蒲曉航，李　江，劉　洋，劉詩昌，劉　凱

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安　710072)

?

基于角度約束松弛的固體ATR進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計

蒲曉航，李江，劉洋，劉詩昌，劉凱

(西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點實驗室，西安710072)

為滿足高性能彈用固體ATR對入口流場品質(zhì)的要求，對ATR進(jìn)氣道開展了總體構(gòu)型論證和幾何設(shè)計。從5個方面整體論證后，確定彈用固體ATR宜采用后置“X型”四旁側(cè)二元倒置混壓式進(jìn)氣道。超聲速擴(kuò)壓段綜合“給定總壓恢復(fù)系數(shù)法”和“給定氣流總轉(zhuǎn)折角法”完成幾何設(shè)計，避免了單一設(shè)計方法中人工調(diào)整壓縮楔角引起的設(shè)計中斷；亞聲速擴(kuò)壓段采用“方轉(zhuǎn)扇環(huán)”構(gòu)型，有效減弱了“方轉(zhuǎn)扇形”的幾何扭曲和出口流場畸變。保證外壓縮楔角不變情況下，通過減小內(nèi)壓縮楔角對混壓式進(jìn)氣道“內(nèi)外壓縮楔角之和相等”角度約束加以松弛，以及其他輔助措施改進(jìn)設(shè)計后，進(jìn)氣道長度縮短30.28%，抗背壓能力、沖壓比和總壓恢復(fù)系數(shù)均提升50%左右，出口總壓畸變減小55.35%，但流量系數(shù)因附面層吸除下降11.58%。

進(jìn)氣道；ATR；設(shè)計與改進(jìn)，松弛角度約束

0　引言

固體燃料空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)(Air Turbo Rocket, ATR)是一種吸氣式渦輪基組合循環(huán)動力裝置，獨特的工作原理使其具有工作速域?qū)?Ma=0～3.5)、飛行空域廣(0～30 km)[1-2]、比沖高(800～1 200 s)和推重比大(20～40)等優(yōu)點[3-4]，成為一種前景廣闊的新型彈用動力系統(tǒng)[5]。

對于這樣一款優(yōu)異的新型吸氣式組合動力而言，進(jìn)氣系統(tǒng)的優(yōu)劣直接決定了ATR的整體性能。從性能方面講，進(jìn)氣道總壓損失每增大1%，發(fā)動機(jī)推力便下降1.5%～2%，燃料消耗率提高0.3%～0.5%[6]；進(jìn)氣道附加阻力會隨著外壓縮段氣流總轉(zhuǎn)折角的增大而增大[7]，直接影響發(fā)動機(jī)有效推力；從安全方面講，進(jìn)氣道出口流場畸變過大，使壓氣機(jī)工作在喘振線附近，甚至?xí)p害壓氣機(jī)[8]；同向旋流會降低壓氣機(jī)做功能力，減小推力；逆向旋流則會引起壓氣機(jī)失速喘振，嚴(yán)重時導(dǎo)致發(fā)動機(jī)熄火[9]。因此，根據(jù)ATR的工作特點和應(yīng)用背景，選用合適的進(jìn)氣道構(gòu)型，并通過合理設(shè)計，得到盡可能高的總壓恢復(fù)系數(shù)和盡可能均勻的出口流場，對于發(fā)揮ATR的優(yōu)越性來說舉足輕重。

與固沖發(fā)動機(jī)和TBCC的進(jìn)氣道類似，ATR進(jìn)氣道由超聲速擴(kuò)壓段、喉道和亞聲速擴(kuò)壓段組成，但由于ATR工作原理、布局和用途方面的原因，使其進(jìn)氣道設(shè)計又有明顯的獨特之處。固沖進(jìn)氣道亞聲速擴(kuò)壓段在構(gòu)型方面，只要求貫入彈體即可，不必轉(zhuǎn)至彈體軸線方向；在出口流場方面，對流場畸變和旋流沒有苛刻的要求。TBCC進(jìn)氣道在數(shù)量上往往與發(fā)動機(jī)數(shù)目相同，在布局上一般與發(fā)動機(jī)同軸，但這兩點未必滿足彈用ATR的要求。彈用ATR的這些特點決定了其進(jìn)氣道必須專門設(shè)計，并與壓氣機(jī)精心匹配。

美國的CFDRC和Wright Laboratory對彈用ATR進(jìn)氣道的壓縮形式和布局?jǐn)?shù)量開展了初步論證和簡單的數(shù)值計算[10]；日本ISAS針對空天運輸系統(tǒng)的一級動力ATREX開展了詳細(xì)研究，采用前置軸對稱變幾何進(jìn)氣道，工作范圍Ma=0～6[11]；國內(nèi)航天三院2011年提出固體燃料ATR驅(qū)動的空射彈總體布局[12]，哈工大[13]和西工大[5]也對ATR進(jìn)氣道開展了初步研究。總體來看，美國對ATR進(jìn)氣道的論證和研究相對較早，但并不全面，早期主要集中在構(gòu)型論證和數(shù)值計算，后期的飛行樣機(jī)最高只在Ma=2巡航，而在更適于ATR飛行的Ma=2～3.5范圍內(nèi)的進(jìn)氣道研究未見報道；日本對ATREX進(jìn)氣道開展的研究最為深入，在順利經(jīng)過氣動設(shè)計階段和激波控制階段后，進(jìn)入飛行樣機(jī)研制階段，但它主要是和ATREX的空天飛機(jī)運輸計劃緊密結(jié)合，其偏置發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道構(gòu)型并不適合彈用同軸ATR；國內(nèi)對彈用同軸ATR的進(jìn)氣道研究主要集中在超聲速擴(kuò)壓段和喉道，而對彈用同軸ATR的進(jìn)氣道的特色部位——亞聲速擴(kuò)壓段少有涉及。

針對目前彈用同軸ATR的進(jìn)氣道研究現(xiàn)狀，本文首先從進(jìn)氣道的幾何構(gòu)型、壓縮方式、波系組織、楔面配置和數(shù)量布局等多個方面，對ATR進(jìn)氣道總體構(gòu)型進(jìn)行全面論證，確定了適于彈用同軸ATR的進(jìn)氣道構(gòu)型；然后，針對該構(gòu)型進(jìn)氣道的超聲速擴(kuò)壓段、喉道和亞聲速擴(kuò)壓段，開展了詳細(xì)的尺寸設(shè)計；最后，通過三維數(shù)值方法，計算分析了進(jìn)氣道性能，并對影響其性能的關(guān)鍵因素進(jìn)行了改進(jìn)設(shè)計研究。

1　進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計

1.1總體設(shè)計

1.1.1幾何構(gòu)型

常見的超聲速彈用進(jìn)氣道幾何構(gòu)型主要有前置(軸對稱、下頜式)和后置(二元、圓錐、半圓錐)2種。

前置進(jìn)氣道入口流場未受彈體干擾，設(shè)計點性能較高，但距彈尾發(fā)動機(jī)較遠(yuǎn)，附面層發(fā)展充分，與流道內(nèi)激波干擾嚴(yán)重，容易引起較大的氣流分離，制約了進(jìn)氣系統(tǒng)性能的提升。尤其是軸對稱進(jìn)氣道在大攻角飛行時，進(jìn)氣道出口氣流畸變很大，容易使壓氣機(jī)工作在喘振線附近[14]。而后置進(jìn)氣道距發(fā)動機(jī)較近，附面層發(fā)展有限；同時，后置進(jìn)氣道對非均勻來流具有更強的適應(yīng)性。3種后置構(gòu)型中，二元進(jìn)氣道幾何構(gòu)型簡單，且具有更高的升阻比[15]。對比得出，后置二元進(jìn)氣道更適合彈用同軸ATR使用。

1.1.2壓縮方式

外壓式進(jìn)氣道外阻較大，不適于高馬赫數(shù)飛行。內(nèi)壓式進(jìn)氣道在Ma>1.5時，總壓損失很大，且存在起動問題?；靿菏竭M(jìn)氣道有效整合了二者優(yōu)勢，緩和了性能、外阻和起動性之間的矛盾，工作穩(wěn)定性強，變幾何方案易實現(xiàn)，得到了廣泛應(yīng)用[13]。

1.1.3波系組織

Oswatitsch理論設(shè)計得到的最佳波系中，激波數(shù)目越多，總壓恢復(fù)越高，但同時會帶來若干不足：(1)進(jìn)氣道更長，質(zhì)量更大；(2)附面層發(fā)展更充分；(3)內(nèi)壓縮段和喉道處激波反射、相交更突出，流場更復(fù)雜；(4)激波/附面層干擾更嚴(yán)重，氣流分離更明顯。一般認(rèn)為，Oswatitsch波系中激波數(shù)目超過5以后，總壓恢復(fù)不再有明顯增長，但進(jìn)氣道長度和質(zhì)量增長較快[14]，這在ATR的速域(Ma<3.5)內(nèi)更加明顯。

混壓式進(jìn)氣道要求內(nèi)外壓縮段楔角之和相等。為保證不因壓縮楔角過大出現(xiàn)較強的激波，取內(nèi)外壓縮激波數(shù)目相等。

綜上考慮，ATR進(jìn)氣道波系組織為兩道外壓縮波、兩道內(nèi)壓縮波和一道正激波。

1.1.4楔面配置

后置二元進(jìn)氣道有正置(壓縮面朝外)和倒置(壓縮面朝內(nèi))2種布局(見圖1)。

為規(guī)避彈體附面層，在保證相同附面層隔道空間時，倒置進(jìn)氣道外罩可埋入彈體附面層，降低彈體外徑(即Δr<ΔR)，減小外阻[16]。同時，倒置時喉道出口距壓氣機(jī)入口的徑向偏距大大減小(即Δd<ΔD)，這對提高亞聲速擴(kuò)壓段的流場品質(zhì)有積極意義。此外，倒置進(jìn)氣道在大攻角和大側(cè)滑角飛行時，具有更高的性能[17-18]。

圖1　正置和倒置對比示意圖

1.1.5數(shù)量布局

后置二元進(jìn)氣道彈上布局主要有單旁側(cè)、兩下旁側(cè)和四旁側(cè)(“十”型和“X”型)。

與單旁側(cè)布局相比，四旁側(cè)進(jìn)氣道構(gòu)型可有效縮短進(jìn)氣道所占彈上空間，可有效增加推進(jìn)劑容量和導(dǎo)彈射程[10]。而在大攻角飛行時，兩下旁側(cè)比四旁側(cè)具有更高的總壓恢復(fù)和流量系數(shù)[18]，增強了導(dǎo)彈機(jī)動性能。但兩旁側(cè)進(jìn)氣道因其不對稱性會在出口產(chǎn)生嚴(yán)重流場畸變，影響發(fā)動機(jī)工作安全，而四旁側(cè)進(jìn)氣道由于其中心對稱而畸變更小，更適合ATR中壓氣機(jī)的正常穩(wěn)定工作。

四旁側(cè)進(jìn)氣道的2種布局在氣動上并無太大區(qū)別，但“X型”布局相比“十型”更易發(fā)射和儲運，相對更優(yōu)。

綜合以上5個方面，選定ATR進(jìn)氣道的總體構(gòu)型為后置“X型”四旁側(cè)二元倒置混壓式超聲速進(jìn)氣道，波系結(jié)構(gòu)為“兩外兩內(nèi)一正”(見圖2)。

圖2　彈用ATR的進(jìn)氣道總體構(gòu)型

1.2幾何設(shè)計

根據(jù)縮比樣機(jī)尺寸，選取進(jìn)氣道的設(shè)計工況為20 km，Ma=3.25，空氣流量為1.1 kg/s。

1.2.1超聲速擴(kuò)壓段

目前，超聲速擴(kuò)壓段的設(shè)計理論主要有Oswatitsch最佳波系理論和遺傳優(yōu)化算法。常用的設(shè)計方法主要有給定總壓恢復(fù)系數(shù)法、給定氣流總轉(zhuǎn)折角法和給定正激波前馬赫數(shù)法3種。其中，給定總壓恢復(fù)系數(shù)法最為直觀，應(yīng)用也最廣。設(shè)計得到各壓縮楔角后，需要人工調(diào)整楔角大小，使其滿足混壓式進(jìn)氣道內(nèi)外壓縮楔角之和相等的角度約束。這個過程中斷了進(jìn)氣道的設(shè)計和性能分析程序，因而無法將其集成到優(yōu)化算法中，進(jìn)行進(jìn)氣道的多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計。此外，人工調(diào)整具有很強烈的主觀隨意性，對最佳波系造成無法預(yù)估的損害。

針對上述不足，本文基于Oswatitsch最佳波系理論，對外壓縮段采用最常見的給定總壓恢復(fù)系數(shù)法設(shè)計，而內(nèi)壓縮段則基于外壓縮段的設(shè)計結(jié)果采用給定氣流總轉(zhuǎn)折角法設(shè)計，整個過程可自動完整運行，且保證了內(nèi)外波系均為最佳波系。相應(yīng)的設(shè)計流程如圖3所示。4個相應(yīng)的氣流壓縮楔角分別為9.37°、10.90°、12.78°和7.49°。

圖3　超聲速擴(kuò)壓段改進(jìn)設(shè)計流程

1.2.2喉道

喉道常見的有等截面構(gòu)型[14,19]和漸擴(kuò)構(gòu)型[20]。為簡單起見，選取等截面構(gòu)型。為保證亞聲速擴(kuò)壓段不產(chǎn)生過大的結(jié)構(gòu)畸變，喉道寬度取為壓氣機(jī)工作輪入口內(nèi)外周長平均值的1/4。由于進(jìn)氣道側(cè)壁的三維效應(yīng)會對喉道流場產(chǎn)生擾動，一般要求喉道寬高比大于2[21]。寬高比與內(nèi)壓縮段的內(nèi)收縮比息息相關(guān)，這里取內(nèi)收縮比為1.2，相應(yīng)的喉道寬高比計算得出為2.45。此外，喉道的長高比對進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和抗背壓能力意義重大。與ATR進(jìn)氣道構(gòu)型極為類似的TBCC進(jìn)氣道的喉道長高比一般設(shè)計為2[14,19]，這里也采用同樣設(shè)計值。

1.2.3亞聲速擴(kuò)壓段

后置旁側(cè)進(jìn)氣道的亞聲速擴(kuò)壓段是一個“S彎”，該段擴(kuò)壓能力不大，主要為發(fā)動機(jī)提供均勻穩(wěn)定的氣流，其詳細(xì)設(shè)計包括中心線變化規(guī)律、沿程截面面積的變化規(guī)律和沿程截面形狀的變化規(guī)律[20,22-24]。

中心線形狀決定了管內(nèi)氣流的橫向壓力梯度，即二次流特性[25]，選用文獻(xiàn)[22]中推薦的中心線形狀系數(shù)，采用緩急相當(dāng)設(shè)計。ATR后置四旁側(cè)進(jìn)氣道在亞聲速段要實現(xiàn)“四方轉(zhuǎn)一圓”的漸變設(shè)計。對“方轉(zhuǎn)扇形”和“方轉(zhuǎn)扇環(huán)”2種設(shè)計(圖4)對比研究后發(fā)現(xiàn)：從構(gòu)型上來講，后者更簡單、過渡更自然；從流場品質(zhì)上來講，相同入口條件下，后者出口氣流畸變也更小。但“方轉(zhuǎn)扇環(huán)”構(gòu)型的沿程截面面積變化和沿程截面形狀與單旁側(cè)亞聲速“S彎”[14,19,23,26]相比過于復(fù)雜，設(shè)計時主動控制沿程截面的形狀和面積變化難以實現(xiàn)。因此，采用中心線引導(dǎo)放樣完成設(shè)計。最后，對放樣段進(jìn)行切片，得到沿程各截面面積，對比確認(rèn)其變化規(guī)律介于緩急相當(dāng)和前緩后急之間(圖5)，而前緩后急的變化規(guī)律容易在擴(kuò)張段引起流動分離，這對主要用于穩(wěn)定氣流的亞聲速段是略微不利的?！癝彎”出口一般設(shè)計一等直段，以穩(wěn)定氣流[27]，其長度為“S彎”出口直徑。

幾何設(shè)計得到的ATR進(jìn)氣道構(gòu)型如圖6所示。

圖4　ATR進(jìn)氣道亞聲速擴(kuò)壓段過渡方案

圖5　沿程截面面積變化規(guī)律

2　進(jìn)氣道性能分析

得到進(jìn)氣道的詳細(xì)尺寸后，借助三維CFD數(shù)值模擬技術(shù)，對其性能進(jìn)行分析研究。文中進(jìn)氣道數(shù)值模擬采用的湍流模型為k-εRNG，使用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。氣體視為理想空氣，其比熱采用多項式擬合、粘性使用Sutherland定律描述。在進(jìn)行零背壓計算時，使用密度基求解器，研究背壓影響時，改用壓力基求解器。

圖6　單個ATR進(jìn)氣道構(gòu)型

2.1計算模型校驗

在進(jìn)行進(jìn)氣道數(shù)值研究之前，先對所采用的計算模型進(jìn)行校驗。這里，選取文獻(xiàn)[16]中的進(jìn)氣道構(gòu)型和實驗結(jié)果進(jìn)行驗證。文獻(xiàn)[16]中研究的進(jìn)氣道構(gòu)型為定幾何二元倒置“X”型混壓式超聲速進(jìn)氣道，這與前面論證得到的ATR進(jìn)氣道構(gòu)型是基本一致的，且其設(shè)計馬赫數(shù)(Ma=3)與ATR進(jìn)氣道設(shè)計馬赫數(shù)(Ma=3.25)相差不多。

采用前述計算模型，對文獻(xiàn)[16]中進(jìn)氣道構(gòu)型開展數(shù)值模擬，與實驗結(jié)果對比見圖7。對比結(jié)果顯示，模型的計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)基本吻合，結(jié)果準(zhǔn)確可信。

2.2進(jìn)氣道性能計算

采用上述計算模型，對設(shè)計的ATR進(jìn)氣道開展數(shù)值計算，臨界狀態(tài)下對稱面靜壓分布見圖8，設(shè)計波系清晰可見。圖8中，還給出了喉道處以總壓云圖和密度等高線圖表示的流場放大圖。進(jìn)氣道的主要結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)見表1。

從表1可看出，該進(jìn)氣道的總壓畸變和流量系數(shù)均可令人滿意，但總壓恢復(fù)系數(shù)較低，導(dǎo)致進(jìn)氣道的抗背壓能力減弱。通過查看喉道處總壓云圖發(fā)現(xiàn)，從喉道開始下壁面出現(xiàn)明顯的附面層(見圖8中喉道流場放大圖)。從密度等高線可看出，附面層在內(nèi)擴(kuò)壓段最后一道斜激波和喉道處激波串波節(jié)的共同干擾下迅速發(fā)展，這將在亞聲速擴(kuò)壓段出現(xiàn)較大的氣流分離。

圖7　模型計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比

圖8　進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下對稱面靜壓分布

長度/mm橫向徑向最大抗背壓能力/atm沖壓比總壓比總壓恢復(fù)系數(shù)/%總壓畸變/%流量系數(shù)897.35196.901.309.524.0648.349.90.95

3　進(jìn)氣道性能改進(jìn)

ATR進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)過低的原因，除了附面層過分發(fā)展和激波串/附面層干擾嚴(yán)重這2個原因外，還和ATR進(jìn)氣道的流道構(gòu)型有關(guān)。亞聲速擴(kuò)壓段是一個明顯的“S彎”，同時在超聲速擴(kuò)壓段，來流經(jīng)外壓縮段壓縮后向上轉(zhuǎn)向，后又經(jīng)過內(nèi)壓縮段壓縮轉(zhuǎn)至水平，是一個隱含著的“S彎”。這樣來流經(jīng)過2個“S彎”偏轉(zhuǎn)4次后進(jìn)入壓氣機(jī)，過多的偏轉(zhuǎn)帶來嚴(yán)重的總壓損失。

3.1改進(jìn)方法

對ATR進(jìn)氣道的改進(jìn)，主要從引起總壓損失的以下方面進(jìn)行：(1)在進(jìn)氣道合適位置開附面層吸除槽，及時吸除低能量氣流；(2)增強超聲速擴(kuò)壓段的激波強度，將喉道前的Ma降至1.5以下，使附面層受到激波干擾后，還可在最大程度上發(fā)生吸附[28]，不致產(chǎn)生嚴(yán)重的氣流分離；(3)打破傳統(tǒng)的混壓式進(jìn)氣道的角度約束，使外壓縮段楔角之和大于內(nèi)壓縮段楔角之和，即喉道出口上傾，將2個“S彎”降至一個；(4)最后，為了彌補內(nèi)壓縮段因楔角減小而失去的擴(kuò)壓效果，在外壓縮段增加一道激波加以彌補，即將波系調(diào)整為“三外兩內(nèi)一正”。

改進(jìn)后，進(jìn)氣道的壓縮楔角分別為8.15°、9.30°、10.67°、11.07°和4.05°，喉道出口上傾13°。其余關(guān)鍵幾何尺寸符號說明及其具體值分別見圖9和表2。

改進(jìn)后，重新對亞聲速擴(kuò)張段放樣構(gòu)型進(jìn)行切片，獲取其沿程截面面積變化規(guī)律，結(jié)果如圖10所示。從圖10可看出，改進(jìn)后沿程截面面積變化與緩急相當(dāng)變化規(guī)律幾乎重合，這對穩(wěn)定氣流十分有利。

圖9　改進(jìn)后ATR進(jìn)氣道的尺寸符號說明

尺寸符號數(shù)值/mmL157.9L233.5L327.4L420.0尺寸符號數(shù)值/mmLt26.8Hc53.2D100.0d30.0

圖10　改進(jìn)后沿程截面面積變化規(guī)律

3.2改進(jìn)后設(shè)計點性能

利用前述計算模型，對改進(jìn)后進(jìn)氣道重新計算，圖11為進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下對稱面靜壓分布。

圖11　改進(jìn)后ATR進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下對稱面靜壓分布

從圖11可見，順著流動方向，靜壓逐漸升高。從左上角放大的喉道靜壓云圖可看出，喉道處出現(xiàn)了明顯的正激波。查看Ma云圖可知，喉道處Ma約為1.47，故不產(chǎn)生激波串，因而避免了附面層被激波串干擾后不再吸附而帶來的氣流嚴(yán)重分離現(xiàn)象。同時，附面層吸除槽的引進(jìn)大大改善了喉道處附面層較厚的狀況，為進(jìn)一步減弱激波/附面層干擾創(chuàng)造了有利條件。從圖11右下角的出口總壓云圖還可看出，進(jìn)氣道出口總壓非常均勻，波動范圍僅在1.99×105～2.08×105Pa之間，這對壓氣機(jī)的穩(wěn)定高效工作是非常有利的?？倝悍植颊w上呈現(xiàn)出“中間略高、四周略低”趨勢。改進(jìn)后，進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)，以及相比改進(jìn)前的改善效果見表3。

表3　改進(jìn)前后ATR進(jìn)氣道主要結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)對比

由表3可看出，改進(jìn)后ATR進(jìn)氣道的橫向長度縮短了30.28%，徑向尺寸保持不變；最大抗背壓能力和沖壓比提高了一半左右；進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)將近70%，相比改進(jìn)前提高了44.10%；進(jìn)氣道出口總壓畸變只有4.38%，相比改進(jìn)前縮小了55.35%。不足是由于附面層吸除的影響，進(jìn)氣道的流量系數(shù)降至0.84，與改進(jìn)前相比，減小了11.58%，但這一不足可通過適當(dāng)增大進(jìn)氣道設(shè)計流量加以彌補。

總體來看，在對影響進(jìn)氣道性能的相關(guān)因素采取一系列相應(yīng)的改進(jìn)措施后，除流量系數(shù)外，ATR進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)參數(shù)和性能參數(shù)等多項指標(biāo)均取得了至少30%的改善，改進(jìn)后的結(jié)果令人滿意。

3.3非設(shè)計點性能分析

ATR發(fā)動機(jī)工作速域相對較寬，進(jìn)氣道除設(shè)計狀態(tài)性能優(yōu)越之外，還必須在需要的范圍內(nèi)獲得足夠的性能。因此，有必要對進(jìn)氣道的非設(shè)計點性能進(jìn)行研究，獲得其速度特性和背壓特性，為進(jìn)氣道的變幾何設(shè)計及其與ATR的匹配研究提供依據(jù)。

3.3.1速度特性

為了明確ATR進(jìn)氣道的速度特性，通過三維數(shù)值研究了進(jìn)氣道在不同馬赫數(shù)和臨界狀況下的性能，得出進(jìn)氣道在Ma=2.73起動，相應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的變化關(guān)系見圖12。

3.3.2背壓特性

為了明確ATR進(jìn)氣道的背壓特性，通過數(shù)值計算研究了特定飛行馬赫數(shù)下不同背壓對應(yīng)的進(jìn)氣道性能，相應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨出口背壓的變化關(guān)系見圖13。

圖12　ATR進(jìn)氣道的速度特性

(a)總壓恢復(fù)系數(shù)隨出口背壓變化

(b)流量系數(shù)隨出口背壓變化

從圖13(a)中可看出，特定背壓下Ma越低，總壓恢復(fù)系數(shù)越高。這是因為Ma越低，激波強度越弱，總壓損失越??；特定馬赫數(shù)下，隨背壓升高，總壓恢復(fù)系數(shù)先減小、后增大。這是因為背壓從零逐漸增大時，擴(kuò)張段會出現(xiàn)氣流分離，帶來較嚴(yán)重的總壓損失，總壓恢復(fù)降低。當(dāng)背壓繼續(xù)增大時，擴(kuò)張段內(nèi)因激波引起的氣流分離位置前移，波前馬赫數(shù)減小，激波強度減弱，總壓恢復(fù)因而升高。在較寬的Ma范圍內(nèi)，臨界狀態(tài)下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)最低在46%以上，性能良好。

從圖13(b)中可看出，特定Ma下，不同背壓對進(jìn)氣道流量系數(shù)幾乎沒有影響，只有當(dāng)背壓足夠大，將激波推至附面層吸除槽時，因吸除流量增大，導(dǎo)致流量系數(shù)有所降低。Ma降低時，流量系數(shù)隨之下降。

為了便于進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的流量匹配研究，一般將Ma作為參量，繪制進(jìn)氣道的工作特性曲線，如圖14所示。

圖14　ATR進(jìn)氣道工作特性曲線

4　結(jié)論

(1)適于彈用同軸ATR的進(jìn)氣道構(gòu)型為后置“X型”四旁側(cè)二元倒置混壓式超聲速進(jìn)氣道。

(2)在混壓式進(jìn)氣道一維設(shè)計過程中，對外壓縮段和內(nèi)壓縮段分別采用給定總壓恢復(fù)系數(shù)法和給定氣流總轉(zhuǎn)折角法的組合設(shè)計方法，既可直觀地控制總壓恢復(fù)系數(shù)的大小，又可有效解決目前設(shè)計過程中人工調(diào)整壓縮楔角的中斷問題，而且還避免了人工調(diào)整對波系造成的無法預(yù)估的損害。

(3)四旁側(cè)進(jìn)氣道的亞聲速擴(kuò)壓段采用“方轉(zhuǎn)扇環(huán)”設(shè)計，比“方轉(zhuǎn)扇形”設(shè)計在構(gòu)型上過渡更自然，在流場品質(zhì)上畸變更小，性能更優(yōu)。

(4)針對包含“S彎”亞聲速擴(kuò)壓段的超聲速進(jìn)氣道，設(shè)計時松弛混壓式進(jìn)氣道的角度約束，將其喉道朝向外壓縮段楔面方向傾斜，將大大減弱進(jìn)氣道內(nèi)氣流沿流向的轉(zhuǎn)折，使進(jìn)氣道長度明顯縮短的同時，總壓恢復(fù)系數(shù)、最大抗背壓能力和沖壓比等主要性能仍能大幅提高。但要注意的是這種改進(jìn)設(shè)計方法，只針對旁側(cè)倒置進(jìn)氣道有效。

[1]陳湘, 陳玉春, 屠秋野, 等．固體推進(jìn)劑空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)的非設(shè)計點性能研究[J]．固體火箭技術(shù), 2008, 31(5):445-448.

[2]Thomas M E, Bossard J A, Ostrander M J. Addressing emerging tactical missile propulsion challenges with the solid propellant air turbo rocket[R]. AIAA 2000-3399.

[3]屠秋野, 陳玉春, 蘇三買, 等．固體推進(jìn)劑吸氣式渦輪火箭發(fā)動機(jī)的建模及特征研究[J]．固體火箭技術(shù), 2006, 29(5):317-345.

[4]劉洋, 蒲曉航, 李江, 等．固體燃料ATR渦輪/壓氣機(jī)匹配方法研究[J]．推進(jìn)技術(shù), 2015, 36(3): 378-384.

[5]楊颯．渦輪增壓固沖發(fā)動機(jī)技術(shù)研究[D]．西安：西北工業(yè)大學(xué), 2013.

[6]廉筱純, 吳虎．航空發(fā)動機(jī)原理[M]．西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社, 2005.

[7]樂川, 徐大軍, 蔡國飆．超聲速溢流條件下二元超聲速進(jìn)氣道附加阻力計算[J]．航空動力學(xué)報, 2010, 25(11):2431-2436.

[8]劉月玲．進(jìn)氣道流場畸變及對壓氣機(jī)性能影響研究[D]．西安：西北工業(yè)大學(xué), 2010.

[9]張曉飛, 姜健, 符小剛, 等．S彎進(jìn)氣道旋流畸變數(shù)值模擬及特性分析[J]．燃?xì)鉁u輪試驗與研究, 2012，25(3):31-35.

[10]Ostrander M J, Thomas M E, Clegern J B. Inlet analysis for ATR-powered supersonic missile[R]. AIAA 1995-2805.

[11]Takayuki Kojima, Nobuhiro Tanatsugu, Tetsuya Satoi. Development study on axisymmetric air inlet for ATREX engine[R]. AIAA 2001-1895.

[12]王云雷, 郭昆．空氣渦輪火箭發(fā)動機(jī)方案研究[C]//中國宇航學(xué)會固體火箭推進(jìn)暨航天第三專業(yè)信息網(wǎng)學(xué)術(shù)交流會. 敦煌, 2011.

[13]嚴(yán)紅明．固體火箭渦輪沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道氣動設(shè)計研究[D]．哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2006.

[14]Ran H, Mavris D. Preliminary design of a 2D supersonic inlet to maximize total pressure recovery[R]. AIAA 2005-7357.

[15]李博, 梁德旺．混壓式進(jìn)氣道與彈體一體化流場數(shù)值模擬[J]．推進(jìn)技術(shù), 2002, 23(4):307-310.

[16]萬大為, 郭榮偉．定幾何二元倒置"X型"混壓式超聲速進(jìn)氣道數(shù)值仿真與實驗驗證[J]．航空動力學(xué)報, 2007, 22(8):1279-1284.

[17]崔佃飛, 朱守梅, 李宏東, 等．倒置進(jìn)氣道與彈體一體化流場數(shù)值模擬[C]//沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)交流會論文集(上冊). 吉林, 2005.

[18]謝文忠, 郭榮偉．4種布局形式下超聲速飛行器進(jìn)氣道氣動特性實驗對比[J]．南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2011, 43(1):13-17.

[19]Aziz M A, Elbanna H M, Abdelrahman M M. Design optimization of a three dimension supersonic intake using the CFD-RC package[C]//Tenth International Congress of Fluid Dynamics (ICFD10), 2010.

[20]Wendt B J. The performance of a subsonic diffuser designed for high speed turbojet-propelled flight[R]. NASA CR, 2004-213410.

[21]劉凱禮．寬高比對二元高超聲速進(jìn)氣道性能的影響研究[D]．南京：南京航空航天大學(xué), 2008.

[22]Lee C, Boedicker C. Subsonic diffuser design and performance for advanced fighter aircraft[C]//Aircraft Design Systems and Operations Meeting, 1985.

[23]萬大為, 郭榮偉, 艾清, 等． 一種S彎進(jìn)氣道的設(shè)計與實驗研究[J]．南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2004, 36(2):150-154.

[24]李其鎪．一種導(dǎo)彈用S彎進(jìn)氣道的設(shè)計、實驗與計算[D]．南京：南京航空航天大學(xué), 2002.

[25]翁培奮，郭榮偉. S彎進(jìn)氣道中靜壓場研究[J]. 航空動力學(xué)報, 1993, 8(1):21-23.

[26]李其弢, 郭榮偉, 付強, 等．一種高亞音速彈用S彎進(jìn)氣道設(shè)計及其特性[J]．南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2002, 34(2):108-113.

[27]謝旅榮, 郭榮偉．一種受總體限制的彈用S彎進(jìn)氣道的設(shè)計和實驗驗證[J]．空氣動力學(xué)報, 2006, 24(1):95-101.

[28]曹學(xué)斌．矩形隔離段流動特性及控制規(guī)律研究[D]．南京：南京航空航天大學(xué), 2011.

(編輯：崔賢彬)

Improved design of inlet for solid propellant air turbo rocket based on relaxing angle constraint

PU Xiao-hang, LI Jiang, LIU Yang, LIU Shi-chang, LIU Kai

(Science and Technology on Combustion, Internal Flow and Thermal-Structure Laboratory, Northwestern Polytechnical University, Xi'an710072, China)

Solid Propellant Air turbo Rocket (SP-ATR) has a great demand for high-quality flow field in its inlet to work safely and to achieve a good performance. The overall design of ATR inlet configuration and detailed geometry were accomplished with the conclusion that a 2D mixed compression supersonic inlet with sweep forward highlight and X-type missile configuration were perfect for ATR-powered missiles. The new kind of combined design method for supersonic compression section, based on the methods of "given total pressure recovery" and "given total flow deflection angles", was carried out to avoid the break of adjusting artificially flow deflection angles to meet the angle constraint. The transition configuration from a rectangle to a 1/4 ring was selected as the subsonic expansion section to get smoother geometry transition and less outlet distortion than that to a 1/4 disc. The main factors making a difference to ATR inlet's performance were analyzed according to 3D CFD results, and by relaxing the angle constraint of mixed compression inlet, leaving the sum of flow deflection angles in external compression section and that in internal compression section unequal, the length of inlet is 30.28% shorter than that before improvement, and the ability to anti-backpressure and ram pressure ratio and total pressure recovery have been increased by half. In addition, the total pressure distortion on outlet of ATR inlet decreases by 55.35%. However, the mass capture ratio of inlet is 11.58% lower than before because of boundary layer suction.

inlet；ATR；design and improvement；relaxing angle constraint

2015-4-16；

2015-06-05。

蒲曉航(1991—)，男，碩士生，研究方向為ATR進(jìn)氣系統(tǒng)設(shè)計。E-mail:xiaohangp@mail.nwpu.edu.cn

V235.11

A

1006-2793(2016)02-0166-08

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.02.003