帶預壓縮性質的高馬赫數內轉式進氣道設計

朱 偉，李 鵬，王 霄，張堃元，南向軍，李永洲

(1.沈陽飛機設計研究所，遼寧沈陽110035；2.南京航空航天大學，江蘇南京210016；3.航天六院11所，陜西西安710100)

帶預壓縮性質的高馬赫數內轉式進氣道設計

朱 偉1，李 鵬1，王 霄1，張堃元2，南向軍3，李永洲2

(1.沈陽飛機設計研究所，遼寧沈陽110035；2.南京航空航天大學，江蘇南京210016；3.航天六院11所，陜西西安710100)

傳統的軸對稱基準流場存在兩個問題：進氣道內收縮比較大，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，設計了新型的軸對稱基準流場，把較強的前緣激波設計為兩道較弱的預壓縮激波，顯著提高了進氣道喉道的總壓恢復系數。模擬結果表明，基于新型軸對稱基準流場設計的內轉式進氣道性能優良，但存在溢流較嚴重等問題，還需進一步研究。

基準流場；內轉式進氣道；馬赫數分布規律；彎曲激波；反設計；渦輪基組合循環發動機

inverse design；TBCC engine

1 引言

近空間飛行器的發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的焦點。而近空間高超聲速遠程機動飛行器因其重要的戰略意義，促使各國對其相關技術進行廣泛研究。

高超聲速飛行器的發展要求對亞燃/超燃沖壓發動機及其部件進行深入研究。由于沖壓發動機不具備零速度起飛能力，因此提出了一種組合推進系統概念。組合推進系統是在各飛行速度階段采用合適的推進系統，以達到最優的推進系統整體性能和經濟性能。與火箭基組合循環(RBCC)發動機相比，渦輪基組合循環(TBCC)發動機在低速段具有比沖高、安全可靠、成本低和使用靈活等優點。

TBCC動力系統比常規動力系統更需要各部件的匹配設計，如高馬赫數飛機進排氣與進發匹配設計。TBCC進氣道作為動力系統的上游部件，其性能優劣對整個發動機乃至整個飛行器的正常工作都至關重要。進氣道效率較高時，可顯著提高飛行器推進效率；反之，則可能影響整個飛行器的正常工作。

2 內轉式進氣道設計方法

2.1 內轉式進氣道

對于傳統的二元、軸對稱、三維側壓式固定幾何及變幾何進氣道，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，進氣道各壓縮面應同時參與壓縮，于是提出了內轉式進氣道這一概念。

內轉式進氣道的最大特點，在于采用向內收縮的流場。若考慮流場的徑向偏移參數(RDP)[1～3]，對內收縮流場0＜RDP≤1，表明氣流在向中心匯聚，而非統一向一側偏轉(RDP=0)或向外擴散(RDP＜0或RDP≥1)，如圖1所示。

2.2 基準流場設計

不同內轉式進氣道的設計方法基本相似。首先選擇性能優良的基準流場，然后結合流線追蹤、截面漸變等技術得到進氣道的無粘型面，最后再對無粘型面進行附面層修正，得到最終的進氣道氣動構型。因而，基準流場的性能在很大程度上決定了進氣道的性能[4～6]。

本文主要采用有旋特征線理論(MOC)，根據給定的壁面馬赫數分布規律，反設計軸對稱基準流場。典型基準流場的壓縮面馬赫數采用前緩中急后緩的分布規律[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。為縮短典型基準流場長度且保持兩基準流場總收縮比相當，典型基準流場前緣壓縮角增大為12°，而新型基準流場設計時，前面加了一段預壓縮直母線，預壓縮角為5°。基準流場的其它設計參數選取如表1所示。

圖3給出了典型基準流場的整個特征線計算網格圖。圖中黑色網格區域為壁面決定的區域，反射彎曲激波在此求解區域內，波前波后通過激波前后關系式可插值計算得到；紅色區域為反射激波決定的區域；綠色流線為激波決定的中心體壁面。

圖1 內收縮與外收縮及二維平面進氣道對比Fig.1 Comparison of different inlets

圖2 BF-1基準流場彎曲壓縮面馬赫數分布及對應壓力分布Fig.2 Mach number and pressure distributions of basic flowfield BF-1

表1 基準流場設計參數選取Table 1 Parameters of the basic flowfield

圖3 典型基準流場BF-1特征線計算網格圖Fig.3 MOC grids of basic flowfield BF-1

圖4給出了新型具有預壓縮基準流場的整個特征線計算網格圖。圖中藍色區域為初始預壓縮直壁面決定的區域，第二道入射激波及反射激波均根據給定總壓恢復系數(0.99左右)設計?？梢姶藭r壁面不再連續，而存在轉折，基準流場長度有所增大。

圖4 新型基準流場BF-2特征線計算網格圖Fig.4 MOC grids of basic flowfield BF-2

3 進氣道數值模擬及性能分析

3.1 進氣道設計

在上述基準流場上采用流線追蹤技術和附面層修正措施，得到矩形進口的內轉式進氣道。在進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°)。進氣道進口寬高比均為2：1，總收縮比均保持在5左右，通過后切唇口措施使內收縮比保持在1.2左右，并保持進口捕獲面積為1 m2。BF-1進氣道進口至喉道長2 600 mm，BF-2進氣道進口至喉道長3 000 mm。最終的進氣道幾何形狀如圖5所示。

粘性計算時，假設流體為量熱完全氣體。選用RNGk-ε紊流模型，近壁面處采用標準壁面函數進行處理，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公式計算分子粘性系數，壁面為絕熱無滑移、固體邊界。當各項殘差下降至少3個數量級且流量沿程守恒時，可認為達到收斂標準。

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

3.2 進氣道非設計點狀態起動性能分析

對進氣道非設計點Ma3.0及Ma2.5時的情況進行詳細數值模擬。

圖7給出了BF-1進氣道Ma3.0時對稱面的馬赫數分布，此時出口壓力為來流壓力的25倍?？梢?，正激波位置處于擴壓段，離喉道仍有一定距離。泄壓槽放氣量約為3.7%，喉道平均馬赫數約為1.40，喉道總壓恢復系數為0.826，進氣道出口平均馬赫數為0.30，出口總壓恢復系數為0.724。若正激波處于喉道附近，出口總壓恢復系數還會提高。

圖5 進氣道幾何形狀Fig.5 Inlet geometry

圖6 進氣道結構及喉道前壁面網格示意圖Fig.6 Grids of inlet and throat

圖7 BF-1進氣道Ma3.0時對稱面的馬赫數分布Fig.7 BF-1 inlet flowfied symmetry construct atMa3.0

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

圖8 BF-2進氣道Ma3.0通流狀態時對稱面的馬赫數分布Fig.8 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa3.0

圖9為BF-1進氣道Ma2.5通流狀態時進氣道的流場結構圖。此時進氣道處于不起動狀態，進口前出現一道較強的激波，造成很大的激波損失及溢流阻力，波后仍為超聲速，但存在較為嚴重的角區分離，到喉道位置角區分離基本消失。

圖9 BF-1進氣道Ma2.5時沿程馬赫數分布Fig.9 BF-1 inlet flowfied construct atMa2.5

與BF-1相比，BF-2進氣道在Ma2.5時處于起動狀態，如圖10所示。此時進氣道進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，喉道總壓恢復系數約為0.880，但進氣道存在較為嚴重的溢流。進氣道能起動，很大程度上得益于較大的溢流。Ma2.0時(圖11)進氣道處于起動狀態，喉道馬赫數接近1.0，喉道總壓恢復系數為0.920。

圖10 BF-2進氣道Ma2.5通流狀態時對稱面的馬赫數分布Fig.10 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa2.5

圖11 BF-2進氣道Ma2.0通流狀態時對稱面的馬赫數分布Fig.11 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa2.0

4 結論

由于內轉式進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、激波附面層干擾嚴重等。為縮短其長度，本文設計了帶預壓縮效果的新型基準流場，并得到其流線追蹤進氣道。通過數值模擬發現，該進氣道具有壓縮效率高、起動性能優良的顯著特點，但存在溢流嚴重，進氣道流量捕獲能力降低，導致飛行器溢流阻力增大，使其失去內轉式進氣道的優勢等問題。因而設計進氣系統時，需綜合考慮整個飛行器各狀態的需求。

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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，主要從事飛機進排氣系統設計及沖壓發動機內流氣體動力學研究。