齊曉航

（沈陽航空航天大學(xué)，遼寧 沈陽 110000）

高超聲速飛行器的動力裝置主要是沖壓發(fā)動機(jī)，包括亞燃沖壓發(fā)動機(jī)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)。其中，亞燃沖壓發(fā)動機(jī)在工作過程中由于會將超聲速氣流降到亞音速，導(dǎo)致壓力下降明顯使得靜溫大幅度增加，在高馬赫數(shù)來流下，一方面，靜溫過高會使空氣發(fā)生電離，導(dǎo)致溫度超出材料的承受極限；另一方面，總壓損失過大及空氣離解吸收大量能量會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)性能的降低。而相比亞燃沖壓發(fā)動機(jī)，超燃沖壓發(fā)動機(jī)在工作過程中，氣流的總壓損失并不大，整個(gè)工作過程中靜溫不會有較大變化，空氣不容易發(fā)生電離，這樣不僅降低了對燃燒室材料的要求，也會使氣流的能量損失降低，因此，在沖壓發(fā)動機(jī)中，超燃沖壓發(fā)動機(jī)往往是作為吸氣式高超聲速飛行器的主要選擇。目前，國內(nèi)外對于超燃沖壓發(fā)動機(jī)的研究大多都是定常計(jì)算，本文則通過非定常計(jì)算來討論超燃沖壓發(fā)動機(jī)尾流中流向渦隨時(shí)間的變化規(guī)律。

1 計(jì)算模型和邊界條件

噴管模型來自文獻(xiàn)[3]，噴管結(jié)構(gòu)示意圖如圖1 所示，結(jié)構(gòu)示意圖中標(biāo)明了噴管各個(gè)部分和結(jié)構(gòu)的名稱，同時(shí)，也標(biāo)明了噴管入口，內(nèi)噴管出口和外噴管區(qū)域的位置，X 方向是氣流的主流方向。噴管寬度為50mm，其他的設(shè)計(jì)參數(shù)見表1。

圖1 噴管結(jié)構(gòu)示意圖

表1 噴管主要設(shè)計(jì)參數(shù)表

網(wǎng)格劃分上，噴管所有近壁面處的網(wǎng)格均進(jìn)行了加密處理，網(wǎng)格大部分由O 型網(wǎng)格組成，局部位置采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，近壁面第一層網(wǎng)格高度設(shè)置為0.005mm，y+<1，網(wǎng)格總數(shù)約230 萬。本文選用基于大渦模擬湍流模型。時(shí)間步長設(shè)為2×10-5s。設(shè)置流體為理想氣體。所有壁面皆為絕熱、無滑移壁面。根據(jù)參考文獻(xiàn)設(shè)定邊界條件為噴管入口靜壓36000Pa，靜溫298K，馬赫數(shù)2.5，自由流靜壓2940Pa，總溫673K，馬赫數(shù)7.1。

圖2 X=0.7m 截面非定常流線圖

2 數(shù)值結(jié)果及分析

圖2 是尾流流場中X=0.7m 位置處流非定常線圖。為了進(jìn)一步觀察流場中心區(qū)域流向渦的具體變化過程，對中心區(qū)域生成渦的位置處進(jìn)行放大。根據(jù)觀察，在Phase1 時(shí)刻開始，兩個(gè)大流向渦交界處下部凸起，并在Phase2 時(shí)刻正式開始脫離主流向渦生成獨(dú)立的渦核結(jié)構(gòu)，并且由于渦脫落的緣故，在兩個(gè)大流向渦和小流向渦之間的區(qū)域形成了新的小尺度流向渦，這些流向渦是受到大流向渦和大流向渦脫離生成的小流向渦共同的影響產(chǎn)生的誘導(dǎo)渦。到了Phase3 時(shí)刻，整個(gè)流場趨于穩(wěn)定，大流向渦下方的渦核數(shù)變成了四個(gè)，在Phase2 時(shí)刻中尺度過小的流向渦消失，并且觀察此時(shí)流線，發(fā)現(xiàn)兩個(gè)中心處的小流向渦的內(nèi)側(cè)的流線也開始發(fā)生彎折，有形成流向渦的趨勢，到了Phase4 時(shí)刻，發(fā)現(xiàn)左側(cè)的的流向渦尺度突然變小，而右側(cè)流向渦尺度則保持不變。整個(gè)過程中，該處流場中心區(qū)域流場變化明顯，而大流向渦的結(jié)構(gòu)則保持穩(wěn)定不變。

3 結(jié)語

本文對超燃沖壓發(fā)動機(jī)噴管流場中X=0.7m 位置處非定常流向渦特性進(jìn)行了研究，得出以下結(jié)論：當(dāng)氣流發(fā)展至x=0.7m 處時(shí)，兩個(gè)大的流向渦會在各自的下方各自分離出新的流向渦，并且隨著時(shí)間的發(fā)展，分離出的流向渦和大的流向渦也會影響周圍流場生成其他小尺度渦，這表示隨著主流發(fā)展到x=0.7m 處，流場中心處會開始產(chǎn)生振蕩，振蕩的原因是由于流向渦尺度逐漸增大時(shí)，流向渦之間相互擠壓，在相互擠壓的過程中，會使得流向渦局部位置的不穩(wěn)定，進(jìn)而生成新的流場結(jié)構(gòu)。