超燃沖壓發動機進氣道內流特征及性能數值模擬*

高　峰,何至林,王宏宇

(1　空軍工程大學防空反導學院,西安　710051;2　95100部隊,廣州　510400)

超燃沖壓發動機進氣道內流特征及性能數值模擬*

高峰1,何至林2,王宏宇1

(1空軍工程大學防空反導學院,西安710051;295100部隊,廣州510400)

摘要:為研究不同來流馬赫數、進氣道出口反壓、攻角以及壁面溫度等參數對進氣道內流特征及性能的影響,利用Fluent軟件對超燃沖壓發動機進氣道內流場進行數值模擬。結果表明,來流馬赫數小于設計馬赫數時,產生溢流,且馬赫數越小,溢流越大;隨著反壓的增大,進氣道隔離段下游有明顯激波串形成且不斷向上游推進,導致總壓恢復系數減小;攻角對進氣道性能的影響與來流馬赫數的影響具有一定的相似性;壁面冷卻對進氣道附面層發展及入口處分離包的形成有著重要的影響。

關鍵詞:超燃沖壓發動機;進氣道;性能分析;數值模擬

0引言

高超聲速武器的出現及其在未來戰爭中的廣泛使用,必將給未來戰爭帶來重大變化,由于超燃沖壓發動機在高超聲速條件下表現出的良好推進性能,使得超燃沖壓發動機成為高超聲速武器的最佳動力備選方案,預計可作為高超聲速巡航導彈、高超聲速飛機、跨大氣層飛行器以及可重復使用空間發射器和單級入軌空天飛機的動力裝置[1]。

進氣道是超燃沖壓發動機的進氣裝置,其工作狀況直接關系到發動機能否正常工作和性能優劣,國內外對進氣道進行了廣泛深入的研究。研究重點主要集中在進氣道設計、進氣道關鍵性能、進氣道性能評估、進氣道實驗測量和進氣道數值計算等方面[2-3]。由于計算機技術和計算流體力學的進步,進氣道數值研究的進展十分迅速,且產生了大量且有益的研究成果,為進氣道構型優化設計、實驗研究及整體性能的提升提供了強有力的支持。目前,開展超燃沖壓發動機進氣道內流場特征詳細研究的文獻報道還很少,尤其是關于飛行參數、結構參數、燃燒室環境、壁面環境等對進氣道內流場及性能影響機理的研究,文中正是基于此方面的考慮對超燃沖壓發動機進氣道進行全面和詳細的研究。

1計算模型及方法

1.1　進氣道幾何模型及結構參數

計算模型采用文獻[4]中所設計的二元進氣道幾何模型,幾何結構及參數如圖1、表1所示。

1.2　進氣道性能參數的定義

表1　二元進氣道/隔離段設計模型尺寸

圖1　二元進氣道/隔離段設計模型結構簡圖

進氣道性能參數主要包括總壓恢復系數、流量系數、附加阻力系數和沖壓比。

1)總壓恢復系數:用來評定空氣在滯止過程中氣流動能的損失,定義為進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:用來評價進氣道的空氣捕獲能力和流通能力,定義為進氣道的實際流量與進口前自由流不經擾動直接進入進氣道的流量之比,如式(2)。

(2)

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

(3)

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

(4)沖壓比:定義為進氣道和隔離段的總增壓比,定義式如式(4)。

(4)

1.3　幾何模型的網格劃分及邊界條件

利用前處理軟件Gambit對所設計的進氣道進行建模,并進行網格劃分。由于進氣道結構復雜,在網格劃分時將整個區域分成8個分區進行結構網格劃分,考慮到附面層的影響,對附面層區域加密,如圖2所示。邊界條件處理,a-b-c為壓力入口,c-d-e-f-g為壓力遠場,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　進氣道模型計算網格劃分區域及邊界標定圖

1.4　計算方法

控制方程選用二維可壓縮雷諾平均N-S方程,湍流模型為標準κ-ε模型。近壁區采用非平衡壁面函數法。為了更好的捕捉激波,計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格式。

2計算結果及分析

2.1　來流馬赫數對進氣道性能的影響

在等壓狀態下,保持進氣道幾何構型不變,不考慮反壓影響,取馬赫數為4、5、6、7四個典型工作狀態對進氣道內流場結構和性能進行研究。

圖3　不同來流馬赫數下進氣道壓力等值線圖

從圖3中可以看出,在設計狀態下Ma=6時,前體外壓縮段產生的三道斜激波準確匯交在進氣道唇口處,基本沒有溢流,滿足質量捕獲要求。在非設計狀態下,隨著馬赫數的減少,激波角逐漸增大,前體三級楔體產生的斜激波匯交于唇口之外,產生較大溢流,且馬赫數越小,溢流越大,說明進氣道處于亞臨界狀態。當Ma>6時,外壓縮段產生的三道斜激波匯交于唇口之內,沒有產生溢流,說明進氣道處于超臨界狀態。

圖4　不同來流馬赫數條件下進氣道壁面壓力分布

圖5　不同來流馬赫數條件下進氣道出口靜壓分布

圖6　 進氣道總壓恢復系數、流量系數、沖壓比隨來流馬赫數變化圖

從圖4可以看出,隨著馬赫數增大,進氣道內壓縮波的起始位置不斷向下游推進。圖5、圖6表示隨著馬赫數的增加,進氣道/隔離段出口馬赫數、靜溫也隨之增加,并且隨著來流馬赫數的增加出口氣流參數越來越不均勻,出口氣流紊亂。這是由于進氣道/隔離段內流道中激波與附面層相互干擾,引起附面層分離產生回流區而引起的。從圖6可以看出,隨著馬赫數的增加,進氣道總壓恢復系數不斷減小,流量系數、沖壓比不斷增加,這主要是因為來流馬赫數越大,激波強度越大,激波造成的損失越大,故總壓恢復系數會減小,沖壓比增大。流量系數主要與外壓縮波系相關,馬赫數越大,外壓縮波系激波角越小,波系越貼近唇口,流量系數越大,當來流馬赫數大于設計值時,外壓縮波系匯交于唇口內,流量系數幾乎達到1,故馬赫數繼續增加對流量系數的影響程度會減小。

2.2　燃燒室反壓對進氣道性能的影響

從圖7可以看出,在進氣道發生不啟動之前,反壓主要影響進氣道內壓縮流場,對外壓縮波系影響較小。在低反壓時(b=2),反壓對進氣道幾乎沒有影響,隨著反壓的增大,在進氣道隔離段下游開始有明顯激波串形成,并且在出口處發生氣流嚴重分離。隨著反壓繼續增大,激波串不斷向上游推進,反壓擾動區域逐漸向上游拓展,未受擾動區域減小,當反壓繼續增大達到一定程度時,激波串完全被推出進氣道內壓縮段和隔離段,進氣道進入不啟動狀態。

圖7　不同反壓比條件下壓力等值線圖

圖10給出進氣道總壓恢復系數、流量系數隨反壓的變化趨勢。從圖中可以看出,進氣道流量系數隨反壓的增加出現上下波動,但是在進氣道不啟動狀態之前,流量系數變化很小,主要是因為反壓對外激波系影響較小,流量系數主要受外壓縮波系的影響。但是,由于反壓增大,激波串強度越大,分離區域越大,導致總壓損失也就越大,所以總壓恢復系數隨著反壓的增加不斷減小。當反壓增加到一定程度時,引起進氣道入口處附面層嚴重分離。在入口處形成一道弓形激波,導致進氣道不啟動,流量系數急劇下降,總壓恢復系數繼續下降,進氣道不能為發動機提供所需的空氣,發動機不能正常工作。

圖8　不同反壓條件下進氣道壁面壓力分布

圖9　不同反壓條件下進氣道出口馬赫數分布

圖10　進氣道總壓恢復系數、流量系數隨反壓變化圖

2.3　攻角對進氣道性能的影響

圖11給出了不同攻角條件下進氣道內外流場靜壓等值線圖。從圖中可以看出,當攻角在小范圍(-5°～+5°)內變化時,對進氣道波系及流場的影響較小,外激波系只在唇口附近小范圍內移動,基本保持在唇口前后。當在較大范圍(-8°～-5°和+5°～+8°)內變化時,外激波系的移動范圍比較大。當攻角為負時,對于第一道激波來說,波前的法向馬赫數相對減小,也就相當于來流馬赫數減小,所以第一道斜激波激波角增加,交于唇口外。由于氣流在穿過斜激波時切向分速度不變,變化的只是法向分速度,所以氣流穿過第一道斜激波后總的速度相對于0°攻角時增加了,后兩道斜激波波前馬赫數增加了,激波角相對就減小了,導致后兩道激波交于唇口內,并且攻角越大激波角越大,激波移動距離越大。正攻角時與負攻角的情形相反,對于第一道斜激波,波前法向馬赫數增加,相當于來流馬赫數增加,激波角減小,激波向唇口里面偏斜,氣流穿過第一道斜激波后,后兩道斜激波波前馬赫數相對減小,激波角增加,導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,整個斜激波系交于唇口外,產生溢流,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　不同攻角下進氣道出口馬赫數分布

從圖12、圖13可以看出,隨著攻角的增大,進氣道出口氣流馬赫數呈下降趨勢,而出口溫度呈上升趨勢,這主要是因為攻角的增大導致進氣道對來流的壓縮作用變強。從圖14可以看出,從負攻角到正攻角的變化過程中,總壓恢復系數先增大后減小,流量系數減小,這主要是因為由于當攻角從0°向負攻角減小時,外激波系的后兩道激波波前馬赫數增加,激波強度增強,激波損失增大,導致總壓恢復系數下降。當攻角由0°向正攻角增加過程中,后兩道斜激波波前馬赫數減小,激波強度變弱,損失減小,總壓恢復系數變大。但是正攻角較大時第一道激波強度很大,引起激波損失,導致總壓恢復系數下降,故出現圖中所示先升高后下降的趨勢。攻角為負時,外激波系的后兩道激波波前馬赫數增加且交于唇口里,所以流量系數增加。攻角為正時激波系交于唇口外產生溢流,流量系數下降。在攻角由負攻角向正攻角變化過程中,沖壓比始終增加,再次證明攻角的增加使得進氣道對氣流的壓縮作用更強。

圖13　不同攻角條件下進氣道出口溫度分布

圖14　進氣道總壓恢復系數、流量系數、沖壓比隨攻角變化圖

2.4　壁面冷卻對進氣道性能的影響

來流馬赫數為4、6,進氣道壁面溫度分別設為300 K、500 K、800 K、1 000 K,考察壁面溫度變化時對進氣道流場及性能的影響。

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域大小的變化,所以壁面冷卻會導致附面層分離滯后或者分離區域減少甚至消失,有利于進氣道性能的提高。

圖15　不同壁面溫度時進氣道內壓縮段入口馬赫數分布圖

由圖16、圖17可以明顯看出,隨著壁面溫度的降低,進氣道壓縮段入口處由于激波與附面層的相互作用產生的分離包位置不斷向下游移動,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,降低了附面層內的當地音速,也就相當于提高了附面層內的馬赫數;另一方面,由于壁面溫度的降低,使得附面層內雷諾數升高。兩方面原因都促成了附面層厚度減小,附面層發展減慢,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,總壓恢復系數、流量系數增大,其中總壓恢復系數變化更為明顯。這是因為,壁面溫度降低,出現附面層分離包滯后、減小甚至消失,增加了進氣道入口流通面積,從而流量系數增加。激波與附面層相互作用程度減弱,分離區域減小,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系數。

圖18　Ma=4、6時流量系數隨壁面溫度變化圖

圖19　Ma=4、6時總壓恢復系數隨壁面溫度變化圖

3結論

文中采用CFD軟件Fluent對超燃沖壓發動機內流場進行數值模擬,綜合研究不同來流馬赫數、進氣道出口反壓、攻角以及壁面溫度等參數對進氣道內流特征及性能的影響,得到如下結論:

1)來流馬赫數對進氣道性能有較大影響,在設計狀態下,進氣道沒有溢流,滿足質量捕獲要求。在非設計狀態下,來流馬赫數小于設計馬赫數時,產生溢流,且馬赫數越小,溢流越大,流量系數越小,總壓恢復系數越大;來流馬赫數大于設計馬赫數時,沒有溢流,馬赫數對流量系數影響較小,但是總壓恢復系數減小。

2)反壓是影響進氣道流場結構和性能的重要因素。在低壓時對進氣道流場基本沒有影響。隨著反壓的增大,進氣道隔離段下游有明顯激波串形成且不斷向上游推進,導致總壓恢復系數減小,但是進氣道出口氣流畸變度降低。

3)攻角對進氣道性能的影響與來流馬赫數的影響具有一定的相似性。當攻角在小范圍(-5°～+5°)內變化時,對進氣道波系及流場的影響較小,外激波系只在唇口附近小范圍內移動,基本保持在唇口前后。當在較大范圍(-8°～-5°和+5°～+8°)內變化時,外激波系的移動范圍比較大。正攻角時產生溢流,流量捕獲能力下降。

4)壁面冷卻對進氣道附面層發展及入口處分離包的形成有著重要的影響。可提高進氣道流通能力,拓展進氣道工作范圍,提高了高馬赫數下的總壓恢復系數。

參考文獻:

[1]樂嘉陵, 胡欲立, 劉陵. 雙模態超燃沖壓發動機研究進展 [J]. 流體力學實驗與測量, 2000, 14(1): 1-12.

[2]何至林, 高峰, 金楠楠. 超燃沖壓發動機進氣道概述 [J]. 飛航導彈, 2010(4): 82-87.

[3]高峰, 王宏宇, 張涵. 超燃沖壓發動機燃燒室流場數值分析研究綜述 [J]. 飛航導彈, 2014(1): 80-84.

[4]何至林. 超燃沖壓發動機二元進氣道設計及內流場數值模擬 [D]. 西安: 空軍工程大學, 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

作者簡介:高峰(1965-),男,安徽鳳陽人,副教授,研究方向:航空宇航推進理論與工程。

中圖分類號:V211.3

文獻標志碼: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