二元高超聲速進氣道內(nèi)壓縮通道及隔離段流動特性的數(shù)值模擬

二元高超聲速進氣道內(nèi)壓縮通道及隔離段流動特性的數(shù)值模擬

元進氣道性能預(yù)測為了充分反映高超速汽速通道的性能，通常采用溫升比、低壓比、總壓恢復(fù)系數(shù)（或輸入通道效率）、流量系數(shù)、進氣道阻力、最大阻力和上升馬赫數(shù)等參數(shù)。其中,前5個參數(shù)反映了進氣道的流動性能,而后兩個參數(shù)體現(xiàn)了進氣道的工作范圍和能力。不同的高超聲速二元進氣道構(gòu)形設(shè)計和來流條件都影響著進氣道性能,在開展進氣道初步方案設(shè)計和優(yōu)化時,希望能快速得知構(gòu)形參數(shù)和來流對性能的影響。然而,到目前為止國內(nèi)外尚未見到能快速預(yù)測這類進氣道性能的方法。由于二元進氣道外壓縮通道大部分采用多道斜激波結(jié)構(gòu),其性能取決于各壓縮角度,可以用激波關(guān)系式來計算波前后的流動參數(shù)。對于一定的壓縮程度(如一定的溫升比、增壓比),通過Oswatisch的配波原則即可得到理想氣體條件下的最大總壓恢復(fù)系數(shù)。內(nèi)壓縮通道中的波系比較復(fù)雜,EmamiS等研究了內(nèi)壓縮通道部分幾何參數(shù)對進氣道性能的影響,發(fā)現(xiàn)在相同的內(nèi)壓縮通道進口條件下,內(nèi)壓縮通道面積收縮比(CR)對進氣道性能(溫升比、增壓比、起動馬赫數(shù))的變化規(guī)律具有較好的相似性。但內(nèi)壓縮通道內(nèi)波系配置方式也對內(nèi)壓縮通道性能有某種影響。此外,內(nèi)壓縮通道進口條件(進口馬赫數(shù)、密度和附面層厚度等)也在不同程度上影響著內(nèi)壓縮通道的性能。因此,有必要詳細研究各種來流參數(shù)和幾何參數(shù)對進氣道性能的影響,進而總結(jié)出其規(guī)律。本文計算了一系列內(nèi)壓縮通道及隔離段模型,得到了面積收縮比、內(nèi)壓縮通道收縮角、隔離段長高比等幾何參數(shù)以及內(nèi)壓縮通道進口馬赫數(shù)、密度、附面層厚度等流動參數(shù)對內(nèi)壓縮通道及隔離段增壓比、溫升比、總壓恢復(fù)系數(shù)等性能參數(shù)的影響規(guī)律。1來流密度對系統(tǒng)壓縮通道性能的影響本文的數(shù)值計算采用了如圖1所示的典型二元進氣道內(nèi)壓縮通道及隔離段模型,其設(shè)計飛行高度22800m。該模型采取單純收縮的內(nèi)壓縮通道,內(nèi)壓縮通道進口高度H2=0.025m,考慮到實際的進氣道設(shè)計中減小外阻的要求,唇罩內(nèi)型面角度為1°。隔離段為一般的等直隔離段,為不失一般性,取L3=10H3。出于方便給定邊界條件的考慮,在內(nèi)壓縮通道之外添加了一小段外壓段,其水平長度XB-XA=0.02m。此外,為了方便表達,定義:來流截面為0截面,內(nèi)壓縮通道進口截面為2截面,內(nèi)壓縮通道出口截面為3截面,隔離段出口截面為4截面,在下文中如不做特別說明,所有下標(biāo)都采用此定義。為較為全面地分析影響二元進氣道內(nèi)壓縮通道性能的各種影響因素,取如下影響參數(shù):收縮比(取值:1.8,2.3,2.8,3.5,4.3)、內(nèi)壓縮通道進口馬赫數(shù)(本小節(jié)定義內(nèi)壓縮通道進口馬赫數(shù)為圖1中A截面處的主流區(qū)馬赫數(shù),Ma取值:3.0,3.8,4.2,4.6,5.5和6.6)、內(nèi)壓縮通道進口附面層厚度占內(nèi)壓縮通道進口的比例(因為CFD計算的需要,本文中內(nèi)壓縮通道進口附面層厚度定義為圖1中A點處的附面層厚度占內(nèi)壓縮通道進口的比例,δ/H2,取值:0,15,22,30和45%)、內(nèi)壓縮通道收縮角(內(nèi)收縮通道上下壁面的夾角,反映內(nèi)壓激波的強度,α取值:9°,12°,15°,23°)。此外,內(nèi)壓縮通道進口密度對內(nèi)壓縮通道性能尤其是增壓比有一定影響,但是由于算例數(shù)量的限制,在本文中僅針對α=12°,δ/H2=22%,Ma=4.6,CR=2.3的情況,改變來流密度:ρ2/ρG取值約為1.0,2.0,3.0,4.0,5.0(定義22800m高空的大氣密度為ρG,ρG=0.05599kg/m3),以此分析來流密度對內(nèi)壓縮通道及隔離段性能的影響。本文用代數(shù)法生成計算網(wǎng)格,根據(jù)長度自動調(diào)節(jié)網(wǎng)格疏密,以保證計算準(zhǔn)確性。計算采用N-S方程為控制方程。湍流模型采取Baldwin/Lomax模型,對流項采用AUSM+格式,5步Runge-Kutta方法。為更準(zhǔn)確模擬高超聲速流動情況,采用了熱完全氣體模型。上述算法均在本課題組自主研發(fā)的NAPA軟件中得到實現(xiàn),本文的流場數(shù)值模擬工作即采用NAPA軟件進行計算。該軟件已經(jīng)過多種算例的檢驗,證明軟件可以準(zhǔn)確地進行亞、跨、超及高超聲速流場計算。2典型幾何和流動參數(shù)內(nèi)部壓縮通道和隔離段波系的影響2.1加大收縮比,內(nèi)壓縮通道與膨脹扇的產(chǎn)生圖2給出了α=12°,δ/H2=22%,Ma=4.6的條件下,收縮比對內(nèi)壓縮通道和隔離段內(nèi)等壓波系的影響。從圖中可以看出,因為附面層在下壁面的發(fā)展相當(dāng)于存在一極小的壓縮角,因此產(chǎn)生了一道較弱的激波射入內(nèi)壓縮通道。又因為內(nèi)唇口角度較小,從內(nèi)唇口上尖點發(fā)出一道極強的斜激波,在收縮比較小時,激波甚至打在隔離段內(nèi);隨著收縮比增大,此激波在下壁面的反射點逐漸向內(nèi)壓縮通道進口移動。內(nèi)壓縮通道到隔離段下壁面肩點處產(chǎn)生一膨脹扇,隔離段內(nèi)反射激波與膨脹波交替作用,沿程靜壓高低變化,并可以看出,隨著收縮比的增大,流動趨向均勻。很明顯,收縮比的增大提高了進氣道對氣流的壓縮。2.2內(nèi)壓縮通道進口馬赫數(shù)對內(nèi)壓縮通道內(nèi)壓激波的影響圖3給出了α=12°,δ/H2=22%,CR=2.3的條件下,進口馬赫數(shù)對內(nèi)壓縮通道和隔離段內(nèi)等壓波系的影響。內(nèi)壓縮通道進口馬赫數(shù)的影響首先是對第一道內(nèi)壓激波的影響,隨著進口馬赫數(shù)降低,第一道內(nèi)壓激波逐漸減弱,在下壁面的反射點逐漸向出口移動,當(dāng)馬赫數(shù)降低到一定程度時,反射點處產(chǎn)生附面層分離,繼續(xù)降低,第一道內(nèi)壓激波被推到內(nèi)壓縮通道外,進氣道將不能起動。此外還可以看出,來流馬赫數(shù)較小時,隔離段出口氣流參數(shù)更加均勻。2.3面層厚度的影響圖4給出了α=12°,Ma=4.6,CR=2.3的條件下,附面層厚度對內(nèi)壓縮通道和隔離段內(nèi)等馬赫數(shù)波系的影響。由圖可見,附面層厚度對內(nèi)壓縮通道主流區(qū)波系并沒有太大影響,主要改變的是主流區(qū)厚度,進而影響平均性能參數(shù)。此外,較厚的附面層對起動不利。2.4加速收縮通道內(nèi)等壓波系的影響圖5給出了δ/H2=22%,Ma=4.6,CR=2.3的條件下,內(nèi)收縮通道收縮角對內(nèi)壓縮通道和隔離段內(nèi)等壓波系的影響。由圖可見,內(nèi)收縮通道收縮角首先影響的是唇口發(fā)出的第一道內(nèi)壓激波,進而影響內(nèi)收縮通道內(nèi)的反射波,內(nèi)收縮通道收縮角越大,內(nèi)壓激波氣流轉(zhuǎn)折角越大,內(nèi)壓激波越強。隨著內(nèi)收縮通道收縮角的增大,第一道內(nèi)壓激波在下壁面的反射點逐漸向隔離段內(nèi)移動。2.5內(nèi)壓縮通道進口密度的影響圖6給出了α=12°,δ/H2=22%,Ma=4.6,CR=2.3的條件下,內(nèi)壓縮通道進口密度對內(nèi)壓縮通道及隔離段內(nèi)等馬赫數(shù)波系的影響。由圖可見,單純改變進口密度對波系結(jié)構(gòu)沒有本質(zhì)的影響,但隨著進口密度的增大,內(nèi)壓縮通道及隔離段內(nèi)附面層變薄。3典型幾何和流動參數(shù)內(nèi)部壓縮通道和隔離段性能的影響規(guī)律3.1收縮比對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響圖7給出了在α=12°,δ/H2=22%,不同Ma的情況下,CR對內(nèi)壓縮通道及隔離段性能的影響。由圖可見,收縮比增大使壓縮增強,對于不同的內(nèi)壓縮通道進口馬赫數(shù),內(nèi)壓縮通道溫升比、增壓比隨收縮比的增大而增大,總壓恢復(fù)系數(shù)總體上也是隨收縮比增大而減小,但在高馬赫數(shù)(Ma≥5.5)、小收縮比(CR<2.3)的情況下,強度很大的第一道內(nèi)壓激波打在隔離段內(nèi)部,與隔離段進口由于膨脹造成的分離包的相互作用,造成了較小的總壓恢復(fù)。3.2ma對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響圖8給出了在α=12°,δ/H2=22%條件下,不同CR情況下,Ma對內(nèi)壓縮通道及隔離段性能的影響?？傮w來看,隨Ma增大壓縮增強,但相比之下溫升比的增大較增壓比更加明顯,但在小馬赫數(shù)(Ma≤3.6)的情況下,由于接近起動臨界,內(nèi)壓縮通道內(nèi)部逐漸出現(xiàn)分離,增壓比反而增大,總壓恢復(fù)系數(shù)始終隨Ma增大單調(diào)遞減,且由于上文所述,收縮比對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響并不完全單調(diào),造成了圖(c)中的部分曲線相交。3.3附面層的溫升比及增壓比圖9給出了在α=12°,Ma=4.6,不同CR的情況下,δ/H2對內(nèi)壓縮通道及隔離段性能的影響。由圖可見,隨著附面層加厚,溫升比、增壓比有微弱的增加,不同CR下的溫升比、增壓比的曲線近似直線。但總壓恢復(fù)系數(shù)降低明顯,且由于收縮比對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響并不完全單調(diào),造成了圖(c)中的部分曲線相交。3.4收縮比c對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響圖10給出了δ/H2=22%,Ma=4.6,不同CR時,內(nèi)收縮通道收縮角對內(nèi)壓縮通道及隔離段性能的影響。由圖可見,隨著內(nèi)收縮通道收縮角增大,溫升比、增壓比增大,總壓恢復(fù)系數(shù)減小,同樣由于收縮比對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響并不完全單調(diào),圖(c)中的部分曲線相交。此外也可以看出,收縮角較小(9~15°)的情況下,對溫升比、增壓比的影響不大,隨著收縮角的增大(15~23°),影響越來越明顯。這主要是因為內(nèi)收縮通道收縮角主要影響單道內(nèi)壓激波強度,對于相同的收縮比,單道內(nèi)壓激波過強可能在內(nèi)壓縮通道內(nèi)產(chǎn)生分離,對性能產(chǎn)生較大影響,進而造成較大的損失。3.5內(nèi)壓縮通道進口密度的影響圖11給出了α=12°,δ/H2=22%,Ma=4.6,CR=2.3的情況下,內(nèi)壓縮通道進口密度對內(nèi)壓縮通道及隔離段性能的影響。由圖可見,隨著內(nèi)壓縮通道進口密度增大,內(nèi)壓縮通道及隔離段內(nèi)附面層逐漸變薄,溫升比、增壓比減小,總壓恢復(fù)系數(shù)增大。3.6隔離段沿程溫度變化的線性范圍此外,隔離段長度對性能也有影響,作者的前期研究發(fā)現(xiàn),隔離段前后增壓比近似不變,溫升比增大,馬赫數(shù)減小,但變化幅度不大,總壓恢復(fù)系數(shù)有明顯減小。圖12分別給出了α=12°,δ/H2=22%,Ma=4.6,不同CR情況下,隔離段內(nèi)沿程平均溫升比、馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)曲線(其中,橫坐標(biāo)為隔離段沿程位置與隔離段高度之比,縱坐標(biāo)為隔離段截面平均性能參數(shù))。由圖可見,在4倍隔離段高度的范圍內(nèi),沿程各平均參數(shù)有較小的波動,4倍隔離段高度之后,平均參數(shù)曲線接近直線。此外還可以看出,4倍隔離段高度之后,各平均參數(shù)曲線都近似平行。4流動參數(shù)的影響通過本文研究,定量總結(jié)出了二元高超聲速進氣道內(nèi)壓縮通道及隔離段的性能(增壓比、溫升比、總壓恢復(fù)系數(shù)等)主要受內(nèi)收縮通道面積收縮比、內(nèi)收縮通道收縮角、隔離段長高比等幾何參數(shù)以及內(nèi)收縮通道進口馬赫數(shù)、密度和附面層厚度等流動參數(shù)的影響:(1)內(nèi)收縮比的增大使壓縮增強,溫升比、壓比增大,總壓恢復(fù)系數(shù)減小;(2)內(nèi)收縮通