超燃冲压发动机隔离段流动特性的CFD计算(激波串)

超燃冲压发动机隔离段流动特性的CFD计算摘要：隔离段是超燃冲压发动机的一个重要部件，它位于进气道和燃烧室之间，有两个重要的作用:一是隔离进气道和燃烧室间的相互干扰，以便提供给进气道一个较宽的稳定工作范围;另一个是使超燃冲压发动机能以双模态方式工作。由于隔离段内气体流动的复杂性及其广泛的工程应用前景，隔离段内的流动特性引起了人们的关注。本文针对隔离段内的流动特性，利用商业CFD软件FLUENT对其内部流场进行二维与三维数值模拟，希望通过本文的研究可以了解隔离段内的流动特性，并为隔离段的设计打下基础。通过数值模拟研究了出口反压、长高比、扩张角、缩比和宽高比对隔离段内部流场的影响，获得了大量的计算结果，较为详细地给出隔离段内部流场随不同流动参数和几何参数而变化的规律。关键词：超燃冲压发动机隔离段流动特性数值模拟流动参数几何参数引言自上个世纪人类实现有动力飞行以来，对飞行器的速度一直是研究人员追求的目标，而发动机是实现高速飞行的关键。活塞式发动机只适用于亚音速（M<l）飞行。涡喷、涡扇发动机由于受到涡轮前燃气温度的限制，难以用于飞行马赫数M>3.5的飞行器。亚音速燃烧冲压发动机在飞行马赫数M=3~6时性能最优，但当要求飞行器在大气层中以高超音速（飞行M>5）飞行时，由于其燃烧室进口温度过高而引起热离解，使燃烧效率和比冲急剧下降，使得采用亚音速燃烧冲压发动机的飞行器的飞行M难以超过6。当M大于5~6时，虽然火箭能够实现推进，但因为火箭缺乏巡航能力而限制了其应用范围。而超音速燃烧冲压发动机具有高比冲、较高推力系数和推重比等优点，当飞行器以M>5~6飞行时，超音速燃烧冲压发动机是高超音速飞行器动力装置的最佳备选方案。高超音速技术是指研究飞行马赫数大于5、以吸气式发动机及其组合发动机为动力、在大气层和跨大气层中实现高超音速远程飞行的飞行器技术。高超音速飞行器具有速度快、航程远、精度高、机动灵活、反应迅速等特点，能够适应未来信息化战争的要求，并能满足未来快速便捷的军用/民用航空航天运输的需要。以高超音速技术为基础、吸气式发动机为动力的高超音速武器将是二十一世纪的一个重要发展方向，并代表着当前航空航天领域研究的最前沿。无论是立足长远，看高超音速飞行器技术对降低进入太空成本的贡献，还是预测未来10至20年，世界先进武器装备的发展，都能看到发展高超音速飞行器技术的必要性和紧迫性。自二十世纪50年代提出超音速燃烧概念和六十年代提出高超声速飞行器概念以来，世界各国竞相发展高超音速技术，其重点始终放在超音速燃烧冲压发动机及其组合推进技术方面。超燃冲压发动机是一种新型的动力装置，在未来的航空航天领域将起着主导的作用，它具有良好的性能和巨大的潜力。目前世界各主要军事大国都投入了大量的资金在超燃冲压发动机的研究上。如美国宇航局1985—1994年执行了NASP（国家空天飞机）计划，目的在于用以超燃冲压发动机为重要部件的组合动力装置实现单级入轨飞行。美国还在积极开展以HyTehc（高超声速技术）计划为代表的飞行马赫数M=4—8的高超音速研究计划，其主要目的就是研制以超燃冲压发动机为主要动力装置的高超声速巡航导弹。除美国的计划外，俄罗斯、法、德、日、印度和澳大利亚等国，

都有相应的高超声速发展计划。超燃冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。隔离段是超燃冲压发动机的重要部件，它通常是一个等截面或有微扩张角的管道，位于进气道和燃烧室之间，它有两个重要的作用:一是隔离（或最小化）进气道和燃烧室间的相互干扰，使进气道有一个较宽的稳定工作范围;另一个是使超燃冲压发动机能以双模态方式工作，即适当设计燃烧室结构随M数变化的供油规律，当飞机M数低于模态转换M数（约5~6）时，超燃冲压隔离段中产生正激波串西北工业大学硕士学位论文或强斜激波串，隔离段出口（燃烧室进口）为亚音速，燃烧是在亚音速气流中进行的，实现亚燃冲压的工作循环;而当飞行马赫数大于模态转换M数（约5~6）时，隔离段出口（燃烧室进口）为超音速，燃烧过程在超音速来流状态下进行，又实现了超音速燃烧热力循环，从而可把超燃冲压发动机的飞行马赫数下限降低到M=3左右，扩大了超燃冲压的工作范围。隔离段的性能直接影响到发动机各部件的工作稳定性和总体的性能，对于隔离段的研究有重要的意义。飞行器上表面内喷管躡离段］声烧室飞行器上表面内喷管躡离段］声烧室尾喷管尾喷管前体进气道发动机外罩内喷管下壁面图0.1超燃冲压发动机示意图1隔离段流场分析超燃冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。隔离段是超燃冲压发动机研究的产物，也是双模态发动机的一个重要部件。它通常是一个等截面或有微扩张角的管道，位于进气道和燃烧室之间，有两个重要的作用:一是隔离（或最小化）进气道和燃烧室间的相互干扰，能支持燃烧室内的较高反压，以提供进气道一个较宽的稳定工作范围;另一个是使超燃冲压发动机以双模态方式工作，即可以让超燃冲压发动机在亚燃模态与超燃模态下相互转换。隔离段的性能直接影响到发动机的工作稳定性和进气道的性能，对于它的流动特性研究有非常重要的意义。隔离段内部流场最大的特点是:存在激波与边界层的相互干扰现象。下面本文先从激波与边界层的相互干扰现象谈起。激波与边界层相互干扰简介过去五十年，人们对激波与边界层相互干扰现象做了很多研究，它们包括大量的理论与实验研究，这些研究表明了激波与边界层的相互干扰对整个流场的影响非常重要。激波与边界层相互干扰现象会在很多流场中出现，他们主要分为两类:一种是所谓的“外流”，如机翼、飞机机体和弹体等;另一种是“内流”，如超燃冲压发动机的隔离段、超音速风洞扩压器、激波管、超音速喷嘴等。“外流”的激波与边界层相互干扰主要会受激波前参数和几何体构型的影响;而“内流”激波与边界层相互干扰不仅仅会受到激波前参数和几何体构型的影响，还会受到流场中其他参数的影响，如隔离段出口反压。图1.1中管道的出口反压保持不变，如果马赫数Mu增加到大于1.5时，这时激波与边界层相互干扰变得非常剧烈，边界层发生大范围的分离，我们会看到一道或多道分叉激波出现在流场中，如图1.1（a）所示，我们把这样的一系列分叉激波称作“激波串”

（或“激波链”），在下一节中会做详细介绍。激波串我们把一系列的分叉激波称作“激波串”。激波串的一张典型纹影照片如图1.2所示，这张照片是Ikui和Matsuo于1969年在日本九州大学拍摄的。图中管道的横截面是正方形，面积32*32平方毫米，气流从左往右流动。第一道激波前马赫数大约为1.75，雷诺数为8.x210s。从图中我们可以看出，边界层发生了大范围的分离，图中的激波串大约包含有十道激波。图1.2激波串纹影图激波串形成在隔离段流场中，激波与边界层相互干扰，这时，在激波与边界层相交处，壁面边界层分离，引起主流截面收敛，以至初始正激波波后的中心区亚音速主流加速至音速，此后边界层再附着，中心区主流超音速膨胀直到形成第二道波，这样，最终形成激波串。激波串的长度估算圆形截面隔离段激波串长度计算式:矩形截面隔离段激波串长度计算式:其中:l代表激波串下游距激波起始位置的距离,m是波前马赫数,e是动量边界层厚度,D是管道直径，Re是以动量厚度为尺度的雷诺数，P/P代表壁面静压与激波前静压的. e 2 12隔离段CFD计算我们选取两种形状截面隔离段,分别是圆形和矩形。其中圆形截面实验模型,采用二维建模，模型直径35mm，长度578mm（长度直径比为8.27）,来流马赫数为2.6，来流总温289K，进口总压是3.06atm，进口静压是0.15atm，出口总压latm，分别采用标准k-3模型和SSTk-3模型。而另一种矩形截面采用二维和三维建模，模型进口高度为33.75mm，出口高度为35.34mm，长度350mm，进口马赫数1.61，进口总压加206000Pa，即2.03atm，总温295K，Re=30e+6/m，进口静压Pi为0.47atm，压比Pe/Pi为2.63。2.1圆形截面隔离段算例验证对于圆形截面隔离段算例我们将计算二维轴对称流场情况。二维轴对称网格如图2.1所示，是由Gmabit生成的二维矩形结构网格，网格35X250，并加密了边界层，图中上侧边线为壁面，下侧边线为轴。我们在FLUENT中都设置为祸合求解器，隐式格式，选用理想气体，考虑变比热的影响，层流粘性系数采用Sutherinad公式。进口边界条件采用压力进口，给定来流的总压、静压和总温，出口边界条件采用压力出口，给定隔离段出口反压，壁面采用绝热，无滑移物面条件。而标记标准k-3模型计算的为工况1,而用SSTk-3模型计算的为工况2。图2.1圆形截面隔离段Gmabit生成的二维矩形结构网格图2.2和图2.3是k-3模型和SSTk-3模型静压等值线和马赫数等值线对比图。从这些图中我们不难看出，两种湍流模型对激波串位置的捕获存在差异，但是主要波都被捕获。而资料显示，从计算值和实验值的吻合程度来看，k-3模型和SSTk-3模型吻合得最好，特别是k-3模型在二维情况下与实验数据相当吻合。看来在模拟圆柱形截面隔离段的流动时，二维模型选用k-3模型和SSTk-3模型都是不错的选择。图2.4是k-3模型和SSTk-3模型计算所得壁面压力、壁面马赫数和周线马赫数对比，两组数据绝大部分都是很吻合的，而由资料可知，k-3模型计算所得壁面压力与实验基本吻合，尤其是当压比减小时，k-3模型对激波串的位置也捕获得很准确，由此可见，SSTk-3模型也在计算二维轴对称圆柱隔离段是适用的，但是否也适用于矩形截面隔离段，还需要做进一步的研究。图2.2(a)标准k-w模型静压等值线 (b)SSTk-w模型静压等值线图2.3(a)标准k-w模型马赫数等值线 (b)SSTk-w模型马赫数等值线100000一| |k-omiqaSSTk-omiga(D」nss(D」d2.880000-60000-40000-20000-100000一| |k-omiqaSSTk-omiga(D」nss(D」d2.880000-60000-40000-20000-0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Position(a)壁面静压||k-omiga。SSTk・omiga0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Position->2.0--1.0-0.5-0.0-| |k・omiqa•……SSTk-omiqa0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Position(b)壁面马赫数(c)轴线马赫数2.2矩形截面隔离段算例验证对于矩形截面隔离段算例我们将分别计算二维和三维对称时流场的情况。二维如图2.5所示，图2.5是由Gmabit生成的二维模型矩形结构网格，网格数60X350，并加密

了边界层。图2.6是三维模型的网格，他们都是规则的六面体网格，图2.6是三维对称模型，该模型是三维模型的1/4，也就是说这种模型有两个对称面，采用规则的六面体网格。我们在FLUENT中都设置为祸合求解器，隐式格式，选用理想气体，考虑变比热的影响，层流粘性系数采用Sutherlnad公式。进口边界条件采用压力进口，给定来流的总压、静压和总温，出口边界条件采用压力出口，给定隔离段出口反压，另外该算例考虑了进口边界层对求解的影响，因此在压力进口边界上加入了边界层的模拟，壁面采用绝热，无滑移物面条件。图2.6矩形截面隔离段Gmabit生成的三维矩形结构网格及局部放大图图2.7标准k-3模型静压等值线图图2.7标准k-3模型静压等值线图2.8标准k-3模型马赫数等值线SSTk-3模型静压等值线SSTk-3模型马赫数等值线图2.9 (a)壁面静压(b)壁面马赫数图2.9 (a)壁面静压(b)壁面马赫数|■|k-omiga•…SSTk-omiga1.41.20.6— >| >| ■| ■| <| >| >| >| ■|-0.05 0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40Position(c)轴