基于橇載噴管背壓控制的引射裝置設計與研究

張晨輝,謝波濤,王寶林,楊 洋

(中國兵器工業試驗測試研究院, 陜西 華陰 714200)

0 引言

火箭橇試驗是介于風洞試驗和全尺寸自由飛行試驗之間的一種大型現代化地面動態測試試驗系統,通過利用火箭發動機推動火箭橇車在專用滑軌上高速前進來模擬真實的試件飛行速度、加速度和高速氣流環境,獲得試件的動態試驗數據,進而分析其氣動特性。常規火箭橇試驗相比風洞試驗一個顯著的不足之處是它無法對高空來流進行模擬,根本原因在于,火箭橇試驗都是在地面進行,其來流條件只能是地面0 km高度處的大氣來流。對于該問題,可以在火箭橇試驗件上游增加進氣道,使得氣流在到達試驗區域之前加速并降低靜壓,以模擬高空高速來流。Zhou等[1]在火箭橇上固定一個收斂/擴張噴管,實現高海拔氣流狀態模擬,通過仿真及試驗方法,驗證了方案的可行性。但是,該裝置存在著噴管結構過膨脹現象,使得試驗器內部存在著激波現象,出口處背壓較大,無法實現試件周圍氣流順利膨脹。

針對上述研究背景,國內外開展了一些研究工作。Hooser等[2]對霍洛曼高速飛行測試軌道的測試手段進行了闡述,為了模擬高海拔下的低壓強以及低溫度,在火箭橇上固定一擴張噴管,實現了高海拔環境的模擬,針對高背壓引起的測試環境的流場激波問題,在尾部增加一個低壓容器起到保護作用。Lumb等[3]在火箭橇上放置一噴管,對來流進行加速減壓,模擬高空環境,分析了收斂/擴張噴管和擴張噴管的流場特征,研究顯示,2種結構各有優缺點,收斂/擴張噴管會產生較大的阻力。目前,引射在火箭沖壓組合循環發動機(RBCC)中應用較多,經常采用引射方式,抽吸外界空氣,解決了發動機低速啟動問題。黃生洪[4]針對RBCC發動機,分析了RBCC的引射模態,建立了三維燃燒流場,分析了流場特征以及摻混損失問題。針對RBCC的引射能力,林彬彬等[5]分析了主次流總壓比對空氣引射的影響。摻混過程是RBCC的重要過程,張建東等[6]對RBCC發動機內的氣流摻混過程進行了仿真計算,分析了摻混段的長度和出口靜壓對摻混和發動機性能的影響。

為了避免收斂段對火箭橇產生較大的氣動阻力,本文中只保留擴張段的設計,由于引射裝置可改變流場靜壓的性質,為了探索火箭橇噴管背壓的新型改善方法,借鑒引射裝置在RBCC發動機中的應用,本文中開展噴管背壓控制引射裝置與試驗系統的參數匹配性研究,通過計算流體力學方法對二維流場進行了計算,并利用控制變量法研究低馬赫、大擴張比情況下不同引射器設計參數對引射效果的影響規律,提出引射裝置設計原則,并評估背壓控制效果,為后續的引射裝置的研制提供參考。

1 研究對象

本文中研究對象由擴張噴管和尾流道組成,擴張噴管作用在于將低速來流氣流膨脹加速為高速氣流,內型面由曲面擴張段[7]和直筒試驗段組成,在來流馬赫數不變的情況下,通過固定直筒試驗段,調節曲面擴張段與直筒試驗段之間的夾角來改變擴張比D2/D1,為被試品等提供連續變馬赫數試驗條件,仿真模型結構如圖1所示。

圖1 仿真模型結構示意圖

其中,試驗段寬度D2=0.5 m,入口D1根據擴張比確定,D3=0.9 mm,軸向長度L1、L2、L3分別為2.3、2.5、1.5 mm。在后續的引射參數影響分析部分,對模型進行了簡化,忽略了殼體壁厚,即用一條線表示內外流場的分界線。大角度的尾流道作為擴張型流道,起到了遮擋作用,可改變裝置外部氣流的方向,將激波位置后移,降低等效背壓,同時,考慮在壁面安裝引射裝置,研究其對試驗流場分布的影響,如圖2所示,圖2中θ表示引射裝置的安裝傾斜角——引射角度。

圖2 仿真模型簡化示意圖

2 數值方法

進口邊界條件設置為壓力遠場,來流壓強為1 atm,溫度為20 ℃,出口為壓強出口,壓強為1 atm;引射裝置為質量流量入口邊界,見表2,總溫為2 800 K,根據具體工況調節流量。

采用Fluent軟件,湍流模型為k-ε模型[8],圖1、圖2仿真模型的計算網格如圖3所示,在壁面附近均有10層的邊界層,y+控制在50以內,保證滿足湍流模型的要求。為了驗證仿真計算精度,對某試驗模型[1]進行計算,將總壓仿真值與試驗空速管總壓測試結果進行對比,二者之間最大誤差為14.7%,除去最大誤差點,其他誤差變化范圍約為1.48%～8.22%。對仿真模型分別按照100萬、200萬、300萬、400萬的規模進行網格劃分,開展仿真模型的網格無關性研究可知,滿足計算精度要求的網格量級應該在300萬以上。

圖3 2種仿真模型流場網格

3 計算結果及分析

3.1 引射裝置工作條件

引射裝置的目的是為了消除擴張噴管內部激波,因此,只有在噴管內存在激波時,引射裝置才有存在的價值,本部分主要分析噴管內存在激波的工況,即引射裝置的工作條件。

模擬高空的擴張噴管類似火箭發動機的尾噴管,只有噴管產生正激波時,試驗段才會產生激波。根據一維等熵流理論以及正激波的公式(式(1)、式(2)),本研究計算了不同工況下,擴張噴管產生激波的條件[9-10]。

(1)

(2)

式(1)、式(2)中:ρ1、V1、p1分別為正激波前密度、速度、壓強;ρ2、V2、p2分別為正激波后密度、速度、壓強,Ma為來流馬赫數;κ為氣體絕熱指數。

模擬高空擴張噴管主要參數涉及噴管的擴張比和來流速度。根據上述公式,表1給出了不同工況下管道內產生正激波的尾部壓強條件,由表1可知,在來流馬赫數為1.5、擴張比為4、4.5、5的情況下引射裝置才起作用。

表1 不同工況下的激波產生的背壓(atm)

來流馬赫數為1.5、擴張比為4、4.5、5的情況下,試驗區域理論Ma數分別為3.1、3.22、3.5。圖4為Ma=1.5各工況下Ma數云圖。從圖4中可以看到,在擴張比為4.0情況下,擴張比最大的直管道內的Ma數均達到了理論的最大值。在試驗管道的后部,出現了一道正激波,減速增壓,與外界環境匹配。在擴張比為4.5、5.0情況下,激波已經前移到了試驗段,在試驗段,并不是嚴格的正激波形式出現,而是以一定強度的斜激波形式出現。

圖4 來流Ma=1.5、不同擴張比下的Ma數云圖

同時可以看出,擴張比為4.5、5.0時,在試驗段內,有些區域的Ma數超過了理論值,產生了過膨脹現象,形成了激波反射現象,使得試驗段的Ma數出現了波動,但Ma數波動并不大,為了獲得更均勻的速度場,可以通過優化噴管擴張段的內型面,避免尖點的出現,減弱這種現象的影響。

對比仿真和理論計算可見,在擴張比為4.5及5.0情況下(Ma=1.5),理論上會在直管內產生正激波,仿真中,并不是嚴格的一維等熵流動過程,同時存在著前部的過膨脹現象,因此,出現了斜激波現象。在擴張比為4.0的工況下,由于與臨界值差異較小,也不是嚴格的一維流動,仿真中并沒有出現激波現象。盡管有上述的差異,但可以看出,上述理論分析對引射裝置與試驗裝置的匹配性進行了基本準確的預測,闡述了激波存在的機理,表明引射裝置的加入是有效的,并適用于低馬赫數、大擴張比的試驗工況。

3.2 引射裝置結構設計參數研究

為研究引射裝置對流場特征的影響機理,以來流馬赫數1.5、擴張比5的工況進行計算,分析引射裝置及不同引射設計參數對流場的影響,具體參數取值見表2。

表2 仿真設計參數

3.2.1引射裝置對流場特征的影響

選取工況3,分析引射裝置對流場的影響,圖5為不包含尾流道、包含尾流道以及有引射裝置3種情況下對稱面壓力云圖。從仿真結果看出,擴張型尾流道起到減速增壓作用,使得試驗段的流場的背壓降低,擴張段對流場的影響不大。由圖5(c)可以看出,將引射裝置布置于尾流道的中間部位時,試驗段的低壓高速區域明顯擴大,基本占據了整個試驗段。

圖5 無/有引射情況下的壓強云圖

圖6為速度云圖及流線圖。從圖6中可以看出,引射裝置的高速燃氣使得引射裝置出口處的流速較高,使得該截面的局部壓強很低。該現象使得該截面的平均背壓降低,在引射裝置下游產生激波,使得管道中的來流空氣實現進一步膨脹加速。

圖6 引射裝置附近的流線圖及速度云圖

在該工況下,引射器產生的下游激波較弱,因而來流空氣的進一步減速增壓的空間有限,同時,在引射器上游產生回流區,使得該區域的截面會產生減速增壓的現象。

3.2.2引射裝置總壓[11]對引射效應的影響

通過上述的分析可知,引射裝置的工作原理是使得引射裝置出口附近形成高速低壓區,從而使得激波處于引射裝置的下游區域,為上游提供較低的背壓,保證試驗段能夠得到充分的膨脹?，F設定引射器流量為60 kg/s,布置在喇叭口后部,并與水平軸夾角為0°,計算4.0、6.0、14.0 MPa等3個引射裝置總壓下的流場特性。

不同引射總壓下的壓強云圖如圖7所示。由圖7可知,在4.0 MPa下,直筒段出現了斜激波現象;在8.0 MPa下,激波位置移動到引射器的位置,斜激波轉換為了正激波;在14.0 MPa下,激波進一步向下游移動,空氣來流在背壓作用下,由正激波進一步轉換為兩道斜激波,進而形成一道正激波,實現了增壓?？傮w而言,隨著總壓的增加,激波位置由引射裝置的上游區域移動到了引射器的軸向位置及下游區域。

圖7 不同引射總壓下的壓強云圖

3.2.3引射裝置軸向位置對引射效應的影響

由于引射裝置總壓對整個裝置的引射效果較大,考慮到引射裝置本身的壓強限制,本研究選取了14.0 MPa作為條件值的上限,保持流量均為60 kg/s,與水平軸夾角為0°,分析不同的軸向位置(前部、中部、后部)對引射效應的影響。不同軸向位置的壓力云圖如圖8所示。

由圖8可見,隨著引射器向后移動,引射器出口的低壓區增加;在前部時,擴張噴管的來流在引射器處出現了正激波;在中部時,來流空氣與引射器交界處,出現了斜激波,經過激波反射,最終通過一道正激波與尾流擴張段下游壓強匹配;在后部時,來流空氣形成的斜激波角度更小,表明尾流擴張段下游的反壓較小。相同的是,激波位置基本位于引射器出口的截面處。隨著引射裝置向后移動,尾流擴張段下游壓強減小,激波位置逐漸遠離直筒段的試驗區域,對試驗的影響減弱,引射效果更好。

圖8 不同軸向位置的壓力云圖

分析圖8可知,相對于前部位置,中部和后部時激波前的試驗面積分別增加了0.42、0.75 m2,引射器靠近出口區域可以提供更多的膨脹擴張空間,減小引射對試驗裝置的干擾。

3.2.4引射角度[12]對引射效應的影響

由上述分析可見,引射裝置位于后部位置,壓強為14.0 MPa時,引射效果最佳,在此基礎上,保持流量均為60 kg/s,分析引射裝置水平夾角(0°、10°、20°)對引射效果的影響。

不同噴射角度下的壓力云圖如圖9所示。隨著角度的增加,引射氣流流向裝置中心位置,阻礙了來流空氣的流動,在引射裝置上游形成了回流區,如圖10所示,回流區造成了氣流喉道的形成,使得在引射裝置上游區域的來流空氣形成了激波,導致減速增壓。分析云圖可知,引射角度為0°、10°、20°時,引射裝置前部低于1Ma的區域分別為0.64、1.11、1.57 m2,故引射角度越大,引射效果越差。

3.2.5引射燃氣流量對引射效應的影響

對于引射裝置的工程化應用,引射器的燃氣流量越低,越容易實現。因此,基于上述幾個因素的研究,本部分選取最合適的結構形式,仿真計算引射裝置位于后部且水平放置,壓強為14.0 MPa時,研究流量(60、45、30 kg/s)對引射效果的影響。

圖11為不同流量下的壓強云圖。由圖11可以明顯看出,隨著流量的降低,在更大流量、更高壓強的來流沖擊下,徑向的動量很快衰減為0,使得引射裝置高速燃氣僅位于尾流道壁面,對試驗段正后方的膨脹氣流影響減弱,影響到上游的流動狀態,使得引射作用減弱,當流量達到30 kg/s時,引射氣流基本在壁面附近流動,引射效果可以忽略。

圖9 不同噴射角度下的壓力云圖

圖10 噴管內部流線圖(θ=20°)

圖11 不同引射流量下的壓強云圖

分析圖11可知,引射燃氣流量為60、45、30 kg/s時,引射裝置前部低于1Ma的區域分別為0.64、1.52、2.2 m2,空氣流量等于來流速度、入口面積及空氣密度三者相乘,擴張比為5時,入口高度為0.1 m,計算模型中寬度為1 m,故來流速度下空氣流量約為60 kg/s,因此,設計中引射裝置燃氣/空氣流量比不得小于0.75。

3.2.6背壓引射效果評估

本文中,背壓引射效果的評估以試驗段內的平均Ma數及Ma的均勻度作為定量分析依據。試驗工況為來流馬赫數1.5、擴張比5,選擇60 kg/s燃氣流量、引射壓強為14 MPa、水平放置于擴張型流道后部的有引射工況與無引射工況的計算結果進行對比。試驗核心區域示意圖如圖12所示。

圖12 試驗核心區域示意圖

由于高速集中的試驗段核心區域內劃分的網格大小不同,對流場數值模擬的結果進行處理時需要對不同大小網格下的馬赫數進行加權處理,計算公式為:

(3)

(4)

式(3)、式(4)中:Maij為核心區內節點(i,j)上的馬赫數;Maave為核心區內所有節點馬赫數的平均值;N為核心區內所有節點總數目。

流場馬赫數的均勻度由核心區所有節點上馬赫數的均方根偏差σ表示,σ越小出口馬赫數越均勻;反之,則流場的均勻性越差。

經過統計與計算,得到了有引射以及無引射裝置下的流場速度均勻度和平均值,見表3。經計算,均勻度提高了72%。

表3 引射效果評估

4 結論

通過在橇載噴管后端設計擴張型尾流道,并安裝燃氣發動機,將高速氣流引射出噴管,在噴管背面形成高速氣簾,阻止噴管外背壓壓入噴管,使得噴管后部形成不受環境大氣影響的低壓環境,經研究,得出以下結論:

1) 在所研究的試驗范圍內,在大擴張比、低Ma數下,試驗段會產生激波,需要引入引射裝置,引射方案具有理論可行性。

2) 引射作用主要是通過高速氣流作用,在下游形成一低壓區,通過降低背壓對上游膨脹加速的影響,通過改變波系結構,達到引射作用。

3) 引射裝置總壓的增加有利于引射效應;引射位置在中部和后部時激波前的試驗面積分別增加了0.42、0.75 m2,引射位置后移有利于引射效應;引射角度為0°、10°、20°時引射裝置前部低于1Ma的區域分別為0.64、1.11、1.57 m2,引射角度的增大造成了氣流擁塞現象,不利于引射效應,引射裝置應水平安裝在尾流道后部;引射燃氣流量為60、45、30 kg/s時引射裝置前部低于1Ma的區域分別為0.64、1.52、2.2 m2,引射流量的減小,會大大減弱引射效果。

4) 根據仿真結果,在方案設計時,引射裝置的整體布局設計應采用的原則是:總壓為14.0 MPa,引射裝置燃氣/空氣流量比不得小于0.75,在所研究的范圍內,1∶1流量比下的引射效果較佳。

5) 經背壓引射效果評估,通過設計引射裝置參數,試驗段平均馬赫數由2.6增加至3.3,均勻度提高約72%。