汪 昆， 謝旅榮，劉 雨

(1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇 南京 210016； (2.江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

二維超聲速進(jìn)氣道擴(kuò)張段性能計(jì)算

汪 昆1，2， 謝旅榮1，2，劉 雨1，2

(1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇 南京 210016； (2.江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

研究了一種二維超聲速進(jìn)氣道擴(kuò)張段型面的中心線變化規(guī)律、擴(kuò)張比及中心線偏距對(duì)設(shè)計(jì)狀態(tài)下進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能及流場(chǎng)的影響。結(jié)果表明：采用前緩后急中心線變化規(guī)律的進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)最高，而采用前急后緩中心線變化規(guī)律的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)最低；隨著擴(kuò)張比從1.40增大到1.80，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)和抗反壓能力均下降，出口馬赫數(shù)上升， 擴(kuò)張比與長(zhǎng)度對(duì)進(jìn)氣道出口參數(shù)的影響存在較強(qiáng)的耦合關(guān)系；隨著偏距比的增加，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)起初有一定的升高，但偏距比增大到0.80之后，總壓恢復(fù)系數(shù)降低，出口馬赫數(shù)增大，總體上偏距比變化對(duì)進(jìn)氣道抗反壓能力影響不大。

超聲速進(jìn)氣道；進(jìn)氣道擴(kuò)張段；中心線變化規(guī)律；擴(kuò)張比；中心線偏距

0 引言

擴(kuò)張段是超聲速進(jìn)氣道的重要組成部分，一般定義為喉道至進(jìn)氣道出口的通道型面，氣流經(jīng)過(guò)喉道后在擴(kuò)張段內(nèi)通過(guò)結(jié)尾激波串降為亞聲速并繼續(xù)減速增壓。擴(kuò)張段的作用是為燃燒室提供高壓、低畸變的空氣，并承受燃燒室的高反壓變化。燃燒室的高反壓直接影響擴(kuò)張段內(nèi)結(jié)尾激波串形態(tài)位置，若擴(kuò)張段設(shè)計(jì)不合理，這種強(qiáng)逆壓梯度會(huì)使擴(kuò)張段內(nèi)的氣流發(fā)生嚴(yán)重分離，導(dǎo)致較大的總壓損失甚至使燃燒室高溫氣流回流損壞進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)。因此擴(kuò)張段的設(shè)計(jì)好壞，直接影響沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)及飛行器的整體性能。

研究人員通過(guò)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬的方法對(duì)擴(kuò)張段流場(chǎng)和性能進(jìn)行了較深入的研究。 Sajben、Ikui和Hsieh[1-7]等人研究了擴(kuò)壓段內(nèi)的自激振蕩流動(dòng)，并對(duì)自激振蕩的機(jī)理做出了各自的解釋。Kawatsu[8]等人研究了直矩形擴(kuò)張通道內(nèi)流場(chǎng)特性，研究發(fā)現(xiàn)，激波串產(chǎn)生的氣流分離包只能發(fā)生在上壁面的拐角處，而在等直通道內(nèi)，氣流分離發(fā)生在通道所有的拐角處。Weiss[9-10]等人實(shí)驗(yàn)研究了擴(kuò)張段內(nèi)激波串特性，發(fā)現(xiàn)隨著來(lái)流馬赫數(shù)增加，激波串的位置后移且激波串長(zhǎng)度增加。Lee H J[11]等人對(duì)小尺寸的超聲速進(jìn)氣道開(kāi)展了實(shí)驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)不同的擴(kuò)張段型面內(nèi)激波串/偽激波結(jié)構(gòu)存在差異。譚慧俊等[12-13]數(shù)值模擬了彎曲等截面管道中的激波串特性，并用實(shí)驗(yàn)方法對(duì)三維軸對(duì)稱進(jìn)氣道內(nèi)隔離段的激波串進(jìn)行了初步研究，研究表明，管道彎曲對(duì)流動(dòng)的對(duì)稱性有明顯的影響，管道彎曲能有效抑制出口壓力變化導(dǎo)致的出口截面馬赫數(shù)大幅度波動(dòng)。安彬[14]等研究了等截面S彎隔離段流場(chǎng)特性，研究表明，高反壓下等截面S彎隔離段性能與等直隔離段大致相當(dāng)，隔離段馬赫數(shù)損失與反壓呈現(xiàn)線性關(guān)系，并且對(duì)構(gòu)型不敏感。郭善廣等人[15-16]采用特征線法設(shè)計(jì)了一種二維超聲速消波轉(zhuǎn)彎流道，并對(duì)流道內(nèi)的遲滯現(xiàn)象進(jìn)行了詳細(xì)的研究，研究表明激波串波頭很難穩(wěn)定在流道拐點(diǎn)附近，當(dāng)激波串波頭靠近流道拐點(diǎn)時(shí)，流場(chǎng)具有雙解。流動(dòng)雙解區(qū)向單解區(qū)演化過(guò)程中，伴隨有大分離區(qū)在上、下壁面之間的迅速轉(zhuǎn)換和激波串結(jié)構(gòu)的快速演化。

相比于直擴(kuò)張段，彎曲擴(kuò)張段內(nèi)部的流動(dòng)更加復(fù)雜，主要表現(xiàn)在：彎曲擴(kuò)張段內(nèi)部激波串更長(zhǎng)，非對(duì)稱性更明顯；在壁面離心力作用下，激波附面層作用更易產(chǎn)生氣流分離；彎曲擴(kuò)張段上下壁面壓差更大，更易產(chǎn)生激波串振蕩現(xiàn)象。擴(kuò)張段內(nèi)的流動(dòng)特性對(duì)進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能有直接影響，因此，開(kāi)展彎曲擴(kuò)張段的研究具有重要意義。本文主要采用數(shù)值模擬研究二維彎曲擴(kuò)張段的構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道性能及內(nèi)部流場(chǎng)的影響。

1 物理模型和計(jì)算方法

1.1 彎曲擴(kuò)張段的設(shè)計(jì)

當(dāng)進(jìn)氣道喉道與出口截面中心不在同一高度上時(shí)，擴(kuò)張段進(jìn)出口存在偏心距，因此中心線的形狀在帶偏距的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中極為重要，為了減小轉(zhuǎn)彎損失，轉(zhuǎn)彎應(yīng)盡量緩和。本文研究的擴(kuò)張段中心線采用S彎形，S彎的三種中心線方程和面積變化方程由文獻(xiàn)[17]給出，即轉(zhuǎn)彎方式不同的曲線方程。中心線構(gòu)型分別為前緩后急、緩急相當(dāng)、前急后緩，分別用L1，L2和L3表示。進(jìn)氣道前體外壓縮角為θ1=8.5°，θ2=8.0°，θ3=9.0°，設(shè)計(jì)喉道高度為Hth，并以Hth作為無(wú)量綱參數(shù)對(duì)其他幾何型面參數(shù)進(jìn)行無(wú)量綱化，擴(kuò)張段后連接一段6.0Hth長(zhǎng)的等直段。擴(kuò)張段型面采用L1變化規(guī)律的進(jìn)氣道模型如圖1所示。二維進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為3.3，飛行高度20 km。

1.2 數(shù)值模擬方法

2 擴(kuò)張段型面參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

本文研究的擴(kuò)張段型面參數(shù)包括擴(kuò)張段的中心線變化規(guī)律、中心線偏距和擴(kuò)張比。研究中心線變化規(guī)律的影響時(shí)，進(jìn)氣道的邊界條件參數(shù)設(shè)置相同，對(duì)比不同反壓下各進(jìn)氣道的流場(chǎng)和性能。研究中心線偏距和擴(kuò)張比的影響時(shí)，調(diào)節(jié)反壓使進(jìn)氣道達(dá)到臨界狀態(tài)，對(duì)比臨界狀態(tài)下各進(jìn)氣道的流場(chǎng)和性能。為分析方便，以喉道高度Hth作為比較，將進(jìn)氣道出口高度He、擴(kuò)張段高度方向的偏距Ye進(jìn)行無(wú)量綱化，并分別定義為擴(kuò)張比和偏距比。

2.1 中心線變化規(guī)律對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。

在研究中心線變化規(guī)律的影響時(shí)，設(shè)計(jì)的擴(kuò)張段擴(kuò)張比為1.64，偏距為0.79，中心線變化規(guī)律選取L1，L2和L3三種變化規(guī)律。

圖2給出了不同中心線變化規(guī)律下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨反壓的變化曲線。由圖可看出，隨著反壓上升，三種擴(kuò)張段下進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)先呈下降趨勢(shì)，在達(dá)到某一壓力之后(L1和L2對(duì)應(yīng)24.5p0，L3對(duì)應(yīng)25p0)，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸上升，這是因?yàn)椋悍磯狠^低時(shí)，隨著反壓增大，擴(kuò)張段內(nèi)激波串前移，進(jìn)氣道出口的超聲速氣流區(qū)域逐漸減小，高總壓區(qū)域變小，造成總壓恢復(fù)系數(shù)下降；當(dāng)反壓增大到一定值，在激波串的影響下進(jìn)氣道出口剛好全部是亞聲速，此時(shí)對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)最??；若繼續(xù)增大反壓，激波前馬赫數(shù)降低，激波串強(qiáng)度變?nèi)?，激波損失減小，總壓恢復(fù)系數(shù)上升。由圖還可以看出，反壓較低時(shí)，L2和L3中心線規(guī)律下的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)變化幾乎相同，而在相同的反壓下L1型面的總壓恢復(fù)一直大于另兩種型面，這與文獻(xiàn)[17]研究的擴(kuò)張段進(jìn)口為亞聲速的結(jié)論相同。L1型面的總壓恢復(fù)系數(shù)最高主要因?yàn)椋阂耘c喉道位置的距離相比，L1擴(kuò)張段結(jié)尾激波的起始位置即頭激波的位置最靠后，L2和L3型面的頭激波位置相差不大且相對(duì)更靠近喉道，如圖3所示。在相同的反壓下，由于頭激波的位置不同導(dǎo)致分離包的大小及位置不同，頭激波越靠前，分離包越大，造成的分離摻混損失增加，故進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)下降。

圖4為臨界狀態(tài)下不同型面擴(kuò)張段內(nèi)壓力云圖，可以看出，三種擴(kuò)張段內(nèi)激波串都存在明顯的非對(duì)稱性，比較該狀態(tài)下三種型面擴(kuò)張段內(nèi)的激波串長(zhǎng)度發(fā)現(xiàn)，L1型面最長(zhǎng)，L2次之，L3最短。由于進(jìn)氣道下壁面肩部泄流槽作用，三種擴(kuò)張段型面的下壁面附面層均較薄，而上壁面附面層較厚，在激波串頭激波的作用下，擴(kuò)張段上壁面均誘導(dǎo)產(chǎn)生分離包。但由于L3型面的中心線為前急后緩，擴(kuò)張段起始段型面變化大，上壁面曲率較大，氣流壓縮強(qiáng)，其頭激波的起始位置較另兩種型面更靠前，誘導(dǎo)產(chǎn)生的分離包也更靠前；同時(shí)由于擴(kuò)張段起始段型面變化大，高速氣流在離心力和慣性力的作用下向上壁面偏轉(zhuǎn)，使上壁面分離包逐漸減小，而在擴(kuò)張段下壁面出現(xiàn)一個(gè)很大的分離包，這種分離包的遷移，增大了摻混損失，導(dǎo)致該型面在臨界狀態(tài)下出口總壓恢復(fù)系數(shù)最低。

研究中還發(fā)現(xiàn)，不同反壓下激波串在上下壁面的前緣位置會(huì)隨著反壓的變化而變化。圖5給出了L1擴(kuò)張段通流時(shí)的壓力云圖，圖6是L1擴(kuò)張段壁面激波串前緣點(diǎn)位置隨反壓變化曲線，X為激波串前緣位置與喉道之間的距離，并與擴(kuò)張段長(zhǎng)度進(jìn)行了無(wú)量綱化，由圖可看出，激波串在上下壁面點(diǎn)前緣點(diǎn)位置總體上是隨著反壓上升逐漸向上游移動(dòng)的。反壓為22.5p0之前時(shí)下壁面的激波串前緣點(diǎn)位置更靠近喉道，但是當(dāng)反壓增大至22.5p0后，激波串前緣位置出現(xiàn)交替變化，變?yōu)樯媳诿娴募げù熬壩恢酶壳?，而且反壓?0.5p0至21p0，22p0至22.5p0擴(kuò)張段上壁面激波串的起始位置變化較劇烈；反壓為24.5p0時(shí)，前緣點(diǎn)位置出現(xiàn)明顯波動(dòng)。對(duì)比圖5可以發(fā)現(xiàn)，激波串處在這些位置時(shí)，正好也是進(jìn)氣道背景激波反射點(diǎn)的位置，在多重激波的影響下導(dǎo)致結(jié)尾激波串位置變化較大。

2.2 擴(kuò)張比對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

研究了擴(kuò)張比Rt分別為1.40，1.50，1.64，1.70和1.80，中心偏距比均為0.79的五種擴(kuò)張段型面。分析了擴(kuò)張比對(duì)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)及流場(chǎng)分布的影響。

圖7是臨界狀態(tài)下進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)隨擴(kuò)張比變化曲線圖。由圖可知，隨著擴(kuò)張段的擴(kuò)張比增加，各型面擴(kuò)張段的總壓恢復(fù)系數(shù)基本呈現(xiàn)下降趨勢(shì)。而L3型面擴(kuò)張比增大到1.7時(shí)，其總壓恢復(fù)系數(shù)較擴(kuò)張比為1.64有微小上升。分析原因：結(jié)合圖8壓力云圖中流線可知，對(duì)于L3型面，隨擴(kuò)張比增大，擴(kuò)張段內(nèi)部的分離包上下變化，內(nèi)部流場(chǎng)不穩(wěn)定，其進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)隨擴(kuò)張比變化趨勢(shì)就會(huì)出現(xiàn)局部不同，但總體上還是呈下降趨勢(shì)。同時(shí)還可以發(fā)現(xiàn)，與上節(jié)研究結(jié)論一致，采用前緩后急中心線變化規(guī)律的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)最高。由圖8可以看出，在擴(kuò)張段總長(zhǎng)度不變的前提下，隨著擴(kuò)張比的增大，局部擴(kuò)張角增大，臨界狀態(tài)下各型面的擴(kuò)張段內(nèi)分離包逐漸增大，摻混損失增大，造成進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)減小。且在大擴(kuò)張比下分離包幾乎占據(jù)擴(kuò)張段流動(dòng)通道高度的1/3，并一直延伸至進(jìn)氣道出口，嚴(yán)重影響了進(jìn)氣道出口流場(chǎng)品質(zhì)，因此若使用大擴(kuò)張比的擴(kuò)張段，其擴(kuò)張段長(zhǎng)度也應(yīng)該隨之加長(zhǎng)，以減小局部擴(kuò)張角。

2.3 偏距比對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

為研究擴(kuò)張段偏距比對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)及性能的影響，選擇擴(kuò)張比為1.40，1.50和1.64，中心線為前緩后急變化規(guī)律型面擴(kuò)張段，偏距比分別為0.60，0.70，0.79，0.90和1.00。

圖9(a)是臨界狀態(tài)下擴(kuò)張段出口總壓恢復(fù)系數(shù)隨偏距比變化曲線，由圖可知，在研究范圍內(nèi)，隨著偏距比增大，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)先略有上升后下降，當(dāng)偏距比為0.79時(shí)，三種中心線變化規(guī)律下的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)均最高。在研究的偏距范圍內(nèi)，偏距比對(duì)于小擴(kuò)張比(Rt=1.40,1.50)擴(kuò)張段的總壓恢復(fù)系數(shù)影響較小，總壓恢復(fù)系數(shù)變化不超過(guò)1%。但大擴(kuò)張比(Rt=1.64)下偏距比對(duì)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)影響較大。

圖9(b)和(c)給出了擴(kuò)張段出口馬赫數(shù)和增壓比隨偏距比變化曲線，由圖可知，隨著偏距比增大，小擴(kuò)張比(Rt=1.40，1.5--0)下的擴(kuò)張段出口馬赫數(shù)和增壓比變化很小，但偏距增大到0.79之后，出口增壓比下降，出口馬赫數(shù)上升?？傮w上看，偏距比對(duì)于小擴(kuò)張比的抗反壓能力和出口馬赫數(shù)均影響不大。但對(duì)大擴(kuò)張比的型面影響較大，結(jié)合圖10中的流線可知，大偏距下擴(kuò)張段出口處產(chǎn)生的氣流分離會(huì)減小出口的有效流通面積，擴(kuò)張段的有效壓縮能力減弱，因此出口馬赫數(shù)變大，出口增壓比減小。

結(jié)合圖9和圖10可知，一定范圍內(nèi)合理的增大偏距比可以調(diào)整擴(kuò)張段入口處壁面的曲率半徑，在型面變化的離心力作用下加速氣流向上壁面流動(dòng)，從而減小擴(kuò)張段入口處由于激波附面層干擾形成的小分離包，能一定程度上地改善進(jìn)氣道性能。但偏距過(guò)大易造成擴(kuò)張段下壁面處的氣流分離。

3 結(jié)論

通過(guò)對(duì)比分析影響擴(kuò)張段構(gòu)型的三個(gè)典型型面參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能及其內(nèi)部流場(chǎng)的變化規(guī)律，可以得出以下結(jié)論：

1)擴(kuò)張段中心線的三種變化規(guī)律對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)及性能影響明顯，本文研究范圍內(nèi)擴(kuò)張段采用前緩后急中心線變化規(guī)律的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)最高，采用前急后緩總壓恢復(fù)系數(shù)最低。

2)研究的擴(kuò)張比范圍內(nèi)，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)隨擴(kuò)張比的增大總體呈現(xiàn)下降趨勢(shì)，出口馬赫數(shù)呈上升趨勢(shì)，在設(shè)計(jì)擴(kuò)張段的擴(kuò)張比時(shí)，需要綜合考慮燃燒室入口馬赫數(shù)、進(jìn)氣道流量、擴(kuò)張段長(zhǎng)度及其中心線變化規(guī)律等條件的影響。

3)合理的偏距比能一定程度地改善彎曲擴(kuò)張段內(nèi)部流場(chǎng)，從而提高進(jìn)氣道的性能，但是偏距比過(guò)大時(shí)會(huì)造成擴(kuò)張段內(nèi)出現(xiàn)大的氣流分離，導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)降低，出口馬赫數(shù)增大。

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Performance calculation of two-dimensional supersonic inlet diffuser

WANG Kun1,2， XIE Lürong1,2， LIU Yu1,2

(1.College of Energy and Power Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China；2.Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System， Nanjing 210016， China)

The influences of the law of centerline variation， expansion ratio and centerline offset of two-dimensional supersonic inlet diffuser on aerodynamic performance and flow characteristics under inlet design condition are studied. The numerical results indicate that the inlet with diffuser rapid turning at its exit has maximum total pressure recovery coefficient and inlet with diffuser rapid turning at the entrance has minimum total pressure recovery coefficient；as the expansion ratio increases from 1.40 to 1.80， inlet total pressure recovery coefficient and backpressure-resistance ability decrease， and the exit Mach number increase；the effect of expansion ratio and length on inlet exit parameter has a strong coupling relationship. As offset ratio increases， the inlet total pressure recovery coefficient increases at the beginning， but as the offset ratio increases to more than 0.80， the inlet total pressure recovery coefficient declines and the exit Mach number increases. General speaking， the variation of offset ratio has little effect on backpressure-resistance ability of the inlet.

supersonic inlet；inlet diffuser；law of centerline variation；expansion ratio；centerline offset

2017-03-22；

2017-04-25

汪 昆(1993—)，男，碩士研究生，研究領(lǐng)域?yàn)閮?nèi)流氣體動(dòng)力學(xué)

V431-34

A

1672-9374(2017)06-0054-07

(編輯：陳紅霞)