基于橇載噴管背壓控制的引射裝置設(shè)計與研究

張晨輝,謝波濤,王寶林,楊 洋

(中國兵器工業(yè)試驗測試研究院, 陜西 華陰 714200)

0 引言

火箭橇試驗是介于風(fēng)洞試驗和全尺寸自由飛行試驗之間的一種大型現(xiàn)代化地面動態(tài)測試試驗系統(tǒng),通過利用火箭發(fā)動機(jī)推動火箭橇車在專用滑軌上高速前進(jìn)來模擬真實的試件飛行速度、加速度和高速氣流環(huán)境,獲得試件的動態(tài)試驗數(shù)據(jù),進(jìn)而分析其氣動特性。常規(guī)火箭橇試驗相比風(fēng)洞試驗一個顯著的不足之處是它無法對高空來流進(jìn)行模擬,根本原因在于,火箭橇試驗都是在地面進(jìn)行,其來流條件只能是地面0 km高度處的大氣來流。對于該問題,可以在火箭橇試驗件上游增加進(jìn)氣道,使得氣流在到達(dá)試驗區(qū)域之前加速并降低靜壓,以模擬高空高速來流。Zhou等[1]在火箭橇上固定一個收斂/擴(kuò)張噴管,實現(xiàn)高海拔氣流狀態(tài)模擬,通過仿真及試驗方法,驗證了方案的可行性。但是,該裝置存在著噴管結(jié)構(gòu)過膨脹現(xiàn)象,使得試驗器內(nèi)部存在著激波現(xiàn)象,出口處背壓較大,無法實現(xiàn)試件周圍氣流順利膨脹。

針對上述研究背景,國內(nèi)外開展了一些研究工作。Hooser等[2]對霍洛曼高速飛行測試軌道的測試手段進(jìn)行了闡述,為了模擬高海拔下的低壓強(qiáng)以及低溫度,在火箭橇上固定一擴(kuò)張噴管,實現(xiàn)了高海拔環(huán)境的模擬,針對高背壓引起的測試環(huán)境的流場激波問題,在尾部增加一個低壓容器起到保護(hù)作用。Lumb等[3]在火箭橇上放置一噴管,對來流進(jìn)行加速減壓,模擬高空環(huán)境,分析了收斂/擴(kuò)張噴管和擴(kuò)張噴管的流場特征,研究顯示,2種結(jié)構(gòu)各有優(yōu)缺點,收斂/擴(kuò)張噴管會產(chǎn)生較大的阻力。目前,引射在火箭沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(RBCC)中應(yīng)用較多,經(jīng)常采用引射方式,抽吸外界空氣,解決了發(fā)動機(jī)低速啟動問題。黃生洪[4]針對RBCC發(fā)動機(jī),分析了RBCC的引射模態(tài),建立了三維燃燒流場,分析了流場特征以及摻混損失問題。針對RBCC的引射能力,林彬彬等[5]分析了主次流總壓比對空氣引射的影響。摻混過程是RBCC的重要過程,張建東等[6]對RBCC發(fā)動機(jī)內(nèi)的氣流摻混過程進(jìn)行了仿真計算,分析了摻混段的長度和出口靜壓對摻混和發(fā)動機(jī)性能的影響。

為了避免收斂段對火箭橇產(chǎn)生較大的氣動阻力,本文中只保留擴(kuò)張段的設(shè)計,由于引射裝置可改變流場靜壓的性質(zhì),為了探索火箭橇噴管背壓的新型改善方法,借鑒引射裝置在RBCC發(fā)動機(jī)中的應(yīng)用,本文中開展噴管背壓控制引射裝置與試驗系統(tǒng)的參數(shù)匹配性研究,通過計算流體力學(xué)方法對二維流場進(jìn)行了計算,并利用控制變量法研究低馬赫、大擴(kuò)張比情況下不同引射器設(shè)計參數(shù)對引射效果的影響規(guī)律,提出引射裝置設(shè)計原則,并評估背壓控制效果,為后續(xù)的引射裝置的研制提供參考。

1 研究對象

本文中研究對象由擴(kuò)張噴管和尾流道組成,擴(kuò)張噴管作用在于將低速來流氣流膨脹加速為高速氣流,內(nèi)型面由曲面擴(kuò)張段[7]和直筒試驗段組成,在來流馬赫數(shù)不變的情況下,通過固定直筒試驗段,調(diào)節(jié)曲面擴(kuò)張段與直筒試驗段之間的夾角來改變擴(kuò)張比D2/D1,為被試品等提供連續(xù)變馬赫數(shù)試驗條件,仿真模型結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 仿真模型結(jié)構(gòu)示意圖

其中,試驗段寬度D2=0.5 m,入口D1根據(jù)擴(kuò)張比確定,D3=0.9 mm,軸向長度L1、L2、L3分別為2.3、2.5、1.5 mm。在后續(xù)的引射參數(shù)影響分析部分,對模型進(jìn)行了簡化,忽略了殼體壁厚,即用一條線表示內(nèi)外流場的分界線。大角度的尾流道作為擴(kuò)張型流道,起到了遮擋作用,可改變裝置外部氣流的方向,將激波位置后移,降低等效背壓,同時,考慮在壁面安裝引射裝置,研究其對試驗流場分布的影響,如圖2所示,圖2中θ表示引射裝置的安裝傾斜角——引射角度。

圖2 仿真模型簡化示意圖

2 數(shù)值方法

進(jìn)口邊界條件設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場,來流壓強(qiáng)為1 atm,溫度為20 ℃,出口為壓強(qiáng)出口,壓強(qiáng)為1 atm;引射裝置為質(zhì)量流量入口邊界,見表2,總溫為2 800 K,根據(jù)具體工況調(diào)節(jié)流量。

采用Fluent軟件,湍流模型為k-ε模型[8],圖1、圖2仿真模型的計算網(wǎng)格如圖3所示,在壁面附近均有10層的邊界層,y+控制在50以內(nèi),保證滿足湍流模型的要求。為了驗證仿真計算精度,對某試驗?zāi)Ｐ蚚1]進(jìn)行計算,將總壓仿真值與試驗空速管總壓測試結(jié)果進(jìn)行對比,二者之間最大誤差為14.7%,除去最大誤差點,其他誤差變化范圍約為1.48%～8.22%。對仿真模型分別按照100萬、200萬、300萬、400萬的規(guī)模進(jìn)行網(wǎng)格劃分,開展仿真模型的網(wǎng)格無關(guān)性研究可知,滿足計算精度要求的網(wǎng)格量級應(yīng)該在300萬以上。

圖3 2種仿真模型流場網(wǎng)格

3 計算結(jié)果及分析

3.1 引射裝置工作條件

引射裝置的目的是為了消除擴(kuò)張噴管內(nèi)部激波,因此,只有在噴管內(nèi)存在激波時,引射裝置才有存在的價值,本部分主要分析噴管內(nèi)存在激波的工況,即引射裝置的工作條件。

模擬高空的擴(kuò)張噴管類似火箭發(fā)動機(jī)的尾噴管,只有噴管產(chǎn)生正激波時,試驗段才會產(chǎn)生激波。根據(jù)一維等熵流理論以及正激波的公式(式(1)、式(2)),本研究計算了不同工況下,擴(kuò)張噴管產(chǎn)生激波的條件[9-10]。

(1)

(2)

式(1)、式(2)中:ρ1、V1、p1分別為正激波前密度、速度、壓強(qiáng);ρ2、V2、p2分別為正激波后密度、速度、壓強(qiáng),Ma為來流馬赫數(shù);κ為氣體絕熱指數(shù)。

模擬高空擴(kuò)張噴管主要參數(shù)涉及噴管的擴(kuò)張比和來流速度。根據(jù)上述公式,表1給出了不同工況下管道內(nèi)產(chǎn)生正激波的尾部壓強(qiáng)條件,由表1可知,在來流馬赫數(shù)為1.5、擴(kuò)張比為4、4.5、5的情況下引射裝置才起作用。

表1 不同工況下的激波產(chǎn)生的背壓(atm)

來流馬赫數(shù)為1.5、擴(kuò)張比為4、4.5、5的情況下,試驗區(qū)域理論Ma數(shù)分別為3.1、3.22、3.5。圖4為Ma=1.5各工況下Ma數(shù)云圖。從圖4中可以看到,在擴(kuò)張比為4.0情況下,擴(kuò)張比最大的直管道內(nèi)的Ma數(shù)均達(dá)到了理論的最大值。在試驗管道的后部,出現(xiàn)了一道正激波,減速增壓,與外界環(huán)境匹配。在擴(kuò)張比為4.5、5.0情況下,激波已經(jīng)前移到了試驗段,在試驗段,并不是嚴(yán)格的正激波形式出現(xiàn),而是以一定強(qiáng)度的斜激波形式出現(xiàn)。

圖4 來流Ma=1.5、不同擴(kuò)張比下的Ma數(shù)云圖

同時可以看出,擴(kuò)張比為4.5、5.0時,在試驗段內(nèi),有些區(qū)域的Ma數(shù)超過了理論值,產(chǎn)生了過膨脹現(xiàn)象,形成了激波反射現(xiàn)象,使得試驗段的Ma數(shù)出現(xiàn)了波動,但Ma數(shù)波動并不大,為了獲得更均勻的速度場,可以通過優(yōu)化噴管擴(kuò)張段的內(nèi)型面,避免尖點的出現(xiàn),減弱這種現(xiàn)象的影響。

對比仿真和理論計算可見,在擴(kuò)張比為4.5及5.0情況下(Ma=1.5),理論上會在直管內(nèi)產(chǎn)生正激波,仿真中,并不是嚴(yán)格的一維等熵流動過程,同時存在著前部的過膨脹現(xiàn)象,因此,出現(xiàn)了斜激波現(xiàn)象。在擴(kuò)張比為4.0的工況下,由于與臨界值差異較小,也不是嚴(yán)格的一維流動,仿真中并沒有出現(xiàn)激波現(xiàn)象。盡管有上述的差異,但可以看出,上述理論分析對引射裝置與試驗裝置的匹配性進(jìn)行了基本準(zhǔn)確的預(yù)測,闡述了激波存在的機(jī)理,表明引射裝置的加入是有效的,并適用于低馬赫數(shù)、大擴(kuò)張比的試驗工況。

3.2 引射裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計參數(shù)研究

為研究引射裝置對流場特征的影響機(jī)理,以來流馬赫數(shù)1.5、擴(kuò)張比5的工況進(jìn)行計算,分析引射裝置及不同引射設(shè)計參數(shù)對流場的影響,具體參數(shù)取值見表2。

表2 仿真設(shè)計參數(shù)

3.2.1引射裝置對流場特征的影響

選取工況3,分析引射裝置對流場的影響,圖5為不包含尾流道、包含尾流道以及有引射裝置3種情況下對稱面壓力云圖。從仿真結(jié)果看出,擴(kuò)張型尾流道起到減速增壓作用,使得試驗段的流場的背壓降低,擴(kuò)張段對流場的影響不大。由圖5(c)可以看出,將引射裝置布置于尾流道的中間部位時,試驗段的低壓高速區(qū)域明顯擴(kuò)大,基本占據(jù)了整個試驗段。

圖5 無/有引射情況下的壓強(qiáng)云圖

圖6為速度云圖及流線圖。從圖6中可以看出,引射裝置的高速燃?xì)馐沟靡溲b置出口處的流速較高,使得該截面的局部壓強(qiáng)很低。該現(xiàn)象使得該截面的平均背壓降低,在引射裝置下游產(chǎn)生激波,使得管道中的來流空氣實現(xiàn)進(jìn)一步膨脹加速。

圖6 引射裝置附近的流線圖及速度云圖

在該工況下,引射器產(chǎn)生的下游激波較弱,因而來流空氣的進(jìn)一步減速增壓的空間有限,同時,在引射器上游產(chǎn)生回流區(qū),使得該區(qū)域的截面會產(chǎn)生減速增壓的現(xiàn)象。

3.2.2引射裝置總壓[11]對引射效應(yīng)的影響

通過上述的分析可知,引射裝置的工作原理是使得引射裝置出口附近形成高速低壓區(qū),從而使得激波處于引射裝置的下游區(qū)域,為上游提供較低的背壓,保證試驗段能夠得到充分的膨脹。現(xiàn)設(shè)定引射器流量為60 kg/s,布置在喇叭口后部,并與水平軸夾角為0°,計算4.0、6.0、14.0 MPa等3個引射裝置總壓下的流場特性。

不同引射總壓下的壓強(qiáng)云圖如圖7所示。由圖7可知,在4.0 MPa下,直筒段出現(xiàn)了斜激波現(xiàn)象;在8.0 MPa下,激波位置移動到引射器的位置,斜激波轉(zhuǎn)換為了正激波;在14.0 MPa下,激波進(jìn)一步向下游移動,空氣來流在背壓作用下,由正激波進(jìn)一步轉(zhuǎn)換為兩道斜激波,進(jìn)而形成一道正激波,實現(xiàn)了增壓。總體而言,隨著總壓的增加,激波位置由引射裝置的上游區(qū)域移動到了引射器的軸向位置及下游區(qū)域。

圖7 不同引射總壓下的壓強(qiáng)云圖

3.2.3引射裝置軸向位置對引射效應(yīng)的影響

由于引射裝置總壓對整個裝置的引射效果較大,考慮到引射裝置本身的壓強(qiáng)限制,本研究選取了14.0 MPa作為條件值的上限,保持流量均為60 kg/s,與水平軸夾角為0°,分析不同的軸向位置(前部、中部、后部)對引射效應(yīng)的影響。不同軸向位置的壓力云圖如圖8所示。

由圖8可見,隨著引射器向后移動,引射器出口的低壓區(qū)增加;在前部時,擴(kuò)張噴管的來流在引射器處出現(xiàn)了正激波;在中部時,來流空氣與引射器交界處,出現(xiàn)了斜激波,經(jīng)過激波反射,最終通過一道正激波與尾流擴(kuò)張段下游壓強(qiáng)匹配;在后部時,來流空氣形成的斜激波角度更小,表明尾流擴(kuò)張段下游的反壓較小。相同的是,激波位置基本位于引射器出口的截面處。隨著引射裝置向后移動,尾流擴(kuò)張段下游壓強(qiáng)減小,激波位置逐漸遠(yuǎn)離直筒段的試驗區(qū)域,對試驗的影響減弱,引射效果更好。

圖8 不同軸向位置的壓力云圖

分析圖8可知,相對于前部位置,中部和后部時激波前的試驗面積分別增加了0.42、0.75 m2,引射器靠近出口區(qū)域可以提供更多的膨脹擴(kuò)張空間,減小引射對試驗裝置的干擾。

3.2.4引射角度[12]對引射效應(yīng)的影響

由上述分析可見,引射裝置位于后部位置,壓強(qiáng)為14.0 MPa時,引射效果最佳,在此基礎(chǔ)上,保持流量均為60 kg/s,分析引射裝置水平夾角(0°、10°、20°)對引射效果的影響。

不同噴射角度下的壓力云圖如圖9所示。隨著角度的增加,引射氣流流向裝置中心位置,阻礙了來流空氣的流動,在引射裝置上游形成了回流區(qū),如圖10所示,回流區(qū)造成了氣流喉道的形成,使得在引射裝置上游區(qū)域的來流空氣形成了激波,導(dǎo)致減速增壓。分析云圖可知,引射角度為0°、10°、20°時,引射裝置前部低于1Ma的區(qū)域分別為0.64、1.11、1.57 m2,故引射角度越大,引射效果越差。

3.2.5引射燃?xì)饬髁繉σ湫?yīng)的影響

對于引射裝置的工程化應(yīng)用,引射器的燃?xì)饬髁吭降?越容易實現(xiàn)。因此,基于上述幾個因素的研究,本部分選取最合適的結(jié)構(gòu)形式,仿真計算引射裝置位于后部且水平放置,壓強(qiáng)為14.0 MPa時,研究流量(60、45、30 kg/s)對引射效果的影響。

圖11為不同流量下的壓強(qiáng)云圖。由圖11可以明顯看出,隨著流量的降低,在更大流量、更高壓強(qiáng)的來流沖擊下,徑向的動量很快衰減為0,使得引射裝置高速燃?xì)鈨H位于尾流道壁面,對試驗段正后方的膨脹氣流影響減弱,影響到上游的流動狀態(tài),使得引射作用減弱,當(dāng)流量達(dá)到30 kg/s時,引射氣流基本在壁面附近流動,引射效果可以忽略。

圖9 不同噴射角度下的壓力云圖

圖10 噴管內(nèi)部流線圖(θ=20°)

圖11 不同引射流量下的壓強(qiáng)云圖

分析圖11可知,引射燃?xì)饬髁繛?0、45、30 kg/s時,引射裝置前部低于1Ma的區(qū)域分別為0.64、1.52、2.2 m2,空氣流量等于來流速度、入口面積及空氣密度三者相乘,擴(kuò)張比為5時,入口高度為0.1 m,計算模型中寬度為1 m,故來流速度下空氣流量約為60 kg/s,因此,設(shè)計中引射裝置燃?xì)?空氣流量比不得小于0.75。

3.2.6背壓引射效果評估

本文中,背壓引射效果的評估以試驗段內(nèi)的平均Ma數(shù)及Ma的均勻度作為定量分析依據(jù)。試驗工況為來流馬赫數(shù)1.5、擴(kuò)張比5,選擇60 kg/s燃?xì)饬髁俊⒁鋲簭?qiáng)為14 MPa、水平放置于擴(kuò)張型流道后部的有引射工況與無引射工況的計算結(jié)果進(jìn)行對比。試驗核心區(qū)域示意圖如圖12所示。

圖12 試驗核心區(qū)域示意圖

由于高速集中的試驗段核心區(qū)域內(nèi)劃分的網(wǎng)格大小不同,對流場數(shù)值模擬的結(jié)果進(jìn)行處理時需要對不同大小網(wǎng)格下的馬赫數(shù)進(jìn)行加權(quán)處理,計算公式為:

(3)

(4)

式(3)、式(4)中:Maij為核心區(qū)內(nèi)節(jié)點(i,j)上的馬赫數(shù);Maave為核心區(qū)內(nèi)所有節(jié)點馬赫數(shù)的平均值;N為核心區(qū)內(nèi)所有節(jié)點總數(shù)目。

流場馬赫數(shù)的均勻度由核心區(qū)所有節(jié)點上馬赫數(shù)的均方根偏差σ表示,σ越小出口馬赫數(shù)越均勻;反之,則流場的均勻性越差。

經(jīng)過統(tǒng)計與計算,得到了有引射以及無引射裝置下的流場速度均勻度和平均值,見表3。經(jīng)計算,均勻度提高了72%。

表3 引射效果評估

4 結(jié)論

通過在橇載噴管后端設(shè)計擴(kuò)張型尾流道,并安裝燃?xì)獍l(fā)動機(jī),將高速氣流引射出噴管,在噴管背面形成高速氣簾,阻止噴管外背壓壓入噴管,使得噴管后部形成不受環(huán)境大氣影響的低壓環(huán)境,經(jīng)研究,得出以下結(jié)論:

1) 在所研究的試驗范圍內(nèi),在大擴(kuò)張比、低Ma數(shù)下,試驗段會產(chǎn)生激波,需要引入引射裝置,引射方案具有理論可行性。

2) 引射作用主要是通過高速氣流作用,在下游形成一低壓區(qū),通過降低背壓對上游膨脹加速的影響,通過改變波系結(jié)構(gòu),達(dá)到引射作用。

3) 引射裝置總壓的增加有利于引射效應(yīng);引射位置在中部和后部時激波前的試驗面積分別增加了0.42、0.75 m2,引射位置后移有利于引射效應(yīng);引射角度為0°、10°、20°時引射裝置前部低于1Ma的區(qū)域分別為0.64、1.11、1.57 m2,引射角度的增大造成了氣流擁塞現(xiàn)象,不利于引射效應(yīng),引射裝置應(yīng)水平安裝在尾流道后部;引射燃?xì)饬髁繛?0、45、30 kg/s時引射裝置前部低于1Ma的區(qū)域分別為0.64、1.52、2.2 m2,引射流量的減小,會大大減弱引射效果。

4) 根據(jù)仿真結(jié)果,在方案設(shè)計時,引射裝置的整體布局設(shè)計應(yīng)采用的原則是:總壓為14.0 MPa,引射裝置燃?xì)?空氣流量比不得小于0.75,在所研究的范圍內(nèi),1∶1流量比下的引射效果較佳。

5) 經(jīng)背壓引射效果評估,通過設(shè)計引射裝置參數(shù),試驗段平均馬赫數(shù)由2.6增加至3.3,均勻度提高約72%。