超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)隔離段流動(dòng)特性的CFD計(jì)算摘要：隔離段是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要部件，它位于進(jìn)氣道和燃燒室之間，有兩個(gè)重要的作用:一是隔離進(jìn)氣道和燃燒室間的相互干擾，以便提供給進(jìn)氣道一個(gè)較寬的穩(wěn)定工作范圍;另一個(gè)是使超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能以雙模態(tài)方式工作。由于隔離段內(nèi)氣體流動(dòng)的復(fù)雜性及其廣泛的工程應(yīng)用前景，隔離段內(nèi)的流動(dòng)特性引起了人們的關(guān)注。本文針對(duì)隔離段內(nèi)的流動(dòng)特性，利用商業(yè)CFD軟件FLUENT對(duì)其內(nèi)部流場進(jìn)行二維與三維數(shù)值模擬，希望通過本文的研究可以了解隔離段內(nèi)的流動(dòng)特性，并為隔離段的設(shè)計(jì)打下基礎(chǔ)。通過數(shù)值模擬研究了出口反壓、長高比、擴(kuò)張角、縮比和寬高比對(duì)隔離段內(nèi)部流場的影響，獲得了大量的計(jì)算結(jié)果，較為詳細(xì)地給出隔離段內(nèi)部流場隨不同流動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù)而變化的規(guī)律。關(guān)鍵詞：超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)隔離段流動(dòng)特性數(shù)值模擬流動(dòng)參數(shù)幾何參數(shù)引言自上個(gè)世紀(jì)人類實(shí)現(xiàn)有動(dòng)力飛行以來，對(duì)飛行器的速度一直是研究人員追求的目標(biāo)，而發(fā)動(dòng)機(jī)是實(shí)現(xiàn)高速飛行的關(guān)鍵?；钊桨l(fā)動(dòng)機(jī)只適用于亞音速（M<l）飛行。渦噴、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)由于受到渦輪前燃?xì)鉁囟鹊南拗?，難以用于飛行馬赫數(shù)M>3.5的飛行器。亞音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行馬赫數(shù)M=3~6時(shí)性能最優(yōu)，但當(dāng)要求飛行器在大氣層中以高超音速（飛行M>5）飛行時(shí)，由于其燃燒室進(jìn)口溫度過高而引起熱離解，使燃燒效率和比沖急劇下降，使得采用亞音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器的飛行M難以超過6。當(dāng)M大于5~6時(shí)，雖然火箭能夠?qū)崿F(xiàn)推進(jìn)，但因?yàn)榛鸺狈ρ埠侥芰Χ拗屏似鋺?yīng)用范圍。而超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有高比沖、較高推力系數(shù)和推重比等優(yōu)點(diǎn)，當(dāng)飛行器以M>5~6飛行時(shí)，超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是高超音速飛行器動(dòng)力裝置的最佳備選方案。高超音速技術(shù)是指研究飛行馬赫數(shù)大于5、以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)及其組合發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力、在大氣層和跨大氣層中實(shí)現(xiàn)高超音速遠(yuǎn)程飛行的飛行器技術(shù)。高超音速飛行器具有速度快、航程遠(yuǎn)、精度高、機(jī)動(dòng)靈活、反應(yīng)迅速等特點(diǎn)，能夠適應(yīng)未來信息化戰(zhàn)爭的要求，并能滿足未來快速便捷的軍用/民用航空航天運(yùn)輸?shù)男枰?。以高超音速技術(shù)為基礎(chǔ)、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超音速武器將是二十一世紀(jì)的一個(gè)重要發(fā)展方向，并代表著當(dāng)前航空航天領(lǐng)域研究的最前沿。無論是立足長遠(yuǎn)，看高超音速飛行器技術(shù)對(duì)降低進(jìn)入太空成本的貢獻(xiàn)，還是預(yù)測未來10至20年，世界先進(jìn)武器裝備的發(fā)展，都能看到發(fā)展高超音速飛行器技術(shù)的必要性和緊迫性。自二十世紀(jì)50年代提出超音速燃燒概念和六十年代提出高超聲速飛行器概念以來，世界各國競相發(fā)展高超音速技術(shù)，其重點(diǎn)始終放在超音速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及其組合推進(jìn)技術(shù)方面。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一種新型的動(dòng)力裝置，在未來的航空航天領(lǐng)域?qū)⑵鹬鲗?dǎo)的作用，它具有良好的性能和巨大的潛力。目前世界各主要軍事大國都投入了大量的資金在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究上。如美國宇航局1985—1994年執(zhí)行了NASP（國家空天飛機(jī)）計(jì)劃，目的在于用以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為重要部件的組合動(dòng)力裝置實(shí)現(xiàn)單級(jí)入軌飛行。美國還在積極開展以HyTehc（高超聲速技術(shù)）計(jì)劃為代表的飛行馬赫數(shù)M=4—8的高超音速研究計(jì)劃，其主要目的就是研制以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為主要?jiǎng)恿ρb置的高超聲速巡航導(dǎo)彈。除美國的計(jì)劃外，俄羅斯、法、德、日、印度和澳大利亞等國，

都有相應(yīng)的高超聲速發(fā)展計(jì)劃。超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管組成。隔離段是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件，它通常是一個(gè)等截面或有微擴(kuò)張角的管道，位于進(jìn)氣道和燃燒室之間，它有兩個(gè)重要的作用:一是隔離（或最小化）進(jìn)氣道和燃燒室間的相互干擾，使進(jìn)氣道有一個(gè)較寬的穩(wěn)定工作范圍;另一個(gè)是使超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)能以雙模態(tài)方式工作，即適當(dāng)設(shè)計(jì)燃燒室結(jié)構(gòu)隨M數(shù)變化的供油規(guī)律，當(dāng)飛機(jī)M數(shù)低于模態(tài)轉(zhuǎn)換M數(shù)（約5~6）時(shí)，超燃沖壓隔離段中產(chǎn)生正激波串西北工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文或強(qiáng)斜激波串，隔離段出口（燃燒室進(jìn)口）為亞音速，燃燒是在亞音速氣流中進(jìn)行的，實(shí)現(xiàn)亞燃沖壓的工作循環(huán);而當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于模態(tài)轉(zhuǎn)換M數(shù)（約5~6）時(shí)，隔離段出口（燃燒室進(jìn)口）為超音速，燃燒過程在超音速來流狀態(tài)下進(jìn)行，又實(shí)現(xiàn)了超音速燃燒熱力循環(huán)，從而可把超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行馬赫數(shù)下限降低到M=3左右，擴(kuò)大了超燃沖壓的工作范圍。隔離段的性能直接影響到發(fā)動(dòng)機(jī)各部件的工作穩(wěn)定性和總體的性能，對(duì)于隔離段的研究有重要的意義。飛行器上表面內(nèi)噴管躡離段］聲燒室飛行器上表面內(nèi)噴管躡離段］聲燒室尾噴管尾噴管前體進(jìn)氣道發(fā)動(dòng)機(jī)外罩內(nèi)噴管下壁面圖0.1超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖1隔離段流場分析超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管組成。隔離段是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究的產(chǎn)物，也是雙模態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要部件。它通常是一個(gè)等截面或有微擴(kuò)張角的管道，位于進(jìn)氣道和燃燒室之間，有兩個(gè)重要的作用:一是隔離（或最小化）進(jìn)氣道和燃燒室間的相互干擾，能支持燃燒室內(nèi)的較高反壓，以提供進(jìn)氣道一個(gè)較寬的穩(wěn)定工作范圍;另一個(gè)是使超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)以雙模態(tài)方式工作，即可以讓超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在亞燃模態(tài)與超燃模態(tài)下相互轉(zhuǎn)換。隔離段的性能直接影響到發(fā)動(dòng)機(jī)的工作穩(wěn)定性和進(jìn)氣道的性能，對(duì)于它的流動(dòng)特性研究有非常重要的意義。隔離段內(nèi)部流場最大的特點(diǎn)是:存在激波與邊界層的相互干擾現(xiàn)象。下面本文先從激波與邊界層的相互干擾現(xiàn)象談起。激波與邊界層相互干擾簡介過去五十年，人們對(duì)激波與邊界層相互干擾現(xiàn)象做了很多研究，它們包括大量的理論與實(shí)驗(yàn)研究，這些研究表明了激波與邊界層的相互干擾對(duì)整個(gè)流場的影響非常重要。激波與邊界層相互干擾現(xiàn)象會(huì)在很多流場中出現(xiàn)，他們主要分為兩類:一種是所謂的“外流”，如機(jī)翼、飛機(jī)機(jī)體和彈體等;另一種是“內(nèi)流”，如超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的隔離段、超音速風(fēng)洞擴(kuò)壓器、激波管、超音速噴嘴等?！巴饬鳌钡募げㄅc邊界層相互干擾主要會(huì)受激波前參數(shù)和幾何體構(gòu)型的影響;而“內(nèi)流”激波與邊界層相互干擾不僅僅會(huì)受到激波前參數(shù)和幾何體構(gòu)型的影響，還會(huì)受到流場中其他參數(shù)的影響，如隔離段出口反壓。圖1.1中管道的出口反壓保持不變，如果馬赫數(shù)Mu增加到大于1.5時(shí)，這時(shí)激波與邊界層相互干擾變得非常劇烈，邊界層發(fā)生大范圍的分離，我們會(huì)看到一道或多道分叉激波出現(xiàn)在流場中，如圖1.1（a）所示，我們把這樣的一系列分叉激波稱作“激波串”

（或“激波鏈”），在下一節(jié)中會(huì)做詳細(xì)介紹。激波串我們把一系列的分叉激波稱作“激波串”。激波串的一張典型紋影照片如圖1.2所示，這張照片是Ikui和Matsuo于1969年在日本九州大學(xué)拍攝的。圖中管道的橫截面是正方形，面積32*32平方毫米，氣流從左往右流動(dòng)。第一道激波前馬赫數(shù)大約為1.75，雷諾數(shù)為8.x210s。從圖中我們可以看出，邊界層發(fā)生了大范圍的分離，圖中的激波串大約包含有十道激波。圖1.2激波串紋影圖激波串形成在隔離段流場中，激波與邊界層相互干擾，這時(shí)，在激波與邊界層相交處，壁面邊界層分離，引起主流截面收斂，以至初始正激波波后的中心區(qū)亞音速主流加速至音速，此后邊界層再附著，中心區(qū)主流超音速膨脹直到形成第二道波，這樣，最終形成激波串。激波串的長度估算圓形截面隔離段激波串長度計(jì)算式:矩形截面隔離段激波串長度計(jì)算式:其中:l代表激波串下游距激波起始位置的距離,m是波前馬赫數(shù),e是動(dòng)量邊界層厚度,D是管道直徑，Re是以動(dòng)量厚度為尺度的雷諾數(shù)，P/P代表壁面靜壓與激波前靜壓的. e 2 12隔離段CFD計(jì)算我們選取兩種形狀截面隔離段,分別是圓形和矩形。其中圓形截面實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?采用二維建模，模型直徑35mm，長度578mm（長度直徑比為8.27）,來流馬赫數(shù)為2.6，來流總溫289K，進(jìn)口總壓是3.06atm，進(jìn)口靜壓是0.15atm，出口總壓latm，分別采用標(biāo)準(zhǔn)k-3模型和SSTk-3模型。而另一種矩形截面采用二維和三維建模，模型進(jìn)口高度為33.75mm，出口高度為35.34mm，長度350mm，進(jìn)口馬赫數(shù)1.61，進(jìn)口總壓加206000Pa，即2.03atm，總溫295K，Re=30e+6/m，進(jìn)口靜壓Pi為0.47atm，壓比Pe/Pi為2.63。2.1圓形截面隔離段算例驗(yàn)證對(duì)于圓形截面隔離段算例我們將計(jì)算二維軸對(duì)稱流場情況。二維軸對(duì)稱網(wǎng)格如圖2.1所示，是由Gmabit生成的二維矩形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格35X250，并加密了邊界層，圖中上側(cè)邊線為壁面，下側(cè)邊線為軸。我們在FLUENT中都設(shè)置為禍合求解器，隱式格式，選用理想氣體，考慮變比熱的影響，層流粘性系數(shù)采用Sutherinad公式。進(jìn)口邊界條件采用壓力進(jìn)口，給定來流的總壓、靜壓和總溫，出口邊界條件采用壓力出口，給定隔離段出口反壓，壁面采用絕熱，無滑移物面條件。而標(biāo)記標(biāo)準(zhǔn)k-3模型計(jì)算的為工況1,而用SSTk-3模型計(jì)算的為工況2。圖2.1圓形截面隔離段Gmabit生成的二維矩形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格圖2.2和圖2.3是k-3模型和SSTk-3模型靜壓等值線和馬赫數(shù)等值線對(duì)比圖。從這些圖中我們不難看出，兩種湍流模型對(duì)激波串位置的捕獲存在差異，但是主要波都被捕獲。而資料顯示，從計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值的吻合程度來看，k-3模型和SSTk-3模型吻合得最好，特別是k-3模型在二維情況下與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)相當(dāng)吻合?？磥碓谀M圓柱形截面隔離段的流動(dòng)時(shí)，二維模型選用k-3模型和SSTk-3模型都是不錯(cuò)的選擇。圖2.4是k-3模型和SSTk-3模型計(jì)算所得壁面壓力、壁面馬赫數(shù)和周線馬赫數(shù)對(duì)比，兩組數(shù)據(jù)絕大部分都是很吻合的，而由資料可知，k-3模型計(jì)算所得壁面壓力與實(shí)驗(yàn)基本吻合，尤其是當(dāng)壓比減小時(shí)，k-3模型對(duì)激波串的位置也捕獲得很準(zhǔn)確，由此可見，SSTk-3模型也在計(jì)算二維軸對(duì)稱圓柱隔離段是適用的，但是否也適用于矩形截面隔離段，還需要做進(jìn)一步的研究。圖2.2(a)標(biāo)準(zhǔn)k-w模型靜壓等值線 (b)SSTk-w模型靜壓等值線圖2.3(a)標(biāo)準(zhǔn)k-w模型馬赫數(shù)等值線 (b)SSTk-w模型馬赫數(shù)等值線100000一| |k-omiqaSSTk-omiga(D」nss(D」d2.880000-60000-40000-20000-100000一| |k-omiqaSSTk-omiga(D」nss(D」d2.880000-60000-40000-20000-0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Position(a)壁面靜壓||k-omiga。SSTk?omiga0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Position->2.0--1.0-0.5-0.0-| |k?omiqa?……SSTk-omiqa0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Position(b)壁面馬赫數(shù)(c)軸線馬赫數(shù)2.2矩形截面隔離段算例驗(yàn)證對(duì)于矩形截面隔離段算例我們將分別計(jì)算二維和三維對(duì)稱時(shí)流場的情況。二維如圖2.5所示，圖2.5是由Gmabit生成的二維模型矩形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)60X350，并加密

了邊界層。圖2.6是三維模型的網(wǎng)格，他們都是規(guī)則的六面體網(wǎng)格，圖2.6是三維對(duì)稱模型，該模型是三維模型的1/4，也就是說這種模型有兩個(gè)對(duì)稱面，采用規(guī)則的六面體網(wǎng)格。我們在FLUENT中都設(shè)置為禍合求解器，隱式格式，選用理想氣體，考慮變比熱的影響，層流粘性系數(shù)采用Sutherlnad公式。進(jìn)口邊界條件采用壓力進(jìn)口，給定來流的總壓、靜壓和總溫，出口邊界條件采用壓力出口，給定隔離段出口反壓，另外該算例考慮了進(jìn)口邊界層對(duì)求解的影響，因此在壓力進(jìn)口邊界上加入了邊界層的模擬，壁面采用絕熱，無滑移物面條件。圖2.6矩形截面隔離段Gmabit生成的三維矩形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格及局部放大圖圖2.7標(biāo)準(zhǔn)k-3模型靜壓等值線圖圖2.7標(biāo)準(zhǔn)k-3模型靜壓等值線圖2.8標(biāo)準(zhǔn)k-3模型馬赫數(shù)等值線SSTk-3模型靜壓等值線SSTk-3模型馬赫數(shù)等值線圖2.9 (a)壁面靜壓(b)壁面馬赫數(shù)圖2.9 (a)壁面靜壓(b)壁面馬赫數(shù)|■|k-omiga?…SSTk-omiga1.41.20.6— >| >| ■| ■| <| >| >| >| ■|-0.05 0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40Position(c)軸