超燃沖壓發動機噴管非定常流向渦研究

齊曉航

（沈陽航空航天大學，遼寧 沈陽 110000）

高超聲速飛行器的動力裝置主要是沖壓發動機，包括亞燃沖壓發動機和超燃沖壓發動機。其中，亞燃沖壓發動機在工作過程中由于會將超聲速氣流降到亞音速，導致壓力下降明顯使得靜溫大幅度增加，在高馬赫數來流下，一方面，靜溫過高會使空氣發生電離，導致溫度超出材料的承受極限；另一方面，總壓損失過大及空氣離解吸收大量能量會導致發動機性能的降低。而相比亞燃沖壓發動機，超燃沖壓發動機在工作過程中，氣流的總壓損失并不大，整個工作過程中靜溫不會有較大變化，空氣不容易發生電離，這樣不僅降低了對燃燒室材料的要求，也會使氣流的能量損失降低，因此，在沖壓發動機中，超燃沖壓發動機往往是作為吸氣式高超聲速飛行器的主要選擇。目前，國內外對于超燃沖壓發動機的研究大多都是定常計算，本文則通過非定常計算來討論超燃沖壓發動機尾流中流向渦隨時間的變化規律。

1 計算模型和邊界條件

噴管模型來自文獻[3]，噴管結構示意圖如圖1 所示，結構示意圖中標明了噴管各個部分和結構的名稱，同時，也標明了噴管入口，內噴管出口和外噴管區域的位置，X 方向是氣流的主流方向。噴管寬度為50mm，其他的設計參數見表1。

圖1 噴管結構示意圖

表1 噴管主要設計參數表

網格劃分上，噴管所有近壁面處的網格均進行了加密處理，網格大部分由O 型網格組成，局部位置采用非結構網格，近壁面第一層網格高度設置為0.005mm，y+<1，網格總數約230 萬。本文選用基于大渦模擬湍流模型。時間步長設為2×10-5s。設置流體為理想氣體。所有壁面皆為絕熱、無滑移壁面。根據參考文獻設定邊界條件為噴管入口靜壓36000Pa，靜溫298K，馬赫數2.5，自由流靜壓2940Pa，總溫673K，馬赫數7.1。

圖2 X=0.7m 截面非定常流線圖

2 數值結果及分析

圖2 是尾流流場中X=0.7m 位置處流非定常線圖。為了進一步觀察流場中心區域流向渦的具體變化過程，對中心區域生成渦的位置處進行放大。根據觀察，在Phase1 時刻開始，兩個大流向渦交界處下部凸起，并在Phase2 時刻正式開始脫離主流向渦生成獨立的渦核結構，并且由于渦脫落的緣故，在兩個大流向渦和小流向渦之間的區域形成了新的小尺度流向渦，這些流向渦是受到大流向渦和大流向渦脫離生成的小流向渦共同的影響產生的誘導渦。到了Phase3 時刻，整個流場趨于穩定，大流向渦下方的渦核數變成了四個，在Phase2 時刻中尺度過小的流向渦消失，并且觀察此時流線，發現兩個中心處的小流向渦的內側的流線也開始發生彎折，有形成流向渦的趨勢，到了Phase4 時刻，發現左側的的流向渦尺度突然變小，而右側流向渦尺度則保持不變。整個過程中，該處流場中心區域流場變化明顯，而大流向渦的結構則保持穩定不變。

3 結語

本文對超燃沖壓發動機噴管流場中X=0.7m 位置處非定常流向渦特性進行了研究，得出以下結論：當氣流發展至x=0.7m 處時，兩個大的流向渦會在各自的下方各自分離出新的流向渦，并且隨著時間的發展，分離出的流向渦和大的流向渦也會影響周圍流場生成其他小尺度渦，這表示隨著主流發展到x=0.7m 處，流場中心處會開始產生振蕩，振蕩的原因是由于流向渦尺度逐漸增大時，流向渦之間相互擠壓，在相互擠壓的過程中，會使得流向渦局部位置的不穩定，進而生成新的流場結構。