攻角變化對液體沖壓發動機性能影響分析

溫瑞珩，李 健

（92941部隊，葫蘆島，125001）

0 引 言

液體沖壓發動機具有結構簡單、體積小、在高速飛行時效率高以及經濟性好等特點，是臨近空間超聲速或高超聲速飛行的首選動力裝置，得到廣泛應用[1]。沖壓發動機的基本結構主要是進氣道、燃燒室、尾噴管、燃油系統等。其中進氣道性能、燃油系統性能、熱防護性能等的優劣，對液體沖壓發動機的性能起到重要的作用。

目前國內外對超聲速飛行器和導彈用各種類型的進氣道性能開展了大量的研究。文獻[2]對某二元混壓式進氣道在小攻角范圍內的流場特性進行了較為詳細的數值模擬，結果表明：結尾正激波隨攻角的增大逐漸靠近唇口，當攻角為7°時，處于迎風側進氣道內的正激波被推出唇口，總壓恢復系數和流量系數隨攻角的增大均有所下降；文獻[3]對超燃沖壓發動機進氣道內流場的研究表明，當正攻角大于5°時進氣道產生溢流，流量捕獲能力下降；文獻[4]、[5]對高超聲速進氣道的啟動特性的研究表明，攻角變化對進氣道性能會產生較大影響；文獻[6]通過對燃油流量跟隨調節等特性的研究，提出一種改善燃油調節動態特性的措施；文獻[7]對沖壓發動機燃油供給開展了研究，提出將傳統PID控制技術與模糊控制技術相結合，應用于沖壓發動機燃料供給控制系統的設計方法，可較好地提高發動機的效率；文獻[8]通過對沖壓發動機熱防護問題的研究，提出通過發展新型耐熱材料、采用先進的復合冷卻方式等來解決沖壓發動機熱防護問題，但對于攻角變化對發動機熱防護性能的影響，未見相關文獻報道。

本文以定尺寸二元X形進氣道液體沖壓發動機為例，分別就攻角變化對進氣道性能影響進行分析，以及大攻角引發亞臨界狀態下對發動機的供油性能及熱防護性能影響進行研究。研究結果旨在為液體沖壓發動機設計及鑒定提供參考。

1 攻角變化對進氣道性能的影響

進氣道作為沖壓發動機的重要部件，主要作用是捕獲和壓縮迎面高速氣流，把高速氣流的動能轉變為壓力能，并為燃燒室提供一定流量、速度和均勻度的氣體流場，保證燃燒室內的燃燒和流動。馬赫數為5～7的碳氫燃料超燃沖壓發動機，進氣道每提高 1%的壓縮效率發動機比沖約增加 3%～5%，因此進氣道性能直接影響著發動機的性能[9]。

通過進氣道相對性能參數的變化，即不同攻角進氣道性能參數與設計點性能參數的比值變化，來分析攻角變化對二元X形進氣道的性能影響。圖1和圖2分別為無側滑角情況下，不同攻角的進氣道相對總壓恢復系數σ和相對流量系數Φ的變化曲線。由于此類型進氣道具有軸對稱性，正攻角與負攻角情況下，進氣道的特性是一致的，因此僅對正攻角情況進行討論。

圖1 不同攻角進氣道相對總壓恢復系數曲線Fig.1 Curve of Relative Total Pressure Recovery Coefficient of Inlet with Different Angles of Attack

由圖1可知，隨著進氣道攻角的增加，相對總壓恢復系數總體呈下降趨勢。在0～6°攻角范圍內，相對總壓恢復系數下降較為緩慢，是因為總壓損失較慢；在攻角大于6°時，相對總壓恢復系數快速下降，主要原因是隨著攻角的增大，總壓損失快速增大所致，此時進氣道總壓恢復系數同步快速下降，直接影響發動機的推力快速下降[10]。

圖2 不同攻角進氣道相對流量系數曲線Fig.2 Curve of Relative Flow Coefficient of Inlet with Different Angles of Attack

由圖2可知，隨著進氣道攻角的增加，在0～6°攻角范圍內，相對流量系數沒有較大變化，其原因是雖然背風進氣道隨著攻角增大空氣捕獲流量減少，但是迎風進氣道空氣捕獲流量增大，總空氣捕獲流量變化較小，因此流量系數沒有較大變化；在攻角大于6°時，相對流量系數下降較快，說明進氣道流量系數也在快速下降，其原因是進氣道總空氣捕獲流量快速減少。

由于發動機為二元四進氣道的超聲速進氣道，其工作原理是將來流通過超聲段、喉道、亞聲段內的結尾正激波減速增壓，轉化為亞聲速流動。通過風洞試驗可知，隨著攻角的進一步增大，流量系數進一步下降，背風進氣道中的一個進氣道率先進入亞臨界狀態。原因是由于進氣道下游壓力過高，結尾正激波逆流向前移動，脫離進氣道外罩唇口與口外斜激波相互作用形成脫體弓形波，因此將發生亞臨界狀態。發生亞臨界的進氣道會出現亞聲速溢流，壓力和流量的降低程度會更大[11,12]。隨著亞臨界程度的加深，在進氣道內產生低頻、大幅度的縱向壓力脈動，從而引起喘振。

2 攻角變化對發動機燃油供給的影響

發動機的燃油系統按照設計的流量控制規律，將燃油以一定的角度、速度和壓力通過噴油環噴射到燃燒室中，與來自進氣道的空氣流混合燃燒，保證發動機正常工作，獲得導彈飛行所需的推力，工作原理如圖3所示。當進氣道攻角變化時，燃油軌跡將發生變化。

圖3 發動機工作原理示意Fig.3 Schematic Diagram of Ramjet Working Principle

圖4是攻角為α時的噴油環射流軌跡如圖4所示。

圖4 進氣道攻角為α時的噴油射流軌跡示意Fig.4 Schematic Diagram of Jet Trajectory with an Inlet Angle of Attck of αVf0—燃油噴射初始速度；Va—進氣道出口氣流速度（Va1，Va2為Va的兩個速度分量，其中：Va1—進氣道出口徑向向外速度，Va2—沿主流方向并與Vf0垂直速度）；Vf—燃油噴射合速度；θ—Vf方向與Va1方向的夾角

假設進氣道出口氣流速度Va的馬赫數為0.8，燃油噴射初始速度 Vf0的馬赫數為 0.3，燃油噴射錐角度為60°，分別取攻角α為0°、2°、4°和6°，計算不同攻角時的Va1，Va2和θ，計算結果如表1所示。

表1 不同攻角時的參數值Tab.1 Parameter Values at Different Angles of Attack

由圖4和表1可知，隨著攻角α的增大，氣流速度Va向徑向偏移，速度分量Va1逐漸增大，相應的速度分量Va2逐漸減小，θ角逐漸減小，燃油噴射合速度Vf向徑向方向偏移。當攻角大于6°時，進氣道性能快速下降，引發亞臨界。當發動機進入亞臨界后，迎風進氣道來流速度Va相對較高，氣流徑向分速度Va1較大，部分燃油會隨徑向氣流沿 Vf方向進入冷卻通道。而背風進氣道由于亞臨界出現溢流，進氣道出口流速較低，氣流軸向分速度比較小，燃油噴射液滴的穿透深度增大，同樣會出現部分燃油進入冷卻通道的情況。這是因為一方面進入發動機燃燒室的燃油減少，影響發動機的推力；另一方面進入冷卻通道中的部分燃油，可能被點燃破壞發動機的冷卻系統。

3 攻角變化對發動機冷卻系統性能的影響

發動機主要由進氣道、燃燒室組件、點火裝置、燃油系統、尾噴管等組成，而燃燒室組件又包括燃燒室殼體、火焰穩定器、火焰筒等，結構示意如圖5所示。發動機工作時，高速空氣流經進氣道、中心錐（楔板）等擴壓器組件，減速增壓后進入燃燒室。當氣流進入燃燒室入口時，經內襯筒分配，一部分進入火焰筒內與燃油系統按照一定控制規律所供燃油混合燃燒，產生具有一定壓力的高溫燃氣，經尾噴管膨脹加速，高速噴出，獲得反作用推力，推動導彈飛行；另一部分進入火焰筒與燃燒室殼體之間的冷卻通道，對火焰筒起到保護作用。

圖5 發動機結構示意Fig.5 Schematic Diagram of Ramjet Construction

對于液體沖壓發動機而言，發動機殼體的冷卻主要通過兩個途徑實現，一是自身的隔熱作用，二是火焰筒與燃燒室殼體之間的冷卻通道中的氣流冷卻作用。當發動機工作時，高速氣流進入燃燒室，經內襯筒分配，一部分氣流進入火焰筒內與噴射燃油混和燃燒，生成高溫燃氣噴出，另一部分氣流進入火焰筒與燃燒室殼體之間的冷卻通道，起到冷卻作用。另外由于火焰筒中燃氣流速高于冷卻通道中的氣體流速，從而造成火焰筒內外壓差，因此冷卻通道中的冷氣流會通過火焰筒氣膜孔和火焰筒間縫隙流入火焰筒內的燃氣中，在高溫燃氣的作用下，冷氣流彎曲并覆蓋于火焰筒內表面，形成具有冷卻和隔熱作用的貼壁氣膜，從而起到對火焰筒的冷卻作用，降低內壁面溫度，對火焰筒起保護作用，如圖6所示。如果冷卻系統失效，將導致發動機殼體過熱破壞。

圖6 氣膜形成示意Fig.6 Schematic Diagram of Air Film Formation

由圖6可知，當攻角大于6°時液體沖壓發動機出現亞臨界狀態，部分燃油可能進入冷卻通道。通常情況燃油燃燒，需要滿足合適油氣比、穩定的火焰、持續時間等條件才具備燃燒可能。如果發生發動機二次點火，不僅點燃主流區沒有燃燒的燃油，還可能會點燃進入冷卻通道中的燃油，燃油在冷卻通道內的燃燒可能造成殼體過熱、火焰筒損傷，同時破壞氣膜冷卻結構，使火焰筒直接接觸燃燒室內高溫高速燃氣，并在其作用下導致損壞擴展，進一步造成火焰筒燒穿。當火焰筒燒穿后，發動機殼體在高溫高壓燃氣的作用下，最終導致結構破壞。

4 結束語

本文基于液體沖壓發動機的結構和工作原理，通過攻角變化對進氣道性能的影響以及進氣道亞臨界后攻角變化對發動機供油情況、冷卻系統的影響進行了分析，得出如下結論：

a）攻角變化在0～6°范圍內，進氣道性能變化較小，當攻角大于6°時總壓恢復系數和流量系數會快速下降，造成進氣道進發不匹配，從而導致亞臨界狀態，進而引起喘振；

b）大攻角引發亞臨界狀態下，燃油系統部分燃油會隨著氣流卷入發動機的冷卻通道，如果燃油被二次點火點燃，發動機的冷卻結構將被破壞，冷卻系統失效導致發動機結構破壞。

基于以上分析，在滿足導彈或飛行器使用性能的前提下，對于液體沖壓發動機的設計鑒定應關注：首先適宜減小攻角變化，避免亞臨界發生；其次在大攻角狀態下，不進行發動機二次點火；再次在燃油系統供油控制中，引入攻角變化參數進行供油律調整。但是當姿態角增大自調節降低供油時，勢必以犧牲速度為代價，因此對于姿態角與供油控制的相互協調還需進一步研究。