程林 楊曉強(qiáng) 賀強(qiáng)

摘 要：設(shè)計(jì)了一種依靠進(jìn)氣道內(nèi)通道高壓氣流進(jìn)行流體控制的軸對(duì)稱(chēng)超聲速客機(jī)可調(diào)進(jìn)氣道，文章給出了進(jìn)氣道的具體設(shè)計(jì)參數(shù)。而后運(yùn)用Fluent軟件進(jìn)行流場(chǎng)仿真分析，得到了進(jìn)氣道工作范圍（馬赫數(shù)4-6）內(nèi)7種工況的工作特性，并與傳統(tǒng)不可調(diào)軸對(duì)稱(chēng)超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行對(duì)比，綜合評(píng)價(jià)其性能收益。結(jié)果表明：該軸對(duì)稱(chēng)流體式可調(diào)進(jìn)氣道在低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣道主要性能參數(shù)（總壓恢復(fù)系數(shù)及流量系數(shù)）相較傳統(tǒng)定幾何不可調(diào)進(jìn)氣道均有較大的提升，對(duì)進(jìn)氣道低速性能提升明顯。

關(guān)鍵詞：超聲速;氣動(dòng)可調(diào);進(jìn)氣道;二次流;激波控制

中圖分類(lèi)號(hào)：V439+.1 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2019）19-0029-07

Abstract： An axisymmetric supersonic fluidic variable inlet controlled by the high pressure of inner channel is designed， and its specific design parameters are given. Then the flow field of the inlet was simulated by Fluent software. The operating characteristics （Mach number 4～6） of the inlet under 7 working conditions were obtained and compared with the traditional non-adjustable axisymmetric supersonic inlet， comprehensive evaluation of its performance gains. The results show that the main performance parameters （total pressure recovery coefficient and captured mass flow coefficient） of the fluidic variable inlet are greatly improved when the working Mach number is lower than design mode that of the non-adjustable inlet， and the low-speed performance of the inlet is improved obviously.

Keywords： supersonic; fluidic variable; inlet; secondary flow; shock wave control

1 概述

超聲速民航客機(jī)是目前民航領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)，將極大的改變?nèi)藗兊某鲂蟹绞健３曀倏蜋C(jī)進(jìn)氣道工作在亞聲速、超聲速甚至高超聲速等多種工況下，工況變化劇烈。傳統(tǒng)常規(guī)定幾何高超聲速進(jìn)氣道為防止壓縮波系進(jìn)入內(nèi)通道，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的不穩(wěn)定工作一般選取最高工作馬赫數(shù)作為設(shè)計(jì)點(diǎn)，此時(shí)激波恰好封口。馬赫數(shù)低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí)，激波向外偏出進(jìn)氣道唇口。這一現(xiàn)象會(huì)造成進(jìn)氣道流量系數(shù)顯著降低，同時(shí)唇罩外溢流會(huì)使得阻力增大。為了提升進(jìn)氣道在低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí)的氣動(dòng)性能，同時(shí)擴(kuò)大其工作范圍，要求進(jìn)氣道具有一定調(diào)節(jié)能力，由此產(chǎn)生了超聲速可調(diào)進(jìn)氣道。

實(shí)現(xiàn)超聲速進(jìn)氣道可調(diào)，目前主要有以下兩種方案：一類(lèi)是通過(guò)改變進(jìn)氣道幾何參數(shù)的變幾何超聲速可調(diào)進(jìn)氣道，第二類(lèi)是幾何參數(shù)固定的定幾何可調(diào)進(jìn)氣道。針對(duì)變幾何進(jìn)氣道，國(guó)外在變幾何可調(diào)進(jìn)氣道方面已經(jīng)開(kāi)展了大量工作。這類(lèi)進(jìn)氣道多通過(guò)調(diào)節(jié)喉道面積、壓縮角角度、中心椎位置等幾何參數(shù)實(shí)現(xiàn)對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)的調(diào)節(jié)及控制。變幾何進(jìn)氣道需要復(fù)雜的機(jī)械驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。這會(huì)顯著增加飛機(jī)重量，同時(shí)增大機(jī)構(gòu)復(fù)雜度，給飛機(jī)的可靠性及可維護(hù)性帶來(lái)較大挑戰(zhàn)。

相較變幾何可調(diào)進(jìn)氣道，定幾何可調(diào)進(jìn)氣道幾何參數(shù)固定，不需要額外的機(jī)械驅(qū)動(dòng)裝置，在飛行器中具有較大的應(yīng)用優(yōu)勢(shì)。俄羅斯學(xué)者Fraishtadt等提出通過(guò)將氣流電離，并運(yùn)用電磁力實(shí)現(xiàn)流體控制的概念進(jìn)氣道。這種方案需要復(fù)雜電磁發(fā)生器，對(duì)飛機(jī)導(dǎo)航威脅較大。美國(guó)學(xué)者Richard等運(yùn)用高壓射流吹氣進(jìn)行動(dòng)量輸入，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)激波系的調(diào)節(jié)。但該方法所需流量較大，僅適用于一級(jí)壓縮面的超聲速進(jìn)氣道。

在國(guó)內(nèi)，南京航空航天大學(xué)譚慧俊等開(kāi)展激波控制方面的研究，提出了一種小流量、低驅(qū)動(dòng)壓比的新型激波形狀控制技術(shù)。本文在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了一種超聲速客機(jī)軸對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道，并綜合評(píng)價(jià)其性能收益及流場(chǎng)特性。

2 研究對(duì)象與仿真方法

2.1 物理模型

本文在相同的約束條件下完成了兩類(lèi)軸對(duì)稱(chēng)超聲速進(jìn)氣道的方案設(shè)計(jì)，一為常規(guī)定幾何超聲速進(jìn)氣道（Ma=6時(shí)封口），作為基準(zhǔn)方案，另一類(lèi)為超聲速氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道模型（Ma=5時(shí)封口），兩進(jìn)氣道工作范圍均為馬赫數(shù)4-6。

文中將兩類(lèi)進(jìn)氣道進(jìn)行對(duì)比研究，綜合分析氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道的性能收益。為盡可能保證氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道與傳統(tǒng)定幾何進(jìn)氣道的可對(duì)比性，兩進(jìn)氣道氣動(dòng)設(shè)計(jì)共同滿足以下約束：（1）兩進(jìn)氣道均在馬赫數(shù)4.0時(shí)啟動(dòng)，工作范圍均為馬赫數(shù)4～6;（2）證捕獲流量相同，捕獲高均為100mm;（3）在最大工作馬赫數(shù)工作時(shí)，出口截面平均馬赫數(shù)在2.68～2.89范圍內(nèi);（4）進(jìn)氣道壓縮前體長(zhǎng)度均為369.6mm。定幾何進(jìn)氣道按照傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行設(shè)計(jì)，選取最高工作馬赫數(shù)（Ma=6.0）作為波系封口馬赫數(shù)。氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道封口馬赫數(shù)為5.0，當(dāng)進(jìn)氣道工作在馬赫數(shù)5～6范圍時(shí)，開(kāi)啟調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)避免壓縮波進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)通道。

本文設(shè)計(jì)的是軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道，激波后參數(shù)分布并不均勻，導(dǎo)致第二級(jí)壓縮面并沒(méi)有準(zhǔn)確的來(lái)流參數(shù)。文中采用仿真方法設(shè)計(jì)第二級(jí)壓縮面，直至滿足在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6工作時(shí)激波封口的設(shè)計(jì)要求，定幾何常規(guī)進(jìn)氣道如圖1所示，具體設(shè)計(jì)參數(shù)見(jiàn)表1。

氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道針對(duì)軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道特點(diǎn)對(duì)整個(gè)氣動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行全新布局，主要由唇罩、壓縮面、氣動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)、內(nèi)通道四部分組成。該進(jìn)氣道工作范圍為馬赫數(shù)4-6，封口馬赫數(shù)設(shè)計(jì)為5。詳細(xì)設(shè)計(jì)參數(shù)見(jiàn)表2。

氣動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)是進(jìn)氣道調(diào)節(jié)的核心部件，由三個(gè)穩(wěn)壓腔、三塊多縫板及氣路管道組成。圖2給出了氣體調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的示意圖。

氣動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)從進(jìn)氣道內(nèi)通道內(nèi)3號(hào)多縫板引氣，經(jīng)過(guò)引氣穩(wěn)壓腔后通過(guò)氣路管道分別輸送到穩(wěn)壓腔1、2。穩(wěn)壓腔，此后依靠1、2號(hào)多縫板將高壓氣流分別注入一級(jí)、二級(jí)壓縮面的主流中。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)流量的控制，在管路后半段設(shè)置了閥門(mén)，用于分別控制兩路氣流的流量，根據(jù)來(lái)流情況進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)節(jié)。1號(hào)多縫板上開(kāi)有18條斜縫，射流出口與壓縮面夾角為20°。2號(hào)多縫板開(kāi)有16條放氣縫，出口與壓縮面夾角增大為30°。多縫板1、2寬度沿流向方向采用兩端小、中間大的分布規(guī)律。3號(hào)多縫板布置有9條斜縫，各縫采用等縫寬和等間距設(shè)計(jì)，其與通道下壁面的夾角為150°。

2.2 仿真方法

本文采用FLUENT 軟件對(duì)進(jìn)氣道模型進(jìn)行仿真，粘性計(jì)算依據(jù)Sutherland公式。湍流模型采用S-A模型，N-S方程求解選取二階精度求解器。在本文的仿真中，來(lái)流參數(shù)取大氣高度24km的大氣參數(shù)，具體見(jiàn)表3。

在整個(gè)計(jì)算域內(nèi)使用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格填充，可調(diào)進(jìn)氣道網(wǎng)格總數(shù)約為12.7萬(wàn)，不可調(diào)進(jìn)氣道網(wǎng)格總數(shù)約為2.7萬(wàn)。其中，在近壁面處、激波附近范圍和氣動(dòng)可調(diào)部分等預(yù)計(jì)有劇烈參數(shù)變化的區(qū)域進(jìn)行了加密（如圖3），近壁面首層網(wǎng)格單元的y+在1附近，滿足壁面函數(shù)的要求。計(jì)算結(jié)果收斂以殘差下降三個(gè)數(shù)量級(jí)與出口流量恒定為判斷準(zhǔn)則。

2.3 算例驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文所用數(shù)值方法的可靠性，運(yùn)用文中的模擬方法對(duì)文中的二元超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行了全流道流場(chǎng)仿真，并將獲得的仿真結(jié)果與文中的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比。

本文選取來(lái)流馬赫數(shù)4.92，并按實(shí)驗(yàn)實(shí)際狀態(tài)給定仿真邊界條件。圖4分別給出了實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真的結(jié)果。從數(shù)值紋影可以看出仿真的激波系結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果具有較好的吻合度。同時(shí)仿真結(jié)果中自由剪切層、壓縮波、誘導(dǎo)激波等波系結(jié)果均較為準(zhǔn)確的反映了實(shí)驗(yàn)真實(shí)狀態(tài)。同時(shí)從下壁面靜壓分布對(duì)比圖可以看出，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果在整體上較為吻合。因此，本文選用的數(shù)值方法在模擬超聲速進(jìn)氣道方面具有較高的可信度。

3 軸對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道流場(chǎng)特性

本文在兩進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍4-6之間選取7個(gè)來(lái)流狀態(tài)進(jìn)行仿真。在馬赫數(shù)4-5期間，選取4、4.5、5三個(gè)工作點(diǎn)進(jìn)行仿真。當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)在5-6區(qū)間時(shí)，激波強(qiáng)度加大，激波角減小。若不進(jìn)行波系控制，激波將打入進(jìn)氣道內(nèi)通道，造成不穩(wěn)定流動(dòng)。此時(shí)啟動(dòng)氣動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，根據(jù)來(lái)流情況不同分別調(diào)節(jié)閥門(mén)1、2開(kāi)度，將激波推至唇口。這個(gè)區(qū)間是我們較為關(guān)注的區(qū)間，故選取5.25、5.5、5.75、6共四個(gè)工作點(diǎn)進(jìn)行仿真，以便獲取其性能隨馬赫數(shù)及調(diào)節(jié)幅度的變化規(guī)律。

3.1 定幾何進(jìn)氣道基本工作特性

定幾何進(jìn)氣道在來(lái)流馬赫數(shù)4、4.5、5、5.5、5.75、6狀態(tài)下工作時(shí)的主要性能參數(shù)見(jiàn)表4，典型工況下時(shí)馬赫數(shù)等值分布圖如圖5所示。

在工作馬赫數(shù)范圍4-6之間進(jìn)行仿真，進(jìn)氣道均能正常啟動(dòng)，流場(chǎng)穩(wěn)定，證明進(jìn)氣道設(shè)計(jì)參數(shù)是合理的。來(lái)流馬赫數(shù)為4時(shí)，一、二級(jí)激波強(qiáng)度較弱，激波角較大，偏離唇口較遠(yuǎn)（見(jiàn)圖5.a），流量系數(shù)僅為0.618，造成極大的溢流損失，工作性能較差。當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)調(diào)整為5時(shí)，激波強(qiáng)度增大，激波角減小。一、二級(jí)激波偏出角度較?。ㄈ鐖D5.b），流量系數(shù)較馬赫數(shù)4工作時(shí)上升18%。另一方面，激波強(qiáng)度的增大帶來(lái)了更大的總壓損失，總壓恢復(fù)系數(shù)下降超過(guò)10%。在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6工作時(shí)，激波恰好封口（見(jiàn)圖5.c），進(jìn)氣道流量系數(shù)達(dá)到0.998，比馬赫數(shù)4工作時(shí)流量系數(shù)上升38%，工作性能最佳。

3.2 氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道基本工作特性

當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)在4-5區(qū)間時(shí)，激波較弱，激波向外偏出，不需要啟動(dòng)氣動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，調(diào)節(jié)閥門(mén)關(guān)閉。當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)在5-6區(qū)間時(shí)，閥門(mén)調(diào)節(jié)幅度要使進(jìn)氣道流量系數(shù)不小于98.5%。不同來(lái)流情況下，可調(diào)進(jìn)氣道主要性能參數(shù)見(jiàn)表5。

首先在來(lái)流馬赫數(shù)為4的狀態(tài)下進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果收斂，流場(chǎng)穩(wěn)定，證明進(jìn)氣道參數(shù)設(shè)計(jì)合理。仿真結(jié)果表明，此時(shí)激波向外偏出，進(jìn)氣道流量系數(shù)最低，僅為0.777，但與基準(zhǔn)進(jìn)氣道相比仍高出25.6%?？倝簱p失方面，可調(diào)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)高出基準(zhǔn)進(jìn)氣道7.8%。兩項(xiàng)基本性能參數(shù)的大幅度提高，說(shuō)明可調(diào)進(jìn)氣道在馬赫數(shù)4工作時(shí)相較基準(zhǔn)進(jìn)氣道有很大收益。

來(lái)流馬赫數(shù)為5時(shí)，兩道激波恰好打在唇口（如圖6）。此時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)比定幾何進(jìn)氣道高出9.8%，流量系數(shù)高達(dá)0.988，高出23.6%。

來(lái)流馬赫數(shù)超過(guò)5時(shí)，為避免壓縮波進(jìn)入內(nèi)通道，需要啟動(dòng)氣動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)進(jìn)行激波控制。氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道分別調(diào)節(jié)閥門(mén)1，2開(kāi)度對(duì)兩級(jí)壓縮波進(jìn)行獨(dú)立控制。不同工作馬赫數(shù)下的二次流使用情況詳見(jiàn)表6。從表中可以看出，二次流流量與來(lái)流馬赫數(shù)成正比，主要是由于馬赫數(shù)增大會(huì)使得激波增強(qiáng)，所需的控制能量也相應(yīng)增大。值得注意的是在馬赫數(shù)6時(shí)氣動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)所需二次流流量最大，但僅占進(jìn)氣道捕獲流量2.42%

在來(lái)流馬赫數(shù)為5.75（圖7）和6（圖8）進(jìn)行仿真時(shí)，激波調(diào)整至封口后流量系數(shù)分別為0.987、0.990，與基準(zhǔn)進(jìn)氣道數(shù)據(jù)相近?？倝簱p失方面，兩狀態(tài)下總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.419、0.379，較基準(zhǔn)進(jìn)氣道低出11%、15%。此時(shí)，氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道性能略低于基準(zhǔn)進(jìn)氣道。

3.3 氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道與基準(zhǔn)進(jìn)氣道性能對(duì)比

為了更清楚的比較兩進(jìn)氣道性能，圖9對(duì)比示出了兩類(lèi)進(jìn)氣道的性能參數(shù)。從圖中我們可以看出：流量系數(shù)方面，在馬赫數(shù)5～6區(qū)間，可調(diào)進(jìn)氣道一直保持很高的流量系數(shù)，而基準(zhǔn)進(jìn)氣道流量系數(shù)則快速下降;在馬赫數(shù)4～5區(qū)間時(shí)，可調(diào)進(jìn)氣道流量系數(shù)有所下滑，但在流量系數(shù)最低時(shí)仍高出基準(zhǔn)進(jìn)氣道23.6%?？倝簱p失情況，在馬赫數(shù)4～5.25區(qū)間，可調(diào)進(jìn)氣道高于基準(zhǔn)進(jìn)氣道;在馬赫數(shù)5.25～6區(qū)間，由于引氣量不斷加大，可調(diào)進(jìn)氣道總壓損失不斷加大，導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)低于基準(zhǔn)進(jìn)氣道。

4 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一種依靠進(jìn)氣道內(nèi)通道高壓氣流進(jìn)行流體控制的軸對(duì)稱(chēng)超聲速客機(jī)可調(diào)進(jìn)氣道，文中給出了進(jìn)氣道的具體設(shè)計(jì)參數(shù)。而后運(yùn)用Fluent軟件進(jìn)行流場(chǎng)仿真分析，得到了進(jìn)氣道工作范圍（馬赫數(shù)4-6）內(nèi)7種工況的工作特性，并與傳統(tǒng)不可調(diào)軸對(duì)稱(chēng)超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行對(duì)比，綜合評(píng)價(jià)其性能收益。主要得到以下結(jié)論：

（1）該氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道依靠?jī)?nèi)通道的高壓氣流實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道壓縮波系的調(diào)節(jié)。可調(diào)進(jìn)氣道在馬赫數(shù)5～6范圍內(nèi)工作時(shí)，氣動(dòng)調(diào)節(jié)可以有效避免壓縮波系進(jìn)入內(nèi)通道，并使激波系封口。

（2）該氣動(dòng)可調(diào)進(jìn)氣道可以大幅提升進(jìn)氣道在低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí)的工作性能，總壓恢復(fù)系數(shù)最高提高9.6%，流量系數(shù)最高提高25.6%。同時(shí)二次流流量占捕獲流量比值最大僅為2.4%，實(shí)現(xiàn)了小流量激波系控制的目的。

（3）可調(diào)進(jìn)氣道波后總壓恢復(fù)系數(shù)較基準(zhǔn)進(jìn)氣道有所下降，主要原因是二次流的擾動(dòng)所致帶來(lái)了額外的流動(dòng)損失。

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