楊樂天，杜綿銀，劉 斌，張衛(wèi)民

（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074）

0 引 言

進氣道是超聲速發(fā)動機最為重要的部件之一，其功能是使迎面的高速空氣流減速增壓，將氣流的動能轉(zhuǎn)化為位能，提高氣流壓強，并為發(fā)動機提供所需要的空氣流量。超聲速二元混壓式進氣道以其優(yōu)良的性能，在近期研制的多種沖壓發(fā)動機中得到了廣泛的應用，例如美國的“GQM-163A”掠海靶彈，歐洲正在研制的“流星（Meteor）”空空導彈和俄羅斯研制的“R-77M”空空導彈等。

當來流馬赫數(shù)達到2.5以上時，進氣道內(nèi)的邊界層與多種形式的激波相互干擾效應開始變得明顯，這將使進氣道出口流場畸變加劇，總壓恢復系數(shù)下降，有時還造成進氣道流量壅塞，嚴重時會造成進氣道喘振。解決這一問題的常用方法就是在激波與邊界層干擾的區(qū)域進行邊界層吸除，將邊界層中的低能量氣流抽走，從而抑制邊界層分離，減小進氣道出口流場畸變。在上世紀60～70年代，美國就已開展了有關(guān)超聲速進氣道邊界層吸除的研究［1-3］。近年來，國內(nèi)對邊界層去除也進行了相關(guān)的研究。梁德旺等［4］對不同孔板厚徑比和開孔率的多孔板進行了實驗，建立了邊界層抽吸孔板小孔馬赫數(shù)與孔板前后壓差、孔板厚徑比、孔板開孔率間的關(guān)系，并總結(jié)了邊界層抽吸孔板小孔馬赫數(shù)的經(jīng)驗公式。袁化成等［5］在不同抽吸開孔率下，對某高超聲速二元進氣道二維流場進行了數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)抽吸可以有效降低進氣道的起動馬赫數(shù)和再起動馬赫數(shù)，改善進氣道流動性能，提高進氣道總壓恢復系數(shù)。常軍濤等［6］在不同抽吸開孔率下，對某高超聲速二元進氣道二維流場進行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明采取邊界層抽吸技術(shù)能夠提高進氣道的抗反壓能力。張紅軍等［7］設(shè)計了一種帶邊界層吸除型式的超聲速軸對稱進氣道并進行了風洞試驗，結(jié)果表明在Ma=4.0時，進氣道臨界總壓恢復系數(shù)達到了0.43，較常規(guī)同類進氣道的總壓恢復系數(shù)提高了約30%。

對帶有邊界層吸除裝置的超聲速二元混壓式進氣道進行了初步設(shè)計，對進氣道流場進行了數(shù)值模擬和風洞試驗，獲得了馬赫數(shù)2.5，3.0，3.5，迎角α=0°，-2°，-4°，-8°條件下的進氣道性能，并考察了馬赫數(shù)3.0時的偏航特性。結(jié)果表明，通過合理的邊界層吸除，可以較好地改善進氣道的綜合性能。

1 進氣道設(shè)計

1.1 設(shè)計條件

設(shè)計的進氣道為兩楔段四波系，進氣道起動馬赫數(shù)2.5，封口馬赫數(shù)2.8，設(shè)計點馬赫數(shù)3.0，最大飛行馬赫數(shù)3.5。飛行高度10km。除此之外，還有進氣道的出口寬度、進氣道外輪廓尺寸、設(shè)計點流量等約束條件。

1.2 設(shè)計方案

選取第一楔角為δ1=9.5°，第二楔角為δ2=11.5°。唇口內(nèi)型面與水平面夾角11°，唇口結(jié)構(gòu)角5°，唇口高度為84.4mm。在封口馬赫數(shù)下，體外壓縮產(chǎn)生的波系均交于唇口處，由此幾何關(guān)系和激波理論即可確定進氣道的外壓縮型面。起動所需的喉道高度由文獻［8］確定。

邊界層吸除入口的位置應位于激波與邊界層相互干擾強烈的區(qū)域。Bobby W.Sanders［1］指出，最有利的吸除位置在激波的反射點后以及正激波后，綜合考慮各種因素，將吸除入口放置于唇口斜激波稍后一點的區(qū)域處，吸除入口的寬度為10mm。吸除出口連接于外界環(huán)境，吸除入口與吸除出口間以一吸除腔連接。為減小進氣道阻力，更好地吸除低能邊界層，將吸除入口、吸除出口和吸除腔體均向后傾斜60°。進氣道亞聲速擴壓段的等效擴張角為4.8°。最后的設(shè)計結(jié)果如下圖所示。

圖1 超聲速二元混壓進氣道示意圖Fig.1 The sketch of supersonic inlet

2 數(shù)值模擬

2.1 計算模型

為了進行更好的比較，分別對無邊界層吸除裝置和圖1所示的帶邊界層吸除裝置的進氣道進行了數(shù)值模擬研究。

采用CFD 軟件求解二維N-S方程，流場數(shù)值計算采用耦合顯示解法，選用二階迎風格式。湍流模型選用標準κ-ε模型，近壁區(qū)采用標準壁面函數(shù)法處理。計算的收斂準則是各方程殘差下降4個數(shù)量級且進氣道出口流量穩(wěn)定。

計算中用到的邊界條件有：壓力遠場邊界、壓力出口邊界、無滑移絕熱固壁邊界和針對吸除入口、吸除出口的內(nèi)部邊界。為了粘性計算和激波捕捉的需要，在內(nèi)通道壁面處、進氣道入口處、唇口處、喉道附近、吸除入口和出口附近等變化較為劇烈的地方進行了網(wǎng)格加密。

2.2 計算結(jié)果

數(shù)值模擬主要針對以下工況：來流馬赫數(shù)Ma=2.5、3.0、3.5，迎角0°，側(cè)滑角0°。表1和表2分別給出了無邊界層吸除裝置和帶邊界層吸除裝置進氣道的數(shù)值模擬結(jié)果。

由計算結(jié)果可知，隨著來流馬赫數(shù)的增加，進氣道所能承受的反壓迅速增大，而總壓恢復系數(shù)則隨之降低，出口馬赫數(shù)也有增加的趨勢。比較表1和表2可知，在無邊界層吸除裝置時，進氣道能承受的臨界反壓和與之對應的總壓恢復系數(shù)均較帶邊界層吸除裝置時的小，而流量系數(shù)則相應地要更大。在封口馬赫數(shù)以上時，無邊界層吸除裝置進氣道的流量系數(shù)接近于1.0；而對于帶邊界層吸除裝置的進氣道而言，由于有吸除流量的影響，進氣道流量系數(shù)均小于1.0：在Ma=3.0時，吸除流量較小，為2.2%；在Ma=3.5時，吸除流量在6%附近。

表1 進氣道數(shù)值模擬結(jié)果：無邊界層吸除（α=β=0°）Table 1 The computation results：without boundary layer bleed（α=β=0°）

表2 進氣道數(shù)值模擬結(jié)果：帶邊界層吸除（α=β=0°）Table 2 The computation results：with boundary layer bleed（α=β=0°）

圖2～4分別給出了Ma=2.5、3.0、3.5時帶邊界層吸除裝置的進氣道在臨界反壓下的馬赫數(shù)分布云圖。由圖2可知，結(jié)尾正激波穩(wěn)定于喉道前端、邊界層吸除入口的后部。正激波的波后氣流馬赫數(shù)在0.8附近。邊界層吸除裝置較好地抑制了反射激波在下表面引起的分離，進而使得亞聲速擴壓段的分離較小，進氣道的臨界總壓恢復系數(shù)達到0.811。數(shù)值模擬的結(jié)果表明進氣道此時可以起動，即進氣道內(nèi)部流場可以建立。此時進氣道處于亞額定工作狀態(tài)，存在較大的溢流，流量系數(shù)為0.842。

圖2 Ma=2.5時進氣道馬赫數(shù)云圖（α=β=0°）Fig.2 Mach number contours（Ma=2.5，α=β=0°）

在Ma=3.0時，由圖3可知，兩楔段產(chǎn)生的斜激波均入射到唇口內(nèi)。結(jié)尾正激波穩(wěn)定于邊界層吸除入口附近。邊界層吸除裝置較好地抑制了唇口斜激波在下表面產(chǎn)生的分離。與Ma=2.5相比，此時的結(jié)尾正激波強度較大，亞聲速擴壓段分離也更大，導致了總壓恢復系數(shù)下降為0.619。

圖3 Ma=3.0時進氣道馬赫數(shù)云圖（α=β=0°）Fig.3 Mach number contours（Ma=3.0，α=β=0°）

在Ma=3.5時，如圖4所示，兩楔段產(chǎn)生的斜激波與唇口處的邊界層干擾強烈，在唇口內(nèi)側(cè)產(chǎn)生了較大的分離。由于邊界層吸除裝置的存在，進氣道下表面的分離依然被抑制。但進氣道本身壓縮能力有限，正激波在喉道附近的上表面造成了嚴重分離，這也進一步導致了亞聲速擴壓段的分離更大。此時的總壓恢復系數(shù)為0.377。

圖4 Ma=3.5時進氣道馬赫數(shù)云圖（α=β=0°）Fig.4 Mach number contours（Ma=3.5，α=β=0°）

3 風洞試驗

3.1 試驗模型

在二維進氣道型面的基礎(chǔ)上橫向拉伸90mm 后得到三維模型，再按照1：3的縮尺比得到風洞試驗用的模型，如圖5所示。進氣道兩側(cè)壁厚2mm，并帶有75°后掠角。試驗過程中保證模型外壓縮段和唇口處于觀察窗內(nèi)，以便進行紋影錄像。

測壓點布置如圖6～7所示。其中測點1～31用于測量沿程靜壓。在模型出口前方是測量總壓的測壓耙，如圖7所示，共布置21個總壓測點和同截面3個靜壓點（測點21～23）。

試驗是在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-06風洞中進行的。FD-06風洞屬于半回流、暫沖式亞跨超聲速風洞。試驗段截面尺寸為0.6m×0.6m，試驗段長度1.575m。超聲速試驗時，通過更換不同噴管塊來改變馬赫數(shù)（Ma=1.53～4.45）。試驗馬赫數(shù)范圍為2.5～3.5，迎角范圍為0～-8°，側(cè)滑角范圍為0～4°。試驗時，對于每一個工況，通過連續(xù)改變與模型出口相連接的堵錐位置來模擬出口處的反壓。在每一個堵錐位置，測得進氣道壁面靜壓和出口截面總壓，并據(jù)此計算出總壓恢復系數(shù)、流量系數(shù)等。

圖5 進氣道試驗模型示意圖Fig.5 The sketch of the supersonic inlet for wind tunnel test

圖6 進氣道沿程靜壓點示意圖Fig.6 The sketch of the static pressure taps on the supersonic inlet

圖7 進氣道出口總壓點示意圖Fig.7 The sketch of the total pressure taps on the supersonic inlet

3.2 試驗結(jié)果與分析

表3給出了臨界狀態(tài)下的試驗結(jié)果。由試驗結(jié)果可知，進氣道在各馬赫數(shù)下均表現(xiàn)出較好的性能。在起動馬赫數(shù)Ma=2.5、α=0°時，總壓恢復系數(shù)σ=0.790；在設(shè)計點馬赫數(shù)Ma=3.0、α=0°時，總壓恢復系數(shù)達到了0.6附近，而流量系數(shù)在0.95以上，而在β=4°、α=-2°時，總壓恢復系數(shù)也達到了0.590；在最大馬赫數(shù)Ma=3.5、α=0°時，總壓恢復系數(shù)為0.371。在各馬赫數(shù)下，隨著迎角的減小，外壓縮段斜激波增強，喉道處的正激波損失減小，使得總壓恢復系數(shù)和出口馬赫數(shù)均隨著迎角的減小而增大。同時，流量系數(shù)也隨著迎角的減小而增大，特別在亞額定狀態(tài)Ma=2.5時更為明顯，這是由于外壓縮段的斜激波與進氣道水平軸線間的夾角變小，氣流經(jīng)過斜激波時，方向偏轉(zhuǎn)引起的溢流減小。在各馬赫數(shù)下，出口馬赫數(shù)均穩(wěn)定在0.3～0.4附近。

表3 臨界狀態(tài)下進氣道試驗結(jié)果Table 3 The test results of the inlet in critical state

從表3中還可看出，在有迎角的某些狀態(tài)下，流量系數(shù)大于1.0，這是由于在有迎角的情況下，有效捕獲面積增大而計算流量系數(shù)時仍采用零迎角時的捕獲面積造成的。

試驗結(jié)果和計算結(jié)果相比，變化趨勢一致，但試驗得到的總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)較低，隨著馬赫數(shù)的增加，這種差距逐漸減小。

圖8～10 給出了各馬赫數(shù)下的流量特性曲線。隨著馬赫數(shù)的提高，進氣道的流量系數(shù)逐漸增加，而臨界總壓恢復系數(shù)逐漸降低。進氣道在低馬赫數(shù)時，亞臨界范圍較大，在進氣道到達臨界點后，伴隨流量系數(shù)的下降，總壓恢復系數(shù)在一定范圍內(nèi)還能保持穩(wěn)定，進氣道工作穩(wěn)定。隨著馬赫數(shù)的提高，亞臨界范圍逐漸變窄，在Ma=3.5時，進氣道只有很小的一個亞臨界區(qū)域，達到臨界點后較易發(fā)生喘振。

圖8 進氣道流量特性曲線（Ma=2.5，α=β=0°）Fig.8 The curve of mass flow ratio characteristics（Ma=2.5，α=β=0°）

圖9 進氣道流量特性曲線（Ma=3.0，α=β=0°）Fig.9 The curve of mass flow ratio characteristics（Ma=3.0，α=β=0°）

圖10 進氣道流量特性曲線（Ma=3.5，α=β=0°）Fig.10 The curve of mass flow ratio characteristics（Ma=3.5，α=β=0°）

4 結(jié) 論

應用工程設(shè)計方法，結(jié)合數(shù)值模擬，設(shè)計了一種帶邊界層吸除裝置的超聲速二元混壓式進氣道，并對其進行了風洞試驗研究。分析表明：

（1）計算模擬和試驗均表明，進氣道在Ma=2.5時能起動，具有穩(wěn)定的內(nèi)部流場，較大的亞臨界區(qū)域。 （2）在設(shè)計點馬赫數(shù)Ma=3.0，α=0°時，進氣道臨界總壓恢復系數(shù)可達0.6附近，并隨著迎角的減小而進一步增大。進氣道在側(cè)滑角β=4°時，仍然具有較高的總壓恢復系數(shù)為0.590。

（3）在最大飛行馬赫數(shù)Ma=3.5，α=0°時，進氣道的臨界總壓恢復系數(shù)為0.377。

（4）計算結(jié)果與試驗結(jié)果的趨勢較為一致，且數(shù)值較為吻合，表明數(shù)值模擬可以為類似進氣道的設(shè)計提供參考依據(jù)。在進氣道喉道前端進行合理流量的邊界層吸除可以有效提高進氣道的總壓恢復系數(shù)，增強進氣道穩(wěn)定工作能力。該設(shè)計對同類進氣道的設(shè)計具有一定的指導意義。

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