徐義華，曾卓雄，鄧禾根

（南昌航空大學(xué)，南昌 330063）

0 引言

超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)要求進(jìn)氣道能夠在寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)具有良好的起動(dòng)特性、較高的空氣流量捕獲系數(shù)、較高的總壓恢復(fù)系數(shù)、良好的出口流場(chǎng)品質(zhì)以及較高的抵抗燃燒形成高壓的能力等性能［1］，這些性能與進(jìn)氣道的幾何構(gòu)形緊密相關(guān)，對(duì)邊界層、壁面摩擦、邊界層與激波的相互影響［2］等也相當(dāng)敏感，各性能指標(biāo)之間相互耦合、相互制約，導(dǎo)致超聲速進(jìn)氣道技術(shù)非常復(fù)雜。

超聲速?zèng)_壓進(jìn)氣道擴(kuò)張段中激波與邊界層相互干擾引起邊界層嚴(yán)重分離［3－4］，使得進(jìn)氣道性能尤其是總壓恢復(fù)和抗反壓能力嚴(yán)重降低，甚至還會(huì)引起進(jìn)氣道出口流場(chǎng)參數(shù)的低頻大幅振蕩［5］，如果能夠有效的減弱這種分離現(xiàn)象，將使得進(jìn)氣道的性能大為改善，文中就是基于這點(diǎn)展開研究工作的。

1 控制原理

文中進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)3.0，起動(dòng)馬赫數(shù)2.2，依據(jù)文獻(xiàn)［5］的設(shè)計(jì)方法獲得外壓段和唇口段（內(nèi)壓段）的幾何參數(shù)，喉道段長(zhǎng)度取為高度的3倍，擴(kuò)張段采用單側(cè)擴(kuò)張，擴(kuò)張角為3°，沒有出口轉(zhuǎn)折段，如圖1所示，并將此進(jìn)氣道構(gòu)型記為模型A。

圖1 進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖

超音速?zèng)_壓進(jìn)氣道擴(kuò)張段中存在的氣流分離現(xiàn)象是激波和邊界層干擾引起的［4］，只有當(dāng)激波具有足夠強(qiáng)度且邊界層足夠厚的時(shí)候才可能發(fā)生這種分離，由于減弱激波強(qiáng)度難以實(shí)現(xiàn)，文中采用了減弱邊界層厚度的方法?？刂圃砣鐖D2所示，部分喉道段壁面O1A1、O2A2可繞O1、O2旋轉(zhuǎn)，當(dāng)O1A1、O2A2旋轉(zhuǎn)到合適角度時(shí)就可以將邊界層從來流中恰好完全剝離出去，此時(shí)，A1在擴(kuò)張段斜壁面的反向延長(zhǎng)線上，并將此時(shí)的進(jìn)氣道構(gòu)型記為模型B。

圖2 氣流分離主動(dòng)控制原理示意圖

2 數(shù)值方法

流場(chǎng)計(jì)算利用FLUENT軟件求解二維N- S方程，選取SSTk-ω湍流模型，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，壁面網(wǎng)格局部加密以保證在邊界層內(nèi)有一定數(shù)目的網(wǎng)格，網(wǎng)格過渡均勻（圖3）。進(jìn)氣道出口給定燃燒室反壓。所有殘差指標(biāo)下降3個(gè)數(shù)量級(jí)且變化平穩(wěn)表示數(shù)值計(jì)算結(jié)果收斂。

圖3 模型B數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格

為了驗(yàn)證文中采用的數(shù)值方法特別是SSTk-ω湍流模型的可靠性，對(duì)文獻(xiàn)［6］中喉道長(zhǎng)度為79.3mm、△＝0%的進(jìn)氣道構(gòu)型在Ma∞＝2.5時(shí)的試驗(yàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果如圖4（b）所示，通過和實(shí)驗(yàn)紋影照片圖4（a）對(duì)比可以看出，數(shù)值模擬能夠準(zhǔn)確獲得激波系結(jié)構(gòu)以及激波邊界層干擾引起的分離區(qū)的大小和結(jié)構(gòu)，因此文中選用的數(shù)值模擬方法是合理的。

圖4 數(shù)值模擬校驗(yàn)

3 結(jié)果分析

文中只對(duì)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)3.0時(shí)的進(jìn)氣道性能進(jìn)行了研究。

對(duì)于亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，隨著出口反壓（Pout）的增加，進(jìn)氣道結(jié)尾激波鏈會(huì)不斷前移并最終被推出進(jìn)氣道而導(dǎo)致不起動(dòng)，因此實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)一般要求結(jié)尾激波鏈位于擴(kuò)張段前端靠近喉道的位置，且當(dāng)燃燒室不穩(wěn)定工作導(dǎo)致Pout增加時(shí)，結(jié)尾激波鏈的前端不會(huì)進(jìn)入內(nèi)壓段。

圖5 不同Pout的馬赫數(shù)云圖

從圖5可以看出，隨著Pout的升高，激波鏈不斷前移，對(duì)于模型A當(dāng)Pout增加到0.44MPa時(shí)，激波鏈前端已經(jīng)進(jìn)入內(nèi)壓段，所以進(jìn)氣道Pout最大值在0.43～0.44MPa之間，對(duì)于模型B，Pout最大值在0.54～0.55MPa之間，進(jìn)氣道的抗反壓能力明顯增加，增幅約為25.29%。此外，對(duì)于模型B，當(dāng)Pout接近最大值時(shí)，邊界層分離現(xiàn)象得到明顯改善。

圖6為模型A下側(cè)壁面和模型B上側(cè)壁面沿來流方向的壓強(qiáng)分布，可以看出，壓力出現(xiàn)長(zhǎng)距離的振蕩且振幅不斷減小，這是由于此處存在激波鏈造成的［7］，振蕩距離就等于激波鏈的長(zhǎng)度。當(dāng)Pout相同時(shí)，模型B的激波鏈長(zhǎng)度明顯小于模型A。對(duì)于模型B，當(dāng)Pout接近最大值時(shí)，激波鏈已基本消失，即結(jié)尾激波鏈變?yōu)橐坏勒げ?，這也反映了分離現(xiàn)象的減弱。

圖7 出口σ分布

由于擴(kuò)張段長(zhǎng)度不變，激波鏈長(zhǎng)度的減小會(huì)給激波鏈后的高速流和兩側(cè)的低速流提供更長(zhǎng)的混合距離，從而導(dǎo)致進(jìn)氣道出口流場(chǎng)均勻度的改善，這點(diǎn)從不同Pout時(shí)進(jìn)氣道出口的σ分布可以看出（圖7），由于來流總壓不變，σ的大小和變化趨勢(shì)就反映了出口總壓（Ptout）的大小和變化趨勢(shì)。隨著Pout的增加，進(jìn)氣道出口總壓更加均勻，模型B的出口總壓均勻度較模型A好得多，特別是當(dāng)Pout接近最大值時(shí)，模型B出口總壓分布相當(dāng)均勻。

表1 不同Pout的出口總壓畸變強(qiáng)度

若定義進(jìn)氣道出口總壓畸變強(qiáng)度等于出口總壓最大值和最小值之差與平均值的比值（ΔPtout／Ptout），則不同Pout的ΔPtout／Ptout見表1，模型BΔPtout／Ptout的最小值較模型A減小了約50.18%，且進(jìn)氣道出口總壓畸變強(qiáng)度所反映的出口總壓均勻度隨Pout和模型的變化和對(duì)圖7的分析結(jié)果完全相同。

表2 不同Pout的出口總壓恢復(fù)系數(shù)

表2為Pout對(duì)模型A、B總壓恢復(fù)系數(shù)σ的影響，可見，不僅模型B的抗反壓能力遠(yuǎn)高于模型A，前者σ的最大值也大于后者，增加了約15.68%。

4 結(jié)論

文中提出了一種基于邊界層剝離技術(shù)的亞燃沖壓進(jìn)氣道擴(kuò)張段中氣流分離的控制方法，并對(duì)其進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值模擬研究，研究表明該控制方法：

1）可以有效控制激波邊界層干擾引起的氣流分離現(xiàn)象，使得結(jié)尾激波鏈長(zhǎng)度大為減小直至基本消失。

2）可使進(jìn)氣道的抗反壓能力提高了約25.29%，最大總壓恢復(fù)系數(shù)增加了約15.68%，進(jìn)氣道出口流場(chǎng)均勻度大為改善，總壓畸變強(qiáng)度最小值減少了約50.18%。

［1］John J Mahoney.Inlets for supersonic missiles：AIAA E－education series［M］.AIAA，1990.

［2］Schmisseur J D，Datta V.Gaitonde numerical investigation of new topologies in strong crossing shock－wave／Turbulent boundary layer interactions，AIAA 2000－0931［R］.AIAA，2000.

［3］Hamed A.Flow Separation in shock wave－boundary layer interactions at hypersonic speeds，NASA CR 4274［R］.NASA，1990.

［4］Hamed A，Shang J.Survey and assessment of the validation date for shock wave boundary layer interaction in supersonic inlets AIAA 1989－2939［R］.AIAA，1989.

［5］劉曉偉，何國(guó)強(qiáng)，秦飛.寬?cǎi)R赫數(shù)固沖二元進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2008，29（5）：1577－1582.

［6］C D Herrmann，W W Koschel.Experimental investigation of the internal compression inside a hypersonic intake，AIAA 2002－4130［R］.AIAA，2002.

［7］Kaname Kawatsu，Shunsuke Koik.Pseudo－shock wave produced by backpressure in straight and diverging rectangular ducts，AIAA 2005－3285［R］.AIAA，2005.