楊會(huì)林 李怡慶 劉濤 張輝 涂良輝

摘 要：基于三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道開(kāi)展高超聲速導(dǎo)彈氣動(dòng)布局研究，重點(diǎn)針對(duì)曲錐彈身開(kāi)展了頜下進(jìn)氣與兩側(cè)進(jìn)氣兩種氣動(dòng)布局研究。 數(shù)值仿真結(jié)果表明，頜下進(jìn)氣布局在特定的攻角下利用彈身前體預(yù)壓縮效果，具有較高的進(jìn)氣道性能。 兩側(cè)進(jìn)氣布局無(wú)法有效利用前體的預(yù)壓縮效果，較難構(gòu)造高性能的內(nèi)部流場(chǎng)，但能夠利用進(jìn)氣道產(chǎn)生升力，使全彈具有較好的氣動(dòng)特性。 此外，兩側(cè)進(jìn)氣布局具有更小的攻角敏感性，在攻角變化過(guò)程中，整體性能變化較小。 因此，頜下進(jìn)氣布局適用于單點(diǎn)巡航的導(dǎo)彈設(shè)計(jì)，兩側(cè)進(jìn)氣布局適用于攻角變化范圍要求高的導(dǎo)彈設(shè)計(jì)。

關(guān)鍵詞：高超聲速;氣動(dòng)布局;三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道;頜下進(jìn)氣;兩側(cè)進(jìn)氣;導(dǎo)彈

中圖分類號(hào)：?? TJ760.1;V411? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：?? A? 文章編號(hào)：1673-5048（2022）01-0029-06[SQ0]

0 引? 言

隨著人類對(duì)飛行速度、飛行高度要求的不斷提高，吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)已成為高超聲速飛行首選技術(shù)方案[1-3]。 由于高超聲速流動(dòng)的復(fù)雜性，推進(jìn)系統(tǒng)與導(dǎo)彈彈體之間存在著相互干擾、相互制約問(wèn)題，因此，探索高性能的氣動(dòng)布局，分析推進(jìn)系統(tǒng)的不同進(jìn)氣形式對(duì)導(dǎo)彈氣動(dòng)性能、推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響是高超聲速導(dǎo)彈設(shè)計(jì)首先要解決的關(guān)鍵問(wèn)題。

長(zhǎng)期以來(lái)，高超聲速飛行器的氣動(dòng)布局研究基本都是基于乘波理論開(kāi)展的，包括以平面流動(dòng)為基礎(chǔ)的楔導(dǎo)乘波理論與二維進(jìn)氣道氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)問(wèn)題[4]、以圓錐流動(dòng)為基礎(chǔ)的密切錐導(dǎo)乘波理論二維進(jìn)氣道耦合的氣動(dòng)布局研究[5]。 國(guó)內(nèi)，文獻(xiàn)[6-7]將外流乘波理論向內(nèi)流拓展，提出了同時(shí)滿足內(nèi)外流需求的雙乘波一體化氣動(dòng)布局形式，較好地解決了內(nèi)外流的一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題。 然而，乘波體布局由于頭部空間有限，在容積率、末制導(dǎo)系統(tǒng)安裝、攻角性能等方面存在較大的問(wèn)題。

相比于乘波構(gòu)型，旋成體曲錐彈身構(gòu)型具有幾何構(gòu)型簡(jiǎn)單、容積率高、易于末制導(dǎo)設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn)，在導(dǎo)彈布局中受到格外重視[8-9]，國(guó)內(nèi)外學(xué)者都開(kāi)展了相關(guān)研究。 1979年，Webster等[10]提出了ASLAM方案，該方案將進(jìn)氣道置于曲錐彈體頭部下方，即頜下進(jìn)氣布局，本質(zhì)上是截取軸對(duì)稱進(jìn)氣道的一部分作為推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)氣部件，其壓縮效率較差，無(wú)法適用于高超聲速飛行任務(wù)的需求。

相比于常規(guī)進(jìn)氣形式，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道具有壓縮效率高、流量捕獲特性優(yōu)良等優(yōu)點(diǎn)，近年來(lái)在高超聲速飛行計(jì)劃中受到較為廣泛的關(guān)注[11-12]。 Smart[13]與Gollan等[14]將REST進(jìn)氣道進(jìn)行改進(jìn)，并與旋成體構(gòu)型相融合，提出了旋成體布局頜下多進(jìn)氣氣動(dòng)布局方案。 此外，從洛克希德·馬丁公司發(fā)布的“高超聲速打擊武器（HSSW）”項(xiàng)目概念設(shè)計(jì)方案圖中可以看出，該方案以旋成體外形與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道為基礎(chǔ)，采用了頜下進(jìn)氣氣動(dòng)布局形式[15]。

本文針對(duì)易于實(shí)現(xiàn)高超聲速武器化的旋成體彈體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的布局方案，分別開(kāi)展了頜下進(jìn)氣與兩側(cè)進(jìn)氣兩種氣動(dòng)布局形式的研究。 通過(guò)數(shù)值模擬著重分析不同布局形式對(duì)導(dǎo)彈氣動(dòng)性能與推進(jìn)系統(tǒng)性能的影響規(guī)律，為旋成體高超聲速導(dǎo)彈氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提供了思路與技術(shù)支持。

1 模型與數(shù)值方法

1.1 物理模型

本文選取圖1所示的頜下進(jìn)氣與兩側(cè)進(jìn)氣三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道加旋成體彈身的兩種氣動(dòng)布局形式進(jìn)行研究，設(shè)計(jì)點(diǎn)選取馬赫數(shù)為6，攻角α為6°。

兩種氣動(dòng)布局幾何參數(shù)對(duì)比如表1所示，表中以頜下進(jìn)氣布局的幾何參數(shù)作為基礎(chǔ)尺寸，給出兩側(cè)進(jìn)氣布局形式的幾何相對(duì)變化量。

1.2 網(wǎng)格與邊界條件

構(gòu)建了如圖2所示的計(jì)算域。 考慮到構(gòu)型的對(duì)稱性，當(dāng)計(jì)算條件不包含側(cè)滑角時(shí)，計(jì)算域利用了對(duì)稱邊界條件，節(jié)省數(shù)值計(jì)算規(guī)模。 考慮到來(lái)流工況為高超聲速，為減小網(wǎng)格總數(shù)，選用半徑較小遠(yuǎn)場(chǎng)型面，旋成體彈身和進(jìn)氣道部分采用壁面邊界條件，外圍出口為遠(yuǎn)場(chǎng)壓力出口邊界，進(jìn)氣道出口為壓力出口邊界。 全流場(chǎng)計(jì)算域如圖2（a）所示，全彈網(wǎng)格如圖2（b）所示。

計(jì)算模型采用的多面體網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)300萬(wàn)。 近壁面網(wǎng)格進(jìn)行了等比加密處理，近壁面最小網(wǎng)格量級(jí)為10-5，y+小于10。 此外，由于氣動(dòng)布局三維造型的復(fù)雜性，最后對(duì)生成的網(wǎng)格進(jìn)行了全局正交性優(yōu)化。

1.3 數(shù)值方法與算例驗(yàn)證

針對(duì)兩種氣動(dòng)布局，開(kāi)展了全粘性的NS方程數(shù)值求解。 求解流場(chǎng)為高超聲速可壓縮流場(chǎng)，故采用密度基耦合求解，假設(shè)計(jì)算流場(chǎng)為定常流場(chǎng)，并使用能量方程，選取SA模型，采用理想氣體定律。 考慮到氣體的高溫效應(yīng)，計(jì)算中使用變比熱的熱完全氣體模型，將比熱定義為溫度的五次多項(xiàng)式。 計(jì)算采用耦合隱式求解。 為得到準(zhǔn)確結(jié)果并保證計(jì)算流場(chǎng)的收斂性，將兩種氣動(dòng)布局的數(shù)值模擬分為兩步。 首先以一階迎風(fēng)格式求解流場(chǎng)，得到能夠表征流場(chǎng)性質(zhì)的粗略流場(chǎng)輪廓，然后以此流場(chǎng)為初始流場(chǎng)，采用二階迎風(fēng)格式進(jìn)行流場(chǎng)求解直至收斂。

不同飛行高度、飛行馬赫數(shù)狀態(tài)下，來(lái)流條件如表2所示。

為驗(yàn)證所用計(jì)算網(wǎng)格與計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，采用文獻(xiàn)[16]所述的空天飛機(jī)進(jìn)行算例驗(yàn)證，驗(yàn)證網(wǎng)格包括多面體網(wǎng)格、切割體網(wǎng)格與四面體網(wǎng)格，并采用前文所述的計(jì)算方法。 該模型來(lái)流條件為來(lái)流馬赫數(shù)8.04，單位雷諾數(shù)Re=1.13×107，總壓P*=7.8 MPa，總溫T*=892 K，攻角變化范圍在-5°～30°，該模型（半模）氣動(dòng)力系數(shù)參考面積為0.005 m2，升力系數(shù)對(duì)比與阻力系數(shù)對(duì)比如圖3所示。 可以看出，在攻角小于10°范圍內(nèi)數(shù)值模擬數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好，且數(shù)值模擬能夠較精確捕獲流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)。 考慮本文研究攻角范圍為-2°～8°，可以認(rèn)為，本文所述網(wǎng)格與數(shù)值計(jì)算方法能夠較好地模擬出所研究氣動(dòng)布局的性能。

2 設(shè)計(jì)點(diǎn)性能對(duì)比分析

2.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

分別提取兩方案設(shè)計(jì)點(diǎn)（Ma=6.0，α=6°）狀態(tài)下的流向特征截面與出口截面，如圖4～5所示。 兩方案的特征截面馬赫數(shù)分布圖表明兩者波系結(jié)構(gòu)類似，均由兩道主要激波組成，其一為錐形彈身前緣外壓縮入射圓錐激波，其二為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道前緣入射激波，且第一道激波均打在進(jìn)氣道唇口之外，這是由于前緣半頂角較大導(dǎo)致，該角度的選擇是為了滿足頭部裝載設(shè)備的容積約束。 從圖中可以看出，雖然彈身前緣入射激波未在進(jìn)氣道唇口處反射，但進(jìn)氣道前緣入射激波在設(shè)計(jì)點(diǎn)仍然完全將進(jìn)氣道進(jìn)口封閉，從而最大程度降低了彈身前體激波偏離導(dǎo)致的進(jìn)氣道流量損失。

觀察總壓恢復(fù)系數(shù)分布圖譜可以發(fā)現(xiàn)，總壓分布與馬赫數(shù)分布較為相似，即高馬赫數(shù)區(qū)域總壓恢復(fù)系數(shù)高，低馬赫數(shù)區(qū)域總壓恢復(fù)系數(shù)較低;進(jìn)氣道內(nèi)部主流區(qū)域總壓恢復(fù)系數(shù)較高，基本維持在0.6～0.8的數(shù)量區(qū)間;主要的總壓損失出現(xiàn)在貼近壁面的邊界層內(nèi)部，隨著邊界層的不斷增長(zhǎng)，低總壓區(qū)域在通道內(nèi)占比逐漸增加。 對(duì)比兩方案總壓分布圖譜可以發(fā)現(xiàn)，總壓損失主要區(qū)域并不相同。 頜下進(jìn)氣布局總壓損失主要出現(xiàn)在進(jìn)氣道對(duì)稱面的上側(cè)，但兩側(cè)進(jìn)氣布局貼近壁面處并未出現(xiàn)大面積低總壓分布區(qū)域。 這是因?yàn)閮蓚?cè)進(jìn)氣布局方案氣流流動(dòng)方向?yàn)閮蓚?cè)向內(nèi)流動(dòng)，附面層主要堆積于進(jìn)氣通道的外側(cè)，在對(duì)稱截面內(nèi)顯示不明顯，該特征從兩方案喉道截面圖中也可以看出。

從出口圖譜可以看出，頜下進(jìn)氣能夠使出口氣流呈對(duì)稱分布規(guī)律，而兩側(cè)進(jìn)氣則促使低能流向外側(cè)堆積， 頜下進(jìn)氣布局主流區(qū)域總壓恢復(fù)系數(shù)明顯高于兩側(cè)進(jìn)氣布局形式（橙色區(qū)域）。 頜下進(jìn)氣形式在設(shè)計(jì)工況（Ma=6.0，α=6°）具有較好的流場(chǎng)組織能力，能夠更充分地利用攻角狀態(tài)錐形彈身產(chǎn)生的預(yù)壓縮效果為進(jìn)氣道下游部件提供較高的氣流性能。

2.2 進(jìn)氣道性能對(duì)比分析

表3為兩方案在設(shè)計(jì)點(diǎn)（Ma=6.0，α=6°）時(shí)的進(jìn)氣道喉道性能參數(shù)。 表中數(shù)據(jù)表明，兩方案捕獲流量?jī)H相差1.8%，可以規(guī)避流量捕獲不同對(duì)總體性能參數(shù)的影響。 縱向?qū)Ρ瓤梢钥闯觯M下進(jìn)氣方案在設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)氣道性能優(yōu)于兩側(cè)進(jìn)氣布局，其中總壓恢復(fù)系數(shù)差異最為明顯。? 主要是由于頜下進(jìn)氣方案為順流向壓縮，且能夠較充分地利用錐形彈身在攻角狀態(tài)下的預(yù)壓縮優(yōu)勢(shì)，最終為推進(jìn)系統(tǒng)提供更優(yōu)異的出口性能參數(shù)。 而兩側(cè)進(jìn)氣則需要在順流向壓縮的同時(shí)將氣流向彈身內(nèi)部壓縮，最終引起了出口性能的損失。

2.3 氣動(dòng)性能對(duì)比分析

頜下進(jìn)氣方案能夠?yàn)檫M(jìn)氣道下游部件提供更優(yōu)質(zhì)的氣流，但在氣動(dòng)性能方面，兩側(cè)進(jìn)氣方案卻存在較大的優(yōu)勢(shì)。 兩方案設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)性能參數(shù)如表4所示，可以看出，兩側(cè)進(jìn)氣方案相比頜下進(jìn)氣方案雖然阻力系數(shù)增加了22%，但升力系數(shù)卻增加了154%，最終為整個(gè)氣動(dòng)構(gòu)型提供了高達(dá)3.795 4的升阻比，而頜下進(jìn)氣布局升阻比僅為1.823 6。 該部分氣動(dòng)力增益主要由兩側(cè)進(jìn)氣道增加的兩側(cè)寬度提供。 根據(jù)以上分析，可以看出，兩側(cè)進(jìn)氣布局方案能夠?yàn)榭傮w構(gòu)型提供更加優(yōu)異的升阻力特性，且優(yōu)勢(shì)明顯。 需要說(shuō)明的是，本文中升力為全局升力，阻力僅考慮外流阻力。

圖6為兩方案在Ma=6.0時(shí)氣動(dòng)參數(shù)隨攻角的變化規(guī)律，總體變化規(guī)律相同，升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及升阻比隨攻角增加而逐漸增加，俯仰力矩隨攻角呈線性的下降規(guī)律。 對(duì)比兩方案的升力系數(shù)可以發(fā)現(xiàn)，兩側(cè)進(jìn)氣方案全工況升力系數(shù)均明顯高于頜下進(jìn)氣方案。 從最終的升阻比曲線可以看出，兩側(cè)進(jìn)氣方案總體升阻比均高于頜下進(jìn)氣方案，兩方案最大的升阻比均出現(xiàn)在8°攻角，分別為3.917 1和2.270 0。 兩方案氣動(dòng)性能對(duì)比曲線再次表明，兩側(cè)進(jìn)氣布局形式能夠有效提高總體構(gòu)型的氣動(dòng)特性，且該氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)在全攻角范圍內(nèi)均存在。

兩方案在Ma=6.0時(shí)進(jìn)氣道性能隨攻角的變化規(guī)律如圖7所示。 從總壓恢復(fù)系數(shù)變化圖可以看出，兩方案在2.5°攻角附近相交，當(dāng)攻角小于2.5°時(shí)，兩側(cè)進(jìn)氣布局總壓恢復(fù)系數(shù)高于頜下進(jìn)氣布局，當(dāng)攻角大于2.5°，兩側(cè)進(jìn)氣布局總壓恢復(fù)系數(shù)低于頜下進(jìn)氣布局。 因此，雖然設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)下頜下進(jìn)氣道性能優(yōu)于兩側(cè)方案，但兩側(cè)進(jìn)氣方案具有較高的非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能。 除總壓恢復(fù)系數(shù)外，從流量分布規(guī)律圖也可以看出，兩側(cè)進(jìn)氣布局相對(duì)頜下進(jìn)氣布局具有更緩慢的變化規(guī)律，說(shuō)明兩側(cè)進(jìn)氣布局在非設(shè)計(jì)攻角下能夠捕獲更多的空氣流量。 綜合對(duì)比氣動(dòng)力與進(jìn)氣道性能可以看出，兩側(cè)進(jìn)氣布局相對(duì)頜下進(jìn)氣布局在相同馬赫數(shù)下具有更加優(yōu)異的性能。

3 非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能對(duì)比分析

3.1 接力點(diǎn)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

對(duì)兩方案接力點(diǎn)（Ma=5.0， α=2.7°）流場(chǎng)特征與氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析。 圖8～9分別提取了接力點(diǎn)喉道截面馬赫數(shù)分布與總壓恢復(fù)系數(shù)分布。 可以發(fā)現(xiàn)，兩方案基本波系結(jié)構(gòu)與設(shè)計(jì)點(diǎn)類似，第一道入射激波偏離唇口，但第二道入射激波在低馬赫數(shù)工況并未明顯偏離唇口，仍然能夠較好地將進(jìn)氣道進(jìn)口封閉，有效避免接力點(diǎn)時(shí)的流量損失。

對(duì)比分析喉道截面流場(chǎng)圖譜分布可以看出，接力點(diǎn)進(jìn)氣道喉道圖譜分布規(guī)律與設(shè)計(jì)點(diǎn)相似，但低能流區(qū)域所占面積比明顯減小，總壓恢復(fù)系數(shù)相對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)有所提高。 接力點(diǎn)各截面圖譜與設(shè)計(jì)點(diǎn)并未發(fā)生本質(zhì)變化，整體流場(chǎng)從高馬赫數(shù)降至低馬赫數(shù)，呈現(xiàn)出較為常規(guī)的變化規(guī)律。

3.2 接力點(diǎn)進(jìn)氣道性能對(duì)比分析

兩方案接力點(diǎn)進(jìn)氣道喉道性能參數(shù)如表5所示。 兩方案性能參數(shù)均有所提高，但兩側(cè)進(jìn)氣方案提升更加明顯，特別是總壓恢復(fù)系數(shù)，由設(shè)計(jì)點(diǎn)的16%差異下降至基本無(wú)差異;此外，兩方案流量捕獲增加較為明顯，但兩側(cè)進(jìn)氣方案能夠在接力點(diǎn)捕獲更多的空氣流量，

兩方案流量差異由設(shè)計(jì)點(diǎn)的1.8%增加至14.1%。? 考慮到接力點(diǎn)與設(shè)計(jì)點(diǎn)相比同時(shí)出現(xiàn)了來(lái)流馬赫數(shù)與飛行攻角的變化，可判斷兩側(cè)進(jìn)氣布局形式相對(duì)于頜下進(jìn)氣布局形式在接力點(diǎn)具有更加優(yōu)異的性能。

3.3 接力點(diǎn)氣動(dòng)性能對(duì)比分析

兩方案接力點(diǎn)氣動(dòng)數(shù)據(jù)如表6所示。 可以看出，由于攻角的降低，兩方案升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)增加，阻力系數(shù)相對(duì)差異變化較小，由22%變化至19%，但升力系數(shù)變化明顯，表中數(shù)據(jù)顯示頜下進(jìn)氣方案在接力點(diǎn)產(chǎn)生升力有限，升力系數(shù)僅為0.032 0，而兩側(cè)進(jìn)氣方案則產(chǎn)生了較大升力，升力系數(shù)高達(dá)0.360 6，兩者存在10倍左右的差距。 升阻比相差8.46倍，該結(jié)果顯示，兩側(cè)進(jìn)氣方案不僅在進(jìn)氣道性能上優(yōu)于頜下進(jìn)氣方案，在氣動(dòng)性能方面也存在較大優(yōu)勢(shì)。

3.4 Ma=5.0攻角特性分析

進(jìn)一步對(duì)Ma=5.0工況下兩方案的攻角特性進(jìn)行對(duì)比研究。 兩方案氣動(dòng)性能對(duì)比如圖10所示。 從升力系數(shù)看，兩方案差距拉大，兩側(cè)進(jìn)氣布局在低馬赫數(shù)條件下各工況升力系數(shù)全面高于頜下進(jìn)氣布局，該特征在升阻比中也同樣適用，此外，兩方案均保持了較好的俯仰力矩線性特征。

兩方案在Ma=5.0工況時(shí)進(jìn)氣道性能隨攻角的變化規(guī)律如圖11所示。 流量變化規(guī)律對(duì)比顯示，兩側(cè)進(jìn)氣布局相比頜下進(jìn)氣布局在全攻角范圍內(nèi)均能夠捕獲更多的流量，最大差異出現(xiàn)在2°攻角附近，約為16%，而根據(jù)前文對(duì)幾何參數(shù)的說(shuō)明，兩側(cè)進(jìn)氣相比頜下進(jìn)氣的進(jìn)氣道總面積僅僅增加9%，因此可以判定，兩側(cè)進(jìn)氣形式更有利于非設(shè)計(jì)點(diǎn)的流量捕獲性能。 兩方案進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)分布隨攻角變化規(guī)律相似且數(shù)值相近。 總壓恢復(fù)系數(shù)變化規(guī)律與Ma=6.0工況類似，交點(diǎn)同樣出現(xiàn)在攻角2.5°工況附近，攻角小于2.5°兩側(cè)進(jìn)氣布局總壓恢復(fù)系數(shù)高，攻角大于2.5°頜下進(jìn)氣布局總壓恢復(fù)系數(shù)較高。 綜合以上設(shè)計(jì)點(diǎn)與接力點(diǎn)氣動(dòng)特性分析表明，兩側(cè)進(jìn)氣相對(duì)頜下進(jìn)氣在設(shè)計(jì)進(jìn)氣道過(guò)程中存在更多的影響。 雖然巡航狀態(tài)下進(jìn)氣道性能較低，但在低馬赫數(shù)、非設(shè)計(jì)攻角狀態(tài)下有較好的進(jìn)氣性能;此外，由于進(jìn)氣道布置于彈身兩側(cè)，為總體構(gòu)型產(chǎn)生了額外的升力增益，最終使得兩側(cè)進(jìn)氣布局在全計(jì)算工況范圍內(nèi)相對(duì)頜下進(jìn)氣布局均具有優(yōu)異的氣動(dòng)力特性。

4 結(jié)? 論

為研究不同氣動(dòng)布局形式對(duì)錐形彈身內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的影響規(guī)律，分別開(kāi)展了曲錐彈身頜下進(jìn)氣與兩側(cè)進(jìn)氣的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)，對(duì)兩種氣動(dòng)布局開(kāi)展三維數(shù)值模擬研究，得到結(jié)論如下：

（1） 開(kāi)展了頜下進(jìn)氣與兩側(cè)進(jìn)氣方案氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)，在設(shè)計(jì)點(diǎn)兩方案喉道總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.50與0.42，頜下進(jìn)氣布局形式進(jìn)氣道性能占優(yōu)，但兩側(cè)進(jìn)氣方案在氣動(dòng)特性方面具有較大優(yōu)勢(shì)，設(shè)計(jì)點(diǎn)升力系數(shù)相比頜下進(jìn)氣增長(zhǎng)154%。

（2） 在低馬赫數(shù)非設(shè)計(jì)點(diǎn)兩側(cè)進(jìn)氣具有更優(yōu)性能，兩種布局進(jìn)氣道性能之間的差距逐漸減小，進(jìn)氣道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)能夠達(dá)到相同的0.63，但兩側(cè)進(jìn)氣方案的氣動(dòng)力優(yōu)勢(shì)更加明顯。

（3） 頜下進(jìn)氣布局在一定的攻角下利用彈身前體預(yù)壓縮效果，對(duì)于構(gòu)造進(jìn)氣道高性能內(nèi)部流動(dòng)具有較大的優(yōu)勢(shì)，較適用于單點(diǎn)巡航飛行器的設(shè)計(jì)。 兩側(cè)進(jìn)氣布局形式無(wú)法有效利用前體的預(yù)壓縮效果，但能夠充分利用進(jìn)氣道產(chǎn)生升力，使全彈具有較好的氣動(dòng)特性，具有更小的攻角敏感性，在攻角變化過(guò)程中，整體參數(shù)變化較小。 因此，兩側(cè)進(jìn)氣布局在攻角姿態(tài)變化的飛行任務(wù)中具有一定優(yōu)勢(shì)。

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Research on Aerodynamic Layout of Three-Dimensional

Inward Rotating Inlet Hypersonic Missile

Yang Huilin1*，Li Yiqing2，Liu Tao1，Zhang Hui1，Tu Lianghui2

（1.AVIC Hongdu Aviation Industry Group，Nanchang 330024，China;

（2.School of Aircraft Engineering，Nanchang Hangkong University，Nanchang 330063，China）

Abstract： Based on the three-dimensional inward rotating inlet， the aerodynamic layout of hypersonic missile is studied， focusing on the submaxillary inlet and the inlet on both sides. The numerical simulation results show that the submaxillary inlet layout has high inlet performance by using the pre-compression effect of the missile’s precursor at a specific angle of attack. The inlet layout on both sides can not effectively use the pre-compression effect of the precursor， and it is difficult to construct a high-performance internal flow field， but it can use the? inlet to generate lift， so that the whole missile has better aerodynamic characteristics. In addition， the inlet layout on both sides has less angle of attack sensitivity， and the overall performance changes less during the change of angle of attack. Therefore， the submaxillary? inlet layout is suitable for the design of single point cruise missile， and the inlet layout on both sides is suitable for the design of missile with high requirements for angle of attack variation range.

Key words： hypersonic; aerodynamic layout;three-dimensional inward rotating inlet;submaxillary inlet;inlet on both sides; missile

收稿日期： 2021-09-10

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金項(xiàng)目（2019ZC066007）

作者簡(jiǎn)介：楊會(huì)林（1983-），男，陜西神木人，高級(jí)工程師。