吸氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)耦合建模與分析

唐碩, 張棟, 祝強(qiáng)軍

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院, 陜西 西安 710072;2.西北工業(yè)大學(xué) 航天飛行動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

2012-08-25;

2012-12-24; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-04-09 09:58

西北工業(yè)大學(xué)博士論文創(chuàng)新基金資助(CX201218)

唐碩(1963-)，男，四川達(dá)州人，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向?yàn)轱w行器動(dòng)力學(xué)與控制、飛行仿真；

張棟(1986-)，男，寧夏青銅峽人，博士研究生，研究方向?yàn)楦叱曀亠w行器動(dòng)力學(xué)建模。

吸氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)耦合建模與分析

唐碩1, 張棟1, 祝強(qiáng)軍2

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院, 陜西 西安 710072;2.西北工業(yè)大學(xué) 航天飛行動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì),使得外形-氣動(dòng)-推進(jìn)強(qiáng)耦合,給飛行器建模與控制帶來(lái)巨大挑戰(zhàn)。建立了一種基于準(zhǔn)一維流動(dòng)理論結(jié)合激波膨脹波方法的推進(jìn)系統(tǒng)耦合分析模型,得到影響推進(jìn)系統(tǒng)性能的因素,包括幾何外形、迎角、馬赫數(shù)、飛行高度、當(dāng)量比等,以真實(shí)反映系統(tǒng)耦合特性。通過(guò)仿真計(jì)算分析了這些因素對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響規(guī)律,可為飛行器初步設(shè)計(jì)階段方案論證及一體化優(yōu)化等問(wèn)題提供基礎(chǔ)和理論依據(jù)。

推進(jìn)系統(tǒng); 激波膨脹波; 耦合模型; 一體化設(shè)計(jì)

0 引言

高超聲速飛行器是指以吸氣式及其組合發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力,在大氣層內(nèi)或跨大氣層以馬赫數(shù)5以上的速度遠(yuǎn)程巡航飛行的飛行器[1]。與常規(guī)飛行器相比,其機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì),給氣動(dòng)、推進(jìn)建模及其控制器設(shè)計(jì)帶來(lái)巨大挑戰(zhàn)[2]。

吸氣式高超聲速飛行器最顯著的特點(diǎn)是學(xué)科之間強(qiáng)耦合。文獻(xiàn)[3]通過(guò)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)矩陣,清晰地表示一體化設(shè)計(jì)框架中各學(xué)科之間的耦合關(guān)系。其中以機(jī)體與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)之間的耦合最為突出,前體下表面作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外壓縮段,對(duì)來(lái)流進(jìn)行減速增壓,后體下表面作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外噴管起到繼續(xù)膨脹燃?xì)獾淖饔?。文獻(xiàn)[4]指出飛行器氣動(dòng)特性影響推進(jìn)性能,進(jìn)氣道對(duì)空氣的壓縮效率、燃料能力的釋放以及剪切層位置和形狀都受到俯仰角速度和動(dòng)壓的影響。Schmidt等[5]指出燃料流量和進(jìn)氣道擴(kuò)散面積比可以改變飛行器的俯仰角速度。文獻(xiàn)[6]中基于大量氣動(dòng)插值數(shù)據(jù),對(duì)機(jī)體/推進(jìn)一體化耦合特性進(jìn)行分析研究。

吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì),需要考慮機(jī)體和推進(jìn)系統(tǒng)相互影響,在進(jìn)行高超聲速飛行器建模時(shí),就應(yīng)該充分考慮這種耦合特性?；诖?本文建立了推進(jìn)系統(tǒng)的耦合分析模型,分析了幾何外形、氣動(dòng)特性等因素對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響。

1 吸氣式高超聲速飛行器模型

本文采用文獻(xiàn)[7]中的高超聲速飛行器模型,高超聲速飛行器機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì),超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)置于高升阻比的機(jī)體下腹部,使得飛行器的前體下壁面和后體下壁面既是飛行器的氣動(dòng)界面,又分別是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的外壓縮段和發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的外膨脹段。這樣的一體化構(gòu)型,使得不能準(zhǔn)確地劃分氣動(dòng)和推進(jìn)界面,不同的劃分氣動(dòng)、推進(jìn)界面的方法計(jì)算得到的氣動(dòng)和推進(jìn)系統(tǒng)性能指標(biāo)的數(shù)值及物理意義相差很大。為了建立高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)耦合分析模型,研究外形、氣動(dòng)參數(shù)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的影響,本文采用如圖1所示的算力體系,將整個(gè)前體下壁面及其發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道劃分為推進(jìn)系統(tǒng),外噴管型面受力計(jì)算劃分為氣動(dòng)學(xué)科。

圖1 算力體系的劃分Fig.1 Calculation force system division

2 推進(jìn)系統(tǒng)耦合建模

根據(jù)本文所建立的算力體系,圖2給出了典型的吸氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)二維簡(jiǎn)圖,可以看出,吸氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)由前體下表面、擴(kuò)壓段、隔離段、燃燒室和內(nèi)噴管組成。

圖2 高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)二維平面示意簡(jiǎn)圖Fig.2 Two-dimensional plane diagram of hypersonic vehicle propulsion system

表1給出了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)圖中相關(guān)參數(shù)的定義。

表1 推進(jìn)系統(tǒng)參數(shù)說(shuō)明Table 1 Propulsion system parameter description

2.1 前體下表面氣流參數(shù)計(jì)算

高超聲速飛行器前體下壁面作為推進(jìn)系統(tǒng)的壓縮段,主要作用是通過(guò)對(duì)來(lái)流的壓縮給進(jìn)氣道提供均勻氣流,根據(jù)一維斜激波公式求得進(jìn)氣道入口參數(shù)[7]。

(1)

式中,δi為前體壓縮角;Ma∞,T∞,P∞分別為來(lái)流馬赫數(shù)、靜溫和靜壓;γ為比熱比。

2.2 擴(kuò)壓段

擴(kuò)壓段的入口參數(shù)為前體進(jìn)行多級(jí)壓縮后的均勻氣流,其出口參數(shù)又作為隔離段入口參數(shù),氣流通過(guò)擴(kuò)壓段的參數(shù)變化關(guān)系為[8]:

(2)

(3)

(4)

通過(guò)式(2)～式(4)求得隔離段入口氣流馬赫數(shù)Mainlet2、靜壓Pinlet2及其靜溫Tinlet2:

(5)

2.3 隔離段建模分析

隔離段是在飛行器前體/進(jìn)氣道和燃燒室之間設(shè)置的一定長(zhǎng)度的等截面通道,是進(jìn)氣道和燃燒室之間的氣動(dòng)力/熱緩沖段,同時(shí)還可以對(duì)來(lái)流氣體進(jìn)一步壓縮。當(dāng)燃燒室由于燃燒放熱引起壓力劇烈升高時(shí),在燃燒室的反壓作用下,隔離段會(huì)產(chǎn)生激波串,激波串的位置和長(zhǎng)度隨上下游的壓力比和馬赫數(shù)而變化,在一定的壓力范圍內(nèi),隔離段能夠很好地起到保護(hù)隔離作用,使進(jìn)氣道流場(chǎng)不會(huì)受到燃燒室壓力升高而造成的影響。

忽略摩擦和熱傳遞的情況下,設(shè)隔離段出入口靜壓比為Pr=Piso/Pinlet2,則隔離段出口馬赫數(shù)為[9]:

Maiso=

(6)

隔離段的出口溫度為[10]:

(7)

根據(jù)隔離段激波串前后最大壓力比小于一道正激波的壓力比,則隔離段中激波串強(qiáng)度極限為一道正激波[11],有:

(8)

通過(guò)式(6)～式(8)求得燃燒室入口氣流馬赫數(shù)Maiso、靜壓Piso及其靜溫Tiso:

(9)

2.4 燃燒室建模

燃燒室的流動(dòng)為一維瑞利流動(dòng),氣流通過(guò)燃燒室后的參數(shù)變化關(guān)系為[8]:

(10)

(11)

(12)

用燃油當(dāng)量比作為推進(jìn)系統(tǒng)的一個(gè)控制量比ΔTc作為控制量更便于計(jì)算和歸一化處理。燃油當(dāng)量比(Φ=f/fst),即為油氣比的無(wú)量綱化其中fst為化學(xué)當(dāng)量油氣比。

根據(jù)燃燒室的能量守恒方程有[12]:

(13)

式中,ηc為燃燒效率;Hf為燃料的熱值。因此可以得到燃燒室出口靜溫與入口靜溫之比:

(14)

通過(guò)式(14)可以求出ΔTc:

ΔTc=Tcom-Tiso

(15)

把式(15)帶入式(10)計(jì)算可得燃燒室出口氣流馬赫數(shù)Maiso、靜壓Piso及其靜溫Tiso:

(16)

2.5 內(nèi)噴管建模

內(nèi)噴管出口氣流參數(shù)與入口氣流參數(shù)的關(guān)系為[8]:

(17)

(18)

(19)

通過(guò)式(17)～式(19)可求得內(nèi)噴管出口氣流馬赫數(shù)Mae、靜壓Pe及其靜溫Te:

(20)

2.6 推力的計(jì)算

根據(jù)本文劃分的算力體系結(jié)合動(dòng)量定義可以求得單位寬度發(fā)動(dòng)機(jī)推力為:

(P1-P∞)A1

(21)

(Pe-P∞)Ae-(P1-P∞)A1

(22)

3 仿真計(jì)算與耦合影響分析

推力FT和推力系數(shù)CT是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)重要的性能指標(biāo)之一,因此本文選CT作為推進(jìn)系統(tǒng)的性能指標(biāo)研究了外形-氣動(dòng)等因素對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的影響。以某吸氣式高超聲速飛行器外形為研究對(duì)象,設(shè)計(jì)工況為:飛行高度H=25 km;來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞=6;迎角α=0°。前體壓縮角優(yōu)化后的初始值為[3.547°,1.872°, 2.985°,4.523°];隔離段靜壓比設(shè)計(jì)值Pr=10;當(dāng)量比設(shè)計(jì)值Φ=0.65;燃料為H2;fst=0.029 1;Hf=119 954 kJ/kg。

3.1 形改變對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響分析

對(duì)來(lái)流空氣的外壓縮由前體下壁面楔形體組織的激波系完成,內(nèi)壓縮由外罩內(nèi)壁組織的激波系完成,因此前體楔形角變化影響推進(jìn)系統(tǒng)性能。圖3為前體第一級(jí)壓縮角對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響規(guī)律,可以看到隨著壓縮角的增大,推力系數(shù)增大。當(dāng)?shù)谝患?jí)壓縮角大于5°,而其他條件不變的情況下,燃燒室會(huì)發(fā)生熱雍塞,發(fā)動(dòng)機(jī)不能夠正常工作,可見(jiàn)前體壓縮角的優(yōu)化配置對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響非常關(guān)鍵。

圖3 前體壓縮角對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.3 Influence of precursor compressed angle influence on the propulsion system performance

3.2 迎角對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響分析

對(duì)于吸氣式高超聲速飛行器,迎角變化對(duì)飛行器性能有強(qiáng)烈影響,因此迎角一般只在較小范圍內(nèi)進(jìn)行調(diào)節(jié)。圖4是不同來(lái)流迎角下推進(jìn)系統(tǒng)性能參數(shù),計(jì)算中迎角變化范圍為-2°～4°。當(dāng)迎角從-2°變化到2°時(shí),推力系數(shù)增幅較大;當(dāng)迎角大于2°時(shí),推力系數(shù)增幅較小;當(dāng)迎角大于4°時(shí),燃燒室發(fā)生熱雍塞,發(fā)動(dòng)機(jī)工作不正常,這時(shí)需要降低當(dāng)量比,推力系數(shù)逐漸減小。

圖4 迎角對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.4 Influence of angle of attack influence on thepropulsion system performance

3.3 發(fā)動(dòng)機(jī)控制參數(shù)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響分析

文獻(xiàn)[8,13]把當(dāng)量比、擴(kuò)壓段面積比及內(nèi)噴管面積比作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的控制量,基于此,本文分析了這些量對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響,同時(shí)考慮了隔離段靜壓比對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響,仿真結(jié)果如圖5～圖8所示。

圖5 隔離段靜壓比對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.5 Influence of isolator static pressure ratio influence on the propulsion system performance

從圖5可以看到,隨著隔離段靜壓比的增大,推力系數(shù)先增大,后減少,靜壓比增大意味著燃燒室入口氣流的壓強(qiáng)會(huì)增大,過(guò)高的燃燒室入口壓強(qiáng)導(dǎo)致燃料和空氣反應(yīng)的斷鏈,影響推進(jìn)系統(tǒng)性能。

圖6 燃油當(dāng)量比對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.6 Influence of fuel equivalence ratio influence on thepropulsion system performance

從圖6可以看到,隨著當(dāng)量比的增加,推力系數(shù)不斷增大,但增幅很小,當(dāng)量比每增加0.1,推力系數(shù)增加不到0.001;當(dāng)量比大于1時(shí),推力系數(shù)仍有明顯增大,這說(shuō)明燃料沒(méi)有完全燃燒,否則在富油狀態(tài)下,推力系數(shù)不會(huì)繼續(xù)增加。

圖7～圖8分別為內(nèi)噴管面積比、擴(kuò)壓段面積比對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響規(guī)律。可以看到,隨著內(nèi)噴管面積比的增加,推力系數(shù)不斷減小,而且幅度較大,內(nèi)噴管面積比每增加0.1,推力系數(shù)減小幅度大于0.011。隨著內(nèi)噴管面積比的增大,膨脹不夠充分,內(nèi)噴管出口馬赫數(shù)增大,出口靜壓減小,從而導(dǎo)致推力系數(shù)減小。隨著擴(kuò)壓段面積比的增大,推力系數(shù)減少,而且幅度較大,擴(kuò)壓段面積比每增加0.1,推力系數(shù)減小的幅度大于0.015。隨著擴(kuò)壓段面積比的增大,壓縮性能下降,擴(kuò)壓段出口馬赫數(shù)增大,靜壓減小,沒(méi)有達(dá)到高效壓縮的效果,導(dǎo)致推力系數(shù)減小。

圖7 內(nèi)噴管面積比對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.7 Influence of nozzle area ratio influence on the propulsion system performance

圖8 擴(kuò)壓段面積比對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響規(guī)律Fig.8 Influence of diffuser area ratio influence on the propulsion system performance

4 結(jié)論

吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)使得外形-氣動(dòng)-推進(jìn)強(qiáng)耦合。本文通過(guò)準(zhǔn)一維流場(chǎng)分析，結(jié)合激波膨脹波理論對(duì)此類飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行耦合建模與仿真計(jì)算，得到以下結(jié)論:

(1)外形-推進(jìn)系統(tǒng)強(qiáng)耦合。壓縮角變化對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能影響很大,前體壓縮角每增加0.5°,推力系數(shù)增幅超過(guò)0.01,當(dāng)?shù)谝患?jí)前體壓縮角超過(guò)額定值時(shí)(本文研究中為5°),燃燒室出現(xiàn)熱雍塞,發(fā)動(dòng)機(jī)不能正常工作。因此對(duì)此類飛行器進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí),要結(jié)合推進(jìn)系統(tǒng)性能要求、氣動(dòng)性能要求對(duì)前體壓縮角進(jìn)行設(shè)計(jì)和優(yōu)化,而且要進(jìn)行迭代設(shè)計(jì),在保證發(fā)動(dòng)機(jī)高效工作的前提下,使前體壓縮性能最高。

(2)迎角對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能有強(qiáng)烈影響。當(dāng)迎角在-2°～2°時(shí),迎角每增加1°,推力系數(shù)增幅超過(guò)0.01；當(dāng)迎角大于2°時(shí),迎角每增加1°,推力系數(shù)增幅約0.005,變化幅度較?。划?dāng)迎角大于某額定值(本文研究中為4°),燃燒室出現(xiàn)熱雍塞,發(fā)動(dòng)機(jī)不能正常工作。

(3)擴(kuò)壓段面積比、內(nèi)噴管面積比對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)影響劇烈,因此在進(jìn)行飛行器設(shè)計(jì)時(shí),需要考慮內(nèi)噴管的擴(kuò)張比及其進(jìn)氣道收縮比,這些參數(shù)需要在一個(gè)合理的范圍內(nèi)變化,可以使得飛行器整體性能最優(yōu)。

吸氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的建模與分析非常復(fù)雜,涉及到隔離段內(nèi)的激波干擾、邊界層影響,燃燒室內(nèi)的燃料噴射方式、壁面摩擦、傳熱、粘性干擾等因素。本文的研究旨在建立包含外形、氣動(dòng)的推進(jìn)系統(tǒng)耦合模型,探索外形、氣動(dòng)及發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的影響規(guī)律,對(duì)于飛行器的前期設(shè)計(jì)階段具有重要的理論指導(dǎo)意義。

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Couplingmodelandanalysisforair-breathinghypersonicvehiclepropulsionsystem

TANG Shuo1, ZHANG Dong1, ZHU Qiang-jun2

(1.College of Astronautics, NWPU, Xi’an 710072, China;2.National Key Laboratory of Aerospace Flight Dynamics, NWPU, Xi’an 710072, China)

The integrated design of air-breathing hypersonic vehicle airframe and propulsion system, which brings strong coupling between configuration, aerodynamics and propulsion, makes modeling and control of hypersonic vehicles an extreme challenge. A propulsion analysis model based on the theory of quasi-one-dimensional flow and shock-expansion wave is presented in this paper, and the influence factors on the performance of propulsion system are obtained, including geometric parameters, aerodynamics, flight height and equivalence ratio, etc. The model reflects the characteristic of system coupling. The effects of these factors are determined via computer simulation. The conclusions in this paper can be served as the basis for AHV design optimization in the preliminary design stage.

propulsion system; shock expansion; coupling modeling; integration configuration

V211.5

A

1002-0853(2013)03-0244-06

(編輯：李怡)