超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)各部件阻力特性仿真分析

潘沙 李佳豪 尹丹 唐旭榮 帥政陽 吳輝

摘要：采用CFD技術(shù)，對高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)冷流狀態(tài)下阻力特性開展了數(shù)值模擬研究。對發(fā)動(dòng)機(jī)不同部件的阻力大小及不同阻力類型的占比進(jìn)行了對比分析，為發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)測和評(píng)估提供了有效支撐。

Abstract： Using CFD technology， a numerical simulation study was conducted on internal drag characteristics of scramjet under cold flow conditions. The drag of different parts of the engine and the proportion of different drag types were compared and analyzed， which provides effective support for engine performance prediction and evaluation.

關(guān)鍵詞：高超聲速;超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī);阻力;數(shù)值模擬;計(jì)算流體力學(xué)

Key words： hypersonic;scramjet;drag;numerical simulation;computational fluid dynamics

中圖分類號(hào)：V235.21? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號(hào)：1674-957X（2021）10-0044-02

0? 引言

高超聲速飛行器是指馬赫數(shù)大于5、以吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)或組合發(fā)動(dòng)機(jī)為主要?jiǎng)恿Γ茉诖髿鈱雍涂绱髿鈱又羞h(yuǎn)程飛行的飛行器，其應(yīng)用形式包括高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速飛機(jī)、空天飛機(jī)和空天導(dǎo)彈等多種飛行器。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)，乃至整個(gè)高超聲速飛行器技術(shù)體系中的核心，一直以來是各航空航天大國研究和競爭的熱點(diǎn)[1-3]。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般是采用機(jī)體/推進(jìn)一體化系統(tǒng)，按功能和結(jié)構(gòu)分為前體/進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和噴管/后體等件，各部件之間緊密關(guān)聯(lián)，在功能上互為支撐，如圖1所示。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在冷流空氣通流狀態(tài)下的內(nèi)部阻力特性，是評(píng)價(jià)其性能的重要指標(biāo)，內(nèi)部阻力是作用在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部通道表面的壓差阻力和摩擦阻力的總和。為正確評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)性能，必須精確確定發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部阻力，以便對其進(jìn)行性能優(yōu)化和改進(jìn)。

本文采用CFD技術(shù)，對某超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開展了數(shù)據(jù)模擬，獲得了各部件內(nèi)流道流場結(jié)構(gòu)，并分析了各阻力類型及其所占比例。

1? CFD數(shù)值模擬方法及算例驗(yàn)證

CFD（Computational Fluid Dynamics）技術(shù)，又稱計(jì)算流體力學(xué)，是采用計(jì)算機(jī)求解各種流動(dòng)問題的專門技術(shù)，廣泛應(yīng)用于流體力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)研究中。CFD一般流程包括對計(jì)算外形進(jìn)行前處理，生成網(wǎng)格，設(shè)置初值/邊值條件;求解器迭代求解，判別收斂;數(shù)據(jù)或流場后處理。較之風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，采用CFD數(shù)值模擬開展研究，具有成本低、周期短、效率高的優(yōu)勢，能夠大批量和多狀態(tài)的同時(shí)計(jì)算，對性能預(yù)估和方案選型有著重要支撐作用。本文采用三維全NS方程求解，空間離散采用ASUM差分格式，LU-SGS數(shù)值方法，湍流模擬采用k-ω SST模型。

針對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道的流動(dòng)特點(diǎn)，先通過文獻(xiàn)[3]中的內(nèi)流道算例，對所建立的數(shù)值方法進(jìn)行驗(yàn)證。Reinartz等[3]對二維混合壓縮進(jìn)氣道進(jìn)行了大量的數(shù)值與試驗(yàn)研究，并獲得清晰的彩色紋影照片與進(jìn)氣道壁面壓強(qiáng)分布，可供研究人員進(jìn)行計(jì)算驗(yàn)證，模型見圖2。

圖3給出CFD數(shù)值模擬流場結(jié)構(gòu)與實(shí)驗(yàn)紋影圖的比較，可以看出，計(jì)算結(jié)果顯示出了進(jìn)氣道內(nèi)復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)和分離區(qū)，流場及波系結(jié)構(gòu)與實(shí)驗(yàn)紋影照片基本吻合。

2? 計(jì)算與分析

對某超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，為正確捕捉邊界層和摩阻，對壁面法向網(wǎng)格間距加密至1.0E-5m，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道網(wǎng)格如圖4所示。

高超聲速來流由前體壓縮進(jìn)入進(jìn)氣道，經(jīng)過隔離段到達(dá)燃燒室與燃料進(jìn)行充分混合燃燒，最后經(jīng)噴管噴出獲得推力。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道表面阻力由壓差阻力和摩擦阻力兩部分組成，研究表明，在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部阻力中，摩擦阻力占總阻力的一半以上[4]。為獲得超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)阻力特性，通過數(shù)值模擬對發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部流道進(jìn)行計(jì)算分析，從而得到前體、進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室、噴管等各部件阻力分布與特性。

對計(jì)算結(jié)果進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部各個(gè)部件阻力比例的對比，通過各部分阻力的貢獻(xiàn)對部件進(jìn)行阻力特性分析和評(píng)價(jià)，見表1及圖5。

來流在發(fā)動(dòng)機(jī)各部件之間流動(dòng)產(chǎn)生壓差阻力和摩擦阻力，各部件兩部分阻力之和構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)各部件貢獻(xiàn)的阻力，由于發(fā)動(dòng)機(jī)各部件作用不同，產(chǎn)生的阻力也有較大差異，主要對典型飛行狀態(tài)H26km，巡航馬赫數(shù)Ma6狀態(tài)下超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)各部件阻力比例的討論和分析。

發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)壁阻力可以分為摩擦阻力和壓差阻力，壓差阻力一正壓力的形式作用在壓縮面上，前體和進(jìn)氣道由于處于迎風(fēng)位置，對高超聲速來流產(chǎn)生壓縮作用，產(chǎn)生了大量的壓差阻力，而對于隔離段、燃燒室和噴管，由于處在背風(fēng)位置產(chǎn)生了負(fù)方向的壓差阻力，即推力。摩擦阻力以切向力的形式作用在所有與氣流接觸的表面上，所以所有部件產(chǎn)生的摩擦阻力都為正，數(shù)值大小與部件的面積和切向力的大小有關(guān)，數(shù)據(jù)列于表1中。圖2顯示了在高度26km，馬赫數(shù)6巡航狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部各部件產(chǎn)生摩擦阻力占總摩阻的百分比，可以看出由于隔離段產(chǎn)生的摩擦阻力占總摩阻的36%，是發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道中產(chǎn)生摩擦阻力最大的部件。

由總阻力數(shù)據(jù)可以看出前體產(chǎn)生的阻力是總阻力的156%，在所有部件中產(chǎn)生的阻力最大，另外進(jìn)氣道和燃燒室也產(chǎn)生了一定的阻力。隔離段是產(chǎn)生推力的主要部件，噴管也產(chǎn)生了少量的推力。

前體和進(jìn)氣道是發(fā)動(dòng)機(jī)阻力的主要承載部件，所產(chǎn)生的總阻力占所有阻力的大部分，隔離段由于背風(fēng)產(chǎn)生大量的推力在與摩阻作差以后依舊剩余大量的推力。燃燒室產(chǎn)生的推力不足以抵消摩擦阻力，依舊以阻力的形式體現(xiàn)。噴管產(chǎn)生的推力大于其產(chǎn)生的阻力，對整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)貢獻(xiàn)了推力。

3? 總結(jié)

本文針對超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)阻力特性展開了分析和討論，通過對典型狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的阻力計(jì)算，得到了各部件貢獻(xiàn)的阻力比例，其中前體和進(jìn)氣道是發(fā)動(dòng)機(jī)阻力的主要承載部件，隔離段和噴管的阻力為負(fù)值，實(shí)際提供了正推力。

參考文獻(xiàn)：

[1]蔡國飆，徐大軍.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究綜述[J].火箭推進(jìn)， 2005，31.

[2]潘沙.高超聲速氣動(dòng)熱數(shù)值模擬方法及大規(guī)模并行計(jì)算研究[D].國防科技大學(xué)，2010，6.

[3]Reinartz B U， Hermann C D， Ballmann J. Analysis of Hypersonic Inlet Flows with Internal Compression[R]. AIAA Paper 2002-5230， 2002.

[4]衛(wèi)永斌.高超聲速進(jìn)氣道系統(tǒng)阻力特性研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2008.