類(lèi)咽式進(jìn)氣道與典型側(cè)壓式進(jìn)氣道性能對(duì)比研究

羅進(jìn)元，張海瑞，趙曉寧，范晶晶，黃慧慧

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件之一，其性能直接影響整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性。適配于空天飛行器的火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）要求進(jìn)氣道能夠在寬飛行馬赫數(shù)下高性能工作，進(jìn)氣道的流量捕獲能力直接決定了RBCC 動(dòng)力系統(tǒng)推力的大小，高流量捕獲能力對(duì)于提高空天飛行器的加速性能、減小溢流阻力具有重要作用。因此研究能夠在寬飛行馬赫數(shù)范圍下均具有高流量捕獲特性的進(jìn)氣道十分必要。

在寬工作包線內(nèi)具有高流量捕獲率的進(jìn)氣道主要有三維側(cè)壓式進(jìn)氣道及三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道。三維側(cè)壓式進(jìn)氣道由于存在溢流窗口因此設(shè)計(jì)點(diǎn)下流量系數(shù)偏低。三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道包括busemann 進(jìn)氣道、咽式（Jaws）進(jìn)氣道、矩形轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道以及內(nèi)乘波式進(jìn)氣道等，其中咽式進(jìn)氣道突出的流量捕獲能力引起了廣泛關(guān)注。美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室的Malo-Molina 等首先對(duì)咽式進(jìn)氣道進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)采用咽式進(jìn)氣道的氣流進(jìn)入燃燒室后具有更高的混合效率，從而能夠增大推進(jìn)系統(tǒng)的推力性能。董昊等對(duì)咽式進(jìn)氣道進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)咽式進(jìn)氣道具有高流量捕獲能力和壓縮能力。但由于包括咽式進(jìn)氣道在內(nèi)的三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道型面通常為曲面，難以在寬?cǎi)R赫數(shù)下做變幾何型面調(diào)整，從而限制了其在寬范圍飛行器上的應(yīng)用。采用矩形出口型面的“類(lèi)咽式”進(jìn)氣道可采用二元進(jìn)氣道常用的唇口或喉道調(diào)節(jié)的變幾何方式進(jìn)行調(diào)節(jié)，從而可在充分發(fā)揮咽式進(jìn)氣道高流量捕獲特性的基礎(chǔ)上拓寬進(jìn)氣道的工作范圍，具有廣闊應(yīng)用前景，因此有必要對(duì)其流動(dòng)特性和工作性能進(jìn)行深入研究。

本文以典型側(cè)壓式進(jìn)氣道為對(duì)照，在來(lái)流馬赫數(shù)、進(jìn)氣道迎風(fēng)面積、總收縮比相同的約束條件下，設(shè)計(jì)了矩形截面類(lèi)咽式進(jìn)氣道和三維側(cè)壓式進(jìn)氣道。采用數(shù)值仿真的方法對(duì)兩種進(jìn)氣道在不同來(lái)流馬赫數(shù)和不同攻角下進(jìn)行流場(chǎng)數(shù)值仿真，探究?jī)煞N進(jìn)氣道的流動(dòng)特性和總體性能的差異。

1 進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與數(shù)值仿真方法

1.1 進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

對(duì)兩類(lèi)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)點(diǎn)、進(jìn)氣道流量、壓縮量等條件作出以下約束，作為兩種進(jìn)氣道對(duì)比的基準(zhǔn)。

a）設(shè)計(jì)來(lái)流馬赫數(shù)為6，設(shè)計(jì)點(diǎn)高度為25 km；

b）兩類(lèi)進(jìn)氣道迎風(fēng)面積相同，寬高比可自由選擇；

c）兩類(lèi)進(jìn)氣道的總收縮比相同；

d）隔離段長(zhǎng)度均為7 倍喉部當(dāng)量直徑。

類(lèi)咽式進(jìn)氣道采用無(wú)粘理論設(shè)計(jì)基準(zhǔn)流場(chǎng)并采用流線追蹤方法生成型面。進(jìn)氣道的基準(zhǔn)流場(chǎng)采用咽式進(jìn)氣道的4 道平面激波，可分為縱向和側(cè)向兩組，在給定來(lái)流馬赫數(shù)之后，基準(zhǔn)流場(chǎng)僅由兩組激波壓縮的楔角、決定（見(jiàn)圖1）。

圖1 兩種進(jìn)氣道構(gòu)型及尺寸Fig.1 Configurations and Dimensions of Both Inlets

基準(zhǔn)流場(chǎng)波后各參數(shù)限定范圍如表1 所示，從而可得到滿足各限制條件的楔角范圍。在楔角可選范圍內(nèi)，選取=11.1°、=4.8°作為基準(zhǔn)流場(chǎng)的兩道楔角值，得到的類(lèi)咽式進(jìn)氣道總收縮比為8.22，內(nèi)收縮比3.38。喉部型面選為矩形，寬高比為2，隔離段長(zhǎng)度取 7 倍喉部當(dāng)量直徑，得到的構(gòu)型再采用Cebeci-Bradshaw 附面層修正方法進(jìn)行修正，最終的類(lèi)咽式進(jìn)氣道構(gòu)型及相關(guān)尺寸如圖1a 所示。

表1 類(lèi)咽式進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場(chǎng)波后參數(shù)范圍Tab.1 Ranges of Parameters after Basic Flow Field

側(cè)壓式進(jìn)氣道采用文獻(xiàn)[9]的方法進(jìn)行設(shè)計(jì)，頂板第一壓縮角為6°，隨后接一段過(guò)渡圓弧，頂板總偏轉(zhuǎn)角為11.6°，肩部進(jìn)行光順處理，得到進(jìn)氣道總收縮比為8.22，內(nèi)收縮比為1.53，側(cè)壓收縮比為2，頂壓收縮比為4.1，所采用的等直隔離段長(zhǎng)度為7 倍喉部當(dāng)量直徑。得到的進(jìn)氣道構(gòu)型及相關(guān)尺寸如圖1b 所示。由于引入圓弧壓縮面、減小頂板第二壓縮角的措施提高了流量系數(shù)，其性能優(yōu)于常規(guī)后掠側(cè)壓式進(jìn)氣道。

1.2 數(shù)值仿真方法

進(jìn)氣道沿流道左右對(duì)稱(chēng)，故選取進(jìn)氣道半模進(jìn)行仿真，采用有限體積方法求解Navier-stokes 方程組，粘性通量采用二階迎風(fēng)格式離散，無(wú)粘對(duì)流通量采用Roe格式離散。湍流模型選用?SST模型。采用理想氣體模型，氣體粘性采用Sutherland 公式。來(lái)流參數(shù)均按照25 km 高度的大氣參數(shù)設(shè)置。邊界條件采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)、壓力出口、絕熱壁面和對(duì)稱(chēng)面。類(lèi)咽式進(jìn)氣道的計(jì)算網(wǎng)格數(shù)量為250 萬(wàn)個(gè)，側(cè)壓式進(jìn)氣道為185萬(wàn)，并對(duì)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性進(jìn)行了驗(yàn)證。文獻(xiàn)[10]對(duì)所采用的數(shù)值仿真方法進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果吻合良好，驗(yàn)證了本文數(shù)值仿真方法的有效性。

2 兩種進(jìn)氣道流動(dòng)特性分析

2.1 側(cè)壓式進(jìn)氣道流動(dòng)特性分析

側(cè)壓式進(jìn)氣道的典型流動(dòng)特征是在唇口前方存在頂壓/側(cè)壓激波相互干擾。在來(lái)流馬赫數(shù)=6的設(shè)計(jì)狀態(tài)下，頂板一側(cè)產(chǎn)生的兩道頂壓激波分別與側(cè)壓激波相交，形成兩個(gè)交叉楔面波系相互疊加的狀態(tài)，在流動(dòng)向下游發(fā)展的過(guò)程中干擾區(qū)不斷增大，最終在唇口前方產(chǎn)生了溢流，如圖2 所示。

側(cè)壓式進(jìn)氣道流場(chǎng)中存在典型的掃掠激波邊界層相互干擾結(jié)構(gòu)。結(jié)合圖2 觀察圖3 中的近壁面流線，可以看到側(cè)壁附近低能流在唇口反射激波的作用下向頂板一側(cè)掃掠，同時(shí)誘導(dǎo)產(chǎn)生分離渦。唇口反射激波與頂板處的三維邊界層相互干擾，在內(nèi)流道中產(chǎn)生了大的漩渦流動(dòng)，流向渦的發(fā)展使得低能流向頂板對(duì)稱(chēng)面匯聚。由于頂板一側(cè)經(jīng)過(guò)肩部光順處理，肩部分離包之后流道中的反射激波強(qiáng)度較弱。

圖2 側(cè)壓式進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)示意Fig.2 Flow Structure of Sidewall Compression Inlet

圖3 側(cè)壓式進(jìn)氣道近壁流線和渦結(jié)構(gòu)示意Fig.3 Streamlines and Vortexes of Sidewall Compression Inlet

2.2 類(lèi)咽式進(jìn)氣道流動(dòng)特性分析

類(lèi)咽式進(jìn)氣道中多道激波的相交反射是其典型特征。圖4 為=6 來(lái)流條件下進(jìn)氣道內(nèi)沿流向的水平和豎直截面靜壓分布?？梢钥吹椒瓷浼げù蛟诹思琰c(diǎn)前方，在縱向和側(cè)向上產(chǎn)生多道反射激波。選取側(cè)向壓縮段中位置的截面（見(jiàn)圖4）進(jìn)行分析，如圖5 所示，左側(cè)為馬赫數(shù)分布，右側(cè)為靜壓分布。由于流動(dòng)具有強(qiáng)烈的三維性，在截面上出現(xiàn)復(fù)雜的流動(dòng)分區(qū)，可見(jiàn)類(lèi)咽式進(jìn)氣道內(nèi)部存在更為復(fù)雜的激波-激波、激波-邊界層相互干擾。

圖4 類(lèi)咽式進(jìn)氣道流場(chǎng)水平和豎直截面靜壓云圖Fig.4 Static Pressure Distributions of Sim-jaws Inlet

圖5 y1 截面流動(dòng)馬赫數(shù)、靜壓云圖Fig.5 Distributions of Mach Number and Static Pressure

類(lèi)咽式進(jìn)氣道主流的流向渦是在側(cè)向壓縮段中逐漸發(fā)展形成的。與側(cè)壓式進(jìn)氣道不同，類(lèi)咽式進(jìn)氣道的側(cè)向壓縮起始位置在內(nèi)流道中，因此側(cè)向壓縮激波對(duì)頂板一側(cè)和唇口一側(cè)的近壁面低能流均有掃掠作用，側(cè)壁低能流和頂板附近低能流共同往流道對(duì)稱(chēng)面聚集，逐漸在流道中央發(fā)展形成流向渦，如圖6 所示。由于頂壓一側(cè)壁面長(zhǎng)度比側(cè)壓一側(cè)更長(zhǎng)，因此頂壓一側(cè)聚集的低能流更多。

圖6 類(lèi)咽式進(jìn)氣道近壁面流線和流向渦示意Fig.6 Streamlines and Vortexes of Sim-jaws Inlet

2.3 兩種進(jìn)氣道流動(dòng)特性對(duì)比

圖7為兩種進(jìn)氣道出口截面馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)分布圖，可看出兩種進(jìn)氣道的低能流均聚集到流道對(duì)稱(chēng)面位置。不同之處則是類(lèi)咽式進(jìn)氣道的低能流聚集在對(duì)稱(chēng)面附近，高能流則分布在靠近側(cè)壁的位置，流場(chǎng)特征呈現(xiàn)出“左右結(jié)構(gòu)”，側(cè)壓式進(jìn)氣道則呈現(xiàn)出低能流在下方高能流在上方的“上下結(jié)構(gòu)”，這與流道結(jié)構(gòu)以及類(lèi)咽式進(jìn)氣道對(duì)低能流的聚集程度較大有關(guān)。從截面流動(dòng)參數(shù)上看，可以發(fā)現(xiàn)側(cè)壓式進(jìn)氣道出口截面的平均馬赫數(shù)較大、總壓恢復(fù)系數(shù)較高。

圖7 進(jìn)氣道出口截面馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)云圖Fig.7 Distributions of Mach Number and Total Pressure Recovery Coefficient at Outlet Sections

3 兩種進(jìn)氣道性能對(duì)比分析

3.1 設(shè)計(jì)狀態(tài)下性能對(duì)比

在來(lái)流馬赫數(shù)為6 的設(shè)計(jì)狀態(tài)下，類(lèi)咽式進(jìn)氣道和側(cè)壓式進(jìn)氣道的出口性能參數(shù)如表2 所示。

表2 設(shè)計(jì)狀態(tài)下類(lèi)咽式進(jìn)氣道和側(cè)壓式進(jìn)氣道性能參數(shù)Tab.2 Parameters of Both Inlets at Design Point

在設(shè)計(jì)狀態(tài)下，類(lèi)咽式進(jìn)氣道的流量系數(shù)達(dá)到0.998，而側(cè)壓式進(jìn)氣道的流量系數(shù)只有0.829，類(lèi)咽式進(jìn)氣道的流量系數(shù)比側(cè)壓式進(jìn)氣道的流量系數(shù)高20.4%，這體現(xiàn)了類(lèi)咽式進(jìn)氣道具有高流量捕獲能力的優(yōu)勢(shì)。在總壓恢復(fù)系數(shù)上，類(lèi)咽式進(jìn)氣道則比側(cè)壓式進(jìn)氣道低29%，這主要是因?yàn)轭?lèi)咽式進(jìn)氣道內(nèi)部的激波-激波相互干擾和激波-邊界層相互干擾較為嚴(yán)重，導(dǎo)致進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)較低。

3.2 速度特性分析

隨著來(lái)流馬赫數(shù)降低，兩種類(lèi)型進(jìn)氣道的流量系數(shù)均減小，而由于波系強(qiáng)度減弱，兩種進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)均增大。在=4.5 條件下，計(jì)算得到類(lèi)咽式進(jìn)氣道的流量系數(shù)比側(cè)壓式進(jìn)氣道的流量系數(shù)高26.4%，說(shuō)明采用類(lèi)咽式進(jìn)氣道的飛行器具有較好的加速特性。

3.3 攻角特性分析

圖8為不同攻角情況下進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)的變化。在-8°和8°攻角時(shí)，側(cè)壓式進(jìn)氣道的流量系數(shù)相比于0°攻角時(shí)分別下降了16.3%和7.9%，而類(lèi)咽式進(jìn)氣道的流量系數(shù)相比于0°攻角時(shí)僅下降了4%和3.6%，這反映了類(lèi)咽式進(jìn)氣道的流量系數(shù)對(duì)攻角的敏感性較小。

圖8 進(jìn)氣道流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)隨攻角的變化Fig.8 Variations of Inlet Flow Coefficient and Total Pressure Recovery Coefficient with Angle of Attack

在總壓恢復(fù)系數(shù)方面，兩種類(lèi)型進(jìn)氣道均在-2°攻角附近達(dá)到最大，正向或負(fù)向攻角過(guò)大時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)均減小。這是由于當(dāng)正攻角增大時(shí)，第1 道激波強(qiáng)度增大，波后馬赫數(shù)減小，因此后續(xù)激波強(qiáng)度減弱，綜合起來(lái)整體的總壓恢復(fù)系數(shù)有所減??；處于負(fù)攻角時(shí)，隨著負(fù)攻角的增大，第1 道激波強(qiáng)度減小，而波后馬赫數(shù)增大則使得后續(xù)的激波強(qiáng)度增大，綜合起來(lái)使得進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)減小。

3.4 阻力特性分析

分析兩類(lèi)進(jìn)氣道的阻力特性，從自由流入口至進(jìn)氣道出口建立控制體，由動(dòng)量定理得：

式中˙為質(zhì)量流量；表示氣體流速；為靜壓；為面積；為內(nèi)部阻力；為溢流阻力；下標(biāo) in為自由流入口參數(shù)；下標(biāo)e 為進(jìn)氣道出口參數(shù)；下標(biāo)out 為溢流部分出口參數(shù)。

引入沖量函數(shù)：

可得：

由于外部氣流沖量函數(shù)和溢流阻力均與溢流流量有關(guān)，記兩者之和為溢流沖量函數(shù)，用來(lái)衡量溢流流量造成的沖量損失和帶來(lái)的阻力，有：

另外，采用進(jìn)氣道推力效率和推阻比來(lái)評(píng)價(jià)進(jìn)氣的阻力特性，二者定義為

兩種進(jìn)氣道的阻力參數(shù)隨來(lái)流馬赫數(shù)的變化如圖9 所示。

圖9 進(jìn)氣道內(nèi)部阻力、溢流沖量函數(shù)隨來(lái)流馬赫數(shù)的變化Fig.9 Variation of Inlet Internal Drag and Overflow Impulse Function with Inflow Mach Number

在不同來(lái)流馬赫數(shù)下，類(lèi)咽式進(jìn)氣道的內(nèi)部阻力比側(cè)壓式進(jìn)氣道的內(nèi)部阻力大5%~12.3%，這是由于類(lèi)咽式進(jìn)氣道總長(zhǎng)度較長(zhǎng)，浸潤(rùn)面積較大，因此摩擦阻力較大，使得總阻力較大。在來(lái)流馬赫數(shù)為6 和4.5時(shí)，計(jì)算得到類(lèi)咽式進(jìn)氣道的溢流沖量函數(shù)為側(cè)壓式進(jìn)氣道溢流沖量函數(shù)的10.1%和61.4%，說(shuō)明采用類(lèi)咽式進(jìn)氣道對(duì)于降低溢流阻力具有明顯優(yōu)勢(shì)，這有利于減小飛行阻力，提升飛行器總體性能。

兩種進(jìn)氣道的阻力參數(shù)隨攻角變化趨勢(shì)一致。在不同來(lái)流條件下，類(lèi)咽式進(jìn)氣道的推力效率、推阻比均大于側(cè)壓式進(jìn)氣道，如圖10 所示。這是由于類(lèi)咽式進(jìn)氣道用于推進(jìn)的有效沖量大于側(cè)壓式進(jìn)氣道，使得推進(jìn)系統(tǒng)克服內(nèi)部阻力的能力更強(qiáng)。

圖10 進(jìn)氣道推力效率、推阻比隨攻角的變化Fig.10 Variations of Inlet Thrust Efficiency and Thrust Drag Ratio with Angle of Attack

4 結(jié) 論

本文研究得到如下結(jié)論：

a）類(lèi)咽式進(jìn)氣道和側(cè)壓式進(jìn)氣道均受掃掠激波-邊界層相互作用及其誘導(dǎo)的流向渦的影響，低能流在流道對(duì)稱(chēng)面處聚集。類(lèi)咽式進(jìn)氣道流場(chǎng)呈現(xiàn)出左右結(jié)構(gòu)，而側(cè)壓式進(jìn)氣道為上下結(jié)構(gòu)。

b）相比側(cè)壓式進(jìn)氣道，類(lèi)咽式進(jìn)氣道具有更高的流量捕獲能力，在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下，類(lèi)咽式進(jìn)氣道流量系數(shù)對(duì)攻角的敏感性較小。

c）類(lèi)咽式進(jìn)氣道由于流量捕獲率高可以顯著降低溢流阻力，同時(shí)也使推進(jìn)系統(tǒng)克服內(nèi)部阻力的能力更強(qiáng)。

e）采用矩形截面類(lèi)咽式進(jìn)氣道的RBCC 動(dòng)力系統(tǒng)在接力點(diǎn)具有較好的加速性能，但需要進(jìn)一步優(yōu)化以提高其總壓恢復(fù)系數(shù)。