王曉棟, 盧德勇

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

當(dāng)利用地面試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)，存儲(chǔ)的高壓空氣被加熱、并通過噴管膨脹模擬對(duì)應(yīng)的飛行條件。在眾多的加熱方式中，氣流中的直接燃燒加熱方式具有運(yùn)行效率高、建設(shè)成本低的優(yōu)勢(shì)，得到了廣泛應(yīng)用。直接燃燒加熱方式的試驗(yàn)來流中包含了較多污染組分，與實(shí)際空氣來流組成有較大差異，改變了來流的熱力學(xué)特性及相關(guān)燃燒過程的化學(xué)動(dòng)力學(xué)特性。因此，由直接燃燒加熱方式的試驗(yàn)來流獲得的試驗(yàn)結(jié)果不能完全等同于對(duì)應(yīng)實(shí)際空氣來流的試驗(yàn)結(jié)果，必須要考慮污染對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響。此外，燃燒加熱所使用的燃料及來流模擬準(zhǔn)則對(duì)試驗(yàn)的影響各有特點(diǎn)，除影響試驗(yàn)設(shè)備運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性外，也影響著對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理過程的復(fù)雜程度。充分利用(修正)基于燃燒不同燃料的直接燃燒加熱方式獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，將地面試驗(yàn)結(jié)果換算到實(shí)際飛行試驗(yàn)狀態(tài)，已成為在研制高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)過程中評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)性能、降低研究成本的關(guān)鍵分析技術(shù)之一。

20世紀(jì)60年代，Edelman[1-2]開啟了污染組分對(duì)燃燒加熱風(fēng)洞來流特性及高超聲速吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)特性影響研究工作。Srinivasan[3-4]數(shù)值模擬了氣流污染對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能的影響，發(fā)現(xiàn)在被污染的試驗(yàn)氣流中火焰強(qiáng)度降低。Mitani[5]進(jìn)行了兩種來流加熱方式(燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱-VAH和蓄熱式加熱-SAH)下，氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的自由射流對(duì)比試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)：VAH加熱方式下的氫燃料可自行點(diǎn)火，而SAH加熱方式下的氫燃料雖然出現(xiàn)了點(diǎn)火困難，但是卻獲得了較大推力，這與NASA Langley中心[6]的研究結(jié)果相一致。因缺乏有效手段將地面試驗(yàn)外推應(yīng)用于真實(shí)飛行條件，美國(guó)Virginia大學(xué)領(lǐng)導(dǎo)了由大學(xué)、企業(yè)及政府部門參與的Hy-V研究計(jì)劃[7-8]，旨在開展純凈空氣和污染空氣來流下的對(duì)比試驗(yàn)，以檢驗(yàn)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)介質(zhì)污染的影響，并且獲得了初步的成果。近年來，國(guó)內(nèi)一直關(guān)注地面試驗(yàn)的污染效應(yīng)。西北工業(yè)大學(xué)利用直連式試驗(yàn)設(shè)備，開展了污染組分對(duì)超聲速燃燒影響的對(duì)比試驗(yàn)[9]和數(shù)值模擬研究[10-11]。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心結(jié)合純凈空氣和污染空氣來流下的燃燒對(duì)比試驗(yàn)，開展了污染組分對(duì)超聲速燃燒流場(chǎng)影響的三維大規(guī)模數(shù)值模擬研究[12]，并進(jìn)一步基于靜溫模擬準(zhǔn)則，針對(duì)氫氣、甲烷、酒精和煤油四種不同燃料燃燒加熱，數(shù)值研究了污染空氣對(duì)試驗(yàn)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響[13]。

目前，國(guó)內(nèi)外主要對(duì)比研究了來流污染組分對(duì)點(diǎn)火/燃燒、壁面壓強(qiáng)及性能差異的影響，少有系統(tǒng)研究不同燃料加熱方式、來流模擬準(zhǔn)則提供的來流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)參數(shù)影響的特點(diǎn)以及弱化來流影響的組合參數(shù)問題。基于澳大利亞昆士蘭大學(xué)高超聲速技術(shù)中心HyShot發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型，根據(jù)兩種來流模擬準(zhǔn)則、四類燃料加熱方式提供的來流條件，開展了流場(chǎng)數(shù)值模擬，研究了來流的比熱比、來流的模擬準(zhǔn)則、加熱來流介質(zhì)的燃料類型對(duì)流場(chǎng)參數(shù)的影響特點(diǎn)，初探了組合參數(shù)弱化來流影響的問題。

1 控制方程及數(shù)值方法簡(jiǎn)介

1.1 控制方程及數(shù)值方法簡(jiǎn)介

計(jì)算坐標(biāo)系下，含k-ωSST湍流模型[14]、組分方程的三維密度平均完全Navier-Stokes方程的守恒形式為：

(4)

這里，Q=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρE,ρk,ρω,ρfi)T為守恒變量，E、F、G、Ev、Fv以及Gv分別為控制方程的對(duì)流通量項(xiàng)和擴(kuò)散通量項(xiàng)，S為湍流及化學(xué)源項(xiàng)，Q式中的E為單位質(zhì)量總內(nèi)能，而J則為兩坐標(biāo)系之間的體積變換系數(shù)。

計(jì)算中，采用Liou[15]的AUSM類型格式離散控制方程中的無(wú)粘項(xiàng)，采用二階中心差分離散粘性項(xiàng)，采用Jameson[16]的LU-SSOR方法進(jìn)行隱式求解。不對(duì)S進(jìn)行隱式化處理時(shí)，LU-SSOR方法可表示為(去掉了方程中的上標(biāo)“～”)：

(5)

D=I+Δτ(σA+σB+σc)i,j,kI

(6)

(9)

1.2 相關(guān)參數(shù)定義及邊界條件

單位空氣流量比沖量及沖量函數(shù)系數(shù)定義為：

(11)

式中，p、ρ及u分別為流場(chǎng)的壓強(qiáng)、密度和截面垂向的速度。

計(jì)算過程中，1) 壁面邊界：采用無(wú)滑移、絕熱及完全非催化條件；2) 來流邊界：來流為超聲速流動(dòng)，固定入口截面的來流參數(shù)；3) 噴口邊界：固定噴嘴的出口參數(shù)；4) 出流邊界：核心區(qū)為超聲速流動(dòng)，對(duì)原始變量進(jìn)行一階外推。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 基于Hyshot發(fā)動(dòng)機(jī)的計(jì)算驗(yàn)證

圖1為澳大利亞昆士蘭大學(xué)高超聲速技術(shù)中心在Hyshot計(jì)劃中使用的一種氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ?Hyshot發(fā)動(dòng)機(jī))內(nèi)型面示意[18]。

圖1 Hyshot發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型示意[18]Fig.1 Geometry of Hyshot scramjet[18]

楔面的流向長(zhǎng)分別為134mm和46mm，折轉(zhuǎn)角分別為9°和12°；在第一楔面流向95mm處，橫向均布四個(gè)直徑為2.0mm的燃料噴孔，其對(duì)稱軸線沿流向與楔面成45°夾角；進(jìn)氣道的側(cè)壁面采用燕尾構(gòu)型，在減輕進(jìn)氣道重量的同時(shí)兼顧了設(shè)計(jì)狀態(tài)下的流量捕獲和低馬赫數(shù)下的溢流及起動(dòng)特性。

澳大利亞昆士蘭大學(xué)的Odam和Paull在T4自由活塞激波風(fēng)洞上對(duì)該構(gòu)型超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開展了大量實(shí)驗(yàn)研究[19-20]，美國(guó)北卡羅萊納國(guó)立大學(xué)的Star對(duì)相關(guān)實(shí)驗(yàn)工況進(jìn)行了數(shù)值模擬研究[21]。

本文針對(duì)#7675(fuel-off)和#7678(fuel-on)實(shí)驗(yàn)工況開展了二維、三維數(shù)值模擬，其來流條件由表1給出。噴注燃料時(shí)，氫氣由壁面的聲速噴嘴注入，噴口靜壓647 058 Pa，噴口靜溫250 K。計(jì)算過程中，計(jì)算格式采用AUSM+-up，湍流模型選用含可壓縮修正的k-ωSST。因?qū)嶒?yàn)?zāi)Ｐ脱貀、z方向?qū)ΨQ，本文僅計(jì)算了模型的1/4區(qū)域，其中網(wǎng)格數(shù)為501×123×97，近壁網(wǎng)格間距5×10-5m。氫氣的化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)模型采用七組分八步基元反應(yīng)有限速率模型[22]。

表1 計(jì)算及實(shí)驗(yàn)的來流參數(shù)Table 1 Inflow parameters for the CFD and test

圖2為數(shù)值模擬#7675實(shí)驗(yàn)工況給出的對(duì)稱面流場(chǎng)壓強(qiáng)等值線。二維、三維的數(shù)值模擬在xy對(duì)稱面給出了相近的波系結(jié)構(gòu)：當(dāng)超聲速來流流過進(jìn)氣道楔面時(shí)，斜激波自凹角產(chǎn)生，它提高了波后流場(chǎng)的壓強(qiáng)；經(jīng)過斜激波后的來流在燃燒室入口處繞肩部折角(凸角)膨脹，膨脹波自凸角產(chǎn)生，它降低了波后流場(chǎng)的壓強(qiáng)；產(chǎn)生的斜激波、膨脹波周期地在燃燒室對(duì)稱面相交、壁面反射，最終形成了圖中的波系結(jié)構(gòu)。三維數(shù)值模擬時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)壁面產(chǎn)生的邊界層降低了壁面附近的流動(dòng)馬赫數(shù)，由此改變了進(jìn)氣道斜激波在該處產(chǎn)生的波系結(jié)構(gòu)，使xz對(duì)稱面的波系線彎曲，且彎曲程度沿流向加大。

(a) Pressure contour on xy-symmetry plane

(b) Pressure contour on xz-symmetry plane

圖3為下壁面對(duì)稱線壓強(qiáng)分布。圖中，無(wú)燃料注入時(shí)的測(cè)量值為#7675工況的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，有化學(xué)燃燒時(shí)的測(cè)量值為#7678工況的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。無(wú)燃料注入時(shí)，因來流條件相近，對(duì)#7675和#7678工況的數(shù)值計(jì)算給出了相近的壓強(qiáng)分布，僅在峰值方面存在著一定的差異。此外，三維結(jié)果與測(cè)量值更加符合，且以噴管內(nèi)的壓強(qiáng)峰值對(duì)比尤為明顯。

有燃料注入時(shí)，在圖中一并給出了無(wú)燃料注入狀態(tài)(實(shí)線)和注入燃料、凍結(jié)狀態(tài)(虛線)下的壁面壓強(qiáng)。燃料射流及燃燒改變了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和壓強(qiáng)分布。

(a) #7675, #7678 case (fuel-off)

(b) #7678 case (fuel-on)

相對(duì)無(wú)燃料注入，燃料射流僅改變了壓強(qiáng)的峰值分布，而燃燒則大幅度提高了燃燒室壓強(qiáng)峰值分布。整體來講，化學(xué)非平衡計(jì)算的燃燒室前半段和噴管部分的壁面壓強(qiáng)與測(cè)量值符合較好，捕捉到相應(yīng)的壁面壓強(qiáng)變化趨勢(shì)。由于前方波系位置差異的積累效應(yīng)、湍流燃燒效應(yīng)(文中沒有考慮)以及小尺度模型易受實(shí)際壁溫影響等原因，本文的數(shù)值計(jì)算在燃燒室后半段雖然得到了與實(shí)驗(yàn)測(cè)量值接近的壓強(qiáng)峰值，但其位置與實(shí)驗(yàn)有一定的偏差。雖然如此，數(shù)值計(jì)算結(jié)果仍反映了流動(dòng)變化規(guī)律，不會(huì)在規(guī)律上影響本文后續(xù)對(duì)比模擬研究結(jié)論。

2.2 基于Hyshot發(fā)動(dòng)機(jī)的來流影響計(jì)算研究

2.2.1 來流參數(shù)特性分析

以#7678工況的實(shí)驗(yàn)來流為基準(zhǔn)條件，在來流靜壓(ps=8958 Pa)、馬赫數(shù)(Ma=6.42)的基礎(chǔ)之上，分別按模擬來流靜溫、來流總焓的準(zhǔn)則確定計(jì)算來流條件(見表2)，其中的來流加熱方式分別為燃?xì)?H2)、補(bǔ)氧方式；燃燒甲烷(CH4)、補(bǔ)充氧氣方式；燃燒酒精(C2H5OH)、補(bǔ)充氧氣方式和燃燒煤油(C8H18)、補(bǔ)充氧氣方式。

在來流參數(shù)的獲得方面，假設(shè)燃燒加熱器流場(chǎng)處于化學(xué)平衡狀態(tài)，僅含主要組分，通過調(diào)節(jié)氧氣和燃料流量，滿足氧氣摩爾分?jǐn)?shù)為21%，按準(zhǔn)一維流動(dòng)方式逐段計(jì)算燃燒加熱器駐室、噴管喉道以及噴管出口截面的流場(chǎng)參數(shù)，并且以噴管出口截面的流場(chǎng)參數(shù)為計(jì)算來流條件。計(jì)算中，氫氣燃料仍由壁面噴嘴注入，并根據(jù)來流條件及化學(xué)當(dāng)量比確定具體噴口條件(聲速注入、噴口靜溫250 K)。

直接燃燒、補(bǔ)氧加熱方式明顯改變了來流組分和熱力學(xué)特性，使來流的分子量、比熱容和比熱比等均異于純空氣來流的對(duì)應(yīng)量。由表2給出的來流參數(shù)可見，采用燃燒甲烷、補(bǔ)氧加熱方式時(shí)，兩種模擬準(zhǔn)則(模擬來流總焓、模擬來流靜溫)給出的來流參數(shù)之間是最為接近的，而采用其它三種加熱方式時(shí)，兩種模擬準(zhǔn)則給出的來流參數(shù)之間的差異相對(duì)較大。此外，對(duì)燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式來講，由于缺少CO2組分，來流H2O含量比例相對(duì)較高，導(dǎo)致來流分子量低、熱容量高，當(dāng)按總焓模擬準(zhǔn)則獲取來流時(shí)，給出的來流靜溫低于純空氣和由其它加熱方式獲得的來流靜溫；而當(dāng)按照靜溫模擬準(zhǔn)則獲取來流時(shí)，則給出了相對(duì)偏低的來流密度。

2.2.2 來流對(duì)流場(chǎng)參數(shù)的影響

根據(jù)表2給出的來流參數(shù)，開展了系列的對(duì)比計(jì)算研究。圖4為無(wú)燃料注入時(shí)流場(chǎng)流量平均壓強(qiáng)沿流向變化情況。由圖4可見，由于兩種模擬準(zhǔn)則均模擬了來流靜壓，因此基于兩種模擬準(zhǔn)則、同一加熱方式來流參數(shù)的數(shù)值計(jì)算均給出了相近的流場(chǎng)壓強(qiáng)分布。同時(shí)，對(duì)比圖4中不同加熱方式的計(jì)算結(jié)果可見，采用污染空氣來流計(jì)算給出的流場(chǎng)壓強(qiáng)均低于采用純空氣來流的計(jì)算結(jié)果，其原因可依據(jù)斜激波關(guān)系式闡釋。根據(jù)斜激波關(guān)系式，過斜激波后流場(chǎng)壓強(qiáng)及斜激波角由公式(12)獲得：

表2 基于不同加熱方式、模擬準(zhǔn)則的來流參數(shù)Table 2 Inflow parameters based on different airflow heating schemes

(12)

式中，M1為斜激波前的流場(chǎng)馬赫數(shù)，p1、p2分別為過斜激波前后的流場(chǎng)壓強(qiáng)，δ、ε分別為楔角和激波角，γ為比熱比。

(a) Pressure (Matching by Ht-ps-Ma)

(b) Pressure (Matching by Ts-ps-Ma)

圖5為比熱比沿流向的變化，表明：污染空氣來流的比熱比均低于純空氣來流的比熱比，并且燃燒碳?xì)淙剂霞訜岱绞絹砹鞯谋葻岜认嘟?，而燃燒氫燃料加熱方式來流的比熱比則高于其它加熱方式來流的比熱比。圖6為中心線的靜壓分布。相同波前馬赫數(shù)和楔角條件下，采用純空氣來流計(jì)算的激波角大于采用污染空氣來流的計(jì)算結(jié)果，在圖中表現(xiàn)為采用純空氣來流計(jì)算給出的中心線流場(chǎng)壓強(qiáng)過激波后的抬升均早于采用其它來流的計(jì)算結(jié)果。因激波角大，過斜激波后的流場(chǎng)壓強(qiáng)也相對(duì)較高，表現(xiàn)為采用純空氣來流計(jì)算給出的中心線流場(chǎng)過激波后的壓強(qiáng)均高于采用其它來流的計(jì)算結(jié)果。分析及計(jì)算表明，采用不同加熱方式來流計(jì)算的壓強(qiáng)差異的主因是比熱比的影響。

圖5 平均比熱比Fig.5 Averaged specific heat ratio

圖6 中心線的靜壓強(qiáng)Fig.6 Static pressure of center line

圖7給出了無(wú)燃料注入時(shí)流場(chǎng)的流量平均參數(shù)沿流向的變化情況。當(dāng)模擬來流總焓時(shí)，采用污染空氣來流計(jì)算給出的密度、速度變化與采用純空氣來流計(jì)算給出的結(jié)果相近，同時(shí)燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式給出的來流靜溫參數(shù)相對(duì)偏低，采用該來流的計(jì)算流場(chǎng)靜溫整體偏低于采用其它加熱方式給出的來流的計(jì)算結(jié)果。分析其溫度分布可見，若根據(jù)來流對(duì)其進(jìn)行偏移量修正，則采用各污染空氣來流的計(jì)算將給出相近的靜溫分布，僅在燃燒室段稍低于采用純空氣來流的計(jì)算結(jié)果。當(dāng)模擬來流靜溫時(shí)，燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式提供了相對(duì)偏低的來流密度、偏高的來流速度，導(dǎo)致流場(chǎng)計(jì)算的密度、速度出現(xiàn)了整體偏差。同樣，若進(jìn)行偏移量修正，采用各加熱方式來流的計(jì)算也將給出相近的密度、速度分布。

相比圖4靜壓分布的明顯差異，采用污染空氣來流計(jì)算給出(經(jīng)偏移量修正)的密度、速度變化與采用純空氣來流計(jì)算給出的結(jié)果很相近，其原因仍然可以借助斜激波關(guān)系式加以解釋。根據(jù)斜激波關(guān)系式，過斜激波后流場(chǎng)密度、垂向速度為：

(13)

根據(jù)公式(13)，比熱比、激波角均在公式的分子、分母中，由此弱化了對(duì)密度比的影響。為了分析γ及ε具體的影響特點(diǎn)，將公式(13)進(jìn)一步整理為：

(14)

可見，隨γ增加(ε亦增加)，等式右端第一項(xiàng)減小、第二項(xiàng)增加，γ、ε對(duì)密度比的影響并非是單調(diào)的，而決定于兩項(xiàng)合成?？紤]整體偏差，基于各來流計(jì)算給出的密度、速度間差異較小，由此使靜溫的變化特征與靜壓的變化特征相一致。

圖8為燃料注入時(shí)化學(xué)非平衡流場(chǎng)計(jì)算給出的經(jīng)流量平均的流場(chǎng)參數(shù)分布。這里，本文忽略來流組分(特別是自由基)對(duì)點(diǎn)火過程的影響，而主要對(duì)比研究來流組分對(duì)流場(chǎng)特性的影響。燃料的化學(xué)燃燒釋熱提高了燃燒室流場(chǎng)的壓強(qiáng)、密度及溫度等參數(shù)，同無(wú)燃料注入時(shí)流場(chǎng)流量平均參數(shù)沿流向的變化相類似，即：模擬來流總焓時(shí)，采用污染空氣來流的計(jì)算給出的密度、速度變化相近，采用燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式來流的計(jì)算給出的靜溫分布經(jīng)偏移量修正后，與采用其它加熱方式來流計(jì)算得到的靜溫分布相一致；模擬來流靜溫時(shí)，采用燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式來流的計(jì)算給出的密度、速度分布與采用其它加熱方式來流的計(jì)算給出的密度、速度分布仍呈現(xiàn)整體性偏差，經(jīng)過偏移量修正后，與采用其它加熱方式來流的計(jì)算給出的結(jié)果相一致。此外，由密度分布可見，燃燒釋熱(進(jìn)一步了降低比熱比)加大波系位置差異，在圖中表現(xiàn)為密度峰值位置有明顯差異，燃燒釋熱對(duì)密度峰值差異的影響不明顯。

圖7 流場(chǎng)參數(shù)分布(無(wú)燃料注入)Fig.7 Flow parameter distribution (fuel-off)

圖8 流場(chǎng)參數(shù)分布(有燃料注入)Fig.8 Flow parameter distribution (fuel-on)

2.2.3 來流對(duì)組合參數(shù)的影響

數(shù)值計(jì)算、模型試驗(yàn)時(shí)，均涉及到對(duì)流體力學(xué)控制方程無(wú)量綱化，并由此得出一系列無(wú)量綱組合參數(shù)，以便于在近似求解時(shí)進(jìn)行量級(jí)比較、在模型試驗(yàn)時(shí)作為相似依據(jù)。馬赫數(shù)是反映流體可壓縮性的一個(gè)無(wú)量綱組合數(shù)，它經(jīng)常出現(xiàn)在其它衍生組合參數(shù)中；在吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)性能測(cè)定中，常用到氣流推力(沖量函數(shù))及其衍生組合參數(shù)，例如：?jiǎn)挝涣髁勘韧屏?比沖量)、比沖等。本節(jié)主要對(duì)比分析來流條件對(duì)馬赫數(shù)、單位流量比推力(比沖量)和沖量函數(shù)系數(shù)等組合參數(shù)的影響特點(diǎn)。

圖9為燃料注入時(shí)化學(xué)非平衡流場(chǎng)計(jì)算獲得的流場(chǎng)組合參數(shù)分布。馬赫數(shù)是當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)速度與聲速的無(wú)量綱組合參數(shù)，當(dāng)模擬來流靜溫時(shí)，雖然采用燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式來流計(jì)算給出的流向速度與采用其它加熱方式來流計(jì)算給出的流向速度之間有較大偏差，但是在當(dāng)?shù)芈曀?為比熱比、分子量、靜溫等參量的函數(shù))抵消作用下，馬赫數(shù)分布卻是較為一致的。理想狀態(tài)下，由式(10)和式(11)定義的組合參數(shù)簡(jiǎn)化為：

(16)

當(dāng)模擬來流靜溫時(shí)，由于比沖量表達(dá)式中顯含速度、比熱比、馬赫數(shù)等參量，因此比沖量分布也出現(xiàn)整體性偏差，并且以燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式來流下的偏差尤為明顯。與之對(duì)比，沖量函數(shù)系數(shù)僅顯含比熱比和馬赫數(shù)兩個(gè)參數(shù)，對(duì)兩種模擬準(zhǔn)則和四種加熱方式的來流條件均獲得了相互較為一致的流向分布，其受模擬準(zhǔn)則和加熱方式的影響較小。

圖9 組合參數(shù)分布(有燃料注入)Fig.9 Combination parameter distribution (fuel-on)

3 結(jié) 論

依據(jù)總焓模擬、靜溫模擬兩種準(zhǔn)則，基于燃燒不同燃料獲得的來流條件，開展凍結(jié)及化學(xué)非平衡流場(chǎng)的數(shù)值模擬，對(duì)比研究了模擬準(zhǔn)則、來流介質(zhì)加熱方式對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)參數(shù)計(jì)算的影響及組合參數(shù)的應(yīng)用特點(diǎn)，獲得以下主要結(jié)論：

1) 比熱比是影響波系位置及波后壓強(qiáng)的主要參數(shù)之一，需在超聲速來流模擬中加以關(guān)注。

2) 對(duì)比總焓模擬、靜溫模擬兩種準(zhǔn)則：模擬總焓時(shí)，采用不同加熱方式來流的計(jì)算給出的流場(chǎng)參數(shù)間的一致性相對(duì)較好；模擬靜溫時(shí)，所獲得的來流速度、來流密度和計(jì)算給出的流場(chǎng)速度、流場(chǎng)密度均與實(shí)際來流值有相對(duì)較大的偏差。

3) 對(duì)比四種來流介質(zhì)的加熱方式：采用燃燒碳?xì)淙剂蟻砹鞯挠?jì)算給出的流場(chǎng)參數(shù)普遍低于采用實(shí)際來流的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果，采用燃燒氫氣燃料獲得來流進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算時(shí)，用“模擬靜溫”提供的來流計(jì)算給出的流場(chǎng)速度及比沖量明顯高于用實(shí)際來流計(jì)算給出的流場(chǎng)結(jié)果。

4) 對(duì)比組合參數(shù)：比沖量因在表達(dá)式中顯含速度、靜溫等參量，受模擬準(zhǔn)則、加熱方式的影響程度相對(duì)較大，并且以燃?xì)溲a(bǔ)氧加熱方式來流下的偏差尤為明顯；沖量函數(shù)系數(shù)因在表達(dá)式中僅顯含比熱比和馬赫數(shù)參數(shù)，對(duì)不同模擬準(zhǔn)則和加熱方式來流條件的計(jì)算均表現(xiàn)出了較好的一致性，受模擬準(zhǔn)則、加熱方式的影響程度相對(duì)較小。

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