基于離散等收縮比的前體/進氣道流向雙乘波一體化設計

鄔婉楠 肖雅彬 , 王立堯 岳連捷 楊 理

* (中國科學院力學研究所,高溫氣體動力學國家重點實驗室,北京 100190)

? (重慶交通大學航空學院,重慶 400074)

引言

高超聲速技術是指能使飛行器在大氣層內高超聲速機動飛行成為可能的技術,是多學科、多目標融合的新興技術[1].以超燃沖壓發動機為動力的高超聲速飛行器可在大氣層或跨大氣層中以馬赫5 以上的速度飛行,在空間運輸、國家空天安全等領域擁有重要的政治和軍事價值[2],是目前最具應用潛力的飛行器,也是各航空航天大國競爭的焦點[3].

高超聲速飛行器的性能同時依賴于飛行器本身的氣動布局和其所搭載的動力系統.從動力系統層面看,為了吸入高超聲速來流、以及讓排氣盡可能完全膨脹,進排氣部件不可避免地依賴更大的尺寸設計.這一特點決定了高超聲速飛行器動力系統中的進排氣無法像亞聲速或超聲速飛行器中的對應部件一樣以較小的飛行器氣動性能代價來完成設計.進排氣系統較大的幾何尺寸及其中更為復雜的內外流強耦合流動對飛行器的氣動特性將帶來重要影響.因此,高超聲速飛行器必須將氣動布局和壓縮系統的氣動外形綜合設計,才能真正解決高超聲速飛行中的內外流強耦合問題,真正意義上完成具備技術可實現性的飛行器設計方案[4-5].而進氣系統位于飛行器最前端,直接對來流進行減速增壓,因此前體/進氣道一體化設計對超燃沖壓發動機效能的發揮起著決定性作用.

20 世紀50 年代至今,前體/進氣道一體化設計得到了長足的發展.研究經驗表明,一體化的性能不僅依賴于前體和進氣道單個部件性能,更受限于二者在幾何和氣動上的光滑過渡[6].一體化設計首先需要考慮的問題是布局方式.目前主要有兩種一體化布局.(1) 獨立進氣布局,即進氣道直接壓縮來流.獨立進氣可進一步分為頭部進氣[7]、翼身融合[8]、雙旁側進氣[9]以及背部進氣[10].俄羅斯的“冷計劃”、美國的HRE 計劃以及Hyfly 計劃中的進氣道均采用了獨立進氣布局[7].這種布局的優點是可避免前體激波與進氣道初始激波相互干擾誘導的復雜波系結構,性能較優.但是獨立進氣布局中進氣道占有較大空間,壓縮了飛行器的有效容積率,降低了飛行器的升阻比.(2) 前體與進氣道流向串聯,即來流先經過前體預壓縮再進入進氣道.以串聯布局為代表的飛行器有: 搭載超燃沖壓發動機的HAWC 高超聲速巡航導彈[11]、搭載渦輪基組合循環發動機的SR-72 高超聲速飛機[12],以及俄羅斯于2021 年發射的“鋯石”高超聲速導彈[13].該布局可提升飛行器的升阻比,壓縮效率高;但是前體壓縮后的非均勻來流、從前體發展起來的邊界層以及前體激波與進氣道初始激波的相互干擾通常會惡化一體化構型的性能[14].二者串聯融合的方式林林總總,或依據激波形狀定制捕獲型線[15],或前體基準流場與內轉式基準流場相慣[16].然而,由于缺乏可靠的一體化氣動融合手段,研究人員更關注前體和進氣道的幾何融合,進氣道的設計往往基于均勻來流.喬文友[17]基于非均勻來流提出了一體化的設計方法,從無黏的角度解決了進氣道基準流場與前體基準流場的氣動融合問題.但是由于激波的存在性尚未被解決,前體激波的給定很難從性能的角度出發,因此該方法具有一定的局限性.前體與進氣道共用基準流場的方法盡管也是解決前體激波對進氣道性能干擾問題的途徑[18],但這限制了前體和進氣道設計自由度與其效能的發揮.從設計方法的角度,目前前體和進氣道主要采用無黏設計,無法計入黏性對性能的影響.優化手段可以弱化非均勻來流的影響,但是本質上沒有解決前體與進氣道氣動融合的問題.

無論何種布局,一體化設計必須面對的挑戰還有變截面問題.從不同部件的角度出發,流道截面的理想形狀往往不同.從一體化的角度,模塊化發動機的進氣道理想入口截面應為近似矩形以便于多模塊發動機并排安裝;而從燃燒室的角度,圓形截面燃燒室對熱、壓力負荷的抵抗能力要優于矩形燃燒室[19],且圓形流道不存在角區流動,具有更好的流場品質.要同時滿足不同部件對流道幾何型面的要求,需要發展高超聲速變截面流道設計方法.近年,變截面進氣道設計得到了廣泛研究,主要分為以下3 類.(1) 基于流線追蹤的曲面加權融合法[20].即在同一個基準流場中分別根據入口形狀和出口形狀使用流線追蹤生成兩個型面,然后利用數學方法將兩型面加權生成變截面進氣道.此方法的代表是Smart 等[19]提出的REST 變截面進氣道設計方法,將兩族流線通過數學加權融合并不是按照氣體動力學規律進行的,因此所得到的流場不能保持基準流場的特性.(2) 密切軸對稱變截面流道設計方法.尤延鋮等[21-22]采用Sobieczky 提出的密切軸對稱理論發展了此方法,利用一系列共軸的、具有相同母線和不同中心體半徑的軸對稱基準流場實現變截面幾何過渡,但是沒有對反射激波進行處理,氣流在反射激波及其后存在較強橫向流動,因此隔離段內存在多道激波反射,流動均勻性有待提高.(3) 直接優化法.馬里蘭大學的Sabean 等[23]基于CFD 的直接優化方法完成矩形轉圓形變截面進氣道設計,優化目標是使出口壓力均勻.優化設計方法的計算量對優化空間維數十分敏感,當幾何型面需要被精確刻畫時,優化空間的維數大量增加,計算量顯著增大.且該方法以出口壓力均勻度為優化目標,壓力的均勻度并不能代表其他流動參數的均勻度.

面向總體約束,一體化設計不可避免地需要將進氣道置于前體壓縮后的非均勻流中,如何從氣動的角度融合二者的基準流場,實現符合氣動規律的流道變截面設計,保證出口流動參數均勻,對提升動力系統的推力性能與飛行器氣動性能至關重要.為此,本文首先從理論上給出了進氣道出口參數均勻的條件,然后基于該條件提出了新的前體/進氣道一體化設計方法,采用數值模擬的手段初步研究了一體化構型的性能,與現有研究的區別在于: (1) 從理論上滿足流場均勻的前提;(2) 進氣道截面變化符合氣動規律;(3) 前體/進氣道基準流場氣動融合,進氣道完全基于非均勻來流設計.

1 基于離散等收縮比的前體/進氣道一體化設計

為了使流道變截面符合氣動規律,實現流場出口參數均勻,研究團隊提出了均勻來流條件下的離散等收縮比的變截面進氣道設計方法.現欲將離散等收縮比的思想推廣到腹部進氣布局的一體化設計中,從氣動角度實現基于非均勻來流的變截面進氣道設計,進而實現腹部進氣布局中的前體/進氣道一體化氣動融合設計.為此,簡要介紹基于離散等收縮比的流道設計方法,具體請參閱文獻[24].

1.1 局部收縮比處處一致的理論依據

進氣道的壓縮過程是一個熱力學過程,在此過程中,兩個獨立的熱力學量唯一確定其他所有熱力學量,速度等氣動參量可基于能量守恒關系獲得.因此,進氣道出口均勻等價于流場中某兩個熱力學量/氣動參數均勻.壓比π30(流管出口壓力與入口壓力之比)與總壓恢復 σ30(流管出口總壓與入口總壓之比)是進氣道設計中兩個重要的性能參數,決定了進氣道的壓縮效率且對發動機的推力有重要影響.不失一般性,將π30與 σ30作為兩個獨立的熱力學量.圖1 所示是任意的流管,基于熱力學定律和能量守恒,可以推導出該流管的收縮比Cr03,π30與σ30的關系

圖1 流管示意圖Fig.1 Schematic diagram of stream tube

圖2 在π30-σ30平面上繪制了收縮比及出口馬赫數等值線.其中,黑色曲線為收縮比等值線,紅色曲線為出口馬赫數等值線.任何一根收縮比等值線具有總壓恢復極小值點,這些點連成一條直線,我們稱之為熵極大線,這條線剛好是出口馬赫數為1.0 的等值線.它將平面分成上下兩部分,上部為超音速流動,下部為亞音速流動.對于一根收縮比固定的流管,其總壓恢復、壓比和出口馬赫數等參量的變化僅有一個自由度,當其中任意一個參量給定時,其他參量被唯一確定.如果要求兩根流管具有相同的入口和出口參數,那么二者的收縮比必須是相同的.因此,為了實現均勻的流場,需在設計上保證流場中所有流管的收縮比是相等的,這便是等收縮比設計方法的理論依據.

圖2 流管收縮比及出口馬赫數等值線Fig.2 Contraction ratio and outlet Mach number contours of stream tube

圖3 矩形轉圓形進氣道 (垂直于來流方向)Fig.3 Rectangular to circular inlet (perpendicular to the direction of freestream)

1.2 基于流管劃分的進氣道設計

1.2.1 流管劃分

為了闡述流管劃分方法,以均勻來流為例,闡述如何基于該方法設計變截面內轉式進氣道.需要明確的是,該方法適用于任何給定進出口形狀的變截面流道設計.

流管劃分由進氣道頂部對稱面T0開始,將頂板捕獲線劃分為線段T0T1,T1T2,···,TN-1TN,側板與頂板的交點為TN.對于T0T1,容易求得位于對稱線上的S0,使該流管的入口S0T0T1與出口S0C1C0的面積之比等于進氣道總收縮比Cr03.同理,根據Ti,Ti+1和Si的位置,容易求得位于對稱線上的Si+1,滿足收縮比Cr03.

側板劃分方法與頂板類似,只是側板的長度需要根據設計目標定制.側板捕獲線被等分為TNTN+1,TN+iTN+i+1,···,隨著i的增加,劃分進行到圓形出口的下部,流管的出口面積開始急劇減小而入口面積SiSi+1Ti+1Ti變化緩慢,因此流管相鄰邊界的夾角越來越小,軸對稱流動的半徑|ON+iTN+i|趨于無窮大,接近二維流動,此后將不存在內收縮的流管.因此,側板捕獲線的長度有一個極限,當內收縮流管變為二維流管,便達到側板的極限長度.

根據極限原理,可將圖4 中的子流管近似理解為圖5 中以Oi為對稱軸、以TiCi為母線的軸對稱流動.該流場由母線TiMNCi、半徑為Rc=|OiSi|的中心體圍成,軸對稱入射激波TiP與中心體交于P,為了使總壓恢復最大化,反射激波RS 應打在肩點Ci,即軸對稱流場是消波的.對每一個軸對稱流場中的型線進行優化設計,優化目標為該流場的總壓恢復,在收縮比一致的情況下,通過調整每個軸對稱流場的長度,保證流量加權平均總壓以及其他流場參數一致.

圖4 流管立體結構Fig.4 3D structure of streamtube

圖5 虛擬的軸對稱流場Fig.5 Virtual axisymmetric flowfield

1.2.2 流管匹配方法

為確保進氣道流場中流管的存在性,流管之間應該完全沒有橫向流動,即相鄰的軸對稱流動中的一個必須是另一個的子集.由于每個軸對稱基準流場的中心體半徑與長度的比例不同且入射激波是向內彎曲的,不同中心體半徑的軸對稱流場并不相似,因此不能保證相鄰兩個軸對稱流動中的一個是另一個的子集,所以流管間存在橫向流動.然而,軸對稱內收縮流場的入射激波僅在靠近中心圓柱的一小段區域才會顯著彎曲,同時每個流場的長高比接近,所以入射激波后的大部分遠離中心圓柱的區域橫向壓力梯度不顯著,僅在靠近中心體反射點處有所增強.橫向壓力梯度最大的位置在初始激波的反射點處,即圖5 中的P點.因此,在組合流管時使所有P點的x向位置相同,遠離P點的區域流動的二維性增加,壓力梯度會自動減弱.最終,這些流管的外緣就組成了進氣道的型面.

1.3 前體/進氣道一體化氣動融合設計

一體化布局與飛行器的具體任務及其所搭載的動力系統相關,很難說某一種前體會具有壓倒性的優勢.乘波前體具有較高的升阻比,來流通過乘波體的預壓縮會變為非均勻流,因此選取錐導乘波體作為前體來驗證方法的可行性.前體/進氣道一體化設計的難點在于二者壓縮方式通常不同;就乘波前體/內轉式進氣道而言,經過前體壓縮后,氣流的方向轉變為外錐流動,而內轉式進氣道需要將前體壓縮后發散的流動轉變為內收縮流動.外乘波前體與內轉式進氣道的一體化流場是一個三維流場,除對稱面以外,流線不會在任何一個平面內,因此傳統的基于均勻來流的流線追蹤設計方法及其變體在解決二者氣動融合問題時將遭遇困難.

本文將前體和進氣道視為一個廣義的進氣道,首先選取前體壓縮角為 4.4°,在Ma6.5 的來流條件下基于圓錐外流和流線追蹤技術生成錐導乘波體,如圖6 所示.

圖6 錐導乘波體Fig.6 Cone-derived waverider

在已知前體流場的基礎上,將文獻[24]所述的基于均勻來流的二維(軸對稱)設計方法拓展為三維設計方法,將待設計的流場拆分成一族背靠背的三維流管,然后逐一對每個三維流管進行設計.在圖7中,A1A2A4A3-B1B2B4B3 是上述的一個三維流管在捕獲面內的投影,A1A2B2B1 是外乘波體的被流管劃分出的一部分,A2A3B3B2 是內轉式進氣道的主壓縮面被流管劃分出的一部分;A4E1F1B4 是唇口被流管劃分出的一部分;A1A4B4B1 是捕獲面被流管劃分處的一部分,A3E1F1B3 是轉平的進氣道出口面積被流管劃分出的一部分.在已知前體流場的基礎上首先可以直接得出A1A2B1B2 的幾何形狀.使A1A4B4B1 的面積與A3E1F1B3 的面積之比等于進氣道的總收縮比,由此,點A3,A4,B3,B4,E1 和F1 在捕獲面內的坐標已知.接下來優化設計確定A3,A4,B3,B4,E1 和F1 的坐標.優化目標是總壓恢復及唇口反射激波A4B4B3A3 在隔離段起始處(肩點)消波,由此獲得此流管的三維外形.優化設計從對稱面開始,依次向遠離對稱面的方向進行,每個優化設計所得流管都與即將優化設計的流管有一個共有流面,因此,每個待設計的流管只需設計一個新的未知流面.重復上述過程,待所有的流管設計完成后,將流管按照上述提到的方式匹配.即得到待設計的進氣道外形.

圖7 三維流管的劃分Fig.7 Division of 3D stream tube

獲得的一體化構型如圖8 所示.其中綠色的部分為外錐乘波前體,藍色部分為進氣道.進氣道的捕獲型線為非規則多邊型曲線.由于完全基于非均勻來流設計,進氣道的入口在對稱面呈現類剪刀型.進氣道出口為橢圓形,入口到出口的過渡完全符合氣動規律.為了增強自起動能力,進氣道內收縮段布置了抽吸腔,布置抽吸腔是工程上最常用的提升進氣道起動及抗反壓能力的手段.由于優化過程中直接考慮了黏性作用,因此無需對構型進行邊界層修正.這也是該設計方法的一個優勢.邊界層修正的方法可在一定程度上規避黏性對性能的影響,然而,邊界層的發展十分復雜,目前修正的手段多基于經驗公式,該設計方法在優化的過程中,以“黑匣子”的方式計入了黏性的影響,因此不需要對構型進行額外的修正.

圖8 一體化構型三視圖Fig.8 Three views of forebody/inlet integrated configuration

2 性能研究

2.1 數值方法

采用有限體積法求解流場,對流采用二階迎風格式,通量分裂采用AUSM 格式.氣體物性參數采用分段多項式擬合,黏性系數采用Sutherland 公式,湍流模型選用k-wSST.使用ICEM CFD 生成四面體-三棱柱混合網格,邊界層網格共28 層,首層厚度為0.01 mm,總厚度為30 mm.計算區域為對稱模型的一半,如圖9 所示,網格數量為270 萬.入口條件為壓力遠場,出口條件為壓力出口,前體、進氣道及隔離段為無滑移絕熱壁面.本文綜合以往的經驗,對前緣進行了3 mm 的鈍化處理.進氣道的攻角、反壓特性及起動特性等都是工程上較為關注的性能,本文基于數值模擬方法初步考察Ma5,Ma6 和Ma7,攻角-2°～ 6°范圍內一體化的性能.由于研究的目的是初步驗證所提出一體化方法的有效性,因此暫不關注進氣道的性能邊界.此外需要說明的是,文中所給出的總壓恢復、壓比和馬赫數等都是隔離段出口參數.隔離段是吸氣式發動機的重要部件,它可以有效隔離燃燒室產生的反壓,進而拓展進氣道的工作裕度.從進氣道出口到隔離段出口,即使進行消波設計,黏性損失也是不可避免的.因此,隔離段出口的性能參數才最具備參考意義.本文的主要目的是對設計方法的初步驗證,一體化構型尺寸較小,網格數量相比于文獻[25-26]較少,但是從文獻[5]和文獻[27-28]看,該數量級的網格可用于研究一體化構型的基本性能和捕捉波系結構.此外,本文所采用的數值模擬方法已經在超聲速流動中得到了廣泛應用[29-31],在此不做額外驗證.

圖9 計算域及計算網格Fig.9 Computational domains and computational grids

2.2 通流特性

圖10 和圖11 分別為來流Ma6.5 和攻角0°時一體化構型的流場結構.前體激波為軸對稱外錐激波,進氣道初始激波為非軸對稱彎曲激波.在設計點,唇口會有少量的溢流,如果設計點激波封口,來流馬赫數大于設計馬赫數時,激波會打在唇口下游,誘發激波/邊界層干擾,惡化進氣道的氣動性能.肩點的消波設計阻止了激波在隔離段內的反射,提高了壓縮系統的總壓恢復.隔離段出口的總壓恢復為0.464,隔離段內未見激波的反射結構.由于進氣道的設計完全以前體壓縮后的流場為來流條件,前體激波與進氣道的激波是完全匹配的,來流的非均勻性對進氣道性能的影響已被考慮在內.抽吸腔泄除了約1%的低能流,設計點流量捕獲率可達0.945,出口馬赫數為3.13.前體激波和進氣道初始激波相交于V 型唇口,一體化構型呈現出良好的多重乘波特性.隔離段出口未發展出較厚的邊界層,核心流占比大,盡管沒有給出邊界層的物理模型,設計之初將邊界層考慮在內而不是設計之后再修正,可以提升一體化構型的性能.對稱面流場波系結構初步驗證了本文所提出的一體化方法的有效性.

圖10 對稱面流場結構Fig.10 Symmetrical plane flowfield structure

圖11 軸側圖的馬赫數云圖Fig.11 Contour of Mach number in flowfield isometric view

為詳細描述流場結構,現沿著流向截取11 個流動切片加以分析.如圖12 所示,切片S1 和S2 位于前體,用以觀察前體激波;切片S3,S4 和S5 位于進氣道外壓縮段,用以觀察進氣道初始激波和前體激波的復合乘波特性;切片S6 在V 型唇口尖端附近,用于觀察進氣道初始激波在唇口處的匯聚特性;S7 和S8 位于進氣道的內收縮段,用以觀察進氣道反射激波特性;S9 和S10 用以觀察隔離段內的流動特性,S11 用于觀察隔離段出口特性.

圖12 流向切片位置Fig.12 Location of slices along x-direction

圖13 是上述11 個流向切片的流場結構.從切片S1,S2 和S3 可見,前體乘在圓錐激波上.S4 位于V型唇口前緣,與內收縮段的頂面、側板和唇口相交,可見進氣道初始激波為非軸對稱的凹面,進氣道激波與前體激波在唇口附近交匯.S5 進一步顯示出進氣道激波的一般形狀,相比于上游的內轉激波,該處激波內凹程度增大,并在唇口附近匯聚為一條豎直的激波反射線,從S6 可以看到這一趨勢.進氣道初始激波的形狀進一步說明了發展基于非均勻來流一體化設計方法的必要性.非均勻來流影響下的進氣道激波呈現復雜的三維特性,與均勻來流條件下的激波形狀截然不同.初始激波經過反射后成為非軸對稱的三維曲面,將向內收縮的三維流場一次轉平并送入隔離段,這個三維反射激波被切片S7 顯示.S8 和S9 展示隔離段內部的流動特性,可以看出核心流占比大.從S10 和S11 可見流向對渦結構,流向渦是內轉式進氣道特有的流動結構,其起源于喉道,由于存在橫向流動,在橫向壓力的作用下,邊界層向兩側偏轉,在出口處形成對渦.在對渦附近,馬赫數相對較低.圖14 給出了隔離段出口的展向速度、縱向速度與軸向速度的比值.氣流基本與隔離段平行,y方向受到流向渦的影響,偏轉角的絕對值最大為5°左右.除了隔離段上側氣流角展向偏轉較大外,大部分區域都基本接近0,而縱向偏轉角十分均勻,基本接近0,這實現了反射激波將來流轉平送入隔離段的設計初衷.

圖13 設計點x 向切片流場結構Fig.13 Flowfield structure of slices along x-direction

圖14 隔離段出口氣流速度角Fig.14 Air velocity angle at the isolator exit

2.3 攻角特性和側滑特性

一體化構型的攻角特性是決定其工作裕度的關鍵因素.為了考察該設計方法的工作裕度,攻角及側滑角特性的考察沒有加入泄流槽.攻角特性與波系配置相關,在一體化設計中,如若忽略來流均勻性的影響,攻角狀態下的性能更無法控制,因此,前體流場與進氣道流場的匹配尤為重要.為此,初步考察了一體化構型在不同馬赫數的攻角下的流場形態和性能.圖15 和圖16 分別為Ma5 和Ma7 條件下攻角范圍內的流場結構.從來流Ma5 及不同攻角條件下的流場波系結構和流線形態可以看出,低馬赫數條件下,激波被抬起,造成了唇口溢流,肩點在攻角為6°條件下有些許分離,但是分離規模很小,沒有達到改變進氣道波系結構的程度.進氣道隔離段內在該攻角范圍內均未見到明顯的激波反射,且流動均勻.

圖15 Ma5 不同攻角下的馬赫數云圖Fig.15 Contour of Mach numner under different AOA at Ma5

圖16 Ma7 不同攻角下的馬赫數云圖Fig.16 Contour of Mach numner under different AOA at Ma7

在Ma7 條件下,激波進一步靠近唇口,肩點處溢流量減小,但是激波沒有打到唇口下游,肩部小分離區消失,這說明了在設計點留有溢流窗的設計理念有利于提升進氣道的工作裕度.由于激波強度增加,相同攻角下,壓比相對于Ma5 狀態下有所增加,總壓恢復有所下降.該進氣道的寬域性能良好,非設計點狀態下,進氣道仍能保持良好的波系結構,而且低馬赫數條件下流量捕獲特性依然能滿足發動機的流量需求.

圖17 給出了Ma5 時攻角狀態下隔離段出口的速度偏轉云圖.在AOA=-2°時,y方向速度偏轉與設計狀態下相似.在流向渦的影響下,隔離段出口偏上的位置偏轉較大,但相比于設計狀態有所減小,出口偏下的位置偏轉角比設計點有所增大,但是基本低于3°.而z向的偏轉非常小,隔離段偏上的位置偏轉稍大,其絕對值為6°左右,說明攻角下,進氣道出口的氣流特性依然未大幅度偏轉設計狀態.

圖17 Ma5 隔離段出口速度偏轉角Fig.17 Deflection angle at isolator exit when Ma5

表1～ 表4 示出了Ma5～Ma7 下,攻角-2°～6°范圍內,前體/進氣道一體化構型的壓比、總壓恢復、出口馬赫數及捕獲率的數據.相同馬赫數下,攻角越大,壓比越高,出口馬赫數越低,這是由于攻角越大,經過一體化構型的氣流轉折角越大,激波強度越強.總壓恢復隨攻角變化不是單調的,按照設計,0°攻角往往具有最大的總壓恢復.同時,由于抽吸造成的流量損失,使得進氣道的總壓恢復由攻角和抽吸同時主導,變化較為復雜.流量系數在攻角變化范圍內始終保持在較高的水平.該一體化進氣道的攻角特性說明,本文所提出的一體化方法規避了來流不均勻對進氣道性能的影響,所獲得的構型具有較高的工作裕度.

表1 Ma5～ Ma7 來流條件下,攻角-2°～ 6°一體化構型的壓比Table 1 Pressure ratio of the forebody/inlet configuration when Ma5～ Ma7,AOA=-2°～ 6°

表2 Ma5～ Ma7 來流條件下,攻角-2°～ 6°一體化構型的總壓恢復Table 2 Total pressure recovery of the forebody/inlet configuration when Ma5～ Ma7,AOA=-2°～ 6

表3 Ma5～ Ma7 來流條件下,攻角-2°～ 6°一體化構型的出口馬赫數Table 3 Mach number of the exit of the forebody/inlet configuration when Ma5～ Ma7,AOA=-2°～ 6°

表4 Ma5～ Ma7 來流條件下,攻角-2°～ 6°一體化構型的流量捕獲Table 4 Flow mass capture of the forebody/inlet configuration when Ma5～ Ma7,AOA=-2°～ 6°

前體/進氣道一體化側滑角性能也是一體化設計過程中必須要考慮的問題,一體化構型的兩側過度下凹會導致在側滑狀態下的流量捕獲率下降.為此,本文考察了一體化的側滑性能,表5 列出了4°側滑角狀態下進氣道的氣動特性,可以看出,流量捕獲率沒有因為側滑而大幅下降,可滿足發動機工作的基本需求,同時出口馬赫數和壓比的表現說明,該狀態下,進氣道可達到理想的壓縮量,總壓恢復也可達到要求.

表5 側滑狀態下前體/進氣道一體化性能Table 5 Integrated performance of the forebody/inlet under sideslip conditions

2.4 起動特性和反壓特性

針對一體化構型的起動特性,采用數值模擬的手段,首先使來流馬赫數下降到2.6 得到不起動流場,再以0.2 個馬赫數為間隔逐漸增加來流馬赫數,采用定常計算觀察進氣道內的低能流動是否消失.從圖18(a)可以觀察到,當來流馬赫數為2.6 時,進氣道被大尺度回流區封住,處于不起動狀態,隨著來流馬赫數的增加,大尺度回流區的體積不斷減小,在來流馬赫數達到3.4 之前,回流區減小的程度并不明顯.當來流馬赫數超過3.4 后,回流區體積迅速減小.當來流馬赫數達到4.0 時,回流區基本消除,進氣道處于起動狀態,來流馬赫數達到4.2 時,低能流完全消除.因此得出結論,進氣道可以在Ma4.0 實現自起動.

圖18 前體/進氣道一體化的自起動過程Fig.18 The self-starting process of the integrated configuration

針對前體/進氣道的一體化構型,對其抗反壓特性進行初步研究,盡管進行了一系列的數值模擬,由于僅是測試抗反壓極限,圖19 僅列出了200 倍反壓條件下對稱面的馬赫數云圖.可見,由于對渦的存在,使得隔離段上側抵抗反壓的能力不及下側,反壓推至第二道內通道抽吸槽,經過充分迭代后,結構保持穩定.因此得出結論,該進氣道在此狀態下可以承受200 倍反壓.200 倍反壓條件下,隔離段內可以觀察到擬正激波串結構.然而該反壓條件并沒有破壞進氣道唇口處的波系結構,僅僅是減少了隔離段的核心流占比.同時可以發現,適當的邊界層抽吸不僅可以削弱肩部流動分離,增大核心流面積,還可以提高模型的抗反壓能力.當然,前體/進氣道一體化氣動融合設計,合理的波系配置是提升進氣道性能的先決條件.

圖19 200 倍反壓下前體/進氣道一體化構型對稱面流場結構Fig.19 Symmetrical flowfield in the integrated configuration of the forebody/inlet under 200 times backpressure

3 結論

基于等收縮比處處一致的思想,文章提出了前體/進氣道一體化氣動融合設計的新方法.實現了前體與進氣道的氣動融合、符合氣動規律的變截面流道設計及流道出口參數均勻.并依托該方法設計了錐導乘波體/內轉式進氣道一體化構型,數值考察了一體化構型的性能.數值模擬初步研究了一體化構型的性能,設計點Ma6.5 的隔離段出口馬赫數3.13,總壓恢復0.464,捕獲率為0.745,壓比為24.3.進氣道在來流Ma3.6 下實現自起動.計算表明進氣道在-2°～ 6°,側滑角4°范圍內正常工作,并給出了壓比、總壓恢復、捕獲率和出口馬赫數隨攻角的變化規律.