賀旭照,周 正,張俊韜,賀元元,吳穎川

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

高超聲速飛行器的推阻余量小，要實(shí)現(xiàn)經(jīng)濟(jì)飛行，部件和整體都需精細(xì)設(shè)計(jì)。通常，馬赫數(shù)6.0的巡航飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)捕獲面積占飛行器0°迎角迎風(fēng)面積的一半左右[1]，需要開展飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)高度一體化的精細(xì)設(shè)計(jì)，使飛行器、發(fā)動(dòng)機(jī)都能獲得較好的升阻和流量壓縮特性。高超聲速飛行器要獲得較高的升阻比，采用乘波方案構(gòu)型是一個(gè)極具發(fā)展前景的選擇[2]，但目前常用的乘波飛行器設(shè)計(jì)方法尚存在(如容積率不高、氣流壓縮能力不易調(diào)節(jié)、壓縮面局部存在異形結(jié)構(gòu)等[3])。設(shè)計(jì)一種性能優(yōu)良的進(jìn)氣道不難[4-8]，但若要兼顧與前體的流動(dòng)參數(shù)及幾何外形的一體化[9-12]，則需開展深入研究。此外，通過(guò)人工修型匹配來(lái)解決乘波壓縮面的異形曲面結(jié)構(gòu)問(wèn)題，會(huì)使得一體化設(shè)計(jì)集成后的乘波體構(gòu)型和進(jìn)氣道很難達(dá)到各自獨(dú)立的設(shè)計(jì)指標(biāo)[13-15]，從而導(dǎo)致升阻比、進(jìn)氣性能乃至飛行器整體性能的損失。

近年來(lái)，本文研究團(tuán)隊(duì)提出了乘波(前)體、進(jìn)氣道、隔離段一體化流線追蹤設(shè)計(jì)的新思路。研究了一體化內(nèi)錐乘波構(gòu)型和內(nèi)收縮進(jìn)氣道的實(shí)現(xiàn)方法，形成了密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道(Osculating Inward turning Cone Warerider forebody Inlet,OICWI)的設(shè)計(jì)思路和構(gòu)建方法[16-17]，完成了相關(guān)仿真和實(shí)驗(yàn)研究[17-18]，證明一體化內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道具有優(yōu)良的流動(dòng)壓縮性能，滿足與燃燒室匹配的需求?；谔嵘莘e及增強(qiáng)實(shí)用性的考慮，進(jìn)一步發(fā)展了一體化曲外錐乘波前體進(jìn)氣道(Curved Cone Waverider forebody Inlet,CCWI)技術(shù)，完成了理論構(gòu)型的分析仿真和自啟動(dòng)、抗反壓等實(shí)驗(yàn)研究工作[19]，CCWI結(jié)構(gòu)外凸飽滿，實(shí)現(xiàn)了曲外錐乘波體[20-21]和類二元進(jìn)氣道遵循流場(chǎng)特性規(guī)律和流動(dòng)機(jī)理的一體化設(shè)計(jì)，在自啟動(dòng)、抗反壓和流動(dòng)壓縮能力等方面具有良好性能。

流量捕獲特性是高超聲速進(jìn)氣道的重要特性之一。本文針對(duì)一體化CCWI，開展了流量特性精細(xì)測(cè)量分析以及實(shí)驗(yàn)與仿真的對(duì)比研究，以驗(yàn)證上述設(shè)計(jì)方法的先進(jìn)性和實(shí)用性。基于實(shí)驗(yàn)結(jié)果，直觀展示不同進(jìn)錐位置上的流量測(cè)量截面馬赫數(shù)云圖，分析由進(jìn)錐位置引起的流量測(cè)量均方根誤差。在以實(shí)驗(yàn)、仿真手段獲得新型乘波前體進(jìn)氣道流量捕獲特性的同時(shí)，對(duì)比校核實(shí)驗(yàn)和仿真研究工具。

1 曲外錐乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型

密切錐方法由Sobieczky最早提出并發(fā)展完善，賀旭照等[20]進(jìn)一步提出了密切曲錐乘波體設(shè)計(jì)方法，并利用密切軸對(duì)稱技術(shù)并結(jié)合一體化流線追蹤技術(shù)，形成了曲外錐乘波前體進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。

如圖1(a)所示，在唇口截面定義下凸的唇口型線(Inlet Capture Curve,ICC)和前緣型線(Front Capture Tube,FCT)。在ICC上的任一點(diǎn)E，其曲率中心為點(diǎn)A，連線AE所在的面形成一個(gè)密切面。AE和FCT相交于點(diǎn)B；如圖1(b)所示，在密切面內(nèi)，沿點(diǎn)B水平向前，與A′E(基準(zhǔn)流場(chǎng)的前緣激波)相交于點(diǎn)B′；在基準(zhǔn)流場(chǎng)中，由B′點(diǎn)開始，由前至后追蹤出一條流線，并將該流線按圖1(a)和(b)中對(duì)應(yīng)的各點(diǎn)在圖1(a)中進(jìn)行三維變換，可以得到一條密切面AE內(nèi)的機(jī)體側(cè)壓縮型線。同法，將唇罩型線EF變換至AE內(nèi)，可獲得一條AE面內(nèi)的唇罩型線，從而在密切面AE內(nèi)得到2條不同壓縮型線的三維構(gòu)型。ICC上的每個(gè)點(diǎn)都按照與點(diǎn)E相同的構(gòu)建方法進(jìn)行處理，即可形成整個(gè)機(jī)體側(cè)及唇罩側(cè)的三維壓縮面，如圖1(c)所示。

圖1 一體化曲外錐乘波前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法示意圖Fig.1 Schematic map of CCWI design method

基于圖1所示的理論模型獲得了本文的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚19]。將實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ脱貓D1(c)中密切面內(nèi)的黑色虛線進(jìn)行切除，以適應(yīng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段展向截面尺寸。為增強(qiáng)進(jìn)氣道啟動(dòng)特性，對(duì)唇口側(cè)壁進(jìn)行了前掠修型，并將異形的CCWI喉道幾何變形為矩形[22]，如圖2所示。

圖2 隔離段幾何變形示意圖Fig.2 Schematic map of isolate’s geometric transition

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ烷L(zhǎng)607.5 mm，捕獲面積7000 mm2；隔離段長(zhǎng)120 mm，其出口寬高比為5.2；前體前緣、唇罩前緣的鈍化半徑分別為0.50和0.25 mm；總收縮比為4.60，內(nèi)收縮比為1.57。三維模型如圖3 所示。

圖3 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娜S視圖Fig.3 Three dimensional view of the geometric constrained experimental model

2 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)的0.6 m×0.6 m跨超聲速風(fēng)洞[23]中進(jìn)行。該風(fēng)洞標(biāo)稱的實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4～4.5；超聲速實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)1.575 m，截面為0.6 m×0.6 m。本文實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)Ma=3.01、3.53、4.03，總壓0.63 MPa，總溫288 K，單位雷諾數(shù)3.09×107/m，絕熱壁面條件。

采用節(jié)流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，如圖4所示，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屯ㄟ^(guò)轉(zhuǎn)接段(截面為矩形過(guò)渡至圓形)與圓形截面的流量筒連接，流量筒后端連接堵錐和直線步進(jìn)電機(jī)，用以控制隔離段反壓。模型支架固連于流量筒外部，支架和外部作動(dòng)機(jī)構(gòu)連接。堵錐有效移動(dòng)區(qū)間為0～100 mm，堵錐位置xc=0和100 mm時(shí)，分別對(duì)應(yīng)流量筒完全打開和全部堵塞。圖5為模型安裝實(shí)物圖。

圖4 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.4 Schematic map of the experimental systems

圖5 安裝于實(shí)驗(yàn)段內(nèi)的模型Fig.5 Photograph of the fully assembled CCWI model in wind tunnel’s test section

在每次實(shí)驗(yàn)前，模型迎角設(shè)為0°，錐位放空；當(dāng)風(fēng)洞完全啟動(dòng)、流場(chǎng)穩(wěn)定后，模型運(yùn)動(dòng)至所需迎角，然后堵錐按預(yù)設(shè)位置逐次前進(jìn)就位，并在每個(gè)位置保持3 s，以獲得穩(wěn)定流態(tài)，此時(shí)采集模型表面靜壓和皮托壓力等數(shù)據(jù)；當(dāng)出現(xiàn)進(jìn)氣道完全不啟動(dòng)狀態(tài)時(shí)，進(jìn)行退錐，完成一次實(shí)驗(yàn)過(guò)程。

圖6為測(cè)壓點(diǎn)位置示意圖。共布置靜壓測(cè)點(diǎn)110個(gè)；隔離段出口截面H-H內(nèi)布置25個(gè)皮托壓力測(cè)點(diǎn)，5個(gè)一組分別布置于5個(gè)平面上；12個(gè)總壓測(cè)點(diǎn)和4個(gè)表面靜壓測(cè)點(diǎn)分布于流量筒中部的E-E截面上。測(cè)壓孔通過(guò)密封金屬管、聚乙烯軟管與電子掃描系統(tǒng)連接；采用高速紋影系統(tǒng)對(duì)實(shí)驗(yàn)流場(chǎng)進(jìn)行外部觀測(cè)。

圖6 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)靜壓及皮托壓力測(cè)點(diǎn)位置示意圖Fig.6 Three views of the OCCWI experimental model

3 流量測(cè)量結(jié)果和分析

基于流量筒上的12個(gè)總壓測(cè)點(diǎn)和4個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)可以獲得流量系數(shù)φ。式(1)為φ的計(jì)算公式，該公式考慮了總壓在空間上的非均勻特性。

(1)

式中：

pi為靜壓測(cè)點(diǎn)i的值，pt,j為總壓測(cè)點(diǎn)j的值；sj為總壓測(cè)點(diǎn)j的控制區(qū)域面積，sj之和等于流量筒的總截面積；A0為前體進(jìn)氣道的捕獲面積；q(λ∞)pt,∞為基于自由來(lái)流參數(shù)計(jì)算獲得的流量因子。

圖7為通流條件下來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞=3.0、3.5和4.0時(shí)的唇口區(qū)域紋影圖(迎角α=0°)。可以看出：Ma∞=3.0時(shí)，一體化CCWI沒(méi)有完全啟動(dòng)；Ma∞=3.5和4.0時(shí)，前體進(jìn)氣道是完全啟動(dòng)的。通過(guò)進(jìn)錐、退錐過(guò)程，也證實(shí)了Ma∞=3.5和4.0時(shí)的自啟動(dòng)性能。

圖7 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ痛娇趨^(qū)域紋影圖(Ma∞=3.0、3.5和4.0,α=0°)Fig.7 Schlieren maps(Ma∞=3.0,3.5,4.0,α=0°)

圖8為Ma∞=4.0、迎角α=0°、不同錐位條件下的流量筒E-E截面上的馬赫數(shù)分布云圖及對(duì)應(yīng)的流量系數(shù)φ(圖中小黑圈表示總壓測(cè)點(diǎn)位置，xc為流量筒堵錐的位置)。馬赫數(shù)是通過(guò)亞聲速條件下的總壓和靜壓關(guān)系換算得到的，靜壓采用的是E-E截面上的靜壓測(cè)點(diǎn)平均值。從圖中可見，在對(duì)應(yīng)的堵錐位置，流量筒E-E截面上的馬赫數(shù)都小于0.5，處于亞聲速狀態(tài)。在E-E截面上，顯然馬赫數(shù)分布不是均勻的，但其均勻度隨xc的增大而逐步提升，即堵塞比越大，均勻度越好。

圖8 不同錐位條件下流量筒E-E截面上的馬赫數(shù)云圖(Ma∞=4.0,α=0°)Fig.8 Mach number distributions in E-E plane at different throttling cone positions(Ma∞=4.0,α=0°)

圖9為在Ma∞=4.0、α=-4°～6°狀態(tài)下通過(guò)非均勻的流量公式計(jì)算得到的各堵錐位置的進(jìn)氣道流量系數(shù)。除進(jìn)氣道不啟動(dòng)和未完全堵塞的狀態(tài)，在各有效堵錐位置獲得的流量系數(shù)一致性較好。如圖10所示，每個(gè)測(cè)點(diǎn)都有一個(gè)上、下邊界(即誤差帶)，計(jì)算得到其均方根誤差在2%以內(nèi)。不同迎角下的流量系數(shù)隨xc的增大而呈減小趨勢(shì)，這是由于在進(jìn)錐過(guò)程中，實(shí)驗(yàn)時(shí)間一般要持續(xù)數(shù)十秒，風(fēng)洞總壓呈略微減小趨勢(shì)，導(dǎo)致進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)的物理流量隨時(shí)間略微降低，而在計(jì)算流量系數(shù)時(shí)所采用的是風(fēng)洞運(yùn)行的平均狀態(tài)參數(shù)。

圖10為不同馬赫數(shù)和迎角下的流量系數(shù)分布圖。可以看出：在Ma∞=4.0、α=0°時(shí)，流量系數(shù)可達(dá)0.68左右；流量系數(shù)隨迎角近似呈線性變化，在α=4°時(shí)流量系數(shù)為0.80。在Ma∞=3.5、迎角0°時(shí)，流量系數(shù)為0.60左右；Ma∞=3.0時(shí)，由于進(jìn)氣道沒(méi)有完全啟動(dòng)，此時(shí)的流量系數(shù)僅有0.47。從實(shí)測(cè)流量系數(shù)來(lái)看，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)一致性好，CCWI構(gòu)型在Ma∞=4.0和3.5時(shí)的流量捕獲率高。

圖9 來(lái)流馬赫數(shù)4.0時(shí)各堵錐位置的進(jìn)氣道流量系數(shù)Fig.9 Mass flow ratios at different throttling cone positions with Ma∞=4.0

圖10 不同馬赫數(shù)和迎角下的流量系數(shù)分布圖Fig.10 Mass flow ratios under different incoming flow conditions

4 流量特性實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真對(duì)比驗(yàn)證

數(shù)值仿真采用了CFD軟件AHL3D。AHL3D是一款自主開發(fā)的高超聲速流動(dòng)數(shù)值仿真軟件，具有較好的可靠性[23]。為驗(yàn)證仿真軟件以及網(wǎng)格劃分策略的可靠性，對(duì)比分析了數(shù)值仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果。如圖11所示，模型共4754萬(wàn)個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，劃分為92個(gè)物理塊，在內(nèi)流方向分布了1251個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)以盡量精確模擬內(nèi)通道的激波結(jié)構(gòu)。壁面法向第一層網(wǎng)格間距為10-6m，由此換算得到的壁面y+在1以內(nèi)。湍流模型選用k-ωSST兩方程模型，無(wú)黏通量格式為AUSMPW+。計(jì)算狀態(tài)和實(shí)驗(yàn)狀態(tài)相同(來(lái)流馬赫數(shù)4.03)。

圖12為靜壓測(cè)量線A、B、C和F上(見圖6)的仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(Ma∞=4.0、α=4°)，圖中下方2條橫向細(xì)線為機(jī)體側(cè)和唇罩側(cè)對(duì)稱面的型線。在外壓縮段，仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果幾乎重合；在內(nèi)壓縮段，可以觀察到明顯的激波反射現(xiàn)象，盡管個(gè)別峰值位置的仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果略有偏差，但仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果的整體符合度還是很高的。

圖11 仿真計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.11 Schematic map of the experimental model’s simulation grids

圖12 各靜壓測(cè)量線上的仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.12 Static pressure comparison between experimental and CFD results

圖13為通流狀態(tài)下隔離段出口皮托壓力的仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(Ma∞=4.0、α=-4°、0°和4°)，圖中黑點(diǎn)表示皮托壓力測(cè)點(diǎn)位置。可以看出：皮托壓力在核心流動(dòng)區(qū)域分布較為均勻，隨著迎角的增大而增大，仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果規(guī)律一致；盡管實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的核心流動(dòng)區(qū)域面積比仿真計(jì)算的略小，但兩者的皮托壓力分布規(guī)律和數(shù)值范圍整體吻合度較高；核心流動(dòng)區(qū)域的皮托壓力高于近壁區(qū)的數(shù)值。

圖13 隔離段出口皮托壓力實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真結(jié)果對(duì)比Fig.13 Pitot pressure comparison between experimental and CFD results

圖14為Ma∞=4.0、α=-4°～6°時(shí)仿真計(jì)算和實(shí)驗(yàn)獲得的流量系數(shù)對(duì)比。α=0°時(shí)，計(jì)算和實(shí)驗(yàn)結(jié)果幾乎完全重合，且隨迎角變化的線性度較好；α=4°和6°時(shí)實(shí)驗(yàn)值略大于計(jì)算值，α=-4°時(shí)則略小于計(jì)算值，都在誤差帶范圍內(nèi)。其可能的原因是：在仿真方面，α=0°時(shí)的計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合很好，隨著迎角增大，偏差變得明顯，根據(jù)對(duì)圖12的分析(在外壓縮段，仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本重合；而內(nèi)壓縮段個(gè)別峰值位置存在明顯偏差)，可以初步判斷，有可能偏差點(diǎn)的綜合效應(yīng)反映到總體宏觀的流量系數(shù)上，造成大迎角下偏差凸顯；在實(shí)驗(yàn)方面，有迎角時(shí)，模型承受更大的法向力，由于模型及支撐系統(tǒng)的靜氣動(dòng)彈性影響，實(shí)際迎角和理論迎角產(chǎn)生偏離，這可能也是大迎角下仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果存在偏差的原因之一。

圖14 計(jì)算和實(shí)驗(yàn)獲得的流量系數(shù)在不同來(lái)流條件下的比較Fig.14 Mass flow ratio under different incoming flow conditions obtained from experimental data and CFD simulations

通過(guò)以上對(duì)比分析，說(shuō)明本文采用的仿真計(jì)算工具和計(jì)算策略對(duì)通流條件下的一體化CCWI構(gòu)型流動(dòng)特性的數(shù)值模擬是可靠的，可以應(yīng)用于寬來(lái)流狀態(tài)下的CCWI構(gòu)型通流特性數(shù)值模擬，以獲得更寬范圍內(nèi)的一體化CCWI模型性能參數(shù)。

圖15為一體化CCWI構(gòu)型的流量系數(shù)隨馬赫數(shù)和迎角變化的計(jì)算結(jié)果。在Ma∞=6.0條件下，α=0°、4°和6°時(shí)的流量系數(shù)分別為1.00、1.20和1.30。注意到該CCWI理論構(gòu)型的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為5.5，考慮鈍度、黏性及部分模型幾何切除后，在Ma∞=6.0、α=0°時(shí)的流量系數(shù)正好可以達(dá)到1.00。Ma∞=4.0時(shí)，α=0°、4°和8°時(shí)的流量系數(shù)分別為0.68、0.78和0.87，流量系數(shù)隨迎角的線性增長(zhǎng)性較好。

圖15 一體化CCWI構(gòu)型的流量系數(shù)隨來(lái)流馬赫數(shù)和迎角的變化曲線Fig.15 Mass flux ratio of CCWI at Ma∞=6.0 and 4.0

5 結(jié) 論

曲外錐乘波前體進(jìn)氣道(CCWI)具有較優(yōu)的性能，可為乘波體與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化耦合設(shè)計(jì)提供一種性能良好的新型前體進(jìn)氣道壓縮系統(tǒng)。針對(duì)一體化CCWI，本文完成了流量特性精細(xì)測(cè)量分析以及實(shí)驗(yàn)與仿真的對(duì)比研究，得到如下結(jié)論：

一體化曲外錐乘波前體進(jìn)氣道構(gòu)型具有良好的流量捕獲能力，在來(lái)流馬赫數(shù)為3.5、4.0和6.0時(shí)，0°迎角下的流量系數(shù)分別為0.60、0.68和1.00；在節(jié)流系統(tǒng)充分壅塞的條件下，流量測(cè)量均方根誤差在2%以內(nèi)；仿真所獲流量特性和實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致，隨迎角變化的線性度較好；采用經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的仿真方案獲得的馬赫數(shù)6.0條件下的流量系數(shù)合理可信，該型進(jìn)氣道在高低馬赫數(shù)條件下都具有較好的流量捕獲特性。

本文從實(shí)驗(yàn)和仿真兩個(gè)方面獲得了新型乘波前體進(jìn)氣道的流量捕獲特性，開展了計(jì)算、實(shí)驗(yàn)對(duì)比研究，可為相關(guān)新型前體進(jìn)氣道一體化技術(shù)研究提供借鑒參考。