一種可變內收縮比的進氣道自起動數值仿真

潘鵬宇，俞宗漢，周揚，王瑞林

(南京航空航天大學 能源與動力學院 ，江蘇 南京 210016)

0 引言

在當前強調空天一體化的國際形勢下，世界強國都在加快高速飛行器的發展[1-3]。高速飛行器的發展將成為人類飛行器發展史上一個重要的里程碑。進氣道作為高速飛行器的“龍頭”部件，其工作狀態關系著整個發動機性能。高速飛行狀態時，一種處于起動狀態的進氣道能夠向下游發動機提供品質優良的空氣，是發動機穩定工作的前提，一旦進氣道處于不起動狀態，會造成其工作性能急劇下降，嚴重時會造成發動機熄火。經研究表明[4-7]:進氣道內收縮比影響著進氣道的自起動性能，適當降低進氣道內收縮比可以提高進氣道自起動能力。進氣道內收縮比是指內壓段進口高度與喉道高度之比。調節進氣道唇口角度和喉道高度均可改變進氣道內收縮比。

KANTROWITZ A等在一維無黏流動的前提下，假使進氣道處于臨界條件，此時進口處出現一道正激波，氣流在喉道截面為臨界音速，喉道馬赫數=1，氣流從進口至喉道，流量始終守恒，推導出自起動的極限內收縮比公式[8]；VAN WIE D等參考了大量二元高速進氣道的實驗結果，通過對實驗數據的分析，擬合了能夠預測進氣道自起動的極限收縮比曲線[9]，是國外較早通過實驗研究進氣道自起動極限收縮比的學者之一；國內馮定華等設計一套可旋轉唇口的二元進氣道，通過旋轉唇口角度改變進氣道內收縮比，并對不同內收縮比下進氣道自起動過程開展了實驗研究[10]。

本文設計了一套調節喉道高度的變幾何機構，通過調節喉道高度改變進氣道內收縮比，對不同內收縮的進氣道開展數值仿真研究，探究了相關進氣道自起動過程，并得到可使進氣道自起動的極限內收縮比。

1 研究對象

本文設計的變幾何機構由轉動壓縮板1、轉動圓弧板2、作動喉道板3、轉動圓弧板4和轉動伸縮板5五個可動部件構成(圖1)。1左端與進氣道第二級壓縮段鉸接，5右端與進氣道渦輪通道鉸接，1-4之間通過鉸鏈連接，5可在4中滑動伸縮，3下方安裝了作動筒，可驅動3沿圖中豎直方向上下作動，整個變幾何包括5個可動部件，5個轉動副，2個滑動副，整套機構自由度為1。在變幾何的過程中，作動筒驅動主動件3單自由度豎直向下作動，便可以調節進口高度Hc和喉道高度Ht，進而改變進氣道內收縮比ICR。

圖1 變幾何機構原理圖

2 數值仿真方法

2.1 模擬進氣道自起動方法

國內外學者對進氣道的自起動特征開展了一系列數值仿真研究，常用的數值仿真方法可歸納為以下3種：

1)在設置邊界條件的過程中，將進氣道的出口設置為壁面條件，在某一馬赫數下開展數值仿真工作。進氣道出口由于被設置為壁面，內通道流動產生壅塞，獲得進氣道不起動流場結果。然后將進氣道出口改為超音出口或壓力出口，以獲得的不起動流場結果進行續算，若續算的最終結果顯示分離包被吞入喉道，進氣道具有起動狀態的流動特征，則此進氣道在某一馬赫數下具有自起動能力。該方法屬于一種定常的計算方法。

2)以一較低的馬赫數為初始條件進行仿真，獲得進氣道在低馬赫數下的不起動流場，在此不起動流場的結果上逐漸增大來流馬赫數；數值收斂后繼續增大來流馬赫數，直至增加到某一馬赫數，流場收斂后若結果顯示分離包被吞入喉道，進氣道具有起動狀態的流動特征，則此進氣道在某一馬赫數下具有自起動能力。該方法也屬于一種定常的計算方法。

3)進行非定常加速起動的數值仿真，隨著時間的增加，來流馬赫數逐漸增大，此時內流通流動特征也在隨時間的增加而變化；當分離包被吞入喉道，進氣道具有起動的流動特征，則此時刻對應的來流馬赫數即為自起動馬赫數。該方法屬于一種非定常的計算手段。

以定常的方式進行數值仿真可以節約大量的計算時間和計算機儲存資源，目前國內學者通常采用第2)種方法進行進氣道自起動數值仿真。本文采用第2)種定常逐漸增加馬赫數的方法開展進氣道自起動過程仿真工作。

2.2 數值計算方法

計算湍流模型采用k-e湍流模型，采用標準壁面函數進行修正，壁面采用無滑移壁面，出口采用壓力出口。進氣道造型采用結構化網格。考慮到進氣道的對稱性，本文采用一半進氣道造型進行數值仿真，近壁處網格進行加密，壁面附近y+在30～60之間，滿足湍流模型要求，總網格數量約450萬(圖2)。

圖2 進氣道網格劃分及邊界條件設置

3 分析與討論

圖3所示為設計態下不同內收縮比情況下的對稱面Ma云圖。ICR=2.32時，進氣道內收縮比最大，進氣道處于不起動狀態，內壓段前段至喉道處存在大分離包。分離包具有較高的逆壓梯度，氣流只能從分離包與上壁面所夾的空間中流入內通道，進氣道內通道處于壅塞狀態。分離包前緣處誘導出一道分離激波，分離激波與外壓段波系相互干涉，形成一道彎曲溢流激波。隨著內收縮比的減小，分離包逐漸減小，內通道流通空間逐漸增大，唇口外側溢流激波逐漸向唇口的方向移動；ICR=1.91時，分離包明顯減小，內通道流通空間明顯增大，此時唇口前出現一道脫體弓形波；ICR=1.85時，唇口激波出現，進氣道外強溢流激波消失，但進氣道內流道仍存在大面積分離區，進氣道處于臨界不起動狀態，分離激波與唇口激波在內流道內相互干涉；ICR=1.79時，原本存在內通道的大片分離區被吞入喉道，唇口斜激波出現并打在下壁面，在激波附面層干擾下，下壁面出現了微小的分離區，進氣道內壓段流動順暢，進氣道處于起動狀態，來流性能品質恢復正常。

圖3 設計態下不同內收縮比Ma云圖

圖4為不起動狀態二維流線圖。分離包與進氣道上壁面形成了氣動喉道，但氣動喉道面積遠遠小于真實喉道面積，氣流在新氣動喉道面積處嚴重壅塞；進氣道入口前出現溢流激波，氣流在溢流激波的作用下發生偏轉，向進氣道外側溢流，只有部分來流經氣動喉道流入進氣道內通道。流線圖表明分流包內存在著大片的回流區，這是由下壁面低能流在高逆壓梯度下產生的，內收縮比越大，氣流壓縮程度越高，內壓段逆壓力梯度越高，進氣道越易發生不起動狀態。當不起動狀態發生時，壁面附近的低能流在高逆壓梯度的作用下發生回流，形成分離包，分離包誘導分離激波與外壓段斜激波相互干涉產生強溢流激波，造成進氣道性能急劇下降。

圖4 不同內收縮比不起動狀態流線圖

設計態下不同內收縮比下的喉道性能參數如圖5所示。內收縮比越小，分離包與上壁面形成的氣動喉道面積越大，弓形激波離唇口越近，唇口溢流量逐漸減小，進氣道流量系數逐漸增大；不起動狀態下，各內收縮比對應的喉道馬赫數始終維持音速附近，相差不大，但起動狀態恢復后，進氣道內壓段流動通暢，喉道馬赫數大幅度增加，且總壓恢復和流量系數等評價進氣道性能指標的參數遠大于不起動狀態，因此一個保持起動狀態工作的進氣道對飛行器至關重要。

圖5 不同內收縮比下的喉道性能參數

4 結語

1)低能流在高逆壓力梯度的作用下形成回流，進氣道下壁面出現大片的分離區，分離區與上壁面形成了新的氣動喉道，新氣動喉道面積較小，產生內流道壅塞狀態，造成了進氣道不起動。

2)設計了一套變幾何機構，該變幾何機構簡單可調，易于控制。采用變幾何輔助措施提升進氣道自起動性能，其原理在于減小進氣道內收縮比，降低內壓段逆壓力梯度，避免低能流發生回流，形成大面積分離區。本文采用變幾何輔助措施后，進氣道能夠實現自起動，自起動極限內收縮比為1.79。

3)逐漸減小內收縮比，使進氣道由不起動至起動的自起動過程中，溢流激波逐漸向唇口靠近，出口流量系數逐漸增大。當進氣道恢復起動狀態后，存在于內壓段的分離區和唇口外的溢流激波消失，進氣道喉道性能參數大幅度上升。