陳 兵，谷良賢，龔春林

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072)

0 引言

對于加速型高超飛行器，在整個飛行階段，飛行器都處于加速狀態(tài)，而進(jìn)氣道只在其設(shè)計點(diǎn)處性能達(dá)到最優(yōu)，偏離設(shè)計點(diǎn)后，性能會急劇下降。因此，對于加速型吸氣式飛行器，如何保證進(jìn)氣道在整個飛行階段的高效工作，是一個急需解決的問題。

對于飛行速域較寬的吸氣式飛行器，采用固定進(jìn)氣道很難保證沖壓發(fā)動機(jī)在全程的工作性能，為了保證沖壓發(fā)動機(jī)的正常工作，采用變幾何進(jìn)氣道是一個很好的選擇。

國內(nèi)對變幾何進(jìn)氣道方案的研究較少，南航的金志光［1］研究了伸縮唇口式變幾何方案，這種變幾何方案簡單，對于飛行馬赫數(shù)范圍較大的情況是一種不錯的選擇，但若飛行馬赫數(shù)范圍過大，單純依靠伸縮唇口式方案，很難保證在嚴(yán)重偏離設(shè)計點(diǎn)情況下進(jìn)氣道的性能。

文獻(xiàn)［2］給出了2種變幾何方式，通過出口轉(zhuǎn)動或移動的方式來增大進(jìn)氣道的工作范圍，但該變幾何方式也改變了燃燒室和尾噴管的構(gòu)型，進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)改變時，需綜合考慮燃燒室和尾噴管的影響。因此，這種變幾何方式較復(fù)雜。

本文針對工作在Ma=2.5～8的進(jìn)氣道，采用了一種簡單的變幾何方式，在Ma=4時進(jìn)行幾何調(diào)整。通過CFD手段對進(jìn)氣道進(jìn)行數(shù)值模擬，利用計算結(jié)果分析了變幾何進(jìn)氣道的性能。

1 變幾何方案設(shè)計

1.1 設(shè)計原則與調(diào)節(jié)方式

氣流產(chǎn)生激波角的大小受來流馬赫數(shù)和壓縮角的綜合影響。在進(jìn)氣道的設(shè)計中，為了保證進(jìn)氣道有較高的流量系數(shù)，希望壓縮面產(chǎn)生的激波能正好落在唇口上，但又不希望激波進(jìn)入唇口內(nèi)部，影響進(jìn)氣道的內(nèi)部氣流特性。因此，希望進(jìn)氣道壓縮面在低馬赫數(shù)下的壓縮角較小，而在高馬赫數(shù)下壓縮角較大。壓縮面在低速和高速條件下的布局如圖1所示［3］，唇口的變動方式見圖 2［4］。

圖1 高低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道壓縮面布局Fig.1 Inlet ramps＇configuration in high and low Mach number conditions

圖2 唇口的變動方式Fig.2 The move way of the cowl

為保證進(jìn)氣道在低速段能正常起動，需要較大的進(jìn)氣道喉道，而高速條件下對喉道的要求不高，但過大的喉道會額外增大進(jìn)氣道的阻力。此外，低速條件下，激波角較大，前緣唇口如果靠后，進(jìn)氣道的溢流會較大，不僅增加了進(jìn)氣道的溢流阻力，也會影響沖壓發(fā)動機(jī)的性能，在高速段，激波角較小，如果前緣唇口靠前，外壓縮段產(chǎn)生的激波會進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部，導(dǎo)致進(jìn)氣道內(nèi)部的氣流紊亂，影響出口氣流品質(zhì)，減小總壓恢復(fù)，甚至導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動。綜上可知，為了保證進(jìn)氣道在整個加速過程中的性能，將變幾何進(jìn)氣道設(shè)計為可動唇板式、變壓縮面的設(shè)計方案，如圖3所示。

通過液壓系統(tǒng)驅(qū)動喉道上表面的上下移動來改變喉道高度和最后一道外壓縮面的壓縮角，利用外罩唇口前后上下移動，增大低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道的流量系數(shù)，同時避免高馬赫數(shù)下外壓縮面產(chǎn)生的激波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部。

圖3 變幾何進(jìn)氣道方案Fig.3 Variable geometry inlet scheme

1.2 設(shè)計方法

進(jìn)氣道的設(shè)計主要是要通過合理的波系組織保證進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)、流量系數(shù)、壓升比和出口氣流品質(zhì)等達(dá)到最優(yōu)。

對于壓縮角為δ的壓縮面，來流馬赫數(shù)為Ma時，其對應(yīng)的激波角為

其中，δ=0對應(yīng)強(qiáng)解，δ=1對應(yīng)弱解，當(dāng)χ＞1時，表示激波脫體。γ為比熱容比，一般取1.4。

經(jīng)過斜激波的總壓比為

斜激波后的馬赫數(shù)為

進(jìn)氣道的設(shè)計使用較多的是最佳波系的Oswatitsch理論，設(shè)進(jìn)氣道有n－1道斜激波，合理分配每道激波的強(qiáng)度，保證進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)最大。通過復(fù)雜的數(shù)學(xué)運(yùn)算可知，當(dāng)斜激波滿足［5］:

即

此時，每道斜激波的激波強(qiáng)度相等，最終的總壓恢復(fù)最大。

除了總壓恢復(fù)，流量系數(shù)也是進(jìn)氣道設(shè)計要考慮的一個重要指標(biāo)，假設(shè)進(jìn)氣道有n道壓縮面，每道壓縮面的端點(diǎn)坐標(biāo)分別為(xi－1，yi－1)和(xi，yi)，如圖 4(a)所示。要保證激波封口，則應(yīng)保證:

其中，r為進(jìn)氣道最大捕獲高度;l為外壓縮段的長度。激波封口時，流量系數(shù)達(dá)到最大。

圖4 設(shè)計點(diǎn)和非設(shè)計點(diǎn)波系示意圖Fig.4 Wave map at designed and off-designed states

對于變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道，需要考慮進(jìn)氣道在偏離設(shè)計點(diǎn)工作時的流量系數(shù)，如圖4(b)所示。偏離設(shè)計點(diǎn)工作時，其流量系數(shù)為

在保證流量系數(shù)的同時，也要保證氣流能正常的通過喉道。所以，起動特性也是進(jìn)氣道設(shè)計時考慮的重點(diǎn)，它是進(jìn)氣道能否正常工作的前提。為了保證正常起動，進(jìn)氣道需要滿足Kantrowitz收縮比準(zhǔn)則:

式中 A0為最大捕獲面積;A4為喉道面積;M0為來流馬赫數(shù)。

除了滿足Kantrowitz收縮比準(zhǔn)則，喉道面積要能保證進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流正常通過而不產(chǎn)生壅塞，可通過流量公式計算:

式中 φ為起動馬赫數(shù)下的最大流量系數(shù);MaH為來流馬赫數(shù);Mat為喉道處馬赫數(shù);σ＇為氣流在喉道處的總壓恢復(fù);K為考慮飛行器飛行姿態(tài)、氣體粘性等影響因素后起動喉道面積的放大因子，工程上一般取1.05～1.15［6］。

1.3 分級可調(diào)方案

本方案為變幾何進(jìn)氣道，進(jìn)氣道變幾何方案采用分級可調(diào)方式，以飛行馬赫數(shù)作為進(jìn)氣道調(diào)節(jié)的依據(jù)，在低馬赫數(shù)下第3道外壓縮面的壓縮角為0°，唇板位置靠前，同時喉道高度也較大，該構(gòu)型能保證飛行器在Ma≤4以下的進(jìn)氣性能，當(dāng)飛行Ma＞4時，液壓系統(tǒng)開始工作將喉道往外推;當(dāng)達(dá)到預(yù)定高度時，由鎖死裝置鎖死，同時進(jìn)氣道外罩沿著側(cè)邊滑動槽滑動到基準(zhǔn)位置，構(gòu)型如圖6所示:當(dāng)飛行Ma＞6時，將外罩水平后移，避免外壓縮面產(chǎn)生的激波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)流場。

1.4 設(shè)計過程

1.4.1 飛行包絡(luò)

針對采用碳?xì)淙剂纤狡痫w的高超聲速飛行器，其飛行馬赫數(shù)范圍很寬，最大飛行Ma數(shù)接近8，沖壓發(fā)動機(jī)可在Ma=2.5～8.0范圍內(nèi)工作。因此，對進(jìn)氣道的要求相當(dāng)高。為了保證進(jìn)氣道的正常工作，僅靠唇口或楔板的變動，很難保證進(jìn)氣道在整個飛行包絡(luò)下的工作性能。因此，本文采用同時改變第3道楔板和唇口的形式。

1.4.2 設(shè)計點(diǎn)選擇

考慮到進(jìn)氣道的工作范圍為Ma=2.5～8，為了保證高馬赫數(shù)段的性能，設(shè)計點(diǎn)不宜過低，但設(shè)計馬赫數(shù)過高，為保證進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的正常工作，對變幾何結(jié)構(gòu)的要求過高。因此，采用折中的設(shè)計點(diǎn)。這樣既可緩解變幾何的困難，也可保證進(jìn)氣道在整個飛行包絡(luò)下都有較好的性能。本文設(shè)計點(diǎn)選擇Ma=6。

1.4.3 壓縮面總折轉(zhuǎn)角和外壓縮面數(shù)目

總折轉(zhuǎn)角的選擇同樣要綜合考慮低速和高速的條件。若總折轉(zhuǎn)角過小，會導(dǎo)致進(jìn)氣道的壓縮性能不足;若過大，在低速段易出現(xiàn)激波脫體，同時可能導(dǎo)致高速段進(jìn)氣道出口氣流靜溫過大，影響燃燒室的性能。本文采用20°的總折轉(zhuǎn)角。

通常外壓縮面數(shù)目越多，每道壓縮面產(chǎn)生的激波強(qiáng)度越小，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)越大，但過多的外壓縮面會導(dǎo)致飛行器前體過長;同時，進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部的邊界層厚度較大，影響進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段的氣流特性。參考文獻(xiàn)［7］，本文采用三級外壓縮的進(jìn)氣道構(gòu)型。

1.4.4 變幾何進(jìn)氣道設(shè)計

通過前述的設(shè)計方法，以Ma=6作為設(shè)計點(diǎn)，對進(jìn)氣道基準(zhǔn)構(gòu)型進(jìn)行設(shè)計，三級外壓縮段的壓縮角分別為 5.76°，6.61°，7.63°，構(gòu)型如圖 5 所示。

圖5 基準(zhǔn)構(gòu)型方案Fig.5 The scheme of based configuration

在設(shè)計點(diǎn)激波完全封口，流量系數(shù)達(dá)到1，其理論總壓恢復(fù)為57.9%。當(dāng)飛行Ma=8，外壓縮面產(chǎn)生的斜激波進(jìn)入內(nèi)壓縮段，其流量系數(shù)為1，總壓恢復(fù)為40.9%。但在Ma=2.5時，由于總折轉(zhuǎn)角過大，氣流在唇口處出現(xiàn)激波脫體現(xiàn)象，進(jìn)氣道無法工作，在Ma=3時，其總壓恢復(fù)可達(dá)86.5%，但流量系數(shù)僅為45.65%，且此時進(jìn)氣道存在嚴(yán)重的起動問題。

通過理論計算數(shù)據(jù)可發(fā)現(xiàn)，基準(zhǔn)構(gòu)型在低馬赫數(shù)下的流量系數(shù)過小，同時壓縮角過大，導(dǎo)致Ma=2.5時出現(xiàn)了激波脫體現(xiàn)象。為解決這些問題，進(jìn)氣道工作在低馬赫數(shù)時，將第3道外壓縮面的壓縮角變?yōu)?°;同時，將進(jìn)氣道的外罩唇口向前移動和向下移動來增大進(jìn)氣道的流量系數(shù)和喉道高度，低速條件下進(jìn)氣道構(gòu)型如圖6所示。

圖6 低超聲速下的構(gòu)型Fig.6 The configuration in low supersonic condition

此時進(jìn)氣道外壓縮面由3道變?yōu)?道，在Ma=4時，第2道外壓縮面產(chǎn)生的激波正好落在唇口上。Ma=2.5條件下的總壓恢復(fù)為96.13%，流量系數(shù)為68.9%，Ma=3條件下進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)為91.24%，流量系數(shù)為76.5%，相對于變結(jié)構(gòu)之前的進(jìn)氣道性能有了較大改善。

最終的變幾何構(gòu)型如圖7所示。

2 數(shù)值計算

針對本文的變幾何進(jìn)氣道，通過CFD手段對理論設(shè)計結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)算，計算馬赫數(shù)包括 Ma=2.5、3、4、5、6、7、8，吸氣式高超聲速飛行器需要綜合考慮發(fā)動機(jī)的正常工作和熱防護(hù)要求。因此，高超飛行器的沖壓段需在一定動壓范圍內(nèi)飛行。本文進(jìn)氣道的工作動壓選為95～105 kPa之間，最終的計算狀態(tài)如表1所示。

圖7 變幾何進(jìn)氣道布局Fig.7 Configurating of variable geometry inlet

表1 等動壓條件下的計算狀態(tài)Table 1 Calculating states on equal dynamic pressure

3 結(jié)果與分析

為了便于分析，將構(gòu)型1(變幾何之前)和構(gòu)型2(變幾何之后)分別在全速域狀態(tài)下進(jìn)行計算，并對其結(jié)果進(jìn)行分析，其結(jié)果云圖如圖8和圖9所示，兩種構(gòu)型工作的性能曲線見圖10。

由圖8可知，對于構(gòu)型2，由馬赫數(shù)云圖和唇口附近的流線圖可知，在Ma=2.5時，氣流在外罩唇口處出現(xiàn)激波脫體現(xiàn)象，溢流情況嚴(yán)重，即構(gòu)型2在低超聲速下不能正常工作。但在高超聲速條件下，由云圖可知，進(jìn)氣道可工作正常。

對于構(gòu)型1，其在低馬赫數(shù)下的工作起動情況良好，在Ma=4時，第2道壓縮面產(chǎn)生的激波面與唇口相交，這與設(shè)計情況相符。但在高超聲速狀態(tài)下，其外壓縮面產(chǎn)生的激波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部，影響進(jìn)氣道出口的氣流品質(zhì);同時，由于總壓縮角過小，導(dǎo)致氣流壓縮不充分，進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)過高，進(jìn)氣道減速增壓的作用不明顯。

圖8 構(gòu)型2馬赫數(shù)云圖Fig.8 Mach number contours of configuration 2

圖9 構(gòu)型1馬赫數(shù)云圖Fig.9 Mach number contours of configuration 1

圖10 2種構(gòu)型工作的性能曲線Fig.10 The performance curves of two configurations

由于構(gòu)型2是在Ma=6條件下設(shè)計的基準(zhǔn)構(gòu)型，其在高馬赫數(shù)下的性能較好，但在低馬赫數(shù)下工作時，由于喉道高度的限制，以及喉道內(nèi)的激波附面層的影響，導(dǎo)致構(gòu)型2在低馬赫數(shù)下工作時無法正常起動，而構(gòu)型1是在構(gòu)型2的基礎(chǔ)上通過變幾何的方式得到，總壓縮角減小，同時喉道高度也大大增加，解決了進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)條件下的起動問題。但對于構(gòu)型1，當(dāng)其工作在高超聲速條件下時，由于總壓縮角過小，壓縮能力有限。

通過圖10可知，構(gòu)型1在低馬赫數(shù)下的流量系數(shù)較高，但在高馬赫數(shù)下的壓升比過小;構(gòu)型2在高馬赫數(shù)下的壓升比較大，但在低馬赫數(shù)下的流量系數(shù)較小。為了保證全速域的進(jìn)氣道性能，通過變幾何方案，可保證進(jìn)氣道在整個工作范圍內(nèi)的流量系數(shù)達(dá)到0.65以上，同時也能保證飛行器在高超聲速條件下的壓縮特性。該變幾何方案可保證沖壓發(fā)動機(jī)在Ma=2.5～8.0條件下能正常高效的工作。

4 結(jié)論

(1)對于飛行速域較寬的進(jìn)氣道，采用固定幾何的進(jìn)氣道無法滿足全程的工作性能，要保證其工作性能，必須采用變幾何進(jìn)氣道。

(2)通過變幾何的調(diào)節(jié)方式，可保證進(jìn)氣道在Ma=2.5～8.0的全程范圍內(nèi)均可達(dá)到較好的性能，當(dāng)在低馬赫數(shù)條件下，通過變幾何方式使流量系數(shù)從0.31增加到0.65，滿足了燃燒室的流量需求，而在高馬赫數(shù)條件下，通過改變壓縮角和喉道高度，使進(jìn)氣道的壓升比從8提高到40，保證了進(jìn)氣道對氣流的壓縮性能和抗反壓能力。

(3)本文的變幾何進(jìn)氣道為分級可調(diào)方式，在全程通過一次變幾何方式，即可保證進(jìn)氣道的全程工作特性，變幾何方式簡單。

(4)在現(xiàn)有構(gòu)型的基礎(chǔ)上，通過增加分級可調(diào)的級數(shù)和調(diào)節(jié)范圍，可將進(jìn)氣道的工作范圍進(jìn)一步的擴(kuò)大。

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