楊會林 李怡慶 劉濤 張輝 涂良輝

摘 要：基于三維內轉進氣道開展高超聲速導彈氣動布局研究，重點針對曲錐彈身開展了頜下進氣與兩側進氣兩種氣動布局研究。 數值仿真結果表明，頜下進氣布局在特定的攻角下利用彈身前體預壓縮效果，具有較高的進氣道性能。 兩側進氣布局無法有效利用前體的預壓縮效果，較難構造高性能的內部流場，但能夠利用進氣道產生升力，使全彈具有較好的氣動特性。 此外，兩側進氣布局具有更小的攻角敏感性，在攻角變化過程中，整體性能變化較小。 因此，頜下進氣布局適用于單點巡航的導彈設計，兩側進氣布局適用于攻角變化范圍要求高的導彈設計。

關鍵詞：高超聲速;氣動布局;三維內轉進氣道;頜下進氣;兩側進氣;導彈

中圖分類號：?? TJ760.1;V411? 文獻標識碼：?? A? 文章編號：1673-5048（2022）01-0029-06[SQ0]

0 引? 言

隨著人類對飛行速度、飛行高度要求的不斷提高，吸氣式推進系統(tǒng)已成為高超聲速飛行首選技術方案[1-3]。 由于高超聲速流動的復雜性，推進系統(tǒng)與導彈彈體之間存在著相互干擾、相互制約問題，因此，探索高性能的氣動布局，分析推進系統(tǒng)的不同進氣形式對導彈氣動性能、推進系統(tǒng)性能的影響是高超聲速導彈設計首先要解決的關鍵問題。

長期以來，高超聲速飛行器的氣動布局研究基本都是基于乘波理論開展的，包括以平面流動為基礎的楔導乘波理論與二維進氣道氣動布局設計問題[4]、以圓錐流動為基礎的密切錐導乘波理論二維進氣道耦合的氣動布局研究[5]。 國內，文獻[6-7]將外流乘波理論向內流拓展，提出了同時滿足內外流需求的雙乘波一體化氣動布局形式，較好地解決了內外流的一體化設計問題。 然而，乘波體布局由于頭部空間有限，在容積率、末制導系統(tǒng)安裝、攻角性能等方面存在較大的問題。

相比于乘波構型，旋成體曲錐彈身構型具有幾何構型簡單、容積率高、易于末制導設計等優(yōu)點，在導彈布局中受到格外重視[8-9]，國內外學者都開展了相關研究。 1979年，Webster等[10]提出了ASLAM方案，該方案將進氣道置于曲錐彈體頭部下方，即頜下進氣布局，本質上是截取軸對稱進氣道的一部分作為推進系統(tǒng)進氣部件，其壓縮效率較差，無法適用于高超聲速飛行任務的需求。

相比于常規(guī)進氣形式，三維內轉進氣道具有壓縮效率高、流量捕獲特性優(yōu)良等優(yōu)點，近年來在高超聲速飛行計劃中受到較為廣泛的關注[11-12]。 Smart[13]與Gollan等[14]將REST進氣道進行改進，并與旋成體構型相融合，提出了旋成體布局頜下多進氣氣動布局方案。 此外，從洛克希德·馬丁公司發(fā)布的“高超聲速打擊武器（HSSW）”項目概念設計方案圖中可以看出，該方案以旋成體外形與三維內轉進氣道為基礎，采用了頜下進氣氣動布局形式[15]。

本文針對易于實現高超聲速武器化的旋成體彈體與三維內轉進氣道的布局方案，分別開展了頜下進氣與兩側進氣兩種氣動布局形式的研究。 通過數值模擬著重分析不同布局形式對導彈氣動性能與推進系統(tǒng)性能的影響規(guī)律，為旋成體高超聲速導彈氣動布局設計提供了思路與技術支持。

1 模型與數值方法

1.1 物理模型

本文選取圖1所示的頜下進氣與兩側進氣三維內轉進氣道加旋成體彈身的兩種氣動布局形式進行研究，設計點選取馬赫數為6，攻角α為6°。

兩種氣動布局幾何參數對比如表1所示，表中以頜下進氣布局的幾何參數作為基礎尺寸，給出兩側進氣布局形式的幾何相對變化量。

1.2 網格與邊界條件

構建了如圖2所示的計算域。 考慮到構型的對稱性，當計算條件不包含側滑角時，計算域利用了對稱邊界條件，節(jié)省數值計算規(guī)模。 考慮到來流工況為高超聲速，為減小網格總數，選用半徑較小遠場型面，旋成體彈身和進氣道部分采用壁面邊界條件，外圍出口為遠場壓力出口邊界，進氣道出口為壓力出口邊界。 全流場計算域如圖2（a）所示，全彈網格如圖2（b）所示。

計算模型采用的多面體網格，網格總數300萬。 近壁面網格進行了等比加密處理，近壁面最小網格量級為10-5，y+小于10。 此外，由于氣動布局三維造型的復雜性，最后對生成的網格進行了全局正交性優(yōu)化。

1.3 數值方法與算例驗證

針對兩種氣動布局，開展了全粘性的NS方程數值求解。 求解流場為高超聲速可壓縮流場，故采用密度基耦合求解，假設計算流場為定常流場，并使用能量方程，選取SA模型，采用理想氣體定律。 考慮到氣體的高溫效應，計算中使用變比熱的熱完全氣體模型，將比熱定義為溫度的五次多項式。 計算采用耦合隱式求解。 為得到準確結果并保證計算流場的收斂性，將兩種氣動布局的數值模擬分為兩步。 首先以一階迎風格式求解流場，得到能夠表征流場性質的粗略流場輪廓，然后以此流場為初始流場，采用二階迎風格式進行流場求解直至收斂。

不同飛行高度、飛行馬赫數狀態(tài)下，來流條件如表2所示。

為驗證所用計算網格與計算方法的準確性，采用文獻[16]所述的空天飛機進行算例驗證，驗證網格包括多面體網格、切割體網格與四面體網格，并采用前文所述的計算方法。 該模型來流條件為來流馬赫數8.04，單位雷諾數Re=1.13×107，總壓P*=7.8 MPa，總溫T*=892 K，攻角變化范圍在-5°～30°，該模型（半模）氣動力系數參考面積為0.005 m2，升力系數對比與阻力系數對比如圖3所示。 可以看出，在攻角小于10°范圍內數值模擬數據與試驗數據吻合良好，且數值模擬能夠較精確捕獲流場的波系結構。 考慮本文研究攻角范圍為-2°～8°，可以認為，本文所述網格與數值計算方法能夠較好地模擬出所研究氣動布局的性能。

2 設計點性能對比分析

2.1 流場結構分析

分別提取兩方案設計點（Ma=6.0，α=6°）狀態(tài)下的流向特征截面與出口截面，如圖4～5所示。 兩方案的特征截面馬赫數分布圖表明兩者波系結構類似，均由兩道主要激波組成，其一為錐形彈身前緣外壓縮入射圓錐激波，其二為三維內轉進氣道前緣入射激波，且第一道激波均打在進氣道唇口之外，這是由于前緣半頂角較大導致，該角度的選擇是為了滿足頭部裝載設備的容積約束。 從圖中可以看出，雖然彈身前緣入射激波未在進氣道唇口處反射，但進氣道前緣入射激波在設計點仍然完全將進氣道進口封閉，從而最大程度降低了彈身前體激波偏離導致的進氣道流量損失。

觀察總壓恢復系數分布圖譜可以發(fā)現，總壓分布與馬赫數分布較為相似，即高馬赫數區(qū)域總壓恢復系數高，低馬赫數區(qū)域總壓恢復系數較低;進氣道內部主流區(qū)域總壓恢復系數較高，基本維持在0.6～0.8的數量區(qū)間;主要的總壓損失出現在貼近壁面的邊界層內部，隨著邊界層的不斷增長，低總壓區(qū)域在通道內占比逐漸增加。 對比兩方案總壓分布圖譜可以發(fā)現，總壓損失主要區(qū)域并不相同。 頜下進氣布局總壓損失主要出現在進氣道對稱面的上側，但兩側進氣布局貼近壁面處并未出現大面積低總壓分布區(qū)域。 這是因為兩側進氣布局方案氣流流動方向為兩側向內流動，附面層主要堆積于進氣通道的外側，在對稱截面內顯示不明顯，該特征從兩方案喉道截面圖中也可以看出。

從出口圖譜可以看出，頜下進氣能夠使出口氣流呈對稱分布規(guī)律，而兩側進氣則促使低能流向外側堆積， 頜下進氣布局主流區(qū)域總壓恢復系數明顯高于兩側進氣布局形式（橙色區(qū)域）。 頜下進氣形式在設計工況（Ma=6.0，α=6°）具有較好的流場組織能力，能夠更充分地利用攻角狀態(tài)錐形彈身產生的預壓縮效果為進氣道下游部件提供較高的氣流性能。

2.2 進氣道性能對比分析

表3為兩方案在設計點（Ma=6.0，α=6°）時的進氣道喉道性能參數。 表中數據表明，兩方案捕獲流量僅相差1.8%，可以規(guī)避流量捕獲不同對總體性能參數的影響。 縱向對比可以看出，頜下進氣方案在設計點進氣道性能優(yōu)于兩側進氣布局，其中總壓恢復系數差異最為明顯。? 主要是由于頜下進氣方案為順流向壓縮，且能夠較充分地利用錐形彈身在攻角狀態(tài)下的預壓縮優(yōu)勢，最終為推進系統(tǒng)提供更優(yōu)異的出口性能參數。 而兩側進氣則需要在順流向壓縮的同時將氣流向彈身內部壓縮，最終引起了出口性能的損失。

2.3 氣動性能對比分析

頜下進氣方案能夠為進氣道下游部件提供更優(yōu)質的氣流，但在氣動性能方面，兩側進氣方案卻存在較大的優(yōu)勢。 兩方案設計點氣動性能參數如表4所示，可以看出，兩側進氣方案相比頜下進氣方案雖然阻力系數增加了22%，但升力系數卻增加了154%，最終為整個氣動構型提供了高達3.795 4的升阻比，而頜下進氣布局升阻比僅為1.823 6。 該部分氣動力增益主要由兩側進氣道增加的兩側寬度提供。 根據以上分析，可以看出，兩側進氣布局方案能夠為總體構型提供更加優(yōu)異的升阻力特性，且優(yōu)勢明顯。 需要說明的是，本文中升力為全局升力，阻力僅考慮外流阻力。

圖6為兩方案在Ma=6.0時氣動參數隨攻角的變化規(guī)律，總體變化規(guī)律相同，升力系數、阻力系數以及升阻比隨攻角增加而逐漸增加，俯仰力矩隨攻角呈線性的下降規(guī)律。 對比兩方案的升力系數可以發(fā)現，兩側進氣方案全工況升力系數均明顯高于頜下進氣方案。 從最終的升阻比曲線可以看出，兩側進氣方案總體升阻比均高于頜下進氣方案，兩方案最大的升阻比均出現在8°攻角，分別為3.917 1和2.270 0。 兩方案氣動性能對比曲線再次表明，兩側進氣布局形式能夠有效提高總體構型的氣動特性，且該氣動優(yōu)勢在全攻角范圍內均存在。

兩方案在Ma=6.0時進氣道性能隨攻角的變化規(guī)律如圖7所示。 從總壓恢復系數變化圖可以看出，兩方案在2.5°攻角附近相交，當攻角小于2.5°時，兩側進氣布局總壓恢復系數高于頜下進氣布局，當攻角大于2.5°，兩側進氣布局總壓恢復系數低于頜下進氣布局。 因此，雖然設計點狀態(tài)下頜下進氣道性能優(yōu)于兩側方案，但兩側進氣方案具有較高的非設計點性能。 除總壓恢復系數外，從流量分布規(guī)律圖也可以看出，兩側進氣布局相對頜下進氣布局具有更緩慢的變化規(guī)律，說明兩側進氣布局在非設計攻角下能夠捕獲更多的空氣流量。 綜合對比氣動力與進氣道性能可以看出，兩側進氣布局相對頜下進氣布局在相同馬赫數下具有更加優(yōu)異的性能。

3 非設計點性能對比分析

3.1 接力點流場結構分析

對兩方案接力點（Ma=5.0， α=2.7°）流場特征與氣動數據進行對比分析。 圖8～9分別提取了接力點喉道截面馬赫數分布與總壓恢復系數分布。 可以發(fā)現，兩方案基本波系結構與設計點類似，第一道入射激波偏離唇口，但第二道入射激波在低馬赫數工況并未明顯偏離唇口，仍然能夠較好地將進氣道進口封閉，有效避免接力點時的流量損失。

對比分析喉道截面流場圖譜分布可以看出，接力點進氣道喉道圖譜分布規(guī)律與設計點相似，但低能流區(qū)域所占面積比明顯減小，總壓恢復系數相對設計點有所提高。 接力點各截面圖譜與設計點并未發(fā)生本質變化，整體流場從高馬赫數降至低馬赫數，呈現出較為常規(guī)的變化規(guī)律。

3.2 接力點進氣道性能對比分析

兩方案接力點進氣道喉道性能參數如表5所示。 兩方案性能參數均有所提高，但兩側進氣方案提升更加明顯，特別是總壓恢復系數，由設計點的16%差異下降至基本無差異;此外，兩方案流量捕獲增加較為明顯，但兩側進氣方案能夠在接力點捕獲更多的空氣流量，

兩方案流量差異由設計點的1.8%增加至14.1%。? 考慮到接力點與設計點相比同時出現了來流馬赫數與飛行攻角的變化，可判斷兩側進氣布局形式相對于頜下進氣布局形式在接力點具有更加優(yōu)異的性能。

3.3 接力點氣動性能對比分析

兩方案接力點氣動數據如表6所示。 可以看出，由于攻角的降低，兩方案升力系數降低，阻力系數增加，阻力系數相對差異變化較小，由22%變化至19%，但升力系數變化明顯，表中數據顯示頜下進氣方案在接力點產生升力有限，升力系數僅為0.032 0，而兩側進氣方案則產生了較大升力，升力系數高達0.360 6，兩者存在10倍左右的差距。 升阻比相差8.46倍，該結果顯示，兩側進氣方案不僅在進氣道性能上優(yōu)于頜下進氣方案，在氣動性能方面也存在較大優(yōu)勢。

3.4 Ma=5.0攻角特性分析

進一步對Ma=5.0工況下兩方案的攻角特性進行對比研究。 兩方案氣動性能對比如圖10所示。 從升力系數看，兩方案差距拉大，兩側進氣布局在低馬赫數條件下各工況升力系數全面高于頜下進氣布局，該特征在升阻比中也同樣適用，此外，兩方案均保持了較好的俯仰力矩線性特征。

兩方案在Ma=5.0工況時進氣道性能隨攻角的變化規(guī)律如圖11所示。 流量變化規(guī)律對比顯示，兩側進氣布局相比頜下進氣布局在全攻角范圍內均能夠捕獲更多的流量，最大差異出現在2°攻角附近，約為16%，而根據前文對幾何參數的說明，兩側進氣相比頜下進氣的進氣道總面積僅僅增加9%，因此可以判定，兩側進氣形式更有利于非設計點的流量捕獲性能。 兩方案進氣道喉道馬赫數分布隨攻角變化規(guī)律相似且數值相近。 總壓恢復系數變化規(guī)律與Ma=6.0工況類似，交點同樣出現在攻角2.5°工況附近，攻角小于2.5°兩側進氣布局總壓恢復系數高，攻角大于2.5°頜下進氣布局總壓恢復系數較高。 綜合以上設計點與接力點氣動特性分析表明，兩側進氣相對頜下進氣在設計進氣道過程中存在更多的影響。 雖然巡航狀態(tài)下進氣道性能較低，但在低馬赫數、非設計攻角狀態(tài)下有較好的進氣性能;此外，由于進氣道布置于彈身兩側，為總體構型產生了額外的升力增益，最終使得兩側進氣布局在全計算工況范圍內相對頜下進氣布局均具有優(yōu)異的氣動力特性。

4 結? 論

為研究不同氣動布局形式對錐形彈身內轉進氣道一體化構型的影響規(guī)律，分別開展了曲錐彈身頜下進氣與兩側進氣的氣動布局設計，對兩種氣動布局開展三維數值模擬研究，得到結論如下：

（1） 開展了頜下進氣與兩側進氣方案氣動布局的設計，在設計點兩方案喉道總壓恢復系數分別為0.50與0.42，頜下進氣布局形式進氣道性能占優(yōu)，但兩側進氣方案在氣動特性方面具有較大優(yōu)勢，設計點升力系數相比頜下進氣增長154%。

（2） 在低馬赫數非設計點兩側進氣具有更優(yōu)性能，兩種布局進氣道性能之間的差距逐漸減小，進氣道喉道總壓恢復系數能夠達到相同的0.63，但兩側進氣方案的氣動力優(yōu)勢更加明顯。

（3） 頜下進氣布局在一定的攻角下利用彈身前體預壓縮效果，對于構造進氣道高性能內部流動具有較大的優(yōu)勢，較適用于單點巡航飛行器的設計。 兩側進氣布局形式無法有效利用前體的預壓縮效果，但能夠充分利用進氣道產生升力，使全彈具有較好的氣動特性，具有更小的攻角敏感性，在攻角變化過程中，整體參數變化較小。 因此，兩側進氣布局在攻角姿態(tài)變化的飛行任務中具有一定優(yōu)勢。

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Research on Aerodynamic Layout of Three-Dimensional

Inward Rotating Inlet Hypersonic Missile

Yang Huilin1*，Li Yiqing2，Liu Tao1，Zhang Hui1，Tu Lianghui2

（1.AVIC Hongdu Aviation Industry Group，Nanchang 330024，China;

（2.School of Aircraft Engineering，Nanchang Hangkong University，Nanchang 330063，China）

Abstract： Based on the three-dimensional inward rotating inlet， the aerodynamic layout of hypersonic missile is studied， focusing on the submaxillary inlet and the inlet on both sides. The numerical simulation results show that the submaxillary inlet layout has high inlet performance by using the pre-compression effect of the missile’s precursor at a specific angle of attack. The inlet layout on both sides can not effectively use the pre-compression effect of the precursor， and it is difficult to construct a high-performance internal flow field， but it can use the? inlet to generate lift， so that the whole missile has better aerodynamic characteristics. In addition， the inlet layout on both sides has less angle of attack sensitivity， and the overall performance changes less during the change of angle of attack. Therefore， the submaxillary? inlet layout is suitable for the design of single point cruise missile， and the inlet layout on both sides is suitable for the design of missile with high requirements for angle of attack variation range.

Key words： hypersonic; aerodynamic layout;three-dimensional inward rotating inlet;submaxillary inlet;inlet on both sides; missile

收稿日期： 2021-09-10

基金項目：航空科學基金項目（2019ZC066007）

作者簡介：楊會林（1983-），男，陜西神木人，高級工程師。