三種二元變幾何超聲速進氣道的調節方案設計及性能對比

劉 雨，謝旅榮，汪 昆

(南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統重點實驗室, 南京 210016)

進氣道是吸氣式飛行器推進系統的重要組成部件，其作用是捕獲、壓縮自由來流，為燃燒室提供滿足一定要求的氣流。進氣道高效高性能地工作是整個飛行系統高效運行的前提[1-3]。

對于寬工作馬赫數范圍的超聲速進氣道，必須保證在整個工作范圍內正常工作。為滿足低來流馬赫數時進氣道能正常起動，要求進氣道的內收縮比較小，但是為了保證高馬赫數時進氣道的性能較好，則要求進氣道的內收縮比要大，以減小總壓損失[4]，由此可見定幾何的進氣道型面難以同時兼顧高低馬赫數下的性能，這種矛盾隨著飛行器工作馬赫數范圍的增大而顯得愈發嚴重。

目前常在進氣道內外部流道處采取諸如抽吸、溢流等手段來降低自起動馬赫數[5-8]，但是這些流場控制措施改善效果有限，仍較難滿足寬馬赫數工作范圍內進氣道保持較高工作性能的要求。變幾何進氣道憑借其寬馬赫數范圍內的高性能優勢受到國內外相關科研人員的重視[9-11]，盡管它存在結構復雜、質量增加等缺點。

針對二元超聲速進氣道，以不同準則出發獲得不同的壓縮楔面調節規律是一種普遍采用的方案。美國Maryland大學研究的變幾何進氣道以不同來流馬赫數時激波保持封口為目標，在提高流量系數的同時增加了升力[12]；日本的空間航空研究院(ISAS)在20世紀80年代就實施了Air-Turbo Ramjet Engine(ATREX)計劃,其中ATREX二元進氣道則是通過轉動楔面來調節激波系,提高進氣道的捕獲流量和壓縮效率,以滿足發動機的要求,這種調節迅速、簡單且容易實現[13]。

國內對于變幾何進氣道也開展了相關研究。針對二元高超進氣道寬馬赫數大攻角工作要求,南京航空航天大學金志光等[14]研究了一種轉動唇口變幾何進氣道調節方案,設計馬赫數6.0的原型進氣道不需要附面層抽吸裝置即可在唇口開啟過程中實現接力點起動，且自起動馬赫數降至Ma=3.5；趙昊等[15]研究了一種第2級壓縮面可調的變幾何二元超聲速進氣道方案,通過旋轉進氣道第2級壓縮面改變進氣道前體激波的角度和位置,發現不僅可以提高進氣道的流量系數,還可顯著改善進氣道的氣動性能；袁化成等[16]提出一種內收縮比可控的變幾何進氣道方案,根據不同來流馬赫數下外壓段激波角度的變化,前后移動唇口,使得激波封口。

由上述的研究文獻發現，其主要研究均是針對某一類變幾何方案開展的，而對于不同方案的氣動性能對比研究則較少。本文針對一個寬馬赫數范圍工作的三波系二元超聲速進氣道，設計了1種定幾何進氣道和3種變幾何調節進氣道方案，通過二維數值仿真研究對其流場特征和氣動性能進行了分析、對比。其研究成果可以為超聲速變幾何進氣道設計及方案選擇提供參考依據。

1 進氣道設計

1.1 定幾何進氣道設計

設計了如圖1所示的工作馬赫數范圍為2.0～4.0的定幾何進氣道，型面設計時為提高工作馬赫數范圍內的流量系數，采用了非傳統激波封口設計，即設計狀態Ma=3.4時兩道外壓激波并不相交于唇口，而是保證Ma=2.4時第2道斜激波封口，Ma=3.4時第1道斜激波封口。該進氣道第1級楔面壓縮角(δ1)為7.0°。第2級楔面(δ2)壓縮角為12.0°。進氣道擴壓段中心線采用前緩后急的變化規律，為獲得較均勻的出口氣流，在擴張段出口處有段等直段?？紤]到結構強度和熱防護問題，楔面前緣及唇罩前緣進行了鈍化，鈍化半徑分別為0.3 mm和0.2 mm。

圖1 定幾何進氣道幾何型面示意圖

1.2 變幾何進氣道型面設計及調節規律

1.2.1 變幾何進氣道型面設計原則

為方便起見，分別將定幾何進氣道以及3種變幾何進氣道設計方案命名為Plan A、Plan B、Plan C、Plan D。設計中保證相同來流馬赫數下3種變幾何進氣道的第2道斜激波后馬赫數保持相同。圖2(a)是變幾何進氣道調節結構，在前體上，1、2級壓縮面交點以及擴張段內分別設置有3個旋轉軸A、B、E。進氣道型面可以繞旋轉軸轉動。Plan A進氣道為定幾何進氣道；Plan B進氣道的整個前體部分繞鉸接點轉軸A旋轉，即僅調節第1級楔面壓縮角；Plan C進氣道的第2級壓縮楔面繞鉸接點轉軸B旋轉，即僅調節第2級楔面壓縮角；Plan D進氣道的前體整體繞轉軸A旋轉，同時第2級壓縮楔面繞轉軸B旋轉，即同時調節1、2級楔面壓縮角。與此同時進氣道內通道擴壓段DE繞轉軸E旋轉，同步抬升D點與C點相平來保證喉道附近型面，實現進氣道的喉道截面高度以及泄流腔寬度的調節。圖2(b)～(d)分別是3種變幾何進氣道在來流馬赫數為4.0時的型面調節示意圖。

圖2 變幾何進氣道

圖3是泄流腔滑板機構的示意圖，利用此機構便可保證泄流腔壁板在繞底端旋轉的同時不斷伸展。其中Plan B、Plan D方案增大了進氣道的流量捕獲面積，Plan C方案進氣道捕獲面積不變。

圖3 泄流腔滑板結構

1.2.2 變幾何進氣道型面調節規律

在型面調節轉動設計的過程中，為滿足寬馬赫數的工作范圍，需要同時兼顧低馬赫數的流量捕獲、工作馬赫數范圍內較低的喉道馬赫數和高馬赫數前體激波不可打入內通道等，對于Plan B方案的變幾何進氣道，經過多輪設計初步確定了Ma為2.0、2.4、2.8、3.0、3.4、4.0這6個典型狀態點的型面。隨后通過多項式擬合得到了進氣道的前體偏轉角度α(°)隨來流馬赫數Ma的變化規律為：

α=23.75-28.6·Ma+

10.51·Ma2-1.074·Ma3

對于Plan C、Plan D方案的變幾何進氣道，在控制第2道斜激波后馬赫數與Plan B方案相同的前提下，通過幾何計算可以得到其相應的變幾何楔面偏轉規律。3種變幾何方案均可以實現隨著來流馬赫數的增大，前體總壓縮角逐漸增大，喉道面積隨之變小，內收縮比逐漸增大。 圖4給出了變幾何進氣道的結構示意圖(δ3為唇罩壓縮角，Ht為喉道高度)。圖5給出了變幾何進氣道的楔面調節規律以及喉道高度變化規律。

圖4 變幾何進氣道外壓段結構示意圖

圖5 變幾何進氣道調節規律

2 仿真方法及驗證

2.1 數值計算方法

本文采用Fluent軟件進行數值模擬，湍流模型選擇標準k-ε模型，近壁面采用標準壁面函數法處理，對近壁面網格進行了加密以便模擬邊界層流動。計算域劃分結構網格，網格數量12萬左右。

本文所設計的進氣道均用于亞燃沖壓發動機，通過設置進氣道出口反壓來模擬燃燒室壓力變化，并調節反壓來改變進氣道結尾激波位置，當結尾激波位于喉道附近時，認為進氣道處于臨界工作狀態，即最佳工作狀態。

計算過程中監控方程殘差及進氣道喉道馬赫數與出口流量。當殘差下降3個數量級且喉道馬赫數與出口流量穩定時，認為計算收斂。

計算來流條件見表1。

表1 進氣道來流參數

2.2 算例驗證

為驗證本文所采用的數值模擬方法的可信度，利用文獻[18]中的進氣道幾何構型和實驗數據進行了算例驗證。實驗來流條件：自由來流Ma=2.41，來流總壓540 kPa，總溫305 K，進氣道隔離段長79.3 mm，出口為通流狀態。

圖6所示為仿真數據與實驗結果的對比。由圖6(a)可見本文采用的數值方法能清晰捕獲進氣道內的各種斜激波與反射激波，流場結構與實驗結果基本吻合。圖6(b)對比了仿真與實驗測得的壁面壓力分布，可見計算的壁面沿程壓力分布與實驗所測數據基本吻合，說明本文采用標準k-ε模型進行計算研究是可行的。

圖6 實驗與仿真結果對比

3 結果與分析

3.1 定幾何進氣道流場分析

對于定幾何進氣道，在整個飛行馬赫數范圍內其幾何型面保持不變。圖7給出了數值仿真所得的部分狀態點流場馬赫數云圖。

由圖7可以看出：隨著來流馬赫數的增大，激波角逐漸減小，同時在來流馬赫數為2.4時，第2道斜激波封口，在來流馬赫數為3.4時，第1道斜激波封口。此種設計的進氣道相較于傳統設計的激波相交封口進氣道，雖然在高馬赫數下總壓恢復稍低，但是在寬馬赫數范圍內的流量系數較高[19]。但隨著來流馬赫數繼續增大，激波進入唇罩內部，并且與唇罩內部上壁面附面層相交引起分離，這對于進氣道內流場穩定性以及進氣道抗反壓能力都不利[20]。

3.2 Plan B變幾何進氣道流場分析

當飛行器加速至馬赫數2.0以上時，進氣道型面開始按所設計的規律進行調節。隨著飛行馬赫數的不斷增大，進氣道的整個外壓縮面繞A點旋轉。此時第1級楔面角度增大，對來流的壓縮強度不斷增大，第2級楔面對來流的壓縮角保持不變，喉道面積減小，內收縮比增大。圖8給出了Ma∞=2.0～4.0變化時Plan B方案的幾個典型狀態點的進氣道流場馬赫數云圖。

從馬赫數云圖可以看出：對于Plan B方案的變幾何進氣道，從馬赫數2.4開始，第2道斜激波一直保持封口狀態，并且在馬赫數增大至3.0之后，第1、2道斜激波始終保持相交于進氣道唇口。既保證了較大的流量系數，同時避免了斜激波進入唇口內與進氣道上壁面附面層產生干涉引起的分離。

圖7 定幾何進氣道馬赫數云圖(Ma∞=2.0～4.0)

圖8 Plan B變幾何進氣道馬赫數云圖(Ma∞=2.0～4.0)

3.3 Plan C變幾何進氣道流場分析

按照本文設計的調節規律，隨著飛行馬赫數的不斷增大，進氣道的第2級壓縮楔面繞B點(即1、2級壓縮楔面交點)旋轉。此時第1級楔面對來流的壓縮角保持不變，第2級楔面壓縮角不斷增大，喉道面積減小，內收縮比增大。圖9給出了Ma∞=2.0～4.0變化時Plan C方案在典型狀態點的進氣道流場馬赫數云圖。

可以看出Plan C變幾何方案同樣可以在來流馬赫數2.4以上時保證第2道斜激波封口。但是由于第1級壓縮面楔角不變，所以當來流馬赫數達到3.4以上時，第1道斜激波與第2道斜激波在唇口前方提前相交，產生的滑流層進入內通道。隨著來流馬赫數的增大，兩道激波相交引起的滑流層以及對進氣道上壁面的干擾也越嚴重。

3.4 Plan D變幾何進氣道流場分析

按照本文設計的調節規律，隨著飛行馬赫數的不斷增大，進氣道的外壓縮楔面整體繞A點旋轉，同時第2級壓縮楔面繞B點(即1、2級壓縮楔面交點)旋轉。此時1、2級楔面壓縮角都以一定規律增大，喉道面積減小，內收縮比增大。圖10給出了Ma∞=2.0～4.0變化時Plan D方案的幾個典型狀態點的進氣道流場馬赫數云圖。

可以看出Plan D變幾何方案在來流馬赫數2.8以上時第2道斜激波封口，在來流馬赫數3.0以上時1、2道激波相交封口。但是對比Plan B方案，由于第2道楔板也進行調節，所以喉道截面的調節幅度更大，故喉道馬赫數更小，有利于提高進氣道高馬赫數下的總壓恢復系數。

圖9 Plan C變幾何進氣道馬赫數云圖(Ma∞=2.0～4.0)

圖10 Plan D變幾何進氣道馬赫數云圖(Ma∞=2.0～4.0)

3.5 定/變幾何進氣道氣動性能比較

圖11給出了定/變幾何進氣道喉道馬赫數隨來流馬赫數變化曲線?？梢钥闯鲈谡麄€工作范圍內，3種變幾何進氣道的喉道馬赫數均低于定幾何進氣道。結合上面的流場圖可以看出，3種變幾何進氣道均不同程度地增加了進氣道外壓縮面的總壓縮角，提升了進氣道的外壓縮能力。同時喉道面積的減小、內收縮比增大，使得內壓縮能力提高，從而使得變幾何方案在整個工作范圍內都能獲得低于定幾何進氣道的喉道馬赫數。

圖11 定/變幾何進氣道喉道馬赫數隨來流馬赫數變化曲線

圖12給出的是4種定/變幾何進氣道流量系數隨來流馬赫數變化曲線?？梢钥吹紺方案在馬赫數2.8以下時流量系數稍小于Plan A定幾何進氣道,在馬赫數2.8以上時與A方案近乎相同。B和D方案的流量系數較Plan A定幾何方案要小一些。但是由于B、D方案增大了進氣道的流量捕獲面積，因此進入進氣道的絕對流量大于定幾何方案。由圖13可見，相較于A方案，Plan B和Plan D方案最多可增加22.3%和11%的流量。

圖14給出的是定/變幾何進氣道臨界總壓恢復系數隨來流馬赫數變化曲線。定/變幾何進氣道的臨界狀態總壓恢復系數隨來流馬赫數升高都持續降低，這是因為來流馬赫數增大，進氣道外壓段斜激波系與內壓段激波串的損失都會增大。由于3種變幾何方案都隨來流馬赫數升高而增大了外壓縮段對氣流的壓縮角，并且增大了內收縮比，因而喉道馬赫數較定幾何進氣道更低，總壓損失更小，總壓恢復系數更高。當來流馬赫數為4.0時，D方案的總壓恢復系數較A方案提高了50%。

圖12 定/變幾何進氣道流量系數隨來流馬赫數變化曲線

圖13 定/變幾何進氣道捕獲流量隨來流馬赫數變化曲線

圖14 定/變幾何進氣道臨界總壓恢復系數隨來流馬赫數變化曲線

圖15是4種定/變幾何進氣道的阻力系數隨來流馬赫數變化曲線，可見在整個工作范圍內四種進氣道的阻力系數都隨來流馬赫數增大呈先下降后上升的趨勢。定幾何進氣道在來流馬赫數Ma<2.8以及Ma>3.6時其阻力系數明顯小于3種變幾何進氣道。這意味著變幾何進氣道的捕獲流量增大和總壓恢復系數升高是以阻力系數增大為代價的。

圖15 定/變幾何進氣道阻力系數隨來流馬赫數變化曲線

由于發動機的凈推力與流量、總壓恢復系數成正比，與進氣道外阻力成反比。因此可以定義一個進氣道性能綜合指數s:

s=σ·Q/Cs

其中σ、Q、Cs分別為進氣道的總壓恢復系數、進氣道流量、進氣道阻力系數。

圖16給出了定/變幾何進氣道性能綜合指數隨來流馬赫數變化曲線?？梢钥吹皆诘婉R赫數時(Ma<2.6),3種變幾何進氣道的綜合指數略低于定幾何進氣道；當來流馬赫數在2.6以上時，3種變幾何進氣道的綜合指數均大于定幾何進氣道，且Plan B、Plan D方案較Plan C更優。

圖16 定/變幾何進氣道性能綜合指數隨來流馬赫數變化曲線

圖17給出的是定/變幾何進氣道臨界壓比(臨界狀態進氣道出口靜壓/遠前方來流靜壓)隨來流馬赫數變化曲線?？梢钥闯鲭S著來流馬赫數的增大，進氣道所能承受的最大反壓也升高。相同來流馬赫數下，變幾何B、C、D方案的抗反壓能力較定幾何方案更強，且來流馬赫數越高，定/變幾何進氣道的抗反壓能力差別越大。

圖17 定/變幾何進氣道臨界壓比隨來流馬赫數變化曲線

4 結論

針對一個工作在Ma∞=2.0～4.0的三波系二元超聲速進氣道，設計了1種定幾何進氣道和3種變幾何楔面調節方案，對這4種進氣道開展了數值仿真研究，結果表明：

1) 僅調節第1級楔面壓縮角和1、2級楔面壓縮角同時調節的變幾何進氣道捕獲的流量均高于定幾何進氣道，僅調節第2級楔面壓縮角的變幾何進氣道流量在低馬赫數(2.8以下)時略低于定幾何進氣道，在高馬赫數時與定幾何進氣道近乎相同；

2) 在研究范圍內，3種變幾何進氣道的臨界總壓恢復系數均高于定幾何進氣道。與定幾何進氣道比較，僅調節第1級楔面壓縮角的變幾何進氣道的臨界總壓恢復系數最高可提高38.6%，1、2級楔面壓縮角同時調節的變幾何進氣道的臨界總壓恢復系數最高可提升53.7%；

3) 本文所設計的變幾何進氣道在寬馬赫數范圍內提高了進氣道氣動性能，綜合考慮，僅調節第1級楔面壓縮角的變幾何進氣道和1、2級楔面壓縮角同時調節的變幾何進氣道較僅調節第2級楔面壓縮角的變幾何進氣道性能更優。