密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和試驗(yàn)研究

賀旭照，周 正，毛鵬飛，樂嘉陵

（1.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；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心吸氣式高超聲速技術(shù)研究中心，四川綿陽(yáng) 621000）

0 引 言

乘波體具有升阻比高的優(yōu)點(diǎn)，適合作為吸氣式高超聲速飛行器的機(jī)體。乘波體要在吸氣式高超聲速技術(shù)中獲得應(yīng)用，必須解決同進(jìn)氣道、尾噴管及推進(jìn)流道的一體化問題。針對(duì)乘波體和進(jìn)氣道一體化問題，學(xué)術(shù)界進(jìn)行了深入的討論和分析［1－2］，認(rèn)為需解決乘波體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)、乘波體進(jìn)氣道位置匹配、流量捕獲提升、與燃燒室匹配等技術(shù)問題［1］。

在工程實(shí)踐中，多類飛行器都采用或部分采用了乘波前體進(jìn)氣道的一體化思路，但一體化設(shè)計(jì)方法尚未公開。從文獻(xiàn)外形圖片上判斷［3－5］，這些飛行器的乘波前體進(jìn)氣道一體化過程中不同程度地采用了幾何修型和幾何漸變技術(shù)，以達(dá)到乘波體和進(jìn)氣道的匹配。采用幾何修型和漸變技術(shù)的不足之處在于設(shè)計(jì)憑借經(jīng)驗(yàn)，乘波體和進(jìn)氣道的匹配不完全符合氣動(dòng)原理，在幾何融合后，乘波體和進(jìn)氣道的性能將受到明顯影響，性能會(huì)低于原有單獨(dú)設(shè)計(jì)指標(biāo)，且進(jìn)氣道出口流動(dòng)參數(shù)偏離設(shè)計(jì)值及產(chǎn)生明顯畸變，不利于進(jìn)氣道和燃燒室的匹配。

本文給出了一種基于密切軸對(duì)稱和流線追蹤理論的密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道（OICWI）一體化設(shè)計(jì)方法。通過對(duì)設(shè)計(jì)的密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道的理論設(shè)計(jì)和數(shù)值模擬結(jié)果的對(duì)比驗(yàn)證，確認(rèn)了設(shè)計(jì)方法的正確性，給出了這種一體化前體進(jìn)氣道粘性狀態(tài)和非設(shè)計(jì)狀態(tài)上的氣動(dòng)性能評(píng)估結(jié)果，并完成了該一體化乘波前體進(jìn)氣道理論設(shè)計(jì)構(gòu)型Ma數(shù)5～7的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證研究。

1 基準(zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)設(shè)計(jì)及分析

基準(zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)是通過特征線方法設(shè)計(jì)獲得的［6－7］，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示?；鶞?zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)包含以下幾個(gè)部分：（1）直線激波壓縮區(qū)域E′HB，此區(qū)域是由部分ICFA（Internal Conical Flow A）流場(chǎng)型面產(chǎn)生的［6，8］，用于生成具有直線基本形狀的內(nèi)錐乘波體。（2）外壓縮區(qū)域HIB，HI段由與E′H型面相切的三次曲線構(gòu)成，通過調(diào)整HI型線來調(diào)整內(nèi)外壓縮比。（3）激波反射區(qū)域IBJ，此區(qū)域由入射激波反射到一定半徑的內(nèi)錐中心體后產(chǎn)生，反射激波BI與HI型線相交于I點(diǎn)。（4）消波控制區(qū)域IJFG，此區(qū)域通過在IF型線上給定錐面型線及對(duì)應(yīng)馬赫數(shù)分布，基于流量匹配消波設(shè)計(jì)原理，獲得消除壁面激波反射的中心體型線JG。

圖2為采用上述方法設(shè)計(jì)的一個(gè)基準(zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)的馬赫數(shù)等值線圖。設(shè)計(jì)來流馬赫數(shù)6，初始激波角為17°，內(nèi)錐中心體半徑Rc＝0.55Rs（Rs為內(nèi)錐前緣半徑），給定基準(zhǔn)內(nèi)錐出口馬赫數(shù)Maout＝3.8。

圖1 基準(zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.1 Basic inward turning cone flow field structure

圖2 用特征線法設(shè)計(jì)的基準(zhǔn)內(nèi)錐Ma等值線Fig.2 Inward turning cone Mach number contour by MOC design

2 一體化密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

一體化密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道（OICWI）設(shè)計(jì)是在密切內(nèi)錐（OIC）［6］設(shè)計(jì)方法基礎(chǔ)上，將OIC方法及流線追蹤技術(shù)應(yīng)用到乘波體和進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)中［10］。在前體進(jìn)氣道唇口截面上的設(shè)計(jì)示意如圖3所示，首先定義下凹的前體進(jìn)氣道唇口激波型線ICC，ICC曲線采用（1）式的超橢圓型線定義。L為確定ICC曲線寬度和高度的方法因子，本次設(shè)計(jì)φ＝3、n＝2、θ＝0.8，ICC曲線寬度為300mm。

前體進(jìn)氣道前緣型線FCT采用平直段＋二次曲線形式構(gòu)成，二次曲線和平直段光滑銜接。

沿著ICC曲線，生成ICC曲線的曲率中心，例如在ICC曲線的B點(diǎn)處，生成對(duì)應(yīng)的曲率中心A。ICC曲線上的某點(diǎn)（B點(diǎn)）和自身的曲率中心（A點(diǎn)）就形成了密切面，在密切面內(nèi)，A點(diǎn)對(duì)應(yīng)基準(zhǔn)內(nèi)錐的對(duì)稱軸，B點(diǎn)對(duì)應(yīng)初始激波與中心體的交匯點(diǎn)，D點(diǎn)對(duì)應(yīng)前體進(jìn)氣道前緣FCT曲線與初始激波的水平交匯點(diǎn)。

如圖4所示，在密切面AB內(nèi)，一體化乘波前體進(jìn)氣道的上表面和進(jìn)氣道下壓縮面通過如下方法獲得：在AB密切面上，找到對(duì)應(yīng)的乘波前體前緣點(diǎn)D，D點(diǎn)與直線初始激波EB水平相交，沿著交點(diǎn)向后在基準(zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)內(nèi)進(jìn)行流線追蹤，就獲得了一體化乘波前體進(jìn)氣道的上壓縮面；唇口之后的進(jìn)氣道下壓縮面由對(duì)應(yīng)的中心體型線獲得（在無(wú)粘設(shè)計(jì)中中心體型線實(shí)際上也是一條無(wú)粘流線）。在實(shí)際設(shè)計(jì)中，僅選擇ICC曲線的一部分（BB′段）作為進(jìn)氣道捕獲段，對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道唇口捕獲面為BB′CC′。進(jìn)氣道的側(cè)面由對(duì)應(yīng)的密切面構(gòu)成，在圖5中的投影即為BC和B′C′。圖5為采用上述方法設(shè)計(jì)的一體化密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道（OICWI）。一體化乘波前體進(jìn)氣道寬0.3m，乘波前體長(zhǎng)0.33m，總長(zhǎng)0.68m，流道捕獲寬度0.14m。進(jìn)氣道在0°迎角時(shí)的總收縮比為4.47，進(jìn)氣道內(nèi)收縮比為1.85。

圖3 唇口截面上的密切方法示意圖Fig.3 Osculating methods sketch map in the OICWI cowl lip plane

圖4 在密切面AB內(nèi)的流線追蹤方法Fig.4 OICWI streamline tracing methods in the osculating plane AB

圖5 密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道三維視圖Fig.5 3Dview map of the designed OICWI

3 一體化密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道性能數(shù)值分析

對(duì)一體化密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的無(wú)粘和粘性性能進(jìn)行了數(shù)值模擬，同理論設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。數(shù)值模擬采用CFD軟件AHL3D［11］進(jìn)行，無(wú)粘通量采用3階MUSCL差值的AUSMPW＋格式，湍流模型采用k－w TNT兩方程模型，采用壁面函數(shù)修正技術(shù)［9，12－13］，計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)約200萬(wàn)。

圖6為前體進(jìn)氣道對(duì)稱面上的無(wú)粘馬赫數(shù)和壓力等值線云圖，從圖中可看出，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和基準(zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)完全一致，前體入射激波相交于進(jìn)氣道唇口，唇口的反射激波符合消波設(shè)計(jì)，沒有在隔離段內(nèi)產(chǎn)生激波反射。圖7為前體進(jìn)氣道對(duì)稱面上的粘性數(shù)值模擬馬赫數(shù)和壓力等值線云圖，從圖中可看出，由于粘性的存在，進(jìn)氣道在內(nèi)通道出現(xiàn)了一定強(qiáng)度的激波反射。圖8為粘性和無(wú)粘模擬結(jié)果在前體進(jìn)氣道唇口截面上的馬赫數(shù)云圖，從圖中可看出，進(jìn)氣道唇口與無(wú)粘計(jì)算的前體激波完全貼合，表明在理論設(shè)計(jì)狀態(tài)此類前體進(jìn)氣道可以完全捕獲前體壓縮空氣；在粘性狀態(tài)下，由于粘性邊界層的排擠作用，進(jìn)氣道唇口包含在前體產(chǎn)生的激波面內(nèi)，從流量系數(shù)上看，設(shè)計(jì)狀態(tài)下無(wú)粘流量系數(shù)為1，粘性流量系數(shù)為0.967。圖9為進(jìn)氣道隔離段出口截面上粘性和無(wú)粘數(shù)值模擬結(jié)果的馬赫數(shù)和壓力等值線分布圖，在進(jìn)氣道出口截面上無(wú)粘計(jì)算的馬赫數(shù)和壓力參數(shù)分布均勻，質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)為3.8，質(zhì)量加權(quán)壓升為10.3，和理論設(shè)計(jì)結(jié)果完全一致；粘性計(jì)算的結(jié)果核心流區(qū)域的馬赫數(shù)和壓力分布也比較均勻，質(zhì)量加權(quán)壓升值為14.28，質(zhì)量加權(quán)馬赫數(shù)為3.18。

圖6 OICWI對(duì)稱面無(wú)粘Ma和壓力云圖Fig.6 Inviscid Mach number and pressure contour in OICWI’s symmetry plane

圖7 OICWI對(duì)稱面粘性Ma和壓力云圖Fig.7 Viscous Mach number and pressure contour in OICWI’s symmetry plane

圖8 進(jìn)氣道唇口截面粘性和無(wú)粘Ma數(shù)等值線比較Fig.8 Viscous and inviscid Mach number contour comparison in inlet cowl lip plane

圖9 進(jìn)氣道隔離段出口粘性和無(wú)粘Ma和壓力分布對(duì)比Fig.9 Viscous and inviscid Mach number and Pressure comparison in isolate exit plane

表1給出了一體化前體進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)、壓升系數(shù)、流量捕獲等的理論設(shè)計(jì)、無(wú)粘模擬和粘性模擬結(jié)果的對(duì)比參數(shù)?？梢钥闯?，無(wú)粘計(jì)算和理論設(shè)計(jì)結(jié)果是完全吻合的，從前體進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)看，無(wú)粘流場(chǎng)結(jié)構(gòu)也和理論設(shè)計(jì)完全吻合，這兩點(diǎn)說明密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法是正確的。

表1 OICWI設(shè)計(jì)條件理論、無(wú)粘、粘性計(jì)算結(jié)果對(duì)比Table 1 Comparison of theory，invicsid and viscousresults of OICWI at design condition

表2給出了來流馬赫數(shù)4、5和6粘性湍流條件下數(shù)值模擬獲得的進(jìn)氣道隔離段出口參數(shù)，流量系數(shù)是按照0°迎角理論捕獲面積對(duì)應(yīng)捕獲流量換算的，一體化前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)6和4，0°迎角條件下的流量系數(shù)分別可以達(dá)到0.97和0.75。

表2 OICWI非設(shè)計(jì)條件粘性結(jié)果Table 2 Viscous results of OICWI at off design condition

4 一體化密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道試驗(yàn)研究

風(fēng)洞試驗(yàn)是在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心Φ0.5m高超聲速風(fēng)洞中開展的，試驗(yàn)段尺寸：Φ0.5m，Ma范圍：4.9～11.7，控制精度：±0.005，可模擬高度：20～48km大氣條件。采用PSI9016－9116型號(hào)壓力測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量進(jìn)氣道內(nèi)壁面沿程靜壓，滿量程精度為0.05%FS（滿量程的0.05%）。采用紋影結(jié)合高速CCD采集方法進(jìn)行流場(chǎng)顯示，設(shè)置高速CCD分辨率為896×704，幀頻為125fps。

為了便于流場(chǎng)觀察及提升進(jìn)氣道自啟動(dòng)性能［14－15］，增加了進(jìn)氣道內(nèi)收縮段的溢流斜豁口，前體進(jìn)氣道的前緣唇口鈍度為1mm。開展了進(jìn)氣道自啟動(dòng)性能數(shù)值評(píng)估。圖10給出了來流馬赫數(shù)5和106倍反壓條件下，進(jìn)氣道不啟動(dòng)狀態(tài)流場(chǎng)對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖和反壓消除后進(jìn)氣道恢復(fù)啟動(dòng)后對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖。

圖10 乘波前體進(jìn)氣道在106倍反壓下不啟動(dòng)和反壓撤除后恢復(fù)啟動(dòng)狀態(tài)對(duì)比Fig.10 The comparison of unstart in 106times back pressure and restart when back pressure released for OICWI

圖11為一體化乘波前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)4.95、總壓p0＝0.74MPa、總溫T0＝363K條件下，迎角4°～－2°時(shí)的流場(chǎng)紋影圖。圖12為一體化乘波前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)5.96、p0＝1.44MPa、T0＝475K條件下，迎角4°～－2°時(shí)的流場(chǎng)紋影圖。圖13為一體化乘波前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)6.97、p0＝3.02MPa、T0＝602K條件下，迎角4°～－2°時(shí)的流場(chǎng)紋影圖。從試驗(yàn)獲得的紋影照片來看，一體化乘波前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)5～7，迎角4°～－2°都能順利實(shí)現(xiàn)啟動(dòng)，前體進(jìn)氣道流場(chǎng)中包含2個(gè)主要波系，第一道為乘波前體壓縮激波，第二道為唇口反射激波，這兩道激波都呈現(xiàn)明顯三維特征。在馬赫數(shù)5～7非設(shè)計(jì)狀態(tài)范圍內(nèi)，頭部激波距離進(jìn)氣道唇口的位置都非常近，表明非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的溢流較小，表明此型進(jìn)氣道具有較好流量捕獲特性。

針對(duì)試驗(yàn)馬赫數(shù)5.96、總壓p0＝1.44MPa、總溫T0＝475K、0°迎角狀態(tài)，開展了計(jì)算試驗(yàn)的對(duì)比研究。圖14為馬赫數(shù)5.96、0°迎角，進(jìn)氣道機(jī)體壓縮面計(jì)算和試驗(yàn)壓力分布比較，圖15為馬赫數(shù)5.96、0°迎角，進(jìn)氣道唇口壓縮面計(jì)算和試驗(yàn)壓力分布比較。從計(jì)算試驗(yàn)的對(duì)比結(jié)果看，計(jì)算試驗(yàn)的壓力分布一致，進(jìn)氣道機(jī)體面壓力在乘波前體部分經(jīng)過頭激波壓縮后逐漸上升，進(jìn)氣道上下表面的壓力在經(jīng)過唇罩三維斜激波壓縮后迅速上升，然后在隔離段內(nèi)出現(xiàn)明顯斜激波串。

圖11 一體化乘波前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)4.95，p0＝0.74MPa，T0＝363K條件下，迎角4°～－2°時(shí)的流場(chǎng)紋影圖Fig.11 Shadow graph map for OICWI at Ma4.95，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 0.74MPa，total temperature 363K

圖12 一體化乘波前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)5.96，p0＝1.44MPa，T0＝475K條件下，迎角4°～－2°時(shí)的流場(chǎng)紋影圖Fig.12 Shadow graph map for OICWI at Ma5.96，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 1.44MPa，total temperature 475K

圖13 一體化乘波前體進(jìn)氣道在馬赫數(shù)6.97，p0＝3.02MPa，T0＝602K條件下，迎角4°～－2°時(shí)的流場(chǎng)紋影圖Fig.13 Shadow graph map for OICWI at Ma6.97，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 3.02MPa，total temperature 602K

圖14 馬赫數(shù)5.96，0°迎角，進(jìn)氣道機(jī)體壓縮面計(jì)算和試驗(yàn)壓力分布比較Fig.14 The experiment and computation pressure comparison in inlet body side at Ma5.96，AOA＝0°

圖15 馬赫數(shù)5.96，0°迎角，進(jìn)氣道唇口壓縮面計(jì)算和試驗(yàn)壓力分布比較Fig.15 The experiment and computation pressure comparison in inlet cowl side at Ma5.96，AOA＝0°

5 結(jié) 論

給出了密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道（OICWI）的一體化設(shè)計(jì)方法，對(duì)其性能進(jìn)行了計(jì)算分析，并完成了該進(jìn)氣道的風(fēng)洞試驗(yàn)及計(jì)算對(duì)比研究。結(jié)果表明，密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道具有以下特點(diǎn)：

（1）前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)采用流線追蹤和密切內(nèi)錐技術(shù)一體化成型，設(shè)計(jì)符合氣動(dòng)原理；

（2）對(duì)前體進(jìn)氣道的形狀、內(nèi)收縮比及出口參數(shù)的控制調(diào)節(jié)可以通過調(diào)整唇口激波型線（ICC）、前緣型線（FCT）及基準(zhǔn)內(nèi)錐流場(chǎng)實(shí)現(xiàn)，設(shè)計(jì)靈活方便；

（3）理論設(shè)計(jì)結(jié)果和設(shè)計(jì)狀態(tài)無(wú)粘數(shù)值模擬結(jié)果吻合一致，驗(yàn)證了密切曲面內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法是正確的；

（4）數(shù)值模擬結(jié)果表明，前體進(jìn)氣道具有較高的總壓恢復(fù)、較好出口流場(chǎng)均勻度及較高的流量捕獲率，三維狀態(tài)下的溢流??；

（5）試驗(yàn)研究表明該型進(jìn)氣道在Ma5～7條件下順利啟動(dòng)，獲得了該型前體進(jìn)氣道的基本流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)和計(jì)算壓力分布吻合較好。

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