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一種定幾何高超聲速進(jìn)氣道自適應(yīng)泄壓控制概念與試驗(yàn)驗(yàn)證

2014-11-09 00:51:20金志光張堃元
關(guān)鍵詞:附面層進(jìn)氣道馬赫數(shù)

金志光,張堃元,劉 媛

(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

寬馬赫數(shù)范圍工作的定幾何高超聲速進(jìn)氣道其設(shè)計(jì)難點(diǎn)在于難以同時(shí)兼顧進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與接力點(diǎn)自起動(dòng)性能之間的固有矛盾[1-2]。雖然變幾何措施能從根本上解決這一矛盾,但由于會(huì)帶來聯(lián)接、密封、冷卻及控制等問題,同時(shí)也會(huì)顯著增加飛行器結(jié)構(gòu)重量、降低系統(tǒng)的可靠性[3-4],因而短期內(nèi)難以得到應(yīng)用。

為拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍,近年來陸續(xù)出現(xiàn)了多種針對定幾何進(jìn)氣道的新概念調(diào)節(jié)與控制技術(shù)。如,俄羅斯學(xué)者Fraishtadt、Kuranov等人提出的磁控進(jìn)氣道 MHD概念[5],Richard、Jeff等人研究的射流控制進(jìn)氣道概念[6]以及南京航空航天大學(xué)譚慧俊教授提出的新型激波形狀控制技術(shù)[7]等等。顯然,現(xiàn)階段每種新概念技術(shù)都不成熟,短期內(nèi)難以進(jìn)入工程實(shí)用階段。

為提高定幾何進(jìn)氣道寬范圍工作性能,當(dāng)前易于實(shí)現(xiàn)的一種解決途徑就是適當(dāng)加大進(jìn)氣道內(nèi)壓比例,同時(shí)在內(nèi)壓段輔以附面層吸除或兩側(cè)自由溢流等措施解決接力點(diǎn)自起動(dòng)問題[8-11]。

研究表明,垂直于壁面或順流動(dòng)方向的常規(guī)附面層吸除流道設(shè)計(jì)能高效地排除壓縮面附面層,明顯改善進(jìn)氣道起動(dòng)性能[12-13],但其缺點(diǎn)在于正常工況下泄漏量較大,由此帶來的溢流阻力相當(dāng)可觀,對當(dāng)前急于提高推力性能的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而言極為不利,如果要減小泄漏量,則吸除孔不可過多,進(jìn)氣道內(nèi)收縮比也不能設(shè)計(jì)的過大。從目前研究情況來看,僅采用常規(guī)附面層吸除措施的二元高超進(jìn)氣道其內(nèi)收縮比普遍不超過1.8,對應(yīng)于Ma4下的泄漏量在3%左右,而1.8的內(nèi)收縮比仍不足以顯著提高進(jìn)氣道Ma4下的流量系數(shù)。

為進(jìn)一步加大內(nèi)收縮比,提高定幾何進(jìn)氣道接力點(diǎn)性能,本文在常規(guī)附面層吸除措施基礎(chǔ)上發(fā)展了一種自適應(yīng)泄壓控制技術(shù),在保證大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道接力點(diǎn)自起動(dòng)性能的前提下大大降低了正常工況下的泄漏量,顯著提高了進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能。

1 自適應(yīng)泄壓控制氣動(dòng)原理

圖1給出了一種“自適應(yīng)泄壓槽”的氣動(dòng)原理圖。該泄壓槽流道在常規(guī)附面層吸除流道基礎(chǔ)上加大了流道與壁面所成角度,使其逆流動(dòng)方向。

圖1 自適應(yīng)泄壓槽氣動(dòng)原理圖Fig.1 Aerodymic principle of adaptive pressure relief slot

具體工作原理為:進(jìn)氣道自起動(dòng)過程中,壓縮面上存在大面積不起動(dòng)激波誘導(dǎo)分離區(qū),此時(shí)埋于分離區(qū)內(nèi)的逆向泄壓槽自動(dòng)開啟泄壓,分離區(qū)內(nèi)的大量低速低能氣流在較強(qiáng)的壓差作用下被排出(泄壓槽一端是不起動(dòng)時(shí)的內(nèi)流道高壓,另一端連通飛行器表面低壓),從而使不起動(dòng)分離區(qū)逐漸減小并消失,進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)。

待進(jìn)氣道起動(dòng)以后,壓縮面上形成正常的附面層發(fā)展厚度。此時(shí),由于附面層內(nèi)超聲速氣流的膨脹偏轉(zhuǎn)角遠(yuǎn)小于泄壓流道相對于主流的偏轉(zhuǎn)角,因而附面層內(nèi)的超聲速氣流膨脹偏轉(zhuǎn)后必撞擊在泄壓流道的迎風(fēng)壁面上,形成一道斜激波,通過該斜激波使氣流重新偏回到主氣流中,從而使流道實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)自關(guān)閉,漏出的流量僅為附面層內(nèi)極少量的亞聲速部分。由此可見,這種敞開式泄壓流道無需額外控制系統(tǒng)即可實(shí)現(xiàn)自動(dòng)開啟與自動(dòng)關(guān)閉,具有一定的“自適應(yīng)”特征。

采用自適應(yīng)泄壓控制的二元高超進(jìn)氣道由于外壓減小內(nèi)壓加大,因而進(jìn)氣道唇罩阻力減小、唇口波及其反射波強(qiáng)度減弱,進(jìn)氣道總壓恢復(fù)可顯著提高。此外,高反壓狀態(tài)下,當(dāng)下游隔離段內(nèi)的激波串前移至自適應(yīng)泄壓槽附近時(shí),泄壓槽自動(dòng)開啟泄壓,并使激波串穩(wěn)定于內(nèi)收縮通道,從而顯著提高進(jìn)氣道極限抗反壓能力。

綜上所述,自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)對解決當(dāng)前寬范圍定幾何進(jìn)氣道的起動(dòng)問題,提高進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能有重要應(yīng)用價(jià)值。

2 采用自適應(yīng)泄壓控制的二元高超進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

2.1 氣動(dòng)設(shè)計(jì)

圖2給出了一種采用自適應(yīng)泄壓控制的高性能二元進(jìn)氣道氣動(dòng)方案。

該進(jìn)氣道總收縮比5.7,內(nèi)收縮比2.57。進(jìn)氣道按Ma6,+4°巡航迎角設(shè)計(jì),該狀態(tài)下實(shí)際收縮比達(dá)7.5,滿足Ma6/7下的壓縮量要求??紤]到4°巡航迎角,進(jìn)氣道第一壓縮角取4°,第二壓縮角4°,后接7°非常規(guī)等熵壓縮面,進(jìn)氣道下游接長為7倍喉道高度的等直隔離段。

圖2 高性能二元進(jìn)氣道氣動(dòng)布局Fig.2 Schematic of 2Dinlet model with high performance

由于進(jìn)氣道內(nèi)壓較大,因而采用了4道“L”型自適應(yīng)泄壓槽,以確保Ma4、+4°迎角下仍具有自起動(dòng)能力。前3道泄壓槽與主流夾角為135°,第4道夾角為150°,且開口面積較前3道有所減小。作為初步的概念研究方案,各泄壓槽參數(shù)取值并非最優(yōu),其主要設(shè)計(jì)參數(shù)的影響規(guī)律有待開展進(jìn)一步研究。

2.2 試驗(yàn)?zāi)P驮O(shè)計(jì)與試驗(yàn)風(fēng)洞

圖3、圖4給出了試驗(yàn)?zāi)P拖到y(tǒng)結(jié)構(gòu)圖與泄壓腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖。圖5給出了模型在風(fēng)洞內(nèi)的安裝照片。試驗(yàn)?zāi)P蛢?nèi)壓段4道泄壓槽通過內(nèi)部的泄壓腔及模型表面“鰓”狀放氣槽與飛行器表面的低壓環(huán)境連通。

圖3 試驗(yàn)?zāi)P拖到y(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure of the experimental model system

圖4 泄壓腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Internal structure of the pressure relief cavity

試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)Φ500mm高超風(fēng)洞中進(jìn)行,風(fēng)洞工作馬赫數(shù)Ma=5/6/7。表1給出了風(fēng)洞試驗(yàn)條件。該風(fēng)洞為純空氣介質(zhì)風(fēng)洞,適合開展原理性驗(yàn)證試驗(yàn)。

圖5 試驗(yàn)?zāi)P驮陲L(fēng)洞內(nèi)的安裝照片F(xiàn)ig.5 Photo of the experiment model mounted in wind tunnel

表1 風(fēng)洞試驗(yàn)條件Table 1 Experimental conditions

試驗(yàn)測量了進(jìn)氣道頂板與唇口板中心線沿程靜壓分布與隔離段出口測量截面周向靜壓分布。隔離段出口截面總體性能參數(shù)由三個(gè)4針皮托耙測得,捕獲流量由等直流量筒內(nèi)的八個(gè)5針皮托耙測得。

由于Ma5、+8°迎角下頂板第一道激波波后馬赫數(shù)與Ma4、0°迎角下的波后馬赫數(shù)相當(dāng),因而受設(shè)備限制,本次試驗(yàn)在Ma5、+8°迎角下間接驗(yàn)證了進(jìn)氣道Ma4、0°迎角下的自起動(dòng)性能。

3 數(shù)值計(jì)算

采用守恒型雷諾平均的N-S方程對進(jìn)氣道三維流場進(jìn)行了數(shù)值仿真,CFD算法為時(shí)間推進(jìn)的有限體積法。湍流模型選用兩方程k-ε模型,近壁處采用壁面函數(shù)處理。

為適應(yīng)粘性計(jì)算與激波捕獲的需要,計(jì)算網(wǎng)格采用了局部加密措施,確保近壁面y+在30以內(nèi)的量級(jí)。計(jì)算中采用了壓力遠(yuǎn)場、壓力出口及無滑移絕熱壁面邊界條件。超聲速隔離段出口參數(shù)由內(nèi)部流場外插得到。計(jì)算收斂的標(biāo)準(zhǔn)為:各殘差指標(biāo)下降到10-3以下且不再變化,進(jìn)氣道內(nèi)流道進(jìn)出口流量的相對誤差在10-4以下。

文中對進(jìn)氣道由不起動(dòng)至起動(dòng)的自起動(dòng)過程數(shù)值仿真采用了“準(zhǔn)定常”計(jì)算方法。計(jì)算時(shí),以低馬赫數(shù)下的不起動(dòng)穩(wěn)態(tài)流場作為初場,逐漸增加來流馬赫數(shù),直到進(jìn)氣道起動(dòng),以描述進(jìn)氣道由不起動(dòng)至起動(dòng)的演變過程。

文獻(xiàn)[14-15]在Ma=4~6范圍內(nèi)對計(jì)算方法的可信度進(jìn)行了多次校核,結(jié)果表明,所采用的計(jì)算方法能較準(zhǔn)確地模擬高超進(jìn)氣道這一復(fù)雜的流動(dòng)結(jié)構(gòu),計(jì)算結(jié)果具有較高的可信度。

4 試驗(yàn)與數(shù)值仿真結(jié)果

4.1 接力點(diǎn)自起動(dòng)性能研究

由于+4°迎角下進(jìn)氣道總收縮比達(dá)7.5,內(nèi)收縮比為2.57,因而若不采取措施則進(jìn)氣道甚至在Ma7下都無法自起動(dòng)。采用多個(gè)自適應(yīng)泄壓槽相當(dāng)于增加旁路擴(kuò)大了進(jìn)氣道喉部流通面積。

圖6給出了這種強(qiáng)內(nèi)壓進(jìn)氣道Ma3.9、+4°迎角下的自起動(dòng)過程二維數(shù)值仿真。數(shù)值計(jì)算時(shí)以Ma3下的不起動(dòng)流場為初場,逐漸增加來流馬赫數(shù)。當(dāng)來流馬赫數(shù)由Ma3.8升高至Ma3.9時(shí),頂板不起動(dòng)分離區(qū)通過自適應(yīng)泄壓槽完全吸除,進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)。

圖6 高性能進(jìn)氣道Ma3.9、+4°迎角下的自起動(dòng)過程Fig.6 Self-starting progress of the high performance inlet at Ma=3.9with 4degrees attack angle

圖7給出了Ma5、+8°迎角(模擬Ma4、0°迎角)下試驗(yàn)捕獲的進(jìn)氣道自起動(dòng)過程紋影照片。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn),風(fēng)洞剛開車時(shí),由于流場未完全建立,進(jìn)氣道不起動(dòng),唇口前有明顯的不起動(dòng)波系。待流場穩(wěn)定后,不起動(dòng)波系消失,進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)了由不起動(dòng)到起動(dòng)的自起動(dòng)過程。

圖7 進(jìn)氣道自起動(dòng)過程試驗(yàn)紋影Fig.7 Schlieren photos of the inlet self-starting progress

4.2 不同來流馬赫數(shù)下的總體性能

圖8~圖10給出了Ma=4/6/7、+4°迎角下三維流場數(shù)值仿真獲得的進(jìn)氣道對稱面波系結(jié)構(gòu)。

圖中可以看到,各馬赫數(shù)下由于進(jìn)氣道外壓較小,內(nèi)壓通道又接近等熵設(shè)計(jì),因而唇口波及其反射波都相對較弱,這對減小頂板肩部分離、降低進(jìn)氣道外罩阻力以及提高進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能都是非常有利的。

圖8 Ma4、+4°迎角下的對稱面等馬赫線圖Fig.8 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma=4with 4degrees attack angle

圖9 Ma6、+4°迎角下的對稱面等馬赫線圖Fig.9 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma=4with 6°attack angle

圖10 Ma7、+4°迎角下的對稱面等馬赫線圖Fig.10 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma=7with 4°attack angle

表2給出了試驗(yàn)?zāi)P筒煌r下的總體性能數(shù)值仿真結(jié)果。表中可以看到,由于進(jìn)氣道外壓較小,因而寬范圍內(nèi)具有優(yōu)越的流量捕獲性能,尤其是Ma4、0°迎角下的流量系數(shù)達(dá)到0.776,這是一般定幾何進(jìn)氣道遠(yuǎn)無法實(shí)現(xiàn)的。雖然該狀態(tài)下泄壓系統(tǒng)仍有2.2%的泄漏量并可能引發(fā)一定的溢流阻力,但相比最終流量系數(shù)的提高程度而言,優(yōu)勢還是相當(dāng)明顯的。

從隔離段出口馬赫數(shù)來看,Ma4、+4°迎角下,出口平均馬赫數(shù)已下降至Ma1.58,幾乎達(dá)到壓縮極限,并且仍能實(shí)現(xiàn)自起動(dòng),其優(yōu)越的氣動(dòng)性能已接近變幾何進(jìn)氣道水平。

從四道泄壓槽的泄漏量來看,隨來流馬赫數(shù)升高,泄漏量逐漸減小。Ma4、+4°迎角下的泄漏量僅為捕獲流量的2.6%,Ma7、+4°迎角下,泄漏量僅為1.2%,幾乎處于關(guān)閉狀態(tài)。值得說明的是,漏出的這部分氣流相當(dāng)于對壁面附面層進(jìn)行了部分吸除,這對提高進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)有一定效果。

表3將進(jìn)氣道Ma=5/6/7,+4°迎角下的數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較。表中給出了典型工況下隔離段出口截面性能參數(shù)。

表2 試驗(yàn)?zāi)P筒煌r下的總體性能仿真Table 2 Performance simulations of the experimental model under different incoming conditions

表3 +4°迎角下的數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較Table 3 Comparisons between the numerical and experimental results under typical conditions

可以看到,Ma5/Ma6下,試驗(yàn)測得的隔離段出口總體性能參數(shù)與數(shù)值仿真結(jié)果比較接近,從而再次驗(yàn)證了試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果具有較好的一致性。其中,Ma6,+4°設(shè)計(jì)狀態(tài)下,試驗(yàn)測得的隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.499,增壓比達(dá)43.2倍,顯示出較高的總體性能。

4.3 進(jìn)氣道抗反壓能力分析

圖11給出了試驗(yàn)獲得的Ma7、+4°迎角,不同反壓時(shí)的進(jìn)氣道頂板沿程靜壓分布曲線。

圖11 Ma7、4°迎角,不同反壓下的頂板沿程靜壓分布Fig.11 Static pressure distribution along topwall center line at Ma=7with 4°attack angle under different back pressures

圖中可以看到,高反壓狀態(tài)下,當(dāng)進(jìn)氣道頂板肩部附面層受到下游高壓影響時(shí),下游反壓在一定范圍內(nèi)繼續(xù)升高進(jìn)氣道仍可保持為起動(dòng)狀態(tài),這是常規(guī)定幾何進(jìn)氣道所不具有的重要特性。

圖12通過數(shù)值仿真給出了這種帶自適應(yīng)泄壓槽進(jìn)氣道Ma7下承受極限反壓時(shí)的流場結(jié)構(gòu)。

圖12 Ma7,+4°迎角,200倍反壓時(shí)的流場結(jié)構(gòu)Fig.12 Flow field structure at Ma=7with 4°attack angle under 200times back pressure

可以看到,下游200倍極限反壓時(shí),隔離段內(nèi)激波串已前移至隔離段進(jìn)口并導(dǎo)致頂板肩部附面層發(fā)生大面積分離,此時(shí)若沒有泄壓槽,進(jìn)氣道早已進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。由于泄壓槽對激波串誘導(dǎo)分離區(qū)的抽吸作用,分離區(qū)可穩(wěn)定在內(nèi)壓段某一區(qū)域。由此可見,敞開式自適應(yīng)泄壓槽還能顯著提高進(jìn)氣道極限抗反壓能力。

5 結(jié) 論

(1)逆流動(dòng)方向的自適應(yīng)泄壓流道可在進(jìn)氣道自起動(dòng)與高反壓狀態(tài)下自動(dòng)開啟泄壓,正常工作狀態(tài)下接近氣動(dòng)自關(guān)閉,具有自適應(yīng)泄壓的氣動(dòng)特性。

(2)自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)可解決定幾何大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道低馬赫數(shù)下的自起動(dòng)問題,同時(shí)減小進(jìn)氣道外罩阻力,大幅提高進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與極限抗反壓能力,拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍。

(3)研究表明,采用自適應(yīng)泄壓控制的定幾何二元進(jìn)氣道其Ma4下的流量系數(shù)高達(dá)0.776,并在4°迎角下仍具有自起動(dòng)能力;4°迎角下,進(jìn)氣道Ma6/7下的喉部總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.628和0.525,顯示出寬馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)優(yōu)越的氣動(dòng)性能。

(4)計(jì)算發(fā)現(xiàn),針對所研究的高性能二元進(jìn)氣道,Ma4~Ma7正常工作狀態(tài)下,敞開式自適應(yīng)泄壓槽的泄漏量僅在1%~3%之間,隨來流馬赫數(shù)升高,泄漏量逐漸減小,高馬赫數(shù)下幾乎實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)自關(guān)閉。

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