不同入口馬赫數(shù)對超燃沖壓發(fā)動機尾噴管的性能影響研究

文 科，李旭昌，馬岑睿，馬海英，宋亞飛

（空軍工程大學導彈學院，陜西三原713800）

0 引言

以超燃發(fā)動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器往往需要跨大馬赫數(shù)范圍飛行，工況變化范圍很大，噴管的膨脹比極高，通常采用機體/推進一體化設計。此時，飛行器后體壁面作為超燃沖壓發(fā)動機的外噴管膨脹面來使用，形成非對稱噴管。尾噴管是超燃沖壓發(fā)動機產生推力的主要部件，如在飛行馬赫數(shù)Ma=6時，尾噴管產生的推力可達到發(fā)動機總推力的70%左右[1]。尾噴管的性能既取決于其幾何構型，又取決于沿飛行軌道的Ma、動壓、飛行攻角、進氣道和燃燒室性能等，對尾噴管性能的影響規(guī)律研究已成為超燃沖壓發(fā)動機領域的重要研究方向。文獻 [2-7]分別研究了SERN的主要幾何參數(shù)、化學非平衡、熱非平衡、湍流模型、壁面催化、靜壓比以及外流對其流場和性能的影響。由于噴管入口截面之前流場的不確定影響因素非常多，必然引起入口截面流體狀態(tài)參數(shù)的變化，本文初步研究了不同入口馬赫數(shù)對超燃沖壓發(fā)動機尾噴管的性能影響規(guī)律。

1 物理模型與計算模型

1.1 物理模型

本文計算的物理模型采用的是文獻 [8]中采用多目標優(yōu)化方法設計的超聲速燃燒沖壓發(fā)動機尾噴管，設計狀態(tài)下的飛行高度為25 km，飛行馬赫數(shù)為6，噴管入口靜壓為1.2795×105Pa，入口馬赫數(shù)為1.543，總溫2000 K。噴管型面如圖1所示，以噴管型線的起始點為坐標原點，主流的流動方向為x的正方向，垂直于主流指向尾噴管面罩的方向為正方向。圖2為尾噴管計算網格，對壁面以及流動參數(shù)變化劇烈的地方采用邊界層網格和網格局部進行加密，網格總數(shù)62820。

1.2 數(shù)值計算方法

4和9分別驗證了Fluent軟件用于超燃沖壓發(fā)動機尾噴管冷流流場計算的可靠性。本文應用Fluent軟件進行了不同入口馬赫數(shù)條件下的無化學反應的粘性流場計算，采用有限體積法全隱式格式對有組分的守恒形式的二維雷諾時均Navier-Stokes方程進行求解，并采用兩方程RNG k-ε湍流模型和非平衡壁面函數(shù)對控制方程進行求解。噴管進口邊界條件取總壓、總溫、靜壓，出口選在噴管下游足夠遠處，外場自由流(流體為空氣)取給定遠場條件，壁面采用無滑移絕熱邊界條件。計算收斂條件為殘差下降到1× 10-5以下，進出口質量流率保持穩(wěn)定。

圖1 非對稱噴管模型幾何尺寸Fig.1 Geometric dimension of asymmetric ramp-nozzle

圖2 噴管計算網格Fig.2 Computational mesh of nozzle

2 入口馬赫數(shù)對尾噴管性能的影響分析

由于超燃沖壓發(fā)動機工作在超聲速條件下，為觀察不同入口馬赫數(shù)對噴管性能的影響，圍繞設計馬赫數(shù)分別選取1，1.25，1.5，1.75和2這五個參考點進行研究，其他參數(shù)值保持不變。按照上述數(shù)值計算方法對五種不同工況的噴管流場進行了數(shù)值仿真計算。由于產生推力和升力的主要型面是噴管的上膨脹面，因此考察獨立膨脹邊的靜壓分布。圖3為五種不同工況條件下噴管上壁內表面靜壓分布圖。

圖3 噴管上壁內表面靜壓分布Fig.3 Static pressure distribution on internal surface of nozzle upper wall

從圖3可以發(fā)現(xiàn)，在入口馬赫數(shù)為1，1.25，1.5和1.75這四種工況條件下，上壁內表面靜壓分布圖形狀相似，但是具體的拐點及相對應的數(shù)值有差別。而入口馬赫數(shù)為2的上壁內表面靜壓分布圖與入口馬赫數(shù)為1，1.25，1.5和1.75的上壁內表面靜壓分布圖的前半段形狀相似。隨著噴管入口馬赫數(shù)的增加，流體在噴管入口處的快速膨脹引起的壓降逐漸增大，氣流分離點向噴管上壁面下游移動，上壁內表面壓強逐漸增大，同樣通過圖3可以觀察到沿著上壁內表面有靜壓峰值的出現(xiàn)，暫且稱其為二次壓峰，產生二次壓峰的點逐漸向膨脹面下游移動，產生的二次壓峰值也隨著馬赫數(shù)的增加而增大。

為了便于分析噴管流場結構，圖4中分別給出了入口馬赫數(shù)為1.25，1.5和2條件下的壓強和馬赫數(shù)等值線分布圖。

圖4 噴管內外流場輪廓圖Fig.4 Contours of scramjet nozzle flowfield

以入口馬赫數(shù)為1.5的壓力分布圖為參考分析流場結構。從燃燒室出來的高溫高壓氣體，在噴管入口處快速膨脹，產生膨脹波，使尾噴管上壁內表面的壓力沿x軸正方向迅速降低，由于型面繼續(xù)擴張，造成氣流分離，分離氣流由于與噴管內表面的高壓流體，在分離氣流與上壁內表面之間形成一個相對獨立的流場，壓力升高，進行二次膨脹，在噴管唇口處由于內部流場與外部流場進行交匯，因而壓力有所微升。入口馬赫數(shù)為1，1.25和1.75這三種工況條件下的流場結構分析與入口馬赫數(shù)為1.5的流場結構相似，在這里不再贅述。從入口馬赫數(shù)為2的壓力分布圖可以觀察到，此工況條件下同樣也有氣流分離的現(xiàn)象，不同的是在噴管上壁內表面長度范圍內沒有出現(xiàn)二次膨脹。

表1列舉了噴管在不同入口馬赫數(shù)條件下的推力和升力性能。從表1可以看出，隨著噴管入口馬赫數(shù)的升高，噴管的推力性能和升力性能均有不同幅度的提高，推力的增幅較升力的增幅大。結合圖3不難分析出，隨著入口馬赫數(shù)的增大，上壁面的靜壓在相同的坐標均有不同程度的增大，作用在上壁面的推力也相應的增大，同時升力也增大。面罩內表面的靜壓分析和力的分析與上膨脹面類似。也就造成了推力和升力隨著入口馬赫數(shù)的增大而同時增大的現(xiàn)象。

表1 噴管推力/升力性能對比Tab.1 Preparison of thrust and lift force of scramjet nozzle under different working conditions

3 結論

運用Fluent軟件對自行設計的噴管進行仿真分析，研究了尾噴管不同入口馬赫數(shù)對尾噴管性能的影響規(guī)律，得出以下結論：當噴管入口馬赫數(shù)增大時，推力和升力都有所增大，但推力的增幅較大，由升力變化所引起的俯仰力矩的振蕩可能會影響到飛行器的配平。在高超聲速飛行器的實際飛行中，我們希望在能夠配平飛行器的升力的前提條件下，能夠為飛行器提供盡可能大的動力?？傊?，在進行飛行器一體化設計時，應該盡量避免因流動不穩(wěn)定而造成的噴管入口馬赫數(shù)的變化，以免影響飛行穩(wěn)定性。

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