王利平 孫振華 賀永杰 馬高建

摘要： 從影響進(jìn)氣道起動(dòng)性能的全因素出發(fā)， 建立一體化模型， 研究來流馬赫數(shù)、 攻角、 側(cè)滑角對進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響， 對進(jìn)氣道轉(zhuǎn)級過程進(jìn)行了動(dòng)態(tài)過程仿真。 結(jié)果表明， 隨著來流馬赫數(shù)的增大， 進(jìn)氣道流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)變化趨勢相反， 應(yīng)選擇合適的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)， 拓寬進(jìn)氣道的工作包線； 隨著側(cè)滑角的增大， 背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道起動(dòng)性能及抗反壓性能下降； 轉(zhuǎn)級過程中， 背風(fēng)側(cè)超臨界裕度明顯小于迎風(fēng)側(cè)， 研制過程中， 應(yīng)按照背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)行超臨界裕度設(shè)計(jì)。

關(guān)鍵詞： 進(jìn)氣道； 起動(dòng)性能； 馬赫數(shù)； 攻角； 側(cè)滑角； 動(dòng)態(tài)過程； 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)

中圖分類號： TJ763； V43文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 1673-5048（2018）04-0039-07

0引言

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是一種新型動(dòng)力裝置， 利用空氣中的氧氣作為氧化劑， 比沖較固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高出4～6倍， 可較大幅度地提高導(dǎo)彈平均速度和射程， 是目前遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈可選的最佳動(dòng)力系統(tǒng)。 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要由進(jìn)氣道、 燃?xì)獍l(fā)生器、 點(diǎn)火器、 助推/沖壓補(bǔ)燃室以及轉(zhuǎn)級機(jī)構(gòu)等構(gòu)成， 其中進(jìn)氣道的正常起動(dòng)是保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)正常轉(zhuǎn)級、 穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。

目前廣泛使用的進(jìn)氣道主要為不可調(diào)混壓式超聲速進(jìn)氣道， 通過一系列斜激波和一道正激波將超聲速氣流滯止為亞聲速氣流。 然而在飛行器助推加速、 轉(zhuǎn)級和巡航過程中， 由于內(nèi)外部條件共同作用的緣由， 例如轉(zhuǎn)級時(shí)序不合理設(shè)置、 不可預(yù)測的側(cè)風(fēng)、 導(dǎo)彈大機(jī)動(dòng)、 導(dǎo)彈加速大推力需求、 飛行速度過低以及補(bǔ)燃室內(nèi)部燃燒擾動(dòng)等， 使工作環(huán)境偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)， 導(dǎo)致進(jìn)氣道工作不穩(wěn)定， 進(jìn)而導(dǎo)致飛行失敗。 例如， 美國X-51A第三次高超聲速飛行試驗(yàn)， 由于進(jìn)氣道不起動(dòng)， 造成發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉， 導(dǎo)致試驗(yàn)失敗。

為弄清影響進(jìn)氣道起動(dòng)能力的因素， 提高進(jìn)氣道性能， 國內(nèi)外學(xué)者做了大量研究。 Zha等人通過對HSCT（High Speed Civil Transport）混壓式軸對稱進(jìn)氣道在Ma=2.0時(shí)數(shù)值分析后發(fā)現(xiàn)， 來流攻角增大時(shí)， 易引起進(jìn)氣道不起動(dòng)， 同時(shí)還發(fā)現(xiàn)喉道處流場的畸變程度對進(jìn)氣道起動(dòng)有很大的影響[1]； Kantrowitz從理論上給出了進(jìn)氣道起動(dòng)最大面積收縮比限制條件， 但在高馬赫數(shù)下誤差較大[2]； Ennis等人對超聲速進(jìn)氣道的起動(dòng)問題開展了試驗(yàn)研究， 發(fā)現(xiàn)了兩種不同類型的進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)， 并將進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)定義為內(nèi)部流動(dòng)現(xiàn)象沒有影響到進(jìn)氣道的流量捕獲特性[3]； 梁德旺等人對一系列不同收縮比、 不同波系配置的內(nèi)壓縮通道二維流場進(jìn)行了仿真模擬， 研究了面積收縮比、 飛行高度和來流攻角對進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響[4]； 賀永杰等人研究了附面層泄除對定幾何混壓式進(jìn)氣道起動(dòng)馬赫數(shù)、 起動(dòng)點(diǎn)性能和巡航點(diǎn)性能的影響[5]； 何保成等人對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行了不同邊界條件下的數(shù)值模擬， 研究結(jié)果表明在不考慮攻角變化的前提下， 進(jìn)氣道不起動(dòng)邊界主要與來流馬赫數(shù)有關(guān)[6]； 趙湘恒等人對攻角變化引起的超聲速進(jìn)氣道再起動(dòng)過程進(jìn)行了數(shù)值模擬， 得到超聲速進(jìn)氣道的再起動(dòng)攻角隨攻角變化速率的增大近似呈線性增加[7]； 王衛(wèi)星等人對典型二元高超聲速進(jìn)氣道不同抽吸位置及抽吸流量對進(jìn)氣道性能的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬， 驗(yàn)證了抽吸對提升進(jìn)氣道自起動(dòng)性能的有效性[8]。

從國內(nèi)外研究情況來看， 目前對各影響因素進(jìn)行研究時(shí)， 主要存在以下幾方面的問題： 進(jìn)氣道均簡化為二維計(jì)算模型， 且僅保留進(jìn)氣道擴(kuò)張段之前部分， 模型過于簡化， 不能真實(shí)反映超聲速進(jìn)氣道的工作狀態(tài)； 對于固定進(jìn)氣道模型， 僅局限于單一因素的影響， 沒有進(jìn)行全因素對起動(dòng)能力影響的研究； 在進(jìn)氣道受到不可預(yù)測的干擾時(shí)， 對再起動(dòng)特性研究的文獻(xiàn)較少。

針對以上問題， 本文從影響進(jìn)氣道起動(dòng)能力的全因素出發(fā)， 建立一體化模型， 還原真實(shí)工作狀態(tài)， 分析各因素的變化規(guī)律， 并得到發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級時(shí)刻的動(dòng)態(tài)過程， 為提高進(jìn)氣道工作穩(wěn)定性， 保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作的可靠性提供借鑒和參考。

1計(jì)算模型和方法

1.1簡化計(jì)算模型

本文所用進(jìn)氣道模型為頭部雙側(cè)混壓式進(jìn)氣結(jié)構(gòu)。 按照不同的來流條件， 將全彈進(jìn)行不同的簡化： 在無攻角無側(cè)滑角（α=0°， β=0°）工況時(shí)， 模型簡化為四分之一進(jìn)行計(jì)算； 在有攻角無側(cè)滑角（α≠0°， β=0°）工況時(shí)， 模型簡化為單個(gè)進(jìn)氣道進(jìn)行計(jì)算； 在無攻角有側(cè)滑角（α=0°， β≠0°）工況時(shí)， 簡化為雙側(cè)進(jìn)氣道各取一半進(jìn)行計(jì)算； 進(jìn)行轉(zhuǎn)級過程動(dòng)態(tài)計(jì)算時(shí)， 增加燃?xì)獍l(fā)生器結(jié)構(gòu)， 如圖1所示。

1.2邊界條件

計(jì)算所用到的邊界條件類型： 壓力遠(yuǎn)場邊界、 壓力出口邊界、 無滑移絕熱固壁與對稱邊界條件等， 邊界條件示意圖如圖2所示， 進(jìn)行轉(zhuǎn)級動(dòng)態(tài)過程仿真時(shí)， 由于涉及到補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒， 增加燃?xì)饬髁窟M(jìn)口邊界。

航空兵器2018年第4期王利平， 等： 超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能影響因素研究模擬飛行高度為15 km， 對應(yīng)的壓力遠(yuǎn)場入口壓力為12 111 Pa。 按照不同的影響因素， 邊界條件設(shè)置見表1～4。

1.3計(jì)算方法

采用Fluent-CFD軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算， 工程上應(yīng)用最廣泛的湍流模型是標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型， 對于內(nèi)部的穩(wěn)態(tài)或非穩(wěn)態(tài)的湍流流動(dòng)發(fā)展均較適用， 因此選擇標(biāo)準(zhǔn)k-ε雙方程模型為湍流模型， 近壁區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進(jìn)行處理， 同時(shí)本文所模擬的為馬赫數(shù)2.0以上的流動(dòng)， 不能忽略氣流的壓縮性， 必須采用基于密度算法的3D隱式耦合算法求解， 流動(dòng)方程的離散格式為二階迎風(fēng)格式， 其余為一階迎風(fēng)格式， 解收斂標(biāo)準(zhǔn)為各項(xiàng)殘差收斂， 且所監(jiān)控的進(jìn)氣道出口流量穩(wěn)定或周期變化。

真實(shí)燃燒中所采用推進(jìn)劑為含硼富燃料推進(jìn)劑， 一次燃燒后組分較為復(fù)雜， 本文經(jīng)過熱值轉(zhuǎn)換為CH4進(jìn)行簡單組分計(jì)算， 同時(shí)考慮到湍流流動(dòng)影響選擇快速反應(yīng)的渦耗散模型（Eddy Dissipation Model）作為燃燒模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)計(jì)算。

2計(jì)算結(jié)果與分析

2.1馬赫數(shù)影響分析

圖3為總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線， 從圖中可以看出， 設(shè)計(jì)狀態(tài)下， 激波封口馬赫數(shù)為3.2， 此時(shí)的流量系數(shù)φ≈1， σ≈0.45， 當(dāng)馬赫數(shù)大于3.2時(shí)， 進(jìn)口前斜激波的傾斜角減小， 激波相交于唇口之后， 流量系數(shù)φ基本保持不變， 而斜激波的強(qiáng)度卻隨著來流馬赫數(shù)的增大而增強(qiáng)， 造成進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)σ逐漸下降； 當(dāng)馬赫數(shù)小于3.2時(shí)， 剛好相反， 斜激波將交于唇口之前， 引起超聲速溢流， 因此流量系數(shù)φ隨著來流馬赫數(shù)的減小而降低， 同時(shí)由于斜激波的強(qiáng)度隨著來流馬赫數(shù)的減小而降低， 正激波也逐漸向喉部移動(dòng)， 激波損失逐漸減小， 總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨著來流馬赫數(shù)的減小而增大； 當(dāng)馬赫數(shù)小于2.0時(shí)， 喉道將出現(xiàn)壅塞， 正激波被推出進(jìn)氣口外， 呈現(xiàn)亞聲速溢流， 流量系數(shù)φ迅速下降。 可以看出， 流量系數(shù)φ和總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨來流馬赫數(shù)的變化趨勢相反， 在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中， 本文的目標(biāo)是較高的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)， 因此應(yīng)選擇一個(gè)折中的起動(dòng)馬赫數(shù)和設(shè)計(jì)馬赫數(shù)， 保證在該馬赫數(shù)下設(shè)計(jì)出的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)具有較寬的穩(wěn)定工作范圍、 合適的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)。

圖4為出口馬赫數(shù)與畸變指數(shù)承受來流馬赫數(shù)的變化曲線， 可以看出， 隨著馬赫數(shù)的增大， 進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)隨之增加， 這是因?yàn)檫M(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)不可調(diào)， 在兩道斜激波及進(jìn)氣道內(nèi)部反射波系有限的壓縮作用下， 出口馬赫數(shù)會(huì)隨著來流馬赫數(shù)的增大而增大； 畸變指數(shù)反映了進(jìn)氣道出口氣流穩(wěn)定性與均勻性， 從圖中可以看出， 隨著來流馬赫數(shù)的增大， 畸變指數(shù)基本呈線性增加， 同時(shí)在來流馬赫數(shù)大于4.0的時(shí)候， 畸變指數(shù)為波動(dòng)向上的趨勢， 產(chǎn)生畸變的原因主要是激波附面層干擾、 唇口、 擴(kuò)壓段內(nèi)附面層分離等， 若進(jìn)氣道出口畸變指數(shù)過大， 將導(dǎo)致進(jìn)入補(bǔ)燃室的空氣流動(dòng)均勻性較差， 進(jìn)而影響空氣與燃?xì)獾膿交旌腿紵剩?對發(fā)動(dòng)機(jī)的推力性能會(huì)產(chǎn)生較大影響。

圖5為不同馬赫數(shù)下進(jìn)氣道對稱截面上的馬赫數(shù)分布云圖， 可以看出， 在Ma=3.2時(shí)， 兩道斜激波相交于唇口， 流量損失很小， 氣流進(jìn)入進(jìn)氣道后， 經(jīng)過幾道膨脹波系， 喉部及擴(kuò)張段內(nèi)流動(dòng)逐漸穩(wěn)定； 隨著馬赫數(shù)的減小， 斜激波的傾斜角增大， 兩道斜激波相交于唇口之前， 正激波位置也隨之向上游喉部移動(dòng)， 出現(xiàn)超聲速溢流， 有效捕獲面積減小， 流量系數(shù)也逐漸降低； 進(jìn)一步降低來流馬赫數(shù)， 如Ma=2.0， 激波將被推出進(jìn)氣道， 出現(xiàn)亞聲速溢流， 進(jìn)氣道不能起動(dòng)。 當(dāng)增大來流馬赫數(shù)時(shí)， 如Ma=3.8可以看到， 斜激波的傾斜角減小， 兩道激波均打入進(jìn)氣道內(nèi)部， 交于唇口內(nèi)， 同時(shí)可以明顯看出唇口與喉部之間的流動(dòng)變得更為復(fù)雜， 進(jìn)氣道外兩道斜激波與唇口斜激波相互作用， 在唇口附近形成分離區(qū)； 當(dāng)馬赫數(shù)繼續(xù)增大時(shí)， 如Ma=5.0， 進(jìn)氣道唇口上壁面出現(xiàn)一個(gè)很明顯的渦流區(qū)， 將引起額外的渦流損失。

2.2攻角影響分析

圖6為總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)隨來流攻角的變化曲線， 可以看出， 隨著攻角的增大， 流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)均有所減小， 但減小幅度較小， 說明攻角對本模型進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)影響不大； 由于本文中所選馬赫數(shù)為3.0， 低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)3.2， 斜激波相交于唇口之前， 引起超聲速溢流。

圖7為出口馬赫數(shù)和畸變指數(shù)隨來流攻角的變化曲線， 可以看出， 隨著來流攻角的增大， 出口馬赫數(shù)小幅度下降； 出口畸變指數(shù)逐漸增大， 且在攻角為4°之前， 畸變指數(shù)變化較為緩慢， 在攻角大于4°之后， 畸變指數(shù)快速升高。

圖8為不同攻角條件下， 沿程橫截面上總壓分布等值線圖。 在攻角為0°時(shí)， 進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)上下對稱， 隨著攻角的增大， 流體逐漸向進(jìn)氣道上半?yún)^(qū)域移動(dòng)， 造成橫截面上總壓分布不均勻度增強(qiáng)， 尤其當(dāng)攻角大于4°時(shí)， 這種不均勻度快速增長， 引起進(jìn)氣道出口畸變指數(shù)急劇增大， 對補(bǔ)燃室內(nèi)的燃燒將產(chǎn)生不利影響， 造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能急劇下降。

2.3側(cè)滑角影響

圖9為總壓恢復(fù)系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線。 可以看出， 隨著側(cè)滑角的加入， 迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道內(nèi)總壓恢復(fù)系數(shù)σ先升高后下降， 而背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道單調(diào)下降， 在本文所計(jì)算范圍內(nèi)， 側(cè)滑角的影響使得迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)比背風(fēng)側(cè)偏高； 在側(cè)滑角β較小時(shí)， 兩側(cè)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較大， 在β=2°～3°時(shí)， 兩側(cè)差距接近0.005， 隨著側(cè)滑角的進(jìn)一步增大， 差異逐漸減小。

圖10為兩側(cè)進(jìn)氣道流量系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線， 隨著側(cè)滑角β的增大， 兩側(cè)進(jìn)氣道的流量系數(shù)φ呈現(xiàn)完全相反的變化： 迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道流量系數(shù)隨著側(cè)滑角的增大逐漸增大， 而背風(fēng)側(cè)卻基本成線性下降。

圖11為不同側(cè)滑角條件下， 進(jìn)氣道中心截面上的馬赫數(shù)等值線圖。 可以看到， 隨著側(cè)滑角β的增大， 迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道前外壓斜激波的激波角逐漸減小， 斜激波逐漸向進(jìn)氣道唇口內(nèi)部移動(dòng)， 正激波向下游移動(dòng)， 激波壓縮強(qiáng)度增強(qiáng)， 損失增大， 總壓損失增大， 而進(jìn)入進(jìn)氣道的流量逐漸增大， 當(dāng)側(cè)滑角β>2.5°時(shí)， 進(jìn)氣道捕獲流量大于理論流量， 流量系數(shù)大于1； 與迎風(fēng)側(cè)變化趨勢相反， 背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道前外壓斜激波的激波角逐漸增大， 激波強(qiáng)度減弱， 損失減小， 但背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道出口流場畸變指數(shù)逐漸增大， 導(dǎo)致出口截面壓力分布均勻性變差， 總壓恢復(fù)系數(shù)減小， 同時(shí)背風(fēng)側(cè)超聲速溢流現(xiàn)象越發(fā)嚴(yán)重， 捕獲流量逐漸減少， 流量系數(shù)也隨之降低。

由以上分析可知， 在本文所研究的模型中， 導(dǎo)彈偏航可以使迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道流量系數(shù)增大， 出口流場畸變指數(shù)減小， 但總壓恢復(fù)系數(shù)降低； 而背風(fēng)側(cè)的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)均減小， 出口流場畸變指數(shù)增大， 說明進(jìn)氣道對側(cè)滑角的變化比較敏感， 過大的偏航會(huì)大大降低進(jìn)氣道的性能。

3動(dòng)態(tài)仿真過程

動(dòng)態(tài)仿真過程中， 為觀察進(jìn)氣道及補(bǔ)燃室中各性能參數(shù)的變化過程， 在進(jìn)氣道進(jìn)口、 進(jìn)氣道內(nèi)部以及補(bǔ)燃室內(nèi)設(shè)置了不同位置的監(jiān)測點(diǎn)， 如圖12所示。

圖13為進(jìn)氣道進(jìn)口前兩個(gè)點(diǎn)的壓力變化曲線， 從圖中可以看出， 在108 ms前， 前堵蓋封閉， 兩側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)口前壓力均呈現(xiàn)頻率約為300 Hz的振蕩， 這是因?yàn)榭諝饨?jīng)過三道斜激波進(jìn)入進(jìn)氣道， 此時(shí)斜激波交于唇口位置， 監(jiān)測點(diǎn)位置壓強(qiáng)隨大氣壓強(qiáng)逐漸上升， 由于前堵蓋的阻隔， 流體無法繼續(xù)向前流動(dòng)， 進(jìn)而在該區(qū)域聚集， 當(dāng)流體聚集過多時(shí)， 前堵蓋位置壓力會(huì)急劇增大， 推動(dòng)正激波向上游移動(dòng)， 最終正激波被推出進(jìn)氣道， 產(chǎn)生激波脫體， 此時(shí)臨測點(diǎn)的壓力達(dá)到最大； 同時(shí)前堵蓋的壓力得到釋放， 誘導(dǎo)激波再次向進(jìn)氣道下游移動(dòng)， 監(jiān)測點(diǎn)的壓力開始下降， 當(dāng)斜激波在唇口相交， 正激波進(jìn)入進(jìn)氣道后， 監(jiān)測點(diǎn)壓力達(dá)到最低， 隨后流體在前堵蓋區(qū)域聚集， 重復(fù)上述過程； 同時(shí)， 由于存在2°側(cè)滑角， 迎風(fēng)側(cè)前最大壓力及最低壓力均大于相應(yīng)的背風(fēng)側(cè)壓力， 而且兩側(cè)進(jìn)氣道前壓力變化過程剛好交錯(cuò)進(jìn)行， 即相位不同， 這是因?yàn)榭諝庠谟L(fēng)側(cè)進(jìn)氣道流動(dòng)時(shí)， 側(cè)滑角的作用相當(dāng)于使激波角減小， 斜激波相交于進(jìn)氣道內(nèi)部， 壓縮性增強(qiáng)， 而空氣在背風(fēng)側(cè)進(jìn)行流動(dòng)時(shí)， 剛好相反。

在108 ms后， 前堵蓋打開， 空氣能夠順利通過進(jìn)氣道進(jìn)入補(bǔ)燃室， 兩側(cè)進(jìn)氣道前壓力迅速達(dá)到平衡狀態(tài)， 同時(shí)進(jìn)氣道前所形成的斜激波也處于穩(wěn)定狀態(tài)， 監(jiān)測點(diǎn)的壓力不再變化。

圖14為進(jìn)氣道內(nèi)部各截面上壓力隨時(shí)間的變化曲線。 在108 ms到115 ms之間， 各截面按照1～7的先后順序壓力迅速升高， 這是因?yàn)榍岸律w在108 ms時(shí)打開， 空氣迅速通過進(jìn)氣道進(jìn)入補(bǔ)燃室； 而在115 ms之后， 各截面壓力又有一個(gè)下降轉(zhuǎn)平穩(wěn)的過程， 這是進(jìn)氣道內(nèi)斜激波和反射波系穩(wěn)定的一個(gè)過程； 在128 ms之后， 背風(fēng)側(cè)截面7壓力首先飆升， 這是因?yàn)殡S著空氣與燃?xì)獍l(fā)生燃燒反應(yīng)， 補(bǔ)燃室的壓力及溫度會(huì)迅速升高， 此時(shí)處于通流狀態(tài)的進(jìn)氣道在背壓提高的條件下， 正激波開始向上游移動(dòng)， 而背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道由于抗壓能力較迎風(fēng)側(cè)差， 正激波向上游移動(dòng)速度更快， 當(dāng)經(jīng)過截面7時(shí)， 該位置的壓力在激波的作用下驟升， 隨著正激波的移動(dòng)， 各截面的壓力逐次升高； 從圖中曲線可以看出， 當(dāng)背風(fēng)側(cè)正激波上移到截面6時(shí)， 迎風(fēng)側(cè)正激波上移至截面7， 隨著向上游的移動(dòng)， 正激波移動(dòng)速度越來越慢， 最終在兩側(cè)進(jìn)氣道內(nèi)均越過所檢測的截面1， 穩(wěn)定在進(jìn)氣道內(nèi)某一位置， 轉(zhuǎn)級過程結(jié)束。

圖15為進(jìn)氣道內(nèi)各截面上馬赫數(shù)隨時(shí)間的變化過程曲線。 因?yàn)橥ㄟ^激波的壓縮作用后， 馬赫數(shù)下降， 壓力升高， 因此馬赫數(shù)的變化過程與壓力變化過程剛好相反。

圖16為補(bǔ)燃室內(nèi)部截面上壓力隨時(shí)間變化曲線。 隨著前堵蓋的打開， 來流空氣的進(jìn)入， 補(bǔ)燃室內(nèi)迅速發(fā)生燃燒反應(yīng)， 壓力也迅速升高， 同時(shí)隨著燃燒的穩(wěn)定， 壓力逐漸趨于穩(wěn)定。

4結(jié)論

本文研究了馬赫數(shù)、 攻角、 側(cè)滑角對進(jìn)氣道性能的影響， 同時(shí)采用非穩(wěn)態(tài)計(jì)算方法， 數(shù)值模擬了帶燃燒條件下的進(jìn)氣道轉(zhuǎn)級過程， 通過分析， 可以得出以下結(jié)論：

（1） 隨著來流馬赫數(shù)的增大， 進(jìn)氣道流量系數(shù)φ與總壓恢復(fù)系數(shù)σ變化趨勢相反； 為拓寬進(jìn)氣道的工作包線， 保證進(jìn)氣道能正常起動(dòng)穩(wěn)定工作， 并減小能量損失， 應(yīng)選擇合適的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)和起動(dòng)馬赫數(shù)。

（2） 頭部雙側(cè)混壓式進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)中， 攻角大于4°后， 出口畸變指數(shù)快速升高， 對補(bǔ)燃室中穩(wěn)定有效的燃燒將產(chǎn)生不利影響。

（3） 隨著側(cè)滑角的增大， 迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道流量系數(shù)增大， 出口流場畸變指數(shù)減小， 但總壓恢復(fù)系數(shù)降低； 而背風(fēng)側(cè)的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)均減小， 出口流場畸變指數(shù)增大， 說明進(jìn)氣道對側(cè)滑角的變化比較敏感， 過大會(huì)大大降低進(jìn)氣道的流場性能。

（4） 由于背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道的抗反壓能力較弱， 在空氣進(jìn)入補(bǔ)燃室與燃?xì)鈸交烊紵螅?背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道正激波先于迎風(fēng)側(cè)向上游移動(dòng)， 并最終其超臨界裕度小于迎風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道， 在研制過程中， 應(yīng)按照背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)行超臨界裕度設(shè)計(jì)。

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Abstract： From the factors influence on starting ability of inlet ， the integrative model is built， and the starting performance of inlet with different Mach number， attack angle， side slip angle are investigated， the dynamic process of transition is simulated. The results show that， with the increase of the Mach number， flow coefficient and total pressure recovery coefficient had opposite tendency， it is important to choose appropriate design Mach number， and wide the operating envelope. With the increase of side slip angle， the start ability and resisting back pressure ability of leeward side inlet are decreased. During the transition process， the leeward side supercritical margin is significantly smaller than the windward side， so the supercritical margin should be designed according to the leeward side inlet.

Key words： inlet； start ability； Mach number； attack ang