雙下側(cè)二元混壓式進氣道不起動-再起動特性分析

楊玉新，陳 義，董新剛

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

0 引言

進氣道的起動/不起動狀態(tài)是決定固體沖壓發(fā)動機能否正常、穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。當超聲速進氣道處于不起動狀態(tài)時，總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)急劇下降，發(fā)動機推力降低；通常還伴隨喘振，產(chǎn)生周期性熱/力載荷，破壞進氣道和發(fā)動機結(jié)構(gòu)[1]。確定影響超聲速進氣道起動性能的因素，獲得進氣道起動/再起動特性，對提高進氣道性能、擴大沖壓發(fā)動機工作范圍具有重要意義。

國內(nèi)外對超聲速進氣道的起動/再起動問題進行了廣泛而深入的研究。Ge-Cheng Zha等[2]通過數(shù)值仿真研究HSCT軸對稱進氣道在來流馬赫數(shù)Ma=2下的流場后發(fā)現(xiàn)，喉道處流場的畸變程度對進氣道起動性能影響很大。Saied Emami等[3]對來流馬赫數(shù)Ma=4時，由于反壓變化引起的超聲速不起動/再起動過程進行了試驗研究，得到了進氣道能夠再起動的收縮比范圍，但目前公開資料中還沒有給出詳細數(shù)據(jù)。Mahoney[4]通過研究，給出了進氣道面積收縮比、來流馬赫數(shù)的關(guān)系對其再起動性能的影響。梁德旺等[5-6]研究了進氣道內(nèi)收縮比、飛行高度和攻角對超聲速進氣道起動性能的影響，還研究了典型超聲速二元進氣道不起動和再起動過程，發(fā)現(xiàn)通過增大來流馬赫數(shù)使進氣道再起動過程也存在遲滯回路現(xiàn)象。張堃元等[7-10]通過風洞實驗和非定常數(shù)值仿真，研究了攻角動態(tài)變化對進氣道起動特性的影響。然而，這些都是針對型面設計階段的定幾何進氣道，沒有考慮彈體和進氣道布局形式對起動特性的影響。

本文針對某典型固沖發(fā)動機用雙下側(cè)布局二元混壓式進氣道的不起動-再起動特性，開展了高速風洞試驗和彈體/進氣道一體化數(shù)值仿真研究。通過試驗獲得了反壓變化下進氣道狀態(tài)由起動-不起動-再起動過程；同時，建立了彈體/進氣道一體化三維模型，通過數(shù)值仿真分析了雙下側(cè)布局形式的兩個進氣道在不同飛行狀態(tài)下的流場特性，研究了飛行狀態(tài)對不起動-再起動特性的影響。

1 風洞試驗與數(shù)值仿真模型

1.1 物理模型

本文研究的典型固沖發(fā)動機進氣道及其彈體如圖1及圖2所示，進氣道幾何型面中L=20.4Ht、H0=2.25Ht、H2=1.74Ht、δ2=1.75δ1、δ3=1.975δ1、δ4=2.5δ1。進氣道為后置腹下90°雙下側(cè)氣動布局方式，進氣道與彈體間有隔道。自由流氣體經(jīng)過彈體預壓縮，兩進氣道的三級外壓縮面壓縮后進入進氣道內(nèi)，經(jīng)過轉(zhuǎn)彎在圓形補燃室內(nèi)摻混。該進氣道工作馬赫數(shù)范圍為Ma=2.4～3.5，設計狀態(tài)為Ma=3.0(攻角α=2°)。

試驗模型后部與支撐機構(gòu)相連，并通過節(jié)流錐調(diào)節(jié)進氣道反壓。圖3為進氣道模型在風洞中的照片。

1.2 數(shù)值仿真模型

數(shù)值模擬采用基于密度的隱式求解器，應用Roe-FDS矢通量分裂格式，控制方程離散選用一階迎風格式。湍流模型選用標準k-ε模型，采用標準壁面函數(shù)。收斂準則為：殘差至少下降3個數(shù)量級，且進氣道出口截面流量穩(wěn)定。

采用ICEM生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對近壁網(wǎng)格進行局部加密。在無側(cè)滑工況下，彈體-進氣道結(jié)構(gòu)對稱、流場對稱，為節(jié)省計算量和時間，取1/2 的流場劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)目約為144萬。仿真?zhèn)然怯绊憰r對全流場劃分網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)目約為286萬，圖4給出了網(wǎng)格示意圖。計算中采用的邊界條件有壓力遠場、壓力出口、無滑移固壁和對稱邊界條件(1/2計算域時)等。

1.3 數(shù)值仿真模型校驗

為了驗證本文所用數(shù)值計算模型正確性，根據(jù)文獻[11]中德國亞琛工業(yè)大學的Herrmann等給出的進氣道結(jié)構(gòu)及超音速進氣道內(nèi)部壓縮的試驗研究結(jié)果，開展了相同工況下的數(shù)值仿真。

圖5給出了本文數(shù)值模擬的馬赫數(shù)分布圖和試驗紋影圖對比，圖6給出了本文數(shù)值模擬的壁面壓力分布與試驗結(jié)果對比。由圖5及圖6可看出，激波系結(jié)構(gòu)非常吻合，壓縮面和唇罩面壓力分布也較吻合，F(xiàn)LUENT仿真結(jié)果很好地反映了激波在隔離段內(nèi)的反射情況，準確預示了流動分離的位置。對比結(jié)果說明，本文選用的數(shù)值模擬算法和物理模型能較準確地模擬進氣道的內(nèi)外流場結(jié)構(gòu)，計算結(jié)果可信度較高。

2 結(jié)果與分析

本文主要研究反壓變化引起的進氣道不起動-再起動過程，以及來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角對進氣道不起動再起動特性的影響。數(shù)值仿真工況范圍為飛行高度H=10 km，來流馬赫數(shù)分別為Ma=2.5～3.5、攻角α=-2°～8°、側(cè)滑角β=0°～6°。風洞試驗模擬了轉(zhuǎn)級工況Ma=2.5、α=2°、β=0°條件下進氣道不起動-再起動過程。下面對仿真和試驗結(jié)果進行詳細分析。

2.1 轉(zhuǎn)級工況下進氣道不起動-再起動性能

圖7給出了Ma=2.5、α=2°、β=0°時不同反壓下進氣道對稱面馬赫數(shù)等值分布圖。可看出，當出口反壓等于來流靜壓時，進氣道內(nèi)流動全部為超聲速，隨著出口反壓增大，擴張段內(nèi)出現(xiàn)流動分離區(qū)，但主流依然是超聲速流，進氣道處于超臨界狀態(tài)；當出口反壓等于11倍來流靜壓時，進氣道喉道處出現(xiàn)結(jié)尾激波系，擴張段全部為亞聲速流，且在擴張段內(nèi)繼續(xù)減速增壓，進氣道處于臨界狀態(tài)；當出口反壓等于12.3倍來流靜壓時，結(jié)尾激波系穩(wěn)定在進氣道收斂通道后段，進氣道處于穩(wěn)定的亞臨界狀態(tài)。反壓繼續(xù)增加，結(jié)尾激波無法穩(wěn)定在收縮通道內(nèi)，將向上游移動到進氣道唇口，如圖7(e)所示。此時，無論維持或增大反壓，結(jié)尾激波都將向上游移動，進氣道進入不起動狀態(tài)。文獻[12]把結(jié)尾激波在進氣道進口時的反壓定義為“極限反壓”。

進氣道不起動后，考慮到發(fā)動機補燃室壓力波動幅度可能較大，壓力峰值會超過極限反壓。因此，先計算了1.3倍極限反壓下的流場，而后逐步降低反壓，直至進氣道再起動。

圖8給出了進氣道性能參數(shù)隨反壓變化，其中圖8(a)為總壓恢復系數(shù)，圖8(b)為流量系數(shù)。從圖8中可看出，進氣道性能參數(shù)隨反壓變化曲線呈現(xiàn)明顯的“遲滯環(huán)”變化，其中實線為進氣道反壓升高過程，反壓升到極限反壓pb=12.4p0之前，進氣道都處于起動狀態(tài)。虛線則為進氣道反壓降低過程，直至反壓降到pb=6.6p0，進氣道才能實現(xiàn)再起動。相同來流條件、相同反壓下，在不同過程中的起動特性是不同的，這就是進氣道起動的“遲滯環(huán)”現(xiàn)象。

圖9為風洞試驗中進氣道在不同反壓下的紋影照片。圖9(a)為進氣道的穩(wěn)定亞臨界狀態(tài)，反壓比達到最大pb=12.8p0，略高于數(shù)值計算的極限反壓，表明進氣道實際抗反壓能力更強。節(jié)流錐繼續(xù)前進，進氣道進入不起動狀態(tài)，如圖9(b)所示，由于捕獲的流量減少，反壓比開始下降，降至pb=9.8p0，仍無法實現(xiàn)再起動。節(jié)流錐后退，反壓比繼續(xù)下降，唇口外的脫體激波被吞入，進氣道再起動，隨捕獲流量增加，反壓比迅速上升至pb=11.9p0，如圖9(c)所示。

綜上所述，數(shù)值計算結(jié)果與風洞試驗結(jié)果吻合較好，表明由于反壓變化引起的進氣道不起動-再起動過程存在“遲滯環(huán)”現(xiàn)象。

表1 不同馬赫數(shù)下極限反壓

2.2 來流馬赫數(shù)對進氣道不起動-再起動性能影響

表1 為α=2°、β=0°時不同馬赫數(shù)下喉道總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)、極限反壓和再起動反壓。可看出，在一定范圍內(nèi)，隨來流馬赫數(shù)增加，喉道總壓恢復系數(shù)降低，流量系數(shù)先增加后不變，極限反壓和再起動反壓均升高，再起動反壓接近極限反壓的一半。

分析可知，來流馬赫數(shù)越大，來流總壓越高，但喉道總壓恢復系數(shù)降低，兩方面綜合影響結(jié)果是喉道氣流總壓升高，氣流抗反壓能力增強。

2.3 攻角對進氣道不起動-再起動性能影響

圖10為Ma=3.0、β=0°時不同攻角下流量系數(shù)隨反壓變化曲線,圖11為不同攻角下總壓恢復系數(shù)隨反壓變化曲線。由圖10、圖11可看出，在本文研究范圍內(nèi)，進氣道在正攻角下性能優(yōu)于負攻角，且攻角越大，進氣道性能越好，說明雙下側(cè)二元混壓式進氣道具有良好的正攻角性能。

表2為Ma=3.0、β=0°時不同攻角下極限反壓和再起動反壓。可看出，在本文研究范圍內(nèi)，攻角越大，喉道總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)越大，極限反壓越高。而再起動反壓則是先增大、后基本不變。

攻角α/(°)喉道總壓恢復系數(shù)σ流量系數(shù)φ臨界反壓極限反壓再起動反壓-20．6510．83014．4p014．5p010．2p000．7370．89517．9p018．3p010．4p020．7401．02219．0p019．8p010．9p040．7901．07220．5p021．3p011．0p080．8201．08021．0p022．0p011．1p0

分析認為，對于構(gòu)型一定的進氣道，決定進氣道再起動反壓的主要因素是進氣道進口前氣流總壓。當攻角α=-2°時，彈體對自由流預壓縮作用較強，進氣道進口前氣流總壓較低。因此，再起動反壓較低。隨著攻角增加，彈體的預壓縮作用減弱，進氣道進口前氣流總壓升高，進氣道再起動反壓也逐漸升高，當α≥2°時，彈體的預壓縮作用已經(jīng)相當弱。因此，進氣道的再起動反壓也將基本維持在11.0p0左右。

2.4 側(cè)滑角對進氣道不起動-再起動性能影響

側(cè)滑角影響的仿真工況為Ma=3.0、α=2°、β=2°、4°、6°。側(cè)滑角為正時，來流從彈體右側(cè)(沿飛行方向觀察)流向進氣道，右側(cè)進氣道為迎風側(cè)，左側(cè)進氣道為背風側(cè)。

圖12和圖13分別給出了反壓pb=16p0時背風側(cè)和迎風側(cè)進氣道在不同側(cè)滑角下進氣道對稱面馬赫數(shù)分布圖，從上到下依次為β=2°、β=4°、β=6°。由圖可看出，迎風側(cè)進氣道分離包位置更靠近流場上游，說明迎風側(cè)進氣道抗反壓能力低于背風側(cè)進氣道。

圖14給出了β=4°時進氣道性能參數(shù)隨反壓變化曲線。可明顯看出，背風側(cè)進氣道的總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)、出口馬赫數(shù)均比迎風側(cè)進氣道高，背風側(cè)進氣道性能優(yōu)于迎風側(cè)進氣道性能。

在β=2°工況下，當反壓pb=18.7p0時，如圖15所示，迎風側(cè)進氣道不起動，而背風側(cè)進氣道仍處在超臨界狀態(tài)，進氣道系統(tǒng)處于單側(cè)不起動狀態(tài)。此時雖然背風側(cè)進氣道處于起動狀態(tài)，但由于雙下側(cè)進氣道的布局特點，背風側(cè)進氣道外壓激波系受到迎風側(cè)進氣道弓形激波的干擾。仿真后發(fā)現(xiàn)，迎風側(cè)進氣道的弓形激波將破壞背風側(cè)進氣道外壓激波系，使得背風側(cè)進氣道也進入不起動狀態(tài)，如圖16所示。

綜上分析可知，在側(cè)滑情況下，雖然兩側(cè)進氣道流場特性和抗反壓能力不同，但只要一側(cè)進氣道進入不起動狀態(tài)，而反壓又沒用迅速降低，就會干擾另一側(cè)進氣道，使得兩側(cè)進氣道都不起動。因此，本文將迎風側(cè)進氣道的極限反壓定義為雙下側(cè)進氣道的極限反壓。

表3為Ma=3.0、α=2°時不同側(cè)滑角下喉道總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)和極限反壓。其中，喉道總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)均為迎風側(cè)進氣道的性能參數(shù)。可看出，在β=0°～6°范圍內(nèi)，隨側(cè)滑角增大，喉道總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)均降低。因此，迎風側(cè)進氣道極限反壓降低，雙下側(cè)進氣道的極限反壓降低。

表3 不同側(cè)滑角下迎風側(cè)極限反壓

圖17給出了Ma=3.0、α=2°、β=4°進氣道性能參數(shù)隨反壓變化。

可看出，在側(cè)滑情況下，反壓變化引起的兩側(cè)進氣道的不起動/再起動過程均存在“遲滯環(huán)”現(xiàn)象，但兩側(cè)進氣道性能參數(shù)并不一致，再起動過程也不同步。在反壓升高過程中，兩側(cè)進氣道均處于起動狀態(tài)，迎風側(cè)進氣道性能參數(shù)始終比背風側(cè)進氣道低，升到極限反壓pb=17.0p0時，兩側(cè)進氣道都進入不起動狀態(tài)。在反壓降低過程中，兩側(cè)進氣道性能基本一致，降到pb=10.8p0背風側(cè)進氣道起動，但迎風側(cè)進氣道不起動，直至反壓降到pb=8.7p0時，迎風側(cè)進氣道才啟動。

表4 給出了Ma=3.0、α=2°時不同側(cè)滑角下進氣道極限反壓和再起動反壓。彈體側(cè)滑角大于4°時，彈體對進氣道流場影響變大，迎風側(cè)流場比背風側(cè)惡劣，因此，迎風側(cè)進氣道再起動明顯滯后于背風側(cè)進氣道。在0°～6°范圍內(nèi)，隨側(cè)滑角增大，背風側(cè)進氣道再起動反壓基本不變，迎風側(cè)進氣道再起動反壓顯著降低。

表4 不同側(cè)滑角下極限反壓和再起動反壓

從表4 也可看出，進氣道進口前氣流總壓是決定進氣道再起動反壓的主要因素。當彈體攻角α=2°，側(cè)滑角變化時，背風側(cè)進氣道受彈體干擾較小，再起動反壓基本不隨側(cè)滑角變化，維持在11.0p0左右。對于迎風側(cè)進氣道，當側(cè)滑角β≤2°時，彈體干擾較小，再起動反壓也接近11.0p0，當側(cè)滑角β≥4°時，隨側(cè)滑角增大，彈體干擾增強，再起動反壓逐漸降低。

3 結(jié)論

(1)由于反壓變化引起的進氣道不起動-再起動過程存在“遲滯環(huán)”現(xiàn)象。

(2)進氣道極限反壓與來流總壓、進氣道喉道總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)相關(guān)。在本文研究范圍內(nèi)，隨來流馬赫數(shù)增加，自由流總壓和流量系數(shù)均提高，喉道總壓恢復系數(shù)降低，進氣道抗反壓能力增強。隨攻角增大，進氣道總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)均提高，進氣道抗反壓能力增強。

(3)進氣道入口前氣流總壓是決定進氣道再起動反壓的主要因素。來流馬赫數(shù)越大，氣流總壓越高，再起動反壓越高，與極限反壓相比，降低35%～49%。攻角越大，彈體干擾越弱，入口前氣流總壓越高，再起動反壓越高，α≥2°后彈體干擾極弱，再起動反壓基本維持不變，與極限反壓相比，降低30%～50%。

(4)在側(cè)滑情況下，背風側(cè)進氣道抗反壓能力強于迎風側(cè)進氣道。當迎風側(cè)不起動后，迎風側(cè)脫體激波干擾背風側(cè)進氣道的外壓縮激波系，使背風側(cè)進氣道也進入不起動狀態(tài)。

(5)在側(cè)滑情況下，兩側(cè)進氣道再起動不同步。背風側(cè)進氣道受彈體干擾小，再起動反壓基本不隨側(cè)滑角變化，與極限反壓相比，降低41.7%～49.87%；對于迎風側(cè)進氣道，隨側(cè)滑角增大，彈體干擾增強，再起動反壓低于背風側(cè)進氣道，與極限反壓相比，降低34.5%～44.4%。

[1] Takasaki S,Churchill B J,Fujimoto A,et al.Inlet unstart influence on aerodynamic characteristics of next-generation supersonic transport(SST)[J].SAE Transactions,1998,107:5546.

[2] Zha Ge-cheng ,Doyle Knight,Donald Smith.Numerical investigation of HSCT inlet unstart transient at angle of attack [R].AIAA 98-3583.

[3] Emami,Trexler A,Auslender H,et al.Experimental investigation of inlet combustor isolators for a dual mode scramjet at a Mach number of 4[R].NASA-TP-3502,1995.

[4] Mahoney J J.Inlets for supersonic missiles[M].Washingten: AIAA Education Series,1990.

[5] 梁德旺,袁化成,張曉嘉.影響高超聲速進氣道起動能力的因素分析[J].宇航學報,2006,27(4)：714-719.

[6] 袁化成,梁德旺.高超聲速進氣道再起動特性分析[J].推進技術(shù),2006,27(5)：390-393.

[7] 郭斌.攻角動態(tài)變化對高超進氣道性能影響研究[D].南京：南京航空航天大學,2009.

[8] 郭斌,張堃元.側(cè)壓式進氣道攻角動態(tài)變化對其起動特性影響的風洞試驗研究[C]//第一屆高超聲速科技學術(shù)會議.云南麗江,2008.

[9] 郭斌,張堃元.攻角動態(tài)變化的側(cè)壓式進氣道風洞實驗[J].航空動力學報,2009,24(7)：1601-1605.

[10] 劉凱禮,張堃元.迎角動態(tài)變化對二元高超聲速進氣道氣動特性的影響[J].航空學報,2010,31(4)：709-714.

[11] Herrmann C D,Koschel W W.Experimental investigation of the internal compression of a hypersonic intake[R].AIAA 2002-410.

[12] Van Wie D M,Kwok F T,Walsh R F.Starting characteristics of supersonic inlets[R].AIAA 96-2914.