高超聲速進氣道再入流場特性研究

翟文輝，田 園，王 茜

(內蒙古工業大學 航空學院， 呼和浩特 010051)

高超聲速進氣道是超燃沖壓發動機的壓縮部件，它的主要作用是利用迎面高速氣流的速度沖壓，有效地將來流動能轉化為機械能，提高氣流的壓強，為發動機提供所需的空氣，其性能與超燃沖壓發動機的工作特性息息相關[1-3]。

超聲速飛行器由外太空高速再入大氣層時，飛行速度非常大，經過大氣層減速后吸氣式沖壓發動機開始工作，進氣道處于嚴重超額定工作狀態[4-6]，有可能出現不穩定的流場。因此開展進氣道處于超額定工作狀態下的流場特性研究對該類再入飛行器的設計有較大的指導價值。其中流動控制是擴展進氣道工作范圍的常用方法之一，德國宇航研究中心[7-8]、澳大利亞HyShot計劃[9-10]、南京航空航天大學[11-12]等對此進行了相關的研究。

對于吸氣式飛行器而言，進氣道在設計狀態下優良的氣動性能不能保證其在所有的關鍵工作狀態下均能穩定工作，特別處于超額定工作狀態時，進氣道能否以較小的阻力及流動損失為發動機提供足夠的、滿足一定品質要求的氣流將是評價進氣道綜合性能的重要標準。不難看出，對于高超聲速進氣道的研究，以及高超聲速進氣道再入流場的特性研究，是實現大氣層內高超聲速飛行亟需解決的關鍵問題。

1 物理模型和計算方法

1.1 物理模型

為了方便計算和設計，本文選用二元三波系混壓式進氣道[13-14]，設計參數為：飛行高度H=25 km，飛行馬赫數Ma=5。進氣道整體型面設計見圖1，其中總收縮比Ctotal=5，內收縮比Cin=1.25。

圖1 進氣道整體型面設計圖

當再入馬赫數增大時，進口處出現很強的激波系，破壞正常的流場分布，唇口激波和附面層的干擾導致的分離會造成喉部壅塞，可能導致進氣道不起動，因此在唇罩附近采用附面層抽吸技術[15-16]。不同抽吸位置如圖2所示，其中位置a與唇口的軸向距離為17.5 mm，沿軸向繼續偏移5 mm、10 mm，分別記為位置b、位置c。

(a) 位置a

(b) 位置b

(c) 位置c圖2 不同抽吸位置示意圖

1.2 計算方法及網格劃分

本文數值模擬采用商業軟件Fluent，采用守恒型雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程，流動基本方程采用二階迎風差分離散，湍流模型選用k-ε模型，氣體密度采用理想氣體計算。進氣道網格劃分如圖3所示，在壁面及流場相接處對網格進行加密處理。

圖3 進氣道網格劃分

1.3 邊界條件

設定邊界：壓力遠場、壓力出口、喉道、壁面、進氣道出口，如圖1所示。表1列出了數值計算時的給定條件。

表1 數值計算給定條件

1.4 計算方法驗證

本文采用文獻[17]關于帶泄流孔的激波附面層干擾的數值模擬方法，其仿真結果與文獻[18]的實驗數據較貼合，如圖4所示，其中P/P0為泄流孔出口壓力與來流總壓之比，說明本文采用該數值方法對不同再入馬赫數下的流場特性進行研究是可行的。

圖4 帶泄流孔與不帶泄流孔的靜壓分布[17]

2 計算結果與討論

2.1 不同再入馬赫數對流場特性的影響

當再入馬赫數為5.5～8時，與設計馬赫數Ma=5的流場特性進行對比，研究不同的再入馬赫數對流場特性的影響。

從圖5(a)～圖5(g)可以看出，隨著再入馬赫數的增大，兩道斜激波不能在唇口處交匯，而且隨著馬赫數的增大，唇罩內表面的分離包也會增大，隔離段上表面的附面層也增厚。

由圖6可知，馬赫數越大，總壓恢復系數σ越小，馬赫數由5增大到8時，總壓恢復系數由0.544降低到0.196，近似按照線性變化，進氣道的流動損失變得越來越大，而且唇口激波和附面層的干擾導致的分離使進氣道的喉部壅塞，很可能導致進氣道的不起動。

高超聲速進氣道之所以會不起動，原因之一為進氣道的進口處出現了很強激波系，使得進氣道內不能產生正常的流場分布，總壓恢復系數會急劇下降，流場的品質降低。采用附面層抽吸的方法，可以減小激波附面層相互干擾，改善喉部流場。抽吸的位置及流量大小對進氣道性能的影響不同，下文將對此進行研究。

2.2 槽的位置對流場特性的影響

在圖2中不同抽吸位置開3 mm槽，開槽位置不同時總壓恢復系數的變化曲線如圖7所示。由圖7可知，在設計點Ma=5，由于流場未發生畸變，開槽與未開槽時的總壓恢復系數基本相同，約為0.544。開槽以后，隨著再入馬赫數的增大，開槽對總壓恢復系數的影響也隨之增大，開槽的位置不同，總壓恢復系數也不同。就本文數值仿真得到的結果而言，當馬赫數在5到7.5時，在位置c處開槽總壓恢復系數優于位置a和b；當馬赫數在7.5到8時，位置b的總壓恢復系數更大?？傮w看來，在位置c處開槽比較好。

(a) 設計Ma=5進氣道馬赫數等值圖

(b) Ma=5.5進氣道馬赫數等值圖

(c) Ma=6進氣道馬赫數等值圖

(d) Ma=6.5進氣道馬赫數等值圖

(e) Ma=7進氣道馬赫數等值圖

(f) Ma=7.5進氣道馬赫數等值圖

(g) Ma=8進氣道馬赫數等值圖圖5 不同再入馬赫數進氣道馬赫數等值圖

圖6 Ma=5～8總壓恢復系數隨馬赫數變化圖

圖7 不同位置開槽與未開槽時總壓恢復系數變化曲線

以Ma=5和Ma=7為例分析沒有槽以及不同開槽位置的馬赫數等值圖(圖8)可知，在設計點，開槽位置不同對流場基本無影響。再入馬赫數為7時，由于開槽處激波的影響，在隔離段下表面產生的分離稍增大，但對進氣道的性能沒有產生過大的影響。由圖8(e)～圖8(h)可以看出，開槽以后，馬赫數增大時，會使隔離段上表面的附面層厚度減小，而且開槽的位置不同，隔離段上表面附面層厚度減小相差不大，約43.3%。受開槽處激波影響，開槽位置越靠后，隔離段下表面的分離包位置越靠后，分離包越小。

2.3 槽的大小對流場特性的影響

由上述結果可知在位置c處開槽最佳，下文對比未開槽和在位置c處開寬度為3 mm、2 mm、1 mm的槽對流場特性的影響進行研究。

(a) 未開槽Ma=5馬赫數等值圖

(b) 位置a Ma=5馬赫數等值圖

(c) 位置b Ma=5馬赫數等值圖

(d) 位置c Ma=5馬赫數等值圖

(e) 未開槽Ma=7馬赫數等值圖

(f) 位置a Ma=7馬赫數等值圖

(g) 位置b Ma=7馬赫數等值圖

(h) 位置c Ma=7馬赫數等值圖

從圖9中可以看出，在設計點Ma=5，不論槽的大小為多少，總壓恢復系數基本相同，影響甚微。但隨著馬赫數增大，開槽會使總壓恢復系數減小，可見抽吸是以降低高超聲速進氣道的性能為代價的。從本文得到的結果看來，當馬赫數為5到7時，2 mm槽與1 mm槽的總壓恢復系數降低值相差不大，約為0.02，3 mm槽的總壓恢復系數降低最多，約為0.04；當馬赫數為7到8時，三個不同大小的槽總壓恢復系數降低基本相同。所以，開槽越大，抽吸的流量越多，進氣道的性能降低越多。

圖9 不同大小的槽與未開槽時總壓恢復系數變化曲線

以Ma=5和Ma=7為例分析不同槽寬的馬赫數等值圖(圖10)可知，在設計點Ma=5，不同槽寬下的流場特性與未開槽時基本相同，說明在設計點槽寬對流場特性基本無影響。再入馬赫數為7時，由于槽的大小不同，開槽處產生的激波強度不同，故在隔離段下表面產生的分離區的位置及大小發生變化，隔離段上表面附面層厚度h(從邊界層壁面開始，到沿著壁面切向的流動速度達到自由來流速度的99%的位置的垂直于壁面的高度)減小情況也不同，槽寬為3 mm、2 mm、1 mm時，與未開槽相比附面層厚度減小約43.3%、71.6%、51.0%。

采用附面層抽吸的技術，并不會改變流場的結構，它只是縮小了附面層的厚度，使隔離段下表面的分離區位置稍變化，它以較小的總壓損失大大減小了分離區對進氣道性能的影響，有效改善了進氣道的起動性能。但是同時因為抽吸而帶來的發動機重量的增加以及系統復雜性的增加等問題，就需要綜合考慮來找到一個更適合的處理辦法。

(a) 未開槽Ma=5馬赫數等值圖

(b) 3 mm槽Ma=5馬赫數等值圖

(c) 2 mm槽Ma=5馬赫數等值圖

(d) 1 mm槽Ma=5馬赫數等值圖

(e) 未開槽Ma=7馬赫數等值圖

(f) 3 mm槽Ma=7馬赫數等值圖

(g) 2 mm槽Ma=7馬赫數等值圖

(h) 1 mm槽Ma=7馬赫數等值圖

3 結論

本文通過對設計飛行高度25 km、飛行馬赫數為5的典型二元三波系混壓式進氣道進行了最大馬赫數為8的再入二維數值模擬，然后進行抽吸位置和抽吸流量對進氣道性能及總壓恢復系數的影響分析，得到以下主要結論：

(1) 隨著再入馬赫數的增大，兩道斜激波不能在唇口處交匯，而且馬赫數越大，唇罩內表面的分離包越大，隔離段上表面的附面層也越厚，進氣道的總壓恢復系數越低。

(2) 在進氣道合適的位置開槽以后，馬赫數增大時，會使隔離段上表面的附面層厚度減小。在距唇口27.5 mm處開槽可以使隔離段上表面附面層的厚度減小約43.3%，使隔離段下表面的分離包最小。

(3) 開槽大小不同，產生的激波強度不同，在隔離段下表面分離區的位置及大小發生改變。隨著槽寬的增大，隔離段上表面附面層厚度先減小后增大，槽寬為2 mm時，附面層厚度減小約71.6%，效果最佳。