M4超声速进气道起动特性研究

冲压发动机是当今和未来导弹、空天飞机等飞行器的主要推进系统之一, 与之相匹配的超声速进气道也是推进系统的关键部件, 改善进气道在不同飞行状态下的适用性是冲压发动机的关键技术之一。进气道起动性能是制约进气道工作范围的关键因素之一, 为扩展进气道工作范围, 人们研究了多种进气道起动措施, 如放气、抽吸、变几何等, 然而此类措施在扩大进气道工作范围的同时也带来了复杂的附加机构。若能够不采用起动措施仍可达到扩展进气道工作范围的目的, 则可为飞行器减少大量的附加机构 (特别适用于导弹) ;即使不能完全达到想要的进气道工作范围, 在具有最佳起动性能的定几何进气道基础上再采取起动措施, 也可在一定程度上简化原有的附加机构。因此, 研究定几何冲压发动机进气道的起动规律是十分必要的。本文对设计马赫数4.0的超声速二元进气道的起动规律进行了研究。

1 进气道气动构型

常规的超声速混压式进气道设计马赫数下喉道马赫数Mt, d多为1, 若不采取起动措施则在低于设计马赫数下工作时进气道不起动。为使定几何进气道在非设计马赫数下仍能工作, 可考虑Mt, d大于1。对于设计马赫数M0, d一定的定几何混压式进气道, 设计状态的内外压缩之比和喉道马赫数是制约其起动性能的主要设计参数。若喉道马赫数一定, 进口马赫数在一定程度上反应了进气道的内外压缩之比, 因此, 为便于研究, 本文将以上两个因素归结为设计状态进口马赫数M2, d和喉道马赫数Mt, d (如图1所示, 本文中的气体状态参数和进气道性能参数中下标0、2、t、e分别表示自由来流、进气道进口、喉道、出口的截面, 上标*表示气体滞止参数, 下标d、q分别表示设计状态、临界起动状态参数) 。

本文通过数值模拟, 研究了设计马赫数4.0、M2, d为1.85、2.0和2.1时的进气道在不同Mt, d下的起动特性。本文研究的进气道为与亚燃冲压发动机匹配的定几何二元混压式进气道, 如图1所示, 设计马赫数为4.0, 外压段为两波系且按等强度理论设计, 内收缩段唇口处产生一道斜激波, 并在内通道内形成一系列反射波, 在扩张段内气流以结尾激波 (或激波串) 滞止为亚声速。为研究同一进口马赫数下的不同喉道马赫数的影响, 对每一个进口马赫数设计了一系列进气道, 它们具有相同的外压波系、进出口面积以及内通道上壁面, 仅内通道下壁面 (即图1中型面CDE) 不同, 以便使进气道具有不同的喉道马赫数。

2 一维分析喉道马赫数对进气道起动特性的影响

C F D分析之前, 先按一维流理论分析Mt, d对进气道起动特性的影响。对于M0, d、M2, d、外压压缩角δ1和δ2以及唇口压缩角δ3都已确定的进气道, 只要给定Mt, d和内收缩段总压恢复系数σt2, 则可按照一维绝热流动的流量方程

计算出进气道内收缩段面积收缩比A2/At, A2、At, 为进口面积和喉道面积。进气道处于临界起动状态时喉道马赫数接近于1, 再给定此时内压段总压恢复系数σt′2, 则可按一维连续方程算出进口起动马赫数[1]M2q (进气道处于起动临界状态时的内收缩段进口马赫数) , 再进而由压缩角δ1、δ2根据斜激波关系式反求来流起动马赫数[1]Mq (进气道处于起动临界状态时的来流马赫数) 。

估算起动马赫数过程中需要用到总压恢复σt2、σt2, 而目前并没有较好的方法对其进行估算, 本文暂且采用如下方法。按激波理论求出内收缩段第一道激波总压恢复系数P3*P2*, 再考虑到内收缩段的激波串和粘性损失, 取σt2=0.9P3*P2*。临界起动状态时M2q比M2, d小, 整个内通道的激波串和粘性造成的损失也相应的比设计状态小, 此时的内收缩段总压恢复系数取大致的估计值σt2′=.093。这样估算出的Mq虽然会有一定的误差, 但可以使我们初步认识M2, d和Mt, d对进气道起动性能的影响。

按照以上方法, 对M0, d=4.0, M2, d=1.85~2.2的进气道进行了起动马赫数的估算。图2给出了M2q与Mt, d的关系, 图3给出了Mq与Mt, d的关系。由图可见, 对于M2, d相同的进气道, 随着Mt, d增大, 进气道Mq和M2q则随之减小;而对于相同Mt, d的进气道, 随着M2, d的减小, Mq和M2q均随之减小;理论上, Mt, d为1.0时, Mq应等于M0, d, 因此Mt, d越趋近于1.0, Mq随而M2, d减小的幅度越小。

3 CFD分析喉道马赫数对进气道起动特性的影响

3.1 CFD计算网格和计算条件 (如图4)

从上面的分析可以看出, M2, d=2.2时进气道起动性能已较差, 因此本文只对M2, d为1.85、2.0、2.1系列的进气道进行了数值模拟, 每一系列进气道都包括3个不同Mt, d的进气道。图4是为M2, d2.1、Mt, d为1.6的进气道计算网格, 其网格总数为82875, 其它的进气道网格与之类似。

本文进气道的设计飞行马赫数为4.0, CFD二维流场计算时以来流静压作为进气道出口反压 (即0反压) , 来流参数参照文献[2]中飞行包线选取, 即飞行马赫数为4.0、3.5、3.0时的飞行高度分别为2 5.9 k m、24.7km、20.7km, 其余的中间飞行马赫数对应的飞行高度按照插值获得。

3.2 设计喉道马赫数对进气道起动特性的影响

以M2, d=2.1为例, 图5给出了不同Mt, d下进气道的设计状态流场波系图。由图可见, M2, d相同的情况下, Mt, d的改变对进气道外压段流场无影响, 但对进气道内压段反射波系产生较大影响, 即随着Mt, d的减小, 内通道内的反射波系不断前移, 这是由于随着Mt, d减小收缩段收缩程度增加, 收缩段内相同位置的马赫数减小, 反射波激波角也相应增大, 从而使得反射波再次打到壁面的入射点前移。

图6给出了M2, d=2.1的进气道Mq和M2q与的关系图, 并将CFD结果与一维分析结M果t, d进行了比较。CFD结果表明, 的增大使进气道起动性能显著提高, Mt, d从1.4增加到1.6, 进气道则随之从3.M7t, d7减小到3.34, 而则从1M.9q8减小到1.77。通过CFD与一维M分2q析的对比可看出, 为1.6时两者起动马赫数非常吻合, 但Mt, 小d于Mt, d=1.6时一维分析得到的起动马赫数略小于C F D结果, 且Mt, d越小两者相差越大 (Mt, d=1.4时误差最大, 即Mq误差3.7%, M2q误差2.5%) , 这主要是因为一维分析中内收缩段的总压恢复在不同Mt, d时均估算为了相同的数值, 而实际上Mt, d越小内收缩段的总压损失就越大。

3.3 设计进口马赫数对进气道起动特性和气动性能的影响

图7给出了M2, d分别为1.85、2.0、2.1的进气道Mq和M2q、Mt, d的关系图, 由图可见, M2, d=1.85的进气道其起动性能最佳, M2, d=2.1最差, 在相同的Mt, d下前者比后者进口起动马赫数要小0.4左右。即M2, d越大则进气道起动性能越差, 这是因为M2, d增大使得进气道在相同Mt, d时内压段压缩比例增大, 内收缩段面积收缩比增大, 从而进口起动马赫数增大。

4 结语

本文对不同设计进口马赫数M2, d和不同设计喉道马赫数Mt, d的M4.0二元混压式定几何进气道进行了一维流路分析和二维数值模拟。

(1) 一维流路分析与CFD结果均表明, 进气道起动马赫数Mq随着Mt, d的增大而减小, 随M2, d的减小而减小。

(2) CFD结果表明, M2, d=2.1时, Mt, d从1.4增加到1.6则进气道起动马赫数约减小了0.4;M2, d从2.1减小到1.85进气道起动马赫数约减小了0.4。

(3) 一维流路分析得到的进气道起动马赫数与CFD结果吻合较好, 误差不超过4%, 进气道设计时可用该方法对进气道起动特性进行估算。

摘要：针对亚燃冲压发动机进气道的起动问题进行了研究, 提出了影响该问题的关键因素为设计状态内压缩段进口马赫数M2, d和喉道马赫数Mt, d。通过对一系列二元超声速定几何进气道的流动进行一维流路分析和CFD数值模拟分析, 总结了不同M2, d和Mt, d对进气道起动特性的影响规律。

关键词：超声速进气道,喉道马赫数,起动特性,数值模拟

参考文献

[1] 梁德旺, 袁化成, 张晓嘉.影响高超声速进气道起动能力的因素分析[J].宇航学报, 2006 (4) :714～715.

[2] Itahara H, Kchara S, Tanaka F.Re-search and development of a turbo-accelerator for super/hypersonic transport[C].Eleventh International Symposium on Air Breathing Engines.Melbourne, Australia:ISABE, 1993:694～700.