超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟*

高　峰,何至林,王宏宇

(1　空军工程大学防空反导学院,西安　710051;2　95100部队,广州　510400)

超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟*

高峰1,何至林2,王宏宇1

(1空军工程大学防空反导学院,西安710051;295100部队,广州510400)

摘要:为研究不同来流马赫数、进气道出口反压、攻角以及壁面温度等参数对进气道内流特征及性能的影响,利用Fluent软件对超燃冲压发动机进气道内流场进行数值模拟。结果表明,来流马赫数小于设计马赫数时,产生溢流,且马赫数越小,溢流越大;随着反压的增大,进气道隔离段下游有明显激波串形成且不断向上游推进,导致总压恢复系数减小;攻角对进气道性能的影响与来流马赫数的影响具有一定的相似性;壁面冷却对进气道附面层发展及入口处分离包的形成有着重要的影响。

关键词:超燃冲压发动机;进气道;性能分析;数值模拟

0引言

高超声速武器的出现及其在未来战争中的广泛使用,必将给未来战争带来重大变化,由于超燃冲压发动机在高超声速条件下表现出的良好推进性能,使得超燃冲压发动机成为高超声速武器的最佳动力备选方案,预计可作为高超声速巡航导弹、高超声速飞机、跨大气层飞行器以及可重复使用空间发射器和单级入轨空天飞机的动力装置[1]。

进气道是超燃冲压发动机的进气装置,其工作状况直接关系到发动机能否正常工作和性能优劣,国内外对进气道进行了广泛深入的研究。研究重点主要集中在进气道设计、进气道关键性能、进气道性能评估、进气道实验测量和进气道数值计算等方面[2-3]。由于计算机技术和计算流体力学的进步,进气道数值研究的进展十分迅速,且产生了大量且有益的研究成果,为进气道构型优化设计、实验研究及整体性能的提升提供了强有力的支持。目前,开展超燃冲压发动机进气道内流场特征详细研究的文献报道还很少,尤其是关于飞行参数、结构参数、燃烧室环境、壁面环境等对进气道内流场及性能影响机理的研究,文中正是基于此方面的考虑对超燃冲压发动机进气道进行全面和详细的研究。

1计算模型及方法

1.1　进气道几何模型及结构参数

计算模型采用文献[4]中所设计的二元进气道几何模型,几何结构及参数如图1、表1所示。

1.2　进气道性能参数的定义

表1　二元进气道/隔离段设计模型尺寸

图1　二元进气道/隔离段设计模型结构简图

进气道性能参数主要包括总压恢复系数、流量系数、附加阻力系数和冲压比。

1)总压恢复系数:用来评定空气在滞止过程中气流动能的损失,定义为进气道出口平均总压与入口前自由流总压之比,如式(1)。

(2)

2)流量系数:用来评价进气道的空气捕获能力和流通能力,定义为进气道的实际流量与进口前自由流不经扰动直接进入进气道的流量之比,如式(2)。

(2)

3)附加阻力系数:附加阻力是由于唇口处溢流而产生的激波阻力,定义式见式(3)。

(3)

式中:P1、P2、P3均为压强;YA、YB、YC、YD均为面积;ρ0为密度;V0为速度。

(4)冲压比:定义为进气道和隔离段的总增压比,定义式如式(4)。

(4)

1.3　几何模型的网格划分及边界条件

利用前处理软件Gambit对所设计的进气道进行建模,并进行网格划分。由于进气道结构复杂,在网格划分时将整个区域分成8个分区进行结构网格划分,考虑到附面层的影响,对附面层区域加密,如图2所示。边界条件处理,a-b-c为压力入口,c-d-e-f-g为压力远场,g-h和i-j为压力出口,a-m-l-k-j,i-n和n-o-h为壁面。

图2　进气道模型计算网格划分区域及边界标定图

1.4　计算方法

控制方程选用二维可压缩雷诺平均N-S方程,湍流模型为标准κ-ε模型。近壁区采用非平衡壁面函数法。为了更好的捕捉激波,计算中选用双精度求解器,耦合隐式求解方法,离散格式采用二阶迎风格式。

2计算结果及分析

2.1　来流马赫数对进气道性能的影响

在等压状态下,保持进气道几何构型不变,不考虑反压影响,取马赫数为4、5、6、7四个典型工作状态对进气道内流场结构和性能进行研究。

图3　不同来流马赫数下进气道压力等值线图

从图3中可以看出,在设计状态下Ma=6时,前体外压缩段产生的三道斜激波准确汇交在进气道唇口处,基本没有溢流,满足质量捕获要求。在非设计状态下,随着马赫数的减少,激波角逐渐增大,前体三级楔体产生的斜激波汇交于唇口之外,产生较大溢流,且马赫数越小,溢流越大,说明进气道处于亚临界状态。当Ma>6时,外压缩段产生的三道斜激波汇交于唇口之内,没有产生溢流,说明进气道处于超临界状态。

图4　不同来流马赫数条件下进气道壁面压力分布

图5　不同来流马赫数条件下进气道出口静压分布

图6　 进气道总压恢复系数、流量系数、冲压比随来流马赫数变化图

从图4可以看出,随着马赫数增大,进气道内压缩波的起始位置不断向下游推进。图5、图6表示随着马赫数的增加,进气道/隔离段出口马赫数、静温也随之增加,并且随着来流马赫数的增加出口气流参数越来越不均匀,出口气流紊乱。这是由于进气道/隔离段内流道中激波与附面层相互干扰,引起附面层分离产生回流区而引起的。从图6可以看出,随着马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数、冲压比不断增加,这主要是因为来流马赫数越大,激波强度越大,激波造成的损失越大,故总压恢复系数会减小,冲压比增大。流量系数主要与外压缩波系相关,马赫数越大,外压缩波系激波角越小,波系越贴近唇口,流量系数越大,当来流马赫数大于设计值时,外压缩波系汇交于唇口内,流量系数几乎达到1,故马赫数继续增加对流量系数的影响程度会减小。

2.2　燃烧室反压对进气道性能的影响

从图7可以看出,在进气道发生不启动之前,反压主要影响进气道内压缩流场,对外压缩波系影响较小。在低反压时(b=2),反压对进气道几乎没有影响,随着反压的增大,在进气道隔离段下游开始有明显激波串形成,并且在出口处发生气流严重分离。随着反压继续增大,激波串不断向上游推进,反压扰动区域逐渐向上游拓展,未受扰动区域减小,当反压继续增大达到一定程度时,激波串完全被推出进气道内压缩段和隔离段,进气道进入不启动状态。

图7　不同反压比条件下压力等值线图

图10给出进气道总压恢复系数、流量系数随反压的变化趋势。从图中可以看出,进气道流量系数随反压的增加出现上下波动,但是在进气道不启动状态之前,流量系数变化很小,主要是因为反压对外激波系影响较小,流量系数主要受外压缩波系的影响。但是,由于反压增大,激波串强度越大,分离区域越大,导致总压损失也就越大,所以总压恢复系数随着反压的增加不断减小。当反压增加到一定程度时,引起进气道入口处附面层严重分离。在入口处形成一道弓形激波,导致进气道不启动,流量系数急剧下降,总压恢复系数继续下降,进气道不能为发动机提供所需的空气,发动机不能正常工作。

图8　不同反压条件下进气道壁面压力分布

图9　不同反压条件下进气道出口马赫数分布

图10　进气道总压恢复系数、流量系数随反压变化图

2.3　攻角对进气道性能的影响

图11给出了不同攻角条件下进气道内外流场静压等值线图。从图中可以看出,当攻角在小范围(-5°～+5°)内变化时,对进气道波系及流场的影响较小,外激波系只在唇口附近小范围内移动,基本保持在唇口前后。当在较大范围(-8°～-5°和+5°～+8°)内变化时,外激波系的移动范围比较大。当攻角为负时,对于第一道激波来说,波前的法向马赫数相对减小,也就相当于来流马赫数减小,所以第一道斜激波激波角增加,交于唇口外。由于气流在穿过斜激波时切向分速度不变,变化的只是法向分速度,所以气流穿过第一道斜激波后总的速度相对于0°攻角时增加了,后两道斜激波波前马赫数增加了,激波角相对就减小了,导致后两道激波交于唇口内,并且攻角越大激波角越大,激波移动距离越大。正攻角时与负攻角的情形相反,对于第一道斜激波,波前法向马赫数增加,相当于来流马赫数增加,激波角减小,激波向唇口里面偏斜,气流穿过第一道斜激波后,后两道斜激波波前马赫数相对减小,激波角增加,导致后两道激波交于唇口外。第一道激波与后两道斜激波相交向外偏斜,整个斜激波系交于唇口外,产生溢流,流量捕获能力下降。

图11　不同飞行攻角下压力等值线图

图12　不同攻角下进气道出口马赫数分布

从图12、图13可以看出,随着攻角的增大,进气道出口气流马赫数呈下降趋势,而出口温度呈上升趋势,这主要是因为攻角的增大导致进气道对来流的压缩作用变强。从图14可以看出,从负攻角到正攻角的变化过程中,总压恢复系数先增大后减小,流量系数减小,这主要是因为由于当攻角从0°向负攻角减小时,外激波系的后两道激波波前马赫数增加,激波强度增强,激波损失增大,导致总压恢复系数下降。当攻角由0°向正攻角增加过程中,后两道斜激波波前马赫数减小,激波强度变弱,损失减小,总压恢复系数变大。但是正攻角较大时第一道激波强度很大,引起激波损失,导致总压恢复系数下降,故出现图中所示先升高后下降的趋势。攻角为负时,外激波系的后两道激波波前马赫数增加且交于唇口里,所以流量系数增加。攻角为正时激波系交于唇口外产生溢流,流量系数下降。在攻角由负攻角向正攻角变化过程中,冲压比始终增加,再次证明攻角的增加使得进气道对气流的压缩作用更强。

图13　不同攻角条件下进气道出口温度分布

图14　进气道总压恢复系数、流量系数、冲压比随攻角变化图

2.4　壁面冷却对进气道性能的影响

来流马赫数为4、6,进气道壁面温度分别设为300 K、500 K、800 K、1 000 K,考察壁面温度变化时对进气道流场及性能的影响。

从图15可以看出,附面层厚度随着壁温的降低而变薄,最终影响到附面分离包的起始位置和分离区域大小的变化,所以壁面冷却会导致附面层分离滞后或者分离区域减少甚至消失,有利于进气道性能的提高。

图15　不同壁面温度时进气道内压缩段入口马赫数分布图

由图16、图17可以明显看出,随着壁面温度的降低,进气道压缩段入口处由于激波与附面层的相互作用产生的分离包位置不断向下游移动,并且分离包的大小随着壁面温度的降低而减小。其主要原因是,一方面由于壁面温度的降低,降低了附面层内的当地音速,也就相当于提高了附面层内的马赫数;另一方面,由于壁面温度的降低,使得附面层内雷诺数升高。两方面原因都促成了附面层厚度减小,附面层发展减慢,从而减弱了激波与附面层的相互作用。

图16　分离包位置随壁面温度变化图

图17　分离区大小随壁面温度变化图

从图18、图19可以看出,随着壁面温度的降低,总压恢复系数、流量系数增大,其中总压恢复系数变化更为明显。这是因为,壁面温度降低,出现附面层分离包滞后、减小甚至消失,增加了进气道入口流通面积,从而流量系数增加。激波与附面层相互作用程度减弱,分离区域减小,也就减小了由于激波与附面层的干扰造成的能量损失,从而提高了总压恢复系数。

图18　Ma=4、6时流量系数随壁面温度变化图

图19　Ma=4、6时总压恢复系数随壁面温度变化图

3结论

文中采用CFD软件Fluent对超燃冲压发动机内流场进行数值模拟,综合研究不同来流马赫数、进气道出口反压、攻角以及壁面温度等参数对进气道内流特征及性能的影响,得到如下结论:

1)来流马赫数对进气道性能有较大影响,在设计状态下,进气道没有溢流,满足质量捕获要求。在非设计状态下,来流马赫数小于设计马赫数时,产生溢流,且马赫数越小,溢流越大,流量系数越小,总压恢复系数越大;来流马赫数大于设计马赫数时,没有溢流,马赫数对流量系数影响较小,但是总压恢复系数减小。

2)反压是影响进气道流场结构和性能的重要因素。在低压时对进气道流场基本没有影响。随着反压的增大,进气道隔离段下游有明显激波串形成且不断向上游推进,导致总压恢复系数减小,但是进气道出口气流畸变度降低。

3)攻角对进气道性能的影响与来流马赫数的影响具有一定的相似性。当攻角在小范围(-5°～+5°)内变化时,对进气道波系及流场的影响较小,外激波系只在唇口附近小范围内移动,基本保持在唇口前后。当在较大范围(-8°～-5°和+5°～+8°)内变化时,外激波系的移动范围比较大。正攻角时产生溢流,流量捕获能力下降。

4)壁面冷却对进气道附面层发展及入口处分离包的形成有着重要的影响。可提高进气道流通能力,拓展进气道工作范围,提高了高马赫数下的总压恢复系数。

参考文献:

[1]乐嘉陵, 胡欲立, 刘陵. 双模态超燃冲压发动机研究进展 [J]. 流体力学实验与测量, 2000, 14(1): 1-12.

[2]何至林, 高峰, 金楠楠. 超燃冲压发动机进气道概述 [J]. 飞航导弹, 2010(4): 82-87.

[3]高峰, 王宏宇, 张涵. 超燃冲压发动机燃烧室流场数值分析研究综述 [J]. 飞航导弹, 2014(1): 80-84.

[4]何至林. 超燃冲压发动机二元进气道设计及内流场数值模拟 [D]. 西安: 空军工程大学, 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

作者简介:高峰(1965-),男,安徽凤阳人,副教授,研究方向:航空宇航推进理论与工程。

中图分类号:V211.3

文献标志码: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