朱 偉，李 鵬，王 霄，張堃元，南向軍，李永洲

(1.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，遼寧沈陽110035；2.南京航空航天大學(xué)，江蘇南京210016；3.航天六院11所，陜西西安710100)

帶預(yù)壓縮性質(zhì)的高馬赫數(shù)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

朱 偉1，李 鵬1，王 霄1，張堃元2，南向軍3，李永洲2

(1.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，遼寧沈陽110035；2.南京航空航天大學(xué)，江蘇南京210016；3.航天六院11所，陜西西安710100)

傳統(tǒng)的軸對稱基準(zhǔn)流場存在兩個問題：進(jìn)氣道內(nèi)收縮比較大，起動性能差；前緣彎曲激波在靠近中心體附近劇烈彎曲，激波損失很大，極有可能造成唇口激波脫體。為此，設(shè)計(jì)了新型的軸對稱基準(zhǔn)流場，把較強(qiáng)的前緣激波設(shè)計(jì)為兩道較弱的預(yù)壓縮激波，顯著提高了進(jìn)氣道喉道的總壓恢復(fù)系數(shù)。模擬結(jié)果表明，基于新型軸對稱基準(zhǔn)流場設(shè)計(jì)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道性能優(yōu)良，但存在溢流較嚴(yán)重等問題，還需進(jìn)一步研究。

基準(zhǔn)流場；內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道；馬赫數(shù)分布規(guī)律；彎曲激波；反設(shè)計(jì)；渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)

inverse design；TBCC engine

1 引言

近空間飛行器的發(fā)展涉及國家安全和空間和平利用，已成為目前國際競相爭奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)。而近空間高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動飛行器因其重要的戰(zhàn)略意義，促使各國對其相關(guān)技術(shù)進(jìn)行廣泛研究。

高超聲速飛行器的發(fā)展要求對亞燃/超燃沖壓發(fā)動機(jī)及其部件進(jìn)行深入研究。由于沖壓發(fā)動機(jī)不具備零速度起飛能力，因此提出了一種組合推進(jìn)系統(tǒng)概念。組合推進(jìn)系統(tǒng)是在各飛行速度階段采用合適的推進(jìn)系統(tǒng)，以達(dá)到最優(yōu)的推進(jìn)系統(tǒng)整體性能和經(jīng)濟(jì)性能。與火箭基組合循環(huán)(RBCC)發(fā)動機(jī)相比，渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機(jī)在低速段具有比沖高、安全可靠、成本低和使用靈活等優(yōu)點(diǎn)。

TBCC動力系統(tǒng)比常規(guī)動力系統(tǒng)更需要各部件的匹配設(shè)計(jì)，如高馬赫數(shù)飛機(jī)進(jìn)排氣與進(jìn)發(fā)匹配設(shè)計(jì)。TBCC進(jìn)氣道作為動力系統(tǒng)的上游部件，其性能優(yōu)劣對整個發(fā)動機(jī)乃至整個飛行器的正常工作都至關(guān)重要。進(jìn)氣道效率較高時，可顯著提高飛行器推進(jìn)效率；反之，則可能影響整個飛行器的正常工作。

2 內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法

2.1 內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道

對于傳統(tǒng)的二元、軸對稱、三維側(cè)壓式固定幾何及變幾何進(jìn)氣道，激波壓縮為其主要壓縮方式，因而壓縮效率偏低。要提高壓縮效率，等熵壓縮是有效的措施。同時，為提高壓縮面利用率，進(jìn)氣道各壓縮面應(yīng)同時參與壓縮，于是提出了內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道這一概念。

內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的最大特點(diǎn)，在于采用向內(nèi)收縮的流場。若考慮流場的徑向偏移參數(shù)(RDP)[1～3]，對內(nèi)收縮流場0＜RDP≤1，表明氣流在向中心匯聚，而非統(tǒng)一向一側(cè)偏轉(zhuǎn)(RDP=0)或向外擴(kuò)散(RDP＜0或RDP≥1)，如圖1所示。

2.2 基準(zhǔn)流場設(shè)計(jì)

不同內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法基本相似。首先選擇性能優(yōu)良的基準(zhǔn)流場，然后結(jié)合流線追蹤、截面漸變等技術(shù)得到進(jìn)氣道的無粘型面，最后再對無粘型面進(jìn)行附面層修正，得到最終的進(jìn)氣道氣動構(gòu)型。因而，基準(zhǔn)流場的性能在很大程度上決定了進(jìn)氣道的性能[4～6]。

本文主要采用有旋特征線理論(MOC)，根據(jù)給定的壁面馬赫數(shù)分布規(guī)律，反設(shè)計(jì)軸對稱基準(zhǔn)流場。典型基準(zhǔn)流場的壓縮面馬赫數(shù)采用前緩中急后緩的分布規(guī)律[7，8]，有利于減弱前緣激波及減小后端壓力梯度，如圖2所示。為縮短典型基準(zhǔn)流場長度且保持兩基準(zhǔn)流場總收縮比相當(dāng)，典型基準(zhǔn)流場前緣壓縮角增大為12°，而新型基準(zhǔn)流場設(shè)計(jì)時，前面加了一段預(yù)壓縮直母線，預(yù)壓縮角為5°?；鶞?zhǔn)流場的其它設(shè)計(jì)參數(shù)選取如表1所示。

圖3給出了典型基準(zhǔn)流場的整個特征線計(jì)算網(wǎng)格圖。圖中黑色網(wǎng)格區(qū)域?yàn)楸诿鏇Q定的區(qū)域，反射彎曲激波在此求解區(qū)域內(nèi)，波前波后通過激波前后關(guān)系式可插值計(jì)算得到；紅色區(qū)域?yàn)榉瓷浼げQ定的區(qū)域；綠色流線為激波決定的中心體壁面。

圖1 內(nèi)收縮與外收縮及二維平面進(jìn)氣道對比Fig.1 Comparison of different inlets

圖2 BF-1基準(zhǔn)流場彎曲壓縮面馬赫數(shù)分布及對應(yīng)壓力分布Fig.2 Mach number and pressure distributions of basic flowfield BF-1

表1 基準(zhǔn)流場設(shè)計(jì)參數(shù)選取Table 1 Parameters of the basic flowfield

圖3 典型基準(zhǔn)流場BF-1特征線計(jì)算網(wǎng)格圖Fig.3 MOC grids of basic flowfield BF-1

圖4給出了新型具有預(yù)壓縮基準(zhǔn)流場的整個特征線計(jì)算網(wǎng)格圖。圖中藍(lán)色區(qū)域?yàn)槌跏碱A(yù)壓縮直壁面決定的區(qū)域，第二道入射激波及反射激波均根據(jù)給定總壓恢復(fù)系數(shù)(0.99左右)設(shè)計(jì)?？梢姶藭r壁面不再連續(xù)，而存在轉(zhuǎn)折，基準(zhǔn)流場長度有所增大。

圖4 新型基準(zhǔn)流場BF-2特征線計(jì)算網(wǎng)格圖Fig.4 MOC grids of basic flowfield BF-2

3 進(jìn)氣道數(shù)值模擬及性能分析

3.1 進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

在上述基準(zhǔn)流場上采用流線追蹤技術(shù)和附面層修正措施，得到矩形進(jìn)口的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道。在進(jìn)氣道前加裝一段直楔板來模擬前體，前體長度均為3 000 mm。為改善起動性能，在進(jìn)氣道喉道附近開了4個300 mm(流向)×50 mm(展向)的逆向放氣槽(與流向成135°)。進(jìn)氣道進(jìn)口寬高比均為2：1，總收縮比均保持在5左右，通過后切唇口措施使內(nèi)收縮比保持在1.2左右，并保持進(jìn)口捕獲面積為1 m2。BF-1進(jìn)氣道進(jìn)口至喉道長2 600 mm，BF-2進(jìn)氣道進(jìn)口至喉道長3 000 mm。最終的進(jìn)氣道幾何形狀如圖5所示。

粘性計(jì)算時，假設(shè)流體為量熱完全氣體。選用RNGk-ε紊流模型，近壁面處采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進(jìn)行處理，流動方程、k方程及ε方程的離散均選取二階TVD格式。采用Sutherland公式計(jì)算分子粘性系數(shù)，壁面為絕熱無滑移、固體邊界。當(dāng)各項(xiàng)殘差下降至少3個數(shù)量級且流量沿程守恒時，可認(rèn)為達(dá)到收斂標(biāo)準(zhǔn)。

采用ICEM CFD軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為保證壁面y+≈30，第一層網(wǎng)格取為0.1 mm，總網(wǎng)格量約為180萬，生成的壁面網(wǎng)格如圖6所示。

3.2 進(jìn)氣道非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)起動性能分析

對進(jìn)氣道非設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma3.0及Ma2.5時的情況進(jìn)行詳細(xì)數(shù)值模擬。

圖7給出了BF-1進(jìn)氣道Ma3.0時對稱面的馬赫數(shù)分布，此時出口壓力為來流壓力的25倍?？梢姡げㄎ恢锰幱跀U(kuò)壓段，離喉道仍有一定距離。泄壓槽放氣量約為3.7%，喉道平均馬赫數(shù)約為1.40，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.826，進(jìn)氣道出口平均馬赫數(shù)為0.30，出口總壓恢復(fù)系數(shù)為0.724。若正激波處于喉道附近，出口總壓恢復(fù)系數(shù)還會提高。

圖5 進(jìn)氣道幾何形狀Fig.5 Inlet geometry

圖6 進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)及喉道前壁面網(wǎng)格示意圖Fig.6 Grids of inlet and throat

圖7 BF-1進(jìn)氣道Ma3.0時對稱面的馬赫數(shù)分布Fig.7 BF-1 inlet flowfied symmetry construct atMa3.0

圖8給出了BF-2進(jìn)氣道Ma3.0通流狀態(tài)時對稱面的馬赫數(shù)分布。從圖中可明顯看出，進(jìn)氣道進(jìn)口前存在兩道激波，激波相交后匯成一道更強(qiáng)的激波，使進(jìn)氣道溢流增大，溢流阻力也增大。此時喉道平均馬赫數(shù)約為1.34，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)高達(dá)0.860，比BF-1進(jìn)氣道提高了4.4%，說明BF-2進(jìn)氣道具有更高的壓縮效率。

圖8 BF-2進(jìn)氣道Ma3.0通流狀態(tài)時對稱面的馬赫數(shù)分布Fig.8 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa3.0

圖9為BF-1進(jìn)氣道Ma2.5通流狀態(tài)時進(jìn)氣道的流場結(jié)構(gòu)圖。此時進(jìn)氣道處于不起動狀態(tài)，進(jìn)口前出現(xiàn)一道較強(qiáng)的激波，造成很大的激波損失及溢流阻力，波后仍為超聲速，但存在較為嚴(yán)重的角區(qū)分離，到喉道位置角區(qū)分離基本消失。

圖9 BF-1進(jìn)氣道Ma2.5時沿程馬赫數(shù)分布Fig.9 BF-1 inlet flowfied construct atMa2.5

與BF-1相比，BF-2進(jìn)氣道在Ma2.5時處于起動狀態(tài)，如圖10所示。此時進(jìn)氣道進(jìn)口附近存在一道正激波，波后為亞聲速流，至喉道加速到Ma1.0，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)約為0.880，但進(jìn)氣道存在較為嚴(yán)重的溢流。進(jìn)氣道能起動，很大程度上得益于較大的溢流。Ma2.0時(圖11)進(jìn)氣道處于起動狀態(tài)，喉道馬赫數(shù)接近1.0，喉道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.920。

圖10 BF-2進(jìn)氣道Ma2.5通流狀態(tài)時對稱面的馬赫數(shù)分布Fig.10 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa2.5

圖11 BF-2進(jìn)氣道Ma2.0通流狀態(tài)時對稱面的馬赫數(shù)分布Fig.11 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa2.0

4 結(jié)論

由于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道中很大比例為等熵壓縮，因而其長度較長，帶來了一系列問題，如粘性損失增加、激波附面層干擾嚴(yán)重等。為縮短其長度，本文設(shè)計(jì)了帶預(yù)壓縮效果的新型基準(zhǔn)流場，并得到其流線追蹤進(jìn)氣道。通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)，該進(jìn)氣道具有壓縮效率高、起動性能優(yōu)良的顯著特點(diǎn)，但存在溢流嚴(yán)重，進(jìn)氣道流量捕獲能力降低，導(dǎo)致飛行器溢流阻力增大，使其失去內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的優(yōu)勢等問題。因而設(shè)計(jì)進(jìn)氣系統(tǒng)時，需綜合考慮整個飛行器各狀態(tài)的需求。

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Design of Pre-Compressed High Mach Number Inward Turning Inlet

ZHU Wei1，LI Peng1，WANG Xiao1，ZHANG Kun-yuan2，NAN Xiang-jun3，LI Yong-zhou2
(1.Shenyang Aircraft Design&Research Institute，Shenyang 110035，China；2.Nanjing University of Aeronauties and Astronautics，Nanjing 210016，China；3.Aerospace Propulsion Institute，Xi’an 710100，China)

The traditional basic axisymmetric flowfield has two problems:1)the internal contraction of inlet is big and the starting performance is bad;2)the total pressure loss of leading edge curved shock is very high when it is close to the center body.For the above-mentioned problems,a new basic axisymmetric flow?field is designed,which has two weak shocks instead of the intensive shock.The new design makes the total pressure recovery coefficient of inlet throat great increased.The numerical simulation results show that the inward-turning inlet based on the new flowfield has a higher throat total pressure recovery coefficient,but it has still some problems to be investigated,such as the higher contraction rate and severe spillage.

basic flowfield；inward turning inlet；Mach number distribution law；curved shock；

V228.7

A

1672-2620(2013)06-0053-04

2013-11-18；

2013-12-05

朱 偉(1988-)，男，湖南衡陽人，碩士，主要從事飛機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)及沖壓發(fā)動機(jī)內(nèi)流氣體動力學(xué)研究。