王利平 孫振華 賀永杰 馬高建

摘要： 從影響進氣道起動性能的全因素出發(fā)， 建立一體化模型， 研究來流馬赫數(shù)、 攻角、 側(cè)滑角對進氣道起動性能的影響， 對進氣道轉(zhuǎn)級過程進行了動態(tài)過程仿真。 結(jié)果表明， 隨著來流馬赫數(shù)的增大， 進氣道流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)變化趨勢相反， 應(yīng)選擇合適的設(shè)計馬赫數(shù)， 拓寬進氣道的工作包線； 隨著側(cè)滑角的增大， 背風側(cè)進氣道起動性能及抗反壓性能下降； 轉(zhuǎn)級過程中， 背風側(cè)超臨界裕度明顯小于迎風側(cè)， 研制過程中， 應(yīng)按照背風側(cè)進氣道進行超臨界裕度設(shè)計。

關(guān)鍵詞： 進氣道； 起動性能； 馬赫數(shù)； 攻角； 側(cè)滑角； 動態(tài)過程； 沖壓發(fā)動機

中圖分類號： TJ763； V43文獻標識碼： A 文章編號： 1673-5048（2018）04-0039-07

0引言

沖壓發(fā)動機是一種新型動力裝置， 利用空氣中的氧氣作為氧化劑， 比沖較固體火箭發(fā)動機高出4～6倍， 可較大幅度地提高導(dǎo)彈平均速度和射程， 是目前遠程空空導(dǎo)彈可選的最佳動力系統(tǒng)。 沖壓發(fā)動機主要由進氣道、 燃氣發(fā)生器、 點火器、 助推/沖壓補燃室以及轉(zhuǎn)級機構(gòu)等構(gòu)成， 其中進氣道的正常起動是保證沖壓發(fā)動機實現(xiàn)正常轉(zhuǎn)級、 穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。

目前廣泛使用的進氣道主要為不可調(diào)混壓式超聲速進氣道， 通過一系列斜激波和一道正激波將超聲速氣流滯止為亞聲速氣流。 然而在飛行器助推加速、 轉(zhuǎn)級和巡航過程中， 由于內(nèi)外部條件共同作用的緣由， 例如轉(zhuǎn)級時序不合理設(shè)置、 不可預(yù)測的側(cè)風、 導(dǎo)彈大機動、 導(dǎo)彈加速大推力需求、 飛行速度過低以及補燃室內(nèi)部燃燒擾動等， 使工作環(huán)境偏離設(shè)計狀態(tài)， 導(dǎo)致進氣道工作不穩(wěn)定， 進而導(dǎo)致飛行失敗。 例如， 美國X-51A第三次高超聲速飛行試驗， 由于進氣道不起動， 造成發(fā)動機關(guān)閉， 導(dǎo)致試驗失敗。

為弄清影響進氣道起動能力的因素， 提高進氣道性能， 國內(nèi)外學(xué)者做了大量研究。 Zha等人通過對HSCT（High Speed Civil Transport）混壓式軸對稱進氣道在Ma=2.0時數(shù)值分析后發(fā)現(xiàn)， 來流攻角增大時， 易引起進氣道不起動， 同時還發(fā)現(xiàn)喉道處流場的畸變程度對進氣道起動有很大的影響[1]； Kantrowitz從理論上給出了進氣道起動最大面積收縮比限制條件， 但在高馬赫數(shù)下誤差較大[2]； Ennis等人對超聲速進氣道的起動問題開展了試驗研究， 發(fā)現(xiàn)了兩種不同類型的進氣道不起動狀態(tài)， 并將進氣道起動狀態(tài)定義為內(nèi)部流動現(xiàn)象沒有影響到進氣道的流量捕獲特性[3]； 梁德旺等人對一系列不同收縮比、 不同波系配置的內(nèi)壓縮通道二維流場進行了仿真模擬， 研究了面積收縮比、 飛行高度和來流攻角對進氣道起動性能的影響[4]； 賀永杰等人研究了附面層泄除對定幾何混壓式進氣道起動馬赫數(shù)、 起動點性能和巡航點性能的影響[5]； 何保成等人對沖壓發(fā)動機進氣道進行了不同邊界條件下的數(shù)值模擬， 研究結(jié)果表明在不考慮攻角變化的前提下， 進氣道不起動邊界主要與來流馬赫數(shù)有關(guān)[6]； 趙湘恒等人對攻角變化引起的超聲速進氣道再起動過程進行了數(shù)值模擬， 得到超聲速進氣道的再起動攻角隨攻角變化速率的增大近似呈線性增加[7]； 王衛(wèi)星等人對典型二元高超聲速進氣道不同抽吸位置及抽吸流量對進氣道性能的影響進行了數(shù)值模擬， 驗證了抽吸對提升進氣道自起動性能的有效性[8]。

從國內(nèi)外研究情況來看， 目前對各影響因素進行研究時， 主要存在以下幾方面的問題： 進氣道均簡化為二維計算模型， 且僅保留進氣道擴張段之前部分， 模型過于簡化， 不能真實反映超聲速進氣道的工作狀態(tài)； 對于固定進氣道模型， 僅局限于單一因素的影響， 沒有進行全因素對起動能力影響的研究； 在進氣道受到不可預(yù)測的干擾時， 對再起動特性研究的文獻較少。

針對以上問題， 本文從影響進氣道起動能力的全因素出發(fā)， 建立一體化模型， 還原真實工作狀態(tài)， 分析各因素的變化規(guī)律， 并得到發(fā)動機轉(zhuǎn)級時刻的動態(tài)過程， 為提高進氣道工作穩(wěn)定性， 保證沖壓發(fā)動機工作的可靠性提供借鑒和參考。

1計算模型和方法

1.1簡化計算模型

本文所用進氣道模型為頭部雙側(cè)混壓式進氣結(jié)構(gòu)。 按照不同的來流條件， 將全彈進行不同的簡化： 在無攻角無側(cè)滑角（α=0°， β=0°）工況時， 模型簡化為四分之一進行計算； 在有攻角無側(cè)滑角（α≠0°， β=0°）工況時， 模型簡化為單個進氣道進行計算； 在無攻角有側(cè)滑角（α=0°， β≠0°）工況時， 簡化為雙側(cè)進氣道各取一半進行計算； 進行轉(zhuǎn)級過程動態(tài)計算時， 增加燃氣發(fā)生器結(jié)構(gòu)， 如圖1所示。

1.2邊界條件

計算所用到的邊界條件類型： 壓力遠場邊界、 壓力出口邊界、 無滑移絕熱固壁與對稱邊界條件等， 邊界條件示意圖如圖2所示， 進行轉(zhuǎn)級動態(tài)過程仿真時， 由于涉及到補燃室內(nèi)的燃燒， 增加燃氣流量進口邊界。

航空兵器2018年第4期王利平， 等： 超聲速進氣道起動性能影響因素研究模擬飛行高度為15 km， 對應(yīng)的壓力遠場入口壓力為12 111 Pa。 按照不同的影響因素， 邊界條件設(shè)置見表1～4。

1.3計算方法

采用Fluent-CFD軟件進行數(shù)值計算， 工程上應(yīng)用最廣泛的湍流模型是標準k-ε湍流模型， 對于內(nèi)部的穩(wěn)態(tài)或非穩(wěn)態(tài)的湍流流動發(fā)展均較適用， 因此選擇標準k-ε雙方程模型為湍流模型， 近壁區(qū)采用標準壁面函數(shù)進行處理， 同時本文所模擬的為馬赫數(shù)2.0以上的流動， 不能忽略氣流的壓縮性， 必須采用基于密度算法的3D隱式耦合算法求解， 流動方程的離散格式為二階迎風格式， 其余為一階迎風格式， 解收斂標準為各項殘差收斂， 且所監(jiān)控的進氣道出口流量穩(wěn)定或周期變化。

真實燃燒中所采用推進劑為含硼富燃料推進劑， 一次燃燒后組分較為復(fù)雜， 本文經(jīng)過熱值轉(zhuǎn)換為CH4進行簡單組分計算， 同時考慮到湍流流動影響選擇快速反應(yīng)的渦耗散模型（Eddy Dissipation Model）作為燃燒模型進行動態(tài)計算。

2計算結(jié)果與分析

2.1馬赫數(shù)影響分析

圖3為總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線， 從圖中可以看出， 設(shè)計狀態(tài)下， 激波封口馬赫數(shù)為3.2， 此時的流量系數(shù)φ≈1， σ≈0.45， 當馬赫數(shù)大于3.2時， 進口前斜激波的傾斜角減小， 激波相交于唇口之后， 流量系數(shù)φ基本保持不變， 而斜激波的強度卻隨著來流馬赫數(shù)的增大而增強， 造成進氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)σ逐漸下降； 當馬赫數(shù)小于3.2時， 剛好相反， 斜激波將交于唇口之前， 引起超聲速溢流， 因此流量系數(shù)φ隨著來流馬赫數(shù)的減小而降低， 同時由于斜激波的強度隨著來流馬赫數(shù)的減小而降低， 正激波也逐漸向喉部移動， 激波損失逐漸減小， 總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨著來流馬赫數(shù)的減小而增大； 當馬赫數(shù)小于2.0時， 喉道將出現(xiàn)壅塞， 正激波被推出進氣口外， 呈現(xiàn)亞聲速溢流， 流量系數(shù)φ迅速下降。 可以看出， 流量系數(shù)φ和總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨來流馬赫數(shù)的變化趨勢相反， 在進氣道設(shè)計中， 本文的目標是較高的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)， 因此應(yīng)選擇一個折中的起動馬赫數(shù)和設(shè)計馬赫數(shù)， 保證在該馬赫數(shù)下設(shè)計出的進氣道結(jié)構(gòu)具有較寬的穩(wěn)定工作范圍、 合適的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)。

圖4為出口馬赫數(shù)與畸變指數(shù)承受來流馬赫數(shù)的變化曲線， 可以看出， 隨著馬赫數(shù)的增大， 進氣道出口馬赫數(shù)隨之增加， 這是因為進氣道的結(jié)構(gòu)不可調(diào)， 在兩道斜激波及進氣道內(nèi)部反射波系有限的壓縮作用下， 出口馬赫數(shù)會隨著來流馬赫數(shù)的增大而增大； 畸變指數(shù)反映了進氣道出口氣流穩(wěn)定性與均勻性， 從圖中可以看出， 隨著來流馬赫數(shù)的增大， 畸變指數(shù)基本呈線性增加， 同時在來流馬赫數(shù)大于4.0的時候， 畸變指數(shù)為波動向上的趨勢， 產(chǎn)生畸變的原因主要是激波附面層干擾、 唇口、 擴壓段內(nèi)附面層分離等， 若進氣道出口畸變指數(shù)過大， 將導(dǎo)致進入補燃室的空氣流動均勻性較差， 進而影響空氣與燃氣的摻混和燃燒效率， 對發(fā)動機的推力性能會產(chǎn)生較大影響。

圖5為不同馬赫數(shù)下進氣道對稱截面上的馬赫數(shù)分布云圖， 可以看出， 在Ma=3.2時， 兩道斜激波相交于唇口， 流量損失很小， 氣流進入進氣道后， 經(jīng)過幾道膨脹波系， 喉部及擴張段內(nèi)流動逐漸穩(wěn)定； 隨著馬赫數(shù)的減小， 斜激波的傾斜角增大， 兩道斜激波相交于唇口之前， 正激波位置也隨之向上游喉部移動， 出現(xiàn)超聲速溢流， 有效捕獲面積減小， 流量系數(shù)也逐漸降低； 進一步降低來流馬赫數(shù)， 如Ma=2.0， 激波將被推出進氣道， 出現(xiàn)亞聲速溢流， 進氣道不能起動。 當增大來流馬赫數(shù)時， 如Ma=3.8可以看到， 斜激波的傾斜角減小， 兩道激波均打入進氣道內(nèi)部， 交于唇口內(nèi)， 同時可以明顯看出唇口與喉部之間的流動變得更為復(fù)雜， 進氣道外兩道斜激波與唇口斜激波相互作用， 在唇口附近形成分離區(qū)； 當馬赫數(shù)繼續(xù)增大時， 如Ma=5.0， 進氣道唇口上壁面出現(xiàn)一個很明顯的渦流區(qū)， 將引起額外的渦流損失。

2.2攻角影響分析

圖6為總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨來流攻角的變化曲線， 可以看出， 隨著攻角的增大， 流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)均有所減小， 但減小幅度較小， 說明攻角對本模型進氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)影響不大； 由于本文中所選馬赫數(shù)為3.0， 低于設(shè)計馬赫數(shù)3.2， 斜激波相交于唇口之前， 引起超聲速溢流。

圖7為出口馬赫數(shù)和畸變指數(shù)隨來流攻角的變化曲線， 可以看出， 隨著來流攻角的增大， 出口馬赫數(shù)小幅度下降； 出口畸變指數(shù)逐漸增大， 且在攻角為4°之前， 畸變指數(shù)變化較為緩慢， 在攻角大于4°之后， 畸變指數(shù)快速升高。

圖8為不同攻角條件下， 沿程橫截面上總壓分布等值線圖。 在攻角為0°時， 進氣道內(nèi)流動上下對稱， 隨著攻角的增大， 流體逐漸向進氣道上半?yún)^(qū)域移動， 造成橫截面上總壓分布不均勻度增強， 尤其當攻角大于4°時， 這種不均勻度快速增長， 引起進氣道出口畸變指數(shù)急劇增大， 對補燃室內(nèi)的燃燒將產(chǎn)生不利影響， 造成發(fā)動機性能急劇下降。

2.3側(cè)滑角影響

圖9為總壓恢復(fù)系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線。 可以看出， 隨著側(cè)滑角的加入， 迎風側(cè)進氣道內(nèi)總壓恢復(fù)系數(shù)σ先升高后下降， 而背風側(cè)進氣道單調(diào)下降， 在本文所計算范圍內(nèi)， 側(cè)滑角的影響使得迎風側(cè)進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)比背風側(cè)偏高； 在側(cè)滑角β較小時， 兩側(cè)進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較大， 在β=2°～3°時， 兩側(cè)差距接近0.005， 隨著側(cè)滑角的進一步增大， 差異逐漸減小。

圖10為兩側(cè)進氣道流量系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線， 隨著側(cè)滑角β的增大， 兩側(cè)進氣道的流量系數(shù)φ呈現(xiàn)完全相反的變化： 迎風側(cè)進氣道流量系數(shù)隨著側(cè)滑角的增大逐漸增大， 而背風側(cè)卻基本成線性下降。

圖11為不同側(cè)滑角條件下， 進氣道中心截面上的馬赫數(shù)等值線圖。 可以看到， 隨著側(cè)滑角β的增大， 迎風側(cè)進氣道前外壓斜激波的激波角逐漸減小， 斜激波逐漸向進氣道唇口內(nèi)部移動， 正激波向下游移動， 激波壓縮強度增強， 損失增大， 總壓損失增大， 而進入進氣道的流量逐漸增大， 當側(cè)滑角β>2.5°時， 進氣道捕獲流量大于理論流量， 流量系數(shù)大于1； 與迎風側(cè)變化趨勢相反， 背風側(cè)進氣道前外壓斜激波的激波角逐漸增大， 激波強度減弱， 損失減小， 但背風側(cè)進氣道出口流場畸變指數(shù)逐漸增大， 導(dǎo)致出口截面壓力分布均勻性變差， 總壓恢復(fù)系數(shù)減小， 同時背風側(cè)超聲速溢流現(xiàn)象越發(fā)嚴重， 捕獲流量逐漸減少， 流量系數(shù)也隨之降低。

由以上分析可知， 在本文所研究的模型中， 導(dǎo)彈偏航可以使迎風側(cè)進氣道流量系數(shù)增大， 出口流場畸變指數(shù)減小， 但總壓恢復(fù)系數(shù)降低； 而背風側(cè)的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)均減小， 出口流場畸變指數(shù)增大， 說明進氣道對側(cè)滑角的變化比較敏感， 過大的偏航會大大降低進氣道的性能。

3動態(tài)仿真過程

動態(tài)仿真過程中， 為觀察進氣道及補燃室中各性能參數(shù)的變化過程， 在進氣道進口、 進氣道內(nèi)部以及補燃室內(nèi)設(shè)置了不同位置的監(jiān)測點， 如圖12所示。

圖13為進氣道進口前兩個點的壓力變化曲線， 從圖中可以看出， 在108 ms前， 前堵蓋封閉， 兩側(cè)進氣道進口前壓力均呈現(xiàn)頻率約為300 Hz的振蕩， 這是因為空氣經(jīng)過三道斜激波進入進氣道， 此時斜激波交于唇口位置， 監(jiān)測點位置壓強隨大氣壓強逐漸上升， 由于前堵蓋的阻隔， 流體無法繼續(xù)向前流動， 進而在該區(qū)域聚集， 當流體聚集過多時， 前堵蓋位置壓力會急劇增大， 推動正激波向上游移動， 最終正激波被推出進氣道， 產(chǎn)生激波脫體， 此時臨測點的壓力達到最大； 同時前堵蓋的壓力得到釋放， 誘導(dǎo)激波再次向進氣道下游移動， 監(jiān)測點的壓力開始下降， 當斜激波在唇口相交， 正激波進入進氣道后， 監(jiān)測點壓力達到最低， 隨后流體在前堵蓋區(qū)域聚集， 重復(fù)上述過程； 同時， 由于存在2°側(cè)滑角， 迎風側(cè)前最大壓力及最低壓力均大于相應(yīng)的背風側(cè)壓力， 而且兩側(cè)進氣道前壓力變化過程剛好交錯進行， 即相位不同， 這是因為空氣在迎風側(cè)進氣道流動時， 側(cè)滑角的作用相當于使激波角減小， 斜激波相交于進氣道內(nèi)部， 壓縮性增強， 而空氣在背風側(cè)進行流動時， 剛好相反。

在108 ms后， 前堵蓋打開， 空氣能夠順利通過進氣道進入補燃室， 兩側(cè)進氣道前壓力迅速達到平衡狀態(tài)， 同時進氣道前所形成的斜激波也處于穩(wěn)定狀態(tài)， 監(jiān)測點的壓力不再變化。

圖14為進氣道內(nèi)部各截面上壓力隨時間的變化曲線。 在108 ms到115 ms之間， 各截面按照1～7的先后順序壓力迅速升高， 這是因為前堵蓋在108 ms時打開， 空氣迅速通過進氣道進入補燃室； 而在115 ms之后， 各截面壓力又有一個下降轉(zhuǎn)平穩(wěn)的過程， 這是進氣道內(nèi)斜激波和反射波系穩(wěn)定的一個過程； 在128 ms之后， 背風側(cè)截面7壓力首先飆升， 這是因為隨著空氣與燃氣發(fā)生燃燒反應(yīng)， 補燃室的壓力及溫度會迅速升高， 此時處于通流狀態(tài)的進氣道在背壓提高的條件下， 正激波開始向上游移動， 而背風側(cè)進氣道由于抗壓能力較迎風側(cè)差， 正激波向上游移動速度更快， 當經(jīng)過截面7時， 該位置的壓力在激波的作用下驟升， 隨著正激波的移動， 各截面的壓力逐次升高； 從圖中曲線可以看出， 當背風側(cè)正激波上移到截面6時， 迎風側(cè)正激波上移至截面7， 隨著向上游的移動， 正激波移動速度越來越慢， 最終在兩側(cè)進氣道內(nèi)均越過所檢測的截面1， 穩(wěn)定在進氣道內(nèi)某一位置， 轉(zhuǎn)級過程結(jié)束。

圖15為進氣道內(nèi)各截面上馬赫數(shù)隨時間的變化過程曲線。 因為通過激波的壓縮作用后， 馬赫數(shù)下降， 壓力升高， 因此馬赫數(shù)的變化過程與壓力變化過程剛好相反。

圖16為補燃室內(nèi)部截面上壓力隨時間變化曲線。 隨著前堵蓋的打開， 來流空氣的進入， 補燃室內(nèi)迅速發(fā)生燃燒反應(yīng)， 壓力也迅速升高， 同時隨著燃燒的穩(wěn)定， 壓力逐漸趨于穩(wěn)定。

4結(jié)論

本文研究了馬赫數(shù)、 攻角、 側(cè)滑角對進氣道性能的影響， 同時采用非穩(wěn)態(tài)計算方法， 數(shù)值模擬了帶燃燒條件下的進氣道轉(zhuǎn)級過程， 通過分析， 可以得出以下結(jié)論：

（1） 隨著來流馬赫數(shù)的增大， 進氣道流量系數(shù)φ與總壓恢復(fù)系數(shù)σ變化趨勢相反； 為拓寬進氣道的工作包線， 保證進氣道能正常起動穩(wěn)定工作， 并減小能量損失， 應(yīng)選擇合適的設(shè)計馬赫數(shù)和起動馬赫數(shù)。

（2） 頭部雙側(cè)混壓式進氣道結(jié)構(gòu)中， 攻角大于4°后， 出口畸變指數(shù)快速升高， 對補燃室中穩(wěn)定有效的燃燒將產(chǎn)生不利影響。

（3） 隨著側(cè)滑角的增大， 迎風側(cè)進氣道流量系數(shù)增大， 出口流場畸變指數(shù)減小， 但總壓恢復(fù)系數(shù)降低； 而背風側(cè)的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)均減小， 出口流場畸變指數(shù)增大， 說明進氣道對側(cè)滑角的變化比較敏感， 過大會大大降低進氣道的流場性能。

（4） 由于背風側(cè)進氣道的抗反壓能力較弱， 在空氣進入補燃室與燃氣摻混燃燒后， 背風側(cè)進氣道正激波先于迎風側(cè)向上游移動， 并最終其超臨界裕度小于迎風側(cè)進氣道， 在研制過程中， 應(yīng)按照背風側(cè)進氣道進行超臨界裕度設(shè)計。

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Abstract： From the factors influence on starting ability of inlet ， the integrative model is built， and the starting performance of inlet with different Mach number， attack angle， side slip angle are investigated， the dynamic process of transition is simulated. The results show that， with the increase of the Mach number， flow coefficient and total pressure recovery coefficient had opposite tendency， it is important to choose appropriate design Mach number， and wide the operating envelope. With the increase of side slip angle， the start ability and resisting back pressure ability of leeward side inlet are decreased. During the transition process， the leeward side supercritical margin is significantly smaller than the windward side， so the supercritical margin should be designed according to the leeward side inlet.

Key words： inlet； start ability； Mach number； attack ang