固沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道堵蓋對(duì)起動(dòng)性能影響

陳　義，高　波，董新剛，楊玉新，李　璞

(中國(guó)航天科技集團(tuán)四院四十一所，西安　710025)

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固沖發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道堵蓋對(duì)起動(dòng)性能影響

陳義，高波，董新剛，楊玉新，李璞

(中國(guó)航天科技集團(tuán)四院四十一所，西安710025)

為研究固沖發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程中進(jìn)氣道入口堵蓋、出口堵蓋開(kāi)啟過(guò)程對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響，采用非定常仿真和動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲得了進(jìn)氣道流場(chǎng)動(dòng)態(tài)特性。結(jié)果表明，入口堵蓋開(kāi)啟過(guò)程能夠提高進(jìn)氣道起動(dòng)性能；在入口開(kāi)啟，出口封堵時(shí)，進(jìn)氣道流場(chǎng)呈現(xiàn)周期性振蕩；出口堵蓋開(kāi)啟時(shí)刻對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能有較大影響，充填階段開(kāi)啟出口堵蓋更有利于進(jìn)氣道起動(dòng)。

進(jìn)氣道入口堵蓋；出口堵蓋；起動(dòng)性能；數(shù)值仿真

0　引言

固沖發(fā)動(dòng)機(jī)具有比沖高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、機(jī)動(dòng)性好等優(yōu)點(diǎn)，已成為各國(guó)大力研制的新型推進(jìn)裝置[1]。固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程包括2個(gè)階段——助推段和沖壓續(xù)航段。助推段提供足夠推力，使飛行器迅速達(dá)到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)可正常工作的高度和速度。沖壓續(xù)航段，進(jìn)氣道開(kāi)始工作，捕獲一定流量的空氣并減速增壓，與預(yù)燃室產(chǎn)生的富燃?xì)怏w摻混燃燒產(chǎn)生推力[2-5]。

在助推階段，為防止進(jìn)氣道兜風(fēng)對(duì)進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生結(jié)構(gòu)破壞，通常將進(jìn)氣道入口封堵；為保證進(jìn)氣道與燃燒室可靠密封，進(jìn)氣道出口也將被封堵。助推段工作結(jié)束后，進(jìn)氣道入口、出口打開(kāi)，轉(zhuǎn)級(jí)進(jìn)入沖壓續(xù)航段。進(jìn)氣道入口封堵形式主要有2種：拋離式堵蓋，如澳大利亞Hyshotll 飛行試驗(yàn)[6]；無(wú)拋出物式堵蓋，如美國(guó)的X-43A[7]。進(jìn)氣道出口堵蓋形式國(guó)內(nèi)外使用較普遍為可拋易碎式[8-9]。目前，雖然國(guó)內(nèi)外針對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)二元進(jìn)氣道起動(dòng)特性的方面已開(kāi)展了大量研究，但都集中在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)型面的起動(dòng)特性研究。而實(shí)際工作中，進(jìn)氣道堵蓋開(kāi)啟過(guò)程將直接對(duì)內(nèi)外流場(chǎng)產(chǎn)生擾動(dòng)，從而影響進(jìn)氣道起動(dòng)性能。

基于此，本文建立了包含入口堵蓋、出口堵蓋的進(jìn)氣道數(shù)值仿真模型，開(kāi)展非定常數(shù)值仿真，獲得進(jìn)氣道流場(chǎng)的動(dòng)態(tài)特性，為確定固沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作包絡(luò)提供參考。

1　物理模型及計(jì)算方法

1.1物理模型

本文研究的進(jìn)氣道為四波系超音速二元進(jìn)氣道，入口堵蓋采用機(jī)械式，通過(guò)外壓縮面的轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道的封堵與打開(kāi)。出口堵蓋則采用可拋易碎式，按預(yù)定時(shí)序爆破開(kāi)啟。圖1為進(jìn)氣道入口堵蓋示意圖。

(a)封堵?tīng)顟B(tài)

(b)開(kāi)啟狀態(tài)

1.2計(jì)算模型

入口堵蓋打開(kāi)仿真中涉及到計(jì)算邊界的移動(dòng)，需采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)。本文將計(jì)算區(qū)域分為固定區(qū)域和運(yùn)動(dòng)區(qū)域，分別生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)約5萬(wàn)；為準(zhǔn)確模擬邊界層內(nèi)復(fù)雜流動(dòng)，對(duì)近壁網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，保證Y+在30左右。網(wǎng)格模型如圖2所示。

利用Fluent軟件提供的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)，本文編寫(xiě)UDF控制入口堵蓋打開(kāi)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。采用網(wǎng)格光順和局部網(wǎng)格重構(gòu)方法，在每一時(shí)間步對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行更新。在計(jì)算區(qū)域中采用了壓力遠(yuǎn)場(chǎng)、壓力出口和無(wú)滑移絕熱壁面等邊界條件。

圖2　帶堵蓋進(jìn)氣道網(wǎng)格模型

1.3數(shù)值方法及校驗(yàn)

數(shù)值模擬采用基于密度的隱式求解器， Roe-FDS矢通量分裂格式，湍流模型采用k-ε湍流模型，近壁采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理。計(jì)算中比熱容取定值，空氣粘性采用Sutherland公式計(jì)算。

仿真模型為非定常流場(chǎng)，瞬態(tài)時(shí)間步長(zhǎng)為10-6s。計(jì)算的收斂準(zhǔn)則為連續(xù)方程、動(dòng)量方程及能量方程的殘差下降3個(gè)數(shù)量級(jí)以上，且監(jiān)測(cè)面壓強(qiáng)、質(zhì)量流量趨于穩(wěn)定。

計(jì)算條件選擇典型工況：飛行高度H=10 km，靜壓p0=26 500 Pa，靜溫T0= 223.15 K，攻角α=2°。

為驗(yàn)證Fluent軟件對(duì)超聲速流動(dòng)的處理能力，對(duì)典型進(jìn)氣道基本構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬。文獻(xiàn)[10]給出了一系列超聲速進(jìn)氣道內(nèi)部壓縮的試驗(yàn)研究結(jié)果，現(xiàn)選擇喉道長(zhǎng)度L=79.3mm、出口封堵度Δ=0 %、來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞=2.5、攻角α=10°的構(gòu)型及狀態(tài)進(jìn)行仿真。圖3給出了本文數(shù)值模擬的馬赫數(shù)分布圖和試驗(yàn)紋影圖對(duì)比，可看出，激波系結(jié)構(gòu)非常吻合，F(xiàn)luent仿真結(jié)果很好地反映了激波在隔離段內(nèi)的反射情況，說(shuō)明本文數(shù)值模擬方法能較準(zhǔn)確地模擬進(jìn)氣道的內(nèi)外流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，計(jì)算結(jié)果具有較高的可信度。

(a)數(shù)值模擬馬赫數(shù)分布圖

(b)試驗(yàn)紋影圖

2　計(jì)算結(jié)果與分析

2.1無(wú)堵蓋進(jìn)氣道起動(dòng)特性分析

作為對(duì)比，首先對(duì)無(wú)堵蓋進(jìn)氣道起動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值仿真分析。采用ICEM劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，約4.7萬(wàn)個(gè)網(wǎng)格；對(duì)近壁網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，如圖4所示。

圖4　無(wú)堵蓋進(jìn)氣道網(wǎng)格模型

仿真采用流場(chǎng)準(zhǔn)定常假設(shè)，進(jìn)氣道出口壓力設(shè)置為p0。從Ma=2.20開(kāi)始逐步增加來(lái)流馬赫數(shù)，模擬進(jìn)氣道的自起動(dòng)過(guò)程，計(jì)算中采用上一來(lái)流條件下收斂的流場(chǎng)結(jié)果作為下一流場(chǎng)的初始條件。

圖5給出了進(jìn)氣道自起動(dòng)過(guò)程總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線。可看出，隨馬赫數(shù)增大，進(jìn)氣道流量系數(shù)逐步提高，總壓恢復(fù)系數(shù)逐步降低；在Ma=2.31時(shí)，進(jìn)氣道流量系數(shù)增幅突然加劇，總壓恢復(fù)系數(shù)也突然增大。結(jié)合圖6給出的進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)分布圖，可判定進(jìn)氣道在來(lái)流馬赫數(shù)Ma=2.31時(shí)由不起動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)槠饎?dòng)狀態(tài)。無(wú)堵蓋進(jìn)氣道的自起動(dòng)馬赫數(shù)為Ma=2.31。

(a)總壓恢復(fù)系數(shù)σ

(b)流量系數(shù)φ

(a)Ma=2.30(不起動(dòng))

(b)Ma=2.31(起動(dòng))

2.2帶入口堵蓋進(jìn)氣道自起動(dòng)仿真

本文分別模擬了Ma為2.26、2.28、2.29、2.30、2.31 來(lái)流工況下，進(jìn)氣道入口堵蓋打開(kāi)過(guò)程中進(jìn)氣道流場(chǎng)特性。數(shù)值仿真中，按照出口堵蓋開(kāi)啟進(jìn)行仿真，進(jìn)氣道出口設(shè)置壓力出口邊界，壓力設(shè)置為1倍來(lái)流靜壓p0。仿真非定常流場(chǎng)時(shí)，先計(jì)算該工況下入口封堵?tīng)顟B(tài)的定常流場(chǎng)，將其作為非定常計(jì)算的初始流場(chǎng)。

圖7給出了入口堵蓋開(kāi)啟后流量系數(shù)隨時(shí)間變化曲線，結(jié)合Ma=2.29工況下入口堵蓋進(jìn)氣道不同時(shí)刻馬赫數(shù)等值線圖(圖8)可發(fā)現(xiàn)，當(dāng)t=16 ms時(shí)，流量系數(shù)φ=0.84，進(jìn)氣道唇口處正激波變?yōu)樾奔げ?，進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)全部為超聲速流，進(jìn)氣道順利起動(dòng)。對(duì)比其他馬赫數(shù)工況下的流量系數(shù)和馬赫數(shù)云圖，都發(fā)現(xiàn)當(dāng)流量系數(shù)達(dá)到φ=0.84時(shí)，進(jìn)氣道流場(chǎng)全部為超聲速，進(jìn)氣道起動(dòng)。因此，認(rèn)為流量系數(shù)φ=0.84可作為該進(jìn)氣道起動(dòng)的標(biāo)志。

圖7　入口堵蓋開(kāi)啟后流量系數(shù)隨時(shí)間變化曲線

由圖7可見(jiàn)，Ma=2.29、2.30、2.31工況下，進(jìn)氣道都可起動(dòng)，且馬赫數(shù)越高進(jìn)氣道起動(dòng)所需時(shí)間越短。進(jìn)氣道起動(dòng)后，隨時(shí)間不斷增加，3個(gè)工況下進(jìn)氣道流量系數(shù)將逐漸趨于一致。在Ma=2.26、2.28工況下，進(jìn)氣道則無(wú)法起動(dòng)。因此，帶入口堵蓋進(jìn)氣道的起動(dòng)馬赫數(shù)Ma=2.29，略低于無(wú)堵蓋進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)Ma=2.31。

從圖8可看出，當(dāng)進(jìn)氣道入口封堵時(shí)，進(jìn)氣道第一級(jí)壓縮面前有1道較強(qiáng)斜激波。隨入口堵蓋逐步打開(kāi)，該道斜激波不斷后移、分離，逐漸形成3道斜激波和1道正激波。入口堵蓋完全打開(kāi)后，正激波被吸入唇口內(nèi)，減弱變?yōu)樾奔げ?，進(jìn)氣道順利起動(dòng)。分析認(rèn)為有入口堵蓋進(jìn)氣道有利于起動(dòng)，可能是由于入口堵蓋打開(kāi)初期(開(kāi)口較小時(shí))，進(jìn)氣道最小截面積在唇口處，較強(qiáng)斜激波后的亞聲速氣流經(jīng)過(guò)唇口形成超聲速氣流；此時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)收縮段流場(chǎng)分上下2層，上層為超聲速流區(qū)，下層為堵蓋后的低能流區(qū)，如圖8(b)所示；其后隨著堵蓋逐步打開(kāi)，超聲速流區(qū)不斷擴(kuò)大，低能流區(qū)逐步減小，直至全部為超聲速區(qū)，如圖8(c)、(d)、(e)所示。文獻(xiàn)[2]研究認(rèn)為低能流區(qū)可能存在分離渦，雖然未能完全消除，被超聲速主流逐漸“切削”變薄，最終完成進(jìn)氣道的啟動(dòng)。因此，入口堵蓋打開(kāi)過(guò)程將有利于進(jìn)氣道起動(dòng)。

(a)t=0 ms　　　　　　(b)t=4 ms

(c)t=6 ms　　　　　　(d)t=7 ms

(e)t=8 ms　　　　　　(f)t=10 ms

(g)t=14 ms　　　　　(h)t=16 ms

2.3出口封堵時(shí)進(jìn)氣道流場(chǎng)振蕩特性仿真

入口堵蓋和出口堵蓋打開(kāi)時(shí)序方案有3種：(a)入口先打開(kāi)，出口后打開(kāi)；(b)出口先打開(kāi)，入口后打開(kāi)；(c)入口出口同時(shí)打開(kāi)。對(duì)于出口堵蓋為可拋易碎式的打開(kāi)時(shí)序方案通常選用方案a或方案b[3]。選用方案b時(shí)，進(jìn)氣道起動(dòng)過(guò)程與2.2節(jié)所研究過(guò)程一致。

選用方案a時(shí)，則存在入口打開(kāi)，出口封堵的狀態(tài)，進(jìn)氣道為一端開(kāi)口的空腔，內(nèi)外流場(chǎng)將會(huì)產(chǎn)生振蕩。針對(duì)這一問(wèn)題，本文進(jìn)行了入口打開(kāi)、出口封堵的狀態(tài)下進(jìn)氣道流場(chǎng)振蕩特性仿真。

仿真工況選擇通常轉(zhuǎn)級(jí)點(diǎn)Ma=2.5，流場(chǎng)內(nèi)設(shè)置7個(gè)壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)，分布位置如圖9所示。其中P1、P2、P3位于外壓縮面，P4、P5位于唇口，P6位于喉道，P7位于出口堵蓋。

圖9　進(jìn)氣道壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)示意圖

仿真中將進(jìn)氣道出口設(shè)置為固定壁面。在數(shù)值模擬非定常流場(chǎng)前，先計(jì)算入口封堵?tīng)顟B(tài)的定常流場(chǎng)，并將其作為非定常仿真的初始流場(chǎng)。

圖10為進(jìn)氣道內(nèi)各監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力隨時(shí)間的變化曲線。

由圖10可看出，各監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力隨時(shí)間呈周期性變化，振蕩周期約為10.7 ms。進(jìn)氣道內(nèi)壓力振蕩實(shí)質(zhì)是進(jìn)氣道空腔的充填、釋放過(guò)程。初始時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)壓力較低，來(lái)流氣體不斷流入進(jìn)氣道，但由于出口堵塞，氣體在進(jìn)氣道內(nèi)壅塞，即是充填階段。隨著氣體增加，進(jìn)氣道內(nèi)壓力不斷增大，將產(chǎn)生正激波并不斷向前推進(jìn)，直至推出唇口，與外壓縮波系相互作用，并繼續(xù)向前推進(jìn)。正激波推出唇口后，進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)分離包向前推進(jìn)，流動(dòng)分離區(qū)推出唇口后，進(jìn)氣道內(nèi)氣體減少，即是釋放階段。氣體不斷流出，進(jìn)氣道內(nèi)壓力下降，流動(dòng)分離包重新進(jìn)入進(jìn)氣道，同時(shí)外壓縮波系也逐漸后移，重新進(jìn)入充填狀態(tài)。

圖11給出了入口開(kāi)啟、出口封堵時(shí)不同時(shí)刻進(jìn)氣道馬赫數(shù)分布圖。結(jié)合分析馬赫數(shù)分布圖和監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力隨時(shí)間變化曲線，可獲得壓力振蕩與流場(chǎng)變化的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

(a)外壓縮面監(jiān)測(cè)點(diǎn)　　(b)唇口及喉道監(jiān)測(cè)點(diǎn)　　(c)出口堵蓋監(jiān)測(cè)點(diǎn)

(a)t=9.9 ms　　　　　(b)t=11 ms

(c)t=12.9 ms　　　　　(d)t=14.3 ms

(e)t=16.2 ms　　　　　(f)t=17.6 ms

(g)t=17.8 ms　　　　　(h)t=18.2 ms

圖10(a)為外壓縮面監(jiān)測(cè)點(diǎn)P1、P2、P3壓力振蕩曲線。P1、P2、P3點(diǎn)壓力振蕩顯示了外壓縮波系的變化。9.9 ms時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)正激波推出唇口，見(jiàn)圖11(a)，與外壓縮波系相互作用并向前推進(jìn)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力階躍式上升，P3點(diǎn)峰值達(dá)到13p0，P1、P2點(diǎn)峰值為9p0；11 ms后，激波脫體，見(jiàn)圖11(b)～(c)，外壓縮面壓力緩慢下降；14.3 ms弓形激波再附體，外壓縮斜激波系逐步形成，見(jiàn)圖11(d)～(g)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力階躍式下降。

圖10(b)為唇口和喉道處監(jiān)測(cè)點(diǎn)P4、P5、P6壓力變化曲線。12.9 ms時(shí)，進(jìn)氣道處于超聲速逆流狀態(tài)，見(jiàn)圖11(c)，唇口及喉道處壓力最低；由于進(jìn)氣道內(nèi)無(wú)質(zhì)量源，逆流狀態(tài)下，進(jìn)氣道內(nèi)氣體壓力不斷下降，直至逆流氣體壓力無(wú)法與外界氣壓匹配(13.4 ms)，則將會(huì)在唇口形成一道正激波，并逐漸被吸入進(jìn)氣道內(nèi)，見(jiàn)圖11(d)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力出現(xiàn)小幅階躍上升；隨后逆流消失，進(jìn)氣道進(jìn)入充填階段，16.2 ms時(shí)，超聲速氣體進(jìn)入進(jìn)氣道，見(jiàn)圖11(e)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力階躍下降；17.8 ms時(shí)，腔體內(nèi)正激波向前傳播到喉道，見(jiàn)圖11(g)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力階躍上升；而之后進(jìn)氣道仍處于充填階段，壓力繼續(xù)上升，20.2 ms充填階段結(jié)束，壓力達(dá)到最大，接近來(lái)流總壓17p0。

圖10(c)為出口堵蓋處壓力振蕩曲線。P7點(diǎn)壓力基本反映了進(jìn)氣道的充填、釋放狀態(tài)，壓力振蕩的波峰、波谷與進(jìn)氣道狀態(tài)轉(zhuǎn)折點(diǎn)基本吻合。出口堵蓋處壓力峰值達(dá)到20p0，高于來(lái)流總壓17p0。

綜合分析可知，進(jìn)氣道越靠后位置，壓力振蕩峰值越高，出口堵蓋處壓力峰值甚至超過(guò)來(lái)流總壓。因此，在進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，要充分考慮出口封堵?tīng)顟B(tài)下壓力振蕩的影響。

2.4出口堵蓋開(kāi)啟時(shí)刻的影響研究

根據(jù)2.3節(jié)中研究出的振蕩特性，本文選定了6個(gè)時(shí)間點(diǎn)，研究出口堵蓋打開(kāi)時(shí)刻對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響。6個(gè)時(shí)間點(diǎn)及其流場(chǎng)特性見(jiàn)表1。仿真中，采用2.3節(jié)計(jì)算模擬獲得的上述6個(gè)時(shí)間點(diǎn)的流場(chǎng)作為仿真的初始流場(chǎng)，將進(jìn)氣道出口邊界條件由固定壁面改為壓力出口，出口背壓為0.2 MPa。

圖12給出了各工況下流量系數(shù)隨時(shí)間變化曲線?？梢?jiàn)，在15 ms-open、17 ms-open、18 ms-open、19 ms-open工況中，流量系數(shù)經(jīng)過(guò)一次短時(shí)間的振蕩后，逐漸趨于穩(wěn)定，穩(wěn)定后流量系數(shù)約為0.92，進(jìn)氣道起動(dòng)。其中，17 ms-open和18 ms-open工況中，流量系數(shù)振幅較??；15 ms-open和19 ms-open工況中，流量系數(shù)振幅較大。由圖12(b)可看出，在20.5 ms-open、23 ms-open工況中，流量系數(shù)將反復(fù)振蕩，且振幅較大，進(jìn)氣道無(wú)法起動(dòng)。

表1　6個(gè)時(shí)間點(diǎn)進(jìn)氣道流場(chǎng)狀態(tài)

分析各個(gè)工況下的非穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)可知，在15 ms-open算例中，進(jìn)氣道在24.5 ms起動(dòng)；17 ms-open算例中，進(jìn)氣道將在22 ms起動(dòng)；18 ms-open算例中，進(jìn)氣道將在24 ms起動(dòng)；19 ms-open算例中，進(jìn)氣道將在25 ms起動(dòng)?？梢?jiàn)，17 ms-open算例中，進(jìn)氣道起動(dòng)所需時(shí)間最短。

(a)充填階段

(b)釋放階段

圖13給出了各工況中外激波系振蕩時(shí)外激波系距唇口最遠(yuǎn)位置示意圖。由圖13可看出，在15 ms-open、17 ms-open、18 ms-open、19 ms-open工況中，正激波推出唇口后最遠(yuǎn)位置仍在外壓縮面上。

而在20.5 ms-open、23 ms-open工況中，激波不斷向前推移，直至推離壓縮面形成脫體弓形激波。當(dāng)弓形激波后移到壓縮面時(shí)，會(huì)在第一級(jí)壓縮面上反復(fù)振蕩，進(jìn)氣道無(wú)法起動(dòng)，且對(duì)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)不利，甚至可能造成結(jié)構(gòu)破壞。

綜上可知，出口堵蓋開(kāi)啟時(shí)刻對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能有較大影響。在進(jìn)氣道空腔的充填階段開(kāi)啟出口堵蓋時(shí)進(jìn)氣道可順利起動(dòng)；而在釋放階段開(kāi)啟出口堵蓋時(shí)，外激波系將反復(fù)振蕩，進(jìn)氣道無(wú)法起動(dòng)。

(a) 15 ms-open　　　　(b) 17 ms-open

(c) 18 ms-open　　　　(d) 19 ms-open

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3　結(jié)論

(1)入口堵蓋開(kāi)啟過(guò)程可提高進(jìn)氣道起動(dòng)性能，可降低進(jìn)氣道自啟動(dòng)馬赫數(shù)，使文中原本自起動(dòng)馬赫數(shù)Ma=2.31的進(jìn)氣道在Ma=2.29下起動(dòng)。

(2)入口開(kāi)啟，出口封堵時(shí)，進(jìn)氣道為空腔結(jié)構(gòu)，腔體內(nèi)反復(fù)充填、釋放氣體過(guò)程，會(huì)使進(jìn)氣道流場(chǎng)出現(xiàn)周期性壓力振蕩；出口堵蓋處壓力峰值高于來(lái)流總壓，對(duì)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)充分考慮其影響。

(3)出口堵蓋開(kāi)啟時(shí)刻對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能有較大影響。在充填階段(尤其是充填中段)開(kāi)啟出口堵蓋時(shí)，更有利于進(jìn)氣道起動(dòng)。

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(編輯：薛永利)

Effect of ramjet inlet entrance closure and port cover on the start performance

CHEN Yi，GAO Bo，DONG Xin-gang，YANG Yu-xin，LI Pu

(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi’an710025，China)

In order to investigate effect of inlet entrance closure and port cover opening process on start performance of solid ramjet inlet,unsteady simulations of inlet flow field were performed.Dynamic characteristics in the inlet were acquired.Results reveal that the moving entrance door can improve the starting ability of the inlet. When the inlet entrance closure is opened and port cover is closed,the flow field of the inlet is periodic.The open time of the inlet port cover has a great influence on start performance of the inlet,and the filling stage is more favorable for the inlet start.

inlet entrance closure；port cover；start performance；numerical simulation

2015-10-08；

2015-12-01。

陳義(1990—)，男，碩士生，研究方向?yàn)楣腆w火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)及仿真。E-mail：cascshenyi@163.com

V435

A

1006-2793(2016)05-0625-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.05.005