類乘波前體/進氣道一體化設計與仿真研究

焦子涵，王雪英，范　宇，鄧　帆,3，梁　軼，齊　征

(1.中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室，北京　100076；2.中國運載火箭技術研究院，北京　100076；3.謝菲爾德大學 機械工程學院，謝菲爾德，英國)

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【基礎理論與應用研究】

類乘波前體/進氣道一體化設計與仿真研究

焦子涵1，王雪英1，范宇2，鄧帆1,3，梁軼1，齊征1

(1.中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室，北京100076；2.中國運載火箭技術研究院，北京100076；3.謝菲爾德大學 機械工程學院，謝菲爾德，英國)

設計了一種以超燃沖壓發(fā)動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器，針對推進/氣動一體化設計的問題，提出了類乘波前體/進氣道，采用數(shù)值仿真的方法評估了前體/進氣道的典型性能，對類乘波前體/進氣道在設計狀態(tài)和非設計狀態(tài)的流場結構進行了分析。結果表明：類乘波前體/進氣道在避免完全乘波前體/進氣道帶來的結構和熱防護問題的同時，也有利于進氣道的流量特性和總壓恢復性能的提高，且能夠體現(xiàn)乘波體的優(yōu)勢，為飛行器提供更大的升阻比。

吸氣式高超聲速飛行器；前體/進氣道；推進/氣動一體化；超燃沖壓發(fā)動機

吸氣式高超聲速飛行器越來越受到各航天大國的關注，其氣動設計的主要內(nèi)容就是推進/氣動系統(tǒng)的一體化設計，前體/進氣道一體化設計是推進/氣動一體化設計的主要內(nèi)容之一[1-2]。前體不僅對飛行器的升阻比、俯仰力矩等關鍵氣動性能具有較大的影響，而且又是進氣道的壓縮面，其性能決定了發(fā)動機的性能，其設計具有典型的內(nèi)外流一體化特征，既要使飛行器具有較高的升阻比，又要保證進氣道的進氣性能。在高升阻比方面，乘波構型是目前實現(xiàn)飛行器高升阻比、突破高超聲速“升阻比屏障”的一種有效手段。理想的乘波構型具有尖銳的邊緣，高超條件下的惡劣氣動熱環(huán)境使得尖銳邊緣保持比較困難，是目前理想乘波布局面臨的主要問題之一，而類乘波布局解決了這一問題而又兼具乘波布局的優(yōu)勢[3-4]。將乘波構型和進氣道結合，既能提高吸氣式高超聲速飛行器的升阻比，又能體現(xiàn)乘波體高升阻比的優(yōu)勢，兼顧進氣道性能的發(fā)揮，是一種具有較大競爭力的布局，美國X-51A吸氣式高超聲速飛行器[5]和德國、法國聯(lián)合項目JAPHAR(JointAirbreathingPropulsionforHypersonicApplicationResearch)的前體都具有典型的類乘波特征[6-7]。國內(nèi)相關學者也開展了初步的研究，具有代性的是南京航空航天大學內(nèi)流中心的梁德旺、黃國平和尤延鋮等人借鑒錐形流生成乘波體的思路，提出了內(nèi)乘波式進氣道，并開展了相關研究[8-15]，而對乘波前體的研究開展較少[16-17]。本文設計了一種以超燃沖壓為動力的吸氣式高超聲速飛行器，以飛行器總體指標為約束，開展了類乘波體前體/進氣道的設計，并采用數(shù)值仿真手段評估了前體進氣道的性能，為吸氣式高超聲速飛行器的總體設計提供參考。

1　方案設計

1.1總體約束

前體對飛行器氣動特性和進氣道的外捕獲流量、總壓恢復系數(shù)等性能參數(shù)均有較大影響。因此，前體/進氣道一體化設計是在考慮是對飛行器氣動特性和進氣道進氣性能的折中和優(yōu)化，最終目的是實現(xiàn)飛行器總體性能的最優(yōu)化。采用雙模塊進氣道，設計狀態(tài)為H=26km，Ma=6.0，α=4°，β=0°，飛行器前體高度和寬度均不大于600mm，前體前緣倒圓半徑為4mm，進氣道起動馬赫數(shù)為Ma 4.0，單模塊流量不小于5.0kg/s，升阻比不小于1.2。

1.2方案設計

為了滿足矩形進氣道進口和弧形前體前緣的要求，該乘波前體的基準流場為多級平面激波壓縮流場?？紤]到前體寬度偏小，而進氣道進口寬度較寬，完全乘波的前體勢必需要兩側側壁較高，才能保證激波面與兩側物面較好地貼合，這樣顯著增加了結構重量和熱防護的面積，并且可能使得前體側壁的邊界層低能流進入內(nèi)通道，綜合來看，完全乘波的前體設計并非最優(yōu)選擇。為此，在設計中首先使用流線追蹤法獲得了基準型面，對乘波體和進氣道的參數(shù)組合進行了優(yōu)化[18-19]，然后對其進行了修整，主要修整內(nèi)容包括兩方面，一是在盡量保證激波面與兩側物面貼合的前提下，降低兩側側壁的高度，二是對前緣進行了鈍化處理，鈍化半徑為4mm[20]，在實現(xiàn)部分乘波的同時，保證了較好的結構可實現(xiàn)性、較小的熱防護負擔和良好的內(nèi)流性能。如圖1所示，該方案的迎風面積為145 493mm2(半模)，4°攻角下進氣道的理論捕獲面積為89 839mm2(半模)。其三級外壓縮配波角度為4+3°/6.0°/6.0°，唇罩壓縮角度8°，唇罩前緣進行斜切處理，切除角度為4.5°。此外，該類乘波前體壓縮面寬度沿流向是逐漸擴張的。

圖1　弧形前緣類乘波前體/進氣道構型

2　數(shù)值仿真

2.1計算方法

采用商用軟件ICEM生成結構網(wǎng)格，網(wǎng)格量約為580萬，半模，計算模型采用1∶2縮比，近壁區(qū)網(wǎng)格單元的y+值小于30，圖2給出了壁面網(wǎng)格和對稱面網(wǎng)格的分布情況。流場求解軟件為Fluent，離散格式為二階，湍流模型為S-A，變比熱法。

圖2　弧形前緣類乘波前體的前體/進氣道構型

2.2算法驗證

在超燃發(fā)動機進氣道處通常會發(fā)生由壓縮拐角誘導產(chǎn)生的激波/湍流邊界層干擾現(xiàn)象，對壓縮拐角處激波/邊界層干擾的捕捉能力能夠在一定程度上反應計算結果的精度。采用S-A湍流模型對27°壓縮拐角流動進行數(shù)值模擬[21]，計算網(wǎng)格為131×81，如圖3所示。來流條件為：Ma∞=8.6，T∞=66.67K， Re∞=2.25×107。等溫壁，壁溫Tw=303K。圖4給出了計算結果與實驗結果的對比情況，可見計算值和實驗值吻合良好，說明本文的計算方法具有較高的精度。

圖3　27°壓縮拐角

圖4　表面壓力分布

3　仿真結果分析

3.1設計狀態(tài)流場結構

圖5給出了設計點狀態(tài)下弧形前緣部分乘波前體/進氣道構型的流動結構圖譜。從該方案對稱面馬赫數(shù)分布圖譜可以看出，設計點狀態(tài)下該類乘波前體/進氣道外壓縮波系基本貼口，內(nèi)通道唇罩入射及其反射波系結構合理，無明顯分離包存在。由于采用了乘波前體和前體兩側的修型設計，該構型一級外壓縮波系展向波面更加平直，同時二、三級波系外壓縮波系波面沿展向逐漸上翹，這不僅避免兩側外壓縮波系入射內(nèi)通道，且更有利于進氣道對進口流量的捕獲，提高進氣道的流量系數(shù)。此外，由于采用類乘波弧形前緣，一級壓縮面的橫向流動是指向對稱面方向的，二、三級壓縮面指向兩側的橫向流動則明顯較強，這顯然更有利于壁面邊界層氣流的排除。因此，類乘波前體方案更利于進氣道的流量特性和總壓恢復性能的提高。

3.2非設計狀態(tài)流場結構

圖6和圖7分別給出了非設計狀態(tài)下類乘波前體/進氣道構型在不同來流攻角狀態(tài)下的流動結構圖譜?？傮w來說，在研究范圍內(nèi)，所設計的構型內(nèi)外流波系能正常建立，全流道流動組織良好，能夠正常工作。不難發(fā)現(xiàn)，攻角的變化對構型的流動結構有著較明顯的影響，在-4°攻角下，前體壓縮面的壁面摩擦力線向對稱面匯攏，前體邊界層厚度明顯加厚。一級外壓縮激波強度減弱，二、三級斜激波則提前匯聚形成一道強激波直接入射在唇罩內(nèi)側，所形成的反射激波加劇了唇罩激波/前體邊界層干擾現(xiàn)象，并誘導出內(nèi)通道折轉處明顯的邊界層分離。最終使得進氣道總壓縮量減小，同時出口總壓恢復系數(shù)降低。當攻角增加至8°時，可以看出，前體壓縮面的橫向壓強梯度顯著增加，更多的邊界層被溢流出內(nèi)通道，因此使得進入內(nèi)通道的邊界層厚度明顯下降。另一方面，該狀態(tài)下前體第一級外壓縮斜激波依次與第二級、第三級斜激波相交，最終匯聚為一道強激波，雖然該強激波并沒有進入內(nèi)通道，但各激波提前相交形成的強匯聚激波，顯然這增加了外壓縮波系損失，降低了進氣道出口的總壓恢復系數(shù)。

圖5　類乘波前體/進氣道構型的流動結構圖譜

圖6　類乘波前體/進氣道構型的流動結構圖譜

圖7　類乘波前體/進氣道構型的流動結構圖譜

圖8和圖9則分別給出了Ma=4.0，α=4°，β=0°和Ma=6.5，α=4°，β=0°狀態(tài)下前體/進氣道構型流動結構圖譜。當來流馬赫數(shù)較低時，如Ma=4.0，類乘波構型的各級前體外壓縮激波則相互離開，并向遠離唇罩前緣的方向移動，這顯然導致了唇罩下方明顯的溢流，進氣道流量捕獲能力顯著下降。此外，該低馬赫數(shù)狀態(tài)下由于內(nèi)通道唇罩激波入射點位置前移，內(nèi)通道折轉處膨脹波消波效果大幅度減弱，導致了唇罩激波及其反射激波所誘導的邊界層分離范圍有所擴大，可能對進氣道的氣動性能產(chǎn)生不利影響。對來流馬赫數(shù)6.5狀態(tài)來說，由于此時來流馬赫數(shù)高于設計點馬赫數(shù)，前體外壓縮波系在唇罩前緣附近提前匯聚，且匯聚激波稍稍進入了唇罩內(nèi)側。不過，該狀態(tài)下進氣道內(nèi)通道激波/邊界層干擾并沒有急劇惡化，進氣道仍能正常工作。

圖8　類乘波前體/進氣道構型的流動結構圖譜

圖9　類乘波前體/進氣道構型的流動結構圖譜

3.3性能分析

圖10-圖12給出了不同馬赫數(shù)下升阻比、流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)隨攻角的變化。設計狀態(tài)(Ma=6.0，α=4°，β=0°)下，類乘波前體/進氣道構型的升阻比在1.30附近。該狀態(tài)下所設計的類乘波前體/進氣道構型方案的流量系數(shù)和出口總壓恢復系數(shù)均分別超過設計指標要求的0.84和 0.55，同時在Ma=4.0，α=4°，β=0°狀態(tài)下能夠實現(xiàn)起動。

圖10　升阻比隨攻角的變化

圖11　流量系數(shù)隨攻角的變化

圖12　總壓恢復系數(shù)隨攻角的變化

4　結論

以一類超燃沖壓發(fā)動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器總體指標為約束，開展了一種類乘波前體/進氣道一體化設計，采用CFD方法計算分析了類乘波前體/進氣道的性能，結果表明：類乘波前體/進氣道一體化設計兼顧了飛行器前體和進氣道的氣動性能，為吸氣式高超聲速飛行器的總體設計提供了有益的參考。

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(責任編輯唐定國)

Sim-WaveriderForebody/InletConfiguration

JIAOZi-han1,WANGXue-ying1,FANYu2,DENGFan1,3,LIANGYi1,QIZheng1

(1.ScienceandTechnologyonSpacePhysicsLaboratory,ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing100076,China; 2.ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing100076,China;3.DepartmentofMechanicalEngineering,UniversityofSheffield,Sheffield,UnitedKingdom)

Todealwiththeintegrateddesignproblemofair-breathinghypersonicvehicle,integratedthesim-waveriderforebody/inletintoahypersonicvehicle,themajorperformanceofforebody/inletwasnumericallysimulatedbysolvingReynolds-averagedNavier-Stokesequations.Accordingtothesimulationresultsandtheiranalysis,somepreliminaryconclusionscanbedrawn:sim-waveriderforebody/inletconfigurationcouldsolvethestructureproblemandthethermalprotectionproblemofwaveriderforebody/inletconfiguration,andisalsopropitioustothetotalpressurerecoverycoefficientandthemassflowratio.Inaddition,thisconfigurationhaslargerlift-to-dragratio.

air-breathinghypersonicvehicle;forebody/inlet;airframe-propulsionintegration;scramjet

2016-05-03；

2016-06-20

焦子涵(1988—)，男，工程師，主要從事飛行器設計、空氣動力學研究。

10.11809/scbgxb2016.09.035

format:JIAOZi-han,WANGXue-ying,FANYu,etal.Sim-WaveriderForebody/InletConfiguration[J].JournalofOrdnanceEquipmentEngineering,2016(9):152-156.

TJ763；V211

A

2096-2304(2016)09-0152-05

本文引用格式：焦子涵，王雪英，范宇，等.類乘波前體/進氣道一體化設計與仿真研究[J].兵器裝備工程學報，2016(9):152-156.