超燃沖壓發動機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，對高超聲速沖壓發動機冷流狀態下阻力特性開展了數值模擬研究。對發動機不同部件的阻力大小及不同阻力類型的占比進行了對比分析，為發動機性能預測和評估提供了有效支撐。

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.

關鍵詞：高超聲速;超燃沖壓發動機;阻力;數值模擬;計算流體力學

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

中圖分類號：V235.21? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-957X（2021）10-0044-02

0? 引言

高超聲速飛行器是指馬赫數大于5、以吸氣式沖壓發動機或組合發動機為主要動力，能在大氣層和跨大氣層中遠程飛行的飛行器，其應用形式包括高超聲速巡航導彈、高超聲速飛機、空天飛機和空天導彈等多種飛行器。超燃沖壓發動機是高超聲速飛行器推進系統，乃至整個高超聲速飛行器技術體系中的核心，一直以來是各航空航天大國研究和競爭的熱點[1-3]。

超燃沖壓發動機一般是采用機體/推進一體化系統，按功能和結構分為前體/進氣道、隔離段、燃燒室和噴管/后體等件，各部件之間緊密關聯，在功能上互為支撐，如圖1所示。超燃沖壓發動機在冷流空氣通流狀態下的內部阻力特性，是評價其性能的重要指標，內部阻力是作用在發動機內部通道表面的壓差阻力和摩擦阻力的總和。為正確評估發動機性能，必須精確確定發動機內部阻力，以便對其進行性能優化和改進。

本文采用CFD技術，對某超燃沖壓發動機開展了數據模擬，獲得了各部件內流道流場結構，并分析了各阻力類型及其所占比例。

1? CFD數值模擬方法及算例驗證

CFD（Computational Fluid Dynamics）技術，又稱計算流體力學，是采用計算機求解各種流動問題的專門技術，廣泛應用于流體力學、空氣動力學研究中。CFD一般流程包括對計算外形進行前處理，生成網格，設置初值/邊值條件;求解器迭代求解，判別收斂;數據或流場后處理。較之風洞實驗，采用CFD數值模擬開展研究，具有成本低、周期短、效率高的優勢，能夠大批量和多狀態的同時計算，對性能預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數值方法，湍流模擬采用k-ω SST模型。

針對發動機內流道的流動特點，先通過文獻[3]中的內流道算例，對所建立的數值方法進行驗證。Reinartz等[3]對二維混合壓縮進氣道進行了大量的數值與試驗研究，并獲得清晰的彩色紋影照片與進氣道壁面壓強分布，可供研究人員進行計算驗證，模型見圖2。

圖3給出CFD數值模擬流場結構與實驗紋影圖的比較，可以看出，計算結果顯示出了進氣道內復雜波系結構和分離區，流場及波系結構與實驗紋影照片基本吻合。

2? 計算與分析

對某超燃沖壓發動機模型進行結構網格劃分，為正確捕捉邊界層和摩阻，對壁面法向網格間距加密至1.0E-5m，發動機內流道網格如圖4所示。

高超聲速來流由前體壓縮進入進氣道，經過隔離段到達燃燒室與燃料進行充分混合燃燒，最后經噴管噴出獲得推力。超燃沖壓發動機內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，在超燃沖壓發動機內部阻力中，摩擦阻力占總阻力的一半以上[4]。為獲得超燃沖壓發動機阻力特性，通過數值模擬對發動機內部流道進行計算分析，從而得到前體、進氣道、隔離段、燃燒室、噴管等各部件阻力分布與特性。

對計算結果進行發動機內部各個部件阻力比例的對比，通過各部分阻力的貢獻對部件進行阻力特性分析和評價，見表1及圖5。

來流在發動機各部件之間流動產生壓差阻力和摩擦阻力，各部件兩部分阻力之和構成發動機各部件貢獻的阻力，由于發動機各部件作用不同，產生的阻力也有較大差異，主要對典型飛行狀態H26km，巡航馬赫數Ma6狀態下超燃沖壓發動機各部件阻力比例的討論和分析。

發動機的內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，前體和進氣道由于處于迎風位置，對高超聲速來流產生壓縮作用，產生了大量的壓差阻力，而對于隔離段、燃燒室和噴管，由于處在背風位置產生了負方向的壓差阻力，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，所以所有部件產生的摩擦阻力都為正，數值大小與部件的面積和切向力的大小有關，數據列于表1中。圖2顯示了在高度26km，馬赫數6巡航狀態下，發動機內部各部件產生摩擦阻力占總摩阻的百分比，可以看出由于隔離段產生的摩擦阻力占總摩阻的36%，是發動機內流道中產生摩擦阻力最大的部件。

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

前體和進氣道是發動機阻力的主要承載部件，所產生的總阻力占所有阻力的大部分，隔離段由于背風產生大量的推力在與摩阻作差以后依舊剩余大量的推力。燃燒室產生的推力不足以抵消摩擦阻力，依舊以阻力的形式體現。噴管產生的推力大于其產生的阻力，對整個發動機貢獻了推力。

3? 總結

本文針對超燃沖壓發動機阻力特性展開了分析和討論，通過對典型狀態下發動機的阻力計算，得到了各部件貢獻的阻力比例，其中前體和進氣道是發動機阻力的主要承載部件，隔離段和噴管的阻力為負值，實際提供了正推力。

參考文獻：

[1]蔡國飆，徐大軍.超燃沖壓發動機研究綜述[J].火箭推進， 2005，31.

[2]潘沙.高超聲速氣動熱數值模擬方法及大規模并行計算研究[D].國防科技大學，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]衛永斌.高超聲速進氣道系統阻力特性研究[D].南京：南京航空航天大學，2008.