超燃冲压发动机喷管流场及性能研究现状及展望

摘要：随着航空科技的发展，高超声速飞行器研究逐渐成为航空领域研究的热门。其中超燃冲压发动机因其结构简单，同时在高马赫数环境下有着较大的推重比和较高的稳定性，因此它是高超声速飞行器的主要动力装置。超燃冲压发动机的喷管作为发动机提供推力的部件，近年来对它的研究也十分火热。本文将对超燃冲压发动机喷管领域的国内外的研究现状及前景进行详细的分析。

[关键词]超燃冲压发动机;推重比;喷管;前景

[中图分类号]V231.3[文献标识码]A[文章编号]

引言

超燃冲压发动机作为高超声速飞行器研究的重要领域，它的发展不仅是我国航空航天技术发展的标志，更是我国迈入航空强国的重要基石 [1，2]。超燃冲压发动机主要结构包括由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管四部分，构型上采用飞行器机体一体化设计，将飞行器的下表面作为进气道和尾喷管的上壁面，以减少迎风面积和重量[3-5]。它相比于传统的涡喷、涡扇发动机，不具有叶轮机结构，所以它在高马赫数环境下稳定性更高，并具有更高的机械效率。发动机喷管作为提供推力的主要部件，为了进一步提升发动机的性能，国内外开展了许多相关的实验来研究不同外界条件对喷管性能的影响。

1.国内外研究进展

1.1.国内研究进展

国内对该领域的研究手段大多是以仿真实验为主，使用的软件主要是计算流体力学软件FLUENT软件，国内许多大学在该领域的研究也有一定程度的进展：空军工程大学做过超燃冲压发动机的喷管二维流场的数值计算，实验设定飞行马赫数为6，喷管入口马赫数分别为1、1.25、1.5、1.75和2的五种工况，得到了各个工况下喷管的推力和升力，来论证不同入口马赫数对喷管性能的影响[6-7]。

1.2.国外研究进展

国外在该领域的研究手段主要以风洞实验为主。在日本国家航空航天实验室曾经做过超燃冲压发动机喷管的高速风洞实验，风洞中的自由流马赫数最高可以达到10，喷管入口利用加压的空气来模拟实习情况下的高温高压燃气。实验通过纹影法得到了喷管流场的激波分布情况，并且通过改变侧壁面的形状来研究喷管侧壁的结构参数对喷管性能影响的规律[8]。

2以往超燃冲压发动机喷管研究存在的问题

以往超燃冲压发动机喷管研究的不足之处主要有以下两点：（1）研究方向较为单一：前几年国内外该领域的研究，无论是仿真实验还是实体实验，大多都围绕着不同的外界条件或是几何构型对喷管性能的影响，很少有对于喷管流场结构特性做深入的理论研究。（2）实验条件与实际情况差别较大：前几年该领域的仿真实验大多基于二维流场，而二维流场的结果很难描绘出喷管实际的工作状况。而在风洞实验中，进入喷管入口的气流都是加压的以室温空气，而在实际工作状况下进入喷管的气流是高温高压的燃气，因此气流组分的巨大差异也使得实验数据的可信度较低。

3研究的现状及发展趋势

关于仿真实验，由于以往计算机运算能力的限制，无法对网格数过多的网格进行数值计算，导致之前的数值计算只能对二维网格进行运算，即使有些人做了三维流场计算，还要降低网格的数量，这些问题都导致仿真结果的可信度偏低。而随着计算机运算能力的增强，大多数计算机已经逐渐可以支持三维流场网格的计算，并且还可以对流场中的气流组分进行配置[9，10];气体的比热容、传热系数等气流特征参数也可以不设置成定值，能够实现将这些参数设置成随某个流场参数变化的函数。关于实体实验，近些年随着测量技术的发展，通过实验采集到的数据精确度越来越高，能够满足许多高精度实验的需求。

4 未来研究方向的展望

随着计算能力的提升和软件功能的增强，在仿真实验的领域，相应的数值计算就不能只停留在定常流场，未来可以对喷管非定常流场做数值计算，来研究喷管流场随时间变化的规律，这样不仅可以对喷管性能随时间的变化规律进行分析，还能够进一步研究非定常状态下激波、膨胀波随时间的变化情况;以及喷管流场随时间变化时是否会出现振荡现象。在风洞实验方面，随着风洞技术的提升，风洞所能提供的气流马赫数越来越高，流速也更加稳定，能夠为喷管实验提供更接近于实际工作状况下的流场环境;并且配套的数据采集系统也更加先进，采集到的数据更精确，这些条件也有利于今后对更高马赫数环境下工作的喷管构型的研发和性能测试工作。

5 总结

本文通过对超燃冲压发动机整机及喷管特点进行介绍，阐述了国内外该领域的研究进展，并通过调查的以往的研究工作，总结了以往研究手段所存在的不足。再通过对当下该领域研究现状的分析，论证了现今的研究手段能够充分解决了以往研究所存在的问题。并通过对目前的发展趋势的分析，对未来该领域研究方向也做了展望，论述了未来该领域研究的主要方向，对今后的研究有一定程度的指导意义。

（参考文献）

[1]李建平. 超燃冲压发动机尾喷管设计性能研究[D]. 西安： 西北工业大学， 2006.

[2]晏至辉， 刘卫东. 超燃冲压发动机尾喷管数值分析[J]. 导弹与航天运载技术， 2006， 285（5）： 50-52.

[3]Candon M J， Ogawa H. Thrust augmentation optimization through supersonic after-burning in scramjet engine nozzles via surrogate-assisted evolutionary algorithms[J]. Acta Astronautica， 2015， 116： 132-147.

[4]Hirschen C， Gülhan A， Beck W H， et al. Measurement of flow properties and thrust on scramjet nozzle using pressure-sensitive paint [J]. Journal of Propulsion and Power， 2009， 25（2）：267-280.

[5]Hirschen C， Gülhan  A. Infrared thermography and pitot pressure measurements of a scramjet nozzle flowfield [J]. Journal of Propulsion and Power， 2009， 25（5）：1108-1120.

[6]文 科，李旭昌， 马岑睿， 等. 不同入口马赫数对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响研究[J]. 火箭推进， 2011， 37（3）： 18-21.

[7]黄  伟， 罗世彬， 王振国. 超燃冲压发动机尾喷管构型参数灵敏度分析[J]. 推进技术， 2009， 30（6）： 691-695.

[8] Shigeya W. Scramjet nozzle experiment with hypersonic external flow[J]. Journal of Propulsion and Power， 1993， 9（4）： 521-528.

[9]王晓栋， 乐嘉陵. 入口温度剖面对喷管流场结构的影响[J]. 推进技术， 2002， 23（4）： 283-286.

作者简介：齐晓航（1994-）男，汉族，籍贯：天津，硕士研究生，研究方向：航空宇航推进理论与工程。