李永洲，李光熙，劉曉偉，馬 元

(西安航天動力研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

進(jìn)氣道是吸氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的重要部件，其性能的高低直接決定推進(jìn)系統(tǒng)的成敗。為了滿足先進(jìn)臨近空間飛行器和重復(fù)使用空天運(yùn)輸系統(tǒng)的要求，可以寬速域、廣空域高效工作的組合發(fā)動機(jī)已經(jīng)成為當(dāng)前研究的熱點(diǎn)。目前，研究較深入的組合發(fā)動機(jī)包括火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(RBCC)[1]，渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)[2]、空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)(ATR)[3]、吸氣火箭協(xié)同發(fā)動機(jī)(SABRE)[4]、Trijet發(fā)動機(jī)[5]、PATR發(fā)動機(jī)和TRRE發(fā)動機(jī)[6]等。此時，定幾何進(jìn)氣道已經(jīng)無法滿足發(fā)動機(jī)寬范圍工作要求，須采用變幾何方案[7]。

軸對稱進(jìn)氣道由于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡單、迎風(fēng)面積利用率高、變幾何容易以及非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能較好等優(yōu)勢，上世紀(jì)50年代就被廣泛研究[8]，技術(shù)成熟度最高。NASA的HRE計(jì)劃采用的軸對稱進(jìn)氣道外壓縮面由10°的錐面加等熵曲面構(gòu)成[9]。俄羅斯CIAM的“Kholod”計(jì)劃也采用軸對稱進(jìn)氣道，一共進(jìn)行了5次飛行試驗(yàn)[10]。對于變幾何軸對稱進(jìn)氣道，典型的方案是中心軸前后移動。NASA上世紀(jì)70年代就進(jìn)行了移動中心錐的實(shí)驗(yàn)研究[11]。SR-7l的J58發(fā)動機(jī)也采用了中心錐可移動的軸對稱進(jìn)氣道以改變進(jìn)入進(jìn)氣道的流量并控制喉道面積[12]。為了拓寬SR-71的工作范圍，Colville和Lewis采用改變中心錐的錐角和肩部半徑等方法[13]。日本提出了MRD(multi-row disk)軸對稱進(jìn)氣道[14]，通過改變盤間的軸向距離來調(diào)節(jié)外波系，實(shí)現(xiàn)獨(dú)立調(diào)節(jié)增壓比和流量系數(shù)，國內(nèi)對這種設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了追蹤研究[15]。王亞崗等對移動部分中心錐、第二級壓縮面可轉(zhuǎn)和改變唇罩角度等變幾何方案進(jìn)行對比分析[16]，但是其可實(shí)現(xiàn)性存在問題。鑒于彎曲激波的優(yōu)勢，向有志等[17]針對超燃沖壓發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)了馬赫數(shù)4～6的壓力分布可控軸對稱進(jìn)氣道，與常規(guī)雙錐進(jìn)氣道相比，長度明顯縮短，非設(shè)計(jì)點(diǎn)的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)都有所提高，但是此類進(jìn)氣道更低馬赫數(shù)下的氣動特性并未研究。此外，馬赫數(shù)可控的壓縮曲面不但壓縮效率高，而且可以主動控制進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)[18]?；谏鲜鲅芯浚疚尼槍ぷ髟贛a=1.5～4.5范圍內(nèi)的空氣渦輪火箭沖壓發(fā)動機(jī)高流量和高壓縮效率的設(shè)計(jì)要求，不但設(shè)計(jì)了馬赫數(shù)可控的曲面壓縮軸對稱變幾何進(jìn)氣道而且給出了一種新型調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)，并通過數(shù)值仿真方法分析其典型工作狀態(tài)下的氣動性能和流場特點(diǎn)。

1 基準(zhǔn)軸對稱進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

對工作在Ma=1.5～4.5的空氣渦輪火箭沖壓發(fā)動機(jī)的軸對稱進(jìn)氣道開展氣動設(shè)計(jì)，渦輪模態(tài)和沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)為2.4，保證此時進(jìn)氣道起動。對于更低的來流馬赫數(shù)，進(jìn)氣道不起動造成的總壓損失較小，Ma2.0時經(jīng)過一道正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)可以達(dá)到0.72，Ma1.5時更高，可以達(dá)到0.93。如果此時采用彎曲激波+正激波壓縮，進(jìn)氣道的性能會更高，可以滿足發(fā)動機(jī)的要求，所以不再保證進(jìn)氣道起動工作。此外，考慮到發(fā)動機(jī)對高馬赫數(shù)的性能要求更高，基準(zhǔn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)取4.0，加之高捕獲流量的要求，外壓段型面采用馬赫數(shù)分布可控的反設(shè)計(jì)方法[18]。馬赫數(shù)分布規(guī)律取反正切曲線，其可以減弱前緣激波的強(qiáng)度以及增加等熵壓縮的比例。

基準(zhǔn)進(jìn)氣道具體設(shè)計(jì)參數(shù)：進(jìn)口半徑400 mm，起始半錐角12°，總壓縮角31°，唇口內(nèi)角15°，此時進(jìn)氣道內(nèi)收縮比為1.04，總收縮比為3.12，錐尖到唇口820 mm。喉道后擴(kuò)張通道的面積分布可以按照各種擴(kuò)壓規(guī)律設(shè)計(jì)，比如等壓力梯度、等馬赫數(shù)梯度和等面積變化等，本文中等壓力梯度和等馬赫數(shù)梯度規(guī)律混合使用，保證變化是緩急緩。該段設(shè)計(jì)對流動的穩(wěn)定性和出口流場的畸變影響較大，擴(kuò)張比為2.0，最大局部當(dāng)量擴(kuò)張角小于5°，最終設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道基準(zhǔn)構(gòu)型見圖1，記作Inlet1，總長2.5 m。

圖1 基準(zhǔn)進(jìn)氣道三維構(gòu)型(Inlet1)

2 基準(zhǔn)進(jìn)氣道的數(shù)值結(jié)果分析

2.1 數(shù)值計(jì)算方法

采用Fluent軟件進(jìn)行求解，通量差分采用AUSM格式，湍流模型為Re-Normalization Group(RNG)k-ε模型，流動方程、k方程、ε方程均選擇二階迎風(fēng)格式離散，非平衡壁面函數(shù)法。由于模型和流動的對稱性，只需要進(jìn)行二維數(shù)值計(jì)算。為了適應(yīng)粘性計(jì)算和捕獲激波的需要，加密壁面附近的網(wǎng)格和局部網(wǎng)格，網(wǎng)格量約為8萬。采用Sutherland公式計(jì)算分子粘性系數(shù)，壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，采用壓力遠(yuǎn)場和壓力出口邊界條件。各殘差指標(biāo)至少下降4個數(shù)量級并且流量沿程守恒時認(rèn)為數(shù)值計(jì)算結(jié)果收斂。按照ΔMa/ΔH=1/4(1/km)的方式給定來流條件，其中來流Ma=4.0時，高度H=22 km。

2.2 計(jì)算結(jié)果分析

圖2給出了基準(zhǔn)進(jìn)氣道(Inlet1)的流量系數(shù)φ，與目標(biāo)流量系數(shù)(Target)相比，在Ma>3.0時，流量系數(shù)可以滿足設(shè)計(jì)要求，Ma3.5時流量還超出了1.7%。在Ma≤3.0時，基準(zhǔn)進(jìn)氣道的流量系數(shù)均小于目標(biāo)值，由于其流量系數(shù)近似線性分布的特性，在Ma2.5附近二者差距最大，約為10.0%，Ma3.0時相對降低了3.8%。但是，從流量系數(shù)的絕對值可以看出，采用曲面壓縮的軸對稱進(jìn)氣道可以保持很高的流量系數(shù)，Ma2.5時都可以達(dá)到0.62。

圖2 基準(zhǔn)進(jìn)氣道的流量系數(shù)與目標(biāo)值的對比

圖3給出了典型馬赫數(shù)時基準(zhǔn)進(jìn)氣道的流場結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma4.0時前緣激波封口，流量系數(shù)為1.00，喉道為超聲速，氣流在擴(kuò)張段內(nèi)速度不斷增加，沒有分離，出口附近存在一道激波，波后馬赫數(shù)降為2.81。在超額定工況下，前緣激波打入唇口內(nèi)，唇口入射激波打在喉道前，存在小范圍分離。擴(kuò)張段內(nèi)仍然是增速減壓的過程。Ma3.0時前緣激波偏離唇口，流量系數(shù)達(dá)到0.76，唇口激波在等直段內(nèi)反射，出口附近仍存在一道明顯的反射激波。Ma2.0時前緣激波變直，擴(kuò)壓段內(nèi)馬赫數(shù)在反射激波前增速減壓。經(jīng)過數(shù)值計(jì)算，基準(zhǔn)進(jìn)氣道的起動馬赫數(shù)為1.9，Ma1.5時進(jìn)氣道處于不起動狀態(tài)，激波被推出并與前緣激波相交，波后為亞聲速，但此時喉道總壓恢復(fù)系數(shù)高達(dá)0.984，性能良好。

圖3 典型來流馬赫數(shù)時基準(zhǔn)進(jìn)氣道的馬赫數(shù)分布

3 進(jìn)氣道變幾何方案分析

由上節(jié)可知，基準(zhǔn)進(jìn)氣道不能滿足發(fā)動機(jī)低馬赫數(shù)范圍(Ma≤3.0)的流量要求，需要進(jìn)行變幾何方案設(shè)計(jì)?？紤]到通常使用的中心錐移動方案存在體積較大且較重以及密封難度大等問題，本文采用平移唇口的變幾何方案，其移動部件小而輕，調(diào)節(jié)相對容易。此外，從迎風(fēng)面積看，中心錐是唇口的4.5倍，其阻力顯著增加。通過進(jìn)一步分析Ma3.0時基準(zhǔn)進(jìn)氣道中心錐和唇口移動部分的受力可知(圖3)，不考慮交接面的摩擦阻力，中心錐受力是阻力而唇口受力與之相反是推力，二者絕對值的比例約為11∶1。由此可見，平移唇口方案對驅(qū)動機(jī)構(gòu)的動力要求也更低。

經(jīng)過多輪數(shù)值仿真計(jì)算，結(jié)合理論分析，按照Ma2.5附近的流量需求，最終確定喉道之前的唇口在Ma≤3.0時向前平移20 mm，此時的變幾何進(jìn)氣道記作Inlet2。在Ma=1.5～3.0范圍內(nèi)對變幾何進(jìn)氣道Inlet2進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，圖4給出了進(jìn)氣道Inlet2流量系數(shù)與目標(biāo)值的對比。此時，Inlet2可以滿足發(fā)動機(jī)的流量要求，Ma2.5時剛好等于目標(biāo)值，Ma3.0時超出了目標(biāo)值5.4%。相對基準(zhǔn)進(jìn)氣道Inlet1，Inlet2的流量系數(shù)在Ma2.5時增幅最大為11.3%，Ma1.5時最小為2.4%。

圖4 變幾何進(jìn)氣道的流量系數(shù)與目標(biāo)值的對比

圖5給出了基準(zhǔn)進(jìn)氣道(Inlet1)和變幾何進(jìn)氣道(Inlet2)的性能參數(shù)隨著來流馬赫數(shù)的變化曲線，圖5(a)可以看出，基準(zhǔn)進(jìn)氣道喉道截面的增壓比(pth/p0)隨著馬赫數(shù)增加而增加，尤其是Ma>3.0時梯度變大，對應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)(σth)不斷降低；設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma4.0時高達(dá)0.767，Ma≤3.0時趨勢平緩，總壓恢復(fù)系數(shù)在0.94以上。變幾何進(jìn)氣道Inlet2由于內(nèi)收縮比的增加，相同來流馬赫數(shù)時，增壓比均大于Inlet1，Ma2.2時更加明顯，這是因?yàn)榇藭rInlet2處于不起動狀態(tài)而Inlet1起動。對于總壓恢復(fù)系數(shù)，除了Ma2.2附近Inlet2較低之外，其余馬赫數(shù)時二者幾乎相等。

圖5(b)可以看出，相對喉道截面，經(jīng)過擴(kuò)張段后，Inlet1和Inlet2的出口總壓恢復(fù)系數(shù)(σe)都降低，Ma3.0時均降低了10.0%，約為0.840。與基準(zhǔn)進(jìn)氣道Inlet1相比，變幾何進(jìn)氣道Inlet2的總壓恢復(fù)系數(shù)基本相等，出口增壓比(pe/p0)仍然更大而幅度小于喉道截面。以上可以看出，Inlet2的內(nèi)收縮更大，整體上具有更高的壓縮效率。

圖5 基準(zhǔn)進(jìn)氣道和變幾何進(jìn)氣道性能變化曲線

圖6給出了Inlet1和Inlet2喉道馬赫數(shù)(Math)和出口馬赫數(shù)(Mae)的變化曲線。隨著來流馬赫數(shù)增加，喉道和出口的馬赫數(shù)也增加，變化較劇烈的區(qū)域是從起動馬赫數(shù)到Ma3.5，Inlet1的喉道馬赫數(shù)從1.00增加到2.30。相對Inlet1，Inlet2的喉道和出口馬赫數(shù)均較小且喉道馬赫數(shù)差別更大一些，不起動馬赫數(shù)2.2時最為明顯。以上表明，向前平移唇口造成進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)和增壓比增加，其他總體性能參數(shù)變化很小。

圖7給出了典型馬赫數(shù)時變幾何進(jìn)氣道的流場結(jié)構(gòu)，與圖3相比，Ma3.0時變幾何進(jìn)氣道的唇口與前緣激波更近，壓縮量也增加，喉道馬赫數(shù)減小，擴(kuò)壓段內(nèi)馬赫數(shù)也隨之降低。由于溢流量的減小，進(jìn)氣道的起動馬赫數(shù)增加為2.3。Ma2.0時進(jìn)氣道處于不起動狀態(tài)，唇口有一道明顯的正激波，Ma1.5時推出的激波更加靠前。

圖6 基準(zhǔn)進(jìn)氣道和變幾何進(jìn)氣道喉道和出口的馬赫數(shù)變化曲線

圖7 典型來流馬赫數(shù)時變幾何進(jìn)氣道的馬赫數(shù)分布

4 唇口平移方案的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)

結(jié)合上節(jié)軸對稱進(jìn)氣道唇口平移方案和結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，提出了一種新型調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)。軸對稱進(jìn)氣道的整個外殼分為唇口外殼和后外殼兩部分，其中唇口外殼可以前后移動，后外殼保持固定，二者插入式連結(jié)。借助連結(jié)中心錐體和外殼的4塊空心支板，將4個鉸鏈穿過其中與唇口外殼相連。對稱軸上的電機(jī)提供動力，絲桿可以先后移動。絲桿向后移動時，帶動鉸鏈繞著支點(diǎn)逆時針轉(zhuǎn)動，從而帶動唇口外殼向前平移。唇口平移過程中鉸鏈轉(zhuǎn)動半徑減小，所以在支點(diǎn)附近的鉸鏈上開了空心槽。由于采用了杠桿原理，電機(jī)一側(cè)的力臂是支點(diǎn)另一側(cè)的5倍，所以對電機(jī)的動力要求進(jìn)一步顯著降低。

圖8 軸對稱變幾何進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)示意圖

5 結(jié)論

1) 采用馬赫數(shù)分布可控設(shè)計(jì)概念的曲面壓縮軸對稱變幾何進(jìn)氣道性能較高，尤其是具有良好的流量捕獲能力，能夠滿足Ma1.5～4.5的設(shè)計(jì)要求。

2)相對平移中心錐方案，平移唇口方案對驅(qū)動機(jī)構(gòu)的動力要求更低。另外，Ma3.0時向前平移唇口可以進(jìn)一步提高進(jìn)氣道低馬赫數(shù)時的流量系數(shù)，Ma2.5時增幅最大，為11.3%。

3)相對基準(zhǔn)進(jìn)氣道，向前平移唇口使進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)從1.9增加到2.3，除了Ma2.2附近，Ma1.5～3.0范圍內(nèi)的總壓恢復(fù)系數(shù)基本相等，增壓比更高。

4) 唇口平移方案的新型調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)簡單可行，對驅(qū)動電機(jī)要求顯著降低，具有良好工程實(shí)現(xiàn)性，值得進(jìn)一步深入研究。