基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機內流道研究

段晰懷， 鄭日恒,2,*， 李立翰,2

1. 北京動力機械研究所， 北京 100074 2. 北京動力機械研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室， 北京 100074

基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機內流道研究

段晰懷1， 鄭日恒1,2,*， 李立翰1,2

1. 北京動力機械研究所， 北京 100074 2. 北京動力機械研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室， 北京 100074

為了研究亞燃沖壓發(fā)動機在高超聲速條件下工作的性能，采用總體性能計算方法和流體力學仿真對基于突擴燃燒的高馬赫數(shù)亞燃沖壓發(fā)動機內流通道進行匹配設計研究，得到了其速度特性和調節(jié)特性。結果表明，設計出的亞燃沖壓發(fā)動機在高超聲速范圍內性能良好，能夠正常工作。在接力點處, 馬赫數(shù)Ma=3.5，高度H=12 km，得到最大推力系數(shù)為0.649，此時比沖為13 801.2 N·s/kg；在巡航點處，Ma=5.0，H=21 km，發(fā)動機余氣系數(shù)α=1.8時，得到推力系數(shù)為0.370，此時最大比沖為12 574.0 N·s/kg。研究認為，最大飛行馬赫數(shù)為5～6的高超聲速沖壓發(fā)動機采用亞燃是可行的。

高超聲速； 亞燃沖壓發(fā)動機； 內流道； 可行性； 仿真計算

沖壓發(fā)動機按照來流馬赫數(shù)可以分為超聲速沖壓發(fā)動機和高超聲速沖壓發(fā)動機2類，二者之間以馬赫數(shù)Ma=5.0為分界線。由于沖壓發(fā)動機具有適合高速飛行和比沖較高的優(yōu)點，超聲速沖壓發(fā)動機和高超聲速沖壓發(fā)動機的研究一直備受重視[1-2]。為提高突防能力，飛行器要能夠快速加速到高馬赫數(shù)，因此，要求沖壓發(fā)動機能提供足夠的推力使飛行器加速爬升；另外，在高空高速長航時飛行時，還要求沖壓發(fā)動機應具有良好的經(jīng)濟性[3]。目前，一些國家已經(jīng)發(fā)展了中等馬赫數(shù)(Ma= 2.0～4.0)下的亞燃沖壓發(fā)動機技術。當要求飛行器的飛行馬赫數(shù)高于5.0，即達到高超聲速[4-5]時，一般選擇基于超燃的高超聲速沖壓發(fā)動機，而不采用基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機。自法國于1913年發(fā)明沖壓發(fā)動機以來，國內外對基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機的研究工作開展得很少，相關研究也止步于馬赫數(shù)4.5。一般來說，最高飛行馬赫數(shù)5.0是國內外設計基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機與基于超燃的高超聲速沖壓發(fā)動機的拐點，即當最高飛行馬赫數(shù)為5.0以下時，一般采用亞聲速燃燒沖壓發(fā)動機，而當最高飛行馬赫數(shù)為5.0以上時，一般采用基于超燃的高超聲速沖壓發(fā)動機，如雙模態(tài)沖壓發(fā)動機、雙燃燒室沖壓發(fā)動機等。

截至目前，只有美國實現(xiàn)了采用沖壓發(fā)動機使巡航馬赫數(shù)達到5.0以上(Ma=5.1)的飛行，即X-51A飛行器，該飛行器采用的是基于超燃的高超聲速沖壓發(fā)動機。眾所周知，在較高的高超聲速(Ma> 6.0)條件下，固然需要采用基于超燃的高超聲速沖壓發(fā)動機；但是，在不高的高超聲速(Ma=5.0～6.0)條件下，是否必須采用基于超燃的高超聲速沖壓發(fā)動機呢？

如果能夠將基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機的飛行馬赫數(shù)拓展到5.0以上，比如達到5.0～6.0范圍內，則可從設計方法上實現(xiàn)對亞燃沖壓發(fā)動機的繼承。本文的研究目的是通過發(fā)動機流道計算來獲得發(fā)動機的總體性能，并從總體性能分析的角度，給出采用基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機的飛行馬赫數(shù)拓展到5.0～6.0是否具有可行性的判斷。這對于發(fā)展巡航馬赫數(shù)為5.0～6.0的高超聲速飛行器具有重要意義。

結合發(fā)展整體式?jīng)_壓發(fā)動機的需要，國內外開展了依靠進氣突擴形成的回流區(qū)來穩(wěn)定火焰并進行高強度燃燒的技術研究。Zetterstrom和Sjoblom[6]發(fā)現(xiàn)在靠近側面突擴燃燒室的突擴截面處有一片振蕩渦系, 呈現(xiàn)周期性旋渦脫落。Stull等[7]通過水模試驗發(fā)現(xiàn)旁側雙進氣道突擴燃燒室頭部存在振蕩渦系, 在進口下游形成向前旋進的螺旋渦對。Alard[8]發(fā)明了用以控制側邊突擴燃燒室振蕩燃燒的燃油調節(jié)系統(tǒng)，認為進氣口下游的回流區(qū)是不穩(wěn)定的，而頭部旋渦則非常穩(wěn)定。北京動力機械研究所在側面突擴燃燒室地面聯(lián)管試驗中，通過分流方案解決了燃燒振蕩的問題[9]。文獻[10]和文獻[11]研究了旁側進氣的沖壓發(fā)動機突擴燃燒室的燃燒性能，指出經(jīng)過優(yōu)化的燃燒室燃燒效率可達0.98。

20世紀80年代，法國Laruelle[12]研究了Ma=6.0、高度H=30 km條件下亞燃沖壓發(fā)動機的進氣布局，并通過模型的風洞試驗，得到了高馬赫數(shù)下亞燃沖壓發(fā)動機的性能。

本文首先對基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機的內流通道匹配設計方法進行介紹，給出相應的計算結果，并在此基礎上展開分析；然后，采用數(shù)值模擬計算出發(fā)動機的內流場，并從數(shù)值模擬結果中獲取發(fā)動機性能；最后，在現(xiàn)有的分析方法和工程應用的基礎上，對基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機展開設計。研究結果認為，在不高的高超聲速(Ma=5.0～6.0)條件下，采用基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機是可行的。由此說明，在不高的高超聲速(Ma=5.0～6.0)條件下，可以不采用技術上更加復雜且尚不成熟的基于超燃的高超聲速沖壓發(fā)動機，而是采用相對簡單且成熟的基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機技術，以提高亞燃沖壓發(fā)動機的最大工作馬赫數(shù)上限。因此，從應用角度上來說，提供一種技術上相對簡單且相對成熟、而成本又相對較低的一種吸氣式高超聲速推進方式不失為一種合理的選擇。

1 內流通道計算方法

進氣道、燃燒室和尾噴管是高超聲速亞燃沖壓發(fā)動機的主要部件，這些部件的設計將受到發(fā)動機總體性能要求的限制，同時它們之間又彼此匹配關聯(lián)、相互制約。沖壓發(fā)動機的內流通道匹配設計是指在發(fā)動機的設計狀態(tài)下，以飛行器總體指標為基本要求，以流量守恒方程為基本約束，對發(fā)動機的部件結構與內流通道截面尺寸進行設計和計算，最終得到?jīng)_壓發(fā)動機總體方案的過程。內流通道的匹配設計，結合了總體設計、部件設計、前后匹配設計以及性能計算等工作，是一個不斷迭代的過程，計算流程如圖1所示。

圖1 內流道匹配計算流程圖Fig.1 Flow flat of internal flowpath matching computation

首先，通過對飛行器總體性能和需求進行分析，并根據(jù)國內外的型號研制經(jīng)驗，對亞燃沖壓發(fā)動機提出總體設計指標，包括工作范圍，接力點、封口點、巡航點工況，以及比沖和推力系數(shù)要求等；然后，確定構成沖壓發(fā)動機的進氣道、燃燒室和尾噴管的基本類型；為保證接力點發(fā)動機有較大推力使飛行器爬升，以接力點為設計狀態(tài)，由前到后計算沖壓發(fā)動機進氣道、燃燒室和尾噴管的關鍵截面尺寸；在截面尺寸計算過程中，可計算得到發(fā)動機設計狀態(tài)下的截面參數(shù)和部件的部分性能；最后，給出發(fā)動機的結構尺寸方案。

內流通道匹配設計的關鍵是進氣道喉部和尾噴管喉道流量的匹配。在一定的高度和馬赫數(shù)條件下，進入和通過發(fā)動機的空氣流量及其燃燒效率決定了發(fā)動機的推力大小，而通過發(fā)動機的空氣流量又受到進氣道捕獲面積、進氣道喉部流通能力和尾噴管喉道流通能力的影響。因此，內流通道的匹配設計直接影響到發(fā)動機的總體性能。

1.1 內流道

在分析了亞燃沖壓發(fā)動機工作原理的基礎上，參考國內外已有型號經(jīng)驗，針對高馬赫數(shù)亞燃沖壓發(fā)動機的工作狀態(tài)提出的主要技術指標為：工作范圍Ma=3.5～5.5，H=12～25 km；封口馬赫數(shù)為4.5；接力點Ma=3.5，H=12 km；巡航點Ma=5.0，H=21 km；推力系數(shù)范圍為0.30～0.60。相應的5個典型狀態(tài)點分別為：Ma=3.5，H=12 km；Ma=4.0，H=14.5 km；Ma=4.5，H=17 km；Ma=5.0，H=21 km；Ma=5.5，H=24 km。

圖2為高超聲速亞燃沖壓發(fā)動機的結構示意圖，該發(fā)動機包括進氣道、燃燒室和尾噴管3個部件。圖中：截面符號“cr”表示進氣道喉道截面；“tn”表示尾噴管喉道截面。

圖2 高超聲速亞燃沖壓發(fā)動機結構示意圖Fig.2 Schematic illustration of hypersonic subsonic combustion ramjet configuration

進氣道的功能是為沖壓發(fā)動機提供合適流量的空氣，并通過對進氣道形式的選擇和進氣道入口型面的設計，使迎面高速氣流通過速度沖壓，以提高氣流壓強和降低氣流速度，使空氣在流出進氣道時適于組織燃燒。燃燒室是發(fā)動機完成工熱循環(huán)的重要部件，其功能是使燃料與減速增壓后的來流空氣進行混合和燃燒，最大限度地將燃料中的化學能轉化為高溫燃氣的熱能，以提高氣流的做功能力。尾噴管內可使高溫燃氣加速至超聲速，增加向后噴出的氣流動能，為飛行器提供推力。

本文研究采用的是四旁側進氣倒置混壓式二元進氣道、突擴燃燒室和拉瓦爾噴管。發(fā)動機內流通道的關鍵截面包括進氣道入口截面、進氣道喉道截面、進氣道等直段截面、進氣道轉彎段和出口截面，燃燒室入口和出口截面，以及尾噴管喉道截面和出口截面。

由于燃燒室的突擴結構，預混油氣會在燃燒室的突擴處產(chǎn)生渦旋，使氣流速度降低、壓力升高。渦的產(chǎn)生雖然會造成一定的氣動損失，但卻利于燃燒的穩(wěn)定和燃燒室流場的發(fā)展，從而提高燃燒效率。燃燒的主要區(qū)域在燃燒室內，但尾噴管內也會燃燒釋熱，而且在進氣道亞聲速段時噴油霧化，所以油氣在進氣道末端可能已經(jīng)開始燃燒。因此，可將燃燒室、尾噴管和進氣道末端等直段作為一個整體來建立部件模型，并對其流場和性能展開研究。

根據(jù)總體要求，沖壓發(fā)動機的工作范圍是Ma=3.5～5.5，H=12～25 km。為了使沖壓發(fā)動機在轉級接力時有足夠大的推力推動飛行器爬升，本文以Ma=3.5，H=12 km為設計點進行沖壓發(fā)動機的結構設計。在此設計點狀態(tài)下，根據(jù)發(fā)動機的各截面流量守恒、速度及推力系數(shù)要求，將各個截面的相對面積匹配起來，可得到?jīng)_壓發(fā)動機內流通道的截面尺寸，并為后續(xù)的發(fā)動機性能計算提供輸入?yún)?shù)。

1.2 進氣道特征截面

進氣道壓縮段包括外部楔板壓縮和內部流道型面壓縮。其中，外壓縮段采用三楔板方案，內壓縮段采用型面壓縮。

沖壓發(fā)動機進氣道楔板角度優(yōu)化及內外壓縮匹配設計的基本原理如下：

1) 對于二維系統(tǒng)，最大的總壓恢復系數(shù)是在多斜激波為等強度的條件下得到的，即混壓進氣道外壓部分的每道斜激波的法向馬赫數(shù)彼此相等。

2) 對于外壓縮段，不斷改變總楔角即可使進氣道的內外壓縮權重發(fā)生改變。因此，在計算機數(shù)值計算過程中，可輸入一個斜坡信號作為外壓部分楔板選配計算的初值，通過反復計算進氣道的臨界總壓恢復系數(shù)，即可得到其最大值。

定義進氣道臨界狀態(tài)的結尾正激波前截面為Acri，正激波前馬赫數(shù)為Macri，正激波后截面為Acrj，正激波后馬赫數(shù)為Macrj，則臨界狀態(tài)的結尾正激波總壓恢復系數(shù)為

(1)

式中：k為比熱比?？偟目倝夯謴拖禂?shù)為

(2)

式中：σ1為第1道斜激波的總壓恢復系數(shù)，且有

(3)

式中：Ma1為進氣道入口截面的馬赫數(shù)；β1為第1道激波的激波角。

若第1道楔板的角度初值為θ1，則根據(jù)來流馬赫數(shù)和斜激波前后的馬赫數(shù)關系，可計算出進氣道的唇口馬赫數(shù)。同時，在進氣道喉道面積確定的條件下，能夠計算出進氣道臨界時的結尾正激波前馬赫數(shù)。假設在進氣道唇口處形成一道正激波，波后亞聲速氣流經(jīng)過進氣道內壓縮段加速，在喉道處變成聲速，即Ma= 1。那么，建立進氣道唇口正激波后的截面到進氣道喉道截面的流量守恒方程，可得

ptcq(λc)Ac=ptcrq(λcr)Acr

(4)

式中：Ac為進氣道唇口面積；Acr為進氣喉道面積；q(·)為流量函數(shù)；ptc為進氣道唇口總壓；ptcr為進氣道喉道總壓；λc為進氣道唇口速度系數(shù)；λcr為進氣道喉道速度系數(shù)。

假設內壓縮段的總壓恢復系數(shù)為1，則可計算出喉道面積以及進氣道的結尾正激波前馬赫數(shù)；再根據(jù)式(1)～式(3)可計算出進氣道的臨界總壓恢復系數(shù)；通過不斷改變第一道楔板角度，即可得到臨界總壓恢復系數(shù)的最大值。

在封口馬赫數(shù)下，超聲速氣流通過楔板壓縮形成3道斜激波，這3道斜激波相交于進氣道唇口處，如圖3所示。圖中：A1為進氣道捕獲面積；θ2為第2道楔板轉角；β2為第2道激波的激波角；l1、l2和l3分別為第1道、第2道及第3道楔板尖到進氣道入口的水平距離。在楔板轉角和激波角已知的情況下，由簡單的三角形幾何關系即可求得3個楔板沿發(fā)動機軸向的相對長度和有效進口截面的相對面積，從而可確定進氣道壓縮段的各個幾何尺寸。

圖3 設計馬赫數(shù)下進氣道外壓縮段的幾何關系Fig.3 Geometric relationship of external compress part of inlet at design Mach number

圖4 流量系數(shù)的計算幾何關系Fig.4 Calculation geometric relationship of flow coefficients

圖4為進氣道流量系數(shù)的計算幾何關系示意圖(本方案采用三楔板四波系進氣道)。圖中：hi(i=1，2，…，n-1)為進入進氣道的流管內第i道斜激波的尾端高度；Li為第i道楔板的水平長度；θi為第i道楔板的轉角；βi為第i道斜激波的激波角；lθi為進入進氣道的流管內第i道斜激波的水平長度；hθi為計算發(fā)動機進氣道流量系數(shù)過程中用到的幾何變量。由楔板、激波和流管的幾何關系可得

h1=ψ1ψ2(εh4-δ)-(S1+ψ1S2)

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

由式(5)～式(9)可計算得出h1，于是流量系數(shù)為

(10)

將進氣道出口氣流速度設為已知條件，則根據(jù)進氣道喉道到出口的流量守恒即可求出出口面積。

1.3 燃燒室和尾噴管特征截面

為了便于結構設計和組織燃燒，燃燒室呈等直圓筒形。氣流經(jīng)過進氣道出口截面進入燃燒室，根據(jù)經(jīng)驗設定主燃區(qū)截面3的速度，在設計點狀況下，建立截面2到截面3的流量守恒方程為

pt2q(λ2)A2=pt3q(λ3)A3

(11)

式中：A2為進氣道出口面積；A3為燃燒室橫截面積；pt2為進氣道出口總壓；pt3為燃燒室入口橫截面處總壓；λ2為進氣道出口速度系數(shù)；λ3為燃燒室入口橫截面處速度系數(shù)；且

(12)

式中：σ2-3為進氣道出口截面到燃燒室前部橫截面的總壓恢復系數(shù)，其與冷阻系數(shù)ξ和截面2的流動速度有關，可通過式(13)求解得到。

(13)

初步設計時，冷阻系數(shù)取值為ξ=2，通過計算后可得到燃燒室的橫截面積。燃燒室的綜合系數(shù)M可由余氣系數(shù)、理論空氣量、燃料熱值和燃燒效率計算得出。

根據(jù)式(14)可計算得到截面4的沖量函數(shù)Z(λ4)，從而計算出具流量函數(shù)q(λ4)。

(14)

式中：Z(λ3) 為截面3的沖量函數(shù)。

在此基礎上，通過式(15)可計算得到發(fā)動機喉道的相對面積。

Atn=q(λ4)/σnc

(15)

式中：σnc為尾噴管收斂段總壓恢復系數(shù)，一般取為0.97～0.98。

經(jīng)上述分析和計算后，發(fā)動機處于設計點狀態(tài)，進氣道喉道和尾噴管喉道均為臨界狀態(tài)，內流通道前后匹配，并得到了各個關鍵截面尺寸。

綜上可知，在通過設計出的截面尺寸來計算發(fā)動機性能時，若滿足總體性能要求，則輸出計算結果；若不滿足總體性能要求，則給定新的進氣道入口面積并重新展開計算。如此反復迭代，直到總體性能滿足技術指標為止。

2 結果與分析

2.1 內流通道結果

當?shù)谝恍ò褰窃龃髸r，進氣道的總壓恢復系數(shù)將先增大后減小。因此，當?shù)谝坏佬ò迦〉侥骋欢ㄖ禃r，進氣道的總壓恢復系數(shù)會達到最大。通過計算比較后得出，當三楔板角度分別取10.86°、13.54°和17.20°時，進氣道的接力點臨界總壓恢復系數(shù)取得最大值0.758。此時，前方馬赫數(shù)為3.5的氣流通過3道斜激波壓縮后，速度下降，馬赫數(shù)變?yōu)?.54。取3°～4°進氣道的唇口前緣結構角，當馬赫數(shù)為1.54時，在小于10°的轉角下，激波角產(chǎn)生強解和弱解，不存在無解情況。因此，外罩前緣唇口處不會有激波脫體。

在設計點狀態(tài)下，通過對發(fā)動機的截面尺寸進行匹配計算，可得到各截面相對飛行器最大截面的相對面積分別為：A1=0.56，A2=0.158，A3=A4=0.3，A5=1，Atn=0.206。

2.2 發(fā)動機總體性能計算與結果分析

在對沖壓發(fā)動機各個關鍵截面的相對尺寸，以及設計點狀態(tài)下各截面的氣動函數(shù)、各段總壓恢復系數(shù)、燃燒室綜合系數(shù)和燃燒室溫度完成計算后，可計算出發(fā)動機在設計點時的總體性能。

1) 有效推力系數(shù)

(16)

2) 發(fā)動機的有效推力

(17)

3) 發(fā)動機的有效比沖

Isem=αLMa∞c∞CFem/(2φinA1)

(18)

式中：k∞、λ∞、Ma∞、P∞和c∞分別為進氣道前方無窮遠處的各來流的比熱比、速度系數(shù)、馬赫數(shù)、靜壓和聲速；φin為進氣道流量系數(shù)；Cxad為阻力系數(shù)；L為燃料恰好完全燃燒所需理論空氣質量與燃料質量之比；Ar1和Ar5分別為進氣道入口面積和尾噴管出口面積與發(fā)動機最大截面Amax之比。

沖壓發(fā)動機非設計點的截面參數(shù)可利用流量守恒、動量守恒等定律，按從后往前(由尾噴管至進氣道)的順序依次計算得出，總體性能計算公式與設計點的計算公式相同。圖5和圖6分別為在12 km的接力點高度和21 km的巡航點高度下，發(fā)動機的速度特性和調節(jié)特性圖。圖中：Cf為推力系數(shù)；Is為比沖。

圖6 21 km巡航點高度下的速度特性和調節(jié)特性

從圖5和圖6中可以看出：

1) 在一定的高度下，當飛行馬赫數(shù)小于封口馬赫數(shù)時，流量系數(shù)、進入發(fā)動機的空氣流量以及一定余氣系數(shù)下噴入燃燒室的燃油量均隨飛行馬赫數(shù)的增加而增大；由于燃燒效率與馬赫數(shù)的變化之間呈正相關關系，因此，推力系數(shù)也會隨飛行馬赫數(shù)的增大而增大。當飛行馬赫數(shù)大于封口馬赫數(shù)時，流量系數(shù)不變，發(fā)動機超臨界工作的趨勢愈加明顯，總壓恢復系數(shù)的下降增大，此時，發(fā)動機的推力系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增大而降低。因此，發(fā)動機的推力系數(shù)在飛行馬赫數(shù)增大的過程中會先增后減，并在封口馬赫數(shù)處有最大值。

2) 比沖的變化趨勢受到燃燒效率和總壓恢復系數(shù)的共同影響。在飛行速度低于封口馬赫數(shù)的情況下，當高度相對較低時，大氣密度會相對較高，由速度增大引起的進氣量增大使得推力系數(shù)變大，而這一因素與總壓恢復系數(shù)降低相比，在比沖變化的過程中影響權重稍大，加之燃燒效率與馬赫數(shù)之間呈正相關，因此，發(fā)動機比沖會隨著速度的增大而增大；當高度相對較高時，大氣密度很低，超臨界趨勢的加深使總壓恢復系數(shù)降低的影響權重增大，并占據(jù)主導地位，此時，發(fā)動機比沖又會隨飛行馬赫數(shù)的增大而減小。

在相同的飛行馬赫數(shù)和高度下，發(fā)動機的進氣量相同。因此，余氣系數(shù)越大，噴入燃燒室的油量越少，而由于燃燒效率在1.0～2.2的余氣系數(shù)范圍內變化不大，故燃燒室的加熱比越小，越會使得推力系數(shù)隨著余氣系數(shù)的增大而減小。由比沖計算公式(18)知，發(fā)動機的比沖在數(shù)學關系上與余氣系數(shù)和推力系數(shù)的乘積成正比。由于推力系數(shù)隨余氣系數(shù)增大而減小，因此，比沖在趨勢上會隨余氣系數(shù)的增大而先增后減，但變化幅度不大。

從程序計算結果中可以看出，通過內流通道匹配設計出的高超聲速亞燃沖壓發(fā)動機的總體性能良好，能夠滿足指標要求。

3 部件內流通道流場數(shù)值模擬

3.1 物理模型與計算模型

圖7為進氣道的物理模型和三維模型結構化網(wǎng)格。模型包括進氣道部分遠場、進氣道內部流場與進氣道壁面、進氣道附近的飛行器彈體壁面、分流楔壁面以及隔道。彈體壁面為與燃燒室同直徑(D=261 mm)的圓弧面，進氣道唇口下部為隔道，進氣道寬度為102 mm，楔板下方的彈體壁面上置有分流楔，分流楔前端在軸向上與進氣道第一塊楔板前端對齊，分流楔后端寬度與進氣道寬度一致，分流楔長度取為450 mm，并應保證在最低工作馬赫數(shù)下進氣道外壓縮段第一道斜激波與分流楔不相交。

圖7 進氣道物理模型及三維模型計算網(wǎng)格 Fig.7 Inlet physical model and computational mesh of 3-dimensional model

進氣道流場計算網(wǎng)格為結構化網(wǎng)格，對網(wǎng)格數(shù)目約為20萬～100萬的模型進行網(wǎng)格無關性驗證，發(fā)現(xiàn)當網(wǎng)格數(shù)目約大于60萬時，計算結果基本穩(wěn)定。選取80萬網(wǎng)格模型進行計算，壁面附面層網(wǎng)格厚度約為7 mm，貼壁網(wǎng)格厚度最小為0.1 mm。采用FLUENT流場數(shù)值計算軟件求解三維完全氣體Navier-Stokes方程，選取k-ε湍流模型加標準壁面函數(shù)模型，無黏通量采用AUSM格式，壁面采用無滑移絕熱壁面。首先采用一階迎風差分格式進行流體計算，并將計算收斂后的結果作為計算初場；然后，再采用二階迎風差分格式計算[13]。計算過程中需監(jiān)測進氣道出口處截面的質量流量。

圖8為高超聲速亞燃沖壓發(fā)動機突擴燃燒室?guī)缀文Ｐ?。網(wǎng)格劃分和FLUENT仿真計算取其1/4模型，如圖9所示。模型的結構包括進氣道等直段后半段、進氣道轉彎段、燃燒室頭部、燃燒室等直段、尾噴管收斂段以及喉部和擴張段。

圖8 突擴燃燒室模型Fig.8 Model of dump combustor

圖9 突擴燃燒室1/4模型的計算網(wǎng)格Fig.9 Computational mesh of 1/4 dump combustor

根據(jù)沖壓發(fā)動機內流通道匹配設計的結果，計算幾何模型的主要結構尺寸為：進氣道等直段后半段長度為220mm，截面尺寸為102mm×70mm；進氣道結尾轉彎段與燃燒室軸向夾角為40°；燃燒室的等直段長度為1 000mm，內徑為263.7mm；尾噴管總長度為480mm，尾噴管入口直徑為263.7mm，出口直徑為480mm，尾噴管喉道直徑為218.6mm。為簡化網(wǎng)格，計算模型中未考慮氣膜孔等結構。

當網(wǎng)格數(shù)超過約80萬時，計算結果趨于穩(wěn)定。選取100萬結構化網(wǎng)格模型進行計算，近壁面處采用附面層加密處理，最小網(wǎng)格厚度為0.1mm。邊界條件的設定：入口邊界設置為流量入口，給定空氣流量和總溫；出口邊界設置為壓力出口，給定壓力和總溫；壁面邊界為耦合換熱壁面，無滑移壁面。燃料選擇煤油(C12H23)，L=14.15，噴油方式為給定燃油噴嘴位置、噴射方向和單孔燃油流量。燃油噴嘴分2組近壁面分布，分別位于入口截面下游80 mm和120 mm處，噴嘴總數(shù)為25個；為簡化設計，認為每個燃油噴嘴的噴油量相等，且燃油噴射方向與進氣道等直段內氣流主流方向夾角均為45°。

計算中：控制方程為Navier-Stokes方程組，湍流方法采用標準k-ε模型，采用標準壁面函數(shù)，求解方法為基于壓力耦合的算法，燃油設置為離散項，噴嘴采用直流式噴嘴模型，燃燒模型采用有限速率/渦破碎模型，化學反應采用一步反應，差分格式為一階迎風格式[13]。

3.2 計算結果與分析

圖10和圖11分別為進氣道在發(fā)動機接力點和巡航點的對稱面流場云圖，測量結果如表1所示(σ為進氣道總壓恢復系數(shù))。圖12為燃燒室1/4模型對稱面流場的速度矢量云圖。圖13(a)和圖13(b)分別為發(fā)動機接力點和巡航點的截面總溫云圖，接力點、封口點及巡航點的測量結果分別如表2～表4所示。表中：p5為進氣道模型尾椎出口氣流靜壓；pt0為來流總壓；pt5為進氣道模型尾椎出口氣流總壓；ρ5為進氣道模型尾椎出口氣流密度；M5為進氣道空氣流量；V0為來流速度；p2為燃燒室模型入口靜壓；p3為燃燒室內靜壓均值；Tt3為燃燒室內總溫均值。

圖10 進氣道在接力點的對稱面流場云圖Fig.10 Flow map of inlet symmetry plane at transition point

圖11 進氣道在巡航點的對稱面流場云圖Fig.11 Flow map of inlet symmetry plane at cruising point

表1 進氣道數(shù)值模擬結果

Table 1 Numerical simulation results of inlet

WorkingconditionResultMaH/kmp5/MPaA14/m2pt0/MPapt5/MPaρ5/(kg·m-3)M5/(kg·s-1)V0/(m·s-1)σφ3512067100225150757003124921031050506804014506700022520074550210486117803730872451706700022525078800143426132603150998502105060022527062000075245147202300985552503620022527041200041152163001531011

圖12 燃燒室速度矢量云圖Fig.12 Velocity vectors map of combustor

圖13 燃燒室在接力點和巡航點的截面總溫云圖Fig.13 Section total temperature map of combustor at transition point and cruising point

通過對進氣道三維流場進行計算后可以發(fā)現(xiàn)，不斷改變進氣道出口壓力，將改變擴張段內的激波串位置，而當激波串進入喉道時，進氣道達到臨界。將三維流場計算結果與發(fā)動機零維程序計算結果進行相比，流量系數(shù)和臨界總壓恢復系數(shù)大致相同。從圖12中可以看出，在燃燒室頭部有穩(wěn)定的回流區(qū)，燃料燃燒后在進氣道來流的帶動下向下游流動，并與冷流摻混；在進氣道出口稍下游處，由于突擴作用，近壁面處氣流速度驟減，燃料在此處燃燒后向下游流動，并與冷流摻混。隨著向下游發(fā)展，燃燒室內燃料逐漸減少，總溫升高，流場溫度、速度及壓力等趨于均勻。在尾噴管內，靜溫靜壓降低，氣流獲得動能后速度增加。在馬赫數(shù)保持不變的情況下，在一定范圍內改變余氣系數(shù)，會使燃燒室內燃料的燃燒程度發(fā)生變化：余氣系數(shù)增大，燃燒越完全，效率越高；而余氣系數(shù)越小，燃燒室出口總溫越高。鑒于此，本文所取的余氣系數(shù)既不過貧也不過富，而通過仿真計算可知，燃燒室在各個工況下均能建立起燃燒流場，并且組織燃燒良好。在相對富油和貧油狀態(tài)下，燃油均能燃燒充分，尾噴管出口剩余燃油流量較少，沒有熄火以及燃燒震蕩的現(xiàn)象出現(xiàn)。

表2 燃燒室在接力點下的數(shù)值模擬結果

表3 燃燒室在設計點下的數(shù)值模擬結果

表4 燃燒室在巡航點下的數(shù)值模擬結果

在整個工況范圍內，進氣道出口的靜壓不高于0.81 MPa，屬于結構可承受范圍；燃燒室內部壓力在0.3～0.75 MPa范圍內，能夠穩(wěn)定地組織燃燒；燃燒室入口靜溫只在馬赫數(shù)為5.5及以上時超過1 300 K，空氣分子的離解將損失部分能量，其余狀態(tài)下此影響可忽略不計；燃燒室出口總溫偏高，這是由燃燒室所選的一步反應模型引起的，因為燃料霧化后會完全燃燒，加之燃燒室的長徑比較大，熱量釋放并不斷積累，使出口總溫偏高。

綜合進氣道、燃燒室和尾噴管的數(shù)值仿真結果，可以得到?jīng)_壓發(fā)動機的總體性能，其調節(jié)特性如圖14所示。根據(jù)發(fā)動機在接力點處推力系數(shù)最大、巡航點處比沖最大的要求，在接力點Ma=3.5，H=12 km，α=1.1時，最大推力系數(shù)為0.649；在巡航點Ma=5.0，H=21 km，α=1.8時，最大比沖為12 574.0 N·s/kg，此時推力系數(shù)為0.370。這與發(fā)動機在接力點選擇相對富油以保證大推力爬升和在巡航點選擇相對貧油以保證較高續(xù)航能力的特點相一致。因此，在上述工況下，發(fā)動機均能滿足總體性能指標要求。

圖14 沖壓發(fā)動機調節(jié)特性Fig.14 Regulating characteristics of ramjet

4 結 論

發(fā)展基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機技術，在設計方法上可充分借鑒亞燃沖壓發(fā)動機的設計方法。這一技術的潛在應用包括高超聲速巡航導彈以及臨近空間高超聲速無人機等。

1) 該發(fā)動機在接力點Ma=3.5，H=12 km處推力系數(shù)較高；在高馬赫數(shù)下正常工作，且飛行馬赫數(shù)拓展至高超聲速時仍能保證較高的推力系數(shù)和比沖。

2) 高馬赫數(shù)氣流通過進氣道被壓縮后，在普通亞燃沖壓發(fā)動機材料可承受范圍之內。

3) 來流馬赫數(shù)6.0以下時，合理地設計進氣道能夠使其出口氣流靜溫不超過1 300 K。

4) 燃燒室內頭部有回流區(qū)，近壁面處有低速區(qū)，在一定的余氣系數(shù)范圍內能夠正常組織燃燒。

5) 通過與中等馬赫數(shù)(Ma<4.5)下工作的亞燃沖壓發(fā)動機比較，適用于高馬赫數(shù)飛行的亞燃沖壓發(fā)動機的進氣道迎風相對面積較其他截面更大。

6) 綜合分析認為，基于突擴燃燒的亞燃沖壓發(fā)動機，在馬赫數(shù)為5.0～6.0的飛行速度下能夠正常工作，可以作為這一飛行馬赫數(shù)范圍的高超聲速飛行器動力裝置的備選方案之一。

在現(xiàn)有基礎上，后續(xù)的研究工作包括：

1) 進氣道類型選配與型面設計

相關研究[14-17]表明，內流通道型面對發(fā)動機部件性能和總體性能有著很大的影響。本項研究中以四旁側進氣倒置進氣道為例，計算了進氣道性能和流場。實際上，進氣類型可以有多種選擇，如雙旁側進氣、頭部進氣、頜下進氣、正置進氣道進氣等，在后續(xù)的研究中，可以為高馬赫數(shù)亞燃沖壓發(fā)動機選配不同形式的進氣道，計算并比較它們的優(yōu)劣。

2) 進氣道攻角性能分析

本文中分析了0°攻角下進氣道性能和發(fā)動機的總體性能。在機動飛行時，飛行器有各種姿態(tài)，發(fā)動機進氣道的攻角會發(fā)生變化，進氣道和總體性能也會隨之改變。

3) 燃燒室貧油、富油邊界分析

在燃燒室的流場計算中，余氣系數(shù)取1.0～2.0之間的值，通過計算可知，該發(fā)動機在此余氣系數(shù)下燃燒效率較高。接下來可以進行燃燒室富油和貧油條件下的流場計算和實驗驗證，進一步確定燃燒室性能。

4) 冷卻系統(tǒng)設計

在高馬赫數(shù)沖壓發(fā)動機中，來流總溫較高，燃燒室內總溫也很高，因此需要對燃燒室進行冷卻。對一次性使用的飛行器(比如導彈)可以采用被動熱防護結構。但是，對于可重復使用飛行器(比如無人機)，可以考慮采用再生冷卻系統(tǒng)設計。再生冷卻系統(tǒng)的特點是適用于長時間承受熱載荷的重復使用飛行器[18]。

致 謝

本項研究中，得到了于守志研究員的耐心幫助。在進氣道和燃燒室計算和分析中，分別得到崔佃飛高級工程師、陳靜敏工程師的熱忱幫助。在此，向他們表示衷心的感謝。

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Tel: 010-68375352

E-mail: riheng@hotmail.com

*Corresponding author. Tel.： 010-68375352 E-mail: riheng@hotmail.com

Internal flowpath for hypersonic ramjet based on subsonic combustion

DUAN Xihuai1, ZHENG Riheng1,2,*, LI Lihan1,2

1.BeijingPowerMachineryInstitute,Beijing100074,China2.ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory,BeijingPowerMachineryInstitute,Beijing100074,China

To explore the performance of subsonic combustion ramjet working at hypersonic incoming flow conditions, the matching of internal flowpath of a ramjet based on dump combustion chamber is studied. The performance of the engine is obtained by means of integrated performance computation and fluid dynamics simulation. The results indicate that the designed subsonic combustion ramjet has good performance at hypersonic incoming flow conditions and works well. At the booster-to-ramjet transition point with Mach numberMa=3.5, altitudeH=12 km, the thrust coefficient has its maximum value of 0.649 and the specific impulse is 13 801.2 N·s/kg. At the cruising condition with Mach numberMa=5.0, altitudeH=21 km, excess air coefficientα=1.8, its specific impulse has its maximum value of 12 574.0 N·s/kg, and the thrust coefficient is 0.370. This study shows that the hypersonic ramjet with subsonic combustion for the maximum incoming Mach number between 5 and 6 is feasible.

hypersonic; subsonic combustion ramjet; internal flowpath; feasibility; simulating calculation

2014-08-24； Revised： 2014-09-16； Accepted： 2014-10-20； Published online： 2014-10-23 10:13

Science and Technology on Scramjet Laboratory Open Fund (20120103006)

2014-08-24; 退修日期： 2014-09-16; 錄用日期： 2014-10-20; 網(wǎng)絡出版時間： 2014-10-23 10：13

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0236.html

高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室開放基金(20120103006)

Duan X H, Zheng R H, Li L H. Internal flowpath for hypersonic ramjet based on subsonic combustion[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 232-244.段晰懷， 鄭日恒， 李立翰． 基于亞燃的高超聲速沖壓發(fā)動機內流道研究[J]． 航空學報, 2015, 36(1): 232-244.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0236

V430

A

1000-6893(2015)01-0232-13

段晰懷 男，碩士。主要研究方向：航空宇航推進理論與工程沖壓發(fā)動機總體技術。

E-mail： duanxihuai@163.com

鄭日恒 男，博士，教授。主要研究方向：超聲速/高超聲速沖壓發(fā)動機，高超聲速組合循環(huán)發(fā)動機，進氣道與尾噴管中的復雜動力學。

*通訊作者.Tel.： 010-68375352 E-mail: riheng@hotmail.com

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0236.html