焦子涵，王雪英，范　宇，鄧　帆,3，梁　軼，齊　征

(1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京　100076；2.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京　100076；3.謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德，英國(guó))

?

【基礎(chǔ)理論與應(yīng)用研究】

類乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)與仿真研究

焦子涵1，王雪英1，范宇2，鄧帆1,3，梁軼1，齊征1

(1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076；2.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京100076；3.謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德，英國(guó))

設(shè)計(jì)了一種以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的吸氣式高超聲速飛行器，針對(duì)推進(jìn)/氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)的問題，提出了類乘波前體/進(jìn)氣道，采用數(shù)值仿真的方法評(píng)估了前體/進(jìn)氣道的典型性能，對(duì)類乘波前體/進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)狀態(tài)和非設(shè)計(jì)狀態(tài)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分析。結(jié)果表明：類乘波前體/進(jìn)氣道在避免完全乘波前體/進(jìn)氣道帶來的結(jié)構(gòu)和熱防護(hù)問題的同時(shí)，也有利于進(jìn)氣道的流量特性和總壓恢復(fù)性能的提高，且能夠體現(xiàn)乘波體的優(yōu)勢(shì)，為飛行器提供更大的升阻比。

吸氣式高超聲速飛行器；前體/進(jìn)氣道；推進(jìn)/氣動(dòng)一體化；超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

吸氣式高超聲速飛行器越來越受到各航天大國(guó)的關(guān)注，其氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要內(nèi)容就是推進(jìn)/氣動(dòng)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)是推進(jìn)/氣動(dòng)一體化設(shè)計(jì)的主要內(nèi)容之一[1-2]。前體不僅對(duì)飛行器的升阻比、俯仰力矩等關(guān)鍵氣動(dòng)性能具有較大的影響，而且又是進(jìn)氣道的壓縮面，其性能決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，其設(shè)計(jì)具有典型的內(nèi)外流一體化特征，既要使飛行器具有較高的升阻比，又要保證進(jìn)氣道的進(jìn)氣性能。在高升阻比方面，乘波構(gòu)型是目前實(shí)現(xiàn)飛行器高升阻比、突破高超聲速“升阻比屏障”的一種有效手段。理想的乘波構(gòu)型具有尖銳的邊緣，高超條件下的惡劣氣動(dòng)熱環(huán)境使得尖銳邊緣保持比較困難，是目前理想乘波布局面臨的主要問題之一，而類乘波布局解決了這一問題而又兼具乘波布局的優(yōu)勢(shì)[3-4]。將乘波構(gòu)型和進(jìn)氣道結(jié)合，既能提高吸氣式高超聲速飛行器的升阻比，又能體現(xiàn)乘波體高升阻比的優(yōu)勢(shì)，兼顧進(jìn)氣道性能的發(fā)揮，是一種具有較大競(jìng)爭(zhēng)力的布局，美國(guó)X-51A吸氣式高超聲速飛行器[5]和德國(guó)、法國(guó)聯(lián)合項(xiàng)目JAPHAR(JointAirbreathingPropulsionforHypersonicApplicationResearch)的前體都具有典型的類乘波特征[6-7]。國(guó)內(nèi)相關(guān)學(xué)者也開展了初步的研究，具有代性的是南京航空航天大學(xué)內(nèi)流中心的梁德旺、黃國(guó)平和尤延鋮等人借鑒錐形流生成乘波體的思路，提出了內(nèi)乘波式進(jìn)氣道，并開展了相關(guān)研究[8-15]，而對(duì)乘波前體的研究開展較少[16-17]。本文設(shè)計(jì)了一種以超燃沖壓為動(dòng)力的吸氣式高超聲速飛行器，以飛行器總體指標(biāo)為約束，開展了類乘波體前體/進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，并采用數(shù)值仿真手段評(píng)估了前體進(jìn)氣道的性能，為吸氣式高超聲速飛行器的總體設(shè)計(jì)提供參考。

1　方案設(shè)計(jì)

1.1總體約束

前體對(duì)飛行器氣動(dòng)特性和進(jìn)氣道的外捕獲流量、總壓恢復(fù)系數(shù)等性能參數(shù)均有較大影響。因此，前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)是在考慮是對(duì)飛行器氣動(dòng)特性和進(jìn)氣道進(jìn)氣性能的折中和優(yōu)化，最終目的是實(shí)現(xiàn)飛行器總體性能的最優(yōu)化。采用雙模塊進(jìn)氣道，設(shè)計(jì)狀態(tài)為H=26km，Ma=6.0，α=4°，β=0°，飛行器前體高度和寬度均不大于600mm，前體前緣倒圓半徑為4mm，進(jìn)氣道起動(dòng)馬赫數(shù)為Ma 4.0，單模塊流量不小于5.0kg/s，升阻比不小于1.2。

1.2方案設(shè)計(jì)

為了滿足矩形進(jìn)氣道進(jìn)口和弧形前體前緣的要求，該乘波前體的基準(zhǔn)流場(chǎng)為多級(jí)平面激波壓縮流場(chǎng)?？紤]到前體寬度偏小，而進(jìn)氣道進(jìn)口寬度較寬，完全乘波的前體勢(shì)必需要兩側(cè)側(cè)壁較高，才能保證激波面與兩側(cè)物面較好地貼合，這樣顯著增加了結(jié)構(gòu)重量和熱防護(hù)的面積，并且可能使得前體側(cè)壁的邊界層低能流進(jìn)入內(nèi)通道，綜合來看，完全乘波的前體設(shè)計(jì)并非最優(yōu)選擇。為此，在設(shè)計(jì)中首先使用流線追蹤法獲得了基準(zhǔn)型面，對(duì)乘波體和進(jìn)氣道的參數(shù)組合進(jìn)行了優(yōu)化[18-19]，然后對(duì)其進(jìn)行了修整，主要修整內(nèi)容包括兩方面，一是在盡量保證激波面與兩側(cè)物面貼合的前提下，降低兩側(cè)側(cè)壁的高度，二是對(duì)前緣進(jìn)行了鈍化處理，鈍化半徑為4mm[20]，在實(shí)現(xiàn)部分乘波的同時(shí)，保證了較好的結(jié)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)性、較小的熱防護(hù)負(fù)擔(dān)和良好的內(nèi)流性能。如圖1所示，該方案的迎風(fēng)面積為145 493mm2(半模)，4°攻角下進(jìn)氣道的理論捕獲面積為89 839mm2(半模)。其三級(jí)外壓縮配波角度為4+3°/6.0°/6.0°，唇罩壓縮角度8°，唇罩前緣進(jìn)行斜切處理，切除角度為4.5°。此外，該類乘波前體壓縮面寬度沿流向是逐漸擴(kuò)張的。

圖1　弧形前緣類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型

2　數(shù)值仿真

2.1計(jì)算方法

采用商用軟件ICEM生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格量約為580萬(wàn)，半模，計(jì)算模型采用1∶2縮比，近壁區(qū)網(wǎng)格單元的y+值小于30，圖2給出了壁面網(wǎng)格和對(duì)稱面網(wǎng)格的分布情況。流場(chǎng)求解軟件為Fluent，離散格式為二階，湍流模型為S-A，變比熱法。

圖2　弧形前緣類乘波前體的前體/進(jìn)氣道構(gòu)型

2.2算法驗(yàn)證

在超燃發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道處通常會(huì)發(fā)生由壓縮拐角誘導(dǎo)產(chǎn)生的激波/湍流邊界層干擾現(xiàn)象，對(duì)壓縮拐角處激波/邊界層干擾的捕捉能力能夠在一定程度上反應(yīng)計(jì)算結(jié)果的精度。采用S-A湍流模型對(duì)27°壓縮拐角流動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬[21]，計(jì)算網(wǎng)格為131×81，如圖3所示。來流條件為：Ma∞=8.6，T∞=66.67K， Re∞=2.25×107。等溫壁，壁溫Tw=303K。圖4給出了計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比情況，可見計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值吻合良好，說明本文的計(jì)算方法具有較高的精度。

圖3　27°壓縮拐角

圖4　表面壓力分布

3　仿真結(jié)果分析

3.1設(shè)計(jì)狀態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

圖5給出了設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下弧形前緣部分乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜。從該方案對(duì)稱面馬赫數(shù)分布圖譜可以看出，設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下該類乘波前體/進(jìn)氣道外壓縮波系基本貼口，內(nèi)通道唇罩入射及其反射波系結(jié)構(gòu)合理，無明顯分離包存在。由于采用了乘波前體和前體兩側(cè)的修型設(shè)計(jì)，該構(gòu)型一級(jí)外壓縮波系展向波面更加平直，同時(shí)二、三級(jí)波系外壓縮波系波面沿展向逐漸上翹，這不僅避免兩側(cè)外壓縮波系入射內(nèi)通道，且更有利于進(jìn)氣道對(duì)進(jìn)口流量的捕獲，提高進(jìn)氣道的流量系數(shù)。此外，由于采用類乘波弧形前緣，一級(jí)壓縮面的橫向流動(dòng)是指向?qū)ΨQ面方向的，二、三級(jí)壓縮面指向兩側(cè)的橫向流動(dòng)則明顯較強(qiáng)，這顯然更有利于壁面邊界層氣流的排除。因此，類乘波前體方案更利于進(jìn)氣道的流量特性和總壓恢復(fù)性能的提高。

3.2非設(shè)計(jì)狀態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

圖6和圖7分別給出了非設(shè)計(jì)狀態(tài)下類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型在不同來流攻角狀態(tài)下的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜?？傮w來說，在研究范圍內(nèi)，所設(shè)計(jì)的構(gòu)型內(nèi)外流波系能正常建立，全流道流動(dòng)組織良好，能夠正常工作。不難發(fā)現(xiàn)，攻角的變化對(duì)構(gòu)型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)有著較明顯的影響，在-4°攻角下，前體壓縮面的壁面摩擦力線向?qū)ΨQ面匯攏，前體邊界層厚度明顯加厚。一級(jí)外壓縮激波強(qiáng)度減弱，二、三級(jí)斜激波則提前匯聚形成一道強(qiáng)激波直接入射在唇罩內(nèi)側(cè)，所形成的反射激波加劇了唇罩激波/前體邊界層干擾現(xiàn)象，并誘導(dǎo)出內(nèi)通道折轉(zhuǎn)處明顯的邊界層分離。最終使得進(jìn)氣道總壓縮量減小，同時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)降低。當(dāng)攻角增加至8°時(shí)，可以看出，前體壓縮面的橫向壓強(qiáng)梯度顯著增加，更多的邊界層被溢流出內(nèi)通道，因此使得進(jìn)入內(nèi)通道的邊界層厚度明顯下降。另一方面，該狀態(tài)下前體第一級(jí)外壓縮斜激波依次與第二級(jí)、第三級(jí)斜激波相交，最終匯聚為一道強(qiáng)激波，雖然該強(qiáng)激波并沒有進(jìn)入內(nèi)通道，但各激波提前相交形成的強(qiáng)匯聚激波，顯然這增加了外壓縮波系損失，降低了進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)。

圖5　類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜

圖6　類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜

圖7　類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜

圖8和圖9則分別給出了Ma=4.0，α=4°，β=0°和Ma=6.5，α=4°，β=0°狀態(tài)下前體/進(jìn)氣道構(gòu)型流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜。當(dāng)來流馬赫數(shù)較低時(shí)，如Ma=4.0，類乘波構(gòu)型的各級(jí)前體外壓縮激波則相互離開，并向遠(yuǎn)離唇罩前緣的方向移動(dòng)，這顯然導(dǎo)致了唇罩下方明顯的溢流，進(jìn)氣道流量捕獲能力顯著下降。此外，該低馬赫數(shù)狀態(tài)下由于內(nèi)通道唇罩激波入射點(diǎn)位置前移，內(nèi)通道折轉(zhuǎn)處膨脹波消波效果大幅度減弱，導(dǎo)致了唇罩激波及其反射激波所誘導(dǎo)的邊界層分離范圍有所擴(kuò)大，可能對(duì)進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能產(chǎn)生不利影響。對(duì)來流馬赫數(shù)6.5狀態(tài)來說，由于此時(shí)來流馬赫數(shù)高于設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)，前體外壓縮波系在唇罩前緣附近提前匯聚，且匯聚激波稍稍進(jìn)入了唇罩內(nèi)側(cè)。不過，該狀態(tài)下進(jìn)氣道內(nèi)通道激波/邊界層干擾并沒有急劇惡化，進(jìn)氣道仍能正常工作。

圖8　類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜

圖9　類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型的流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖譜

3.3性能分析

圖10-圖12給出了不同馬赫數(shù)下升阻比、流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨攻角的變化。設(shè)計(jì)狀態(tài)(Ma=6.0，α=4°，β=0°)下，類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型的升阻比在1.30附近。該狀態(tài)下所設(shè)計(jì)的類乘波前體/進(jìn)氣道構(gòu)型方案的流量系數(shù)和出口總壓恢復(fù)系數(shù)均分別超過設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的0.84和 0.55，同時(shí)在Ma=4.0，α=4°，β=0°狀態(tài)下能夠?qū)崿F(xiàn)起動(dòng)。

圖10　升阻比隨攻角的變化

圖11　流量系數(shù)隨攻角的變化

圖12　總壓恢復(fù)系數(shù)隨攻角的變化

4　結(jié)論

以一類超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的吸氣式高超聲速飛行器總體指標(biāo)為約束，開展了一種類乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)，采用CFD方法計(jì)算分析了類乘波前體/進(jìn)氣道的性能，結(jié)果表明：類乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)兼顧了飛行器前體和進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能，為吸氣式高超聲速飛行器的總體設(shè)計(jì)提供了有益的參考。

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(責(zé)任編輯唐定國(guó))

Sim-WaveriderForebody/InletConfiguration

JIAOZi-han1,WANGXue-ying1,FANYu2,DENGFan1,3,LIANGYi1,QIZheng1

(1.ScienceandTechnologyonSpacePhysicsLaboratory,ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing100076,China; 2.ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing100076,China;3.DepartmentofMechanicalEngineering,UniversityofSheffield,Sheffield,UnitedKingdom)

Todealwiththeintegrateddesignproblemofair-breathinghypersonicvehicle,integratedthesim-waveriderforebody/inletintoahypersonicvehicle,themajorperformanceofforebody/inletwasnumericallysimulatedbysolvingReynolds-averagedNavier-Stokesequations.Accordingtothesimulationresultsandtheiranalysis,somepreliminaryconclusionscanbedrawn:sim-waveriderforebody/inletconfigurationcouldsolvethestructureproblemandthethermalprotectionproblemofwaveriderforebody/inletconfiguration,andisalsopropitioustothetotalpressurerecoverycoefficientandthemassflowratio.Inaddition,thisconfigurationhaslargerlift-to-dragratio.

air-breathinghypersonicvehicle;forebody/inlet;airframe-propulsionintegration;scramjet

2016-05-03；

2016-06-20

焦子涵(1988—)，男，工程師，主要從事飛行器設(shè)計(jì)、空氣動(dòng)力學(xué)研究。

10.11809/scbgxb2016.09.035

format:JIAOZi-han,WANGXue-ying,FANYu,etal.Sim-WaveriderForebody/InletConfiguration[J].JournalofOrdnanceEquipmentEngineering,2016(9):152-156.

TJ763；V211

A

2096-2304(2016)09-0152-05

本文引用格式：焦子涵，王雪英，范宇，等.類乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)與仿真研究[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2016(9):152-156.