫數(shù);另一方面,由于壁面溫度的降低,使得附面層內(nèi)雷諾數(shù)升高。兩方面原因都促成了附面層厚度減小,附面層發(fā)展減慢,從而減弱了激波與附面層的相互作用。

圖16　分離包位置隨壁面溫度變化圖

圖17　分離區(qū)大小隨壁面溫度變化圖

從圖18、圖19可以看出,隨著壁面溫度的降低,總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)增大,其中總壓恢復(fù)系數(shù)變化更為明顯。這是因?yàn)?壁面溫度降低,出現(xiàn)附面層分離包滯后、減小甚至消失,增加了進(jìn)氣道入口流通面積,從而流量系數(shù)增加。激波與附面層相互作用程度減弱,分離區(qū)域減小,也就減小了由于激波與附面層的干擾造成的能量損失,從而提高了總壓恢復(fù)系數(shù)。

圖18　Ma=4、6時(shí)流量系數(shù)隨壁面溫度變化圖

圖19　Ma=4、6時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)隨壁面溫度變化圖

3結(jié)論

文中采用CFD軟件Fluent對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬,綜合研究不同來(lái)流馬赫數(shù)、進(jìn)氣道出口反壓、攻角以及壁面溫度等參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流特征及性能的影響,得到如下結(jié)論:

1)來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能有較大影響,在設(shè)計(jì)狀態(tài)下,進(jìn)氣道沒(méi)有溢流,滿足質(zhì)量捕獲要求。在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下,來(lái)流馬赫數(shù)小于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí),產(chǎn)生溢流,且馬赫數(shù)越小,溢流越大,流量系數(shù)越小,總壓恢復(fù)系數(shù)越大;來(lái)流馬赫數(shù)大于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí),沒(méi)有溢流,馬赫數(shù)對(duì)流量系數(shù)影響較小,但是總壓恢復(fù)系數(shù)減小。

2)反壓是影響進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和性能的重要因素。在低壓時(shí)對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)基本沒(méi)有影響。隨著反壓的增大,進(jìn)氣道隔離段下游有明顯激波串形成且不斷向上游推進(jìn),導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)減小,但是進(jìn)氣道出口氣流畸變度降低。

3)攻角對(duì)進(jìn)氣道性能的影響與來(lái)流馬赫數(shù)的影響具有一定的相似性。當(dāng)攻角在小范圍(-5°～+5°)內(nèi)變化時(shí),對(duì)進(jìn)氣道波系及流場(chǎng)的影響較小,外激波系只在唇口附近小范圍內(nèi)移動(dòng),基本保持在唇口前后。當(dāng)在較大范圍(-8°～-5°和+5°～+8°)內(nèi)變化時(shí),外激波系的移動(dòng)范圍比較大。正攻角時(shí)產(chǎn)生溢流,流量捕獲能力下降。

4)壁面冷卻對(duì)進(jìn)氣道附面層發(fā)展及入口處分離包的形成有著重要的影響?？商岣哌M(jìn)氣道流通能力,拓展進(jìn)氣道工作范圍,提高了高馬赫數(shù)下的總壓恢復(fù)系數(shù)。

參考文獻(xiàn):

[1]樂(lè)嘉陵, 胡欲立, 劉陵. 雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究進(jìn)展 [J]. 流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量, 2000, 14(1): 1-12.

[2]何至林, 高峰, 金楠楠. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道概述 [J]. 飛航導(dǎo)彈, 2010(4): 82-87.

[3]高峰, 王宏宇, 張涵. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室流場(chǎng)數(shù)值分析研究綜述 [J]. 飛航導(dǎo)彈, 2014(1): 80-84.

[4]何至林. 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二元進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及內(nèi)流場(chǎng)數(shù)值模擬 [D]. 西安: 空軍工程大學(xué), 2010.

[5]Auneau I. Design and optimization methods for scramjet inlets, AIAA Paper 95-6017 [R]. 1995.

[6]Bachehan N, Hillier R. Hypersonic inlets flow ANALYSIS at off-design condition, AIAA 2004-5380 [R]. 2004.

[7]John A Ekaterinaris. Implicit high-order accurate in space algorithms for the navier-stokes equation, AIAA 99-3257 [R]. 1999.

收稿日期:2014-06-09

作者簡(jiǎn)介:高峰(1965-),男,安徽鳳陽(yáng)人,副教授,研究方向:航空宇航推進(jìn)理論與工程。

中圖分類號(hào):V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

Numerical Simulation of Flow Characteristics and Performance of the
Scramjet Inlet

GAO Feng1,HE Zhilin2,WANG Hongyu1

(1Air And Missile Defense College, Air Force Engineering University, Xi’an 710051, China;

2No.95100 Unit, Guangzhou 510400, China)

Abstract:A numerical simulation was made to study effect of Mach number, back pressure, angle of attack, wall temperature on inner flow characteristics and performance of scramjet inlet. The results show that if flow Mach number is less than the designed Mach number, overflow will occur, and it becomes greater with the Mach number decrease. With increment of back pressure, the downstream isolation part has obvious shock train which goes upstream, causing decrease of the total pressure recovery coefficient, the influence of attack angle on inlet performance has certain similarities with that of flow Mach number. Wall cooling has an important influence on boundary layer development and formation of separation at the inlet.

Keywords:scramjet; inlet; performance analysis; numerical simulation