燃燒加熱污染組分對(duì)高超氣動(dòng)-推進(jìn)性能影響研究.pdf

1、在吸氣式高超聲速飛行器一體化性能地面試驗(yàn)中，需要對(duì)試驗(yàn)氣體進(jìn)行加熱，以獲得與飛行條件相匹配的高焓來流。得益于其低廉的運(yùn)行成本、較強(qiáng)的可操作性，特別是模擬真實(shí)飛行高焓來流的能力，燃燒加熱風(fēng)洞滿足了當(dāng)前大尺度地面試驗(yàn)的需要，成為了這一研究領(lǐng)域的主力設(shè)備之一。但其燃燒加熱方式會(huì)不可避免地在試驗(yàn)氣體中附加水蒸氣(H2O)、二氧化碳(CO2)等燃燒產(chǎn)物，從而使試驗(yàn)氣體組成區(qū)別于真實(shí)空氣，即形成所謂“污染”。污染組分將造成風(fēng)洞試驗(yàn)氣體物理化學(xué)屬性與

2、真實(shí)空氣存在一定差異，從而給地面試驗(yàn)結(jié)果向真實(shí)飛行狀態(tài)的外推帶來不確定性，同時(shí)地面試驗(yàn)也難以完全模擬真實(shí)飛行狀態(tài)下的所有來流參數(shù)。目前對(duì)污染效應(yīng)的研究主要集中在其對(duì)化學(xué)反應(yīng)機(jī)理和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室工作性能的影響上，而對(duì)由于熱力學(xué)特性改變帶來的氣動(dòng)特性改變研究較少。本文通過理論分析、數(shù)值模擬、試驗(yàn)測量等手段，考察了燃燒加熱風(fēng)洞污染組分對(duì)高超聲速氣動(dòng)性能的影響及其內(nèi)在機(jī)理。在此基礎(chǔ)上，采用簡單構(gòu)型比擬高超聲速飛行器不同局部繞流特征，考察其在不同氣

3、流參數(shù)匹配方式中的氣動(dòng)壓縮特性，提出了一種對(duì)準(zhǔn)確獲得飛行器氣動(dòng)特性較有利的匹配方式。為了評(píng)估與分析燃燒加熱風(fēng)洞中推進(jìn)性能試驗(yàn)結(jié)果與純凈空氣流動(dòng)中的差異，對(duì)典型參數(shù)匹配方式中發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行了考察，并據(jù)此提出了一種可能提高發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能地面試驗(yàn)結(jié)果外推可靠性的天地?fù)Q算方案。
　　首先，本文考察了氣動(dòng)特性試驗(yàn)中的污染效應(yīng)。通過對(duì)典型構(gòu)型流動(dòng)的數(shù)值模擬，闡述了污染組分對(duì)粘性流動(dòng)的影響。結(jié)果顯示，污染組分對(duì)高超聲速流動(dòng)動(dòng)量邊界層和模型摩阻系

4、數(shù)幾乎沒有影響，對(duì)溫度邊界層和壁面熱流的影響也較弱。因此，之后將研究重點(diǎn)放在了污染組分對(duì)流動(dòng)熱力學(xué)參數(shù)的影響上。理論分析、數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)均表明，對(duì)于噴管流動(dòng)而言，污染組分造成了同一設(shè)備試驗(yàn)氣流馬赫數(shù)相對(duì)純凈空氣流動(dòng)偏低，溫度偏高;對(duì)模型氣動(dòng)壓縮特性而言，相同靜溫、靜壓、馬赫數(shù)來流條件中，污染組分造成了壓縮偏弱，波后溫度、壓力均偏低，模型所受氣動(dòng)力系數(shù)偏小。作為污染效應(yīng)在氣動(dòng)特性模擬中的綜合體現(xiàn)，考察了其對(duì)高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)與工作性能

5、的影響。對(duì)軸對(duì)稱進(jìn)氣道流動(dòng)的數(shù)值模擬表明，污染組分提高了其起動(dòng)能力，對(duì)遠(yuǎn)離起動(dòng)/不起動(dòng)臨界時(shí)的工作性能影響較小;因此，當(dāng)試驗(yàn)狀態(tài)接近進(jìn)氣道起動(dòng)極限時(shí)，燃燒加熱風(fēng)洞中進(jìn)氣道性能試驗(yàn)結(jié)果的可靠性需審慎考察。對(duì)污染效應(yīng)機(jī)理的考察顯示，污染空氣熱容相對(duì)純凈空氣偏高、比熱比偏小是引起燃燒風(fēng)洞中氣動(dòng)特性測試結(jié)果相對(duì)真實(shí)飛行狀態(tài)有所偏差的主要原因。
　　其次，在充分理解污染組分對(duì)氣動(dòng)特性的影響及其機(jī)理的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了通過調(diào)整自由流參數(shù)匹配方式來

6、提高氣動(dòng)特性測試結(jié)果可靠性的嘗試。為此，發(fā)展了一套基于簡單壓縮構(gòu)型的快速評(píng)估匹配方式的理論分析方法。對(duì)不同匹配方式中斜激波、等熵壓縮等簡單構(gòu)型氣動(dòng)特性的比較與分析表明，對(duì)于激波壓縮與較弱的等熵壓縮而言，在來流馬赫數(shù)匹配或變化不大（對(duì)應(yīng)來流速度與總焓或靜溫同時(shí)匹配的情況）的條件下，模型無量綱氣動(dòng)特性參數(shù)偏差基本在2％以下，相對(duì)而言是可接受的。綜合考慮波后溫度、焓值、壓力等參數(shù)，h0PM與TPM匹配方式相對(duì)更合適。但對(duì)于等熵壓縮而言，隨著壓

7、縮強(qiáng)度的提高，污染效應(yīng)逐漸顯現(xiàn)，污染空氣中模型無量綱氣動(dòng)特性與純凈空氣的偏差逐漸增大，當(dāng)波后溫度達(dá)到內(nèi)流道水平時(shí)，波后壓力系數(shù)的偏低最大達(dá)到了15％左右。為了降低這一偏差，考慮放松馬赫數(shù)匹配的限制，轉(zhuǎn)而同時(shí)匹配總壓與動(dòng)壓，略微降低污染空氣中的來流馬赫數(shù)，從而在一定程度上抵消污染空氣比熱比偏小的影響。結(jié)果表明，無論對(duì)于斜激波還是等熵壓縮來說，這種匹配方式都有利于更好地獲得大壓縮量下模型的無量綱氣動(dòng)特性。綜合考慮波后溫度、焓值、壓力等參數(shù)，

8、提出了一種能夠兼顧氣動(dòng)特性和發(fā)動(dòng)機(jī)入口參數(shù)模擬的h0P0Q匹配方式。
　　最后，采用準(zhǔn)一維帶化學(xué)反應(yīng)數(shù)值模擬對(duì)比分析了總焓、動(dòng)壓、馬赫數(shù)(h0QM)和靜溫、靜壓、馬赫數(shù)(TPM)兩種典型燃燒加熱風(fēng)洞氣流參數(shù)匹配方式中的發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能。結(jié)果表明，對(duì)于采用氫燃料燃燒加熱試驗(yàn)氣體的風(fēng)洞而言，若燃料當(dāng)量比較小，未出現(xiàn)熱壅塞或激波結(jié)構(gòu)，采用TPM匹配方式能夠獲得與純凈空氣吻合較好的燃燒室壓力分布;而h0QM匹配方式則能更好地模擬大當(dāng)量比下的

9、熱壅塞效果與激波結(jié)構(gòu)。若風(fēng)洞試驗(yàn)氣體采用碳?xì)淙剂先紵訜幔瑒t兩種匹配方式獲得的來流參數(shù)與發(fā)動(dòng)機(jī)性能的模擬效果基本相當(dāng)。燃料當(dāng)量比較低時(shí)，兩種匹配方式均能獲得與純凈空氣接近的燃燒室壓力分布;當(dāng)量比較大時(shí)，它們均不能很好地模擬純凈空氣中的熱壅塞效果與燃燒室壓力分布。從模擬發(fā)動(dòng)機(jī)推力的角度來看，氫燃料燃燒加熱風(fēng)洞中采用h0QM匹配方式獲得的相同當(dāng)量比下絕對(duì)推力相對(duì)純凈空氣明顯偏高，而TPM匹配方式則與純凈空氣較接近。但兩種匹配方式均可通過調(diào)整

10、燃油量來更好地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)推力。分析表明，不同匹配方式中燃燒反應(yīng)釋熱與來流總焓的比值（燃燒釋熱比）的差異是引起發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)性能不同的主要原因。為了將不同燃燒加熱方式、不同匹配方式下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力統(tǒng)一起來，采用燃燒釋熱比對(duì)燃燒引起的推力收益進(jìn)行了單位化。結(jié)果顯示，采用這種單位化方式時(shí)，不同污染空氣和匹配方式的組合中燃燒產(chǎn)生的單位推力收益均與純凈空氣結(jié)果基本在同一水平。若基于單位燃燒釋熱比推力收益進(jìn)行天地?fù)Q算，則可能提高地面推進(jìn)性能試驗(yàn)結(jié)果外推的