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摘要：采用CFD技术，对高超声速冲压发动机冷流状态下阻力特性开展了数值模拟研究。对发动机不同部件的阻力大小及不同阻力类型的占比进行了对比分析，为发动机性能预测和评估提供了有效支撑。
Abstract： Using CFD technology， a numerical simulation study was conducted on internal drag characteristics of scramjet under cold flow conditions. The drag of different parts of the engine and the proportion of different drag types were compared and analyzed， which provides effective support for engine performance prediction and evaluation.
关键词：高超声速;超燃冲压发动机;阻力;数值模拟;计算流体力学
Key words： hypersonic;scramjet;drag;numerical simulation;computational fluid dynamics
中图分类号：V235.21 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）10-0044-02
0 引言
高超声速飞行器是指马赫数大于5、以吸气式冲压发动机或组合发动机为主要动力，能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机和空天导弹等多种飞行器。超燃冲压发动机是高超声速飞行器推进系统，乃至整个高超声速飞行器技术体系中的核心，一直以来是各航空航天大国研究和竞争的热点[1-3]。
超燃冲压发动机一般是采用机体/推进一体化系统，按功能和结构分为前体/进气道、隔离段、燃烧室和喷管/后体等件，各部件之间紧密关联，在功能上互为支撑，如图1所示。超燃冲压发动机在冷流空气通流状态下的内部阻力特性，是评价其性能的重要指标，内部阻力是作用在发动机内部通道表面的压差阻力和摩擦阻力的总和。为正确评估发动机性能，必须精确确定发动机内部阻力，以便对其进行性能优化和改进。
本文采用CFD技术，对某超燃冲压发动机开展了数据模拟，获得了各部件内流道流场结构，并分析了各阻力类型及其所占比例。
1 CFD数值模拟方法及算例验证
CFD（Computational Fluid Dynamics）技術，又称计算流体力学，是采用计算机求解各种流动问题的专门技术，广泛应用于流体力学、空气动力学研究中。CFD一般流程包括对计算外形进行前处理，生成网格，设置初值/边值条件;求解器迭代求解，判别收敛;数据或流场后处理。较之风洞实验，采用CFD数值模拟开展研究，具有成本低、周期短、效率高的优势，能够大批量和多状态的同时计算，对性能预估和方案选型有着重要支撑作用。本文采用三维全NS方程求解，空间离散采用ASUM差分格式，LU-SGS数值方法，湍流模拟采用k-ω SST模型。
针对发动机内流道的流动特点，先通过文献[3]中的内流道算例，对所建立的数值方法进行验证。Reinartz等[3]对二维混合压缩进气道进行了大量的数值与试验研究，并获得清晰的彩色纹影照片与进气道壁面压强分布，可供研究人员进行计算验证，模型见图2。
图3给出CFD数值模拟流场结构与实验纹影图的比较，可以看出，计算结果显示出了进气道内复杂波系结构和分离区，流场及波系结构与实验纹影照片基本吻合。
2 计算与分析
对某超燃冲压发动机模型进行结构网格划分，为正确捕捉边界层和摩阻，对壁面法向网格间距加密至1.0E-5m，发动机内流道网格如图4所示。
高超声速来流由前体压缩进入进气道，经过隔离段到达燃烧室与燃料进行充分混合燃烧，最后经喷管喷出获得推力。超燃冲压发动机内流道表面阻力由压差阻力和摩擦阻力两部分组成，研究表明，在超燃冲压发动机内部阻力中，摩擦阻力占总阻力的一半以上[4]。为获得超燃冲压发动机阻力特性，通过数值模拟对发动机内部流道进行计算分析，从而得到前体、进气道、隔离段、燃烧室、喷管等各部件阻力分布与特性。
对计算结果进行发动机内部各个部件阻力比例的对比，通过各部分阻力的贡献对部件进行阻力特性分析和评价，见表1及图5。
来流在发动机各部件之间流动产生压差阻力和摩擦阻力，各部件两部分阻力之和构成发动机各部件贡献的阻力，由于发动机各部件作用不同，产生的阻力也有较大差异，主要对典型飞行状态H26km，巡航马赫数Ma6状态下超燃冲压发动机各部件阻力比例的讨论和分析。
发动机的内壁阻力可以分为摩擦阻力和压差阻力，压差阻力一正压力的形式作用在压缩面上，前体和进气道由于处于迎风位置，对高超声速来流产生压缩作用，产生了大量的压差阻力，而对于隔离段、燃烧室和喷管，由于处在背风位置产生了负方向的压差阻力，即推力。摩擦阻力以切向力的形式作用在所有与气流接触的表面上，所以所有部件产生的摩擦阻力都为正，数值大小与部件的面积和切向力的大小有关，数据列于表1中。图2显示了在高度26km，马赫数6巡航状态下，发动机内部各部件产生摩擦阻力占总摩阻的百分比，可以看出由于隔离段产生的摩擦阻力占总摩阻的36%，是发动机内流道中产生摩擦阻力最大的部件。
由总阻力数据可以看出前体产生的阻力是总阻力的156%，在所有部件中产生的阻力最大，另外进气道和燃烧室也产生了一定的阻力。隔离段是产生推力的主要部件，喷管也产生了少量的推力。
前体和进气道是发动机阻力的主要承载部件，所产生的总阻力占所有阻力的大部分，隔离段由于背风产生大量的推力在与摩阻作差以后依旧剩余大量的推力。燃烧室产生的推力不足以抵消摩擦阻力，依旧以阻力的形式体现。喷管产生的推力大于其产生的阻力，对整个发动机贡献了推力。
3 总结
本文针对超燃冲压发动机阻力特性展开了分析和讨论，通过对典型状态下发动机的阻力计算，得到了各部件贡献的阻力比例，其中前体和进气道是发动机阻力的主要承载部件，隔离段和喷管的阻力为负值，实际提供了正推力。
参考文献：
[1]蔡国飙，徐大军.超燃冲压发动机研究综述[J].火箭推进， 2005，31.
[2]潘沙.高超声速气动热数值模拟方法及大规模并行计算研究[D].国防科技大学，2010，6.
[3]Reinartz B U， Hermann C D， Ballmann J. Analysis of Hypersonic Inlet Flows with Internal Compression[R]. AIAA Paper 2002-5230， 2002.
[4]卫永斌.高超声速进气道系统阻力特性研究[D].南京：南京航空航天大学，2008.
Abstract： Using CFD technology， a numerical simulation study was conducted on internal drag characteristics of scramjet under cold flow conditions. The drag of different parts of the engine and the proportion of different drag types were compared and analyzed， which provides effective support for engine performance prediction and evaluation.
关键词：高超声速;超燃冲压发动机;阻力;数值模拟;计算流体力学
Key words： hypersonic;scramjet;drag;numerical simulation;computational fluid dynamics
中图分类号：V235.21 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）10-0044-02
0 引言
高超声速飞行器是指马赫数大于5、以吸气式冲压发动机或组合发动机为主要动力，能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器，其应用形式包括高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机和空天导弹等多种飞行器。超燃冲压发动机是高超声速飞行器推进系统，乃至整个高超声速飞行器技术体系中的核心，一直以来是各航空航天大国研究和竞争的热点[1-3]。
超燃冲压发动机一般是采用机体/推进一体化系统，按功能和结构分为前体/进气道、隔离段、燃烧室和喷管/后体等件，各部件之间紧密关联，在功能上互为支撑，如图1所示。超燃冲压发动机在冷流空气通流状态下的内部阻力特性，是评价其性能的重要指标，内部阻力是作用在发动机内部通道表面的压差阻力和摩擦阻力的总和。为正确评估发动机性能，必须精确确定发动机内部阻力，以便对其进行性能优化和改进。
本文采用CFD技术，对某超燃冲压发动机开展了数据模拟，获得了各部件内流道流场结构，并分析了各阻力类型及其所占比例。
1 CFD数值模拟方法及算例验证
CFD（Computational Fluid Dynamics）技術，又称计算流体力学，是采用计算机求解各种流动问题的专门技术，广泛应用于流体力学、空气动力学研究中。CFD一般流程包括对计算外形进行前处理，生成网格，设置初值/边值条件;求解器迭代求解，判别收敛;数据或流场后处理。较之风洞实验，采用CFD数值模拟开展研究，具有成本低、周期短、效率高的优势，能够大批量和多状态的同时计算，对性能预估和方案选型有着重要支撑作用。本文采用三维全NS方程求解，空间离散采用ASUM差分格式，LU-SGS数值方法，湍流模拟采用k-ω SST模型。
针对发动机内流道的流动特点，先通过文献[3]中的内流道算例，对所建立的数值方法进行验证。Reinartz等[3]对二维混合压缩进气道进行了大量的数值与试验研究，并获得清晰的彩色纹影照片与进气道壁面压强分布，可供研究人员进行计算验证，模型见图2。
图3给出CFD数值模拟流场结构与实验纹影图的比较，可以看出，计算结果显示出了进气道内复杂波系结构和分离区，流场及波系结构与实验纹影照片基本吻合。
2 计算与分析
对某超燃冲压发动机模型进行结构网格划分，为正确捕捉边界层和摩阻，对壁面法向网格间距加密至1.0E-5m，发动机内流道网格如图4所示。
高超声速来流由前体压缩进入进气道，经过隔离段到达燃烧室与燃料进行充分混合燃烧，最后经喷管喷出获得推力。超燃冲压发动机内流道表面阻力由压差阻力和摩擦阻力两部分组成，研究表明，在超燃冲压发动机内部阻力中，摩擦阻力占总阻力的一半以上[4]。为获得超燃冲压发动机阻力特性，通过数值模拟对发动机内部流道进行计算分析，从而得到前体、进气道、隔离段、燃烧室、喷管等各部件阻力分布与特性。
对计算结果进行发动机内部各个部件阻力比例的对比，通过各部分阻力的贡献对部件进行阻力特性分析和评价，见表1及图5。
来流在发动机各部件之间流动产生压差阻力和摩擦阻力，各部件两部分阻力之和构成发动机各部件贡献的阻力，由于发动机各部件作用不同，产生的阻力也有较大差异，主要对典型飞行状态H26km，巡航马赫数Ma6状态下超燃冲压发动机各部件阻力比例的讨论和分析。
发动机的内壁阻力可以分为摩擦阻力和压差阻力，压差阻力一正压力的形式作用在压缩面上，前体和进气道由于处于迎风位置，对高超声速来流产生压缩作用，产生了大量的压差阻力，而对于隔离段、燃烧室和喷管，由于处在背风位置产生了负方向的压差阻力，即推力。摩擦阻力以切向力的形式作用在所有与气流接触的表面上，所以所有部件产生的摩擦阻力都为正，数值大小与部件的面积和切向力的大小有关，数据列于表1中。图2显示了在高度26km，马赫数6巡航状态下，发动机内部各部件产生摩擦阻力占总摩阻的百分比，可以看出由于隔离段产生的摩擦阻力占总摩阻的36%，是发动机内流道中产生摩擦阻力最大的部件。
由总阻力数据可以看出前体产生的阻力是总阻力的156%，在所有部件中产生的阻力最大，另外进气道和燃烧室也产生了一定的阻力。隔离段是产生推力的主要部件，喷管也产生了少量的推力。
前体和进气道是发动机阻力的主要承载部件，所产生的总阻力占所有阻力的大部分，隔离段由于背风产生大量的推力在与摩阻作差以后依旧剩余大量的推力。燃烧室产生的推力不足以抵消摩擦阻力，依旧以阻力的形式体现。喷管产生的推力大于其产生的阻力，对整个发动机贡献了推力。
3 总结
本文针对超燃冲压发动机阻力特性展开了分析和讨论，通过对典型状态下发动机的阻力计算，得到了各部件贡献的阻力比例，其中前体和进气道是发动机阻力的主要承载部件，隔离段和喷管的阻力为负值，实际提供了正推力。
参考文献：
[1]蔡国飙，徐大军.超燃冲压发动机研究综述[J].火箭推进， 2005，31.
[2]潘沙.高超声速气动热数值模拟方法及大规模并行计算研究[D].国防科技大学，2010，6.
[3]Reinartz B U， Hermann C D， Ballmann J. Analysis of Hypersonic Inlet Flows with Internal Compression[R]. AIAA Paper 2002-5230， 2002.
[4]卫永斌.高超声速进气道系统阻力特性研究[D].南京：南京航空航天大学，2008.