侧向收缩比对RBCC侧压式进气道起动性能的影响*

吴亚可,何国强,刘佩进,刘晓伟

(西北工业大学固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室,西安 710072)

0 引言

火箭基组合循环(RBCC:rocket based combined cycle)发动机包含引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态等多个工作模态[1-3],因此RBCC的进气道必须具备宽马赫数工作的能力,且其马赫数工作范围远远超过了其它吸气式发动机。通常变几何结构是宽工作马赫数进气道普遍采用的实现方案[2-6]。而针对较窄的工作马赫数区间时,则可以采用定几何进气道。侧压式进气道不仅具有低起动马赫数、宽工作马赫数区间等优点,而且在几何结构上还能较好的配合典型的三维矩形结构的RBCC发动机,尤其是中心支板式 RBCC发动机(采用中心支板放置一次火箭)[2-10]。

RBCC的研究结果表明,引射和亚燃的模态过渡马赫数取在3.0以下较为合适,进气道的起动马赫数应该低于此值以保证亚燃模态和模态过渡的顺利进行,所以有必要研究低来流马赫数时侧压式进气道的起动性能。此外,对于中心支板式的 RBCC构型来说,中心支板的占空比(对应于RBBC侧压式进气道的侧向收缩比)的变化对其引射性能影响巨大,从部件设计和各个模态的工作匹配性方面考虑,更有必要单独开展侧向收缩比对侧压式进气道起动性能的影响研究。因此文中针对一典型的RBCC侧压式进气道开展了此方面的研究。

1 进气道构型

图1为单模块(一个一次火箭)RBCC发动机侧压式进气道示意图(剖面图),进气道由两个侧压式进气道并排组成,由于结构的对称性,文中数值模拟研究针对虚线框区域(单进气道一半)进行。

图1 单模块RBCC发动机侧压式进气道示意图

图2为文中采用的进气道构型,侧压板后掠角30°,侧压角随收缩比变化(图示为5°),唇口位置固定,隔离段长度固定。同时,为了更好的研究侧向收缩比对进气道性能的影响,没有顶压缩。进气道几何高度参照文献[11]的研究结果,国内对RBCC发动机开展了10年左右的直联式实验,研究中主火箭和隔离段的宽度比例多取为11∶7[12]。且地面实验发动机均采用单火箭支板模式,当考虑多模块工作时,若把隔离段侧壁面作为另一个支板模块的壁面,则进气道侧向收缩比为(11+7)/7=2.57;若把隔离段侧壁面作为两个支板模块的中间对称面,则进气道的侧向收缩比为(11+7+7)/(7+7)=1.79,所以文中研究时进气道的侧向收缩比取为:1.5、2.0、2.57和3.0,对应的模型依次记为C1～C4。

图2 文中的进气道构型

2 数值模拟方法

流场计算利用有限体积法离散三维雷诺平均N-S方程,对流项采用二阶迎风格式,粘性项采用中心差分格式,各方程联立耦合隐式求解。湍流模型采用了Menter的SST k-ω模型,该模型将k-ε,k-ω模型进行调和,在固体壁面附近采用Wilcox的k-ω模型,在自由流和边界层流外边界采用标准的k-ε模型,因此该模型对高雷诺数和低雷诺数同样适用,对混合流动、剪切流动尤其是边界层流动模拟效果较好。为了准确模拟边界层的分离流动,采用结构化网格,壁面网格局部加密。进气道出口最终条件为超音速外推,即不考虑燃烧室反压的影响,但为了准确模拟进气道在不同来流马赫数下的“自起动”流场,计算过程如下:来流条件一定时,给定适当的出口反压使得进气道由于反压过高而不起动,当计算结果收敛后,逐渐降低反压(非定常)直到流场结构不再变化。采用这种计算过程可以得到与KCntrowitz极限对应的进气道“自起动”特性[13-14],文中进气道的起动即为该意义的起动。计算时,所有残差指标下降3个数量级且进气道出口流量不再变化表示数值计算结果收敛。

文中以文献[15]中α1 ×α2=7°×11°模 型(图 3(a))在来流马赫数为3.95时的实验数据作为对象,校验数值计算方法、网格划分方法和湍流模型应用于三维激波和边界层干扰引起的复杂流动时的可靠性。从图3(b)看出,文中的数值研究方法和试验数据吻合较好,将其应用于侧压式进气道的研究是合理的。

图3 数值模拟校验

3 起动过程分析

3.1 流场分析

图4为模型C1～C4总压恢复系数σ随来流马赫数Ma的变化。随着来流马赫数的增加,总压恢复系数均有一个突增过程,且突增过程可能会经历一定宽度的马赫数历程,该突增过程是不是进气道的起动过程,有待进一步的流场分析。

图4 模型C1～C4的总压恢复系数

图5～图8分别为模型C1～C4不同来流马赫数时对称面的马赫数分布图与顶板和侧压板表面附近的速度矢量图。此外,为了更明了清晰的显示流场结构,图5～图8中的马赫数分布图均为大于1马赫的马赫数分布图。

从图5可以看出,总压恢复系数突增之前(Ma=1.7),进气道模型C1隔离段入口有一道很强的正激波,基本贯通整个隔离段高度;正激波附在唇口前缘,说明其产生的原因并不是该处的气流方向与唇口的夹角大于附体激波所允许的最大转折角,若是这样则正激波不可能附在唇口前缘,因此其产生的原因是隔离段中的气流壅塞;正激波打在顶板一侧,导致该处边界层分离;隔离段主流区内超音速和亚声速区交替出现。当来流马赫数增加到1.8时,正激波被唇口前缘内侧产生的斜激波代替,该斜激波同样诱导顶板边界层分离,只是分离位置更靠后;隔离段主流区已全为超音速区;此时气流壅塞消失,总压恢复系数突然增加。模型C2和C1的情况相似(见图6),主要的差别在于总压恢复系数突增之前,隔离段入口正激波并未贯通整个隔离段高度,且亚声速区仅存在于隔离段入口附近靠近唇口一侧的很小区域内。

从图7所示模型C3的流场变化可以看出。总压恢复系数突增之前(Ma=2.5),隔离段入口有一道很强的正激波(气流壅塞)并诱导顶板一侧的边界层分离。当来流马赫数增加到2.6时,唇口激波表现为上端正激波和下端斜激波的混合激波,仅唇口内侧仍有一小部分区域为亚声速。来流马赫数为2.7时,总压恢复系数增加到局部极大值,唇口前缘内侧为一斜激波,且隔离段主流区全为超音速,此时气流壅塞消失。

图8 模型C4的马赫数分布和速度矢量

模型C4的总压恢复系数突增也是经历了一定的马赫数宽度(见图8)。但在总压恢复系数突增之前(Ma=2.8),唇口外顶板和侧压板形成的角流区有强烈的气流分离现象,气流分离没有影响到唇口外的对称面上,因为后掠侧压结构会导致侧压式进气道在垂直于流向的截面内产生很强的二次漩涡流动,从而将流道两侧的亚声速流动不断卷吸到对称面上,所以在隔离段后部顶板一侧的对称面上出现了大片的亚声速区。此时的唇口外角流区的气流分离现象很严重,范围很大,因此并不是激波诱导产生的,相反,它还诱导产生了一道很强的斜激波,可见,它是产生气流壅塞造成。当来流马赫数增加到3.0时,总压恢复系数已基本增加到局部极大值,以上各种现象消失,唇口前缘内侧出现斜激波并诱导顶板一侧的边界层分离。

3.2 起动马赫数判定

从以上的流场分析可以看出,总压恢复系数的突然增加与流场结构的突变是同步的,但具体过程是有差别的。当侧向收缩比较小时,流场结构的突变主要为隔离段入口正激波的消失。随着侧向收缩比的增加,起动过程中流动结构的突变逐渐过渡为唇口外角流分离区的突然减小。随着侧向收缩比的增加,突变过程所要经历的马赫数范围逐渐变宽,即此突变过程趋向缓和,陡然突变过程趋向于缓和突变过程(但此时变化过程依然明显,只是稍为缓和,不同于逐渐变化,因此称之为缓和突变)。当流场结构的突变过程趋向缓和突变过程时,总压恢复系数的变化也趋向于缓和突变过程。当流场结构的突变过程消失时,总压恢复系数达到局部极大值;隔离段的流动结构相似:唇口前缘内侧产生斜激波并诱导顶板一侧的边界层分离,隔离段的主流区全为超音速,即气流壅塞消失。因此,从本质上讲,流场结构的突变就是气流壅塞的消失,只是消失过程可能是陡然突变也可能为缓和突变。这和文献[11]所得结论一致。

综上,总压恢复系数的突增和流场结构的突变(壅塞的突然消失)是同步的,当总压恢复系数增加到局部极大值时对应的来流马赫数即为进气道的起动马赫数。进气道模型C1～C4的起动马赫数依次为:1.8 、2.3 、2.7 、3.0 。

4 进气道性能分析

从图4可以看出,随着侧向收缩比的减小,进气道的起动马赫数不断减小,起动过程中总压恢复系数的震荡也不断减小。随着侧向收缩比的减小,总压恢复系数的数值总体上是不断增加的,这是因为侧向收缩比的减小会导致来流经过的压缩波系数目有所减小。因此从总压恢复和起动性能角度看,选取较小的侧向收缩比有利于提高进气道的性能。

图9为模型C1～C4的流量系数 φ随来流马赫数的变化,随着侧向收缩比的减小,流量系数不断增加,在马赫数较低时更为明显,这主要是因为随着侧向收缩比的减小,相对于进气道的捕获面积,溢流窗的相对面积将不断减小。还可以看出,侧向收缩比越小,流量变化越平稳。因此选取较小的侧向收缩比有利于提高进气道的流量特性。

以上分析均表明,侧向收缩比越小,侧压式进气道的起动性能、起动前后的性能越好。在RBCC侧压式进气道设计时,是不是侧向收缩比越小越好?图10和图11给出了模型C1～C4的增压比P′和出口马赫数Maout随来流马赫数的变化。可以看出,在低来流马赫数条件下,增压比随侧向收缩比的变化存在最优值,但是侧向收缩比过小将导致增压比很低(进气道的压缩比太小),这显然不利于发动机的工作;随着侧向收缩比的减小,进气道出口马赫数迅速增加,不利于燃烧室的高效工作。所以,侧向收缩比并非越小越好,侧向收缩比的选取需要综合考虑各方面的因素。

图11 模型C1～C4的出口马赫数

从图10和图11也可以看出,随来流马赫数的增加,进气道增压比的突然减小、出口马赫数的突然迅速增加均发生在起动马赫数处,说明文中起动马赫数判定方法的正确性。

5 结论

文中针对一典型的应用于 RBCC发动机的超音速侧压式进气道构型,开展了不同侧向收缩比对进气道起动性能影响的数值模拟研究,得到了不同来流马赫数时的流场参数分布和性能参数曲线,通过对这些结果的分析可以看出:

1)不同侧向收缩比的进气道起动过程中都伴随着流场结构的突变,该突变过程所表现出来的流场特征差别较大,但其本质都是气流壅塞的消失,且该突变和总压恢复系数的突然增加是同步的,这种同步性对应的来流马赫数就是进气道的起动马赫数;

2)较大的侧向收缩比会导致压缩量的增加,在未起动时唇口外角流区存在很强的气流分离现象,从而严重降低了进气道起动前的性能,也会导致起动马赫数较高且起动过程中流场结构和进气道性能震荡很大;较小的侧向收缩比有利于降低进气道的起动马赫数及起动过程中的性能震荡,从而改善进气道的起动性能,但过小的侧向收缩比导致增压比较低、燃烧室入口速度较高,这都不利于燃烧组织。因此对于RBCC的侧压式进气道,需要综合权衡利弊,选取大小适中的侧向收缩比。

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