不同入口馬赫數對超燃沖壓發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動機產生推力的主要部件，如在飛行馬赫數Ma=6時，尾噴管產生的推力可達到發動機總推力的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律研究已成為超燃沖壓發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、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參數的變化，本文初步研究了不同入口馬赫數對超燃沖壓發動機尾噴管的性能影響規律。

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]中采用多目標優化方法設計的超聲速燃燒沖壓發動機尾噴管，設計狀態下的飛行高度為25 km，飛行馬赫數為6，噴管入口靜壓為1.2795×105Pa，入口馬赫數為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62820。

1.2 數值計算方法

4和9分別驗證了Fluent軟件用于超燃沖壓發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 入口馬赫數對尾噴管性能的影響分析

由于超燃沖壓發動機工作在超聲速條件下，為觀察不同入口馬赫數對噴管性能的影響，圍繞設計馬赫數分別選取1，1.25，1.5，1.75和2這五個參考點進行研究，其他參數值保持不變。按照上述數值計算方法對五種不同工況的噴管流場進行了數值仿真計算。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可以發現，在入口馬赫數為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值有差別。而入口馬赫數為2的上壁內表面靜壓分布圖與入口馬赫數為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，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為1.25，1.5和2條件下的壓強和馬赫數等值線分布圖。

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為1.5的流場結構相似，在這里不再贅述。從入口馬赫數為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象，不同的是在噴管上壁內表面長度范圍內沒有出現二次膨脹。

表1列舉了噴管在不同入口馬赫數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的增大而同時增大的現象。

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對尾噴管性能的影響規律，得出以下結論：當噴管入口馬赫數增大時，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。總之，在進行飛行器一體化設計時，應該盡量避免因流動不穩定而造成的噴管入口馬赫數的變化，以免影響飛行穩定性。

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