2008年8月第29卷 第4期推 进 技 术J OURNAL OF PRO PUL SI ON TECHNOLOGYAug 2008V ol 29 No 4中国超燃冲压发动机研究回顾*刘兴洲(北京动力机械研究所,北京100074)摘 要:回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。

首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Buse m ann 进气道等。

其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。

最后对研究工作进行了评述。

关键词:超燃冲压发动机;高超声速进气道;超声速燃烧;超燃冲压发动机试验中图分类号:V 235 21 文献标识码:A 文章编号:1001 4055(2008)04 0385 11* 收稿日期:2008 01 09;修订日期:2008 03 06。

作者简介:刘兴洲(1933 ),男,工程院院士,研究领域为冲压发动机设计。

Revie w of scra m jet researc h i n Chi naLI U X i n g zhou(Be iji ng P o w er M ach i nery R esearch Inst .,Be iji ng 100074,China)Abstrac t : The scra m j e t research i n Chi na i n recent years i s rev ie w ed .F irstl y ,stud i es for hyperson ic i n lets are rev ie w ed ,i nc l udi ng i ssues re lated to i nteracti on bet w een boundary and sho ck w av e i n hype rson i c i n l et ,unstarting /restarti ng phenom ena ,iso l a t o r ,boundary b l eeding f o r hypersonic inlet ,interna l/ex terna l compression rati o for inlet ,inlets w i th si dewa ll compression ,etc ..Second l y ,supe rson i c co m bustion research i s rev ie w ed .T hen ,i nvestigati on for scra m j e t eng i ne mode l issu mm ar i zed .F i na lly ,so m e co mments on the research wo rks a re g i ven .K ey word s : Scra m jet ;H yperson ic inlet ;Supersonic co m bustion ;Scra m jet test .1 引 言在中国的一些研究机构和高等学校进行了超燃冲压发动机的基础研究和模型超燃冲压发动机的研究。

本文对中国在高超声速进气道、超声速燃烧和模型超燃冲压发动机研究等方面的工作作一简要回顾。

2 高超声速进气道的研究2 1 激波/附面层干扰通过求解二维N S 方程[1,2],对高超声速流中的激波/附面层干扰进行了数值研究,给出了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征、分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波.计算的壁面压力分布与试验值吻合较好(见图1、图2)。

在三维管内激波/湍流附面层干扰流场的数值模拟中,对两方程湍流模型进行了可压缩性修正,计F i g .1 M ach nu m ber d istribution in shock /boundary layer in teract i on area算和试验结果比较表明,这一方法可以较准确地预测三维激波/湍流附面层干扰流动中激波结构和流动分离的基本特征。

这些工作加深了对复杂流动现象的理解。

2 2 进气道的起动和再起动对高超声速侧压式进气道模型不起动特性和再推 进 技 术2008年F i g .2 F l ow character istics of turbulent i n boundary layer separati on on flat wa lls起动特性进行了研究[3,4],得到了在不同来流马赫数下进气道的流动特征。

随着马赫数的减小,激波角增大,压缩波强度逐渐减弱,总压恢复系数逐渐增大。

当马赫数减小到一定数值,在等直隔离段出现喉道截面。

进一步减小来流马赫数,则引起压力升高,波系向进口方向移动,导致流量阻塞。

可以根据激波位置和相应的进气道性能参数曲线在起动与不起动分界点上的突然变化特征,来判定不起动现象的发生,并确定不起动马赫数(见图3)。

Fig 3 Pressure d istribu tion along th e cen ter lineof the botto m wa ll at d ifferen t i n co m i ngf l ow M ach num bers对高超声速进气道的再起动问题的分析发现,当进气道不起动发生后,加大来流马赫数到起动马赫数,进气道不能立即再起动,继续加大来流马赫数到一定数值,进气道才可以再起动,但再起动马赫数远大于起动马赫数,小于设计马赫数。

在高超声速进气道再起动过程中有迟滞回路现象。

图4,图5描述了进气道从不起动到起动的过程。

在M a =4 25时,进气道不起动,随着马赫数提高,激波角减小,进气道进口前溢流减少,进气道流量增多,直到M a =7 9进气道实现完全再起动。

再起动问题说明,在实际应用时应充分考虑由此可能给高超声速进气道正常工作带来的影响,同时要注意到高超声速进气道的再起动过程会造成超温、超压,对发动机结构不利。

2 3 隔离段研究了进气道隔离段流场[5~7]。

可看到,随着反压的增加,激波串首先在隔离段出口平面形成。

随着反压进一步的增加,激波串继续向前移动。

激波串的特点是 斜激波+附面层分离+气流加速和压力减少!,见图6。

在马赫数5 3和3 85,对带有侧压进气道的隔离段流动特点进行了试验分析。

用数字模拟获取详细的流程结构,对计算和试验结果进行了比较分析。

发现一个重要的特点是在隔离段进口存在附面层的非对称分布,唇口激波加强了隔离段内及其出口流场的不均匀性。

隔离段下壁面亚声速区沿壁面增长很快,导致隔离段压力恢复下降。

在设计中希望进气道提供均匀气流流场,见图7。

为了改善隔离段的性能,提出了在隔离段中放置隔板的新方法[7],目的是在满足气动性能的前提下缩短隔离段的长度。

采用数值计算的方法对带隔板的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较。

在非对称来流、不同进口附面层厚度条件下,研究了隔离段内弯曲隔板的形状,给出了非对称来流条件下隔离段内弯曲隔板的设计参数。

研究结果表明,在进口马赫数为2,隔离段进口下板附面层厚度 /H =0 24,上板附面层厚度为0时,通过放置弯曲隔板,在进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情况下,隔离段长高比减小了33%。

弯曲隔板可以较好地平衡高能主流区与低能附面层区之间的动量分布,从而保证上下管道激波串位于同一位置。

提出在非均匀入口条件下,隔离段进口截面上的动量积分是判断隔离段承受反压能力的重要指标,见图8。

2 4 进气道附面层抽吸对进气道抽吸作用进行了分析[8,9],讨论了在不同位置进行抽吸的组合发动机进气道3D 流场。

结386第29卷 第4期中国超燃冲压发动机研究回顾F i g 4 Restart p rocess of hyperson ic i nletsFig 5 M ass flow rati o i n th e un starting andre starting process果表明,在外压表面上用吸除孔吸除的流量很小,起动特性和气动特性变化很小。

在内通道表面上吸除,喉道处的流场可以更均匀,同时总压恢复比较高,但是静压力比和温度比的增加,比没有吸除的情况要小,见图9。

研究了抽吸对高超声速二元进气道起动能力的影响。

计算表明,抽吸可以改善高超声速进气道的起动能力。

得到了高超声速二元进气道性能参数随抽吸开孔率的变化规律。

抽吸可以降低进气道的起动马赫数,改善进气道的流动性能,改善进气道的迟滞回流曲线,降低再起动马赫数,提高总压恢复系数和隔离段出口马赫数,同时也降低了增压比。

在相同开孔率条件下,抽吸流量随来流马赫数减小而减小,见图10。

F i g 6 Shock tra i n at differen t back p re ssurew ith non unifor m i nf l ow2 5 内收缩比研究了不同内收缩比的三维侧压进气道自起动特性[10],进气道带有可移动的前缘。

在马赫数3 85,387推 进 技 术2008年总压0 7M Pa 和总温度300K 条件下进行了CFD 计算模拟和试验研究。

结果表明,模型进气道自起动的内收缩比是在1 24~1 28之间。

对于一个已起动的模型进气道,可以保持起动条件直到收缩比1 33。

前缘向后和向前过程中均有延迟现象。

侧压进气道模型依靠向后移动前缘实现自起动,见图11。

2 6 进气道通道内外压缩比研究了内通道几何参数对高超声速进气道性能的影响[11]。

用N S 方程模拟了不同收缩比,不同波系配置的内压缩通道内流动。

发现在外压缩程度不变的条件下,随着内压缩面积收缩比增大,进气道温升比、压比增加,出口流场畸变下降,起动性能变差。

在进气道总压比相同的条件下,高超声速进气道的内外压缩比将影响进气道的综合性能,见图12。

2 7 侧压式进气道对侧压式进气道进行了研究,设计了顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道[12],工作马赫数范围M a =4~6,进气道以马赫数5 3为设计点,通过数值模拟和实验,获得了进气道基本性能。

试验结果表明,采用前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0 85以上。

前掠侧压式进气道顶压激波与侧压激波之间的干扰较小,通过数值模拟和实验研究发现,进气道下游隔离段内,由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡,涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动,这对于隔离段的性能是不利的(见图6,图7)。

验证了双楔顶压,有侧板并有中间支板的侧压式进气道[13],进气面积110mm ∀91mm,在直径300mm 高焓脉冲风洞中进行了实验。

在M a =6来流条件下,流量系数为0 83,隔离段出口平均马赫数为2 57,总压恢复系数为0 296,增压比为23 7。