蒲曉航，蔡 強(qiáng)，常 浩，黃慧慧，王雪坤

ATR進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計(jì)及其超聲速性能快速預(yù)估

蒲曉航，蔡 強(qiáng)，常 浩，黃慧慧，王雪坤

（中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

傳統(tǒng)彈用ATR進(jìn)氣道一般為后置“X型”四旁側(cè)二元混壓式進(jìn)氣道。為得到構(gòu)型適宜、性能優(yōu)越的彈用ATR進(jìn)氣道，采用混壓式進(jìn)氣道內(nèi)外壓縮角約束松弛的方法對ATR進(jìn)氣道進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，改進(jìn)后進(jìn)氣道抗背壓能力、總壓比和總壓恢復(fù)系數(shù)均提升50%左右。為快速分析特定來流和背壓組合工況下的進(jìn)氣道性能，針對改進(jìn)后的彈用ATR進(jìn)氣道建立了進(jìn)氣道超聲速性能快速預(yù)估模型，預(yù)估模型無需識(shí)別進(jìn)氣道喉道和亞聲速擴(kuò)壓段是否含有正激波。與三維數(shù)值仿真結(jié)果相比，進(jìn)氣道性能預(yù)估模型計(jì)算的總壓恢復(fù)系數(shù)在絕大多數(shù)來流及背壓組合工況下的計(jì)算誤差不超過10%。ATR進(jìn)氣道超聲速性能預(yù)估模型精度可以滿足工程論證需求。

ATR進(jìn)氣道；改進(jìn)設(shè)計(jì)；快速預(yù)估模型；數(shù)值分析

0 引 言

ATR是一種吸氣式渦輪基組合循環(huán)動(dòng)力裝置。工作時(shí)，燃?xì)獍l(fā)生器排出的高溫高壓燃?xì)怛?qū)動(dòng)渦輪，渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)對進(jìn)氣道捕獲的來流空氣進(jìn)行增壓，流經(jīng)渦輪和壓氣機(jī)的兩股氣體在補(bǔ)燃室中摻混燃燒經(jīng)噴管排出。ATR發(fā)動(dòng)機(jī)具有比沖高、推重比大、工作包線寬等優(yōu)點(diǎn)，在小衛(wèi)星運(yùn)載[1]、高超聲速運(yùn)載[2~4]和戰(zhàn)術(shù)飛行器推進(jìn)[5]等方面具有廣闊的應(yīng)用前景。

進(jìn)氣道對ATR發(fā)動(dòng)機(jī)性能和安全意義重大。進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)在一定程度上直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力和燃料消耗率[6]；超聲速進(jìn)氣道外壓段總壓縮角越大，飛行器附加阻力越大[7]；進(jìn)氣道出口流場均勻性直接決定下游壓氣機(jī)工作穩(wěn)定性[8]。

1993年起，美國CFD研究中心Ostrander和萊特實(shí)驗(yàn)室Clegern等人開展了ATR改裝超聲速反輻射導(dǎo)彈（High-speed Anti-Radiation Missile，HARM）縮比尺寸樣機(jī)研究[9]。初步改裝時(shí)進(jìn)氣道采用四旁側(cè)定幾何外壓式超聲速進(jìn)氣道，4個(gè)進(jìn)氣道的亞聲速擴(kuò)壓段入口均為矩形，經(jīng)過“S”彎逐漸過渡至圓形出口。

本文在Ostrander和Clegern的研究成果基礎(chǔ)上，對彈用ATR進(jìn)氣道構(gòu)型進(jìn)行了深化論證，通過數(shù)值仿真完成進(jìn)氣道性能評(píng)估并提出改進(jìn)設(shè)計(jì)措施。針對改進(jìn)后的ATR進(jìn)氣道，建立了超聲速性能預(yù)估模型。該模型可以快速得到ATR進(jìn)氣道的工作性能，與壓氣機(jī)工作特性聯(lián)合后進(jìn)行ATR進(jìn)氣道與壓氣機(jī)匹配工作特性研究，還可集成在優(yōu)化平臺(tái)后對ATR進(jìn)氣道構(gòu)型進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化。

1 ATR進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

1.1 總體構(gòu)型論證

在Ostrander和Clegern等人設(shè)計(jì)的ATR進(jìn)氣道基礎(chǔ)上，繼續(xù)對壓縮方式、楔面配置和壓縮波系進(jìn)行細(xì)化論證。

1.1.1 壓縮方式

進(jìn)氣道不同的壓縮方式適用于不同馬赫數(shù)區(qū)間[6]。當(dāng)來流<1.5時(shí)，內(nèi)壓式進(jìn)氣道外部阻力較??；當(dāng)來流1.5<<2.5時(shí)，外壓式進(jìn)氣道的外部阻力可以接受，且不存在起動(dòng)問題；當(dāng)來流>2.5時(shí)，混壓式進(jìn)氣道可以在外部阻力、自起動(dòng)性能方面達(dá)到良好的折中。

ATR發(fā)動(dòng)機(jī)工作速域?yàn)?≤≤3.5。本文選取設(shè)計(jì)工況為=3.25，采用混壓式進(jìn)氣道。

1.1.2 壓縮波系

進(jìn)氣道波系設(shè)計(jì)應(yīng)綜合考慮氣動(dòng)性能、進(jìn)氣道長度和質(zhì)量?；诓ㄏ到Y(jié)構(gòu)與總壓恢復(fù)系數(shù)曲線關(guān)系，本文設(shè)計(jì)的ATR進(jìn)氣道采用“2外2內(nèi)1正”壓縮波系。

1.1.3 楔面布局

超聲速二元進(jìn)氣道有正置和倒置兩種布局，如圖1所示。在Ostrander和Clegern等人的研究中，進(jìn)氣道采用正置布局。

圖1 正置和倒置布局

首先，在相同Δ情況下，倒置布局的進(jìn)氣道可確保Δ<Δ，此時(shí)導(dǎo)彈迎風(fēng)的面積更小，可減少飛行阻力[10~12]。其次，進(jìn)氣道采用倒置布局時(shí)，喉道與導(dǎo)彈軸線的徑向距離減小，有利于弱化亞聲速段氣流分離。然后，采用二元倒置布局進(jìn)氣道的導(dǎo)彈具有更好的橫向、縱向機(jī)動(dòng)性能[13]。最后，由于本文對進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計(jì)的某個(gè)原因，采用倒置進(jìn)氣道布局更具優(yōu)勢。

綜合上述3個(gè)方面的論證，完善后的ATR進(jìn)氣道構(gòu)型為混壓式倒置進(jìn)氣道。

1.2 幾何設(shè)計(jì)

1.2.1 超聲速段構(gòu)型設(shè)計(jì)

超聲速段壓縮波系通?；贠swatitsch最佳波系理論開展設(shè)計(jì)。初步設(shè)計(jì)完成后，需結(jié)合設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)調(diào)整各級(jí)壓縮角以滿足內(nèi)外壓縮角相等。這個(gè)環(huán)節(jié)一方面嚴(yán)重依賴設(shè)計(jì)人員的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，另一方面無法實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道的全流程自動(dòng)設(shè)計(jì)、優(yōu)化及性能分析。

基于此，分別采用控制總壓恢復(fù)系數(shù)法、控制氣流總轉(zhuǎn)折角法開展超聲速擴(kuò)壓段的外壓段和內(nèi)壓段設(shè)計(jì)。

1.2.2 喉道構(gòu)型設(shè)計(jì)

喉道通常采用等截面或漸擴(kuò)幾何構(gòu)型，本文選取等截面構(gòu)型。為有效提升進(jìn)氣道出口流場均勻性，需盡可能光順進(jìn)氣道幾何構(gòu)型過渡方案。通過合理控制進(jìn)氣道內(nèi)壓縮比確保喉道寬高比大于2，以弱化進(jìn)氣道側(cè)壁效應(yīng)。通過借鑒TBCC進(jìn)氣道的喉道設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，選取ATR進(jìn)氣道喉道長高比為2[14]。

1.2.3 亞聲速段構(gòu)型設(shè)計(jì)

ATR進(jìn)氣道的“S”形亞聲速擴(kuò)壓段構(gòu)型設(shè)計(jì)包括中心線構(gòu)型設(shè)計(jì)、沿中心線截面形狀設(shè)計(jì)以及沿中心線截面面積設(shè)計(jì)[15,16]。

采用緩急相當(dāng)?shù)闹行木€構(gòu)型，中心曲線控制系數(shù)采用文獻(xiàn)[16]中的推薦值，以優(yōu)化亞聲速擴(kuò)壓段內(nèi)的氣流橫向壓力梯度。ATR進(jìn)氣道亞聲速段出口要逐漸過渡至壓氣機(jī)環(huán)形入口，采用“方轉(zhuǎn)扇環(huán)”過渡方案。該方案結(jié)構(gòu)簡單、過渡自然，可以得到較好的內(nèi)流場品質(zhì)。但該構(gòu)型的沿程截面精細(xì)化主動(dòng)控制過于復(fù)雜，設(shè)計(jì)時(shí)難以主動(dòng)控制，因此采用基于中心線的三維放樣建模設(shè)計(jì)方法。最后對亞聲速擴(kuò)壓段取樣分析確認(rèn)其沿中心線截面面積變化規(guī)律如圖2所示。在ATR進(jìn)氣道出口增加一段長度為壓氣機(jī)外徑的等直段以穩(wěn)定氣流[17]。

圖2 沿程截面面積變化規(guī)律

ATR進(jìn)氣道初步設(shè)計(jì)結(jié)果如圖3所示，相應(yīng)的幾何尺寸如表1所示。

圖3 ATR進(jìn)氣道初步設(shè)計(jì)結(jié)果

表1 ATR進(jìn)氣道初步設(shè)計(jì)結(jié)果

Tab.1 Geometric Dimensions of the Preliminary ATR Inlet

參數(shù)尺寸 外壓段第一壓縮角/（°）9.37 外壓段第二壓縮角/（°）10.90 內(nèi)壓段第一壓縮角/（°）12.78 內(nèi)壓段第二壓縮角/（°）7.49 外壓段第一壓縮楔面軸向長度L1/mm61.14 外壓段第二壓縮楔面起點(diǎn)至唇口軸向距離L2/mm51.99 內(nèi)壓段第一壓縮楔面軸向長度L3/mm70.87 喉道軸向長度Lt/mm40.77 捕獲高度HC/mm53.19 離心式壓氣機(jī)入口流道外徑D/mm50.00 離心式壓氣機(jī)入口流道內(nèi)徑d/mm15.00 進(jìn)氣道喉部寬度B/mm50.00

2 ATR進(jìn)氣道數(shù)值模擬及改進(jìn)

2.1 數(shù)值模型校驗(yàn)

選取文獻(xiàn)[18]中的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果對數(shù)值分析模型的準(zhǔn)確性進(jìn)行校驗(yàn)。文獻(xiàn)[18]中的進(jìn)氣道構(gòu)型與本文設(shè)計(jì)的ATR進(jìn)氣道一致，且文獻(xiàn)[18]中進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)（=3）與本文ATR進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)（=3.25）較為接近。

圖4 數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比

2.2 ATR進(jìn)氣道數(shù)值分析

采用校驗(yàn)后的數(shù)值模型對本文設(shè)計(jì)的ATR進(jìn)氣道開展三維CFD數(shù)值計(jì)算，臨界狀態(tài)下進(jìn)氣道喉道處密度梯度云圖如圖5所示，主要性能參數(shù)如表2所示。進(jìn)氣道靜壓比達(dá)24.06，出口總壓畸變不到10%，流量系數(shù)為0.95，但總壓恢復(fù)系數(shù)僅有48.34%。附面層與多次反射的壓縮激波耦合干擾后迅速發(fā)展，會(huì)在下游亞聲速“S”彎內(nèi)引起較為明顯的氣流分離，影響進(jìn)氣道性能。

圖5 臨界狀態(tài)喉道密度梯度云圖

表2 ATR進(jìn)氣道主要性能

Tab.2 ATR Inlet’s Main Geometric Dimensions and Performance

尺寸/mm抗背壓能力/atm靜壓比總壓 恢復(fù)系數(shù)出口總壓畸變流量系數(shù) 軸向徑向 897.35196.901.3024.0648.34%9.9%0.95

2.3 ATR進(jìn)氣道設(shè)計(jì)改進(jìn)

ATR進(jìn)氣道內(nèi)附面層發(fā)展及其與激波的嚴(yán)重耦合干擾導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)偏低。除此之外，ATR超聲速進(jìn)氣道顯著的“S”形流道構(gòu)型也是引起進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)降低的原因。氣流在ATR進(jìn)氣道的超聲速擴(kuò)壓段內(nèi)經(jīng)歷一次“S彎”折轉(zhuǎn)后又進(jìn)入“S”形亞聲速擴(kuò)壓段，帶來較大的總壓損失。

結(jié)合總壓損失因素分析結(jié)果，改進(jìn)ATR進(jìn)氣道設(shè)計(jì)：a）優(yōu)化壓縮波系為“3外2內(nèi)1正”，強(qiáng)化超聲速段氣流壓縮程度，確保喉道前氣流<1.5，降低附面層與激波的耦合干擾程度，避免氣流嚴(yán)重分離；b）調(diào)整喉道出口上傾，減少氣流在進(jìn)氣道內(nèi)的折轉(zhuǎn)次數(shù)，將2個(gè)“S彎”減少至1個(gè)；c）通過進(jìn)氣道吸除槽及時(shí)排出附面層氣流。

改進(jìn)后的進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)尺寸如表3所示。

表3 ATR進(jìn)氣道尺寸

Tab.3 Geometric Dimensions of the Preliminary ATR Inlet

參數(shù)尺寸 外壓段第一壓縮角/（°）8.15 外壓段第二壓縮角/（°）9.30 外壓段第三壓縮角/（°）10.67 內(nèi)壓段第一壓縮角/（°）11.07 內(nèi)壓段第二壓縮角/（°）4.05 喉道上傾角/（°）13

續(xù)表3

參數(shù)尺寸 外壓段第一壓縮楔面軸向長度L1/mm57.9 外壓段第二壓縮楔面軸向長度L2/mm33.5 外壓段第三壓縮楔面起點(diǎn)至唇口軸向距離L3/mm27.4 內(nèi)壓段第一壓縮楔面軸向長度L4/mm20.0 喉道軸向長度Lt/mm26.8 捕獲高度Hc/mm53.2 離心式壓氣機(jī)入口流道外徑D/mm100.0 離心式壓氣機(jī)入口流道內(nèi)徑d/mm30.0 進(jìn)氣道喉部寬度B/mm50.00

對改進(jìn)后的進(jìn)氣道截面分布規(guī)律進(jìn)行取樣計(jì)算，結(jié)果表明，改進(jìn)后進(jìn)氣道的沿程界面面積變化規(guī)律與文獻(xiàn)[16]中理想的“緩急相當(dāng)”構(gòu)型基本重合。

改進(jìn)后的進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下的數(shù)值計(jì)算結(jié)果如圖6所示。從左上角喉道靜壓云圖可知喉道出現(xiàn)明顯正激波。喉道處氣流速度略低于1.5，附面層被激波干擾后沒有出現(xiàn)明顯氣流分離，滿足設(shè)計(jì)預(yù)期。從圖6中進(jìn)氣道出口總壓云圖可知，出口總壓穩(wěn)定在（0.204±0.004）MPa范圍內(nèi)，幾乎可以忽略的出口總壓畸變，非常有利于下游壓氣機(jī)高性能穩(wěn)定工作。改進(jìn)后進(jìn)氣道的主要性能參數(shù)如表4所示。

圖6 改進(jìn)后ATR進(jìn)氣道臨界狀態(tài)下靜壓分布

表4 改進(jìn)前后ATR進(jìn)氣道主要性能對比

Tab.4 Comparison of ATR Inlet’s Geometric Dimensions and Performance before and after Improvement

項(xiàng)目尺寸/mm抗背壓能力/atm靜壓比總壓恢復(fù)系數(shù)出口總壓畸變流量系數(shù) 軸向徑向 改前897.35196.901.3024.0648.34%9.81%0.95 改后625.62196.902.0236.6869.66%4.38%0.84 改善幅度30.28%055.38%52.45%44.10%55.35%-11.58%

ATR進(jìn)氣道改進(jìn)設(shè)計(jì)后，軸向長度、最大抗背壓能力、總壓恢復(fù)系數(shù)和靜壓比等性能指標(biāo)均得到顯著改善，進(jìn)氣道出口的氣流均勻度明顯提升。因附面層吸除而略微降低的流量系數(shù)可通過增大進(jìn)氣道設(shè)計(jì)流量加以改善。

3 ATR進(jìn)氣道性能預(yù)估模型

考慮到ATR進(jìn)氣道出口壓氣機(jī)對入口氣流的需求，進(jìn)氣道出口氣流應(yīng)為亞聲速。此時(shí)喉道和亞聲速擴(kuò)壓段流場會(huì)受進(jìn)氣道出口背壓影響，因此將喉道和亞聲速擴(kuò)壓段視為整體聯(lián)合建模，避免激波位置判別。

3.1 喉道和亞聲速擴(kuò)壓段性能預(yù)估模型

式中為由氣體常數(shù)和比熱比決定的中間量；P為總壓；T為氣體總溫；為流道截面積；()為流量函數(shù)，無量綱密流；()為流量函數(shù)，其值為()/π()；為速度系數(shù)；為總壓恢復(fù)系數(shù)；下標(biāo)in為進(jìn)氣道喉道入口；為進(jìn)氣道出口；下標(biāo)sub為喉道和亞聲速擴(kuò)壓段。

3.2 喉道和亞聲速擴(kuò)壓段性能校驗(yàn)

為評(píng)估喉道和亞聲速擴(kuò)壓段整體性能預(yù)估模型準(zhǔn)確性，用三維數(shù)值仿真計(jì)算結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。性能預(yù)估模型中喉道入口截面ti氣流參數(shù)取三維CFD面平均參數(shù)。對比喉道和亞聲速擴(kuò)壓段整體性能預(yù)估模型和三維CFD兩種方法得到的總壓恢復(fù)系數(shù)如圖7所示。

圖7 兩種方法得到的喉道和亞聲速擴(kuò)壓段總壓恢復(fù)系數(shù)對比

由圖7可知，在=2.75~3.75這個(gè)比較寬的速域內(nèi)，兩種方法得到的總壓恢復(fù)系數(shù)幾乎完全一致，只有背壓很小時(shí)會(huì)出現(xiàn)一定的偏差。由此可知，喉道和亞聲速擴(kuò)壓段一體化性能預(yù)估模型的準(zhǔn)確性可以滿足工程要求。

3.3 ATR進(jìn)氣道性能預(yù)估模型校驗(yàn)

喉道和亞聲速擴(kuò)壓段性能預(yù)估模型與超聲速擴(kuò)壓段波系性能預(yù)估模型聯(lián)立后，得到ATR進(jìn)氣道整體性能預(yù)估模型。利用三維數(shù)值計(jì)算對其準(zhǔn)確性進(jìn)行驗(yàn)證。不同來流及背壓組合工況下兩種方法計(jì)算得到的總壓恢復(fù)系數(shù)對比如圖8所示。

圖8 兩種方法得到的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)對比

由圖8可知，除=3.75時(shí)ATR進(jìn)氣道性能預(yù)估模型計(jì)算結(jié)果比CFD結(jié)果略大以外，其余情況下兩種方法的計(jì)算結(jié)果基本重合，可以保證本文建立的ATR進(jìn)氣道超聲速性能快速預(yù)估模型的準(zhǔn)確性。

4 結(jié) 論

通過研究，得到以下結(jié)論：

a）后置X型二元倒置混壓式進(jìn)氣道是一種適用于彈用ATR發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道；

b）本文針對二元超聲速進(jìn)氣道提出了一種基于喉道上傾的改進(jìn)設(shè)計(jì)方法，該方法僅適用于倒置進(jìn)氣道構(gòu)型，可有效改善總壓恢復(fù)系數(shù)并減小出口流場畸變；

c）提出一種適用于ATR進(jìn)氣道的超聲速性能快速預(yù)估方法，可以快速計(jì)算設(shè)計(jì)點(diǎn)、非設(shè)計(jì)點(diǎn)工況下的總壓恢復(fù)系數(shù)。進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的計(jì)算結(jié)果與3D數(shù)值仿真結(jié)果基本吻合，可滿足工程快速計(jì)算需求。

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Improved Design and Rapid Supersonic Performance Estimation for an ATR Engine Inlet

Pu Xiao-hang, Cai Qiang, Chang Hao, Huang Hui-hui, Wang Xue-kun

(China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

A 2D postpositional mixed-compression supersonic inlet with sweep forward high-light and X-type configuration is chosen for ATR-powered missiles. A new design method by relaxing the angle constraint of the mixed-compression inlet improves the inlet’s main performance by at least 30%. Two different estimation models are developed to assess the inlet performance in different working conditions. The preliminary model encounters a contradiction of judging the throat operating condition. The advanced model estimates the performance of throat and subsonic diffuser together. A comparison of the total pressure recoveries calculated by the advanced model to 3D CFD results shows good agreement in most working conditions considered. However, the numerical mass flow coefficients are more conservative than those obtained by the estimation method. A certain level of difference is also seen in the estimation of the maximum backpressure the inlet can resist. The estimation model is helpful to quickly predict the ATR inlet performance, to optimize the geometry, and to match with the compressor.

ATR inlet; improved design; rapid performance estimation; numerical simulation

1004-7182(2020)03-0049-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20200310

V435

A

蒲曉航（1991-），男，工程師，主要研究方向?yàn)楣腆w發(fā)動(dòng)機(jī)及組合動(dòng)力總體設(shè)計(jì)。

蔡 強(qiáng)（1984-），男，博士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)楣腆w發(fā)動(dòng)機(jī)及組合動(dòng)力總體設(shè)計(jì)。

常 浩（1993-），男，助理工程師，主要研究方向?yàn)楣腆w發(fā)動(dòng)機(jī)及組合動(dòng)力總體設(shè)計(jì)。

黃慧慧（1992-），女，工程師，主要研究方向?yàn)楣腆w發(fā)動(dòng)機(jī)及組合動(dòng)力總體設(shè)計(jì)。

王雪坤（1973-），男，研究員，主要研究方向?yàn)楣腆w發(fā)動(dòng)機(jī)及組合動(dòng)力總體設(shè)計(jì)。

2020-04-15；

2020-05-03