0 引言
火箭橇试验是介于风洞试验和全尺寸自由飞行试验之间的一种大型现代化地面动态测试试验系统,通过利用火箭发动机推动火箭橇车在专用滑轨上高速前进来模拟真实的试件飞行速度、加速度和高速气流环境,获得试件的动态试验数据,进而分析其气动特性。常规火箭橇试验相比风洞试验一个显著的不足之处是它无法对高空来流进行模拟,根本原因在于,火箭橇试验都是在地面进行,其来流条件只能是地面0 km高度处的大气来流。对于该问题,可以在火箭橇试验件上游增加进气道,使得气流在到达试验区域之前加速并降低静压,以模拟高空高速来流。Zhou等[1]在火箭橇上固定一个收敛/扩张喷管,实现高海拔气流状态模拟,通过仿真及试验方法,验证了方案的可行性。但是,该装置存在着喷管结构过膨胀现象,使得试验器内部存在着激波现象,出口处背压较大,无法实现试件周围气流顺利膨胀。
针对上述研究背景,国内外开展了一些研究工作。Hooser等[2]对霍洛曼高速飞行测试轨道的测试手段进行了阐述,为了模拟高海拔下的低压强以及低温度,在火箭橇上固定一扩张喷管,实现了高海拔环境的模拟,针对高背压引起的测试环境的流场激波问题,在尾部增加一个低压容器起到保护作用。Lumb等[3]在火箭橇上放置一喷管,对来流进行加速减压,模拟高空环境,分析了收敛/扩张喷管和扩张喷管的流场特征,研究显示,2种结构各有优缺点,收敛/扩张喷管会产生较大的阻力。目前,引射在火箭冲压组合循环发动机(RBCC)中应用较多,经常采用引射方式,抽吸外界空气,解决了发动机低速启动问题。黄生洪[4]针对RBCC发动机,分析了RBCC的引射模态,建立了三维燃烧流场,分析了流场特征以及掺混损失问题。针对RBCC的引射能力,林彬彬等[5]分析了主次流总压比对空气引射的影响。掺混过程是RBCC的重要过程,张建东等[6]对RBCC发动机内的气流掺混过程进行了仿真计算,分析了掺混段的长度和出口静压对掺混和发动机性能的影响。
为了避免收敛段对火箭橇产生较大的气动阻力,本文中只保留扩张段的设计,由于引射装置可改变流场静压的性质,为了探索火箭橇喷管背压的新型改善方法,借鉴引射装置在RBCC发动机中的应用,本文中开展喷管背压控制引射装置与试验系统的参数匹配性研究,通过计算流体力学方法对二维流场进行了计算,并利用控制变量法研究低马赫、大扩张比情况下不同引射器设计参数对引射效果的影响规律,提出引射装置设计原则,并评估背压控制效果,为后续的引射装置的研制提供参考。
1 研究对象
本文中研究对象由扩张喷管和尾流道组成,扩张喷管作用在于将低速来流气流膨胀加速为高速气流,内型面由曲面扩张段[7]和直筒试验段组成,在来流马赫数不变的情况下,通过固定直筒试验段,调节曲面扩张段与直筒试验段之间的夹角来改变扩张比D2/D1,为被试品等提供连续变马赫数试验条件,仿真模型结构如图1所示。
图1 仿真模型结构示意图
Fig.1 Schematic diagram of simulation model structure
其中,试验段宽度D2=0.5 m,入口D1根据扩张比确定,D3=0.9 mm,轴向长度L1、L2、L3分别为2.3、2.5、1.5 mm。在后续的引射参数影响分析部分,对模型进行了简化,忽略了壳体壁厚,即用一条线表示内外流场的分界线。大角度的尾流道作为扩张型流道,起到了遮挡作用,可改变装置外部气流的方向,将激波位置后移,降低等效背压,同时,考虑在壁面安装引射装置,研究其对试验流场分布的影响,如图2所示,图2中θ表示引射装置的安装倾斜角——引射角度。
图2 仿真模型简化示意图
Fig.2 Simplified schematic diagram of simulation model
2 数值方法
进口边界条件设置为压力远场,来流压强为1 atm,温度为20 ℃,出口为压强出口,压强为1 atm;引射装置为质量流量入口边界,见表2,总温为2 800 K,根据具体工况调节流量。
采用Fluent软件,湍流模型为k-ε模型[8],图1、图2仿真模型的计算网格如图3所示,在壁面附近均有10层的边界层,y+控制在50以内,保证满足湍流模型的要求。为了验证仿真计算精度,对某试验模型[1]进行计算,将总压仿真值与试验空速管总压测试结果进行对比,二者之间最大误差为14.7%,除去最大误差点,其他误差变化范围约为1.48%～8.22%。对仿真模型分别按照100万、200万、300万、400万的规模进行网格划分,开展仿真模型的网格无关性研究可知,满足计算精度要求的网格量级应该在300万以上。
图3 2种仿真模型流场网格
Fig.3 Flow field grids of two simulation models
3 计算结果及分析
3.1 引射装置工作条件
引射装置的目的是为了消除扩张喷管内部激波,因此,只有在喷管内存在激波时,引射装置才有存在的价值,本部分主要分析喷管内存在激波的工况,即引射装置的工作条件。
模拟高空的扩张喷管类似火箭发动机的尾喷管,只有喷管产生正激波时,试验段才会产生激波。根据一维等熵流理论以及正激波的公式(式(1)、式(2)),本研究计算了不同工况下,扩张喷管产生激波的条件[9-10]。
(1)
(2)
式(1)、式(2)中: ρ1、V1、p1分别为正激波前密度、速度、压强; ρ2、V2、p2分别为正激波后密度、速度、压强,Ma为来流马赫数;κ为气体绝热指数。
模拟高空扩张喷管主要参数涉及喷管的扩张比和来流速度。根据上述公式,表1给出了不同工况下管道内产生正激波的尾部压强条件,由表1可知,在来流马赫数为1.5、扩张比为4、4.5、5的情况下引射装置才起作用。
表1 不同工况下的激波产生的背压(atm)
Table 1 Back pressure generated by shock wave under different working conditions (atm)
扩张比3.03.544.55来 流 马 赫 数1.51.201.060.960.860.792.01.881.641.451.311.182.52.802.402.101.901.723.03.803.302.902.602.30
来流马赫数为1.5、扩张比为4、4.5、5的情况下,试验区域理论Ma数分别为3.1、3.22、3.5。图4为Ma=1.5各工况下Ma数云图。从图4中可以看到,在扩张比为4.0情况下,扩张比最大的直管道内的Ma数均达到了理论的最大值。在试验管道的后部,出现了一道正激波,减速增压,与外界环境匹配。在扩张比为4.5、5.0情况下,激波已经前移到了试验段,在试验段,并不是严格的正激波形式出现,而是以一定强度的斜激波形式出现。
图4 来流Ma=1.5、不同扩张比下的Ma数云图
Fig.4 Cloud chart of ma number with flight Ma=1.5 and different expansion ratios
同时可以看出,扩张比为4.5、5.0时,在试验段内,有些区域的Ma数超过了理论值,产生了过膨胀现象,形成了激波反射现象,使得试验段的Ma数出现了波动,但Ma数波动并不大,为了获得更均匀的速度场,可以通过优化喷管扩张段的内型面,避免尖点的出现,减弱这种现象的影响。
对比仿真和理论计算可见,在扩张比为4.5及5.0情况下(Ma=1.5),理论上会在直管内产生正激波,仿真中,并不是严格的一维等熵流动过程,同时存在着前部的过膨胀现象,因此,出现了斜激波现象。在扩张比为4.0的工况下,由于与临界值差异较小,也不是严格的一维流动,仿真中并没有出现激波现象。尽管有上述的差异,但可以看出,上述理论分析对引射装置与试验装置的匹配性进行了基本准确的预测,阐述了激波存在的机理,表明引射装置的加入是有效的,并适用于低马赫数、大扩张比的试验工况。
3.2 引射装置结构设计参数研究
为研究引射装置对流场特征的影响机理,以来流马赫数1.5、扩张比5的工况进行计算,分析引射装置及不同引射设计参数对流场的影响,具体参数取值见表2。
表2 仿真设计参数
Table 2 Simulation design parameters
总压P/MPa流量Q/(kg·s-1)位置水平轴夹角θ/(°)工况14.030.0前部0工况28.045.0中部10工况314.060.0后部20
3.2.1 引射装置对流场特征的影响
选取工况3,分析引射装置对流场的影响,图5为不包含尾流道、包含尾流道以及有引射装置3种情况下对称面压力云图。从仿真结果看出,扩张型尾流道起到减速增压作用,使得试验段的流场的背压降低,扩张段对流场的影响不大。由图5(c)可以看出,将引射装置布置于尾流道的中间部位时,试验段的低压高速区域明显扩大,基本占据了整个试验段。
图5 无/有引射情况下的压强云图
Fig.5 Pressure contours without/with ejector
图6为速度云图及流线图。从图6中可以看出,引射装置的高速燃气使得引射装置出口处的流速较高,使得该截面的局部压强很低。该现象使得该截面的平均背压降低,在引射装置下游产生激波,使得管道中的来流空气实现进一步膨胀加速。
图6 引射装置附近的流线图及速度云图
Fig.6 Streamline and velocity contour near the ejector
在该工况下,引射器产生的下游激波较弱,因而来流空气的进一步减速增压的空间有限,同时,在引射器上游产生回流区,使得该区域的截面会产生减速增压的现象。
3.2.2 引射装置总压[11]对引射效应的影响
通过上述的分析可知,引射装置的工作原理是使得引射装置出口附近形成高速低压区,从而使得激波处于引射装置的下游区域,为上游提供较低的背压,保证试验段能够得到充分的膨胀。现设定引射器流量为60 kg/s,布置在喇叭口后部,并与水平轴夹角为0°,计算4.0、6.0、14.0 MPa等3个引射装置总压下的流场特性。
不同引射总压下的压强云图如图7所示。由图7可知,在4.0 MPa下,直筒段出现了斜激波现象;在8.0 MPa下,激波位置移动到引射器的位置,斜激波转换为了正激波;在14.0 MPa下,激波进一步向下游移动,空气来流在背压作用下,由正激波进一步转换为两道斜激波,进而形成一道正激波,实现了增压。总体而言,随着总压的增加,激波位置由引射装置的上游区域移动到了引射器的轴向位置及下游区域。
图7 不同引射总压下的压强云图
Fig.7 Pressure contours under different total ejection pressures
3.2.3 引射装置轴向位置对引射效应的影响
由于引射装置总压对整个装置的引射效果较大,考虑到引射装置本身的压强限制,本研究选取了14.0 MPa作为条件值的上限,保持流量均为60 kg/s,与水平轴夹角为0°,分析不同的轴向位置(前部、中部、后部)对引射效应的影响。不同轴向位置的压力云图如图8所示。
由图8可见,随着引射器向后移动,引射器出口的低压区增加;在前部时,扩张喷管的来流在引射器处出现了正激波;在中部时,来流空气与引射器交界处,出现了斜激波,经过激波反射,最终通过一道正激波与尾流扩张段下游压强匹配;在后部时,来流空气形成的斜激波角度更小,表明尾流扩张段下游的反压较小。相同的是,激波位置基本位于引射器出口的截面处。随着引射装置向后移动,尾流扩张段下游压强减小,激波位置逐渐远离直筒段的试验区域,对试验的影响减弱,引射效果更好。
图8 不同轴向位置的压力云图
Fig.8 Pressure contours at different axial positions
分析图8可知,相对于前部位置,中部和后部时激波前的试验面积分别增加了0.42、0.75 m2,引射器靠近出口区域可以提供更多的膨胀扩张空间,减小引射对试验装置的干扰。
3.2.4 引射角度[12]对引射效应的影响
由上述分析可见,引射装置位于后部位置,压强为14.0 MPa时,引射效果最佳,在此基础上,保持流量均为60 kg/s,分析引射装置水平夹角(0°、10°、20°)对引射效果的影响。
不同喷射角度下的压力云图如图9所示。随着角度的增加,引射气流流向装置中心位置,阻碍了来流空气的流动,在引射装置上游形成了回流区,如图10所示,回流区造成了气流喉道的形成,使得在引射装置上游区域的来流空气形成了激波,导致减速增压。分析云图可知,引射角度为0°、10°、20°时,引射装置前部低于1 Ma的区域分别为0.64、1.11、1.57 m2,故引射角度越大,引射效果越差。
3.2.5 引射燃气流量对引射效应的影响
对于引射装置的工程化应用,引射器的燃气流量越低,越容易实现。因此,基于上述几个因素的研究,本部分选取最合适的结构形式,仿真计算引射装置位于后部且水平放置,压强为14.0 MPa时,研究流量(60、45、30 kg/s)对引射效果的影响。
图11为不同流量下的压强云图。由图11可以明显看出,随着流量的降低,在更大流量、更高压强的来流冲击下,径向的动量很快衰减为0,使得引射装置高速燃气仅位于尾流道壁面,对试验段正后方的膨胀气流影响减弱,影响到上游的流动状态,使得引射作用减弱,当流量达到30 kg/s时,引射气流基本在壁面附近流动,引射效果可以忽略。
图9 不同喷射角度下的压力云图
Fig.9 Pressure contours under different injection angles
图10 喷管内部流线图(θ=20°)
Fig.10 Flow line diagram inside the nozzle(θ=20°)
图11 不同引射流量下的压强云图
Fig.11 Pressure contours under different ejection flows
分析图11可知,引射燃气流量为60、45、30 kg/s时,引射装置前部低于1 Ma的区域分别为0.64、1.52、2.2 m2,空气流量等于来流速度、入口面积及空气密度三者相乘,扩张比为5时,入口高度为0.1 m,计算模型中宽度为1 m,故来流速度下空气流量约为60 kg/s,因此,设计中引射装置燃气/空气流量比不得小于0.75。
3.2.6 背压引射效果评估
本文中,背压引射效果的评估以试验段内的平均Ma数及Ma的均匀度作为定量分析依据。试验工况为来流马赫数1.5、扩张比5,选择60 kg/s燃气流量、引射压强为14 MPa、水平放置于扩张型流道后部的有引射工况与无引射工况的计算结果进行对比。试验核心区域示意图如图12所示。
图12 试验核心区域示意图
Fig.12 Schematic diagram of the test core area
由于高速集中的试验段核心区域内划分的网格大小不同,对流场数值模拟的结果进行处理时需要对不同大小网格下的马赫数进行加权处理,计算公式为:
(3)
(4)
式(3)、式(4)中:Maij为核心区内节点(i,j)上的马赫数;Maave为核心区内所有节点马赫数的平均值;N为核心区内所有节点总数目。
流场马赫数的均匀度由核心区所有节点上马赫数的均方根偏差σ表示,σ越小出口马赫数越均匀;反之,则流场的均匀性越差。
经过统计与计算,得到了有引射以及无引射装置下的流场速度均匀度和平均值,见表3。经计算,均匀度提高了72%。
表3 引射效果评估
Table 3 Evaluation of ejection effect
马赫数平均值均匀度有引射3.30.17无引射2.60.61
4 结论
通过在橇载喷管后端设计扩张型尾流道,并安装燃气发动机,将高速气流引射出喷管,在喷管背面形成高速气帘,阻止喷管外背压压入喷管,使得喷管后部形成不受环境大气影响的低压环境,经研究,得出以下结论:
1) 在所研究的试验范围内,在大扩张比、低Ma数下,试验段会产生激波,需要引入引射装置,引射方案具有理论可行性。
2) 引射作用主要是通过高速气流作用,在下游形成一低压区,通过降低背压对上游膨胀加速的影响,通过改变波系结构,达到引射作用。
3) 引射装置总压的增加有利于引射效应;引射位置在中部和后部时激波前的试验面积分别增加了0.42、0.75 m2,引射位置后移有利于引射效应;引射角度为0°、10°、20°时引射装置前部低于1 Ma的区域分别为0.64、1.11、1.57 m2,引射角度的增大造成了气流拥塞现象,不利于引射效应,引射装置应水平安装在尾流道后部;引射燃气流量为60、45、30 kg/s时引射装置前部低于1 Ma的区域分别为0.64、1.52、2.2 m2,引射流量的减小,会大大减弱引射效果。
4) 根据仿真结果,在方案设计时,引射装置的整体布局设计应采用的原则是:总压为14.0 MPa,引射装置燃气/空气流量比不得小于0.75,在所研究的范围内,1∶1流量比下的引射效果较佳。
5) 经背压引射效果评估,通过设计引射装置参数,试验段平均马赫数由2.6增加至3.3,均匀度提高约72%。
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