進(jìn)口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

李永洲， 孫迪， 張堃元， 郭世亮

1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 航天系統(tǒng)發(fā)展研究中心， 北京 100094 2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所， 西安 710025 3.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016

進(jìn)口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

李永洲1,*， 孫迪2， 張堃元3， 郭世亮1

1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 航天系統(tǒng)發(fā)展研究中心， 北京 100094 2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所， 西安 710025 3.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 210016

發(fā)展了一種進(jìn)口型線水平投影可控的三維變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法?；诜凑旭R赫數(shù)分布基準(zhǔn)流場(chǎng)，在指定進(jìn)口型線水平投影為橢圓和出口為圓的條件下，結(jié)合流線追蹤和截面漸變技術(shù)設(shè)計(jì)了光滑過渡的內(nèi)收縮進(jìn)氣道。在設(shè)計(jì)點(diǎn)(Mai=5.4)和接力點(diǎn)(Mai=4.0)對(duì)其進(jìn)行數(shù)值仿真，計(jì)算結(jié)果表明，設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道的主要流動(dòng)特性與基準(zhǔn)流場(chǎng)基本一致，無黏時(shí)可以捕獲98%的自由來流，喉道性能與基準(zhǔn)流場(chǎng)基本相等。相對(duì)橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道，截面漸變的橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相似且性能下降較小，有黏條件下設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)喉道總壓恢復(fù)系數(shù)分別降低了2.9%和1.2%。此外，該進(jìn)氣道表現(xiàn)出良好的總體性能，接力點(diǎn)的流量系數(shù)達(dá)0.82。

高超聲速； 內(nèi)收縮進(jìn)氣道； 水平投影； 截面漸變； 流線追蹤

高超聲速進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，制約著整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)功能的發(fā)揮和性能的提高。相對(duì)常規(guī)的二元、軸對(duì)稱和側(cè)壓式進(jìn)氣道[1-2]，內(nèi)收縮進(jìn)氣道具有更高的壓縮效率和流量系數(shù)、更小的阻力、對(duì)攻角不敏感以及良好的適應(yīng)性等優(yōu)勢(shì)[3-6]。20世紀(jì)60年代，M?der和Szpiro[7]就開始對(duì)以Busemann進(jìn)氣道為代表的內(nèi)收縮進(jìn)氣道開展研究。目前，設(shè)計(jì)內(nèi)收縮進(jìn)氣道的基準(zhǔn)流場(chǎng)主要有Busumann流場(chǎng)[8]、倒置等熵噴管基準(zhǔn)流場(chǎng)[9-10]、等壓比和等楔角基準(zhǔn)流場(chǎng)[11]、高次曲線的內(nèi)乘波基準(zhǔn)流場(chǎng)[12-13]、ICFA(Internal Conical Flow A)+高次曲線基準(zhǔn)流場(chǎng)[14-15]，ICFA+Busemann流場(chǎng)[16]、優(yōu)化的基準(zhǔn)流場(chǎng)[17]、壓力可控基準(zhǔn)流場(chǎng)[18]、馬赫數(shù)可控基準(zhǔn)流場(chǎng)[19]、激波強(qiáng)度配置可控基準(zhǔn)流場(chǎng)[20]和Jaw進(jìn)氣道的四道平面激波基準(zhǔn)流場(chǎng)[21]等。

基于內(nèi)收縮進(jìn)氣道具有的優(yōu)勢(shì)，其朝著與復(fù)雜前體一體化方向發(fā)展是必然趨勢(shì)。最為理想的內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)應(yīng)該是在進(jìn)、出口截面形狀同時(shí)可控的前提下，進(jìn)氣道還能具有良好的性能特征尤其是流量捕獲能力[13]。此時(shí)，單靠流線追蹤技術(shù)不能完成，因此多種變截面進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法被提出，如基于流線追蹤曲面的數(shù)學(xué)放樣融合方法[9]、吻切軸對(duì)稱變截面進(jìn)氣道方法[13]、直接優(yōu)化方法[17]和局部等收縮比設(shè)計(jì)方法[22]等，而且這些傳統(tǒng)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法都是給定進(jìn)口型線的軸向投影。

對(duì)于HTV-3X[23]這類腹下兩側(cè)進(jìn)氣布局的高超聲速飛行器，在乘波前體型面尤其下表面確定的條件下，如果依靠傳統(tǒng)給定進(jìn)口軸向投影進(jìn)行內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，由于入射激波面的三維非線性，進(jìn)口對(duì)應(yīng)的水平投影很難與前體前緣完全匹配，進(jìn)而造成進(jìn)氣道進(jìn)口附近的型面不會(huì)完全包覆在前體內(nèi)[24]，二者難以實(shí)現(xiàn)真正的一體化設(shè)計(jì)，其流場(chǎng)相互影響。此外，與矩形燃燒室相比，橢圓/圓形燃燒室在重量、結(jié)構(gòu)應(yīng)力、浸潤(rùn)面積、角區(qū)流動(dòng)、熱負(fù)荷以及燃燒組織等諸多方面更具優(yōu)勢(shì)[3,9]。因此，為了同時(shí)滿足進(jìn)氣道上述一體化進(jìn)/出口要求，本文發(fā)展了一種進(jìn)口型線水平投影可控的三維變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。該方法根據(jù)前體前緣的水平投影和軸向包覆約束來確定進(jìn)氣道整個(gè)進(jìn)口的水平投影形狀，而且進(jìn)口對(duì)應(yīng)的軸向投影還可以通過調(diào)整前體上表面實(shí)現(xiàn)完全包覆，從而進(jìn)氣道更容易實(shí)現(xiàn)與前體型面尤其是前緣的匹配設(shè)計(jì)。文中基于反正切馬赫數(shù)分布基準(zhǔn)流場(chǎng)[19]，以進(jìn)口水平投影為橢圓轉(zhuǎn)圓形出口的內(nèi)收縮進(jìn)氣道(下文簡(jiǎn)稱橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道)為例描述了整個(gè)設(shè)計(jì)過程，并采用數(shù)值仿真方法研究其流場(chǎng)特征和工作特性。

1 變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

采用反正切馬赫數(shù)分布的軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)[19]，設(shè)計(jì)參數(shù)具體取值：設(shè)計(jì)來流馬赫數(shù)Mai=5.4，進(jìn)口半徑Ri=0.25 m，中心體半徑Rc與進(jìn)口半徑之比Rc/Ri=0.2，前緣壓縮角δ=4°。圖1給出了基準(zhǔn)流場(chǎng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，R為徑向坐標(biāo)，x為流向坐標(biāo)，其總體性能較高，在增壓比p/p0為17.6時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)σ達(dá)到了0.96，出口馬赫數(shù)分布較均勻，平均為3.16。

在上述基準(zhǔn)流場(chǎng)中，結(jié)合流線追蹤和截面漸變技術(shù)便可以實(shí)現(xiàn)進(jìn)口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)。本文以橢圓進(jìn)口轉(zhuǎn)圓形出口為例說明，圖2給出了進(jìn)口型線的水平投影，藍(lán)色線為進(jìn)口型線，橢圓長(zhǎng)半軸為0.36 m，短半軸為0.125 m，Di為進(jìn)口橢圓中心與基準(zhǔn)流場(chǎng)起始線距離，Di=0.36 m，出口圓半徑Re=0.043 m。

圖1 基準(zhǔn)流場(chǎng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu) Fig.1 Flow structure of basic flowfield

具體設(shè)計(jì)步驟如下：

1) 從進(jìn)口型線與前緣激波面的相交線開始向后追蹤流線生成無黏橢圓進(jìn)氣道(Elliptical inlet)，見圖3。接著，從出口開始向前追蹤流線生成無黏圓形進(jìn)氣道(Circular inlet)。

2) 分別取Elliptical inlet和Circular inlet對(duì)應(yīng)角度的流線，采用混合函數(shù)處理二者的坐標(biāo)便可以生成平滑過渡的橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道(Elliptical to Circular Shape Transition inlet，ECST inlet)無黏型面。本文選取線性混合函數(shù)(式(1))，采用該函數(shù)生成的型面光滑且適應(yīng)性較好，進(jìn)氣道總體性能也較高[25]。

f(x)=xx∈[0,1]

(1)

由于進(jìn)氣道幾何對(duì)稱，只需在0°～180° 之間取足夠多的流線即可。另外，該設(shè)計(jì)方法采用對(duì)應(yīng)角度的流線進(jìn)行混合，可以盡可能地保持基準(zhǔn)流場(chǎng)的特征，這與采用簡(jiǎn)單幾何插值的過渡方法完全不同。設(shè)計(jì)的ECST進(jìn)氣道如圖4所示，總收縮比Rct=7.0，內(nèi)收縮比Rci=2.00。

3) 對(duì)無黏型面進(jìn)行附面層修正以得到最終的進(jìn)氣道構(gòu)型。修正后的橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道總收縮比降為5.0，內(nèi)收縮比為1.63。修正后的橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道Rct=5.0，Rci=1.71。等直隔離段長(zhǎng)度均取6倍的喉道當(dāng)量直徑。

圖2 進(jìn)口型線水平投影在基準(zhǔn)流場(chǎng)中的位置 Fig.2 Location of horizontal projection of intake curve in basic flowfield

圖3 進(jìn)口型線水平投影為橢圓的進(jìn)氣道 Fig.3 Inlet with elliptical horizontal projection of intake curve

圖4 進(jìn)口型線水平投影為橢圓轉(zhuǎn)圓出口的進(jìn)氣道 Fig.4 Inlet with elliptical-to-circular shape transition

2 數(shù)值計(jì)算方法

由于進(jìn)氣道模型和流動(dòng)的對(duì)稱性，取其一半進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。采用ICEM軟件進(jìn)行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，圖5給出了計(jì)算網(wǎng)格和邊界條件示意圖。如圖所示，為了準(zhǔn)確模擬附面層內(nèi)的復(fù)雜流動(dòng)，對(duì)靠近壁面處的網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理。另外，也對(duì)流動(dòng)參數(shù)梯度較大的區(qū)域和結(jié)構(gòu)網(wǎng)格連接區(qū)域進(jìn)行了適當(dāng)加密，總網(wǎng)格單元約96萬。計(jì)算中，進(jìn)口采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，出口為壓力出口邊界條件，中心為對(duì)稱面邊界條件。

對(duì)上述計(jì)算域采用Fluent軟件求解，無黏時(shí)采用二階迎風(fēng)格式求解歐拉方程。有黏時(shí)，通量差分采用AUSM (Advection Upstream Splitting Method)格式，湍流模型為兩方程的RNG (Re-Normalization Group)k-ε模型，近壁面采用非平衡壁面函數(shù)法，比熱容采用多項(xiàng)式擬合，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式確定。流動(dòng)方程、k方程、ε方程均選擇二階迎風(fēng)格式離散。流場(chǎng)計(jì)算中，各殘差指標(biāo)至少下降3個(gè)數(shù)量級(jí)并且流量沿程守恒時(shí)認(rèn)為收斂。文獻(xiàn)[18,26]對(duì)該計(jì)算方法的可信度進(jìn)行校核，結(jié)果表明，該方法能較準(zhǔn)確地模擬高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道的復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，具有較高的可信度。下文中的來流條件：設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)為5.4，靜壓為2 549.22 Pa，靜溫為221.55 K；接力點(diǎn)馬赫數(shù)為4.0，靜壓為5 529.3 Pa，靜溫為216.65 K。

圖5 進(jìn)氣道計(jì)算網(wǎng)格和邊界條件示意圖 Fig.5 Schematic drawing of mesh and boundary conditions of inlet

3 無黏計(jì)算結(jié)果分析

3.1 進(jìn)氣道的流場(chǎng)特點(diǎn)

在無黏條件下，對(duì)橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道的無黏構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。由圖6可以看出，隨著來流馬赫數(shù)減小，對(duì)稱面內(nèi)的前緣入射激波開始偏離唇口前緣，溢流不斷增加。流量系數(shù)從設(shè)計(jì)點(diǎn)(Ma=5.4)的0.98減小為接力點(diǎn)(Ma=4.0)的0.81。設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)喉道前的波系結(jié)構(gòu)與基準(zhǔn)流場(chǎng)一致(圖1)，隔離段內(nèi)存在明顯的反射激波。接力點(diǎn)時(shí)，唇口板產(chǎn)生了兩道激波，其入射在喉道上游的頂板上并不斷反射。

由圖7可以看出，設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)喉道和出口截面的馬赫數(shù)分布均勻且?guī)缀跸嗤?，設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)出口馬赫數(shù)主要分布在3.0～3.2之間，接力點(diǎn)時(shí)在2.1～2.2之間。

由圖8可以看出，雖然在變截面進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中引入了混合函數(shù)進(jìn)行處理，但是設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)該進(jìn)氣道外壓段的激波緊貼前緣，只是在唇口附近有很小的溢流，而且激波形狀近似為圓弧。

圖6 設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道對(duì)稱面馬赫數(shù)分布 Fig.6 Mach number isoclines of symmetry plane at design point and relay point

圖7 設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道喉道和出口馬赫數(shù)分布 Fig.7 Mach number isoclines of throat and exit plane at design point and relay point

圖8 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道沿程橫截面馬赫數(shù)分布 Fig.8 Mach isoclines of cross sections along flow direction at design point

3.2 進(jìn)氣道的總體性能

表1給出了設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道無黏總體性能，性能參數(shù)按照流量平均獲得，Mai為來流馬赫數(shù)，φ為流量系數(shù)，D為總阻力，CD為總阻力系數(shù)(式(2))。下標(biāo)th表示喉道截面，e表示出口截面。

CD=D/(0.5·ρ0V02A)

(2)

式中：ρ0和V0分別為來流密度和速度，A為進(jìn)氣道進(jìn)口捕獲面積?？梢钥闯觯O(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道的流量系數(shù)接近1.0，喉道截面的性能參數(shù)與基準(zhǔn)流場(chǎng)幾乎相等，總壓恢復(fù)系數(shù)僅相差1.0%。不論設(shè)計(jì)點(diǎn)還是接力點(diǎn)，喉道和出口的性能參數(shù)相差很小，設(shè)計(jì)點(diǎn)的總壓恢復(fù)系數(shù)降低了1.0%。接力點(diǎn)可以捕獲81%的質(zhì)量流量，但是相對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)，此時(shí)的阻力系數(shù)增加了62.5%。上述研究表明，橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道的無黏流動(dòng)特征與基準(zhǔn)流場(chǎng)一致，總體性能也幾乎相等。與文獻(xiàn)[9]相比，該進(jìn)氣道可以保持良好的性能，即使接力點(diǎn)也是如此。

表1設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道的無黏總體性能參數(shù)

Table1Generalperformanceparametersofinletsatdesignandrelaypointsoninviscidcondition

MaiφCDσthpth/p0Mathσepe/p0Mae5．40．980．160．9518．13．150．9418．43．144．00．810．260．9816．32．100．9616．32．09

4 有黏計(jì)算結(jié)果分析

在設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)對(duì)黏性修正后的橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道進(jìn)行有黏計(jì)算，獲得此時(shí)的流場(chǎng)與性能特點(diǎn)，并與修正后的橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道黏性計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

4.1 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道的流場(chǎng)特點(diǎn)

與無黏結(jié)果(圖6(a))比較，設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道對(duì)稱面的波系結(jié)構(gòu)(圖9(a))在喉道之前差別不大，但是隔離段內(nèi)的渦流區(qū)造成了反射波系變?nèi)?。與橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道相比，二者的波系結(jié)構(gòu)(圖9)基本一致，差別在于其前緣激波與唇口的距離更大，此時(shí)流量系數(shù)為0.94，這是型面混合后外壓段的型面抬起所致。

圖9 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道對(duì)稱面的馬赫數(shù)分布 Fig.9 Mach number isoclines of symmetry plane at design point

圖10給出了橢圓轉(zhuǎn)圓和橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道喉道和出口的馬赫數(shù)分布，二者喉道和出口的馬赫數(shù)分布基本一致，對(duì)應(yīng)位置的馬赫數(shù)近似相等，設(shè)計(jì)點(diǎn)主流區(qū)的面積約占出口的一半。

圖11可以看出，橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道外壓段的波系形狀近似為圓弧且緊貼前緣，僅在唇口附近存在少量溢流。相對(duì)橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道外壓段的圓弧激波，其越靠近唇口，激波兩側(cè)變形程度越大。

圖12給出了設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)基準(zhǔn)流場(chǎng)、橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道和橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道在對(duì)稱面與頂板交線處的壓力分布，圖中Inv表示無黏計(jì)算結(jié)果，Vis表示有黏計(jì)算結(jié)果?？梢钥闯觯鼈兌汲史凑星€分布規(guī)律，橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道可以保持基準(zhǔn)流場(chǎng)的壓力分布，只是唇口激波入射點(diǎn)更靠前造成壓力躍升點(diǎn)提前。橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道有黏結(jié)果類似，但是混合函數(shù)處理仍會(huì)造成前部壓力稍高而后部壓力稍低，而且無黏結(jié)果的這種趨勢(shì)更加明顯，后部壓力有明顯的下降區(qū)，這也說明黏性修正可以緩解截面漸變?cè)斐傻牧鲌?chǎng)特性退化。

圖10 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道喉道和出口的馬赫數(shù)分布 Fig.10 Mach number isoclines of throat and exit at design point

圖11 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道沿程橫截面馬赫數(shù)分布 Fig.11 Mach number isoclines of cross sections along flow direction at design point

圖12 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)頂板和對(duì)稱面交線的壓力分布 Fig.12 Pressure distribution along intersecting line of top wall and symmetry plane at design point

以上研究表明，雖然混合函數(shù)使得橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道的型面不再是流面，但是由于其是對(duì)應(yīng)角度的流線混合而成，因此流場(chǎng)結(jié)構(gòu)可以保持基準(zhǔn)流場(chǎng)的主要特性。

4.2 接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道的流場(chǎng)特點(diǎn)

圖13可以看出，接力點(diǎn)時(shí)橢圓轉(zhuǎn)圓和橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道的對(duì)稱面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)一致，前緣彎曲激波初始段開始變直且隔離段內(nèi)低速區(qū)減小。

圖13 接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道對(duì)稱面的馬赫數(shù)分布 Fig.13 Mach number isoclines of symmetry plane at relay point

圖14可以看出，與設(shè)計(jì)點(diǎn)相似，二者喉道和出口截面對(duì)應(yīng)位置的馬赫數(shù)基本相等，出口渦流區(qū)顯著減小，主流區(qū)約占總面積的2/3且分布均勻。

圖14 接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道喉道和出口的馬赫數(shù)分布 Fig.14 Mach number isoclines of throat and exite at relay point

圖15可以看出，相對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)，橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道外壓段激波兩側(cè)變形程度減小，呈圓弧狀，進(jìn)而與橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道的波系差別變小。另外，二者外壓段前部激波都可以較好地貼著前緣，因此此時(shí)可以保持良好的流量捕獲能力。

圖15 接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道沿程橫截面馬赫數(shù)分布 Fig.15 Mach number isoclines of cross sections along flow direction at relay point

4.3 進(jìn)氣道的總體性能

表2給出了設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道的有黏總體性能。相對(duì)表1的無黏結(jié)果，橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)出口增壓比相等而接力點(diǎn)時(shí)有所降低。黏性造成總壓恢復(fù)系數(shù)和出口馬赫數(shù)的顯著下降，設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)的出口總壓恢復(fù)系數(shù)分別降低了42.6%和24.0%。另外，設(shè)計(jì)點(diǎn)的黏性阻力約占總阻力的45.5%，總阻力系數(shù)也增加了62.5%。

相對(duì)橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道，橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道型面混合后上抬，造成溢流增大，設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)流量系數(shù)分別降低了4.1%和3.5%。阻力系數(shù)和增壓比整體稍微降低，但是對(duì)應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)也降低，設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)喉道截面處分別降低了2.9%和1.2%。總體而言，雖然采用混合函數(shù)處理，但是橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道性能下降不大，仍然保持了良好的性能。

表2 設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道的有黏總體性能參數(shù)Table 2 General performance parameters of inlet at design and relay points on viscous condition

5 結(jié) 論

1) 結(jié)合流線追蹤和截面漸變技術(shù)實(shí)現(xiàn)了進(jìn)口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，計(jì)算結(jié)果表明該方法可行，為內(nèi)收縮進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)提供了新途徑且可以應(yīng)用到背部?jī)蓚?cè)進(jìn)氣布局的飛行器上。

2) 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道波系結(jié)構(gòu)與基準(zhǔn)流場(chǎng)基本一致，只是前緣激波的兩側(cè)存在稍微變形。無黏時(shí)沿程壓力分布在喉道附近存在明顯的下降區(qū)，有黏時(shí)與基準(zhǔn)流場(chǎng)吻合較好。

3) 橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道具有良好的總體性能和較均勻的出口，接力點(diǎn)的流量系數(shù)高達(dá)0.82。設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)喉道截面無黏性能與基準(zhǔn)流場(chǎng)幾乎相等，流量系數(shù)高達(dá)0.98。

4) 黏性對(duì)橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道總體性能影響明顯。相對(duì)無黏結(jié)果，設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)的出口總壓恢復(fù)系數(shù)分別降低了42.6%和24.0%，設(shè)計(jì)點(diǎn)的總阻力系數(shù)增加了62.5%，此時(shí)黏性阻力約占45.5%。

5) 相對(duì)橢圓進(jìn)口進(jìn)氣道，橢圓轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相似且性能下降較小。有黏條件下，設(shè)計(jì)點(diǎn)和接力點(diǎn)時(shí)流量系數(shù)分別降低了4.1%和3.5%，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)分別降低了2.9%和1.2%。

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(責(zé)任編輯： 張晗)

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Designonvariablesectioninwardturninginletwithcontrolledhorizontalprojectionofintakecurve

LIYongzhou1,*,SUNDi2,ZHANGKunyuan3,GUOShiliang1

1.AerospaceSystemDevelopmentResearchCenter,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Beijing100094,China2.Xi’anInstituteofAerospacePropulsionTechnology,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Xi’an710025,China3.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Adesignmethodisdevelopedforthree-dimensionalvariablesectioninwardturninginletwithcontrolledhorizontalprojectionofintakecurve.BasedonthebasicflowfieldwitharctangentMachnumberdistribution,theinwardturninginletwithsmoothshapetransitionfromanellipticalhorizontalprojectionofintakecurvetoacircularexitisdesignedutilizingstreamlinetracingandshapetransitiontechniques.Numericalsimulationisconductedatthedesignpoint(Mai=5.4)andtherelaypoint(Mai=4.0).Theresultsindicatethattheinletisofthemajorfeaturesofthebasicflowfield,and98%freeincomingflowatthedesignpointcanbecapturedundertheinviscidcondition.Theperformanceofthethroatplaneisclosetothebasicflowfield.Incomparisonwiththeinletofellipticalintake,thevariablesectioninletwithelliptical-to-circulartransitionhassimilarflowfieldstructureandslightlylowerperformance.Undertheviscouscondition,thetotalpressurerecoverycoefficientofthethroatplanereduces2.9%and1.2%atthedesignpointandtherelaypoint,respectively.Inaddition,theinlethashighoverallperformance,andtheflowcoefficientreaches0.82attherelaypoint.

hypersonic;inwardturninginlet;horizontalprojection;shapetransition;streamlinetracing

2016-07-25；Revised2016-08-03；Accepted2016-09-21；Publishedonline2016-10-101621

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李永洲， 孫迪， 張堃元， 等． 進(jìn)口型線水平投影可控的變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(5):120640.LIYZ,SUND,ZHANGKY,etal.DesignonvariablesectioninwardturninginletwithcontrolledhorizontalprojectionofintakecurveJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120640.

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10.7527/S1000-6893.2016.0270

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A

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