寧嘯天，辜天來，田亞洲，劉甫州，袁化成

(1.南京航空航天大學 能源與動力學院, 南京 210016；2.中國運載火箭技術研究院 研究發(fā)展部, 北京 100076)

0 引言

大氣層內(nèi)飛行時，吸氣式發(fā)動機能夠以空氣為氧化劑，具有相對較高的比沖，是一種較為理想的動力裝置[1]，采用了吸氣式推進的飛行器往往具有較低的成本[2]，且易于重復使用。進氣道是吸氣式發(fā)動機的重要組成部分，對整個推進系統(tǒng)的性能有重要影響，制約著整個推進系統(tǒng)功能的發(fā)揮和性能的提高。軸對稱布局形式的進氣道外形上與渦輪發(fā)動機更容易匹配，也易與一些飛行器的氣動外形融合，如便于導彈的攜帶和箱式發(fā)射[3]。因此，此類布局形式的進氣道成為吸氣式動力裝置的重要選擇之一，受到了國內(nèi)外學者的關注，對其氣動設計與氣動特性的研究具有重要意義。

在寬域飛行馬赫數(shù)的設計要求下，定幾何設計進氣道在非設計點馬赫數(shù)下存在流量需求難以匹配以及內(nèi)部流動易分離、性能較差的問題[4]，這使得變幾何技術應運而生。通過引入各種變幾何機構，不僅能夠調整進氣道捕獲流量以適應寬馬赫數(shù)工作范圍要求下的發(fā)動機需求流量變化，也能夠調整進氣道型面以改善進氣道在不同工況下的內(nèi)部流動，提高進氣道的性能，上述優(yōu)點使得變幾何設計技術成為解決寬域工作進氣道氣動設計問題的重要方案之一。

國外對軸對稱變幾何進氣道的研究起步較早，研究方案較多，形成了一些具有代表性的方案：美國SR-71高空高速偵察機采用了可移動中心錐式軸對稱進氣道設計[5]，在不同的飛行馬赫數(shù)下，通過前后移動中心錐，改變唇口與外壓段激波的相對位置以調整捕獲流量，同時改變內(nèi)收縮段的收縮比以調整進氣道的通流能力；JAMES F Connors等[6]提出了在中心錐設置槽道的變幾何方案，低馬赫數(shù)下中心錐前移，槽道開啟，增大了喉道面積，提高了進氣道起動能力；YUSUKE Maru等[7]設計了一種多級圓盤組合而成的中心錐，在較低的飛行馬赫數(shù)下，各級圓盤分別前移，圓盤間形成的凹腔被渦流填滿，從而在圓盤間形成氣動連接面，在不過分破壞外壓縮流場的條件下，使得進氣道的捕獲流量得到了可控調節(jié)。

近年來，國內(nèi)對于軸對稱進氣道變幾何設計的研究也逐漸增多[8-15]，南京航空航天大學的王亞崗等[16]研究了移動中心錐的變幾何方案，給出了喉道面積可變的設計方法，并研究了抽吸對于進氣道整體性能的影響。滕健等[17]提出了類似多圓盤設計的變幾何方案，實現(xiàn)了寬速域馬赫數(shù)范圍內(nèi)保證進氣道流量系數(shù)的目的。苗海豐等[18]研究了一種簡單易實現(xiàn)的變幾何方法，通過旋轉進氣道第一級壓縮錐改變進氣道外壓段激波的角度和位置，有效地改善了進氣道的攻角特性。

總體來說，移動中心錐變幾何思路在軸對稱超聲速進氣道的變幾何設計中采用較多，相對較為成熟，其氣動本質是改變了外壓段激波與唇口的相對位置，從而達到在不同飛行馬赫數(shù)下調整捕獲流量的目的。然而，移動中心錐方案通常需要將作動機構置于進氣道內(nèi)部，結構設計上難度較高，而本文研究借鑒其氣動設計思路，擬通過平移唇罩的方式實現(xiàn)與移動中心錐相似的改變外壓段激波與唇口相對位置，進而達到調整進氣道不同狀態(tài)下捕獲流量的目的，此時唇罩的平移運動機構可置于進氣道外部，大大降低了變幾何方案結構實現(xiàn)難度。

1 總體要求及設計思路

1.1 總體要求

本文擬研究的軸對稱進氣道最大工作馬赫數(shù)為4，其設計約束指標要求在Ma=2～4范圍內(nèi)的流量與發(fā)動機需求匹配，具體的流量系數(shù)需求如表1 所示。

1.2 設計思路

進氣道的設計馬赫數(shù)為4，因此進氣道的壓縮段選擇混壓式設計。進氣道的各個功能結構如圖 1 所示，可以看到，外唇罩在進氣道喉道位置的部分可以設計成圓柱形，便于引入滑套結構設計以實現(xiàn)幾何可調。因此，在結構上實現(xiàn)唇口位置可調的方案是較為切實可行的。

表1 流量系數(shù)設計要求

圖1 混壓式進氣道結構示意圖

圖 2 給出了本文所研究進氣道的總體設計框架。根據(jù)進氣道功能分區(qū)，壓縮段的設計參數(shù)包括外壓縮面設計和內(nèi)壓縮通道設計，擴張段的設計包括面積和中心線的變化規(guī)律，以及環(huán)形段長度占整個擴壓段的比例。與定幾何軸對稱進氣道設計有所不同的是，由于唇口位置可調，因此不同來流馬赫數(shù)下的流量系數(shù)均能夠達到目標，但由于喉道面積固定，設計內(nèi)壓縮通道時，必須首先考慮喉道高度能否保證低馬赫數(shù)下的起動性能。

結合軸對稱進氣道的主要設計參數(shù)，同時為了加入唇罩可調的變幾何方案，確定氣動設計的流程是：根據(jù)設計馬赫數(shù)外壓縮激波封口的要求，先進行外壓段設計，確定設計馬赫數(shù)下唇口位置，再根據(jù)流量需求確定變幾何規(guī)律，確定唇口的位置。外壓段設計完成，再選取唇口位置流場參數(shù)相對較好的外壓段進行內(nèi)壓段的匹配，再對該組合進行唇口內(nèi)角的規(guī)律研究，以來流馬赫數(shù)為Ma=2時設計喉道位置，以保證進氣道起動性要求。壓縮段確定后，由于進氣道總長固定，擴張段長度也被確定，對擴壓段設計進行研究，分別對比面積變化規(guī)律、中心線變化規(guī)律以及環(huán)形段比例的影響。最后，得到完整的唇罩可動式軸對稱超聲速變幾何進氣道氣動設計與變幾何規(guī)律。

2 數(shù)值計算方法

采用經(jīng)過課題組驗證的數(shù)值計算方法[16]，使用成熟的流體仿真軟件Fluent進行計算，湍流模型為標準k-ε模型，對類似工作范圍的軸對稱進氣道流場仿真與試驗結果對比如圖 3 所示，數(shù)值方法與試驗結果較符合。

圖 4 展示了進氣道其中一個狀態(tài)點的計算域網(wǎng)格劃分，可看到壓縮面轉折處和壁面均進行了加密處理。圖 5 給出了計算域的邊界條件設置。

圖2 設計框架

(a)Mass-flow coefficient (b)Wall pressure distribution

圖4 網(wǎng)格劃分

圖5 計算域與邊界條件

3 唇罩可動式軸對稱進氣道氣動設計

3.1 外壓段波系配置對進氣道氣動特性的影響

外壓縮段位于進氣道的最前端，是進氣道的重要組成部分之一。對于本文擬采用的變幾何設計方案而言，外壓段波系配置不僅影響到下游內(nèi)收縮段與擴壓段的設計，同時也直接關系到進氣道不同來流馬赫數(shù)下的流量捕獲特性，以及幾何調節(jié)規(guī)律。外壓縮方案中，單錐壓縮方案結構簡單，相同壓縮角時長度最短，多錐壓縮方案長度較長，但相同壓縮比時，總壓恢復系數(shù)更高，截短的曲面壓縮方案則能在長度與性能間有所平衡。為此，從幾何總轉折角度相同以及氣動壓縮效果相近兩個角度開展外壓段方案設計，對比分析不同方案下的氣動性能以及幾何調節(jié)移動距離。

3.1.1 相同外壓段總轉折角下進氣道性能對比分析

選擇Ma=4為進氣道激波封口馬赫數(shù)，借鑒課題組前期研究積累[16]，取外壓縮段總轉折角為20°。在相同的外壓段轉折角度下，3種不同波系配置下的外壓段氣動方案設計。其中，三級壓縮方案是參考Oswaititsch最佳波系理論獲取，三級半錐角分別為10°、16°、20°。曲面壓縮采用流線追蹤方法生成，型面由課題組曲面壓縮設計程序給出，初始壓縮錐半角為10°。圖 6 給出了上述3種方案下進氣道性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線，其中唇口位移參數(shù)以設計點Ma=4時的唇口位置為初始零點，隨著來流馬赫數(shù)降低唇口不斷向來流方向前移，以滿足進氣道流量捕獲特性與設計指標的一致性。

(a)Mass-flow coefficient of fixed geometry design (b)Total pressure recovery coefficient of the lip section

(c)Mach number of the lip section (d)Static pressure ratio of the lip section

(e)Moving distance of lip/Diameter of lip

從圖 6 可看出，隨著來流馬赫數(shù)的增加，3種方案下進氣道的流量系數(shù)、唇口截面的靜壓比和馬赫數(shù)均逐漸增大，而總壓恢復系數(shù)則逐漸減小。在總外壓段轉折角相同的條件下，在定幾何設計時，三級錐壓縮方案的流量捕獲能力低于單錐壓縮與曲面壓縮，但總體來看，三級錐壓縮的總壓恢復系數(shù)最高，曲面壓縮次之，單錐壓縮最低。表2 給出了Ma=4狀態(tài)下不同外壓縮方案的性能對比。由于曲面壓縮初始錐半角為10°，而總轉折角為20°，因此相對較短的曲面壓縮段使得曲面設計相比直單錐設計其總壓恢復系數(shù)提高有限。3種壓縮方案在唇口處馬赫數(shù)、靜壓比相近，三級錐壓縮略高于單錐與曲面壓縮。引入唇口可動的變幾何方案時，在滿足不同來流馬赫數(shù)的流量需求條件下，三級錐壓縮唇罩的移動距離最短，這將使得變幾何設計的結構實現(xiàn)難度降低，而單錐與曲面壓縮唇罩移動距離較為相近。綜合氣動性能及幾何調節(jié)移動距離，就本文的進氣道流量捕獲特性目標而言，三級錐壓縮方案綜合性能相對較優(yōu)。

表2 Ma=4狀態(tài)相同總轉折角外壓縮方案性能對比

3.1.2 唇口馬赫數(shù)相同時進氣道性能對比分析

取3種外壓縮方案在設計點的唇口馬赫數(shù)Mai在3附近作為對比的條件，此時單級錐外壓段總轉折角為19.2°，三級錐方案轉折角度為20°，曲面壓縮方案總轉折角度為19.4°。

圖 7 給出了上述3種方案下進氣道性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線。從圖 7 可看出，隨著來流馬赫數(shù)的增加，3種方案下進氣道的流量系數(shù)、唇口截面的靜壓比和馬赫數(shù)均逐漸增大，而總壓恢復系數(shù)則逐漸減小。在設計點唇口馬赫數(shù)均為2.94的條件下，在定幾何設計時，三級錐壓縮方案的流量捕獲能力低于單錐壓縮與曲面壓縮，但總體來看，三級錐壓縮的總壓恢復系數(shù)最高，曲面壓縮次之，單錐壓縮最低， 表 3 給出了Ma=4狀態(tài)下不同外壓縮方案的性能對比，3種壓縮方案在唇口處馬赫數(shù)、靜壓比相近，三級錐壓縮略高于單錐與曲面壓縮。

(a)Mass-flow coefficient of fixed geometry design (b)Total pressure recovery coefficient of the lip section

(c)Mach numer of the lip section (d)Static pressure ratio of the lip section

(e)Moving distance of lip / Diameter of lip

表3 Ma=4狀態(tài)相同唇口馬赫數(shù)外壓縮方案性能對比

引入唇口可動的變幾何方案時，在滿足不同來流馬赫數(shù)的流量需求條件下，三級錐壓縮唇罩的移動距離最短?？傮w來看，三級錐壓縮方案綜合性能更好。這與保證總轉折角相同時，不同外壓縮段設計得到的流場參數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化的規(guī)律基本一致。

3.2 內(nèi)壓段型面設計對進氣道氣動特性的影響

內(nèi)壓段設計對進氣道氣動性能具有重要影響，其主要設計參數(shù)包括內(nèi)收縮比及影響內(nèi)壓段波系結構的唇罩內(nèi)角度及沿程幾何面積分布規(guī)律等。其中，內(nèi)收縮比在保證進氣道低馬赫數(shù)起動的條件下取盡可能更大，這使得喉道位置基本確定，而喉道與外壓段取合適的倒圓過渡連接。因此，就本文所研究進氣道而言，內(nèi)壓段通道型面的主要設計參數(shù)為唇口內(nèi)角取值。在進氣道外壓段和擴壓段設計相同的條件下，本文對比了不同唇口內(nèi)角所得到的內(nèi)壓段設計對進氣道氣動特性的影響。

唇口內(nèi)角的設計，會影響內(nèi)收縮段激波系分布以及拐點流場分離的大小，從而影響喉道流場參數(shù)，進而對進氣道性能產(chǎn)生影響。為了保證唇罩平移的變幾何方案在工程實現(xiàn)上無矛盾，需要唇罩在喉道附近有足夠的圓柱段長度來做平移運動。因此，選擇唇口內(nèi)角的取值分別為9°、10°、11°、12°、13°。圖 8 給出了隨來流馬赫數(shù)變化不同唇口內(nèi)角進氣道的性能變化曲線。

(a)Total pressure recovery coefficient (b)Static pressure ratio of the (c)Mach number of

從圖 8 可看出，隨著來流馬赫數(shù)的增大，5種不同唇口內(nèi)角設計的進氣道，其出口總壓恢復系數(shù)、馬赫數(shù)均逐漸減小，而出口靜壓比則逐漸增大。表 4 給出了采用不同大小唇口內(nèi)角的進氣道性能對比，不同唇罩內(nèi)角的進氣道在出口的總壓恢復系數(shù)和靜壓比相近，總體來看，9°方案均略高于其他方案。在設計點狀態(tài)下， 10°與13°方案出口馬赫數(shù)相對較高?？傮w來看，9°唇口內(nèi)角方案的綜合性能相對較好。

3.3 擴壓段設計對進氣道氣動特性的影響分析

擴壓段使得氣流經(jīng)過喉道激波串后的氣流進一步減速增壓，良好的擴壓段設計能夠保證更高的靜壓升與更低的粘性損失。擴壓段的設計參數(shù)包括擴壓段中心線變化規(guī)律、面積變化規(guī)律以及環(huán)形段占擴壓器總長的比例。本文分別對比了不同的中心線、面積變化規(guī)律和環(huán)形段比例時，進氣道在不同來流馬赫數(shù)下的氣動性能。其中，各個方案在壓縮段設計相同的條件下進行對比。

表4 Ma=4狀態(tài)不同唇口內(nèi)角方案性能對比

3.3.1 中心線變化規(guī)律對進氣道氣動特性的影響

圖 9 給出了不同的中心線變化規(guī)律下，進氣道氣動性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線?？梢姡S著來流馬赫數(shù)的增大，不同中心線變化規(guī)律的進氣道，其出口總壓恢復系數(shù)、馬赫數(shù)均逐漸減小，而出口靜壓比則逐漸增大。

(a)Total pressure recovery coefficient (b)Static pressure ratio of the (c)Mach number of

表 5 為采用不同中心線變化規(guī)律的進氣道性能對比，3種中心線變化規(guī)律下，進氣道出口的總壓恢復系數(shù)、靜壓比以及馬赫數(shù)均比較相近。采用緩急相當?shù)淖兓?guī)律的進氣道總壓恢復系數(shù)略高于其他方案，且出口馬赫數(shù)略低于其他方案，總體來看，緩急相當?shù)闹行木€變化規(guī)律較優(yōu)。

3.3.2 面積變化規(guī)律對進氣道氣動特性的影響

圖 10 為不同面積變化規(guī)律的進氣道氣動性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線?？梢?，隨著來流馬赫數(shù)的增大，不同面積變化規(guī)律的進氣道，其出口總壓恢復系數(shù)、馬赫數(shù)均逐漸減小，而出口靜壓比則逐漸增大。

表5 Ma=4狀態(tài)不同中心線規(guī)律性能對比

(a)Total pressure recovery coefficient (b)Static pressure ratio of the (c)Mach number of

表 6 給出了采用不同面積變化規(guī)律的進氣道性能對比，3種面積變化規(guī)律下，進氣道出口的總壓恢復系數(shù)、靜壓比以及馬赫數(shù)均比較相近。

采用先急后緩變化規(guī)律的進氣道在低來流馬赫數(shù)下出口馬赫數(shù)更低，但在設計馬赫數(shù)時較高，總體來看，緩急相當?shù)拿娣e變化規(guī)律較優(yōu)。

表6 Ma=4狀態(tài)不同面積變化規(guī)律性能對比

3.3.3 環(huán)形段比例對變幾何進氣道氣動特性的影響

中心錐與唇罩在喉道后形成的通道長度(即擴壓器環(huán)形段長度)占擴壓段總長度的比例，影響到氣流在擴壓器中粘性損失與流動特性。本文研究了環(huán)形段長度比例分別為0.4、0.5、0.6以及0.7時，進氣道的性能變化規(guī)律。圖 11 給出了不同環(huán)形段比例進氣道的氣動性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線。從圖 11 可以看出，隨著來流馬赫數(shù)的增大，不同環(huán)形段比例的進氣道，其出口總壓恢復系數(shù)、馬赫數(shù)均逐漸減小，而出口靜壓比則逐漸增大。表 7 給出了采用不同環(huán)形段比例的進氣道性能對比，4種環(huán)形段比例的進氣道，其出口的總壓恢復系數(shù)、靜壓比均比較相近，但環(huán)形段比例為0.7時，進氣道的出口馬赫數(shù)總體低于其他方案。總體來看，比例為0.7的方案性能較優(yōu)。

(a)Total pressure recovery coefficient (b)Static pressure ratio of (c)Mach number of the

表7 Ma=4狀態(tài)不同環(huán)形段比例的性能對比

4 唇口可動進氣道氣動設計方案及性能分析

通過前文對進氣道典型設計參數(shù)的對比分析，選擇最終的二維設計方案為三級錐壓縮(第一級錐半角為10°，第二級錐半角為16°，第三級錐半角為20°)、9°唇口內(nèi)角、緩急相當?shù)拿娣e變化規(guī)律、緩急相當?shù)闹行木€變化規(guī)律，以及環(huán)形段占擴壓段總長比例為0.7。圖 12 展示了來流馬赫數(shù)為4時最終的二維設計模型。進氣道總長L=5000 mm，擴壓段總長Ls=3260 mm。唇罩前緣直徑Di=423 mm。

圖12 進氣道最終設計(Ma0=4)

圖 13 給出了不同來流馬赫數(shù)下，最終的變幾何進氣道設計方案數(shù)值模擬得到的流場，以及唇罩隨來流馬赫數(shù)變化的位移規(guī)律。

圖 14 給出了不同來流馬赫數(shù)下,最終二維設計方案的流量系數(shù)指標與需求的對比，以及進氣道出口的總壓恢復系數(shù)和馬赫數(shù)變化?？梢钥吹?，根據(jù)本文設計方法所得到的唇罩可動式軸對稱進氣道能夠達到預期設計目標，在設計點Ma=4狀態(tài)時，其出口總壓恢復系數(shù)為0.45。

5 結論

本文以不同來流馬赫數(shù)下的流量系數(shù)為目標，對Ma=4級唇罩可移動型軸對稱可調進氣道設計開展了研究，由于平移唇罩方案在變幾何過程中僅改變內(nèi)壓段通道，設計上與外壓段、擴壓段型面沒有直接耦合，因此采用了對進氣道分段設計、再組合每段最優(yōu)方案的方法，達到了預期的設計目標，設計流程清晰，對此類進氣道的設計方法上有一定借鑒意義，而在細節(jié)上對進氣道各分段設計仍有進一步的研究空間。例如，對曲面壓縮方法的優(yōu)化研究。

(1)兼顧幾何移動距離和氣動性能綜合考慮，采用三級錐壓縮的外壓段方案優(yōu)于單級壓縮錐方案和曲面壓縮錐方案；

(2)內(nèi)壓縮段唇罩內(nèi)角對進氣道內(nèi)壓段流動和進氣道性能，就本文研究的進氣道而言，9°唇口內(nèi)角設計時，進氣道的性能相對較優(yōu)；

(3)就本文研究的可調進氣道而言，采用緩急相當?shù)闹行木€、面積變化規(guī)律和環(huán)形段比例為0.7時的擴張段設計，在相近的總壓恢復系數(shù)與靜壓比下，可以獲得更低的進氣道出口馬赫數(shù)；

(4)三級錐設計獲得了滿足目標流量系數(shù)要求的軸對稱可調進氣道方案，給出了幾何調節(jié)規(guī)律，數(shù)值模擬結果顯示：不同來流馬赫數(shù)下，可調進氣道的流量系數(shù)與設計目標一致，Ma=4和Ma=2時，進氣道的總壓恢復系數(shù)為0.45和0.82。

(a)Ma=2.0 (b)Ma=2.5 (c)Ma=3.0

(d)Ma=3.5 (e)Ma=4.0 (f)Moving distance of lip/diameter of lip

(a)Comparison of mass-flow coeffication (b)Total pressure recovery coefficient and