翟文輝，田 園，王 茜

(內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 呼和浩特 010051)

高超聲速進氣道是超燃沖壓發(fā)動機的壓縮部件，它的主要作用是利用迎面高速氣流的速度沖壓，有效地將來流動能轉(zhuǎn)化為機械能，提高氣流的壓強，為發(fā)動機提供所需的空氣，其性能與超燃沖壓發(fā)動機的工作特性息息相關(guān)[1-3]。

超聲速飛行器由外太空高速再入大氣層時，飛行速度非常大，經(jīng)過大氣層減速后吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機開始工作，進氣道處于嚴重超額定工作狀態(tài)[4-6]，有可能出現(xiàn)不穩(wěn)定的流場。因此開展進氣道處于超額定工作狀態(tài)下的流場特性研究對該類再入飛行器的設(shè)計有較大的指導(dǎo)價值。其中流動控制是擴展進氣道工作范圍的常用方法之一，德國宇航研究中心[7-8]、澳大利亞HyShot計劃[9-10]、南京航空航天大學(xué)[11-12]等對此進行了相關(guān)的研究。

對于吸氣式飛行器而言，進氣道在設(shè)計狀態(tài)下優(yōu)良的氣動性能不能保證其在所有的關(guān)鍵工作狀態(tài)下均能穩(wěn)定工作，特別處于超額定工作狀態(tài)時，進氣道能否以較小的阻力及流動損失為發(fā)動機提供足夠的、滿足一定品質(zhì)要求的氣流將是評價進氣道綜合性能的重要標準。不難看出，對于高超聲速進氣道的研究，以及高超聲速進氣道再入流場的特性研究，是實現(xiàn)大氣層內(nèi)高超聲速飛行亟需解決的關(guān)鍵問題。

1 物理模型和計算方法

1.1 物理模型

為了方便計算和設(shè)計，本文選用二元三波系混壓式進氣道[13-14]，設(shè)計參數(shù)為：飛行高度H=25 km，飛行馬赫數(shù)Ma=5。進氣道整體型面設(shè)計見圖1，其中總收縮比Ctotal=5，內(nèi)收縮比Cin=1.25。

圖1 進氣道整體型面設(shè)計圖

當(dāng)再入馬赫數(shù)增大時，進口處出現(xiàn)很強的激波系，破壞正常的流場分布，唇口激波和附面層的干擾導(dǎo)致的分離會造成喉部壅塞，可能導(dǎo)致進氣道不起動，因此在唇罩附近采用附面層抽吸技術(shù)[15-16]。不同抽吸位置如圖2所示，其中位置a與唇口的軸向距離為17.5 mm，沿軸向繼續(xù)偏移5 mm、10 mm，分別記為位置b、位置c。

(a) 位置a

(b) 位置b

(c) 位置c圖2 不同抽吸位置示意圖

1.2 計算方法及網(wǎng)格劃分

本文數(shù)值模擬采用商業(yè)軟件Fluent，采用守恒型雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程，流動基本方程采用二階迎風(fēng)差分離散，湍流模型選用k-ε模型，氣體密度采用理想氣體計算。進氣道網(wǎng)格劃分如圖3所示，在壁面及流場相接處對網(wǎng)格進行加密處理。

圖3 進氣道網(wǎng)格劃分

1.3 邊界條件

設(shè)定邊界：壓力遠場、壓力出口、喉道、壁面、進氣道出口，如圖1所示。表1列出了數(shù)值計算時的給定條件。

表1 數(shù)值計算給定條件

1.4 計算方法驗證

本文采用文獻[17]關(guān)于帶泄流孔的激波附面層干擾的數(shù)值模擬方法，其仿真結(jié)果與文獻[18]的實驗數(shù)據(jù)較貼合，如圖4所示，其中P/P0為泄流孔出口壓力與來流總壓之比，說明本文采用該數(shù)值方法對不同再入馬赫數(shù)下的流場特性進行研究是可行的。

圖4 帶泄流孔與不帶泄流孔的靜壓分布[17]

2 計算結(jié)果與討論

2.1 不同再入馬赫數(shù)對流場特性的影響

當(dāng)再入馬赫數(shù)為5.5～8時，與設(shè)計馬赫數(shù)Ma=5的流場特性進行對比，研究不同的再入馬赫數(shù)對流場特性的影響。

從圖5(a)～圖5(g)可以看出，隨著再入馬赫數(shù)的增大，兩道斜激波不能在唇口處交匯，而且隨著馬赫數(shù)的增大，唇罩內(nèi)表面的分離包也會增大，隔離段上表面的附面層也增厚。

由圖6可知，馬赫數(shù)越大，總壓恢復(fù)系數(shù)σ越小，馬赫數(shù)由5增大到8時，總壓恢復(fù)系數(shù)由0.544降低到0.196，近似按照線性變化，進氣道的流動損失變得越來越大，而且唇口激波和附面層的干擾導(dǎo)致的分離使進氣道的喉部壅塞，很可能導(dǎo)致進氣道的不起動。

高超聲速進氣道之所以會不起動，原因之一為進氣道的進口處出現(xiàn)了很強激波系，使得進氣道內(nèi)不能產(chǎn)生正常的流場分布，總壓恢復(fù)系數(shù)會急劇下降，流場的品質(zhì)降低。采用附面層抽吸的方法，可以減小激波附面層相互干擾，改善喉部流場。抽吸的位置及流量大小對進氣道性能的影響不同，下文將對此進行研究。

2.2 槽的位置對流場特性的影響

在圖2中不同抽吸位置開3 mm槽，開槽位置不同時總壓恢復(fù)系數(shù)的變化曲線如圖7所示。由圖7可知，在設(shè)計點Ma=5，由于流場未發(fā)生畸變，開槽與未開槽時的總壓恢復(fù)系數(shù)基本相同，約為0.544。開槽以后，隨著再入馬赫數(shù)的增大，開槽對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響也隨之增大，開槽的位置不同，總壓恢復(fù)系數(shù)也不同。就本文數(shù)值仿真得到的結(jié)果而言，當(dāng)馬赫數(shù)在5到7.5時，在位置c處開槽總壓恢復(fù)系數(shù)優(yōu)于位置a和b；當(dāng)馬赫數(shù)在7.5到8時，位置b的總壓恢復(fù)系數(shù)更大?？傮w看來，在位置c處開槽比較好。

(a) 設(shè)計Ma=5進氣道馬赫數(shù)等值圖

(b) Ma=5.5進氣道馬赫數(shù)等值圖

(c) Ma=6進氣道馬赫數(shù)等值圖

(d) Ma=6.5進氣道馬赫數(shù)等值圖

(e) Ma=7進氣道馬赫數(shù)等值圖

(f) Ma=7.5進氣道馬赫數(shù)等值圖

(g) Ma=8進氣道馬赫數(shù)等值圖圖5 不同再入馬赫數(shù)進氣道馬赫數(shù)等值圖

圖6 Ma=5～8總壓恢復(fù)系數(shù)隨馬赫數(shù)變化圖

圖7 不同位置開槽與未開槽時總壓恢復(fù)系數(shù)變化曲線

以Ma=5和Ma=7為例分析沒有槽以及不同開槽位置的馬赫數(shù)等值圖(圖8)可知，在設(shè)計點，開槽位置不同對流場基本無影響。再入馬赫數(shù)為7時，由于開槽處激波的影響，在隔離段下表面產(chǎn)生的分離稍增大，但對進氣道的性能沒有產(chǎn)生過大的影響。由圖8(e)～圖8(h)可以看出，開槽以后，馬赫數(shù)增大時，會使隔離段上表面的附面層厚度減小，而且開槽的位置不同，隔離段上表面附面層厚度減小相差不大，約43.3%。受開槽處激波影響，開槽位置越靠后，隔離段下表面的分離包位置越靠后，分離包越小。

2.3 槽的大小對流場特性的影響

由上述結(jié)果可知在位置c處開槽最佳，下文對比未開槽和在位置c處開寬度為3 mm、2 mm、1 mm的槽對流場特性的影響進行研究。

(a) 未開槽Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(b) 位置a Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(c) 位置b Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(d) 位置c Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(e) 未開槽Ma=7馬赫數(shù)等值圖

(f) 位置a Ma=7馬赫數(shù)等值圖

(g) 位置b Ma=7馬赫數(shù)等值圖

(h) 位置c Ma=7馬赫數(shù)等值圖

從圖9中可以看出，在設(shè)計點Ma=5，不論槽的大小為多少，總壓恢復(fù)系數(shù)基本相同，影響甚微。但隨著馬赫數(shù)增大，開槽會使總壓恢復(fù)系數(shù)減小，可見抽吸是以降低高超聲速進氣道的性能為代價的。從本文得到的結(jié)果看來，當(dāng)馬赫數(shù)為5到7時，2 mm槽與1 mm槽的總壓恢復(fù)系數(shù)降低值相差不大，約為0.02，3 mm槽的總壓恢復(fù)系數(shù)降低最多，約為0.04；當(dāng)馬赫數(shù)為7到8時，三個不同大小的槽總壓恢復(fù)系數(shù)降低基本相同。所以，開槽越大，抽吸的流量越多，進氣道的性能降低越多。

圖9 不同大小的槽與未開槽時總壓恢復(fù)系數(shù)變化曲線

以Ma=5和Ma=7為例分析不同槽寬的馬赫數(shù)等值圖(圖10)可知，在設(shè)計點Ma=5，不同槽寬下的流場特性與未開槽時基本相同，說明在設(shè)計點槽寬對流場特性基本無影響。再入馬赫數(shù)為7時，由于槽的大小不同，開槽處產(chǎn)生的激波強度不同，故在隔離段下表面產(chǎn)生的分離區(qū)的位置及大小發(fā)生變化，隔離段上表面附面層厚度h(從邊界層壁面開始，到沿著壁面切向的流動速度達到自由來流速度的99%的位置的垂直于壁面的高度)減小情況也不同，槽寬為3 mm、2 mm、1 mm時，與未開槽相比附面層厚度減小約43.3%、71.6%、51.0%。

采用附面層抽吸的技術(shù)，并不會改變流場的結(jié)構(gòu)，它只是縮小了附面層的厚度，使隔離段下表面的分離區(qū)位置稍變化，它以較小的總壓損失大大減小了分離區(qū)對進氣道性能的影響，有效改善了進氣道的起動性能。但是同時因為抽吸而帶來的發(fā)動機重量的增加以及系統(tǒng)復(fù)雜性的增加等問題，就需要綜合考慮來找到一個更適合的處理辦法。

(a) 未開槽Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(b) 3 mm槽Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(c) 2 mm槽Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(d) 1 mm槽Ma=5馬赫數(shù)等值圖

(e) 未開槽Ma=7馬赫數(shù)等值圖

(f) 3 mm槽Ma=7馬赫數(shù)等值圖

(g) 2 mm槽Ma=7馬赫數(shù)等值圖

(h) 1 mm槽Ma=7馬赫數(shù)等值圖

3 結(jié)論

本文通過對設(shè)計飛行高度25 km、飛行馬赫數(shù)為5的典型二元三波系混壓式進氣道進行了最大馬赫數(shù)為8的再入二維數(shù)值模擬，然后進行抽吸位置和抽吸流量對進氣道性能及總壓恢復(fù)系數(shù)的影響分析，得到以下主要結(jié)論：

(1) 隨著再入馬赫數(shù)的增大，兩道斜激波不能在唇口處交匯，而且馬赫數(shù)越大，唇罩內(nèi)表面的分離包越大，隔離段上表面的附面層也越厚，進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)越低。

(2) 在進氣道合適的位置開槽以后，馬赫數(shù)增大時，會使隔離段上表面的附面層厚度減小。在距唇口27.5 mm處開槽可以使隔離段上表面附面層的厚度減小約43.3%，使隔離段下表面的分離包最小。

(3) 開槽大小不同，產(chǎn)生的激波強度不同，在隔離段下表面分離區(qū)的位置及大小發(fā)生改變。隨著槽寬的增大，隔離段上表面附面層厚度先減小后增大，槽寬為2 mm時，附面層厚度減小約71.6%，效果最佳。