李永洲， 孫迪， 張堃元， 郭世亮

1.中國航天科技集團公司 航天系統(tǒng)發(fā)展研究中心， 北京 100094 2.中國航天科技集團公司 西安航天動力技術(shù)研究所， 西安 710025 3.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016

進口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進氣道設(shè)計

李永洲1,*， 孫迪2， 張堃元3， 郭世亮1

1.中國航天科技集團公司 航天系統(tǒng)發(fā)展研究中心， 北京 100094 2.中國航天科技集團公司 西安航天動力技術(shù)研究所， 西安 710025 3.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016

發(fā)展了一種進口型線水平投影可控的三維變截面內(nèi)收縮進氣道設(shè)計方法?；诜凑旭R赫數(shù)分布基準流場，在指定進口型線水平投影為橢圓和出口為圓的條件下，結(jié)合流線追蹤和截面漸變技術(shù)設(shè)計了光滑過渡的內(nèi)收縮進氣道。在設(shè)計點(Mai=5.4)和接力點(Mai=4.0)對其進行數(shù)值仿真，計算結(jié)果表明，設(shè)計點時進氣道的主要流動特性與基準流場基本一致，無黏時可以捕獲98%的自由來流，喉道性能與基準流場基本相等。相對橢圓進口進氣道，截面漸變的橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道流場結(jié)構(gòu)相似且性能下降較小，有黏條件下設(shè)計點和接力點時喉道總壓恢復系數(shù)分別降低了2.9%和1.2%。此外，該進氣道表現(xiàn)出良好的總體性能，接力點的流量系數(shù)達0.82。

高超聲速； 內(nèi)收縮進氣道； 水平投影； 截面漸變； 流線追蹤

高超聲速進氣道作為超燃沖壓發(fā)動機的關(guān)鍵部件，制約著整個推進系統(tǒng)功能的發(fā)揮和性能的提高。相對常規(guī)的二元、軸對稱和側(cè)壓式進氣道[1-2]，內(nèi)收縮進氣道具有更高的壓縮效率和流量系數(shù)、更小的阻力、對攻角不敏感以及良好的適應性等優(yōu)勢[3-6]。20世紀60年代，M?der和Szpiro[7]就開始對以Busemann進氣道為代表的內(nèi)收縮進氣道開展研究。目前，設(shè)計內(nèi)收縮進氣道的基準流場主要有Busumann流場[8]、倒置等熵噴管基準流場[9-10]、等壓比和等楔角基準流場[11]、高次曲線的內(nèi)乘波基準流場[12-13]、ICFA(Internal Conical Flow A)+高次曲線基準流場[14-15]，ICFA+Busemann流場[16]、優(yōu)化的基準流場[17]、壓力可控基準流場[18]、馬赫數(shù)可控基準流場[19]、激波強度配置可控基準流場[20]和Jaw進氣道的四道平面激波基準流場[21]等。

基于內(nèi)收縮進氣道具有的優(yōu)勢，其朝著與復雜前體一體化方向發(fā)展是必然趨勢。最為理想的內(nèi)收縮進氣道設(shè)計應該是在進、出口截面形狀同時可控的前提下，進氣道還能具有良好的性能特征尤其是流量捕獲能力[13]。此時，單靠流線追蹤技術(shù)不能完成，因此多種變截面進氣道設(shè)計方法被提出，如基于流線追蹤曲面的數(shù)學放樣融合方法[9]、吻切軸對稱變截面進氣道方法[13]、直接優(yōu)化方法[17]和局部等收縮比設(shè)計方法[22]等，而且這些傳統(tǒng)進氣道設(shè)計方法都是給定進口型線的軸向投影。

對于HTV-3X[23]這類腹下兩側(cè)進氣布局的高超聲速飛行器，在乘波前體型面尤其下表面確定的條件下，如果依靠傳統(tǒng)給定進口軸向投影進行內(nèi)收縮進氣道設(shè)計，由于入射激波面的三維非線性，進口對應的水平投影很難與前體前緣完全匹配，進而造成進氣道進口附近的型面不會完全包覆在前體內(nèi)[24]，二者難以實現(xiàn)真正的一體化設(shè)計，其流場相互影響。此外，與矩形燃燒室相比，橢圓/圓形燃燒室在重量、結(jié)構(gòu)應力、浸潤面積、角區(qū)流動、熱負荷以及燃燒組織等諸多方面更具優(yōu)勢[3,9]。因此，為了同時滿足進氣道上述一體化進/出口要求，本文發(fā)展了一種進口型線水平投影可控的三維變截面內(nèi)收縮進氣道設(shè)計方法。該方法根據(jù)前體前緣的水平投影和軸向包覆約束來確定進氣道整個進口的水平投影形狀，而且進口對應的軸向投影還可以通過調(diào)整前體上表面實現(xiàn)完全包覆，從而進氣道更容易實現(xiàn)與前體型面尤其是前緣的匹配設(shè)計。文中基于反正切馬赫數(shù)分布基準流場[19]，以進口水平投影為橢圓轉(zhuǎn)圓形出口的內(nèi)收縮進氣道(下文簡稱橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道)為例描述了整個設(shè)計過程，并采用數(shù)值仿真方法研究其流場特征和工作特性。

1 變截面內(nèi)收縮進氣道設(shè)計

采用反正切馬赫數(shù)分布的軸對稱基準流場[19]，設(shè)計參數(shù)具體取值：設(shè)計來流馬赫數(shù)Mai=5.4，進口半徑Ri=0.25 m，中心體半徑Rc與進口半徑之比Rc/Ri=0.2，前緣壓縮角δ=4°。圖1給出了基準流場的流場結(jié)構(gòu)，R為徑向坐標，x為流向坐標，其總體性能較高，在增壓比p/p0為17.6時，總壓恢復系數(shù)σ達到了0.96，出口馬赫數(shù)分布較均勻，平均為3.16。

在上述基準流場中，結(jié)合流線追蹤和截面漸變技術(shù)便可以實現(xiàn)進口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進氣道設(shè)計。本文以橢圓進口轉(zhuǎn)圓形出口為例說明，圖2給出了進口型線的水平投影，藍色線為進口型線，橢圓長半軸為0.36 m，短半軸為0.125 m，Di為進口橢圓中心與基準流場起始線距離，Di=0.36 m，出口圓半徑Re=0.043 m。

圖1 基準流場的流場結(jié)構(gòu) Fig.1 Flow structure of basic flowfield

具體設(shè)計步驟如下：

1) 從進口型線與前緣激波面的相交線開始向后追蹤流線生成無黏橢圓進氣道(Elliptical inlet)，見圖3。接著，從出口開始向前追蹤流線生成無黏圓形進氣道(Circular inlet)。

2) 分別取Elliptical inlet和Circular inlet對應角度的流線，采用混合函數(shù)處理二者的坐標便可以生成平滑過渡的橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道(Elliptical to Circular Shape Transition inlet，ECST inlet)無黏型面。本文選取線性混合函數(shù)(式(1))，采用該函數(shù)生成的型面光滑且適應性較好，進氣道總體性能也較高[25]。

f(x)=xx∈[0,1]

(1)

由于進氣道幾何對稱，只需在0°～180° 之間取足夠多的流線即可。另外，該設(shè)計方法采用對應角度的流線進行混合，可以盡可能地保持基準流場的特征，這與采用簡單幾何插值的過渡方法完全不同。設(shè)計的ECST進氣道如圖4所示，總收縮比Rct=7.0，內(nèi)收縮比Rci=2.00。

3) 對無黏型面進行附面層修正以得到最終的進氣道構(gòu)型。修正后的橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道總收縮比降為5.0，內(nèi)收縮比為1.63。修正后的橢圓進口進氣道Rct=5.0，Rci=1.71。等直隔離段長度均取6倍的喉道當量直徑。

圖2 進口型線水平投影在基準流場中的位置 Fig.2 Location of horizontal projection of intake curve in basic flowfield

圖3 進口型線水平投影為橢圓的進氣道 Fig.3 Inlet with elliptical horizontal projection of intake curve

圖4 進口型線水平投影為橢圓轉(zhuǎn)圓出口的進氣道 Fig.4 Inlet with elliptical-to-circular shape transition

2 數(shù)值計算方法

由于進氣道模型和流動的對稱性，取其一半進行數(shù)值計算。采用ICEM軟件進行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，圖5給出了計算網(wǎng)格和邊界條件示意圖。如圖所示，為了準確模擬附面層內(nèi)的復雜流動，對靠近壁面處的網(wǎng)格進行了加密處理。另外，也對流動參數(shù)梯度較大的區(qū)域和結(jié)構(gòu)網(wǎng)格連接區(qū)域進行了適當加密，總網(wǎng)格單元約96萬。計算中，進口采用壓力遠場邊界條件，壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，出口為壓力出口邊界條件，中心為對稱面邊界條件。

對上述計算域采用Fluent軟件求解，無黏時采用二階迎風格式求解歐拉方程。有黏時，通量差分采用AUSM (Advection Upstream Splitting Method)格式，湍流模型為兩方程的RNG (Re-Normalization Group)k-ε模型，近壁面采用非平衡壁面函數(shù)法，比熱容采用多項式擬合，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式確定。流動方程、k方程、ε方程均選擇二階迎風格式離散。流場計算中，各殘差指標至少下降3個數(shù)量級并且流量沿程守恒時認為收斂。文獻[18,26]對該計算方法的可信度進行校核，結(jié)果表明，該方法能較準確地模擬高超聲速內(nèi)收縮進氣道的復雜流場結(jié)構(gòu)，具有較高的可信度。下文中的來流條件：設(shè)計點馬赫數(shù)為5.4，靜壓為2 549.22 Pa，靜溫為221.55 K；接力點馬赫數(shù)為4.0，靜壓為5 529.3 Pa，靜溫為216.65 K。

圖5 進氣道計算網(wǎng)格和邊界條件示意圖 Fig.5 Schematic drawing of mesh and boundary conditions of inlet

3 無黏計算結(jié)果分析

3.1 進氣道的流場特點

在無黏條件下，對橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道的無黏構(gòu)型進行數(shù)值計算。由圖6可以看出，隨著來流馬赫數(shù)減小，對稱面內(nèi)的前緣入射激波開始偏離唇口前緣，溢流不斷增加。流量系數(shù)從設(shè)計點(Ma=5.4)的0.98減小為接力點(Ma=4.0)的0.81。設(shè)計點時喉道前的波系結(jié)構(gòu)與基準流場一致(圖1)，隔離段內(nèi)存在明顯的反射激波。接力點時，唇口板產(chǎn)生了兩道激波，其入射在喉道上游的頂板上并不斷反射。

由圖7可以看出，設(shè)計點和接力點時喉道和出口截面的馬赫數(shù)分布均勻且?guī)缀跸嗤O(shè)計點時出口馬赫數(shù)主要分布在3.0～3.2之間，接力點時在2.1～2.2之間。

由圖8可以看出，雖然在變截面進氣道設(shè)計中引入了混合函數(shù)進行處理，但是設(shè)計點時該進氣道外壓段的激波緊貼前緣，只是在唇口附近有很小的溢流，而且激波形狀近似為圓弧。

圖6 設(shè)計點和接力點時進氣道對稱面馬赫數(shù)分布 Fig.6 Mach number isoclines of symmetry plane at design point and relay point

圖7 設(shè)計點和接力點時進氣道喉道和出口馬赫數(shù)分布 Fig.7 Mach number isoclines of throat and exit plane at design point and relay point

圖8 設(shè)計點時進氣道沿程橫截面馬赫數(shù)分布 Fig.8 Mach isoclines of cross sections along flow direction at design point

3.2 進氣道的總體性能

表1給出了設(shè)計點和接力點時進氣道無黏總體性能，性能參數(shù)按照流量平均獲得，Mai為來流馬赫數(shù)，φ為流量系數(shù)，D為總阻力，CD為總阻力系數(shù)(式(2))。下標th表示喉道截面，e表示出口截面。

CD=D/(0.5·ρ0V02A)

(2)

式中：ρ0和V0分別為來流密度和速度，A為進氣道進口捕獲面積。可以看出，設(shè)計點時橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道的流量系數(shù)接近1.0，喉道截面的性能參數(shù)與基準流場幾乎相等，總壓恢復系數(shù)僅相差1.0%。不論設(shè)計點還是接力點，喉道和出口的性能參數(shù)相差很小，設(shè)計點的總壓恢復系數(shù)降低了1.0%。接力點可以捕獲81%的質(zhì)量流量，但是相對設(shè)計點，此時的阻力系數(shù)增加了62.5%。上述研究表明，橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道的無黏流動特征與基準流場一致，總體性能也幾乎相等。與文獻[9]相比，該進氣道可以保持良好的性能，即使接力點也是如此。

表1設(shè)計點和接力點時進氣道的無黏總體性能參數(shù)

Table1Generalperformanceparametersofinletsatdesignandrelaypointsoninviscidcondition

MaiφCDσthpth/p0Mathσepe/p0Mae5．40．980．160．9518．13．150．9418．43．144．00．810．260．9816．32．100．9616．32．09

4 有黏計算結(jié)果分析

在設(shè)計點和接力點對黏性修正后的橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道進行有黏計算，獲得此時的流場與性能特點，并與修正后的橢圓進口進氣道黏性計算結(jié)果進行對比。

4.1 設(shè)計點時進氣道的流場特點

與無黏結(jié)果(圖6(a))比較，設(shè)計點時橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道對稱面的波系結(jié)構(gòu)(圖9(a))在喉道之前差別不大，但是隔離段內(nèi)的渦流區(qū)造成了反射波系變?nèi)?。與橢圓進口進氣道相比，二者的波系結(jié)構(gòu)(圖9)基本一致，差別在于其前緣激波與唇口的距離更大，此時流量系數(shù)為0.94，這是型面混合后外壓段的型面抬起所致。

圖9 設(shè)計點時進氣道對稱面的馬赫數(shù)分布 Fig.9 Mach number isoclines of symmetry plane at design point

圖10給出了橢圓轉(zhuǎn)圓和橢圓進口進氣道喉道和出口的馬赫數(shù)分布，二者喉道和出口的馬赫數(shù)分布基本一致，對應位置的馬赫數(shù)近似相等，設(shè)計點主流區(qū)的面積約占出口的一半。

圖11可以看出，橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道外壓段的波系形狀近似為圓弧且緊貼前緣，僅在唇口附近存在少量溢流。相對橢圓進口進氣道外壓段的圓弧激波，其越靠近唇口，激波兩側(cè)變形程度越大。

圖12給出了設(shè)計點時基準流場、橢圓進口進氣道和橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道在對稱面與頂板交線處的壓力分布，圖中Inv表示無黏計算結(jié)果，Vis表示有黏計算結(jié)果。可以看出，它們都呈反正切曲線分布規(guī)律，橢圓進口進氣道可以保持基準流場的壓力分布，只是唇口激波入射點更靠前造成壓力躍升點提前。橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道有黏結(jié)果類似，但是混合函數(shù)處理仍會造成前部壓力稍高而后部壓力稍低，而且無黏結(jié)果的這種趨勢更加明顯，后部壓力有明顯的下降區(qū)，這也說明黏性修正可以緩解截面漸變造成的流場特性退化。

圖10 設(shè)計點時進氣道喉道和出口的馬赫數(shù)分布 Fig.10 Mach number isoclines of throat and exit at design point

圖11 設(shè)計點時進氣道沿程橫截面馬赫數(shù)分布 Fig.11 Mach number isoclines of cross sections along flow direction at design point

圖12 設(shè)計點時頂板和對稱面交線的壓力分布 Fig.12 Pressure distribution along intersecting line of top wall and symmetry plane at design point

以上研究表明，雖然混合函數(shù)使得橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道的型面不再是流面，但是由于其是對應角度的流線混合而成，因此流場結(jié)構(gòu)可以保持基準流場的主要特性。

4.2 接力點時進氣道的流場特點

圖13可以看出，接力點時橢圓轉(zhuǎn)圓和橢圓進口進氣道的對稱面流場結(jié)構(gòu)一致，前緣彎曲激波初始段開始變直且隔離段內(nèi)低速區(qū)減小。

圖13 接力點時進氣道對稱面的馬赫數(shù)分布 Fig.13 Mach number isoclines of symmetry plane at relay point

圖14可以看出，與設(shè)計點相似，二者喉道和出口截面對應位置的馬赫數(shù)基本相等，出口渦流區(qū)顯著減小，主流區(qū)約占總面積的2/3且分布均勻。

圖14 接力點時進氣道喉道和出口的馬赫數(shù)分布 Fig.14 Mach number isoclines of throat and exite at relay point

圖15可以看出，相對設(shè)計點，橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道外壓段激波兩側(cè)變形程度減小，呈圓弧狀，進而與橢圓進口進氣道的波系差別變小。另外，二者外壓段前部激波都可以較好地貼著前緣，因此此時可以保持良好的流量捕獲能力。

圖15 接力點時進氣道沿程橫截面馬赫數(shù)分布 Fig.15 Mach number isoclines of cross sections along flow direction at relay point

4.3 進氣道的總體性能

表2給出了設(shè)計點和接力點時進氣道的有黏總體性能。相對表1的無黏結(jié)果，橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道設(shè)計點時出口增壓比相等而接力點時有所降低。黏性造成總壓恢復系數(shù)和出口馬赫數(shù)的顯著下降，設(shè)計點和接力點的出口總壓恢復系數(shù)分別降低了42.6%和24.0%。另外，設(shè)計點的黏性阻力約占總阻力的45.5%，總阻力系數(shù)也增加了62.5%。

相對橢圓進口進氣道，橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道型面混合后上抬，造成溢流增大，設(shè)計點和接力點流量系數(shù)分別降低了4.1%和3.5%。阻力系數(shù)和增壓比整體稍微降低，但是對應的總壓恢復系數(shù)也降低，設(shè)計點和接力點時喉道截面處分別降低了2.9%和1.2%。總體而言，雖然采用混合函數(shù)處理，但是橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道性能下降不大，仍然保持了良好的性能。

表2 設(shè)計點和接力點時進氣道的有黏總體性能參數(shù)Table 2 General performance parameters of inlet at design and relay points on viscous condition

5 結(jié) 論

1) 結(jié)合流線追蹤和截面漸變技術(shù)實現(xiàn)了進口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進氣道設(shè)計，計算結(jié)果表明該方法可行，為內(nèi)收縮進氣道的一體化設(shè)計提供了新途徑且可以應用到背部兩側(cè)進氣布局的飛行器上。

2) 設(shè)計點時橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道波系結(jié)構(gòu)與基準流場基本一致，只是前緣激波的兩側(cè)存在稍微變形。無黏時沿程壓力分布在喉道附近存在明顯的下降區(qū)，有黏時與基準流場吻合較好。

3) 橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道具有良好的總體性能和較均勻的出口，接力點的流量系數(shù)高達0.82。設(shè)計點時喉道截面無黏性能與基準流場幾乎相等，流量系數(shù)高達0.98。

4) 黏性對橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道總體性能影響明顯。相對無黏結(jié)果，設(shè)計點和接力點的出口總壓恢復系數(shù)分別降低了42.6%和24.0%，設(shè)計點的總阻力系數(shù)增加了62.5%，此時黏性阻力約占45.5%。

5) 相對橢圓進口進氣道，橢圓轉(zhuǎn)圓進氣道的流場結(jié)構(gòu)相似且性能下降較小。有黏條件下，設(shè)計點和接力點時流量系數(shù)分別降低了4.1%和3.5%，喉道總壓恢復系數(shù)分別降低了2.9%和1.2%。

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(責任編輯： 張晗)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161010.1621.004.html

Designonvariablesectioninwardturninginletwithcontrolledhorizontalprojectionofintakecurve

LIYongzhou1,*,SUNDi2,ZHANGKunyuan3,GUOShiliang1

1.AerospaceSystemDevelopmentResearchCenter,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Beijing100094,China2.Xi’anInstituteofAerospacePropulsionTechnology,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Xi’an710025,China3.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Adesignmethodisdevelopedforthree-dimensionalvariablesectioninwardturninginletwithcontrolledhorizontalprojectionofintakecurve.BasedonthebasicflowfieldwitharctangentMachnumberdistribution,theinwardturninginletwithsmoothshapetransitionfromanellipticalhorizontalprojectionofintakecurvetoacircularexitisdesignedutilizingstreamlinetracingandshapetransitiontechniques.Numericalsimulationisconductedatthedesignpoint(Mai=5.4)andtherelaypoint(Mai=4.0).Theresultsindicatethattheinletisofthemajorfeaturesofthebasicflowfield,and98%freeincomingflowatthedesignpointcanbecapturedundertheinviscidcondition.Theperformanceofthethroatplaneisclosetothebasicflowfield.Incomparisonwiththeinletofellipticalintake,thevariablesectioninletwithelliptical-to-circulartransitionhassimilarflowfieldstructureandslightlylowerperformance.Undertheviscouscondition,thetotalpressurerecoverycoefficientofthethroatplanereduces2.9%and1.2%atthedesignpointandtherelaypoint,respectively.Inaddition,theinlethashighoverallperformance,andtheflowcoefficientreaches0.82attherelaypoint.

hypersonic;inwardturninginlet;horizontalprojection;shapetransition;streamlinetracing

2016-07-25；Revised2016-08-03；Accepted2016-09-21；Publishedonline2016-10-101621

NationalNaturalScienceFoundationofChina(90916029)

.E-mailnuaa-2004@126.com

2016-07-25；退修日期2016-08-03；錄用日期2016-09-21； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2016-10-101621

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國家自然科學基金 (90916029)

.E-mailnuaa-2004@126.com

李永洲， 孫迪， 張堃元， 等． 進口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進氣道設(shè)計J． 航空學報,2017,38(5):120640.LIYZ,SUND,ZHANGKY,etal.DesignonvariablesectioninwardturninginletwithcontrolledhorizontalprojectionofintakecurveJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120640.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0270

V231.3

A

1000-6893(2017)05-120640-09