攻角变化对液体冲压发动机性能影响分析

温瑞珩，李 健

（92941部队，葫芦岛，125001）

0 引 言

液体冲压发动机具有结构简单、体积小、在高速飞行时效率高以及经济性好等特点，是临近空间超声速或高超声速飞行的首选动力装置，得到广泛应用[1]。冲压发动机的基本结构主要是进气道、燃烧室、尾喷管、燃油系统等。其中进气道性能、燃油系统性能、热防护性能等的优劣，对液体冲压发动机的性能起到重要的作用。

目前国内外对超声速飞行器和导弹用各种类型的进气道性能开展了大量的研究。文献[2]对某二元混压式进气道在小攻角范围内的流场特性进行了较为详细的数值模拟，结果表明：结尾正激波随攻角的增大逐渐靠近唇口，当攻角为7°时，处于迎风侧进气道内的正激波被推出唇口，总压恢复系数和流量系数随攻角的增大均有所下降；文献[3]对超燃冲压发动机进气道内流场的研究表明，当正攻角大于5°时进气道产生溢流，流量捕获能力下降；文献[4]、[5]对高超声速进气道的启动特性的研究表明，攻角变化对进气道性能会产生较大影响；文献[6]通过对燃油流量跟随调节等特性的研究，提出一种改善燃油调节动态特性的措施；文献[7]对冲压发动机燃油供给开展了研究，提出将传统PID控制技术与模糊控制技术相结合，应用于冲压发动机燃料供给控制系统的设计方法，可较好地提高发动机的效率；文献[8]通过对冲压发动机热防护问题的研究，提出通过发展新型耐热材料、采用先进的复合冷却方式等来解决冲压发动机热防护问题，但对于攻角变化对发动机热防护性能的影响，未见相关文献报道。

本文以定尺寸二元X形进气道液体冲压发动机为例，分别就攻角变化对进气道性能影响进行分析，以及大攻角引发亚临界状态下对发动机的供油性能及热防护性能影响进行研究。研究结果旨在为液体冲压发动机设计及鉴定提供参考。

1 攻角变化对进气道性能的影响

进气道作为冲压发动机的重要部件，主要作用是捕获和压缩迎面高速气流，把高速气流的动能转变为压力能，并为燃烧室提供一定流量、速度和均匀度的气体流场，保证燃烧室内的燃烧和流动。马赫数为5～7的碳氢燃料超燃冲压发动机，进气道每提高 1%的压缩效率发动机比冲约增加 3%～5%，因此进气道性能直接影响着发动机的性能[9]。

通过进气道相对性能参数的变化，即不同攻角进气道性能参数与设计点性能参数的比值变化，来分析攻角变化对二元X形进气道的性能影响。图1和图2分别为无侧滑角情况下，不同攻角的进气道相对总压恢复系数σ和相对流量系数Φ的变化曲线。由于此类型进气道具有轴对称性，正攻角与负攻角情况下，进气道的特性是一致的，因此仅对正攻角情况进行讨论。

图1 不同攻角进气道相对总压恢复系数曲线Fig.1 Curve of Relative Total Pressure Recovery Coefficient of Inlet with Different Angles of Attack

由图1可知，随着进气道攻角的增加，相对总压恢复系数总体呈下降趋势。在0～6°攻角范围内，相对总压恢复系数下降较为缓慢，是因为总压损失较慢；在攻角大于6°时，相对总压恢复系数快速下降，主要原因是随着攻角的增大，总压损失快速增大所致，此时进气道总压恢复系数同步快速下降，直接影响发动机的推力快速下降[10]。

图2 不同攻角进气道相对流量系数曲线Fig.2 Curve of Relative Flow Coefficient of Inlet with Different Angles of Attack

由图2可知，随着进气道攻角的增加，在0～6°攻角范围内，相对流量系数没有较大变化，其原因是虽然背风进气道随着攻角增大空气捕获流量减少，但是迎风进气道空气捕获流量增大，总空气捕获流量变化较小，因此流量系数没有较大变化；在攻角大于6°时，相对流量系数下降较快，说明进气道流量系数也在快速下降，其原因是进气道总空气捕获流量快速减少。

由于发动机为二元四进气道的超声速进气道，其工作原理是将来流通过超声段、喉道、亚声段内的结尾正激波减速增压，转化为亚声速流动。通过风洞试验可知，随着攻角的进一步增大，流量系数进一步下降，背风进气道中的一个进气道率先进入亚临界状态。原因是由于进气道下游压力过高，结尾正激波逆流向前移动，脱离进气道外罩唇口与口外斜激波相互作用形成脱体弓形波，因此将发生亚临界状态。发生亚临界的进气道会出现亚声速溢流，压力和流量的降低程度会更大[11,12]。随着亚临界程度的加深，在进气道内产生低频、大幅度的纵向压力脉动，从而引起喘振。

2 攻角变化对发动机燃油供给的影响

发动机的燃油系统按照设计的流量控制规律，将燃油以一定的角度、速度和压力通过喷油环喷射到燃烧室中，与来自进气道的空气流混合燃烧，保证发动机正常工作，获得导弹飞行所需的推力，工作原理如图3所示。当进气道攻角变化时，燃油轨迹将发生变化。

图3 发动机工作原理示意Fig.3 Schematic Diagram of Ramjet Working Principle

图4是攻角为α时的喷油环射流轨迹如图4所示。

图4 进气道攻角为α时的喷油射流轨迹示意Fig.4 Schematic Diagram of Jet Trajectory with an Inlet Angle of Attck of αVf0—燃油喷射初始速度；Va—进气道出口气流速度（Va1，Va2为Va的两个速度分量，其中：Va1—进气道出口径向向外速度，Va2—沿主流方向并与Vf0垂直速度）；Vf—燃油喷射合速度；θ—Vf方向与Va1方向的夹角

假设进气道出口气流速度Va的马赫数为0.8，燃油喷射初始速度 Vf0的马赫数为 0.3，燃油喷射锥角度为60°，分别取攻角α为0°、2°、4°和6°，计算不同攻角时的Va1，Va2和θ，计算结果如表1所示。

表1 不同攻角时的参数值Tab.1 Parameter Values at Different Angles of Attack

由图4和表1可知，随着攻角α的增大，气流速度Va向径向偏移，速度分量Va1逐渐增大，相应的速度分量Va2逐渐减小，θ角逐渐减小，燃油喷射合速度Vf向径向方向偏移。当攻角大于6°时，进气道性能快速下降，引发亚临界。当发动机进入亚临界后，迎风进气道来流速度Va相对较高，气流径向分速度Va1较大，部分燃油会随径向气流沿 Vf方向进入冷却通道。而背风进气道由于亚临界出现溢流，进气道出口流速较低，气流轴向分速度比较小，燃油喷射液滴的穿透深度增大，同样会出现部分燃油进入冷却通道的情况。这是因为一方面进入发动机燃烧室的燃油减少，影响发动机的推力；另一方面进入冷却通道中的部分燃油，可能被点燃破坏发动机的冷却系统。

3 攻角变化对发动机冷却系统性能的影响

发动机主要由进气道、燃烧室组件、点火装置、燃油系统、尾喷管等组成，而燃烧室组件又包括燃烧室壳体、火焰稳定器、火焰筒等，结构示意如图5所示。发动机工作时，高速空气流经进气道、中心锥（楔板）等扩压器组件，减速增压后进入燃烧室。当气流进入燃烧室入口时，经内衬筒分配，一部分进入火焰筒内与燃油系统按照一定控制规律所供燃油混合燃烧，产生具有一定压力的高温燃气，经尾喷管膨胀加速，高速喷出，获得反作用推力，推动导弹飞行；另一部分进入火焰筒与燃烧室壳体之间的冷却通道，对火焰筒起到保护作用。

图5 发动机结构示意Fig.5 Schematic Diagram of Ramjet Construction

对于液体冲压发动机而言，发动机壳体的冷却主要通过两个途径实现，一是自身的隔热作用，二是火焰筒与燃烧室壳体之间的冷却通道中的气流冷却作用。当发动机工作时，高速气流进入燃烧室，经内衬筒分配，一部分气流进入火焰筒内与喷射燃油混和燃烧，生成高温燃气喷出，另一部分气流进入火焰筒与燃烧室壳体之间的冷却通道，起到冷却作用。另外由于火焰筒中燃气流速高于冷却通道中的气体流速，从而造成火焰筒内外压差，因此冷却通道中的冷气流会通过火焰筒气膜孔和火焰筒间缝隙流入火焰筒内的燃气中，在高温燃气的作用下，冷气流弯曲并覆盖于火焰筒内表面，形成具有冷却和隔热作用的贴壁气膜，从而起到对火焰筒的冷却作用，降低内壁面温度，对火焰筒起保护作用，如图6所示。如果冷却系统失效，将导致发动机壳体过热破坏。

图6 气膜形成示意Fig.6 Schematic Diagram of Air Film Formation

由图6可知，当攻角大于6°时液体冲压发动机出现亚临界状态，部分燃油可能进入冷却通道。通常情况燃油燃烧，需要满足合适油气比、稳定的火焰、持续时间等条件才具备燃烧可能。如果发生发动机二次点火，不仅点燃主流区没有燃烧的燃油，还可能会点燃进入冷却通道中的燃油，燃油在冷却通道内的燃烧可能造成壳体过热、火焰筒损伤，同时破坏气膜冷却结构，使火焰筒直接接触燃烧室内高温高速燃气，并在其作用下导致损坏扩展，进一步造成火焰筒烧穿。当火焰筒烧穿后，发动机壳体在高温高压燃气的作用下，最终导致结构破坏。

4 结束语

本文基于液体冲压发动机的结构和工作原理，通过攻角变化对进气道性能的影响以及进气道亚临界后攻角变化对发动机供油情况、冷却系统的影响进行了分析，得出如下结论：

a）攻角变化在0～6°范围内，进气道性能变化较小，当攻角大于6°时总压恢复系数和流量系数会快速下降，造成进气道进发不匹配，从而导致亚临界状态，进而引起喘振；

b）大攻角引发亚临界状态下，燃油系统部分燃油会随着气流卷入发动机的冷却通道，如果燃油被二次点火点燃，发动机的冷却结构将被破坏，冷却系统失效导致发动机结构破坏。

基于以上分析，在满足导弹或飞行器使用性能的前提下，对于液体冲压发动机的设计鉴定应关注：首先适宜减小攻角变化，避免亚临界发生；其次在大攻角状态下，不进行发动机二次点火；再次在燃油系统供油控制中，引入攻角变化参数进行供油律调整。但是当姿态角增大自调节降低供油时，势必以牺牲速度为代价，因此对于姿态角与供油控制的相互协调还需进一步研究。