超燃冲压发动机总体化性能分析_张旭

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引
言
超燃冲压发动机是高超声速飞行器有效的动力 装置， 其性能的快速预估是发动机研制阶段的必要工 具。现有的发动机性能计算方法 主要分为两类， 一类是基于简化模型的估算方法， 一类是基于 CFD 计算然后积分得到性能参数的方法。 第一类方法简 便快捷， 但精度低且适用范围窄。 第二类方法精度 高， 但 CFD 计算， 特别是发动机内外三维流场耦合计 ， 算的计算量大 耗时长， 难以适应参数化研究的需要。 Jonas A Sadunas［1］ 通过求解二维欧拉方程得到 发动机二维流场， 积分得到发动机的气动力和气动力 ［2 ］ May矩。Hideo Ikawa 分别采用冲量函数和 Prandtler 理论估计燃烧室和喷管的推力， 得到这两个部件的
Key words： Scramjet； Performance analysis； Threedimensional Parabolized NavierStokes equations； Onedimensional NavierStokes equation 道设计的基础上， 添加后掠平面侧压板， 设计方法如 下： 顶板外压段采用 3 级平面楔， 保证在不考虑侧压 激波的前提下， 设计点外压斜激波交汇于外罩唇口 点， 采用斜激波关系式计算激波角； 内压段侧板宽度 不变， 外罩采用 2 级楔压缩， 设计原则是外罩斜激波 交点在进气道外面， 与顶压外压段类似， 采用斜激波 关系式估算内压段进口马赫数和外罩激波角 ， 给定内 压段长度和内收缩比 CＲ in 可确定内压段型面； 等直隔 离段的关键设计变量是长高比 L4 ； 侧板起于顶板外 H4
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2． 1
物理模型和计算方法
发动机模型
Fig． 2
Configuration of rectangular combustor（ mm）
本文建立的超燃冲压发动机模型包含后掠侧压 进气道、 矩形燃烧室和后掠侧板尾喷管三个部件， 设 计点为飞行马赫数 Ma d = 6 ． 5 ， 飞行高度 H d = 27km。 进气道构型如图 1 所示， 设计思路是在二元进气
在二元喷管基础上添加 尾喷管构型如图 3 所示， 了后掠无压缩平面侧板。 后掠侧板关键设计变量是 后缘上端点位置。上壁面型线采用二次曲线， 关键设 计变量是初始扩张角 θ n1 ， 终止扩张角 θ n2 ， 喷管长度
159 超燃冲压发动机总体化性能分析 第 35 卷 第 2 期 Ln 和出口高度 H n 。 下壁面采用 2 段直线， 第一段水 平， 第二段外扩， 关键设计变量是第一段长度 L n1 、 第 二段长度 L n2 和外扩角 θ n3 。 燃烧室的快速分析时是不适用的。因此， 我们将三维 NS 方程进行简化， 可得到考虑面积变化、 质量添加、 壁面摩擦等因素的一维欧拉方程 15 ］ 。 照文献［
Fig． 3 Configuration of aft swept sidewall nozzle（ mm）
计算耦合截面在进气道出口和燃烧室出口 ， 各部件在 耦合截面之间传递流场参数和几何尺寸参数 。 发动机性能参数的计算流程如图 5 所示。 进气 道部分， 根据进气道设计变量生成计算网格， 单一气 体 PNS 推进到进气道出口， 将出口截面马赫数、 静压 和静温的平均值传给燃烧室一维 CFD 软件， 作为燃 烧室计算的进口条件。接着， 根据进气道传来的燃烧 室进口尺寸和燃烧室设计变量生成计算网格 ， 一维 CFD 完成燃 烧 室 的 计 算， 将 燃 烧 室 出 口 的 速 度、 静 压、 静温和各组分的质量分数传给多组分 PNS， 作为 喷管的进口条件， 外流条件与进气道来流条件一致。 接着， 根据燃烧室传来的喷管进口尺寸和喷管设计变 量生成计算网格， 多组分 PNS 完成喷管的气动计算。 发动机的主要性能参数有推力、 升力和俯仰力矩， 通 过部件性能计算得到各部件分量， 进而可以得到发动 机的总体性能参数。进气道和喷管流场是三维的， 可 以分别得到这 3 个性能参数分量。 燃烧室流场是一 维的， 认为其升力和俯仰力矩均为 0 ， 只统计其推力。 本文推力均指发动机轴向力， 升力均指发动机法向 力， 统计力矩时假定飞行器的矩心为燃烧室中心点 ， 抬头为负。 在进气道出口， 静压的平均值基于面平均得到， 速度的平均值基于质量平均得到， 密度通过流量公式 得到， 静温通过气体状态方程得到。燃烧室一维计算 燃料是煤油， 假定燃烧效率为固定值 0． 8 ， 为了考虑 燃烧室内粘性和壁面散热的影响， 假定了一个恒定的 表面摩擦系数， 取为 0． 0024 ， 假定一个恒定的表面散 热系数， 取为 0． 0012 。
推 进 技 术 2014 年 2 月 Feb. 2014 JOUＲNAL OF PＲOPULSION TECHNOLOGY Vol. 35 No. 2 第 35 卷 第 2 期
超燃冲压发动机总体化性能分析
张
1 旭 ，王 2 1 利 ，林言中 ，徐
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旭
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（ 1． 北京航空航天大学 宇航学院，北京 100191 ； 2． 中国航天空气动力技术研究院，北京 100074 ）
摘
要: 针对由后掠侧压进气道、矩形燃烧室 和后掠侧板 尾 喷管 构 成 的超 燃冲 压 发 动 机 模型，
为了快速准确得到超燃冲压发动机的整机性能，建立了一套分析发动机总体性能的耦合流场计算方 S 方程，燃烧室流场求解一 法。其中进气道和尾喷管流场分别求解三维单一气体和多组分抛物化 NS 方程，各部件在交接面处传递几何和流动参数。运用总体性能计算方法，研究了发动机构型 维 N的气动特性，给出了飞行高度、马赫数和攻角改变对发动机性能的影响规律。结果表明: 该总体性 能计算方法可用于超燃冲压发动机总体性能的快速预估; 飞行高度对推力、升力和俯仰力矩的影响 均较大且程度相近，三者随飞行高度增加均减小; 飞行马赫数对发动机推力、升力的影响相近，对 俯仰力矩的影响最大，三者随 飞 行马赫数 增加均增加; 飞 行攻角对 升 力 的影响 最大， 俯 仰 力 矩次 之，对推力的影响最小，随飞行攻角增加，发动机升力近似线性增加，推力和俯仰力矩分别呈增加 和减小趋势。 S 方程; 一维 NS 方程 关键词: 超燃冲压发动机; 性能分析; 三维抛物化 N中图分类号： V235. 21 文献标识码： A 4055 （ 2014 ） 02015709 文章编号： 1001-
［13 ～ 15 ］
， 具体算法参
本文求 解 欧 拉 方 程 所 采 用 的 时 间 格 式 为 LUSGS， 空 间 离 散 采 用 HLLC ， 网格界面插值采用 MUSCL， Albada。 通量限制器采用 Van2． 4 耦合计算方法 如图 4 所示， 将一个完整的超燃冲压发动机分成
三段分别计算。 进气道用单一气体 PNS 计算， 燃烧 CFD ， PNS 室用一维 软件计算 尾喷管用多组分 计算。
［6 ］
Fig． 1
ห้องสมุดไป่ตู้
Configuration of aft swept sidewall compression inlet（ mm）
燃烧室采用分段单壁扩张构型， 如图 2 所示。 燃 4， 6 段扩张， 烧室分 6 段， 第 2， 其他段均是等直段， 关 4， 6 段扩张角 δ c2 ， 键设计变量是第 2 ， δ c4 ， δ c6 。燃料是 煤油， 采用两点壁面直喷， 图中两个单向箭头指向喷 点位置， 前后喷点当量比分别为 0 ． 1 和 0 ． 3 。
Analysis of Overall Scramjet Performance
ZHANG Xu1 ，WANG Li2 ，LIN Yanzhong1 ，XU Xu1
（ 1. School of Astronautics，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191 ，China； 2. China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074 ，China）
［3 ］ 总推力。Andrew Clark 分别用可压缩流、 一维加热 Meyer 理论得到进气道、 管流和 Prandtl燃烧室和喷 ［1 ～ 7 ］
压一、 二级楔交点， 终止于外罩唇口点， 关键设计变量 是侧压角和后掠角。
管的静压分布， 积分得到发动机的气动力， 并与 CFD ［4 ］ 计算结果比较， 二者差别较小。 司徒明 提出了一 种基于发动机热力循环和冲量分析法的简便方法 ， 可 ［5 ］ 以计算发动机的推力和比冲。 郑小梅 基于热力循 环建立了超燃冲压发动机准一维性能计算方法 ， 可以 指导发动机设计， 但不能得到具体的性能参数。李俊 红 基于一维流守恒关系和化学平衡流假设，建立 了发动机内推力、 比冲与尾喷管出口压力的关联式， 可以通过实验测的尾喷管出口压力数据快速得到发 ［7 ］ 动机的推力和比冲。 徐旭和蔡国飚 通过求解三维 S 方程组得到发 多组分、 包含有限速率化学反应的 N动机的一体化流场， 积分可以得到发动机的各项性能 参数。 进气道和尾喷管是产生推力 / 阻力、 升力的主要 部件， 本文采用高效率的空间推进方法即求解抛物化 NS 方程（ PNS ） 进行其三维流场的计算。 采用一维 CFD 方法进行燃烧室内燃烧过程的简化计算 。
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0327 ； 修订日期： 20130425 。 收稿日期： 2013mail： withewind1@ gmail. com 作者简介： 张 旭 （ 1990 —） ，男，硕士生，研究领域为超燃冲压发动机技术 。E-
2014 年 158 推 进 技 术
Abstract： Scramjet model contains three components as bellow ： aft swept sidewall compression inlet ， rectangular combustor and aft swept sidewall nozzle． To get accurate scramjet performance results rapidly ，a coupled method was set up to calculate scramjet flow field and study its performance． Inlet and nozzle were computed solving single and multiple species threedimensional Parabolized NavierStokes equations，respectively． Combustor was computed solving onedimensional NavierStokes equation． Geometric and flow parameters were transferred between adjacent components at their interface． Scramjet performance was studied using this coupled method． Flight conditions including altitude ，Mach number and angle of attack were changed ，respectively to study their influence on scramjet performance． Ｒesults show that this coupled method can give a rapid estimation of scramjet performance． Flight altitude has similar great impact on thrust，lift and pitching moment． All three performance parameters decrease as flight altitude increases． Flight Mach number has similar impact on thrust and lift，and the greatest impact on pitching moment． All three performance parameters increase as flight Mach number increases． Flight angle of attack impacts lift most ，followed by pitching moment and thrust in order． As flight angle of attack increases， lift increases linearly，while thrust and pitching moment show a trend of increase and decrease ，respectively．