超燃冲压发动机推阻力特性研究综述.pdf

第4 0 卷第6 期 2 0 1 4 年1 2 月 火箭推进 J O U R N A LO FR O C K E TP R O P U L S l 0 N V 0 1 4 0 6 D e c 2 0 1 4 超燃冲压发动机推阻力特性研究综述 赵宏亮，张蒙正 ( 西安航天动力研究所，陕西西安7 1 0 1 0 0 ) 摘要：超燃冲压发动机由进气道、燃烧室和尾喷管等部件构成，推阻力是其最重要的 特性参数。回顾了超燃冲压发动机部件级推阻力特性和整体推阻力特性研究现状，介绍了超 燃) 中压发动机推阻力特性研究方法和测量技术。建议今后研究过程中关注以下几个问题：研 究精确的自由射流试验测量技术，研究流场均匀性对发动机性能的影响，开发高精度仿真平 台。 关键词：超燃冲压发动机；推阻力特性；研究方法；测量技术 中图分类号：V 4 3 4 3 4文献标识码：A文章编号：1 6 7 2 9 3 7 4 ( 2 0 1 4 ) 0 6 0 0 4 4 0 7 I n v e s t i g a t i o no ft h m s t d r a gp r o p e r 时o fs c r a m i e t VV11，J Z H A 0H o n g - l i a n g ，Z HAN GM e n g z h e n g ( X i a nA e r o s p a c eP r o p u l s i o n1 1 1 s t i m t e ，X i a n71010 0 ，C h i n a ) A b 蛐阻c t ： T h m s ta n dd r a ga r et h em o s ti m p o n a n tc h a r a c t e r i s t i cp a r a m e t e r so fs c 删e t ，w h i c h c o n s i s t so fi n l e t ，c o m b u s t o ra n dn o z z l e T h er e s e a r c hs t a t u so ft h ec o m p o n e n t l e v e la n dt h eo V e r a U t l l m 刚d r a gc h a r a c t e r i s t i c sa r er e V i e w e di n 也i sp a p e r T h er e s e a r c hm e t h o d sa n dm e a s u r e m e n t t e c l l l l 0 1 0 9 ) ，f o rt h et h m s t d r a gc h a r a c t e r i s t i c so fs c r a m j e ta r ei n t r o d u c e d S o m es u g g e s t i o n sa r e p r o p o s e df o rt h e 向t u r es t u d y ：i n V e s t i g a t i n gt h ea c c u r a t e 仔e e - j e tt e s tm e a s u r e m e n tt e c l l l l o l o g y i n V e s t i g a t i n gt h ei m p a c to ft h en o wf i e l du n i f o m i 够o ns c r a I n j e tp e r f o m l a n c e ，a n dd e V e l o p i n gt h e h i g h - p r e c i s i o ns i m u l a t i o np l a t f o r n l K e ) 啊o r d s ：s c r a I n j e t ；t h m s tc h a m c t e r i s t i c ；r e s e a r c hm e t h o d ；m e a s u r e m e n tt e c h n o l o g y O 引言 超燃冲压发动机( s c r a m j e t ) 是指在超声速气 流中组织燃烧的冲压发动机，一般应用于飞行马 赫数高于6 的飞行器，如高超声速巡航导弹、高 超声速飞机和空天飞机等。高超声速巡航导弹、 高超声速飞机具有全球快速到达、纵深打击的战 略威慑和军事打击能力，空天飞机可以作为反卫 星武器和太空打击平台，具有重要的发展意义和 军事应用价值。超燃冲压发动机是较理想的巡航 动力装置，因而在各军事大国得到广泛研究。 超燃冲压发动机具有与飞行器一体化设计的 收稿日期：2 0 1 4 0 8 1 3 ；修回日期：2 0 1 4 0 8 2 9 作者简介：赵宏亮( 1 9 8 9 一) ，男，硕士研究生，研究领域为发动机燃烧过程 万方数据 第4 0 卷第6 期赵宏亮，等：超燃冲压发动机推阻力特性研究综述 4 5 特点，其所产生的推阻力受到飞行器高度与速 度、发动机与飞行器结构和燃油调节特性等影 响，极其复杂。因此研究超燃冲压发动机推阻力 特性及其影响因素，分析发动机推阻力随工作条 件的变化规律，研究各部件对发动机推阻力所起 的作用是提高发动机性能和优化发动机及部件设 计的有效措施。 本文主要总结了超燃冲压发动机推阻力特性 研究现状，分析了推阻力特性研究方法和测量技 术，最后根据文献综述的结果，给出推阻力特性 研究的一些建议。 1 推阻力特性研究现状 随着计算机以及数值算法的发展，当今的数 值仿真结果已经具有较高的精度【1 】，可以系统地 模拟各种因素对发动机推阻力特性的影响。将自 由射流试验和c F D 仿真相结合，可以进行超燃 冲压发动机推阻力特性分析及验证，获得影响推 阻力的因素。仿真计算时，通过发动机内壁面的 压强和切应力积分，可以得到发动机推力，其计 算结果与风洞试验符合较好【2 】。 1 1 进气道推阻力特性 高超声速进气道主要包括轴对称式、二元 式、三维侧压式、B u s e m a n n 进气道等。一般而 言，外形受到限制的高超声速导弹使用轴对称进 气道，而对于升力体类气动构型的飞行器，一般 使用二元式或三维侧压式进气道。 文献 3 】利用计算流体力学得到一种求解任意 进气道附加阻力的方法，使用该方法计算各种构 型的进气道得到的附加阻力与试验测得的附加阻 力数量级一致。在压缩面适当的部位采用曲面压 缩是减少压差阻力的一种有效手段，同时进气道 总体性能( 流量系数、总压恢复系数、增压比) 有很大改善。文献 4 经过数值仿真计算研究，发 现进气道人口采用等熵压缩型面可以提高发动机 推力，改善干扰阻力特性，相比使用传统直板压 缩型面进气道，带小初始楔角的等熵压缩因其总 压恢复系数较高、长度较短可以有效减小外压缩 段阻力，其总推力可以提高7 以上。 进气道浸润面积较大，因而其摩擦阻力大于二元 进气道。在相同压缩量的前提下，侧压式进气道 总收缩比小于二元进气道，使得侧压式进气道压 差阻力小于二元进气道，最终使得侧压式进气道 总阻力低于二元进气道1 0 1 5 。文献 6 和 7 利用数值仿真方法研究了等动载条件下二元式和 三维侧压式进气道阻力随马赫数变化规律。研究 表明，在总阻力中压差阻力占主导地位，其变化 规律决定着总阻力的变化规律，二元式高超声速 进气道和三维侧压式高超声速进气道上的压差阻 力系数、总阻力系数均随马赫数的增加而大幅减 小，而摩擦阻力占总推力的比重均随马赫数的增 加而小幅度增加，三维侧压式高超声速进气道的 附加阻力随马赫数增加而减小。 超燃冲压发动机从接力马赫数到巡航马赫数 的飞行过程中，为了获得较大的推力，在燃烧室 中采用大当量比燃料燃烧，当燃烧产生的反压过 大时，可能使激波串推出隔离段入口，进气道无 法以一定的流量系数和总压恢复系数为燃烧室提 供空气，流场品质变坏，引起超燃冲压发动机不 起动，发动机推力受到严重影响。此时可以通过 合理配置燃烧位置、增加隔离段长度、或者采取 进气道抽吸技术来改善流场品质，提高发动机推 力。文献 8 对不同抽吸开孔率下某典型高超声速 进气道进行了二维数值模拟，分析结果表明：采 用附面层抽吸技术能够提高进气道的抗反压能 力，相当于增加了隔离段的长度，减轻了发动机 的重量，意味着燃烧室可以容忍更大的燃油流 量，大幅度提高发动机的推力。 1 2 燃烧室推阻力特性 由于燃料在燃烧室中驻留时间极短，通常 在超燃冲压发动机燃烧室中引入支板、凹腔、气 动稳焰模块，形成高温、低速的回流区，实现燃 料有效掺混和稳焰。一般采用几种结构组合的形 式增强燃烧室性能，如支板凹腔结构、支板汽 动稳焰结构。引入支板、凹腔、气动稳焰等结 构，不可避免地带来了激波、膨胀波、附面层相 互作用和额外总压损失。 文献 5 通过数值仿真研究表明：由于侧压式 程， 文献 9 利用二维耦合隐式方法离散N s 方 使用后一占湍流模型和有限速率涡耗散模型 万方数据 火箭推进2 0 1 4 年1 2 月 进行双模态超燃冲压发动机燃烧室数值仿真计 算，研究发现提高燃料喷注压力、利用氢气横向 射流可以有效提高掺混，同时可以提高推力。文 献 1 0 开发了超燃冲压发动机推进流道计算的 一维软件，研究发现，燃料喷注位置越靠前，净 推力越大；燃料逆喷产生净推力较大；隔离段人 口高度增加，净推力增大。文献 1 1 采用正交 试验设计方法组织燃烧室型面调节，研究发现燃 烧室前段较小的扩张角和后段较大的扩张角以及 适当集中靠前喷油有利于获得更高的燃烧室推力 增益。 支板凹腔结构是当前使用较多的掺混和稳焰 结构，支板结构主要作为燃料喷注装置，凹腔结 构可以形成高压低速区，实现火焰稳定。 1 2 1 支板 支板喷注燃料虽然能增强混合、提高燃烧 效率，但通常会产生较大的波阻和总压损失， 且其很高的热负荷对材料提出较高的要求。支 板阻力是支板负面效应的一个重要方面，限制 了支板的应用。支板阻力主要包括波阻和摩擦 阻力，摩擦阻力相对波阻较小，研究中通常可 以忽略。支板阻力受到支板高度、宽度、支板 后掠角影响( 见图1 ) 。 图1 支板压差阻力原理 F i g 1P r i n c i p l ed i a g r a mo fp r e s s u r ed r a go fs t r u t 文献 1 2 利用推力测量系统对不同结构尺 寸支板的冷流阻力和热试阻力进行了研究。比较 了高度分别为3 7 5m m 和7 1m m ，后掠角分别为 O 。，3 0 。和4 5 。的支板冷流阻力，结果表明：支板 的冷流阻力随支板高度的增大而增大，随后掠角 的增大而减小；支板的热试阻力比冷流阻力小， 且支板的热试阻力随当量比的增加而减小；带有 尾部交错几何结构的支板能更好地增强燃料与来 流的混合，增强燃烧。 1 2 2 凹腔结构 凹腔形成的高温、低速回流区可以起到很好 的稳定火焰作用，但也会引起膨胀波、激波及激 波附面层干扰。凹腔阻力包括压差阻力和摩擦阻 力，摩擦阻力相对压差阻力较小，研究中可以忽 略。凹腔阻力一般受凹腔深度h 、凹腔长深比 z = ( + t a np ) 肮和后壁倾斜角p 的影响( 见图2 ) 。 膨胀波 图2 凹腔压差阻力原理 F i g 2P r i n c i p l ed i a g r a mo fp r e 晒u r ed r a go f 阻v i 何 文献 1 3 研究发现凹腔火焰稳定器的冷流 阻力随来流总压增大而增大，与凹腔深度、凹腔 长深比成正比，随后壁倾斜角的增大先减小后增 大。凹腔火焰稳定器的热试阻力比冷流阻力小， 且随着燃料喷注当量比增加，燃烧明显增强，且 火焰逐渐向流场上游移动，阻力逐渐减小并最终 会表现为正推力。文献 1 4 采用大涡模拟方法 对液氢燃料超燃冲压发动机进行仿真，研究提 出，在超声速流中，线性涡模型是一个精确并且 适应性强的混合模型，可