寬域組合發(fā)動(dòng)機(jī)低速段沖壓通道阻力特性

鄧詩(shī)雨，金志光，柯玉祥

(南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

隨著高超聲速飛行器工作范圍不斷拓寬，傳統(tǒng)單一發(fā)動(dòng)機(jī)難以同時(shí)滿(mǎn)足工作范圍廣、寬域加速性能好、經(jīng)濟(jì)性高等需求，將各種發(fā)動(dòng)機(jī)相互組合，能確保在飛行器從地面零速起飛至臨近空間再水平著陸的飛行階段中，推進(jìn)系統(tǒng)始終能提供動(dòng)力保障。常見(jiàn)的組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)包括渦輪基組合循環(huán)(turbine based combined cycle, TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)[1]、火箭基組合循環(huán)(rocket based combined cycle, RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)[2]、空氣渦輪火箭(air turbo rocket, ATR)組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)[3]和液化空氣循環(huán)火箭(liquefied air cycle engine, LACE)等[4-5]。除此之外，還形成了以協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(synergistic air-breathing rocket engine, SABRE)[6]、三通道組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)(trijet)等為代表的組合發(fā)動(dòng)機(jī)。其中，預(yù)冷類(lèi)組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)以其寬飛行馬赫數(shù)范圍、高推重比和可重復(fù)使用等優(yōu)點(diǎn)受到了各國(guó)研究者們的青睞[7]。例如日本開(kāi)展ATREX(air-turbo ramjet engine)研究計(jì)劃[8]、英國(guó)提出的佩刀發(fā)動(dòng)機(jī)SABRE以及國(guó)內(nèi)提出的PATR(pre-cooling air turbo rocket)發(fā)動(dòng)機(jī)[9-11]。國(guó)內(nèi)的PATR發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)進(jìn)氣道內(nèi)布置的換熱器對(duì)來(lái)流空氣進(jìn)行預(yù)冷，拓寬渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍，一定程度上規(guī)避了“推力陷阱”現(xiàn)象，解決了高馬赫數(shù)飛行條件下渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)成為“死重”的問(wèn)題。

組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)時(shí)采用變幾何技術(shù)可選擇沖壓/渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)交替工作，在低馬赫數(shù)飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)面臨著進(jìn)氣道沖壓通道增壓效果差、沖壓燃燒室無(wú)法正常工作的問(wèn)題。部分型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)選擇直接關(guān)閉沖壓通道的進(jìn)氣道調(diào)節(jié)方案，如X43-B飛行器的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)[12]、SR-72飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)[13]、獵鷹組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(FaCET)[14]等。同時(shí)也存在低馬赫數(shù)飛行條件不關(guān)閉沖壓通道的解決方案，如20世紀(jì)80年代美國(guó)航空航天局和洛克希德馬丁公司聯(lián)合研制的一款馬赫數(shù)0～5組合發(fā)動(dòng)機(jī)[15-16]，此款發(fā)動(dòng)機(jī)起飛狀態(tài)時(shí)沖壓通道不工作但是斜板打開(kāi)，通過(guò)這種方式降低阻力[17]；另一款為NASA設(shè)計(jì)的7Ma雙流路高超聲速二元進(jìn)氣系統(tǒng)[18]，此進(jìn)氣道沖壓通道從起飛狀態(tài)開(kāi)始一直為冷態(tài)工作，直至沖壓燃燒室達(dá)到燃燒條件才進(jìn)行點(diǎn)火操作，此方案意在減小低馬赫數(shù)飛行阻力。由于在氣流以冷態(tài)形式通過(guò)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和以溢流形式從發(fā)動(dòng)機(jī)外部繞流兩種情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)整體受力大小有所不同，因此對(duì)組合發(fā)動(dòng)機(jī)低馬赫數(shù)條件下渦輪通道所需流量以外富余氣流走向問(wèn)題進(jìn)行分析。

本文針對(duì)組合發(fā)動(dòng)機(jī)低馬赫數(shù)飛行條件下富余氣流走向問(wèn)題進(jìn)行研究，采用兩種受力分析方式對(duì)不同富余氣流處理方式下發(fā)動(dòng)機(jī)總受力進(jìn)行評(píng)估比較，對(duì)比兩種狀態(tài)下進(jìn)氣道性能變化，提出一種通過(guò)沖壓通道下游節(jié)流(調(diào)節(jié)噴管喉道大小)的變幾何方式以減小發(fā)動(dòng)機(jī)所受總阻力。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及低馬赫數(shù)下氣流走向

1.1 進(jìn)氣道氣動(dòng)型面設(shè)計(jì)

本文所研究的組合發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道在來(lái)流馬赫數(shù)為2時(shí)，具體設(shè)計(jì)尺寸如圖1所示。設(shè)計(jì)唇口捕獲高度與分流板前緣點(diǎn)高度保持一致，其目的在于能滿(mǎn)足Ma∞=5工況下進(jìn)氣道捕獲面積保持不變的前提下實(shí)現(xiàn)沖壓通道的完全關(guān)閉。中心錐外壓縮段采用曲面壓縮設(shè)計(jì)，與常規(guī)曲面壓縮不同的是此模型采用外凸型曲面壓縮方式。在相同外壓縮段壓縮程度下，這種設(shè)計(jì)一方面能夠增大頭錐激波波后氣流方向角，減弱低來(lái)流馬赫數(shù)時(shí)的唇口處氣流膨脹程度；另一方面能夠減弱低來(lái)流馬赫數(shù)時(shí)唇口后續(xù)激波在中心錐上的反射激波強(qiáng)度，防止反射激波脫體。

圖1 Ma∞=2.0狀態(tài)氣動(dòng)型面

外壓段由半錐角17°直線(xiàn)段、外凸曲線(xiàn)段和半錐角12°直線(xiàn)段這3段構(gòu)成。為減小氣流在渦輪通道擴(kuò)張段的總壓損失，同時(shí)提升渦輪通道的抗反壓能力，中心錐后錐面采用緩后錐角設(shè)計(jì)，渦輪通道擴(kuò)張趨勢(shì)為先緩后急，最終選取后錐角起始角度為19.5°。

1.2 進(jìn)氣道寬范圍調(diào)節(jié)方案

組合發(fā)動(dòng)機(jī)的寬速域工作特性使得進(jìn)氣道需要相應(yīng)的變幾何技術(shù)來(lái)滿(mǎn)足寬?cǎi)R赫數(shù)范圍(Ma∞=0～5)高流量捕獲需求，但由于本組合發(fā)動(dòng)機(jī)軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)特殊性，無(wú)法通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)變幾何操作，于是采用中心錐和唇罩協(xié)調(diào)水平移動(dòng)、分流板保持不動(dòng)的方法進(jìn)行高/低馬赫寬范圍調(diào)節(jié)，圖2為進(jìn)氣道變幾何調(diào)節(jié)方案示意簡(jiǎn)圖。中心錐錐面與分流板內(nèi)壁面形成先收縮后擴(kuò)張的渦輪流道，唇罩內(nèi)壁面與分流板外壁面形成先收縮后擴(kuò)張的沖壓通道。渦輪通道內(nèi)收縮段較長(zhǎng)，喉道位置較為靠后。沖壓通道內(nèi)收縮段較短，喉道位置較為靠前。隨著來(lái)流馬赫數(shù)升高，中心錐緩慢后移，唇罩快速后移，沖壓/渦輪通道喉道面積均逐漸減小，壓縮量持續(xù)上升，這有利于保證高馬赫數(shù)下進(jìn)氣道性能。Ma∞=0～2為低馬赫數(shù)工作范圍，此過(guò)程中進(jìn)氣道構(gòu)型保持不變，由渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為飛行器提供動(dòng)力，當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)2時(shí)，渦輪通道擴(kuò)張段內(nèi)換熱器將高溫來(lái)流預(yù)冷至合適溫度，同時(shí)沖壓燃燒室開(kāi)始點(diǎn)火工作為飛行器提供額外推力，當(dāng)飛行速度達(dá)到5Ma時(shí)沖壓通道關(guān)閉，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不工作，發(fā)動(dòng)機(jī)僅由渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力。

圖2 變幾何調(diào)節(jié)原理

1.3 低馬赫數(shù)進(jìn)氣道富余氣流走向

低馬赫數(shù)來(lái)流情況下(Ma∞=0～2)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法正常工作，進(jìn)氣道理論捕獲氣流除提供渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作所需流量外富余的氣流面臨兩種走向：

1)氣流首先被進(jìn)氣道捕獲進(jìn)入內(nèi)流道，并以冷態(tài)形式流經(jīng)沖壓燃燒室最終由尾噴管排出發(fā)動(dòng)機(jī)，整個(gè)過(guò)程中沖壓通道處于開(kāi)啟狀態(tài)，進(jìn)氣道構(gòu)型保持不變；

2)氣流不被進(jìn)氣道捕獲以溢流形式繞流過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)，此過(guò)程中唇罩與分流板貼合，沖壓通道處于關(guān)閉狀態(tài)。通過(guò)數(shù)值仿真結(jié)果可對(duì)比兩種模型下發(fā)動(dòng)機(jī)總體所受阻力大小。

本文發(fā)動(dòng)機(jī)為寬范圍組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管為幾何可調(diào)部件，可以通過(guò)改變噴管喉道大小來(lái)改變排氣速度以適應(yīng)不同高度的飛行需求。現(xiàn)提出一種下游尾噴管節(jié)流以減小沖壓通道內(nèi)阻力的減阻措施，即通過(guò)減小尾噴管喉道面積以提高沖壓燃燒室內(nèi)壓力的變幾何方式，將擴(kuò)張段內(nèi)結(jié)尾正激波前推至沖壓通道喉道處，使進(jìn)氣道處于臨界狀態(tài)。

2 數(shù)值模擬方法

本文對(duì)低來(lái)流馬赫數(shù)下工作的進(jìn)氣道利用商業(yè)軟件FLUENT進(jìn)行了數(shù)值模擬。考慮湍流模型要求，劃分網(wǎng)格時(shí)，對(duì)附面層近壁面和激波的附近采取局部加密。模型近壁面第1層網(wǎng)格高度均設(shè)置為0.1 mm，網(wǎng)格加密比率為1.2，保證壁面y+在30以?xún)?nèi)，壁面采用絕熱無(wú)滑移壁面條件，網(wǎng)格單元總數(shù)約為1.5×105。來(lái)流假設(shè)為理想氣體，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式計(jì)算，采用密度基的RNGk-ε模型，對(duì)流項(xiàng)二階迎風(fēng)格式離散。計(jì)算過(guò)程中，監(jiān)測(cè)方程殘差及質(zhì)量流量，當(dāng)各殘差下降到10-3以下且進(jìn)出口流量守恒時(shí)認(rèn)為計(jì)算收斂。圖3的邊界條件采用絕熱無(wú)滑移壁面條件、壓力遠(yuǎn)場(chǎng)和壓力出口，近壁面網(wǎng)絡(luò)加密趨勢(shì)如圖4所示。Ma∞=0.5～2.0來(lái)流條件見(jiàn)表1。

表1 計(jì)算來(lái)流條件

圖3 CFD計(jì)算域

圖4 近壁面網(wǎng)格加密示意圖

針對(duì)研究過(guò)程中所采用的計(jì)算方法及湍流模型，通過(guò)一種軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道模型[19](如圖5所示)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析，數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的中心錐沿程壓力分布如圖6所示，兩者吻合較好，表明所選數(shù)值計(jì)算方法可行。

圖5 軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道模型(單位：in)

圖6 數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

針對(duì)網(wǎng)格劃分方法，通過(guò)等比例調(diào)整全局節(jié)1.4×105、1.7×105和2.0×105等5套網(wǎng)格并進(jìn)行數(shù)值模擬，計(jì)算完成后通過(guò)對(duì)比進(jìn)氣道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)總網(wǎng)格量達(dá)到1.4×105之后，進(jìn)氣道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)基本不變，考慮到在不同工況條件下，仿真模型有一定變化，選擇1.5×105的網(wǎng)格量進(jìn)行數(shù)值計(jì)算比較合適。在不同網(wǎng)格量條件下，數(shù)值計(jì)算模型的喉道總壓恢復(fù)系數(shù)變化如圖7所示。

圖7 喉道總壓恢復(fù)系數(shù)隨總網(wǎng)格量變化規(guī)律

3 計(jì)算結(jié)果及數(shù)據(jù)分析

3.1 沖壓通道開(kāi)啟/關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)受力分析

不同來(lái)流馬赫數(shù)、沖壓通道開(kāi)啟/關(guān)閉兩種狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖8所示，工況1對(duì)應(yīng)開(kāi)啟沖壓通道狀態(tài)，工況2對(duì)應(yīng)關(guān)閉沖壓通道狀態(tài)，兩種狀況下均保證渦輪通道進(jìn)氣道處于臨界狀態(tài)，渦輪通道出口截面壓比π、馬赫數(shù)Ma、總壓恢復(fù)系數(shù)σ等性能參數(shù)對(duì)比如圖9所示。對(duì)比分析發(fā)現(xiàn)，在相同來(lái)流馬赫數(shù)條件下，沖壓通道開(kāi)啟/關(guān)閉對(duì)渦輪通道流量及出口氣動(dòng)性能影響差距較小，渦輪通道出口壓比基本一致，出口馬赫數(shù)差距相對(duì)較大，最大相對(duì)差值為9.52，出口總壓恢復(fù)系數(shù)在Ma∞=2.0時(shí)相差最大，最大相對(duì)差值為2.32。因此可以認(rèn)為兩種情況下渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)均處于同一工作狀態(tài)。

圖8 沖壓通道開(kāi)啟/關(guān)閉狀態(tài)下進(jìn)氣道流場(chǎng)圖(左：工況1；右：工況2)

圖9 沖壓通道開(kāi)啟/關(guān)閉狀態(tài)下渦輪通道出口性能參數(shù)對(duì)比

為評(píng)估發(fā)動(dòng)機(jī)總受力大小可從動(dòng)量定理分析法及壁面積分法兩種不同的方法進(jìn)行計(jì)算[20]。

3.1.1 動(dòng)量定理分析法

如圖10所示，取整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)為控制體，進(jìn)氣道捕獲面積為Ac，面1～5分別表示中心錐表面、分流板內(nèi)表面、分流板外表面、唇罩內(nèi)表面、唇罩外表面，由發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算公式可得發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力為所有出口富余沖量與入口富余沖量之差減去外罩阻力及附加阻力[21]。

圖10 發(fā)動(dòng)機(jī)流管控制體

根據(jù)流管控制體選取范圍，發(fā)動(dòng)機(jī)所受總力

(1)

溢流阻力為

(2)

外罩阻力為

(3)

3.1.2 壁面積分法

根據(jù)仿真結(jié)果提取各部件壁面，利用積分方式求得所有受力，即

(4)

式中F1、F2、F3、F4、F5分別為氣流作用在1～5面上壓力與摩擦力在x方向投影之和。

選取沖壓通道開(kāi)啟狀態(tài)仿真流場(chǎng)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)受力分析，根據(jù)兩種推力分析方法分別計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)總受力值，對(duì)比計(jì)算結(jié)果如表2所示。

表2 兩種受力分析方式計(jì)算結(jié)果對(duì)比

由表2中數(shù)據(jù)可知Ma∞=2.0時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)總受力為負(fù)值，即受力方向與流向反向，表現(xiàn)為推力，其余馬赫數(shù)下發(fā)動(dòng)機(jī)總受力為阻力，由動(dòng)量定理分析法及壁面積分法得到的發(fā)動(dòng)機(jī)總受力相對(duì)誤差均低于2，表明兩種分析方式均能準(zhǔn)確計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)受力情況。將發(fā)動(dòng)機(jī)總受力值無(wú)量綱化，定義總受力系數(shù)C為

(5)

不同來(lái)流馬赫數(shù)下，兩種狀態(tài)的發(fā)動(dòng)機(jī)受力系數(shù)對(duì)比如圖11所示，從圖中可以看出，沖壓通道開(kāi)啟時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所受阻力比關(guān)閉狀態(tài)小，且來(lái)流馬赫數(shù)越低沖壓通道關(guān)閉前后阻力系數(shù)變化越大。主要原因?yàn)楫?dāng)氣流在不同來(lái)流馬赫數(shù)條件下以冷態(tài)流經(jīng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，相比于沖壓通道外壁面所受壓差阻力，沖壓通道內(nèi)阻力對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總受力的貢獻(xiàn)更小。

圖11 開(kāi)啟/關(guān)閉沖壓通道發(fā)動(dòng)機(jī)受力系數(shù)對(duì)比

3.2 沖壓通道下游節(jié)流前后發(fā)動(dòng)機(jī)受力分析

當(dāng)氣流在不同來(lái)流馬赫數(shù)條件下以冷態(tài)流經(jīng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)且沖壓通道噴管出口無(wú)節(jié)流作用時(shí)，沖壓通道喉道處氣流速度為聲速/超聲速，氣流在沖壓通道下游擴(kuò)張段繼續(xù)膨脹減壓加速形成一定的超聲速區(qū)域，然后經(jīng)過(guò)一道正激波增壓至進(jìn)氣道出口壓力大小，氣流速度降為亞聲速，此時(shí)沖壓通道內(nèi)阻力主要由收縮段壓差阻力、擴(kuò)張段及等直段摩擦阻力組成。通過(guò)調(diào)節(jié)沖壓通道下游尾噴管喉道大小直至進(jìn)氣道處于臨界狀態(tài)，此時(shí)進(jìn)氣道下游擴(kuò)張段內(nèi)壓力升高，結(jié)尾正激波前移，超聲速區(qū)域消失，摩擦阻力減小。不同來(lái)流馬赫數(shù)下對(duì)應(yīng)流場(chǎng)如圖12所示，各工況下對(duì)應(yīng)噴管喉道面積如表3所示。

圖12 沖壓通道下游節(jié)流流場(chǎng)

表3 不同來(lái)流馬赫數(shù)下噴管喉道面積

圖13所示為噴管節(jié)流前后發(fā)動(dòng)機(jī)受力對(duì)比，圖中工況2對(duì)應(yīng)噴管無(wú)節(jié)流作用的發(fā)動(dòng)機(jī)，工況3對(duì)應(yīng)噴管有節(jié)流作用的發(fā)動(dòng)機(jī)，由圖中趨勢(shì)可以看出Ma∞=0.5時(shí)，兩種方案所受阻力幾乎相同，其原因是此來(lái)流馬赫數(shù)下噴管喉道未調(diào)節(jié)前進(jìn)氣道沖壓通道已接近臨界狀態(tài)，較小的喉道面積變化對(duì)內(nèi)阻力影響較小；Ma∞=0.8、1.0時(shí)減阻效果較為明顯，最高減阻54.0；Ma∞=1.5、2.0時(shí)尾噴管節(jié)流后有一定減阻效果，雖然沖壓通道下游擴(kuò)張段內(nèi)超聲速區(qū)域消失，摩擦阻力減小，但由于噴管喉道面積較小，沖壓燃燒室內(nèi)壓力較高，噴管收縮段所受壓差阻力較大，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)整體受力變化不明顯。

圖13 沖壓通道下游節(jié)流前后受力對(duì)比

4 結(jié)論

針對(duì)組合發(fā)動(dòng)機(jī)低馬赫數(shù)工況沖壓燃燒室無(wú)法點(diǎn)火工作情況下富余氣流是否冷態(tài)通過(guò)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)問(wèn)題，開(kāi)展了沖壓通道開(kāi)啟/關(guān)閉兩種方案下發(fā)動(dòng)機(jī)總體受力對(duì)比分析研究，同時(shí)提出了一種沖壓通道尾噴管節(jié)流減阻措施，結(jié)果表明：

1)采用動(dòng)量定理法及壁面積分法分別計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)總體受力情況，不同來(lái)流馬赫數(shù)下兩種分析方式計(jì)算結(jié)果誤差較小，最大相對(duì)誤差僅為1.57；

2)針對(duì)本文的研究條件，在低馬赫數(shù)來(lái)流條件下，沖壓通道開(kāi)啟/關(guān)閉兩種方案下，發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪通道臨界狀態(tài)性能總體差距不大，沖壓通道開(kāi)啟方案相比關(guān)閉方案發(fā)動(dòng)機(jī)總體所受阻力更小，且來(lái)流馬赫數(shù)越低兩種方案阻力系數(shù)相差越大；

3)針對(duì)本文所研究的情況，沖壓通道開(kāi)啟、氣流冷態(tài)流過(guò)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，通過(guò)沖壓通道下游節(jié)流方式(減小尾噴管喉道面積大小)降低擴(kuò)張段及等直段內(nèi)氣流流速，減小沿摩擦阻力，從而降低沖壓通道所受總阻力；此方法在各馬赫數(shù)下均有一定減阻效果，Ma∞=0.8、1.0時(shí)減阻效果較為明顯，最高減阻54.0。