加速型高超飛行器變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)分析①

陳 兵，谷良賢，龔春林

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072)

0 引言

對(duì)于加速型高超飛行器，在整個(gè)飛行階段，飛行器都處于加速狀態(tài)，而進(jìn)氣道只在其設(shè)計(jì)點(diǎn)處性能達(dá)到最優(yōu)，偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)后，性能會(huì)急劇下降。因此，對(duì)于加速型吸氣式飛行器，如何保證進(jìn)氣道在整個(gè)飛行階段的高效工作，是一個(gè)急需解決的問(wèn)題。

對(duì)于飛行速域較寬的吸氣式飛行器，采用固定進(jìn)氣道很難保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在全程的工作性能，為了保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作，采用變幾何進(jìn)氣道是一個(gè)很好的選擇。

國(guó)內(nèi)對(duì)變幾何進(jìn)氣道方案的研究較少，南航的金志光［1］研究了伸縮唇口式變幾何方案，這種變幾何方案簡(jiǎn)單，對(duì)于飛行馬赫數(shù)范圍較大的情況是一種不錯(cuò)的選擇，但若飛行馬赫數(shù)范圍過(guò)大，單純依靠伸縮唇口式方案，很難保證在嚴(yán)重偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)情況下進(jìn)氣道的性能。

文獻(xiàn)［2］給出了2種變幾何方式，通過(guò)出口轉(zhuǎn)動(dòng)或移動(dòng)的方式來(lái)增大進(jìn)氣道的工作范圍，但該變幾何方式也改變了燃燒室和尾噴管的構(gòu)型，進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)改變時(shí)，需綜合考慮燃燒室和尾噴管的影響。因此，這種變幾何方式較復(fù)雜。

本文針對(duì)工作在Ma=2.5～8的進(jìn)氣道，采用了一種簡(jiǎn)單的變幾何方式，在Ma=4時(shí)進(jìn)行幾何調(diào)整。通過(guò)CFD手段對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行數(shù)值模擬，利用計(jì)算結(jié)果分析了變幾何進(jìn)氣道的性能。

1 變幾何方案設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)原則與調(diào)節(jié)方式

氣流產(chǎn)生激波角的大小受來(lái)流馬赫數(shù)和壓縮角的綜合影響。在進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)中，為了保證進(jìn)氣道有較高的流量系數(shù)，希望壓縮面產(chǎn)生的激波能正好落在唇口上，但又不希望激波進(jìn)入唇口內(nèi)部，影響進(jìn)氣道的內(nèi)部氣流特性。因此，希望進(jìn)氣道壓縮面在低馬赫數(shù)下的壓縮角較小，而在高馬赫數(shù)下壓縮角較大。壓縮面在低速和高速條件下的布局如圖1所示［3］，唇口的變動(dòng)方式見(jiàn)圖 2［4］。

圖1 高低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道壓縮面布局Fig.1 Inlet ramps＇configuration in high and low Mach number conditions

圖2 唇口的變動(dòng)方式Fig.2 The move way of the cowl

為保證進(jìn)氣道在低速段能正常起動(dòng)，需要較大的進(jìn)氣道喉道，而高速條件下對(duì)喉道的要求不高，但過(guò)大的喉道會(huì)額外增大進(jìn)氣道的阻力。此外，低速條件下，激波角較大，前緣唇口如果靠后，進(jìn)氣道的溢流會(huì)較大，不僅增加了進(jìn)氣道的溢流阻力，也會(huì)影響沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，在高速段，激波角較小，如果前緣唇口靠前，外壓縮段產(chǎn)生的激波會(huì)進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部，導(dǎo)致進(jìn)氣道內(nèi)部的氣流紊亂，影響出口氣流品質(zhì)，減小總壓恢復(fù)，甚至導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)。綜上可知，為了保證進(jìn)氣道在整個(gè)加速過(guò)程中的性能，將變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)為可動(dòng)唇板式、變壓縮面的設(shè)計(jì)方案，如圖3所示。

通過(guò)液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)喉道上表面的上下移動(dòng)來(lái)改變喉道高度和最后一道外壓縮面的壓縮角，利用外罩唇口前后上下移動(dòng)，增大低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道的流量系數(shù)，同時(shí)避免高馬赫數(shù)下外壓縮面產(chǎn)生的激波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部。

圖3 變幾何進(jìn)氣道方案Fig.3 Variable geometry inlet scheme

1.2 設(shè)計(jì)方法

進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)主要是要通過(guò)合理的波系組織保證進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)、流量系數(shù)、壓升比和出口氣流品質(zhì)等達(dá)到最優(yōu)。

對(duì)于壓縮角為δ的壓縮面，來(lái)流馬赫數(shù)為Ma時(shí)，其對(duì)應(yīng)的激波角為

其中，δ=0對(duì)應(yīng)強(qiáng)解，δ=1對(duì)應(yīng)弱解，當(dāng)χ＞1時(shí)，表示激波脫體。γ為比熱容比，一般取1.4。

經(jīng)過(guò)斜激波的總壓比為

斜激波后的馬赫數(shù)為

進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)使用較多的是最佳波系的Oswatitsch理論，設(shè)進(jìn)氣道有n－1道斜激波，合理分配每道激波的強(qiáng)度，保證進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)最大。通過(guò)復(fù)雜的數(shù)學(xué)運(yùn)算可知，當(dāng)斜激波滿足［5］:

即

此時(shí)，每道斜激波的激波強(qiáng)度相等，最終的總壓恢復(fù)最大。

除了總壓恢復(fù)，流量系數(shù)也是進(jìn)氣道設(shè)計(jì)要考慮的一個(gè)重要指標(biāo)，假設(shè)進(jìn)氣道有n道壓縮面，每道壓縮面的端點(diǎn)坐標(biāo)分別為(xi－1，yi－1)和(xi，yi)，如圖 4(a)所示。要保證激波封口，則應(yīng)保證:

其中，r為進(jìn)氣道最大捕獲高度;l為外壓縮段的長(zhǎng)度。激波封口時(shí)，流量系數(shù)達(dá)到最大。

圖4 設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)波系示意圖Fig.4 Wave map at designed and off-designed states

對(duì)于變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道，需要考慮進(jìn)氣道在偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)工作時(shí)的流量系數(shù)，如圖4(b)所示。偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)工作時(shí)，其流量系數(shù)為

在保證流量系數(shù)的同時(shí)，也要保證氣流能正常的通過(guò)喉道。所以，起動(dòng)特性也是進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時(shí)考慮的重點(diǎn)，它是進(jìn)氣道能否正常工作的前提。為了保證正常起動(dòng)，進(jìn)氣道需要滿足Kantrowitz收縮比準(zhǔn)則:

式中 A0為最大捕獲面積;A4為喉道面積;M0為來(lái)流馬赫數(shù)。

除了滿足Kantrowitz收縮比準(zhǔn)則，喉道面積要能保證進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流正常通過(guò)而不產(chǎn)生壅塞，可通過(guò)流量公式計(jì)算:

式中 φ為起動(dòng)馬赫數(shù)下的最大流量系數(shù);MaH為來(lái)流馬赫數(shù);Mat為喉道處馬赫數(shù);σ＇為氣流在喉道處的總壓恢復(fù);K為考慮飛行器飛行姿態(tài)、氣體粘性等影響因素后起動(dòng)喉道面積的放大因子，工程上一般取1.05～1.15［6］。

1.3 分級(jí)可調(diào)方案

本方案為變幾何進(jìn)氣道，進(jìn)氣道變幾何方案采用分級(jí)可調(diào)方式，以飛行馬赫數(shù)作為進(jìn)氣道調(diào)節(jié)的依據(jù)，在低馬赫數(shù)下第3道外壓縮面的壓縮角為0°，唇板位置靠前，同時(shí)喉道高度也較大，該構(gòu)型能保證飛行器在Ma≤4以下的進(jìn)氣性能，當(dāng)飛行Ma＞4時(shí)，液壓系統(tǒng)開始工作將喉道往外推;當(dāng)達(dá)到預(yù)定高度時(shí)，由鎖死裝置鎖死，同時(shí)進(jìn)氣道外罩沿著側(cè)邊滑動(dòng)槽滑動(dòng)到基準(zhǔn)位置，構(gòu)型如圖6所示:當(dāng)飛行Ma＞6時(shí)，將外罩水平后移，避免外壓縮面產(chǎn)生的激波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)。

1.4 設(shè)計(jì)過(guò)程

1.4.1 飛行包絡(luò)

針對(duì)采用碳?xì)淙剂纤狡痫w的高超聲速飛行器，其飛行馬赫數(shù)范圍很寬，最大飛行Ma數(shù)接近8，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)可在Ma=2.5～8.0范圍內(nèi)工作。因此，對(duì)進(jìn)氣道的要求相當(dāng)高。為了保證進(jìn)氣道的正常工作，僅靠唇口或楔板的變動(dòng)，很難保證進(jìn)氣道在整個(gè)飛行包絡(luò)下的工作性能。因此，本文采用同時(shí)改變第3道楔板和唇口的形式。

1.4.2 設(shè)計(jì)點(diǎn)選擇

考慮到進(jìn)氣道的工作范圍為Ma=2.5～8，為了保證高馬赫數(shù)段的性能，設(shè)計(jì)點(diǎn)不宜過(guò)低，但設(shè)計(jì)馬赫數(shù)過(guò)高，為保證進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的正常工作，對(duì)變幾何結(jié)構(gòu)的要求過(guò)高。因此，采用折中的設(shè)計(jì)點(diǎn)。這樣既可緩解變幾何的困難，也可保證進(jìn)氣道在整個(gè)飛行包絡(luò)下都有較好的性能。本文設(shè)計(jì)點(diǎn)選擇Ma=6。

1.4.3 壓縮面總折轉(zhuǎn)角和外壓縮面數(shù)目

總折轉(zhuǎn)角的選擇同樣要綜合考慮低速和高速的條件。若總折轉(zhuǎn)角過(guò)小，會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道的壓縮性能不足;若過(guò)大，在低速段易出現(xiàn)激波脫體，同時(shí)可能導(dǎo)致高速段進(jìn)氣道出口氣流靜溫過(guò)大，影響燃燒室的性能。本文采用20°的總折轉(zhuǎn)角。

通常外壓縮面數(shù)目越多，每道壓縮面產(chǎn)生的激波強(qiáng)度越小，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)越大，但過(guò)多的外壓縮面會(huì)導(dǎo)致飛行器前體過(guò)長(zhǎng);同時(shí)，進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部的邊界層厚度較大，影響進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段的氣流特性。參考文獻(xiàn)［7］，本文采用三級(jí)外壓縮的進(jìn)氣道構(gòu)型。

1.4.4 變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

通過(guò)前述的設(shè)計(jì)方法，以Ma=6作為設(shè)計(jì)點(diǎn)，對(duì)進(jìn)氣道基準(zhǔn)構(gòu)型進(jìn)行設(shè)計(jì)，三級(jí)外壓縮段的壓縮角分別為 5.76°，6.61°，7.63°，構(gòu)型如圖 5 所示。

圖5 基準(zhǔn)構(gòu)型方案Fig.5 The scheme of based configuration

在設(shè)計(jì)點(diǎn)激波完全封口，流量系數(shù)達(dá)到1，其理論總壓恢復(fù)為57.9%。當(dāng)飛行Ma=8，外壓縮面產(chǎn)生的斜激波進(jìn)入內(nèi)壓縮段，其流量系數(shù)為1，總壓恢復(fù)為40.9%。但在Ma=2.5時(shí)，由于總折轉(zhuǎn)角過(guò)大，氣流在唇口處出現(xiàn)激波脫體現(xiàn)象，進(jìn)氣道無(wú)法工作，在Ma=3時(shí)，其總壓恢復(fù)可達(dá)86.5%，但流量系數(shù)僅為45.65%，且此時(shí)進(jìn)氣道存在嚴(yán)重的起動(dòng)問(wèn)題。

通過(guò)理論計(jì)算數(shù)據(jù)可發(fā)現(xiàn)，基準(zhǔn)構(gòu)型在低馬赫數(shù)下的流量系數(shù)過(guò)小，同時(shí)壓縮角過(guò)大，導(dǎo)致Ma=2.5時(shí)出現(xiàn)了激波脫體現(xiàn)象。為解決這些問(wèn)題，進(jìn)氣道工作在低馬赫數(shù)時(shí)，將第3道外壓縮面的壓縮角變?yōu)?°;同時(shí)，將進(jìn)氣道的外罩唇口向前移動(dòng)和向下移動(dòng)來(lái)增大進(jìn)氣道的流量系數(shù)和喉道高度，低速條件下進(jìn)氣道構(gòu)型如圖6所示。

圖6 低超聲速下的構(gòu)型Fig.6 The configuration in low supersonic condition

此時(shí)進(jìn)氣道外壓縮面由3道變?yōu)?道，在Ma=4時(shí)，第2道外壓縮面產(chǎn)生的激波正好落在唇口上。Ma=2.5條件下的總壓恢復(fù)為96.13%，流量系數(shù)為68.9%，Ma=3條件下進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)為91.24%，流量系數(shù)為76.5%，相對(duì)于變結(jié)構(gòu)之前的進(jìn)氣道性能有了較大改善。

最終的變幾何構(gòu)型如圖7所示。

2 數(shù)值計(jì)算

針對(duì)本文的變幾何進(jìn)氣道，通過(guò)CFD手段對(duì)理論設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)算，計(jì)算馬赫數(shù)包括 Ma=2.5、3、4、5、6、7、8，吸氣式高超聲速飛行器需要綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作和熱防護(hù)要求。因此，高超飛行器的沖壓段需在一定動(dòng)壓范圍內(nèi)飛行。本文進(jìn)氣道的工作動(dòng)壓選為95～105 kPa之間，最終的計(jì)算狀態(tài)如表1所示。

圖7 變幾何進(jìn)氣道布局Fig.7 Configurating of variable geometry inlet

表1 等動(dòng)壓條件下的計(jì)算狀態(tài)Table 1 Calculating states on equal dynamic pressure

3 結(jié)果與分析

為了便于分析，將構(gòu)型1(變幾何之前)和構(gòu)型2(變幾何之后)分別在全速域狀態(tài)下進(jìn)行計(jì)算，并對(duì)其結(jié)果進(jìn)行分析，其結(jié)果云圖如圖8和圖9所示，兩種構(gòu)型工作的性能曲線見(jiàn)圖10。

由圖8可知，對(duì)于構(gòu)型2，由馬赫數(shù)云圖和唇口附近的流線圖可知，在Ma=2.5時(shí)，氣流在外罩唇口處出現(xiàn)激波脫體現(xiàn)象，溢流情況嚴(yán)重，即構(gòu)型2在低超聲速下不能正常工作。但在高超聲速條件下，由云圖可知，進(jìn)氣道可工作正常。

對(duì)于構(gòu)型1，其在低馬赫數(shù)下的工作起動(dòng)情況良好，在Ma=4時(shí)，第2道壓縮面產(chǎn)生的激波面與唇口相交，這與設(shè)計(jì)情況相符。但在高超聲速狀態(tài)下，其外壓縮面產(chǎn)生的激波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部，影響進(jìn)氣道出口的氣流品質(zhì);同時(shí)，由于總壓縮角過(guò)小，導(dǎo)致氣流壓縮不充分，進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)過(guò)高，進(jìn)氣道減速增壓的作用不明顯。

圖8 構(gòu)型2馬赫數(shù)云圖Fig.8 Mach number contours of configuration 2

圖9 構(gòu)型1馬赫數(shù)云圖Fig.9 Mach number contours of configuration 1

圖10 2種構(gòu)型工作的性能曲線Fig.10 The performance curves of two configurations

由于構(gòu)型2是在Ma=6條件下設(shè)計(jì)的基準(zhǔn)構(gòu)型，其在高馬赫數(shù)下的性能較好，但在低馬赫數(shù)下工作時(shí)，由于喉道高度的限制，以及喉道內(nèi)的激波附面層的影響，導(dǎo)致構(gòu)型2在低馬赫數(shù)下工作時(shí)無(wú)法正常起動(dòng)，而構(gòu)型1是在構(gòu)型2的基礎(chǔ)上通過(guò)變幾何的方式得到，總壓縮角減小，同時(shí)喉道高度也大大增加，解決了進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)條件下的起動(dòng)問(wèn)題。但對(duì)于構(gòu)型1，當(dāng)其工作在高超聲速條件下時(shí)，由于總壓縮角過(guò)小，壓縮能力有限。

通過(guò)圖10可知，構(gòu)型1在低馬赫數(shù)下的流量系數(shù)較高，但在高馬赫數(shù)下的壓升比過(guò)小;構(gòu)型2在高馬赫數(shù)下的壓升比較大，但在低馬赫數(shù)下的流量系數(shù)較小。為了保證全速域的進(jìn)氣道性能，通過(guò)變幾何方案，可保證進(jìn)氣道在整個(gè)工作范圍內(nèi)的流量系數(shù)達(dá)到0.65以上，同時(shí)也能保證飛行器在高超聲速條件下的壓縮特性。該變幾何方案可保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在Ma=2.5～8.0條件下能正常高效的工作。

4 結(jié)論

(1)對(duì)于飛行速域較寬的進(jìn)氣道，采用固定幾何的進(jìn)氣道無(wú)法滿足全程的工作性能，要保證其工作性能，必須采用變幾何進(jìn)氣道。

(2)通過(guò)變幾何的調(diào)節(jié)方式，可保證進(jìn)氣道在Ma=2.5～8.0的全程范圍內(nèi)均可達(dá)到較好的性能，當(dāng)在低馬赫數(shù)條件下，通過(guò)變幾何方式使流量系數(shù)從0.31增加到0.65，滿足了燃燒室的流量需求，而在高馬赫數(shù)條件下，通過(guò)改變壓縮角和喉道高度，使進(jìn)氣道的壓升比從8提高到40，保證了進(jìn)氣道對(duì)氣流的壓縮性能和抗反壓能力。

(3)本文的變幾何進(jìn)氣道為分級(jí)可調(diào)方式，在全程通過(guò)一次變幾何方式，即可保證進(jìn)氣道的全程工作特性，變幾何方式簡(jiǎn)單。

(4)在現(xiàn)有構(gòu)型的基礎(chǔ)上，通過(guò)增加分級(jí)可調(diào)的級(jí)數(shù)和調(diào)節(jié)范圍，可將進(jìn)氣道的工作范圍進(jìn)一步的擴(kuò)大。

［1］金志光，張坤元.寬?cǎi)R赫數(shù)范圍高超聲速進(jìn)氣道伸縮唇口式變幾何方案［J］.宇航學(xué)報(bào)，2010，31(5):1503-08.

［2］Falempin F，Wending E.Experimental investigation of starting process for a variable geometry air Inlets operating from mach 2 to 8［R］.AIAA 2006-4513.

［3］James Moss，Dr Eric Perrel.Design and preliminary analysis of variable geometry SCRAM jet/rocket［R］.AIAA 2004-3652.

［4］Derek J Dalle，Seam M Torrez，James F Driscoll.Performance analysis of variable-geometry scramjet inlets using low-order model［R］.AIAA 2011-5756.

［5］趙鶴書，潘杰元，錢翼稷.飛機(jī)進(jìn)氣道氣動(dòng)原理［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，1989.

［6］陳兵，徐旭，王元光，等.定幾何混壓式軸對(duì)稱超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及性能計(jì)算［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2005，20(3):373-379.

［7］鮑福廷，黃熙君，張振鵬，等.固體火箭沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)［M］.北京:中國(guó)宇航出版社，2006.