梁俊龍，王玉峰，張貴田

(1.西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710072； 2.西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

基于流場(chǎng)探測(cè)的發(fā)動(dòng)機(jī)喘振控制仿真研究

梁俊龍1，王玉峰2，張貴田1

(1.西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710072； 2.西安航天動(dòng)力研究所，陜西 西安 710100)

為使沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能最優(yōu)并始終工作在安全狀態(tài)，需要使其工作的喘振裕度最小且在喘振邊界內(nèi)。在喘振邊界安裝一種能夠準(zhǔn)確分辨超聲速或亞聲速流場(chǎng)狀態(tài)的流場(chǎng)探測(cè)裝置，控制進(jìn)氣道結(jié)尾激波位置。針對(duì)一維變截面流動(dòng)控制方程，研究了流場(chǎng)探測(cè)裝置的安裝位置，以及激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后控制系統(tǒng)的減油規(guī)律。仿真研究結(jié)果表明，用試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正理論仿真的方法可以準(zhǔn)確地捕捉進(jìn)氣道結(jié)尾激波，同時(shí)根據(jù)某型沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)臨界喘振裕度，確定了流場(chǎng)探測(cè)裝置安裝位置位于距進(jìn)氣道錐尖的距離；進(jìn)氣道沿程壓力跟隨發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量的變化而變化，壓力波傳播時(shí)間相對(duì)于燃油調(diào)節(jié)時(shí)間可以忽略；由于進(jìn)氣道內(nèi)激波前后運(yùn)動(dòng)存在明顯的壓力滯環(huán)現(xiàn)象，當(dāng)激波越過(guò)喘振邊界時(shí)，進(jìn)氣道出口壓力會(huì)進(jìn)一步上升，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振危險(xiǎn)加大，應(yīng)使用加速電磁閥快速減小燃油流量，控制激波回到安全區(qū)域。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；激波探測(cè)；喘振控制；仿真

0 引言

液體亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，來(lái)流狀態(tài)參數(shù)和燃燒室供油流量的變化會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道結(jié)尾激波的前后運(yùn)動(dòng)。當(dāng)結(jié)尾激波向進(jìn)氣道出口方向運(yùn)動(dòng)時(shí)，進(jìn)氣道喘振裕度增大，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)降低，發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降；當(dāng)結(jié)尾激波向進(jìn)氣道唇口方向運(yùn)動(dòng)時(shí)，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)提高，發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高。然而，一旦進(jìn)氣道結(jié)尾激波越過(guò)進(jìn)氣道喉道，發(fā)動(dòng)機(jī)很容易進(jìn)入喘振狀態(tài)。因此，為保證發(fā)動(dòng)機(jī)始終工作在安全狀態(tài)，發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮喘振保護(hù)邊界限制條件。

超聲速進(jìn)氣道的喘振現(xiàn)象自1944年Oswatitsch[1]發(fā)現(xiàn)以來(lái)，一直備受科技工作者的重視。人們進(jìn)行了大量的理論分析[2]、數(shù)值研究[3-5]和試驗(yàn)研究[6-11]工作，給出了進(jìn)氣道的喘振特征、喘振發(fā)展以及喘振時(shí)進(jìn)氣道唇口和喉道段流動(dòng)特征的研究結(jié)果。在喘振機(jī)理研究上，研究者基本上都認(rèn)為喘振是由氣流分離引起正激波振蕩這一機(jī)理，引起氣流分離的原因可能是壓縮面氣流分離或斜激波與正激波相交，在交點(diǎn)處出現(xiàn)一個(gè)上下速度不連續(xù)的滑流層而產(chǎn)生的。由于喘振的危害性巨大，發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律必須考慮喘振保護(hù)，國(guó)內(nèi)外進(jìn)行了大量的喘振控制[12-17]，一般都是將發(fā)動(dòng)機(jī)偏差模型、進(jìn)氣道及導(dǎo)彈或飛行器模型綜合在一起，構(gòu)成導(dǎo)彈或飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化數(shù)學(xué)模型而進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)喘振保護(hù)控制。

本文主要是基于一種流場(chǎng)探測(cè)裝置來(lái)辨別流場(chǎng)狀態(tài)，該裝置是具有特定氣動(dòng)型面的微型氣動(dòng)元件，試驗(yàn)表明對(duì)探測(cè)主流場(chǎng)擾動(dòng)可以忽略，一般安裝在主流道的徑向中心位置，通過(guò)測(cè)量氣動(dòng)元件不同位置的壓力可以準(zhǔn)確分辨出所處的流場(chǎng)狀態(tài)為超聲速流場(chǎng)或亞聲速流場(chǎng)。當(dāng)流場(chǎng)探測(cè)裝置處于超聲速流場(chǎng)時(shí)，認(rèn)為發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)比較安全；當(dāng)流場(chǎng)探測(cè)裝置處于亞聲速流場(chǎng)時(shí)，表明激波已越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置向唇口方向運(yùn)動(dòng)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入危險(xiǎn)工作狀態(tài)。采用基于流場(chǎng)探測(cè)裝置的喘振控制，可以對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作的超臨界狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)控制，使沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能發(fā)揮至最優(yōu)。本文通過(guò)數(shù)值方法研究了在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室背壓擾動(dòng)下流場(chǎng)探測(cè)裝置的安裝位置，以及激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后控制系統(tǒng)的減油規(guī)律，以保證激波可以重新回到安全位置。

1 計(jì)算模型、控制方程及計(jì)算方法

1.1 計(jì)算模型

計(jì)算模型為軸對(duì)稱頭部進(jìn)氣固定幾何結(jié)構(gòu)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道喉道至進(jìn)氣道出口段。圖1給出了計(jì)算模型的截面幾何流通面積隨軸向相對(duì)位置的變化曲線，其中，坐標(biāo)原點(diǎn)為進(jìn)氣道的理論錐尖，x軸為軸向相對(duì)位置(當(dāng)前位置與進(jìn)氣道長(zhǎng)度的比值)，y軸為截面幾何流通面積。

1.2 控制方程

為簡(jiǎn)化分析，假設(shè)氣體為理想氣體，一維變截面無(wú)粘流動(dòng)的控制方程為：

(1)

為數(shù)值計(jì)算的統(tǒng)一性和一般性，對(duì)控制方程進(jìn)行無(wú)量綱化，取喉部面積、入口密度、聲速和進(jìn)氣道長(zhǎng)度作為參考值，對(duì)面積、密度、速度、時(shí)間及長(zhǎng)度進(jìn)行無(wú)量綱化。令：

(2)

方程經(jīng)無(wú)量綱化處理后，為簡(jiǎn)化方程，令:

(3)

經(jīng)過(guò)上述簡(jiǎn)化，控制方程可簡(jiǎn)化為：

(4)

令U=[u1,u2,u3]T，F(xiàn)=[f1,f2,f3]T，J=[j1,j2,j3]T，則控制方程可進(jìn)一步簡(jiǎn)化為：

?U/?t+?F/?x′=J

(5)

1.3 計(jì)算方法

利用二階精度的空間Marcomack格式進(jìn)行求解，該格式包括預(yù)測(cè)步和校正步，計(jì)算格式如下：

(6)

其中，粘性修正項(xiàng)為：

(7)

式中常數(shù)Cx為粘性修正系數(shù)，通常取0～1，數(shù)值越大粘性耗散越強(qiáng)，數(shù)值穩(wěn)定性越好。

時(shí)間和空間步長(zhǎng)應(yīng)當(dāng)滿足CFL條件。進(jìn)氣道入口為超音速氣流，入口邊界條件固定；出口為亞音速狀態(tài)，給定壓力、密度或者速度三者中的任意一個(gè)均可，文中給定出口壓力。

入口的邊界條件為：

(8)

亞音速出口邊界條件為：

(9)

對(duì)于固定幾何結(jié)構(gòu)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能發(fā)揮最好、喘振余量最小的點(diǎn)，而對(duì)于其他工作狀態(tài)點(diǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)均工作在超臨界工作工作，因此，本文的研究著重關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)狀態(tài)點(diǎn)。

選取發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的高度和馬赫數(shù)狀態(tài)點(diǎn)，根據(jù)該狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)氣道吹風(fēng)的試驗(yàn)結(jié)果，在出口背壓為0.85 MPa時(shí)進(jìn)氣道處于臨界工作狀態(tài)。計(jì)算采用的CFL數(shù)為0.6，人工粘性系數(shù)選取為0.6，收斂標(biāo)準(zhǔn)為密度殘差小于10-5。

在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)點(diǎn)的臨界工作狀態(tài)時(shí)，圖2給出了計(jì)算得到的進(jìn)氣道沿程馬赫數(shù)隨軸向位置的變化曲線。可以看出，結(jié)尾激波前的馬赫數(shù)在1.8左右，進(jìn)氣道出口直段馬赫數(shù)約為0.432。進(jìn)氣道結(jié)尾激波距進(jìn)氣道錐尖的相對(duì)位置為0.227，距進(jìn)氣道喉部的相對(duì)位置為0.124，激波位置距離進(jìn)氣道喉部較遠(yuǎn)，此時(shí)進(jìn)氣道處于超臨界而非臨界工作狀態(tài)，出現(xiàn)此現(xiàn)象的原因主要是沒(méi)有考慮進(jìn)氣道內(nèi)的摩擦阻力損失。

為確保計(jì)算的精確性，在控制方程中增加了摩摩擦阻力項(xiàng)，公式(1)中的動(dòng)量方程的右端項(xiàng)變?yōu)椋?/p>

(10)

f=f1(lgRe)-2.58/(1+0.5Ma2)0.467

為了確定摩擦阻力系數(shù)值，以發(fā)動(dòng)機(jī)處于該工作高度和馬赫數(shù)狀態(tài)時(shí)進(jìn)氣道臨界狀態(tài)為標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)，來(lái)計(jì)算摩擦阻力系數(shù)值。圖3給出了在不同的摩擦阻力系數(shù)下進(jìn)氣道的激波位置?？梢钥闯?，當(dāng)摩擦阻力系數(shù)取為a2時(shí)，激波位置位于進(jìn)氣道喉道位置，與臨界狀態(tài)進(jìn)氣道的激波位置一致。因此，下文計(jì)算時(shí)選取的摩阻系數(shù)為a2。

2 仿真計(jì)算及結(jié)果分析

2.1 流場(chǎng)探測(cè)裝置安裝位置仿真研究

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求增大使燃燒室供油流量增大、室壓提高時(shí)，進(jìn)氣道結(jié)尾激波位置前移越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置時(shí)，探測(cè)裝置能夠及時(shí)準(zhǔn)確地捕捉到流場(chǎng)狀態(tài)的變化，并開(kāi)始使發(fā)動(dòng)機(jī)按預(yù)定的供油規(guī)律減少燃燒室的供油流量，必要時(shí)該燃油流量需要持續(xù)一定時(shí)間。如果激波仍然沒(méi)有返回到安全位置，在該油量基礎(chǔ)上進(jìn)一步減少燃油流量。

根據(jù)上述喘振控制規(guī)律的要求，流場(chǎng)探測(cè)裝置位置應(yīng)該為發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)高度和馬赫數(shù)時(shí)進(jìn)氣道工作在臨界喘振裕量時(shí)的進(jìn)氣道結(jié)尾激波位置。由進(jìn)氣道吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果，在該馬赫數(shù)下進(jìn)氣道出口壓力為0.795 MPa時(shí)達(dá)到臨界喘振裕量，由定常計(jì)算結(jié)果可得進(jìn)氣道的激波位置見(jiàn)圖4。可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到臨界喘振裕度時(shí)的結(jié)尾激波位置約在距進(jìn)氣道頭錐的相對(duì)位置為0.192，該位置就是流場(chǎng)探測(cè)裝置的安裝位置，也就是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的喘振保護(hù)邊界，此時(shí)進(jìn)氣道的出口平直段的馬赫數(shù)約為0.454。

2.2 燃燒室壓力變化時(shí)進(jìn)氣道的壓力響應(yīng)特性

對(duì)于工作在某個(gè)確定狀態(tài)的固定幾何結(jié)構(gòu)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)，發(fā)動(dòng)機(jī)供油流量的突然增加會(huì)導(dǎo)致燃燒室壓力的突然躍升。這里仿真計(jì)算進(jìn)氣道的壓力響應(yīng)特性時(shí)暫不考慮燃油調(diào)節(jié)裝置的控制調(diào)節(jié)時(shí)間，首先假定燃燒室壓力階躍增加。下面對(duì)不同的燃燒室壓力擾動(dòng)下進(jìn)氣道沿程壓力的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性進(jìn)行了研究。

在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)的臨界喘振余量下，燃燒室壓力階躍變化3%，6%及9%，圖5距進(jìn)氣道錐尖軸向相對(duì)位置0.186處壓力測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)情況。

該處壓力測(cè)點(diǎn)位于結(jié)尾激波前，由圖5可以看出，當(dāng)進(jìn)氣道出口壓力階躍變化時(shí)，經(jīng)過(guò)一定時(shí)間后，激波越過(guò)該測(cè)點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)壓力迅速升高。但是，不同的燃燒室壓力擾動(dòng)量，同一測(cè)點(diǎn)壓力擾動(dòng)的時(shí)滯是不同的。對(duì)于3%，6%及9%的壓力擾動(dòng)，其時(shí)間延遲分別為0.0153 s，0.013 85 s和0.013 25 s。壓力擾動(dòng)量越大，時(shí)間延遲越小；壓力擾動(dòng)波在通道內(nèi)的傳播速度與當(dāng)?shù)芈曀俸图げㄟ\(yùn)動(dòng)時(shí)間有關(guān)，而激波運(yùn)動(dòng)速度與激波前后壓比關(guān)系較大，當(dāng)擾動(dòng)量較大時(shí)，壓比較大，故激波運(yùn)動(dòng)速度較快，時(shí)間延遲較短。

當(dāng)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作時(shí)，由燃油調(diào)節(jié)指令發(fā)出到燃燒室室壓爬升到額定值，該過(guò)程中室壓的變化并非是階躍增加的。圖6給出了某次發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中燃油流量調(diào)節(jié)指令和實(shí)際的燃油流量調(diào)節(jié)曲線，可以看出，實(shí)際燃油流量調(diào)節(jié)相對(duì)指令延遲0.1 s，從2.5 kg/s到3.0 kg/s耗時(shí)0.25 s，相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油調(diào)節(jié)控制時(shí)間，進(jìn)氣道出口壓力擾動(dòng)引起的激波延遲時(shí)間幾乎可以忽略不計(jì)。

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量按一定的調(diào)節(jié)特性調(diào)節(jié)3%的進(jìn)氣道出口壓力時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口壓力按圖8所示的曲線進(jìn)行變化。圖7和圖9中給出了進(jìn)氣道的結(jié)尾激波后(距進(jìn)氣道錐尖相對(duì)位置0.222處)和結(jié)尾激波前(距進(jìn)氣道錐尖相對(duì)位置0.186處)的壓力變化曲線，圖8給出了激波位置隨時(shí)間變化曲線。

由計(jì)算結(jié)果可以看出，當(dāng)進(jìn)氣道出口壓力按發(fā)動(dòng)機(jī)供油控制的某調(diào)節(jié)特性變化時(shí)，結(jié)尾激波后的壓力可以迅速響應(yīng)，其變化趨勢(shì)與出口壓力基本相同。但是，結(jié)尾激波前的壓力在出口壓力開(kāi)始爬升0.15 s后才開(kāi)始爬升，結(jié)果表明燃燒室壓力變化緩慢時(shí)，激波向前的運(yùn)動(dòng)速度較慢。也就是說(shuō)，如果燃燒室的燃油供應(yīng)量增大，從燃油流量開(kāi)始增大到流場(chǎng)探測(cè)裝置監(jiān)測(cè)到激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置所需的時(shí)間較長(zhǎng)，一旦判斷出激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置，也會(huì)有較長(zhǎng)的反應(yīng)時(shí)間來(lái)減小油量，從而使激波重新回到安全位置。

2.3 喘振控制仿真計(jì)算

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油流量增大，燃燒室壓力提高，進(jìn)氣道結(jié)尾激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后，意味著發(fā)動(dòng)機(jī)即將發(fā)動(dòng)機(jī)喘振，此時(shí)需要降低發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的供油流量。喘振控制規(guī)律需要確定激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后的供油流量減小比例以及燃油流量減小的快速性，以給發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考。

在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)，進(jìn)氣道結(jié)尾激波位于距錐尖0.20的相對(duì)位置，進(jìn)氣道處于超臨界工作狀態(tài)。發(fā)動(dòng)機(jī)在此工作狀態(tài)下，先使進(jìn)氣道出口壓力按燃油調(diào)節(jié)的額定速率爬升；當(dāng)流場(chǎng)探測(cè)裝置判斷出激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后，進(jìn)氣道出口壓力按額定速率下降。

圖10和圖11給出了進(jìn)氣道出口壓力變化曲線、進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)探測(cè)裝置處的壓力變化曲線。由計(jì)算結(jié)果可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道出口壓力先爬升，當(dāng)流場(chǎng)探測(cè)裝置判斷出激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后，進(jìn)氣道出口壓力下降，減小幅度為當(dāng)前壓力的3%，進(jìn)氣道出口壓力變化曲線見(jiàn)圖10。從圖11可知，進(jìn)氣道結(jié)尾激波在0.055 s后越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置，控制系統(tǒng)捕捉到激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后，進(jìn)氣道出口壓力開(kāi)始降低，激波位置繼續(xù)前移至距進(jìn)氣道錐尖相對(duì)位置0.186處，0.215 s后激波回到安全位置，從判斷激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置到控制激波回到安全位置的時(shí)間為0.165 s。由流場(chǎng)探測(cè)裝置處的壓力變化可以看出，激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置后，該處壓力有一個(gè)突然躍升，之后，由于背壓開(kāi)始降低，此處壓力也開(kāi)始逐漸降低，直到激波退回時(shí)越過(guò)此點(diǎn)，此處壓力有突然下降。

當(dāng)流場(chǎng)探測(cè)裝置監(jiān)測(cè)到激波進(jìn)入危險(xiǎn)區(qū)后，燃燒室供油流量如果采用加速電磁閥快速調(diào)節(jié)迅速下降，減小幅度為當(dāng)前壓力的3%，則整個(gè)激波位置的控制時(shí)間減小到0.05 s，見(jiàn)圖12和圖13。

上述仿真計(jì)算中，進(jìn)氣道出口壓力爬升規(guī)律均是以PWM電磁閥的額定調(diào)節(jié)能力進(jìn)行確定的。如果導(dǎo)彈或飛行器的機(jī)動(dòng)推力需要快速增大，此時(shí)需要開(kāi)啟加速電磁閥，大速率增加燃油流量，當(dāng)激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置邊界時(shí)，燃油流量以額定速率的減小，進(jìn)氣道出口壓力下降幅度為原壓力的3%，4%，5%及6%，如圖14所示。

圖15給出了流場(chǎng)探測(cè)裝置處的壓力曲線，圖16給出了激波位置曲線，從中可以看出，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油流量快速增大、進(jìn)氣道出口壓力迅速躍升時(shí)，進(jìn)氣道結(jié)尾激波位置前移速度加快，0.02 s后激波越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置，前移至約0.175的相對(duì)位置。此時(shí)，進(jìn)氣道的出口壓力開(kāi)始降低，如果降低的幅度較小(3%和4%)，激波位置往后端運(yùn)動(dòng)一段距離(相對(duì)位置0.180，0.187)，但并不能使激波重新回到流場(chǎng)探測(cè)裝置后的安全位置。只有進(jìn)氣道出口壓力降低到一定的幅度之后(5%)，進(jìn)氣道的結(jié)尾激波才能回到安全的位置。出現(xiàn)上述現(xiàn)象的主要原因是進(jìn)氣道結(jié)尾激波向后越過(guò)探測(cè)元件回到安全位置的壓力(0.786 MPa)要遠(yuǎn)低于激波向前越過(guò)探測(cè)元件的壓力(0.827 MPa)，激波前后運(yùn)動(dòng)存在壓力遲滯環(huán)現(xiàn)象。

前個(gè)算例在計(jì)算時(shí)沒(méi)有考慮發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供應(yīng)控制調(diào)節(jié)系統(tǒng)的延遲時(shí)間，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果取該時(shí)間為0.1 s?？紤]延遲時(shí)間后，進(jìn)氣道出口壓力躍升仍按加速電磁閥快速調(diào)節(jié)速率調(diào)節(jié)，壓力下降仍以燃油流量額定速率減小，仿真結(jié)果見(jiàn)圖17和圖18?？梢钥闯?，當(dāng)進(jìn)氣道出口壓力上升至0.854 MPa時(shí)越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置，此時(shí)進(jìn)氣道出口壓力仍持續(xù)上升，在0.05 s時(shí)升至最大0.863 MPa，此時(shí)激波位置也前傳至距錐尖相對(duì)位置0.132，約0.1 s時(shí)進(jìn)氣道出口壓力開(kāi)始下降，但激波并沒(méi)有馬上后移，而是到0.14 s時(shí)才開(kāi)始后移，當(dāng)進(jìn)氣道出口壓力降低到當(dāng)前進(jìn)氣道出口壓力的9%(即0.79 MPa)及以上時(shí)激波才再次越過(guò)流場(chǎng)探測(cè)裝置回到安全位置?？梢钥闯?，發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的延遲作用使激波前后運(yùn)動(dòng)存在壓力滯環(huán)現(xiàn)象更為明顯。

上述仿真計(jì)算了當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供應(yīng)控制系統(tǒng)以額定、快速調(diào)節(jié)速率調(diào)節(jié)燃油流量進(jìn)氣道出口壓力爬升和下降時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)結(jié)尾激波的響應(yīng)情況，可以看出：

使用PWM電磁閥額定調(diào)節(jié)燃油流量與使用加速電磁閥快速調(diào)節(jié)燃油流量相比，進(jìn)氣道出口壓力爬升時(shí)間常數(shù)從0.055 s降為0.02 s，激波越過(guò)喘振邊界耗時(shí)從0.05 s降為0.025 s，進(jìn)氣道結(jié)尾激波向唇口方向運(yùn)動(dòng)的相對(duì)位移從0.186降為0.175，進(jìn)氣道出口壓力的最大值從0.814 MPa升至0.827 MPa，使激波控制回安全區(qū)域，進(jìn)氣道出口壓力需要更大的降低幅值(從3%增至5%)，然而當(dāng)激波控制回到喘振邊界范圍的安全區(qū)域后，進(jìn)氣道出口壓力的絕對(duì)值基本一致，約為0.79 MPa。

當(dāng)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)燃油供應(yīng)控制系統(tǒng)的延遲時(shí)間后，進(jìn)氣道出口壓力升至更高的0.854 MPa，結(jié)尾激波越過(guò)喘振保護(hù)邊界后進(jìn)一步往危險(xiǎn)方向運(yùn)動(dòng)，結(jié)尾激波的相對(duì)位移從0.175移至0.132，此時(shí)需要大幅降低當(dāng)前進(jìn)氣道出口壓力值(9%)，直到進(jìn)氣道出口壓力值達(dá)到約0.79 MPa時(shí)，激波才控制回到喘振保護(hù)邊界范圍內(nèi)。

3 結(jié)論

本文提出了一種快速確定流場(chǎng)探測(cè)裝置安裝位置及確定激波控制策略的方法，基于該方法對(duì)某型號(hào)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的流場(chǎng)探測(cè)裝置的喘振控制過(guò)程進(jìn)行了仿真研究，得出以下結(jié)論：

1)在一維變截面流動(dòng)控制方程中增加摩擦阻力項(xiàng)可以較為準(zhǔn)確的確定進(jìn)氣道的結(jié)尾激波位置。據(jù)此在某型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)工作高度和馬赫數(shù)下的臨界喘振裕度時(shí)，給出了流場(chǎng)探測(cè)裝置的安裝位置，也即發(fā)動(dòng)機(jī)的喘振保護(hù)邊界，位于距進(jìn)氣道錐尖相對(duì)位置0.192處。

2)當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓力階躍變化時(shí)，進(jìn)氣道喉道下游結(jié)尾激波前壓力響應(yīng)時(shí)間較短，而發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際供油調(diào)節(jié)特性較慢，進(jìn)氣道內(nèi)壓力波傳播時(shí)間相對(duì)于燃油調(diào)節(jié)時(shí)間基本可以忽略。

3)由于進(jìn)氣道內(nèi)激波前后運(yùn)動(dòng)存在明顯的壓力滯環(huán)現(xiàn)象，當(dāng)激波越過(guò)喘振邊界時(shí)，進(jìn)氣道出口壓力會(huì)進(jìn)一步上升，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振危險(xiǎn)加大，此時(shí)應(yīng)使用加速電磁閥快速減小燃油流量使進(jìn)氣道出口壓力降低， 可以快速控制激波回到喘振邊界范圍的安全區(qū)域。

[1] TRAPIERSimon， DECK Sébastien， DUVEAU Philippe， et al. Time-frequency analysis and detection of supersonic inlet buzz [J]. AIAA journal， 2007 45(9)： 7-13.

[2] STERBENTZ W， EVVARD J. Criterions for prediction and control of ramjet flow pulsations：NACA RM E51C27 [R]. USA： NACA， 1951.

[3] NEWSOME R. Numerical simulation of near-critical and unsteady， subcritical inlet flow [J]. AIAA journal， 1984， 22(10)： 1375-1379.

[4] LU P J， JAIN L T. Numerical investigation of inlet buzz flow [J]. Journal of propulsion and power， 1998， 14(1)： 90-100.

[5] TRAPIER S， DECK S， DUVEAU P， et al. Delayed detached-eddy simulation of supersonic inlet buzz： AIAA 2007-4353 [R]. USA： AIAA， 2007.

[6] FERRI A， NUCCI L M. The origin of aerodynamic instability of supersonic inlets at subcritical conditions： NACA RM L50K30 [R]. USA： NACA， 1951.

[7] DAILEY C L. Supersonic diffuser instability [D]. Pasadena， CA： California Inst. of Technology， 1954.

[8] TRIMPI R. A Theory for stability and buzz pulsation amplitude in ramjets and an experimental investigation including scale effects [R]. USA： NACA Rept， 1956.

[9] FISHER S A， NEALE M C， BROOKS A J. On the sub-critical stability of variable ramp intakes at Mach numbers around 2： ARC-R/M-3711 [R]. England： National Gas Turbine Establishment， 1970.

[10] NAGASHIMA T， OBOKATA T， ASANUMA T. Experiment of supersonic air intake buzz [R] Tokyo： Institute of Space and Aeronautical Science， 1972.

[11] HONGPRAPAS Sorarat， KOZAK J D， MOSES Brooks， et al. A small scale experiment for investigating the stability of a supersonic inlet [J]. AIAA journal， 1997， 27： 1031-1037

[12] 孫健國(guó)，黃金泉. 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振裕度自適應(yīng)控制[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 1993.7(3)： 279-282.

[13] 何中偉，張世英. 軸對(duì)稱超音速進(jìn)氣道喘振及其控制[J]. 航空學(xué)報(bào). 1983(2)： 73-82.

[14] OHSHIMA Takao， KANBE Katsuhiro. Control of the intake shock-position in the test rig for ramjet engine： AIAA 1977-2885 [R]. USA： AIAA， 1977.

[15] STERBENTZ W H.， EVVARD J C. Criterions for prediction and control of ram-jet flow pulsations： NACA 3506 [R]. USA： NACA，1955.

[16] CROWL R， DUNBAR W R， WENTWORTH C. Experimental investigation of marquard shock-positioning control unit on a 28-inch ramjet engine： NACA RM E56E09 [R]. USA： NACA，1967.

[17] HURRELLH G， VASU George， DUNBAR W R. Experimental study of shock-positioning method of ram-jet-engine control： NACA RM E55F21 [R]. USA： NACA， 1955.

Simulation research on ramjet buzz control based on flow field detecting technology

LIANG Junlong1， WANG Yufeng2， ZHANG Guitian1

(1. State Key Laboratory of Combustion， Thermal Structure and Inner Flow Field， School of Astronautics， Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072，China； 2. Xi’an Aerospace Propulsion Institute， Xi’an 710100，China)

In order to make the ramjet performance optimization and always work in a security state， the ramjet’s buzz margin should be keep in minimum and within the buzz boundary. A flow field detecting device that can distinguish the supersonic or subsonic flow field status is installed in the buzz boundary to control shock wave location at the intake terminal. Aiming at the one-dimensional variable cross-section flow control equations， the installation position of the flow field detecting device and the fuel reduction law of the control system after the shock wave goes through flow field detecting device are studied in this paper. The simulation result indicates that the method to use the test data to correct theoretical simulation data can accurately catch the shock wave at intake terminal， and according to the critical buzz margin designed for a certain type ramjet， can determine the installation location of the shock exploring device. The pressure along intake changes with the variation of engine’s fuel flow， pressure wave propagation time relative to the fuel regulating time can be ignored. As the existence of the pressure hysteresis phenomenon is obvious before and after the intake shock motion， when the shock goes through the buzz boundary， the pressure at intake exit will rise further， the engine buzz risk increases， and the acceleration electromagnetic valve should be adopted to quickly reduce fuel flow， so as to make the shock wave go back to a safe area.

ramjet；shock wave detection；buzz control；simulation

2016-12-28；

2017-03-19

共用技術(shù)基礎(chǔ)研究項(xiàng)目(304030202)

梁俊龍(1977—)，男，博士，研究領(lǐng)域?yàn)楹娇沼詈酵七M(jìn)理論與工程

V235.213-34

A

1672-9374(2017)06-0061-09

(編輯：馬 杰)