超燃冲压发动机再生冷却热结构设计的计算工具

　第 20 卷　第 3 期 实 验 流 体 力 学 Vol. 20 ,No. 3 　 　2006 年 09 月 Journal of Experiments in Fluid Mechanics Sep. ,2006 　 文章编号 : 167229897 (2006) 0320001207 超燃冲压发动机再生冷却热结构的计算工具 蒋 　劲1 ,张若凌2 ,乐嘉陵2 (1. 西北工业大学动力与能源学院 ,陕西 西安 　710072 ; 2.中国空气动力研究与发展中心 ,四川 绵阳 　621000) 　　摘要 :为分析在电弧加热器上进行的超燃冲压发动机再生冷却热结构试验的热交换 ,用了准三维的热分析工 具和三维内流场 CFD 计算平台来作为分析工具。在换热计算及试验中用了水和煤油作为冷却剂 ,而且用煤油作为 燃料。计算和试验结果吻合较好 ,表明换热分析工具和国内航空煤油物性表达式可以在深入的热结构试验和设计 中应用。 　　关键词 :超燃冲压发动机 ;再生冷却 ;试验 ;热分析计算工具 　　中图分类号 :V211. 74 　　　文献标识码 : A The calculational tool of thermal structure design for regeneratively cooled scramjet J IANGJin1 , ZHANG Ruo2ling2 , LE Jia2ling2 (1. School of Power and Energy , Northwestern Polytechnical University , Xi’an 710072 , China ; 2. China Aerodynamics Research and Development Center , Mianyang 621000 ,China) 　　Abstract : In order to analyze the heat exchange in the thermal structure tests of regeneratively cooled scramjet conducted in an arc heater , one quasi three2dimensional thermal evaluation tool and one three2dimen2 sional internal CFD platform are used together as calculational tools. Water and kerosene can be chosen as coolant in heat exchange calculations as well as in tests , while kerosene is used as fuel . Good agreements be2 tween calculations and tests are derived , which indicats that the thermal evaluation tool and the analytical ex2 pressions of domestic aviation kerosene properties can be used extensively in thermal structure designs and tests. 　　Key words :scramjet ; regenerative cooling ; test ; thermal evaluation tool 0 　引　言 　　长时间工作的超燃冲压发动机需要采用再生冷 却 (regenerative cooling) 。这种冷却途径的优点在于可 以减小冷却系统的重量并利用燃料的吸热性质。燃 料的吸热使得传向壁面的热能得到了利用 (能量的再 生) ,并且 ,碳氢燃料的大分子经吸热会分解 (裂解)为 一些较轻分子 ,如甲烷、乙烯、氢气和一些从 C2 到 C10 的烃 ,这既是燃料附加的吸热能力 (化学热沉能力) , 又使燃料在冷却发动机的同时分解为更容易燃烧的 组分 (利于燃烧) 。燃料吸收的热量最后被带入燃烧 室 ,因此再生冷却不降低飞行器的性能[1 ] 。 　　超燃冲压发动机燃烧室的再生冷却结构设计中 , 已经建立了结合试验研究的若干热分析计算研究程 序。M. H. N. Naraghi 建立了再生冷却火箭发动机 推力室和喷管的三维热分析理论模型 ,发展了计算程 序 RTE[2 ] 。该程序经过适当修改可应用于超燃冲压 发动机再生冷却的热分析。应用于 NASP 的飞行器 综合热管理分析程序 (VITMAC) [3 ] ,已用于以吸热碳 氢燃料为冷却剂的超燃冲压发动机冷却系统的设计 　收稿日期 : 2005212231 ;修订日期 : 2006206220 作者简介 : 蒋 　劲 (1979 - ) ,男 ,四川简阳人 ,研究生. 研究方向 :航空宇航推进理论与. 分析 ,可以模拟传热/ 流动的耦合系统 ,包括相互影响 的流体回路、多个热交换部件以及承受不同热载荷的 表面。经过试验验证的法国MBDA 的一维NANCY程 序 ,已经深入应用于主动冷却面板的设计中[4 ] 。其它 还有法国 ONERA 发展的 MOSAR 程序[5 ] ,它和 MARC 程序结合用于再生冷却的设计研究。 　　以上程序的主要缺点是采用一维发动机内流场 的计算结果作为换热计算的输入条件。实际上 ,超燃 冲压发动机不象火箭发动机那样有简单的轴对称结 构 ,其流场具有显著的多维特征。将发动机内部流动 作均匀的一维简化 ,达不到热分析研究的目的和要 求。 　　为了克服上述缺点 ,笔者紧密结合中国空气动力 研究与发展中心吸气式高超声速技术实验室 (CARDC2AHL)发展的超燃冲压发动机三维内流场计 算软件平台 AHL3D 和二维换热分析计算工具 ,建立 了一套热结构设计的计算工具 ,来进行发动机再生冷 却热分析。在二维换热分析计算里采用了基于国内 航空煤油组分测量结果而得到的煤油物性解析表达 式。首先对二维换热分析计算工具进行了验证 ,然后 利用这套热结构设计计算工具来分析 CARDC电弧风 洞上的超燃发动机热结构试验 ,其中冷却剂有水和煤 油。 1 　超燃冲压发动机三维内流场计算平 台 　　CARDC 吸气式高超声速技术实验室的的计算 组 ,从 1997 年开始进行超燃发动机流场的 CFD 研究。 为适应复杂外形和不同燃料 (主要是氢气和碳氢燃 料)化学反应的超燃冲压发动机部件和整机内部流场 的高效、实用的三维大规模并行数值模拟 ,计算组从 2001 年开始研制流场的并行计算软件平台 ,已经对 超燃发动机流场进行了大量的并行计算研究。 　　目前的软件平台 AHL3D 基于 MPI 并行环境 ,运 用时间相关法 ,采用强耦合的全隐式格式有限体积离 散 ,数值求解带化学非平衡流动的全 N2S 方程。该平 台支持完全气体和燃烧化学非平衡流计算、两相流计 算、定常和非定常计算、层流和湍流计算、有喷流和无 喷流计算 ,支持多块网格、错位拼接网格和重叠网格 , 可以求解二维、轴对称或三维全 N2S 方程、欧拉方程 和 PNS方程。现在正进行非结构网格的计算研 究。 　　大量的试验验证和应用表明 ,软件平台具有较高 的计算精度和可靠性 ,不仅可以用于基础理论的研 究 ,而且还可以应用于重大的工程实际问 ,在发动 机的优化设计、快速有效的性能分析和对试验的指导 中 ,发挥了重要的作用。 　　笔者利用 AHL3D 对试验中的发动机内流场进行 数值模拟 ,采用了 10 组分、12 步化学反应和 k2ωTNT 湍流模型。 2 　二维换热分析计算工具 　　AHL3D 的计算流场作为换热分析工具的输入条 件。发动机沿燃气流动方向 ( x 向) 被细分成许多的 站 ,如图 1 所示。图 1 还示意了发动机燃烧室横截 面。把冷却通道局部和相应的发动机燃气内流边界 层外缘局部一一对应 ,从中抽取相应位置的静压、静 温、总温、速度、燃气各组分的质量百分比等流场参 数 ,作为换热分析工具的输入条件。这里假定从燃气 到燃烧室壁的传热 (壁面热流) 只对燃气流动有非常 小的影响。 　　对于一条冷却通道回路 ,冷却剂沿 x 或负 x 方向 来回流动。先计算不同 x 坐标位置的燃气向室壁、 室壁到冷却剂的一维传热 ,其结果作为室壁内二维热 交换的边界条件。然后通过迭代求出这个 x 位置上 的二维温度场截面[2 ] 。 2. 1 　燃气向室壁的传热 　　超燃冲压发动机燃烧室内的流动是高速可压缩 流动 ,传热计算采用的是 Eckert 参考焓方法 (The Eck2 ert reference enthalpy method) [2 ,3 ] 。 图 1 　超燃冲压发动机模型、燃烧室横截面和冷却通道 示意图 Fig. 1 　The sketch of the scramjet model , cross section of its combustor and cooling channel 　　这个方法假设 :整体上 ,变物性的边界层可以用 一个常物性的参考边界层来代替 ,这个参考边界层的 物性参数和一个参考的焓 (或温度)对应。 　　用下标 G表示燃气 , X 表示参考状态 , n 表示站 2 实 　验 　流 　体 　力 　学 　　　　　　　　　　　　　　　(2006)第 20 卷 　 点的序数 , W 表示壁面 , A 表示绝热 , S 表示静止状 态 ,第 n 个站点上燃气的参考焓可表示为 hGXn = 0. 5 ( hGSn + hGWn) + 0. 22 ( hGAWn - hGSn) (1) 上式 hGXn表示燃气的参考焓 , hGSn是燃气的静焓 , hGAWn是燃气恢复焓 , hGWn 是燃气在壁温下的焓。 hGAWn由恢复因子、燃气总焓和燃气静焓决定 ,恢复因 子由参考温度决定。先假设第 n 个站点上的气壁温 度 TGWn ,由 (1)式可以确定参考温度 ,从而确定燃气边 界层参考状态。燃气热力与输运性质由多组分 计算[7 ] ,第 n 个站点上的气壁温度 TGWn结合下面的 热平衡条件来确定。 　　燃气传到气壁的对流热流[6 ]和斯坦顿数 St 有 关 : qc = StGXn ·ρGXnVGSn ( hGAWn - hGWn) (2) 燃气对壁面的辐射热流 qr = σεW , ef (εGT4GSn - aW T4GWn) (3) 其中 qr 为辐射热流 , TGSn为燃气静温 ,εG 为燃气黑 度 , aW 为壁面吸收率 ,εW , ef为壁面有效黑度 ,σ为斯 忒藩2波尔兹曼常数。 　　综合上两式得到第 n 个站点上由燃气传到气壁 的总热流 qn = qc + qr (4) 2. 2 　通过衬层的导热 　　燃烧室衬层把燃烧系统和冷却系统分隔开来。 由傅立叶定律 ,第 n 个站点上通过衬层从气壁到液 壁的热传导热流 : qn = kW δW ( TGWn - TLWn) (5) 其中δW 是燃烧室壁衬层的厚度 , TLWn是冷却剂侧壁 面温度 , kW 是燃烧室壁的导热系数。 2. 3 　由液壁至冷却液的传热[3 ] 　　冷却剂在冷却通道内流动是充分发展湍流流动 , 液壁至冷却剂的换热是管内强制对流换热 ,可以采用 和努塞尔数相关的准则关系式。通常为得到更为准 确的对流换热系数 ,需要再加上几个修正 :二维几何 修正 <2D ,液体物性膜温度变化