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    一種亞燃沖壓進(jìn)氣道擴(kuò)張段分離的控制方法*

    2010-12-07 06:10:10徐義華曾卓雄鄧禾根
    關(guān)鍵詞:進(jìn)氣道總壓馬赫數(shù)

    徐義華,曾卓雄,鄧禾根

    (南昌航空大學(xué),南昌 330063)

    0 引言

    超聲速沖壓發(fā)動機(jī)要求進(jìn)氣道能夠在寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)具有良好的起動特性、較高的空氣流量捕獲系數(shù)、較高的總壓恢復(fù)系數(shù)、良好的出口流場品質(zhì)以及較高的抵抗燃燒形成高壓的能力等性能[1],這些性能與進(jìn)氣道的幾何構(gòu)形緊密相關(guān),對邊界層、壁面摩擦、邊界層與激波的相互影響[2]等也相當(dāng)敏感,各性能指標(biāo)之間相互耦合、相互制約,導(dǎo)致超聲速進(jìn)氣道技術(shù)非常復(fù)雜。

    超聲速沖壓進(jìn)氣道擴(kuò)張段中激波與邊界層相互干擾引起邊界層嚴(yán)重分離[3-4],使得進(jìn)氣道性能尤其是總壓恢復(fù)和抗反壓能力嚴(yán)重降低,甚至還會引起進(jìn)氣道出口流場參數(shù)的低頻大幅振蕩[5],如果能夠有效的減弱這種分離現(xiàn)象,將使得進(jìn)氣道的性能大為改善,文中就是基于這點(diǎn)展開研究工作的。

    1 控制原理

    文中進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)3.0,起動馬赫數(shù)2.2,依據(jù)文獻(xiàn)[5]的設(shè)計(jì)方法獲得外壓段和唇口段(內(nèi)壓段)的幾何參數(shù),喉道段長度取為高度的3倍,擴(kuò)張段采用單側(cè)擴(kuò)張,擴(kuò)張角為3°,沒有出口轉(zhuǎn)折段,如圖1所示,并將此進(jìn)氣道構(gòu)型記為模型A。

    圖1 進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖

    超音速沖壓進(jìn)氣道擴(kuò)張段中存在的氣流分離現(xiàn)象是激波和邊界層干擾引起的[4],只有當(dāng)激波具有足夠強(qiáng)度且邊界層足夠厚的時(shí)候才可能發(fā)生這種分離,由于減弱激波強(qiáng)度難以實(shí)現(xiàn),文中采用了減弱邊界層厚度的方法。控制原理如圖2所示,部分喉道段壁面O1A1、O2A2可繞O1、O2旋轉(zhuǎn),當(dāng)O1A1、O2A2旋轉(zhuǎn)到合適角度時(shí)就可以將邊界層從來流中恰好完全剝離出去,此時(shí),A1在擴(kuò)張段斜壁面的反向延長線上,并將此時(shí)的進(jìn)氣道構(gòu)型記為模型B。

    圖2 氣流分離主動控制原理示意圖

    2 數(shù)值方法

    流場計(jì)算利用FLUENT軟件求解二維N- S方程,選取SSTk-ω湍流模型,采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,壁面網(wǎng)格局部加密以保證在邊界層內(nèi)有一定數(shù)目的網(wǎng)格,網(wǎng)格過渡均勻(圖3)。進(jìn)氣道出口給定燃燒室反壓。所有殘差指標(biāo)下降3個數(shù)量級且變化平穩(wěn)表示數(shù)值計(jì)算結(jié)果收斂。

    圖3 模型B數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格

    為了驗(yàn)證文中采用的數(shù)值方法特別是SSTk-ω湍流模型的可靠性,對文獻(xiàn)[6]中喉道長度為79.3mm、△=0%的進(jìn)氣道構(gòu)型在Ma∞=2.5時(shí)的試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬,結(jié)果如圖4(b)所示,通過和實(shí)驗(yàn)紋影照片圖4(a)對比可以看出,數(shù)值模擬能夠準(zhǔn)確獲得激波系結(jié)構(gòu)以及激波邊界層干擾引起的分離區(qū)的大小和結(jié)構(gòu),因此文中選用的數(shù)值模擬方法是合理的。

    圖4 數(shù)值模擬校驗(yàn)

    3 結(jié)果分析

    文中只對設(shè)計(jì)馬赫數(shù)3.0時(shí)的進(jìn)氣道性能進(jìn)行了研究。

    對于亞燃沖壓發(fā)動機(jī),隨著出口反壓(Pout)的增加,進(jìn)氣道結(jié)尾激波鏈會不斷前移并最終被推出進(jìn)氣道而導(dǎo)致不起動,因此實(shí)際發(fā)動機(jī)一般要求結(jié)尾激波鏈位于擴(kuò)張段前端靠近喉道的位置,且當(dāng)燃燒室不穩(wěn)定工作導(dǎo)致Pout增加時(shí),結(jié)尾激波鏈的前端不會進(jìn)入內(nèi)壓段。

    圖5 不同Pout的馬赫數(shù)云圖

    從圖5可以看出,隨著Pout的升高,激波鏈不斷前移,對于模型A當(dāng)Pout增加到0.44MPa時(shí),激波鏈前端已經(jīng)進(jìn)入內(nèi)壓段,所以進(jìn)氣道Pout最大值在0.43~0.44MPa之間,對于模型B,Pout最大值在0.54~0.55MPa之間,進(jìn)氣道的抗反壓能力明顯增加,增幅約為25.29%。此外,對于模型B,當(dāng)Pout接近最大值時(shí),邊界層分離現(xiàn)象得到明顯改善。

    圖6為模型A下側(cè)壁面和模型B上側(cè)壁面沿來流方向的壓強(qiáng)分布,可以看出,壓力出現(xiàn)長距離的振蕩且振幅不斷減小,這是由于此處存在激波鏈造成的[7],振蕩距離就等于激波鏈的長度。當(dāng)Pout相同時(shí),模型B的激波鏈長度明顯小于模型A。對于模型B,當(dāng)Pout接近最大值時(shí),激波鏈已基本消失,即結(jié)尾激波鏈變?yōu)橐坏勒げǎ@也反映了分離現(xiàn)象的減弱。

    圖7 出口σ分布

    由于擴(kuò)張段長度不變,激波鏈長度的減小會給激波鏈后的高速流和兩側(cè)的低速流提供更長的混合距離,從而導(dǎo)致進(jìn)氣道出口流場均勻度的改善,這點(diǎn)從不同Pout時(shí)進(jìn)氣道出口的σ分布可以看出(圖7),由于來流總壓不變,σ的大小和變化趨勢就反映了出口總壓(Ptout)的大小和變化趨勢。隨著Pout的增加,進(jìn)氣道出口總壓更加均勻,模型B的出口總壓均勻度較模型A好得多,特別是當(dāng)Pout接近最大值時(shí),模型B出口總壓分布相當(dāng)均勻。

    表1 不同Pout的出口總壓畸變強(qiáng)度

    若定義進(jìn)氣道出口總壓畸變強(qiáng)度等于出口總壓最大值和最小值之差與平均值的比值(ΔPtout/Ptout),則不同Pout的ΔPtout/Ptout見表1,模型BΔPtout/Ptout的最小值較模型A減小了約50.18%,且進(jìn)氣道出口總壓畸變強(qiáng)度所反映的出口總壓均勻度隨Pout和模型的變化和對圖7的分析結(jié)果完全相同。

    表2 不同Pout的出口總壓恢復(fù)系數(shù)

    表2為Pout對模型A、B總壓恢復(fù)系數(shù)σ的影響,可見,不僅模型B的抗反壓能力遠(yuǎn)高于模型A,前者σ的最大值也大于后者,增加了約15.68%。

    4 結(jié)論

    文中提出了一種基于邊界層剝離技術(shù)的亞燃沖壓進(jìn)氣道擴(kuò)張段中氣流分離的控制方法,并對其進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值模擬研究,研究表明該控制方法:

    1)可以有效控制激波邊界層干擾引起的氣流分離現(xiàn)象,使得結(jié)尾激波鏈長度大為減小直至基本消失。

    2)可使進(jìn)氣道的抗反壓能力提高了約25.29%,最大總壓恢復(fù)系數(shù)增加了約15.68%,進(jìn)氣道出口流場均勻度大為改善,總壓畸變強(qiáng)度最小值減少了約50.18%。

    [1]John J Mahoney.Inlets for supersonic missiles:AIAA E-education series[M].AIAA,1990.

    [2]Schmisseur J D,Datta V.Gaitonde numerical investigation of new topologies in strong crossing shock-wave/Turbulent boundary layer interactions,AIAA 2000-0931[R].AIAA,2000.

    [3]Hamed A.Flow Separation in shock wave-boundary layer interactions at hypersonic speeds,NASA CR 4274[R].NASA,1990.

    [4]Hamed A,Shang J.Survey and assessment of the validation date for shock wave boundary layer interaction in supersonic inlets AIAA 1989-2939[R].AIAA,1989.

    [5]劉曉偉,何國強(qiáng),秦飛.寬馬赫數(shù)固沖二元進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與研究[J].宇航學(xué)報(bào),2008,29(5):1577-1582.

    [6]C D Herrmann,W W Koschel.Experimental investigation of the internal compression inside a hypersonic intake,AIAA 2002-4130[R].AIAA,2002.

    [7]Kaname Kawatsu,Shunsuke Koik.Pseudo-shock wave produced by backpressure in straight and diverging rectangular ducts,AIAA 2005-3285[R].AIAA,2005.

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