ATR動(dòng)力飛行器的變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)研究

崔 鵬，李國(guó)曙，張 軍，譚慧俊

(1. 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076；2. 南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016)

ATR動(dòng)力飛行器的變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)研究

崔 鵬1，李國(guó)曙1，張 軍1，譚慧俊2

(1. 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100076；2. 南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016)

針對(duì)飛行器總體和空氣渦輪火箭(ATR)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)要求，提出一種中心半錐體可調(diào)節(jié)的變幾何進(jìn)氣道方案，探索了Ma0.6～3.0寬速域性能平衡、類航發(fā)需求的出口畸變控制等設(shè)計(jì)方法。通過中心體的平移進(jìn)行喉道面積調(diào)節(jié)并兼顧流量需求，擴(kuò)張段設(shè)置擾流片和格柵來控制流動(dòng)畸變，相應(yīng)方案結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單緊湊、具有實(shí)用性。采用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法模擬確定了各工況下進(jìn)氣道中心體的驅(qū)動(dòng)位置，分析進(jìn)氣道的流場(chǎng)特性和性能參數(shù)。數(shù)值模擬結(jié)果體現(xiàn)了進(jìn)氣道波系配置、邊界層放氣和控制流動(dòng)畸變措施的合理性，總壓恢復(fù)和流量捕獲符合設(shè)計(jì)指標(biāo)，出口穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)不大于5%。完成變幾何進(jìn)氣道方案的Ma0.6～2.0風(fēng)洞試驗(yàn)研究，獲得了典型超/亞聲速工況下進(jìn)氣道的主要性能，初步驗(yàn)證了彈用變幾何進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)的正確性。

進(jìn)氣道；變幾何；方案設(shè)計(jì)；畸變控制；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

組合動(dòng)力工作速域?qū)?、綜合性能優(yōu)，其可調(diào)進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)及流動(dòng)機(jī)理一直是研究熱點(diǎn)。目前，涉及TBCC(Turbine-based combined cycle)[1]、RBCC(Rocket-based combined Cycle)[3-4]等涉及高超聲速工作范圍(工作上限Ma≥5.0)的寬速域進(jìn)氣道的研究較多。作為組合動(dòng)力基本類型之一，空氣渦輪火箭(Air turbo rocket，ATR)發(fā)動(dòng)機(jī)采用集成火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)拓寬了渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍[5]，可在0～30km空域、Ma0～3.0+速域內(nèi)工作，技術(shù)基礎(chǔ)良好。ATR動(dòng)力飛行器設(shè)計(jì)工作速域Ma0.6～3.0，具有高空高速巡航和低空低速巡弋兩類飛行模式，兼顧良好的高速突防和低速留空性能。

進(jìn)氣道事關(guān)發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作，也和氣動(dòng)布局、結(jié)構(gòu)布放密切相關(guān)，是飛行器總體方案設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。ATR發(fā)動(dòng)機(jī)帶有軸流式壓氣機(jī)，相較沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而言，對(duì)進(jìn)氣道的寬速域綜合性能，尤其是畸變特性，提出了更高要求，相應(yīng)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)思路和TBCC、RBCC存在明顯區(qū)別。一般，在Ma0.6～3.0范圍內(nèi)，定幾何進(jìn)氣道無法兼顧流量、總壓恢復(fù)、出口畸變等主要性能，需要采用流道型面的變幾何/可調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)。同時(shí)，工作Ma越高，喉道調(diào)節(jié)的需求越大，帶來了導(dǎo)彈用可調(diào)節(jié)方案的設(shè)計(jì)難度。目前，彈用規(guī)模的半錐可調(diào)寬速域進(jìn)氣道方案研究較為少見。

在大型飛行器的變幾何超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方面開展了較多研究，包括二元和軸對(duì)稱構(gòu)型，技術(shù)相對(duì)成熟[6-7]。二元超聲速可調(diào)進(jìn)氣道主要有：壓縮面/擴(kuò)壓器斜板轉(zhuǎn)動(dòng)方案[8]，工作范圍Ma0～2.5，均為外壓式進(jìn)氣道；喉道塊局部轉(zhuǎn)動(dòng)方案，設(shè)計(jì)點(diǎn)性能較好，但低馬赫數(shù)狀態(tài)下容易導(dǎo)致不起動(dòng)現(xiàn)象；壓縮面變形(轉(zhuǎn)動(dòng))、喉道塊平移、擴(kuò)張段斜板轉(zhuǎn)動(dòng)組合方案[9]，工作范圍Ma0～3.0，整體性能較好，但機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)過于復(fù)雜。

對(duì)于軸對(duì)稱可調(diào)進(jìn)氣道，轉(zhuǎn)動(dòng)調(diào)節(jié)方式失效，且變形方式因涉及到三維曲面變形而難度較大，多采用平移方式進(jìn)行調(diào)節(jié)。開展的研究主要包括：中心體整體平移方案，如SR-71飛行器進(jìn)氣道(Ma0～3.2)[10]、日本ATREX動(dòng)力空天飛行器進(jìn)氣道(Ma0～5.3)[11](見圖1)；可伸縮中心體方案，通過控制各臺(tái)階的軸向伸縮距離，達(dá)到調(diào)節(jié)前錐體壓縮波系、提高低馬赫數(shù)流量系數(shù)的目的；可變直徑中心體方案，如基于多個(gè)重疊片式的變結(jié)構(gòu)方案；多級(jí)圓盤+中心體整體平移方案[12]，綜合性能較高，但損失了前錐體空間；中心體可啟閉槽方案[13]，理論工作范圍Ma0～5.0，已完成Ma0～2.5方案設(shè)計(jì)和最大Ma1.74掛飛試驗(yàn)。國(guó)內(nèi)也提出了一種通過改變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比來實(shí)現(xiàn)Ma2～4.5應(yīng)用的變幾何超聲速進(jìn)氣道方案[14]。

本文依據(jù)ATR動(dòng)力飛行器設(shè)計(jì)要求，研究了中心半錐體可調(diào)節(jié)、彈用規(guī)模的變幾何進(jìn)氣道方案。首先分析寬速域進(jìn)氣道設(shè)計(jì)難點(diǎn)，針對(duì)性地提出變幾何進(jìn)氣道的型面設(shè)計(jì)和流動(dòng)控制方案。其次采用CFD方法獲得進(jìn)氣道的流場(chǎng)特性和性能參數(shù)。最后給出變幾何進(jìn)氣道典型性能風(fēng)洞試驗(yàn)的研究結(jié)果。

1 變幾何進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)

1.1 總體需求和技術(shù)難點(diǎn)分析

進(jìn)氣道設(shè)計(jì)需兼顧總體布局、ATR發(fā)動(dòng)機(jī)及氣動(dòng)設(shè)計(jì)等分系統(tǒng)的需要。為了結(jié)構(gòu)緊湊、裝填效率高，飛行器采用了軸對(duì)稱彈體/單個(gè)腹下半錐形進(jìn)氣道的布局形式(見圖2,單位：mm)，頭部采用正切尖拱曲線，發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)體共軸。進(jìn)氣道入口設(shè)計(jì)在機(jī)體下腹中段。雖然進(jìn)氣道的整體調(diào)節(jié)能力相對(duì)有限，但其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、空間緊湊、適合Ma0～3.0飛行器之用。

以飛行器規(guī)劃任務(wù)剖面為基準(zhǔn)，協(xié)調(diào)ATR發(fā)動(dòng)機(jī)和寬速域進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)需求，經(jīng)多輪迭代后確定進(jìn)氣道的主要技術(shù)指標(biāo)(見表1)。為規(guī)避可能的進(jìn)氣道不起動(dòng)問題[15-16]、考慮結(jié)構(gòu)干擾和分析精度等不確定因素，將進(jìn)氣道設(shè)計(jì)范圍適當(dāng)拓寬(相比工作速域)。主要設(shè)計(jì)點(diǎn)為超聲速巡航點(diǎn)和亞聲速巡弋點(diǎn)，空中投放后的加速爬升段也是性能設(shè)計(jì)的關(guān)注點(diǎn)。在超聲速巡航段，捕獲流量需滿足發(fā)動(dòng)機(jī)推力需求，且總壓恢復(fù)系數(shù)較高，以保證發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)間工作的經(jīng)濟(jì)性。在亞聲速巡弋段，發(fā)動(dòng)機(jī)流量需求小，工作時(shí)間短，故進(jìn)氣道設(shè)計(jì)主要關(guān)注總壓恢復(fù)性能。

表1 變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù)指標(biāo)

分析進(jìn)氣道的總體約束和技術(shù)指標(biāo)，其設(shè)計(jì)的技術(shù)難點(diǎn)有：

1)進(jìn)氣道標(biāo)稱工作速域?yàn)镸a0.6～3.0，應(yīng)用時(shí)還需預(yù)留余量。為在寬速域內(nèi)向發(fā)動(dòng)機(jī)提供符合流量、出口速度、總壓恢復(fù)以及畸變指數(shù)等要求[17]的空氣，必須采用變幾何進(jìn)氣道。結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單緊湊、彈用規(guī)模的方案設(shè)計(jì)具有一定的挑戰(zhàn)性。

2)進(jìn)氣道出口為ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)部件，對(duì)進(jìn)氣道提出了畸變指數(shù)的嚴(yán)格要求。結(jié)合總體布局對(duì)進(jìn)氣道的長(zhǎng)度約束，其S形彎段屬于超短、大偏距擴(kuò)壓器，控制畸變具有一定難度[18]。參考航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，一般認(rèn)為出口穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)需不大于5%。

3)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)需兼顧超聲速巡航點(diǎn)、亞聲速巡弋點(diǎn)、加速爬升段的性能要求。主要設(shè)計(jì)點(diǎn)處的出口馬赫數(shù)均較低，氣流在進(jìn)氣道內(nèi)的減速比顯著加大，故S形亞聲速擴(kuò)壓器的擴(kuò)張比偏大，管道內(nèi)的流動(dòng)組織和控制的難度較大。

4)以巡航點(diǎn)流量系數(shù)為設(shè)計(jì)基準(zhǔn)，則巡弋狀態(tài)下進(jìn)氣道工作在較低流量系數(shù)狀態(tài)，雖然此時(shí)進(jìn)氣道本身的氣動(dòng)性能不會(huì)惡化，但是會(huì)導(dǎo)致一定的附加阻力，需要與總體和發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行協(xié)調(diào)。

1.2 進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案

針對(duì)總體需求和技術(shù)難點(diǎn)，開展進(jìn)氣道變幾何型面設(shè)計(jì)，并綜合采用放氣縫、擾流片、格柵等流動(dòng)控制措施，用于兼顧寬速域范圍內(nèi)的進(jìn)氣道性能，尤其是總壓恢復(fù)系數(shù)、出口畸變等。

進(jìn)氣道采用中心半錐體可調(diào)節(jié)的變幾何方案，以有效縮短整個(gè)進(jìn)氣道長(zhǎng)度；邊界層隔道高度為30mm(當(dāng)?shù)剡吔鐚用x厚度)。通過多輪優(yōu)化設(shè)計(jì)，確定的流道型面為：中心體一級(jí)壓縮，與水平線夾角為11°；中心體驅(qū)動(dòng)位置可在0～210mm之間變化，Ma1.5之前固定，Ma2.0后移10mm，隨后按照每Ma0.1變化20mm的調(diào)節(jié)規(guī)律后移。通過數(shù)值模擬，確定了變幾何進(jìn)氣道在不同工況下唇罩與喉道段的驅(qū)動(dòng)位置(見表2)。

表2 各工況下中心體驅(qū)動(dòng)位置

進(jìn)氣道主體部分由可平移中心半錐體、固定唇罩和喉道段、固定擴(kuò)張段組成(見圖3)。來流馬赫數(shù)較低時(shí)，中心體處于最上游位置，達(dá)到流量捕獲最小與喉道面積最大的目標(biāo)，以此保證低馬赫數(shù)下內(nèi)收縮比最小、進(jìn)氣道可正常起動(dòng)。當(dāng)來流馬赫數(shù)增加時(shí)，中心體時(shí)向下游移動(dòng)，增加流量捕獲并減小喉道面積，追求總壓恢復(fù)系數(shù)的提高。

依據(jù)不同工況下唇罩激波在壓縮面上入射位置的變化，在進(jìn)氣道的唇罩及中心體上設(shè)置放氣縫，每個(gè)放氣縫采用獨(dú)立的放氣腔和限流出口。唇罩側(cè)的放氣縫直接與周圍大氣連通，中心體放氣縫則通過設(shè)置在其內(nèi)部的穩(wěn)壓腔積蓄、穩(wěn)壓后，由邊界層隔道尖劈上的出口排出。上述措施用于保證在進(jìn)氣道的工作速域范圍內(nèi)不會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的激波/邊界層干擾現(xiàn)象[19]。

為控制進(jìn)氣道出口畸變水平，在亞聲速擴(kuò)壓器內(nèi)采取了相應(yīng)流動(dòng)控制措施：在進(jìn)氣道擴(kuò)張段下側(cè)基座上設(shè)置了三排擾流片，以控制基座表面生成的邊界層，同時(shí)在半圓轉(zhuǎn)圓段上游部分設(shè)置一個(gè)格柵以輔助改變主流方向。由此延緩S彎段內(nèi)的氣流分離以改善出口畸變。

2 變幾何進(jìn)氣道性能分析

2.1 計(jì)算方法簡(jiǎn)介

采用CFD方法開展進(jìn)氣道流場(chǎng)的高精度數(shù)值模擬研究。彈體和進(jìn)氣道流場(chǎng)耦合，故直接開展三維氣動(dòng)設(shè)計(jì)與仿真。CFD求解器采用FLUENT 6.3軟件，考慮到分析速域上限在Ma3.0左右，選擇密度基求解器，無黏對(duì)流通量計(jì)算為Roe格式，湍流黏性計(jì)算使用kw-SST模型，流動(dòng)方程組采用二階格式進(jìn)行離散[20]，計(jì)算以內(nèi)通道質(zhì)量流量收斂為判據(jù)。

典型計(jì)算網(wǎng)格數(shù)約500萬(見圖4)，在近壁面、激波跨越區(qū)等部位進(jìn)行加密處理。計(jì)算中所用到的邊界條件類型有：壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界、壓力出口邊界、對(duì)稱面邊界和無滑移絕熱固壁邊界等。

2.2 進(jìn)氣道性能分析結(jié)果

依據(jù)變幾何進(jìn)氣道方案的調(diào)節(jié)構(gòu)型，通過數(shù)值模擬獲得流場(chǎng)結(jié)構(gòu)并分析進(jìn)氣道主要性能。給定來流條件下，通過逐漸增加進(jìn)氣道出口反壓來獲得該來流條件下進(jìn)氣道節(jié)流特性、最大總壓恢復(fù)系數(shù)及臨界壓比等?？紤]到超聲速流場(chǎng)的相似性，主要給出了超聲速巡航點(diǎn)和亞聲速巡弋點(diǎn)兩個(gè)工況的分析結(jié)果。

Ma3.0工況(見圖5)，中心錐誘導(dǎo)的脫體激波于唇罩處封口，唇罩激波在中心體上的反射激波較弱，并且除結(jié)尾激波系外，進(jìn)氣道內(nèi)未見有顯著的激波/邊界層干擾現(xiàn)象出現(xiàn)，表明進(jìn)氣道采用的波系配置和邊界層放氣措施是成功的。喉道附近的主流約為Ma1.5，體現(xiàn)了超聲速工況下的良好通流特性，也表明喉道調(diào)節(jié)規(guī)律是基本合適的。隨著反壓的增大，喉道后方的氣流速度降低，進(jìn)氣道出口處的流動(dòng)分離逐漸弱化。這將有利于提高總壓恢復(fù)系數(shù)，減小周向畸變。不同出口反壓下，半圓轉(zhuǎn)圓段下游處主流都基本處于中部位置，說明擾流片與格柵實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)意圖。

Ma0.6工況(見圖6)，擾流片與格柵有效地改變了主流方向，實(shí)現(xiàn)了出口畸變控制；放氣縫排出了低能流，抑制了喉道后方的氣流壅塞和邊界層厚度，體現(xiàn)了流動(dòng)控制設(shè)計(jì)在亞聲速工況下的合理性。此外，隨著反壓的增大，進(jìn)氣道出口處的流動(dòng)分離也逐漸弱化。這說明流量系數(shù)隨之下降，總壓恢復(fù)系數(shù)逐步提高，且周向畸變趨于減小。

表3給出了變幾何進(jìn)氣道的主要性能參數(shù)。在Ma0.6、Ma0.78、Ma2.0、Ma3.0狀態(tài)下，其通流狀態(tài)流量系數(shù)依次為0.514、0.572、0.695和0.880，邊界層的放氣比例分別為9.30%、3.54%、2.11%和5.06%。從臨界狀態(tài)性能來看，該進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)依次為0.986、0.924、0.756、0.643，臨界周向總壓穩(wěn)態(tài)畸變分別為0.60%、2.85%、3.33%、2.60%，均滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。此外，超聲速流量系數(shù)符合總體設(shè)計(jì)意圖。相關(guān)性能參數(shù)也對(duì)應(yīng)了進(jìn)氣道流場(chǎng)分析的定性判斷。

表3 變幾何進(jìn)氣道主要性能參數(shù)

綜合數(shù)值模擬結(jié)果可知，各設(shè)計(jì)點(diǎn)處進(jìn)氣道正常起動(dòng)，主要流動(dòng)結(jié)構(gòu)合理，激波/邊界層干擾、氣流分離等不良現(xiàn)象均不明顯；總壓恢復(fù)系數(shù)、穩(wěn)態(tài)畸變等主要性能參數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。中心半錐體調(diào)節(jié)方案易于實(shí)現(xiàn)，和機(jī)體的結(jié)構(gòu)匹配性良好。據(jù)此確定了風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道模型的原型方案。

3 變幾何進(jìn)氣道典型性能風(fēng)洞試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

風(fēng)洞試驗(yàn)的目的是比對(duì)數(shù)值模擬結(jié)果、驗(yàn)證變幾何進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)，在南京航空航天大學(xué)NH-1亞跨超三聲速風(fēng)洞中完成試驗(yàn)。作為先期驗(yàn)證研究，從簡(jiǎn)化試驗(yàn)方案、基本掌握典型工況性能的角度考慮，確定試驗(yàn)范圍為Ma0.6～2.0。對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道模型調(diào)節(jié)幅度較小(見表2)。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)方面，唇罩-喉道段、擴(kuò)張段通過螺栓固定于基座上，中心半錐體沿軸向位置進(jìn)行調(diào)節(jié)。采用盡可能小的配合間隙，確保移動(dòng)時(shí)中心體位置的準(zhǔn)確。試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目s比比例為1∶5.45，進(jìn)氣道本體總長(zhǎng)為297.2mm?？紤]支撐結(jié)構(gòu)等附加部件的迎風(fēng)面積以后，模型整體在NH-1風(fēng)洞中的堵塞度約為6.6%，且模型前體全部放置于風(fēng)洞均勻區(qū)內(nèi)(見圖7)。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

風(fēng)洞試驗(yàn)完成了Ma0.6、Ma0.78、Ma1.5和Ma2.0四個(gè)工況。文中主要針對(duì)Ma2.0超聲速工況、Ma0.6亞聲速工況等代表性工況的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析。

1)Ma2.0工況

在初始錐位下進(jìn)氣道口部附近波系情況見圖8，和數(shù)值模擬結(jié)果類似，頭部波系正常建立，說明進(jìn)氣道在此狀態(tài)下能正常工作。在進(jìn)氣道唇罩附近上游位置存在一個(gè)小的分離包，其成因?yàn)榇秸旨げㄅc中心錐表面邊界層干擾，但對(duì)于進(jìn)氣道正常工作沒有明顯影響。隨節(jié)流錐不斷向上游推進(jìn)，進(jìn)氣道出口截面上的反壓不斷提高，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸提高，而出口馬赫數(shù)、穩(wěn)態(tài)畸變等參數(shù)則持續(xù)下降。試驗(yàn)獲得的進(jìn)氣道臨界總壓恢復(fù)系數(shù)為0.758，對(duì)應(yīng)的流量系數(shù)為0.667，出口馬赫數(shù)為0.239，穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)為1.47%。

根據(jù)CFD仿真結(jié)果，進(jìn)氣道在此狀態(tài)下的臨界總壓恢復(fù)系數(shù)為0.756，流量系數(shù)為0.705，周向總壓畸變指數(shù)為3.33%。前兩者與試驗(yàn)值基本吻合；后者較試驗(yàn)值偏大，但均符合設(shè)計(jì)要求。這就直接驗(yàn)證了CFD分析的合理性，也驗(yàn)證了變幾何進(jìn)氣道型面及流動(dòng)控制設(shè)計(jì)在典型超聲速工況下的正確性。

圖9給出進(jìn)氣道工作在不同節(jié)流狀態(tài)時(shí)的唇罩側(cè)的沿程靜壓曲線，由于唇罩包括多段，故沿程靜壓曲線被分為三段。隨節(jié)流錐不斷前移，進(jìn)氣道通道后段壓強(qiáng)逐步升高，擴(kuò)張段內(nèi)的結(jié)尾激波系也隨之向上游移動(dòng)。從壓力突升臺(tái)階的起始位置可以判斷，在錐位8時(shí)，進(jìn)氣道達(dá)到臨界狀態(tài)，其臨界反壓約為自由流靜壓的6倍，這與表3結(jié)果差別較小。

2)Ma0.6工況

亞聲速工況主要關(guān)注實(shí)測(cè)的進(jìn)氣道出口性能參數(shù)。第2個(gè)錐位以后，隨著節(jié)流錐不斷向上游推進(jìn)(反壓提高)，流量系數(shù)和出口馬赫數(shù)不斷降低，而出口總壓恢復(fù)系數(shù)則是逐漸上升的。當(dāng)pb/p0=1.25時(shí)，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.994，流量系數(shù)為0.311，周向畸變指數(shù)為0.47%。由表3可知，計(jì)算的進(jìn)氣道在pb/p0=1.24時(shí)的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.986，流量系數(shù)為0.298，周向畸變指數(shù)為0.60%。整體上數(shù)值模擬與吹風(fēng)試驗(yàn)獲得的結(jié)果較為吻合。

圖10給出了不同錐位下進(jìn)氣道唇罩側(cè)的沿程靜壓分布曲線。各錐位下，壁面沿程靜壓曲線變化趨勢(shì)一致，未出現(xiàn)標(biāo)志流動(dòng)分離的“壓力平臺(tái)區(qū)”，表明Ma0.6工況進(jìn)氣道內(nèi)通道流動(dòng)順暢。

4 結(jié) 論

1)針對(duì)ATR動(dòng)力飛行器需求，提出了一種Ma0.6～3.0彈用變幾何進(jìn)氣道方案，完成技術(shù)難點(diǎn)分析并針對(duì)性地開展方案設(shè)計(jì)。通過中心半錐體的平移進(jìn)行喉道面積調(diào)節(jié)并兼顧流量需求，擴(kuò)張段設(shè)置擾流片和格柵來控制出口畸變，空間緊湊，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，具有工程實(shí)用性。

2)通過CFD模擬分析了變幾何進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)。Ma0.6～3.0范圍內(nèi)波系配置和邊界層放氣措施合理，激波/邊界層干擾、氣流分離等不良現(xiàn)象均不明顯；寬速域范圍內(nèi)的總壓恢復(fù)系數(shù)、周向穩(wěn)態(tài)畸變、流量系數(shù)等主要性能參數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。

3)完成變幾何進(jìn)氣道的模型設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證了Ma0.6～2.0的基本性能。進(jìn)氣道正常起動(dòng)，超聲速工況頭部波系建立情況符合設(shè)計(jì)意圖。試驗(yàn)獲得的總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)和數(shù)值模擬結(jié)果具有一致性。試驗(yàn)的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)小于5%，滿足帶壓氣機(jī)的ATR發(fā)動(dòng)機(jī)工作要求。

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(編輯：牛苗苗)

Research on a Variable-Geometry Inlet Scheme for ATR-Powered Vehicle

CUI Peng1, LI Guo-shu1, ZHANG Jun1, TAN Hui-jun2

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing 100076, China;2. College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

A variable-geometry inlet scheme is proposed to meet the demands of aMa0.6～3.0 air turbo rocket (ATR) powered vehicle, especially seeking the aerodynamic devices to balance the inlet performance within the broad velocities and to control the distortion of the inlet exit for an engine compressor. The inlet consists of a translate-movable half-cone center body for conducting adjustment of the throat area and the captured mass flow. Also the pressure distortion is decreased by using of a spoiler and a lattice grid. With computational fluid dynamics (CFD) analyses, the drive positions of the inlet center body are determined for every operating condition, and then the flow structures and the performance parameters are discussed in detail. The rationality of the inlet design is indicated by the favorable parameters, like the suitable total pressure recovery and steady pressure distortion less than 5%. A wind-tunnel test is conducted betweenMa0.6 andMa2.0 to preliminarily verify the inlet scheme design and the numerical simulations. The consistency of the experiment and the analysis further demonstrates the correctness of the missile-borne variable-geometry inlet.

Inlet; Variable-geometry; Scheme design; Distortion control; Wind-tunnel test

2016-05-25;

2016-12-26

V231.3

A

1000-1328(2017)03-0240-08

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.03.003

崔 鵬(1983-)，男，博士，高級(jí)工程師，主要從事吸氣式動(dòng)力飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究。