溫瑞珩，李 健

（92941部隊(duì)，葫蘆島，125001）

0 引 言

液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、體積小、在高速飛行時(shí)效率高以及經(jīng)濟(jì)性好等特點(diǎn)，是臨近空間超聲速或高超聲速飛行的首選動(dòng)力裝置，得到廣泛應(yīng)用[1]。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的基本結(jié)構(gòu)主要是進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管、燃油系統(tǒng)等。其中進(jìn)氣道性能、燃油系統(tǒng)性能、熱防護(hù)性能等的優(yōu)劣，對液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能起到重要的作用。

目前國內(nèi)外對超聲速飛行器和導(dǎo)彈用各種類型的進(jìn)氣道性能開展了大量的研究。文獻(xiàn)[2]對某二元混壓式進(jìn)氣道在小攻角范圍內(nèi)的流場特性進(jìn)行了較為詳細(xì)的數(shù)值模擬，結(jié)果表明：結(jié)尾正激波隨攻角的增大逐漸靠近唇口，當(dāng)攻角為7°時(shí)，處于迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道內(nèi)的正激波被推出唇口，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨攻角的增大均有所下降；文獻(xiàn)[3]對超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)流場的研究表明，當(dāng)正攻角大于5°時(shí)進(jìn)氣道產(chǎn)生溢流，流量捕獲能力下降；文獻(xiàn)[4]、[5]對高超聲速進(jìn)氣道的啟動(dòng)特性的研究表明，攻角變化對進(jìn)氣道性能會(huì)產(chǎn)生較大影響；文獻(xiàn)[6]通過對燃油流量跟隨調(diào)節(jié)等特性的研究，提出一種改善燃油調(diào)節(jié)動(dòng)態(tài)特性的措施；文獻(xiàn)[7]對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供給開展了研究，提出將傳統(tǒng)PID控制技術(shù)與模糊控制技術(shù)相結(jié)合，應(yīng)用于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃料供給控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法，可較好地提高發(fā)動(dòng)機(jī)的效率；文獻(xiàn)[8]通過對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)問題的研究，提出通過發(fā)展新型耐熱材料、采用先進(jìn)的復(fù)合冷卻方式等來解決沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)問題，但對于攻角變化對發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)性能的影響，未見相關(guān)文獻(xiàn)報(bào)道。

本文以定尺寸二元X形進(jìn)氣道液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為例，分別就攻角變化對進(jìn)氣道性能影響進(jìn)行分析，以及大攻角引發(fā)亞臨界狀態(tài)下對發(fā)動(dòng)機(jī)的供油性能及熱防護(hù)性能影響進(jìn)行研究。研究結(jié)果旨在為液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)及鑒定提供參考。

1 攻角變化對進(jìn)氣道性能的影響

進(jìn)氣道作為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件，主要作用是捕獲和壓縮迎面高速氣流，把高速氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ埽槿紵姨峁┮欢髁?、速度和均勻度的氣體流場，保證燃燒室內(nèi)的燃燒和流動(dòng)。馬赫數(shù)為5～7的碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)氣道每提高 1%的壓縮效率發(fā)動(dòng)機(jī)比沖約增加 3%～5%，因此進(jìn)氣道性能直接影響著發(fā)動(dòng)機(jī)的性能[9]。

通過進(jìn)氣道相對性能參數(shù)的變化，即不同攻角進(jìn)氣道性能參數(shù)與設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)的比值變化，來分析攻角變化對二元X形進(jìn)氣道的性能影響。圖1和圖2分別為無側(cè)滑角情況下，不同攻角的進(jìn)氣道相對總壓恢復(fù)系數(shù)σ和相對流量系數(shù)Φ的變化曲線。由于此類型進(jìn)氣道具有軸對稱性，正攻角與負(fù)攻角情況下，進(jìn)氣道的特性是一致的，因此僅對正攻角情況進(jìn)行討論。

圖1 不同攻角進(jìn)氣道相對總壓恢復(fù)系數(shù)曲線Fig.1 Curve of Relative Total Pressure Recovery Coefficient of Inlet with Different Angles of Attack

由圖1可知，隨著進(jìn)氣道攻角的增加，相對總壓恢復(fù)系數(shù)總體呈下降趨勢。在0～6°攻角范圍內(nèi)，相對總壓恢復(fù)系數(shù)下降較為緩慢，是因?yàn)榭倝簱p失較慢；在攻角大于6°時(shí)，相對總壓恢復(fù)系數(shù)快速下降，主要原因是隨著攻角的增大，總壓損失快速增大所致，此時(shí)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)同步快速下降，直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的推力快速下降[10]。

圖2 不同攻角進(jìn)氣道相對流量系數(shù)曲線Fig.2 Curve of Relative Flow Coefficient of Inlet with Different Angles of Attack

由圖2可知，隨著進(jìn)氣道攻角的增加，在0～6°攻角范圍內(nèi)，相對流量系數(shù)沒有較大變化，其原因是雖然背風(fēng)進(jìn)氣道隨著攻角增大空氣捕獲流量減少，但是迎風(fēng)進(jìn)氣道空氣捕獲流量增大，總空氣捕獲流量變化較小，因此流量系數(shù)沒有較大變化；在攻角大于6°時(shí)，相對流量系數(shù)下降較快，說明進(jìn)氣道流量系數(shù)也在快速下降，其原因是進(jìn)氣道總空氣捕獲流量快速減少。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)為二元四進(jìn)氣道的超聲速進(jìn)氣道，其工作原理是將來流通過超聲段、喉道、亞聲段內(nèi)的結(jié)尾正激波減速增壓，轉(zhuǎn)化為亞聲速流動(dòng)。通過風(fēng)洞試驗(yàn)可知，隨著攻角的進(jìn)一步增大，流量系數(shù)進(jìn)一步下降，背風(fēng)進(jìn)氣道中的一個(gè)進(jìn)氣道率先進(jìn)入亞臨界狀態(tài)。原因是由于進(jìn)氣道下游壓力過高，結(jié)尾正激波逆流向前移動(dòng)，脫離進(jìn)氣道外罩唇口與口外斜激波相互作用形成脫體弓形波，因此將發(fā)生亞臨界狀態(tài)。發(fā)生亞臨界的進(jìn)氣道會(huì)出現(xiàn)亞聲速溢流，壓力和流量的降低程度會(huì)更大[11,12]。隨著亞臨界程度的加深，在進(jìn)氣道內(nèi)產(chǎn)生低頻、大幅度的縱向壓力脈動(dòng)，從而引起喘振。

2 攻角變化對發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供給的影響

發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油系統(tǒng)按照設(shè)計(jì)的流量控制規(guī)律，將燃油以一定的角度、速度和壓力通過噴油環(huán)噴射到燃燒室中，與來自進(jìn)氣道的空氣流混合燃燒，保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作，獲得導(dǎo)彈飛行所需的推力，工作原理如圖3所示。當(dāng)進(jìn)氣道攻角變化時(shí)，燃油軌跡將發(fā)生變化。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理示意Fig.3 Schematic Diagram of Ramjet Working Principle

圖4是攻角為α?xí)r的噴油環(huán)射流軌跡如圖4所示。

圖4 進(jìn)氣道攻角為α?xí)r的噴油射流軌跡示意Fig.4 Schematic Diagram of Jet Trajectory with an Inlet Angle of Attck of αVf0—燃油噴射初始速度；Va—進(jìn)氣道出口氣流速度（Va1，Va2為Va的兩個(gè)速度分量，其中：Va1—進(jìn)氣道出口徑向向外速度，Va2—沿主流方向并與Vf0垂直速度）；Vf—燃油噴射合速度；θ—Vf方向與Va1方向的夾角

假設(shè)進(jìn)氣道出口氣流速度Va的馬赫數(shù)為0.8，燃油噴射初始速度 Vf0的馬赫數(shù)為 0.3，燃油噴射錐角度為60°，分別取攻角α為0°、2°、4°和6°，計(jì)算不同攻角時(shí)的Va1，Va2和θ，計(jì)算結(jié)果如表1所示。

表1 不同攻角時(shí)的參數(shù)值Tab.1 Parameter Values at Different Angles of Attack

由圖4和表1可知，隨著攻角α的增大，氣流速度Va向徑向偏移，速度分量Va1逐漸增大，相應(yīng)的速度分量Va2逐漸減小，θ角逐漸減小，燃油噴射合速度Vf向徑向方向偏移。當(dāng)攻角大于6°時(shí)，進(jìn)氣道性能快速下降，引發(fā)亞臨界。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入亞臨界后，迎風(fēng)進(jìn)氣道來流速度Va相對較高，氣流徑向分速度Va1較大，部分燃油會(huì)隨徑向氣流沿 Vf方向進(jìn)入冷卻通道。而背風(fēng)進(jìn)氣道由于亞臨界出現(xiàn)溢流，進(jìn)氣道出口流速較低，氣流軸向分速度比較小，燃油噴射液滴的穿透深度增大，同樣會(huì)出現(xiàn)部分燃油進(jìn)入冷卻通道的情況。這是因?yàn)橐环矫孢M(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的燃油減少，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的推力；另一方面進(jìn)入冷卻通道中的部分燃油，可能被點(diǎn)燃破壞發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻系統(tǒng)。

3 攻角變化對發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻系統(tǒng)性能的影響

發(fā)動(dòng)機(jī)主要由進(jìn)氣道、燃燒室組件、點(diǎn)火裝置、燃油系統(tǒng)、尾噴管等組成，而燃燒室組件又包括燃燒室殼體、火焰穩(wěn)定器、火焰筒等，結(jié)構(gòu)示意如圖5所示。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，高速空氣流經(jīng)進(jìn)氣道、中心錐（楔板）等擴(kuò)壓器組件，減速增壓后進(jìn)入燃燒室。當(dāng)氣流進(jìn)入燃燒室入口時(shí)，經(jīng)內(nèi)襯筒分配，一部分進(jìn)入火焰筒內(nèi)與燃油系統(tǒng)按照一定控制規(guī)律所供燃油混合燃燒，產(chǎn)生具有一定壓力的高溫燃?xì)猓?jīng)尾噴管膨脹加速，高速噴出，獲得反作用推力，推動(dòng)導(dǎo)彈飛行；另一部分進(jìn)入火焰筒與燃燒室殼體之間的冷卻通道，對火焰筒起到保護(hù)作用。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意Fig.5 Schematic Diagram of Ramjet Construction

對于液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而言，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的冷卻主要通過兩個(gè)途徑實(shí)現(xiàn)，一是自身的隔熱作用，二是火焰筒與燃燒室殼體之間的冷卻通道中的氣流冷卻作用。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，高速氣流進(jìn)入燃燒室，經(jīng)內(nèi)襯筒分配，一部分氣流進(jìn)入火焰筒內(nèi)與噴射燃油混和燃燒，生成高溫燃?xì)鈬姵?，另一部分氣流進(jìn)入火焰筒與燃燒室殼體之間的冷卻通道，起到冷卻作用。另外由于火焰筒中燃?xì)饬魉俑哂诶鋮s通道中的氣體流速，從而造成火焰筒內(nèi)外壓差，因此冷卻通道中的冷氣流會(huì)通過火焰筒氣膜孔和火焰筒間縫隙流入火焰筒內(nèi)的燃?xì)庵?，在高溫燃?xì)獾淖饔孟?，冷氣流彎曲并覆蓋于火焰筒內(nèi)表面，形成具有冷卻和隔熱作用的貼壁氣膜，從而起到對火焰筒的冷卻作用，降低內(nèi)壁面溫度，對火焰筒起保護(hù)作用，如圖6所示。如果冷卻系統(tǒng)失效，將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)殼體過熱破壞。

圖6 氣膜形成示意Fig.6 Schematic Diagram of Air Film Formation

由圖6可知，當(dāng)攻角大于6°時(shí)液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)亞臨界狀態(tài)，部分燃油可能進(jìn)入冷卻通道。通常情況燃油燃燒，需要滿足合適油氣比、穩(wěn)定的火焰、持續(xù)時(shí)間等條件才具備燃燒可能。如果發(fā)生發(fā)動(dòng)機(jī)二次點(diǎn)火，不僅點(diǎn)燃主流區(qū)沒有燃燒的燃油，還可能會(huì)點(diǎn)燃進(jìn)入冷卻通道中的燃油，燃油在冷卻通道內(nèi)的燃燒可能造成殼體過熱、火焰筒損傷，同時(shí)破壞氣膜冷卻結(jié)構(gòu)，使火焰筒直接接觸燃燒室內(nèi)高溫高速燃?xì)?，并在其作用下?dǎo)致?lián)p壞擴(kuò)展，進(jìn)一步造成火焰筒燒穿。當(dāng)火焰筒燒穿后，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體在高溫高壓燃?xì)獾淖饔孟拢罱K導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞。

4 結(jié)束語

本文基于液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)和工作原理，通過攻角變化對進(jìn)氣道性能的影響以及進(jìn)氣道亞臨界后攻角變化對發(fā)動(dòng)機(jī)供油情況、冷卻系統(tǒng)的影響進(jìn)行了分析，得出如下結(jié)論：

a）攻角變化在0～6°范圍內(nèi)，進(jìn)氣道性能變化較小，當(dāng)攻角大于6°時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)會(huì)快速下降，造成進(jìn)氣道進(jìn)發(fā)不匹配，從而導(dǎo)致亞臨界狀態(tài)，進(jìn)而引起喘振；

b）大攻角引發(fā)亞臨界狀態(tài)下，燃油系統(tǒng)部分燃油會(huì)隨著氣流卷入發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻通道，如果燃油被二次點(diǎn)火點(diǎn)燃，發(fā)動(dòng)機(jī)的冷卻結(jié)構(gòu)將被破壞，冷卻系統(tǒng)失效導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)破壞。

基于以上分析，在滿足導(dǎo)彈或飛行器使用性能的前提下，對于液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)鑒定應(yīng)關(guān)注：首先適宜減小攻角變化，避免亞臨界發(fā)生；其次在大攻角狀態(tài)下，不進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)二次點(diǎn)火；再次在燃油系統(tǒng)供油控制中，引入攻角變化參數(shù)進(jìn)行供油律調(diào)整。但是當(dāng)姿態(tài)角增大自調(diào)節(jié)降低供油時(shí)，勢必以犧牲速度為代價(jià)，因此對于姿態(tài)角與供油控制的相互協(xié)調(diào)還需進(jìn)一步研究。