亚燃冲压发动机热环境分析研究

2016-09-02韩培培北京动力机械研究所北京100074

军民两用技术与产品 2016年13期

王　慧　韩培培（北京动力机械研究所，北京　100074）

亚燃冲压发动机热环境分析研究

王慧韩培培
（北京动力机械研究所，北京100074）

液体冲压发动机的飞行速度超过马赫数（Ma）3时，气动加热情况急剧增加，高速带来的高温问题就会给冲压发动机的结构设计和设备布局带来困难。高速飞行的冲压发动机热环境主要由动力系统和气动加热两部分组成。按照传统的传热计算方法，可确定燃烧室部位的热环境数据，气动加热则与工作条件、飞行状态密切相关，在工程应用方面还需要考虑环境温度、太阳辐射、飞行器的颜色、冲击波等条件。

液体冲压发动机，热环境，分析

目前，亚燃冲压发动机正朝着飞行高度更高、速度更快、工作时间更长的方向发展，当飞行器速度超过马赫数（Ma）3时，气动加热情况就会急剧增加，而且随着马赫数的增加，气动热流会成幂次方增加。高速带来的高温问题给冲压发动机的结构设计和设备布置带来了巨大挑战，制约着新型冲压发动机的工程化实现，亟需对冲压发动机的热环境及结构隔热技术进行研究。

1　热环境理论分析

高速飞行的冲压发动机的热环境主要由动力系统和气动加热两部分构成。动力系统的热环境较为简单，只要发动机燃烧室的参数确定了，按照传统的传热计算方法，就可确定燃烧室部位的热环境数据；气动加热则与工作条件、飞行状态密切相关，且会随时间变化。为了便于工程化计算及应用，本文选取同种工作条件、飞行状态的最大值作为统计数据，对气动加热的计算方法等进行研究。

气动加热是由于空气的压缩和摩擦而产生的。当一个物体通过空气高速运动时，与物体接触的空气将有相同的速度，而离开物体表面一个很小距离上的空气则是静止的。这样，在这一薄层空气中就形成了很大的速度梯度，内部的摩擦将转换成热。在驻点温度Ts时，气流受压缩，动能完全转换成热能。在其它表面上，空气因剪力受阻滞，在物体为良好绝缘体的情况下，其表面所受的温度通常称为恢复温度Tr。

通过工程计算可得：

式中，T为飞行器结构温度，Q为进入飞行器的热流量，h为传热系数。h取决于空气的物理性质、飞行器表面的温度和飞行条件等的复杂量。h值的大的不连续点通常产生于层流到紊流的转变处，大量较高的h值均和紊流有关。为了计算飞行器的温度分布，计算恢复温度Tr和传热系数h是必要的。

1.1驻点温度Ts

从能量方面考虑，按照强迫对流热转换的飞行器表面的气动加热计算公式为：

式中，J为热功当量；Ta为环境大气温度，单位为K；Ts为驻点温度，单位为K；V为飞行速度；Cp为空气定压比热（假设Ta与Ts之间压力不变）。

从式（2）得驻点温度为：

式中，k为比热比，即定压比热与定容比热之比，k=CP/Cγ；常规空气的k=1.4（在空气中分子成分变化，附面层温度升高后k将变低，逐步向1.2变化）。

根据式（3）可以计算得出飞行器外表的驻点温度。

1.2恢复温度Tr

式中，r为恢复系数，为布朗和雷诺数的函数。在工程计算中，对于层流：r=0.85；对于紊流：r=0.9。

紊流时，恢复温度为：

按照式（5），可以根据飞行的马赫数近似计算出飞行器壁面的气动加热温度。

飞行器的气动加热是集对流、传导和辐射等多种热传递方式于一体的复杂过程，式（4）、式（5）可通过工程化计算得到飞行器表面的驻点温度和恢复温度，但进行详细计算时除高速飞行带来的气动加热外，还需要考虑以下因素。

1.2.1环境温度

地面或海面的环境决定着飞行器内的初始温度。而空中的环境温度是确定当时恢复温度的基本参数，随高度变化而变化。地面或海面的环境温度和地球区域有关，且每天随时间变化，近似按正弦规律变化，如图1所示。

统计资料表明，地面日循环的最大温度为45℃，海面为35℃。不论地面或是海面，一天的最大和最小温度之间的变化约为10℃。这样，一天的平均气温地面和海面分别为40℃和30℃。

图1　陆上地面环境温度日循环

1.2.2太阳辐射

暴露在太阳光辐射下飞行器的温度可能比阴凉处的飞行器温度高25℃以上。图2为日间的温度范围与太阳辐射强度的关系。

图2　日间的温度范围与太阳辐射强度

1.2.3飞行器的颜色

暴露在外面的飞行器外表面因为有不同的颜色，对热的吸收和辐射的反应不同。颜色越深，吸收系数越大，反之亦然。图3给出了一种飞行器在35℃海面最大环境温度下太阳辐射情况。其表面黑色（吸收系数为1.0）和白色（吸收系数为0.2）之间的温度差别接近27℃。

图3　在35℃海面最大环境温度下太阳辐射

1.2.4飞行高度

高空大气环境温度低，大气稀薄，与飞行在同一马赫数情况下的低空相比，气动加热要轻。而低空高速飞行时气动加热要更为严重。

1.2.5飞行时间

亚声速飞行器一般没有气动加热问题，与飞行时间无关。而在高马赫数（一般大于Ma 2.5）下飞行时，时间越长，气动加热温度越高。因为在一般情况下，飞行器表面的气动加热速度大于飞行器对热的传导、散热速度，因此，在高马赫数下飞行，通常在短时间内飞行器表面温度就会急速升高。但到一定时间，加热的速度与散热的速度相平衡，不再升温，这就是该马赫数下的平衡温度。如果飞行器能够承受这个温度，就可在该马赫数下进行长时间的飞行，否则，就要缩短飞行器的飞行工作时间。

1.2.6冲击波

飞行器在进行超声速飞行时，会在头部、进气道口、翼部等产生激波，激波的形状随马赫数变换。激波打在飞行器上，会造成局部气体压缩，使表面的压力分布和加热速率发生很大变化，造成局部剧烈升温，如图4所示。

图4　激波与升温的关系示意图

综上所述，利用工程计算方法计算飞行器的气动加热情况时，要充分考虑以上6种因素，给出一定的计算裕度，确保飞行器的工作安全。

2　冲压发动机热环境分析

随着飞行器飞行高度的增加、飞行速度的加快，为了获得良好的气动外形，由冲压发动机提供动力的飞行器通常采用一体化设计，冲压发动机作为飞行器后部主要结构，外部结构直接接触飞行器外部的高速气流，在常规条件下，根据冲压发动机的结构形式，驻点温度和恢复温度可作为冲压发动机外表的温度边界条件。

在冲压发动机研究过程中，对舱段温度进行了理论计算分析，并在试验中进行了实际测量，数据对比分析情况如图5所示，理论计算数据与实测数据趋势相同。

图5　舱段温度理论计算及实测数据对比情况

根据飞行试验外弹道数据，飞行试验中最大飞行速度为Ma 3.58，飞行高度为16.01km。按照式（5）理论计算得舱段外表温度为443℃，飞行遥测所得舱段内表面温度为400℃，两个数据间存在薄壁结构热传导问题。

冲压发动机结构处于飞行器后部，在综合飞行条件下（攻角、侧滑角等），冲压发动机表面往往处于紊流区；冲压发动机外表面受飞行温度、辐射、激波等条件的影响，不同型号的冲压发动机在不同部位的真实温度数据存在一定的差别，为了开展冲压发动机热结构和热防护设计，需要获得冲压发动机温度边界条件。

综合考虑，利用式（5）计算获得冲压发动机在不同飞行条件下的外表面温度数据，如表1所示；不同型号的飞行器在具体应用时还可根据发动机的结构特点及飞行姿态等对数据进行修正。

表1　冲压发动机舱段外表面温度数据汇总表（单位：℃）

速度（Ma）高度（m）　3　3.5　4　4.5　5 15000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 16000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 17000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 18000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 19000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 20000　294.8　421.5　567.8　733.6　918.9 21000　297.4　424.7　571.7　738.2　924.4 22000　299.7　427.6　575.2　742.4　929.3 23000　302.4　430.8　579.0　747.0　934.8 24000　304.7　433.7　582.5　751.2　939.8 25000　307.3　436.9　586.4　755.9　945.3