羅進元，張海瑞，趙曉寧，范晶晶，黃慧慧

（中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

0 引 言

進氣道作為超燃沖壓發(fā)動機的關鍵部件之一，其性能直接影響整臺發(fā)動機的推力特性。適配于空天飛行器的火箭基組合循環(huán)發(fā)動機（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）要求進氣道能夠在寬飛行馬赫數(shù)下高性能工作，進氣道的流量捕獲能力直接決定了RBCC 動力系統(tǒng)推力的大小，高流量捕獲能力對于提高空天飛行器的加速性能、減小溢流阻力具有重要作用。因此研究能夠在寬飛行馬赫數(shù)范圍下均具有高流量捕獲特性的進氣道十分必要。

在寬工作包線內具有高流量捕獲率的進氣道主要有三維側壓式進氣道及三維內收縮進氣道。三維側壓式進氣道由于存在溢流窗口因此設計點下流量系數(shù)偏低。三維內收縮進氣道包括busemann 進氣道、咽式（Jaws）進氣道、矩形轉橢圓進氣道以及內乘波式進氣道等，其中咽式進氣道突出的流量捕獲能力引起了廣泛關注。美國空軍實驗室的Malo-Molina 等首先對咽式進氣道進行研究，發(fā)現(xiàn)采用咽式進氣道的氣流進入燃燒室后具有更高的混合效率，從而能夠增大推進系統(tǒng)的推力性能。董昊等對咽式進氣道進行研究，發(fā)現(xiàn)咽式進氣道具有高流量捕獲能力和壓縮能力。但由于包括咽式進氣道在內的三維內收縮進氣道型面通常為曲面，難以在寬馬赫數(shù)下做變幾何型面調整，從而限制了其在寬范圍飛行器上的應用。采用矩形出口型面的“類咽式”進氣道可采用二元進氣道常用的唇口或喉道調節(jié)的變幾何方式進行調節(jié)，從而可在充分發(fā)揮咽式進氣道高流量捕獲特性的基礎上拓寬進氣道的工作范圍，具有廣闊應用前景，因此有必要對其流動特性和工作性能進行深入研究。

本文以典型側壓式進氣道為對照，在來流馬赫數(shù)、進氣道迎風面積、總收縮比相同的約束條件下，設計了矩形截面類咽式進氣道和三維側壓式進氣道。采用數(shù)值仿真的方法對兩種進氣道在不同來流馬赫數(shù)和不同攻角下進行流場數(shù)值仿真，探究兩種進氣道的流動特性和總體性能的差異。

1 進氣道設計與數(shù)值仿真方法

1.1 進氣道設計

對兩類進氣道的設計點、進氣道流量、壓縮量等條件作出以下約束，作為兩種進氣道對比的基準。

a）設計來流馬赫數(shù)為6，設計點高度為25 km；

b）兩類進氣道迎風面積相同，寬高比可自由選擇；

c）兩類進氣道的總收縮比相同；

d）隔離段長度均為7 倍喉部當量直徑。

類咽式進氣道采用無粘理論設計基準流場并采用流線追蹤方法生成型面。進氣道的基準流場采用咽式進氣道的4 道平面激波，可分為縱向和側向兩組，在給定來流馬赫數(shù)之后，基準流場僅由兩組激波壓縮的楔角、決定（見圖1）。

圖1 兩種進氣道構型及尺寸Fig.1 Configurations and Dimensions of Both Inlets

基準流場波后各參數(shù)限定范圍如表1 所示，從而可得到滿足各限制條件的楔角范圍。在楔角可選范圍內，選取=11.1°、=4.8°作為基準流場的兩道楔角值，得到的類咽式進氣道總收縮比為8.22，內收縮比3.38。喉部型面選為矩形，寬高比為2，隔離段長度取 7 倍喉部當量直徑，得到的構型再采用Cebeci-Bradshaw 附面層修正方法進行修正，最終的類咽式進氣道構型及相關尺寸如圖1a 所示。

表1 類咽式進氣道基準流場波后參數(shù)范圍Tab.1 Ranges of Parameters after Basic Flow Field

側壓式進氣道采用文獻[9]的方法進行設計，頂板第一壓縮角為6°，隨后接一段過渡圓弧，頂板總偏轉角為11.6°，肩部進行光順處理，得到進氣道總收縮比為8.22，內收縮比為1.53，側壓收縮比為2，頂壓收縮比為4.1，所采用的等直隔離段長度為7 倍喉部當量直徑。得到的進氣道構型及相關尺寸如圖1b 所示。由于引入圓弧壓縮面、減小頂板第二壓縮角的措施提高了流量系數(shù)，其性能優(yōu)于常規(guī)后掠側壓式進氣道。

1.2 數(shù)值仿真方法

進氣道沿流道左右對稱，故選取進氣道半模進行仿真，采用有限體積方法求解Navier-stokes 方程組，粘性通量采用二階迎風格式離散，無粘對流通量采用Roe格式離散。湍流模型選用?SST模型。采用理想氣體模型，氣體粘性采用Sutherland 公式。來流參數(shù)均按照25 km 高度的大氣參數(shù)設置。邊界條件采用壓力遠場、壓力出口、絕熱壁面和對稱面。類咽式進氣道的計算網(wǎng)格數(shù)量為250 萬個，側壓式進氣道為185萬，并對網(wǎng)格無關性進行了驗證。文獻[10]對所采用的數(shù)值仿真方法進行了試驗驗證，試驗結果與數(shù)值仿真結果吻合良好，驗證了本文數(shù)值仿真方法的有效性。

2 兩種進氣道流動特性分析

2.1 側壓式進氣道流動特性分析

側壓式進氣道的典型流動特征是在唇口前方存在頂壓/側壓激波相互干擾。在來流馬赫數(shù)=6的設計狀態(tài)下，頂板一側產(chǎn)生的兩道頂壓激波分別與側壓激波相交，形成兩個交叉楔面波系相互疊加的狀態(tài)，在流動向下游發(fā)展的過程中干擾區(qū)不斷增大，最終在唇口前方產(chǎn)生了溢流，如圖2 所示。

側壓式進氣道流場中存在典型的掃掠激波邊界層相互干擾結構。結合圖2 觀察圖3 中的近壁面流線，可以看到側壁附近低能流在唇口反射激波的作用下向頂板一側掃掠，同時誘導產(chǎn)生分離渦。唇口反射激波與頂板處的三維邊界層相互干擾，在內流道中產(chǎn)生了大的漩渦流動，流向渦的發(fā)展使得低能流向頂板對稱面匯聚。由于頂板一側經(jīng)過肩部光順處理，肩部分離包之后流道中的反射激波強度較弱。

圖2 側壓式進氣道流場結構示意Fig.2 Flow Structure of Sidewall Compression Inlet

圖3 側壓式進氣道近壁流線和渦結構示意Fig.3 Streamlines and Vortexes of Sidewall Compression Inlet

2.2 類咽式進氣道流動特性分析

類咽式進氣道中多道激波的相交反射是其典型特征。圖4 為=6 來流條件下進氣道內沿流向的水平和豎直截面靜壓分布。可以看到反射激波打在了肩點前方，在縱向和側向上產(chǎn)生多道反射激波。選取側向壓縮段中位置的截面（見圖4）進行分析，如圖5 所示，左側為馬赫數(shù)分布，右側為靜壓分布。由于流動具有強烈的三維性，在截面上出現(xiàn)復雜的流動分區(qū)，可見類咽式進氣道內部存在更為復雜的激波-激波、激波-邊界層相互干擾。

圖4 類咽式進氣道流場水平和豎直截面靜壓云圖Fig.4 Static Pressure Distributions of Sim-jaws Inlet

圖5 y1 截面流動馬赫數(shù)、靜壓云圖Fig.5 Distributions of Mach Number and Static Pressure

類咽式進氣道主流的流向渦是在側向壓縮段中逐漸發(fā)展形成的。與側壓式進氣道不同，類咽式進氣道的側向壓縮起始位置在內流道中，因此側向壓縮激波對頂板一側和唇口一側的近壁面低能流均有掃掠作用，側壁低能流和頂板附近低能流共同往流道對稱面聚集，逐漸在流道中央發(fā)展形成流向渦，如圖6 所示。由于頂壓一側壁面長度比側壓一側更長，因此頂壓一側聚集的低能流更多。

圖6 類咽式進氣道近壁面流線和流向渦示意Fig.6 Streamlines and Vortexes of Sim-jaws Inlet

2.3 兩種進氣道流動特性對比

圖7為兩種進氣道出口截面馬赫數(shù)、總壓恢復系數(shù)分布圖，可看出兩種進氣道的低能流均聚集到流道對稱面位置。不同之處則是類咽式進氣道的低能流聚集在對稱面附近，高能流則分布在靠近側壁的位置，流場特征呈現(xiàn)出“左右結構”，側壓式進氣道則呈現(xiàn)出低能流在下方高能流在上方的“上下結構”，這與流道結構以及類咽式進氣道對低能流的聚集程度較大有關。從截面流動參數(shù)上看，可以發(fā)現(xiàn)側壓式進氣道出口截面的平均馬赫數(shù)較大、總壓恢復系數(shù)較高。

圖7 進氣道出口截面馬赫數(shù)、總壓恢復系數(shù)云圖Fig.7 Distributions of Mach Number and Total Pressure Recovery Coefficient at Outlet Sections

3 兩種進氣道性能對比分析

3.1 設計狀態(tài)下性能對比

在來流馬赫數(shù)為6 的設計狀態(tài)下，類咽式進氣道和側壓式進氣道的出口性能參數(shù)如表2 所示。

表2 設計狀態(tài)下類咽式進氣道和側壓式進氣道性能參數(shù)Tab.2 Parameters of Both Inlets at Design Point

在設計狀態(tài)下，類咽式進氣道的流量系數(shù)達到0.998，而側壓式進氣道的流量系數(shù)只有0.829，類咽式進氣道的流量系數(shù)比側壓式進氣道的流量系數(shù)高20.4%，這體現(xiàn)了類咽式進氣道具有高流量捕獲能力的優(yōu)勢。在總壓恢復系數(shù)上，類咽式進氣道則比側壓式進氣道低29%，這主要是因為類咽式進氣道內部的激波-激波相互干擾和激波-邊界層相互干擾較為嚴重，導致進氣道的總壓恢復系數(shù)較低。

3.2 速度特性分析

隨著來流馬赫數(shù)降低，兩種類型進氣道的流量系數(shù)均減小，而由于波系強度減弱，兩種進氣道的總壓恢復系數(shù)均增大。在=4.5 條件下，計算得到類咽式進氣道的流量系數(shù)比側壓式進氣道的流量系數(shù)高26.4%，說明采用類咽式進氣道的飛行器具有較好的加速特性。

3.3 攻角特性分析

圖8為不同攻角情況下進氣道流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)的變化。在-8°和8°攻角時，側壓式進氣道的流量系數(shù)相比于0°攻角時分別下降了16.3%和7.9%，而類咽式進氣道的流量系數(shù)相比于0°攻角時僅下降了4%和3.6%，這反映了類咽式進氣道的流量系數(shù)對攻角的敏感性較小。

圖8 進氣道流量系數(shù)、總壓恢復系數(shù)隨攻角的變化Fig.8 Variations of Inlet Flow Coefficient and Total Pressure Recovery Coefficient with Angle of Attack

在總壓恢復系數(shù)方面，兩種類型進氣道均在-2°攻角附近達到最大，正向或負向攻角過大時總壓恢復系數(shù)均減小。這是由于當正攻角增大時，第1 道激波強度增大，波后馬赫數(shù)減小，因此后續(xù)激波強度減弱，綜合起來整體的總壓恢復系數(shù)有所減??；處于負攻角時，隨著負攻角的增大，第1 道激波強度減小，而波后馬赫數(shù)增大則使得后續(xù)的激波強度增大，綜合起來使得進氣道總壓恢復系數(shù)減小。

3.4 阻力特性分析

分析兩類進氣道的阻力特性，從自由流入口至進氣道出口建立控制體，由動量定理得：

式中˙為質量流量；表示氣體流速；為靜壓；為面積；為內部阻力；為溢流阻力；下標 in為自由流入口參數(shù)；下標e 為進氣道出口參數(shù)；下標out 為溢流部分出口參數(shù)。

引入沖量函數(shù)：

可得：

由于外部氣流沖量函數(shù)和溢流阻力均與溢流流量有關，記兩者之和為溢流沖量函數(shù)，用來衡量溢流流量造成的沖量損失和帶來的阻力，有：

另外，采用進氣道推力效率和推阻比來評價進氣的阻力特性，二者定義為

兩種進氣道的阻力參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化如圖9 所示。

圖9 進氣道內部阻力、溢流沖量函數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化Fig.9 Variation of Inlet Internal Drag and Overflow Impulse Function with Inflow Mach Number

在不同來流馬赫數(shù)下，類咽式進氣道的內部阻力比側壓式進氣道的內部阻力大5%~12.3%，這是由于類咽式進氣道總長度較長，浸潤面積較大，因此摩擦阻力較大，使得總阻力較大。在來流馬赫數(shù)為6 和4.5時，計算得到類咽式進氣道的溢流沖量函數(shù)為側壓式進氣道溢流沖量函數(shù)的10.1%和61.4%，說明采用類咽式進氣道對于降低溢流阻力具有明顯優(yōu)勢，這有利于減小飛行阻力，提升飛行器總體性能。

兩種進氣道的阻力參數(shù)隨攻角變化趨勢一致。在不同來流條件下，類咽式進氣道的推力效率、推阻比均大于側壓式進氣道，如圖10 所示。這是由于類咽式進氣道用于推進的有效沖量大于側壓式進氣道，使得推進系統(tǒng)克服內部阻力的能力更強。

圖10 進氣道推力效率、推阻比隨攻角的變化Fig.10 Variations of Inlet Thrust Efficiency and Thrust Drag Ratio with Angle of Attack

4 結 論

本文研究得到如下結論：

a）類咽式進氣道和側壓式進氣道均受掃掠激波-邊界層相互作用及其誘導的流向渦的影響，低能流在流道對稱面處聚集。類咽式進氣道流場呈現(xiàn)出左右結構，而側壓式進氣道為上下結構。

b）相比側壓式進氣道，類咽式進氣道具有更高的流量捕獲能力，在非設計狀態(tài)下，類咽式進氣道流量系數(shù)對攻角的敏感性較小。

c）類咽式進氣道由于流量捕獲率高可以顯著降低溢流阻力，同時也使推進系統(tǒng)克服內部阻力的能力更強。

e）采用矩形截面類咽式進氣道的RBCC 動力系統(tǒng)在接力點具有較好的加速性能，但需要進一步優(yōu)化以提高其總壓恢復系數(shù)。