超燃冲压发动机喷管非定常流向涡研究

齐晓航

（沈阳航空航天大学，辽宁 沈阳 110000）

高超声速飞行器的动力装置主要是冲压发动机，包括亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机。其中，亚燃冲压发动机在工作过程中由于会将超声速气流降到亚音速，导致压力下降明显使得静温大幅度增加，在高马赫数来流下，一方面，静温过高会使空气发生电离，导致温度超出材料的承受极限；另一方面，总压损失过大及空气离解吸收大量能量会导致发动机性能的降低。而相比亚燃冲压发动机，超燃冲压发动机在工作过程中，气流的总压损失并不大，整个工作过程中静温不会有较大变化，空气不容易发生电离，这样不仅降低了对燃烧室材料的要求，也会使气流的能量损失降低，因此，在冲压发动机中，超燃冲压发动机往往是作为吸气式高超声速飞行器的主要选择。目前，国内外对于超燃冲压发动机的研究大多都是定常计算，本文则通过非定常计算来讨论超燃冲压发动机尾流中流向涡随时间的变化规律。

1 计算模型和边界条件

喷管模型来自文献[3]，喷管结构示意图如图1 所示，结构示意图中标明了喷管各个部分和结构的名称，同时，也标明了喷管入口，内喷管出口和外喷管区域的位置，X 方向是气流的主流方向。喷管宽度为50mm，其他的设计参数见表1。

图1 喷管结构示意图

表1 喷管主要设计参数表

网格划分上，喷管所有近壁面处的网格均进行了加密处理，网格大部分由O 型网格组成，局部位置采用非结构网格，近壁面第一层网格高度设置为0.005mm，y+<1，网格总数约230 万。本文选用基于大涡模拟湍流模型。时间步长设为2×10-5s。设置流体为理想气体。所有壁面皆为绝热、无滑移壁面。根据参考文献设定边界条件为喷管入口静压36000Pa，静温298K，马赫数2.5，自由流静压2940Pa，总温673K，马赫数7.1。

图2 X=0.7m 截面非定常流线图

2 数值结果及分析

图2 是尾流流场中X=0.7m 位置处流非定常线图。为了进一步观察流场中心区域流向涡的具体变化过程，对中心区域生成涡的位置处进行放大。根据观察，在Phase1 时刻开始，两个大流向涡交界处下部凸起，并在Phase2 时刻正式开始脱离主流向涡生成独立的涡核结构，并且由于涡脱落的缘故，在两个大流向涡和小流向涡之间的区域形成了新的小尺度流向涡，这些流向涡是受到大流向涡和大流向涡脱离生成的小流向涡共同的影响产生的诱导涡。到了Phase3 时刻，整个流场趋于稳定，大流向涡下方的涡核数变成了四个，在Phase2 时刻中尺度过小的流向涡消失，并且观察此时流线，发现两个中心处的小流向涡的内侧的流线也开始发生弯折，有形成流向涡的趋势，到了Phase4 时刻，发现左侧的的流向涡尺度突然变小，而右侧流向涡尺度则保持不变。整个过程中，该处流场中心区域流场变化明显，而大流向涡的结构则保持稳定不变。

3 结语

本文对超燃冲压发动机喷管流场中X=0.7m 位置处非定常流向涡特性进行了研究，得出以下结论：当气流发展至x=0.7m 处时，两个大的流向涡会在各自的下方各自分离出新的流向涡，并且随着时间的发展，分离出的流向涡和大的流向涡也会影响周围流场生成其他小尺度涡，这表示随着主流发展到x=0.7m 处，流场中心处会开始产生振荡，振荡的原因是由于流向涡尺度逐渐增大时，流向涡之间相互挤压，在相互挤压的过程中，会使得流向涡局部位置的不稳定，进而生成新的流场结构。