邵躍躍,孫振華,馬高建

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng) 471009)

頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣道特性分析*

邵躍躍,孫振華,馬高建

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng) 471009)

對(duì)一種定幾何混壓式頭部?jī)蓚?cè)布局進(jìn)氣道進(jìn)行了三維數(shù)值模擬。研究了進(jìn)氣道不同來流條件下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分布以及這些條件對(duì)進(jìn)氣道性能的影響,并與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果表明,進(jìn)氣道內(nèi)靠近內(nèi)側(cè)角部區(qū)域激波與附面層干涉比較明顯;隨著來流馬赫數(shù)變化,進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)降低,流量系數(shù)上升;攻角狀態(tài)下進(jìn)氣道內(nèi)附面層發(fā)展較快,對(duì)性能影響較大。

固沖發(fā)動(dòng)機(jī);進(jìn)氣道;風(fēng)洞試驗(yàn);數(shù)值模擬;附面層

0 引言

整體式固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)被認(rèn)為是未來先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈首選的動(dòng)力裝置,綜合了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn),具有比沖高、重量輕、速度快、系統(tǒng)簡(jiǎn)單、戰(zhàn)勤維護(hù)方便等特點(diǎn)。而進(jìn)氣道作為其至關(guān)重要的部件之一,直接影響到燃燒室內(nèi)的燃燒性能及發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能。關(guān)于固沖進(jìn)氣道,國(guó)內(nèi)外開展了大量的數(shù)值模擬以及試驗(yàn)研究[1-4],主要集中在采用雙下側(cè)混壓式進(jìn)氣道的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),中心進(jìn)氣與環(huán)向進(jìn)氣方式也有相關(guān)研究報(bào)道[5-6],但對(duì)頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣方式的研究較少。文獻(xiàn)[7]只對(duì)頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬,而對(duì)采用頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道特性沒有做出分析。

文中對(duì)頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣道進(jìn)行了多種工況下的數(shù)值計(jì)算,分析了不同來流條件、反壓對(duì)進(jìn)氣道性能的影響,并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。根據(jù)計(jì)算結(jié)果,可以為固沖發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)、一體化數(shù)值模擬和發(fā)動(dòng)機(jī)的性能優(yōu)化提供參考。

1 數(shù)值模擬

1.1 物理模型

仿真模型是頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣方式,進(jìn)氣道的擴(kuò)張段相對(duì)較長(zhǎng)。關(guān)于進(jìn)氣道出口形狀,已有研究表明對(duì)出口角區(qū)進(jìn)行倒圓處理改為所謂的“腎形”,可以降低補(bǔ)燃室壓強(qiáng)和溫度,對(duì)熱防護(hù)比較有利,但摻混效果不如“馬蹄形”截面[7]。為保證補(bǔ)燃室的摻混及燃燒性能,同時(shí)便于網(wǎng)格處理,進(jìn)氣道截面采用“馬蹄形”。

圖1 頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣道模型

1.2 數(shù)值方法和湍流模型

文中控制方程采用的是基于雷諾平均的三維N-S方程,它的矢量積分形式是:

其中:W是守恒向量;F和G為無粘或粘性通量,為體積力和化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)。控制方程組采用有限體積法進(jìn)行離散,積分方程則采用一階迎風(fēng)格式進(jìn)行離散,數(shù)值求解方法使用收斂性較好的耦合隱式算法。而對(duì)于湍流模型的選擇,目前所見文獻(xiàn)中,多數(shù)相關(guān)工程問題采用BL代數(shù)模型或κ-ω雙方程模型,并得到了較為合理的結(jié)果。文中采用運(yùn)用最廣泛的標(biāo)準(zhǔn)κ-ω雙方程模型。

1.3 網(wǎng)格劃分與邊界條件

計(jì)算流場(chǎng)范圍包括外流場(chǎng)、錐形段、初始段和擴(kuò)張段,而對(duì)于進(jìn)氣道的外流場(chǎng),為了減少網(wǎng)格數(shù)及計(jì)算量,取彈頭表面向外延伸5倍彈徑區(qū)域,如圖2所示。網(wǎng)格生成是流場(chǎng)計(jì)算的關(guān)鍵問題,構(gòu)造一個(gè)合理的網(wǎng)格有利于提高計(jì)算速度和精度,在內(nèi)存允許的條件下,盡可能對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行加密,為了滿足粘性計(jì)算和加快計(jì)算速度的要求,全部采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,并對(duì)進(jìn)氣道錐形段和初始段進(jìn)行局部加密。考慮到來流和遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件的影響,文中仿真計(jì)算中使用了3種邊界條件:無滑移壁面邊界條件、遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件以及壓力出口邊界條件。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格示意圖

2 計(jì)算結(jié)果分析

由于研究對(duì)象是對(duì)稱體,流動(dòng)也具有一定的對(duì)稱性,在不考慮攻角因素影響時(shí),取整個(gè)結(jié)構(gòu)的1/4進(jìn)行計(jì)算,如圖2所示,而分析進(jìn)氣道的攻角特性時(shí),需要導(dǎo)彈一側(cè)一個(gè)完整的進(jìn)氣道模型,取1/2模型進(jìn)行計(jì)算。特性分析中,圖表和曲線均取其中最高值進(jìn)行歸一化處理。

2.1 進(jìn)氣道的典型工作狀態(tài)分析

在H=15 km,Ma=3.0,α=0°,β=0°狀態(tài)下,改變進(jìn)氣道反壓,得到進(jìn)氣道的臨界性能。由于進(jìn)氣道的臨界狀態(tài)很不穩(wěn)定,所以結(jié)尾正激波處在喉部附近時(shí),反壓值變化不能太過劇烈,否則激波就會(huì)被推出口外。

圖3和圖4是對(duì)稱面的等馬赫數(shù)線分布和等壓線分布。在進(jìn)氣道內(nèi),唇口內(nèi)唇角小于斜激波后的氣流角,在內(nèi)部產(chǎn)生一道斜激波。這道斜激波打到下壁面附面層,由于激波與附面層的相互作用,造成附面層分離。結(jié)尾正激波處同樣出現(xiàn)了附面層分離和回流,附面層分離導(dǎo)致氣流通道截面面積減小,激波后呈現(xiàn)扁平等馬赫數(shù)線分布。

圖3 對(duì)稱面的等馬赫數(shù)線分布

圖4 對(duì)稱面的等壓線分布

圖5 進(jìn)氣道部分橫截面馬赫數(shù)分布云圖(1/4模型)

圖5是進(jìn)氣道部分橫截面的馬赫數(shù)分布云圖。從圖中可以看到進(jìn)氣道的馬赫數(shù)分布受附面層影響比較大,尤其是4個(gè)角區(qū)域。下壁附面層分離與側(cè)壁附面層分離使得靠近下壁面的角部區(qū)域也出現(xiàn)了較強(qiáng)的渦流?？拷卤诿娴慕菂^(qū)域附面層發(fā)展是影響進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)分布的主要因素,由于進(jìn)氣道截面長(zhǎng)寬比較大,附面層發(fā)展對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)橫向的馬赫數(shù)分布影響比較明顯,馬赫數(shù)分布并不均勻。但因?yàn)檫M(jìn)氣道相對(duì)較長(zhǎng)、截面面積變化平緩、擴(kuò)張比較小,進(jìn)氣道出口附近的流場(chǎng)也有很好的均勻性。通過附面層抽吸可以減弱激波與附面層干擾造成的流場(chǎng)不均勻以及通道內(nèi)的損失,尤其要注意靠近下壁面的兩個(gè)角部區(qū)域。

2.2 節(jié)流特性分析

圖6是狀態(tài)Ma=3.2,α=0°,β=0°下進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨反壓的變化曲線圖。從圖中可以分析知道臨界和超臨界狀態(tài)下,進(jìn)氣道的流量系數(shù)變化并不大,即使反壓很小、出口馬赫數(shù)出現(xiàn)超音速的情況下,流量系數(shù)也基本不變。

圖6 進(jìn)氣道性能參數(shù)隨反壓的變化

圖7 不同反壓下進(jìn)氣道對(duì)稱面等馬赫數(shù)線分布

圖7是不同反壓下進(jìn)氣道對(duì)稱面上的等馬赫數(shù)線分布圖。在反壓較小時(shí),出口平均馬赫數(shù)是超音速,反壓影響不到進(jìn)氣道出口截面,總壓恢復(fù)系數(shù)較高。隨著反壓增大,出現(xiàn)結(jié)尾激波,總壓損失加大,總壓恢復(fù)系數(shù)急劇下降,而繼續(xù)增大反壓后,結(jié)尾激波逐漸被推入喉道段,波前馬赫數(shù)降低,激波損失也相應(yīng)減少,總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到最大如圖7(a)。反壓改變了出口正激波的位置以及波后的流場(chǎng),但激波前的流場(chǎng)是不變的,所以對(duì)流場(chǎng)就不再做太多分析。這里需要說明的是如果繼續(xù)增大反壓,流量系數(shù)會(huì)急劇下降,這是因?yàn)榧げū煌瞥隹谕狻⒊霈F(xiàn)溢流狀態(tài)所致,如圖7(b)。對(duì)于出口馬赫數(shù),由于附面層的影響,出口流場(chǎng)是中心區(qū)域馬赫數(shù)較大的不均勻流場(chǎng),隨著反壓的增大,出口平均馬赫數(shù)減小,不均勻程度也降低。

2.3 高度特性分析

通過表1觀察不同高度下進(jìn)氣道的性能參數(shù)可以發(fā)現(xiàn),馬赫數(shù)分布情況基本相同,流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)和出口馬赫數(shù)基本不變。隨著工作高度的增加,進(jìn)氣道來流空氣靜壓減小,這樣同樣馬赫數(shù)下,來流總壓就會(huì)大幅度降低,出口反壓也明顯下降。許多文獻(xiàn)中在考慮高度特性時(shí)將反壓設(shè)定為定值,得出出口馬赫數(shù)必定是下降的,但這種假設(shè)與實(shí)際不符,意義不大。雖然流量系數(shù)基本不變,但出口流量變化很大,這也意味著參加二次燃燒的空氣流量減少,必然會(huì)導(dǎo)致燃燒室壓強(qiáng)下降。在飛行高度高于設(shè)計(jì)高度時(shí),進(jìn)氣道對(duì)反壓的敏感程度增強(qiáng)。

表1 不同高度下進(jìn)氣道的性能

2.4 速度特性分析

文中數(shù)值模擬了不同來流馬赫數(shù)下進(jìn)氣道的工作情況,計(jì)算高度取15km。在飛行馬赫數(shù)小于封口馬赫數(shù)時(shí),進(jìn)氣道口外斜激波并沒有封口,存在溢流,再加上側(cè)板溢流,進(jìn)氣道的流量系數(shù)比較小。圖8給出了進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律。隨著馬赫數(shù)的增加,外壓段激波角減小,溢流減少,流量系數(shù)不斷增大。而總壓恢復(fù)系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增加不斷減小,這是由于馬赫數(shù)增加,口外斜激波強(qiáng)度增加,而且結(jié)尾激波前的馬赫數(shù)也變大,激波損失增強(qiáng)。

圖8 進(jìn)氣道性能參數(shù)隨馬赫數(shù)的變化

馬赫數(shù)的增加也使得進(jìn)氣道的流場(chǎng)分布更加復(fù)雜,由于參數(shù)變化比較劇烈,靠近下壁面的角部區(qū)域的附面層分離現(xiàn)象更加嚴(yán)重,進(jìn)氣道畸變?cè)龃?。所以在飛行馬赫數(shù)比較大時(shí),更需要加強(qiáng)附面層的控制。

2.5 攻角特性分析

從整體流場(chǎng)來看,頭部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣道攻角狀態(tài)下仍然是對(duì)稱的,互不影響。由于對(duì)稱性,進(jìn)氣道正負(fù)攻角特性是相同的。

圖9是狀態(tài)Ma=3.0,α=5°,β=0°時(shí)的進(jìn)氣道壁面壓力分布,根據(jù)流動(dòng)方向,定義圖中上部區(qū)域?yàn)楸筹L(fēng)側(cè),下部區(qū)域?yàn)橛L(fēng)側(cè)?？梢园l(fā)現(xiàn)結(jié)尾激波形狀是傾斜的,這是因?yàn)樵诠ソ菭顟B(tài)下,進(jìn)氣道背風(fēng)側(cè)的氣流折轉(zhuǎn)角變大,激波強(qiáng)度增大,波后馬赫數(shù)也會(huì)減小,這樣就導(dǎo)致背風(fēng)側(cè)區(qū)域相比于迎風(fēng)側(cè)區(qū)域在同樣的反壓條件下,結(jié)尾激波位置向前移動(dòng)。而且通過出口密度和馬赫數(shù)分布分析知道,流量分布很不均勻,迎風(fēng)側(cè)區(qū)域的流量較大。圖10是進(jìn)氣道各截面的馬赫數(shù)分布,在進(jìn)氣道的角部區(qū)域都出現(xiàn)了低馬赫數(shù)區(qū),觀察流線圖會(huì)發(fā)現(xiàn)也出現(xiàn)了如2.1中所說的漩渦,但進(jìn)氣道內(nèi)的馬赫數(shù)分布不均勻程度變大,流場(chǎng)也變得比較復(fù)雜,對(duì)于其附面層的處理顯得尤為重要,保證進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)一定的均勻性,以便更好的組織二次燃燒。

圖9 α=5°時(shí)的進(jìn)氣道壁面壓力分布(1/2模型)

圖10 α=5°時(shí)進(jìn)氣道部分橫截面馬赫數(shù)分布云圖

隨著攻角的增加,進(jìn)氣道抗反壓能力下降,總壓恢復(fù)系數(shù)也逐漸減小,這不僅是因?yàn)榇嬖诩げ〒p失,而且由于進(jìn)氣道內(nèi)出現(xiàn)渦流,增加了摻混損失。關(guān)于流量系數(shù),圖11給出了進(jìn)氣道的流量系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。當(dāng)存在攻角時(shí),進(jìn)氣道的來流捕獲面積減小,捕獲的流量也相應(yīng)的減少。在α=10°,雖然進(jìn)氣道的流量系數(shù)變化不是很大,但進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)畸變加重,尤其是出口流場(chǎng),這不利于補(bǔ)燃室的燃燒。

2.6 進(jìn)氣道的風(fēng)洞試驗(yàn)研究

將進(jìn)氣道的縮比模型安裝在高速風(fēng)洞中,保證邊界條件與飛行條件類似,測(cè)出風(fēng)洞中進(jìn)氣道內(nèi)的壓力參數(shù)。試驗(yàn)通過調(diào)節(jié)出口的節(jié)流錐的錐位來模擬燃燒室內(nèi)反壓的變化。圖12是在來流Ma=3.0,α=0°,β=0°時(shí)進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下進(jìn)口前的波系紋影。對(duì)比圖3同一狀態(tài)下數(shù)值模擬結(jié)果,兩者基本相同。

圖11 進(jìn)氣道流量系數(shù)隨攻角的變化

圖12 進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下進(jìn)口前的波系紋影

數(shù)值模擬得到的來流Ma=3.0,α=0°,β=0°時(shí)進(jìn)氣道臨界狀態(tài)沿程壓力分布曲線與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖13。其中橫坐標(biāo)是進(jìn)氣道的位置坐標(biāo),縱坐標(biāo)是沿程壁面壓力與自由來流壓力的比值。靜壓分布曲線也反映了進(jìn)氣道內(nèi)波系的分布情況,喉部前壓力總體上呈上升趨勢(shì),有一些波動(dòng)主要是由于進(jìn)氣道內(nèi)的斜激波與附面層作用導(dǎo)致收縮段壓力分布不均勻,而且上下壁面壓力分布是不同的,圖中對(duì)比的是上壁面的壓力,可以看到數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好,說明數(shù)值方法是可行的。

圖13 進(jìn)氣道沿程壓力分布數(shù)值模擬與試驗(yàn)對(duì)比

3 結(jié)論

計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)吻合較好,表明數(shù)值模擬結(jié)果是可信的,通過研究得到以下結(jié)論:

1)攻角、側(cè)滑角為零時(shí),臨界狀態(tài)下進(jìn)氣道內(nèi)存在附面層分離現(xiàn)象,尤其是靠近進(jìn)氣道下壁面的角部區(qū)域比較明顯。角部區(qū)域出現(xiàn)渦流,但對(duì)進(jìn)氣道下游影響并不大。

2)不同反壓下,進(jìn)氣道的流量系數(shù)基本不變,在不出現(xiàn)溢流情況下,總壓恢復(fù)系數(shù)隨著反壓增大而增大。

3)隨著來流馬赫數(shù)的增加,進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)不斷降低;流量系數(shù)不斷增加。而高度特性對(duì)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)影響不大,但對(duì)其啟動(dòng)特性影響較大。

4)隨著攻角的增大,總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)都是逐漸下降的。由于對(duì)稱性,正負(fù)攻角特性是相同的,但也因?yàn)榭拷^部,附面層影響較為嚴(yán)重,需要著重考慮進(jìn)氣道的附面層問題,減小附面層對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的影響,保證出口流場(chǎng)一定的均勻性。

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Performance Analysison Bilateral Inlet of Head

SHAO Yueyue,SUN Zhenhua,MA Gaojian

(China Airborne Missile Academy, Henan Luoyang 471009, China)

Three-dimensional flow of fixed-geometry inlet of ducted rocket with a head-bilateral inlet configuration was simulated numerically. The influence of coming flow condition on performance and flow field of the inlet was investigated as well as the results were compared with wind tunnel experiment data. The results show that interference of shock wave and boundary layer is obvious in the corner near underside; With increase of free stream Mach number, the total pressure recovery coefficient decreases, while the coefficient of mass flow ascends; The boundary layer has a great influence on flow field of the inlet with an angle-of-attack.

solid rocket ramjet; inlet; wind tunnel experiment; numerical simulation; boundary layer

2014-08-12

邵躍躍(1990-),男,安徽亳州人,碩士研究生,研究方向:航空宇航推進(jìn)理論與工程。

V231.3

A