三種二元變幾何超聲速進氣道的調(diào)節(jié)方案設(shè)計及性能對比

劉 雨，謝旅榮，汪 昆

(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室, 南京 210016)

進氣道是吸氣式飛行器推進系統(tǒng)的重要組成部件，其作用是捕獲、壓縮自由來流，為燃燒室提供滿足一定要求的氣流。進氣道高效高性能地工作是整個飛行系統(tǒng)高效運行的前提[1-3]。

對于寬工作馬赫數(shù)范圍的超聲速進氣道，必須保證在整個工作范圍內(nèi)正常工作。為滿足低來流馬赫數(shù)時進氣道能正常起動，要求進氣道的內(nèi)收縮比較小，但是為了保證高馬赫數(shù)時進氣道的性能較好，則要求進氣道的內(nèi)收縮比要大，以減小總壓損失[4]，由此可見定幾何的進氣道型面難以同時兼顧高低馬赫數(shù)下的性能，這種矛盾隨著飛行器工作馬赫數(shù)范圍的增大而顯得愈發(fā)嚴重。

目前常在進氣道內(nèi)外部流道處采取諸如抽吸、溢流等手段來降低自起動馬赫數(shù)[5-8]，但是這些流場控制措施改善效果有限，仍較難滿足寬馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)進氣道保持較高工作性能的要求。變幾何進氣道憑借其寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)的高性能優(yōu)勢受到國內(nèi)外相關(guān)科研人員的重視[9-11]，盡管它存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量增加等缺點。

針對二元超聲速進氣道，以不同準則出發(fā)獲得不同的壓縮楔面調(diào)節(jié)規(guī)律是一種普遍采用的方案。美國Maryland大學(xué)研究的變幾何進氣道以不同來流馬赫數(shù)時激波保持封口為目標，在提高流量系數(shù)的同時增加了升力[12]；日本的空間航空研究院(ISAS)在20世紀80年代就實施了Air-Turbo Ramjet Engine(ATREX)計劃,其中ATREX二元進氣道則是通過轉(zhuǎn)動楔面來調(diào)節(jié)激波系,提高進氣道的捕獲流量和壓縮效率,以滿足發(fā)動機的要求,這種調(diào)節(jié)迅速、簡單且容易實現(xiàn)[13]。

國內(nèi)對于變幾何進氣道也開展了相關(guān)研究。針對二元高超進氣道寬馬赫數(shù)大攻角工作要求,南京航空航天大學(xué)金志光等[14]研究了一種轉(zhuǎn)動唇口變幾何進氣道調(diào)節(jié)方案,設(shè)計馬赫數(shù)6.0的原型進氣道不需要附面層抽吸裝置即可在唇口開啟過程中實現(xiàn)接力點起動，且自起動馬赫數(shù)降至Ma=3.5；趙昊等[15]研究了一種第2級壓縮面可調(diào)的變幾何二元超聲速進氣道方案,通過旋轉(zhuǎn)進氣道第2級壓縮面改變進氣道前體激波的角度和位置,發(fā)現(xiàn)不僅可以提高進氣道的流量系數(shù),還可顯著改善進氣道的氣動性能；袁化成等[16]提出一種內(nèi)收縮比可控的變幾何進氣道方案,根據(jù)不同來流馬赫數(shù)下外壓段激波角度的變化,前后移動唇口,使得激波封口。

由上述的研究文獻發(fā)現(xiàn)，其主要研究均是針對某一類變幾何方案開展的，而對于不同方案的氣動性能對比研究則較少。本文針對一個寬馬赫數(shù)范圍工作的三波系二元超聲速進氣道，設(shè)計了1種定幾何進氣道和3種變幾何調(diào)節(jié)進氣道方案，通過二維數(shù)值仿真研究對其流場特征和氣動性能進行了分析、對比。其研究成果可以為超聲速變幾何進氣道設(shè)計及方案選擇提供參考依據(jù)。

1 進氣道設(shè)計

1.1 定幾何進氣道設(shè)計

設(shè)計了如圖1所示的工作馬赫數(shù)范圍為2.0～4.0的定幾何進氣道，型面設(shè)計時為提高工作馬赫數(shù)范圍內(nèi)的流量系數(shù)，采用了非傳統(tǒng)激波封口設(shè)計，即設(shè)計狀態(tài)Ma=3.4時兩道外壓激波并不相交于唇口，而是保證Ma=2.4時第2道斜激波封口，Ma=3.4時第1道斜激波封口。該進氣道第1級楔面壓縮角(δ1)為7.0°。第2級楔面(δ2)壓縮角為12.0°。進氣道擴壓段中心線采用前緩后急的變化規(guī)律，為獲得較均勻的出口氣流，在擴張段出口處有段等直段?？紤]到結(jié)構(gòu)強度和熱防護問題，楔面前緣及唇罩前緣進行了鈍化，鈍化半徑分別為0.3 mm和0.2 mm。

圖1 定幾何進氣道幾何型面示意圖

1.2 變幾何進氣道型面設(shè)計及調(diào)節(jié)規(guī)律

1.2.1 變幾何進氣道型面設(shè)計原則

為方便起見，分別將定幾何進氣道以及3種變幾何進氣道設(shè)計方案命名為Plan A、Plan B、Plan C、Plan D。設(shè)計中保證相同來流馬赫數(shù)下3種變幾何進氣道的第2道斜激波后馬赫數(shù)保持相同。圖2(a)是變幾何進氣道調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)，在前體上，1、2級壓縮面交點以及擴張段內(nèi)分別設(shè)置有3個旋轉(zhuǎn)軸A、B、E。進氣道型面可以繞旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動。Plan A進氣道為定幾何進氣道；Plan B進氣道的整個前體部分繞鉸接點轉(zhuǎn)軸A旋轉(zhuǎn)，即僅調(diào)節(jié)第1級楔面壓縮角；Plan C進氣道的第2級壓縮楔面繞鉸接點轉(zhuǎn)軸B旋轉(zhuǎn)，即僅調(diào)節(jié)第2級楔面壓縮角；Plan D進氣道的前體整體繞轉(zhuǎn)軸A旋轉(zhuǎn)，同時第2級壓縮楔面繞轉(zhuǎn)軸B旋轉(zhuǎn)，即同時調(diào)節(jié)1、2級楔面壓縮角。與此同時進氣道內(nèi)通道擴壓段DE繞轉(zhuǎn)軸E旋轉(zhuǎn)，同步抬升D點與C點相平來保證喉道附近型面，實現(xiàn)進氣道的喉道截面高度以及泄流腔寬度的調(diào)節(jié)。圖2(b)～(d)分別是3種變幾何進氣道在來流馬赫數(shù)為4.0時的型面調(diào)節(jié)示意圖。

圖2 變幾何進氣道

圖3是泄流腔滑板機構(gòu)的示意圖，利用此機構(gòu)便可保證泄流腔壁板在繞底端旋轉(zhuǎn)的同時不斷伸展。其中Plan B、Plan D方案增大了進氣道的流量捕獲面積，Plan C方案進氣道捕獲面積不變。

圖3 泄流腔滑板結(jié)構(gòu)

1.2.2 變幾何進氣道型面調(diào)節(jié)規(guī)律

在型面調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)動設(shè)計的過程中，為滿足寬馬赫數(shù)的工作范圍，需要同時兼顧低馬赫數(shù)的流量捕獲、工作馬赫數(shù)范圍內(nèi)較低的喉道馬赫數(shù)和高馬赫數(shù)前體激波不可打入內(nèi)通道等，對于Plan B方案的變幾何進氣道，經(jīng)過多輪設(shè)計初步確定了Ma為2.0、2.4、2.8、3.0、3.4、4.0這6個典型狀態(tài)點的型面。隨后通過多項式擬合得到了進氣道的前體偏轉(zhuǎn)角度α(°)隨來流馬赫數(shù)Ma的變化規(guī)律為：

α=23.75-28.6·Ma+

10.51·Ma2-1.074·Ma3

對于Plan C、Plan D方案的變幾何進氣道，在控制第2道斜激波后馬赫數(shù)與Plan B方案相同的前提下，通過幾何計算可以得到其相應(yīng)的變幾何楔面偏轉(zhuǎn)規(guī)律。3種變幾何方案均可以實現(xiàn)隨著來流馬赫數(shù)的增大，前體總壓縮角逐漸增大，喉道面積隨之變小，內(nèi)收縮比逐漸增大。 圖4給出了變幾何進氣道的結(jié)構(gòu)示意圖(δ3為唇罩壓縮角，Ht為喉道高度)。圖5給出了變幾何進氣道的楔面調(diào)節(jié)規(guī)律以及喉道高度變化規(guī)律。

圖4 變幾何進氣道外壓段結(jié)構(gòu)示意圖

圖5 變幾何進氣道調(diào)節(jié)規(guī)律

2 仿真方法及驗證

2.1 數(shù)值計算方法

本文采用Fluent軟件進行數(shù)值模擬，湍流模型選擇標準k-ε模型，近壁面采用標準壁面函數(shù)法處理，對近壁面網(wǎng)格進行了加密以便模擬邊界層流動。計算域劃分結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量12萬左右。

本文所設(shè)計的進氣道均用于亞燃沖壓發(fā)動機，通過設(shè)置進氣道出口反壓來模擬燃燒室壓力變化，并調(diào)節(jié)反壓來改變進氣道結(jié)尾激波位置，當結(jié)尾激波位于喉道附近時，認為進氣道處于臨界工作狀態(tài)，即最佳工作狀態(tài)。

計算過程中監(jiān)控方程殘差及進氣道喉道馬赫數(shù)與出口流量。當殘差下降3個數(shù)量級且喉道馬赫數(shù)與出口流量穩(wěn)定時，認為計算收斂。

計算來流條件見表1。

表1 進氣道來流參數(shù)

2.2 算例驗證

為驗證本文所采用的數(shù)值模擬方法的可信度，利用文獻[18]中的進氣道幾何構(gòu)型和實驗數(shù)據(jù)進行了算例驗證。實驗來流條件：自由來流Ma=2.41，來流總壓540 kPa，總溫305 K，進氣道隔離段長79.3 mm，出口為通流狀態(tài)。

圖6所示為仿真數(shù)據(jù)與實驗結(jié)果的對比。由圖6(a)可見本文采用的數(shù)值方法能清晰捕獲進氣道內(nèi)的各種斜激波與反射激波，流場結(jié)構(gòu)與實驗結(jié)果基本吻合。圖6(b)對比了仿真與實驗測得的壁面壓力分布，可見計算的壁面沿程壓力分布與實驗所測數(shù)據(jù)基本吻合，說明本文采用標準k-ε模型進行計算研究是可行的。

圖6 實驗與仿真結(jié)果對比

3 結(jié)果與分析

3.1 定幾何進氣道流場分析

對于定幾何進氣道，在整個飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)其幾何型面保持不變。圖7給出了數(shù)值仿真所得的部分狀態(tài)點流場馬赫數(shù)云圖。

由圖7可以看出：隨著來流馬赫數(shù)的增大，激波角逐漸減小，同時在來流馬赫數(shù)為2.4時，第2道斜激波封口，在來流馬赫數(shù)為3.4時，第1道斜激波封口。此種設(shè)計的進氣道相較于傳統(tǒng)設(shè)計的激波相交封口進氣道，雖然在高馬赫數(shù)下總壓恢復(fù)稍低，但是在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)的流量系數(shù)較高[19]。但隨著來流馬赫數(shù)繼續(xù)增大，激波進入唇罩內(nèi)部，并且與唇罩內(nèi)部上壁面附面層相交引起分離，這對于進氣道內(nèi)流場穩(wěn)定性以及進氣道抗反壓能力都不利[20]。

3.2 Plan B變幾何進氣道流場分析

當飛行器加速至馬赫數(shù)2.0以上時，進氣道型面開始按所設(shè)計的規(guī)律進行調(diào)節(jié)。隨著飛行馬赫數(shù)的不斷增大，進氣道的整個外壓縮面繞A點旋轉(zhuǎn)。此時第1級楔面角度增大，對來流的壓縮強度不斷增大，第2級楔面對來流的壓縮角保持不變，喉道面積減小，內(nèi)收縮比增大。圖8給出了Ma∞=2.0～4.0變化時Plan B方案的幾個典型狀態(tài)點的進氣道流場馬赫數(shù)云圖。

從馬赫數(shù)云圖可以看出：對于Plan B方案的變幾何進氣道，從馬赫數(shù)2.4開始，第2道斜激波一直保持封口狀態(tài)，并且在馬赫數(shù)增大至3.0之后，第1、2道斜激波始終保持相交于進氣道唇口。既保證了較大的流量系數(shù)，同時避免了斜激波進入唇口內(nèi)與進氣道上壁面附面層產(chǎn)生干涉引起的分離。

圖7 定幾何進氣道馬赫數(shù)云圖(Ma∞=2.0～4.0)

圖8 Plan B變幾何進氣道馬赫數(shù)云圖(Ma∞=2.0～4.0)

3.3 Plan C變幾何進氣道流場分析

按照本文設(shè)計的調(diào)節(jié)規(guī)律，隨著飛行馬赫數(shù)的不斷增大，進氣道的第2級壓縮楔面繞B點(即1、2級壓縮楔面交點)旋轉(zhuǎn)。此時第1級楔面對來流的壓縮角保持不變，第2級楔面壓縮角不斷增大，喉道面積減小，內(nèi)收縮比增大。圖9給出了Ma∞=2.0～4.0變化時Plan C方案在典型狀態(tài)點的進氣道流場馬赫數(shù)云圖。

可以看出Plan C變幾何方案同樣可以在來流馬赫數(shù)2.4以上時保證第2道斜激波封口。但是由于第1級壓縮面楔角不變，所以當來流馬赫數(shù)達到3.4以上時，第1道斜激波與第2道斜激波在唇口前方提前相交，產(chǎn)生的滑流層進入內(nèi)通道。隨著來流馬赫數(shù)的增大，兩道激波相交引起的滑流層以及對進氣道上壁面的干擾也越嚴重。

3.4 Plan D變幾何進氣道流場分析

按照本文設(shè)計的調(diào)節(jié)規(guī)律，隨著飛行馬赫數(shù)的不斷增大，進氣道的外壓縮楔面整體繞A點旋轉(zhuǎn)，同時第2級壓縮楔面繞B點(即1、2級壓縮楔面交點)旋轉(zhuǎn)。此時1、2級楔面壓縮角都以一定規(guī)律增大，喉道面積減小，內(nèi)收縮比增大。圖10給出了Ma∞=2.0～4.0變化時Plan D方案的幾個典型狀態(tài)點的進氣道流場馬赫數(shù)云圖。

可以看出Plan D變幾何方案在來流馬赫數(shù)2.8以上時第2道斜激波封口，在來流馬赫數(shù)3.0以上時1、2道激波相交封口。但是對比Plan B方案，由于第2道楔板也進行調(diào)節(jié)，所以喉道截面的調(diào)節(jié)幅度更大，故喉道馬赫數(shù)更小，有利于提高進氣道高馬赫數(shù)下的總壓恢復(fù)系數(shù)。

圖9 Plan C變幾何進氣道馬赫數(shù)云圖(Ma∞=2.0～4.0)

圖10 Plan D變幾何進氣道馬赫數(shù)云圖(Ma∞=2.0～4.0)

3.5 定/變幾何進氣道氣動性能比較

圖11給出了定/變幾何進氣道喉道馬赫數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線?？梢钥闯鲈谡麄€工作范圍內(nèi)，3種變幾何進氣道的喉道馬赫數(shù)均低于定幾何進氣道。結(jié)合上面的流場圖可以看出，3種變幾何進氣道均不同程度地增加了進氣道外壓縮面的總壓縮角，提升了進氣道的外壓縮能力。同時喉道面積的減小、內(nèi)收縮比增大，使得內(nèi)壓縮能力提高，從而使得變幾何方案在整個工作范圍內(nèi)都能獲得低于定幾何進氣道的喉道馬赫數(shù)。

圖11 定/變幾何進氣道喉道馬赫數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線

圖12給出的是4種定/變幾何進氣道流量系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線?？梢钥吹紺方案在馬赫數(shù)2.8以下時流量系數(shù)稍小于Plan A定幾何進氣道,在馬赫數(shù)2.8以上時與A方案近乎相同。B和D方案的流量系數(shù)較Plan A定幾何方案要小一些。但是由于B、D方案增大了進氣道的流量捕獲面積，因此進入進氣道的絕對流量大于定幾何方案。由圖13可見，相較于A方案，Plan B和Plan D方案最多可增加22.3%和11%的流量。

圖14給出的是定/變幾何進氣道臨界總壓恢復(fù)系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線。定/變幾何進氣道的臨界狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)隨來流馬赫數(shù)升高都持續(xù)降低，這是因為來流馬赫數(shù)增大，進氣道外壓段斜激波系與內(nèi)壓段激波串的損失都會增大。由于3種變幾何方案都隨來流馬赫數(shù)升高而增大了外壓縮段對氣流的壓縮角，并且增大了內(nèi)收縮比，因而喉道馬赫數(shù)較定幾何進氣道更低，總壓損失更小，總壓恢復(fù)系數(shù)更高。當來流馬赫數(shù)為4.0時，D方案的總壓恢復(fù)系數(shù)較A方案提高了50%。

圖12 定/變幾何進氣道流量系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線

圖13 定/變幾何進氣道捕獲流量隨來流馬赫數(shù)變化曲線

圖14 定/變幾何進氣道臨界總壓恢復(fù)系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線

圖15是4種定/變幾何進氣道的阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線，可見在整個工作范圍內(nèi)四種進氣道的阻力系數(shù)都隨來流馬赫數(shù)增大呈先下降后上升的趨勢。定幾何進氣道在來流馬赫數(shù)Ma<2.8以及Ma>3.6時其阻力系數(shù)明顯小于3種變幾何進氣道。這意味著變幾何進氣道的捕獲流量增大和總壓恢復(fù)系數(shù)升高是以阻力系數(shù)增大為代價的。

圖15 定/變幾何進氣道阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線

由于發(fā)動機的凈推力與流量、總壓恢復(fù)系數(shù)成正比，與進氣道外阻力成反比。因此可以定義一個進氣道性能綜合指數(shù)s:

s=σ·Q/Cs

其中σ、Q、Cs分別為進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)、進氣道流量、進氣道阻力系數(shù)。

圖16給出了定/變幾何進氣道性能綜合指數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線?？梢钥吹皆诘婉R赫數(shù)時(Ma<2.6),3種變幾何進氣道的綜合指數(shù)略低于定幾何進氣道；當來流馬赫數(shù)在2.6以上時，3種變幾何進氣道的綜合指數(shù)均大于定幾何進氣道，且Plan B、Plan D方案較Plan C更優(yōu)。

圖16 定/變幾何進氣道性能綜合指數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化曲線

圖17給出的是定/變幾何進氣道臨界壓比(臨界狀態(tài)進氣道出口靜壓/遠前方來流靜壓)隨來流馬赫數(shù)變化曲線?？梢钥闯鲭S著來流馬赫數(shù)的增大，進氣道所能承受的最大反壓也升高。相同來流馬赫數(shù)下，變幾何B、C、D方案的抗反壓能力較定幾何方案更強，且來流馬赫數(shù)越高，定/變幾何進氣道的抗反壓能力差別越大。

圖17 定/變幾何進氣道臨界壓比隨來流馬赫數(shù)變化曲線

4 結(jié)論

針對一個工作在Ma∞=2.0～4.0的三波系二元超聲速進氣道，設(shè)計了1種定幾何進氣道和3種變幾何楔面調(diào)節(jié)方案，對這4種進氣道開展了數(shù)值仿真研究，結(jié)果表明：

1) 僅調(diào)節(jié)第1級楔面壓縮角和1、2級楔面壓縮角同時調(diào)節(jié)的變幾何進氣道捕獲的流量均高于定幾何進氣道，僅調(diào)節(jié)第2級楔面壓縮角的變幾何進氣道流量在低馬赫數(shù)(2.8以下)時略低于定幾何進氣道，在高馬赫數(shù)時與定幾何進氣道近乎相同；

2) 在研究范圍內(nèi)，3種變幾何進氣道的臨界總壓恢復(fù)系數(shù)均高于定幾何進氣道。與定幾何進氣道比較，僅調(diào)節(jié)第1級楔面壓縮角的變幾何進氣道的臨界總壓恢復(fù)系數(shù)最高可提高38.6%，1、2級楔面壓縮角同時調(diào)節(jié)的變幾何進氣道的臨界總壓恢復(fù)系數(shù)最高可提升53.7%；

3) 本文所設(shè)計的變幾何進氣道在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)提高了進氣道氣動性能，綜合考慮，僅調(diào)節(jié)第1級楔面壓縮角的變幾何進氣道和1、2級楔面壓縮角同時調(diào)節(jié)的變幾何進氣道較僅調(diào)節(jié)第2級楔面壓縮角的變幾何進氣道性能更優(yōu)。