加速型高超飞行器变几何进气道设计分析①

陈 兵，谷良贤，龚春林

(西北工业大学航天学院，西安 710072)

0 引言

对于加速型高超飞行器，在整个飞行阶段，飞行器都处于加速状态，而进气道只在其设计点处性能达到最优，偏离设计点后，性能会急剧下降。因此，对于加速型吸气式飞行器，如何保证进气道在整个飞行阶段的高效工作，是一个急需解决的问题。

对于飞行速域较宽的吸气式飞行器，采用固定进气道很难保证冲压发动机在全程的工作性能，为了保证冲压发动机的正常工作，采用变几何进气道是一个很好的选择。

国内对变几何进气道方案的研究较少，南航的金志光［1］研究了伸缩唇口式变几何方案，这种变几何方案简单，对于飞行马赫数范围较大的情况是一种不错的选择，但若飞行马赫数范围过大，单纯依靠伸缩唇口式方案，很难保证在严重偏离设计点情况下进气道的性能。

文献［2］给出了2种变几何方式，通过出口转动或移动的方式来增大进气道的工作范围，但该变几何方式也改变了燃烧室和尾喷管的构型，进气道的结构改变时，需综合考虑燃烧室和尾喷管的影响。因此，这种变几何方式较复杂。

本文针对工作在Ma=2.5～8的进气道，采用了一种简单的变几何方式，在Ma=4时进行几何调整。通过CFD手段对进气道进行数值模拟，利用计算结果分析了变几何进气道的性能。

1 变几何方案设计

1.1 设计原则与调节方式

气流产生激波角的大小受来流马赫数和压缩角的综合影响。在进气道的设计中，为了保证进气道有较高的流量系数，希望压缩面产生的激波能正好落在唇口上，但又不希望激波进入唇口内部，影响进气道的内部气流特性。因此，希望进气道压缩面在低马赫数下的压缩角较小，而在高马赫数下压缩角较大。压缩面在低速和高速条件下的布局如图1所示［3］，唇口的变动方式见图 2［4］。

图1 高低马赫数下进气道压缩面布局Fig.1 Inlet ramps＇configuration in high and low Mach number conditions

图2 唇口的变动方式Fig.2 The move way of the cowl

为保证进气道在低速段能正常起动，需要较大的进气道喉道，而高速条件下对喉道的要求不高，但过大的喉道会额外增大进气道的阻力。此外，低速条件下，激波角较大，前缘唇口如果靠后，进气道的溢流会较大，不仅增加了进气道的溢流阻力，也会影响冲压发动机的性能，在高速段，激波角较小，如果前缘唇口靠前，外压缩段产生的激波会进入进气道内部，导致进气道内部的气流紊乱，影响出口气流品质，减小总压恢复，甚至导致进气道不起动。综上可知，为了保证进气道在整个加速过程中的性能，将变几何进气道设计为可动唇板式、变压缩面的设计方案，如图3所示。

通过液压系统驱动喉道上表面的上下移动来改变喉道高度和最后一道外压缩面的压缩角，利用外罩唇口前后上下移动，增大低马赫数下进气道的流量系数，同时避免高马赫数下外压缩面产生的激波进入进气道内部。

图3 变几何进气道方案Fig.3 Variable geometry inlet scheme

1.2 设计方法

进气道的设计主要是要通过合理的波系组织保证进气道的总压恢复、流量系数、压升比和出口气流品质等达到最优。

对于压缩角为δ的压缩面，来流马赫数为Ma时，其对应的激波角为

其中，δ=0对应强解，δ=1对应弱解，当χ＞1时，表示激波脱体。γ为比热容比，一般取1.4。

经过斜激波的总压比为

斜激波后的马赫数为

进气道的设计使用较多的是最佳波系的Oswatitsch理论，设进气道有n－1道斜激波，合理分配每道激波的强度，保证进气道的总压恢复最大。通过复杂的数学运算可知，当斜激波满足［5］:

即

此时，每道斜激波的激波强度相等，最终的总压恢复最大。

除了总压恢复，流量系数也是进气道设计要考虑的一个重要指标，假设进气道有n道压缩面，每道压缩面的端点坐标分别为(xi－1，yi－1)和(xi，yi)，如图 4(a)所示。要保证激波封口，则应保证:

其中，r为进气道最大捕获高度;l为外压缩段的长度。激波封口时，流量系数达到最大。

图4 设计点和非设计点波系示意图Fig.4 Wave map at designed and off-designed states

对于变结构进气道，需要考虑进气道在偏离设计点工作时的流量系数，如图4(b)所示。偏离设计点工作时，其流量系数为

在保证流量系数的同时，也要保证气流能正常的通过喉道。所以，起动特性也是进气道设计时考虑的重点，它是进气道能否正常工作的前提。为了保证正常起动，进气道需要满足Kantrowitz收缩比准则:

式中 A0为最大捕获面积;A4为喉道面积;M0为来流马赫数。

除了满足Kantrowitz收缩比准则，喉道面积要能保证进入进气道的气流正常通过而不产生壅塞，可通过流量公式计算:

式中 φ为起动马赫数下的最大流量系数;MaH为来流马赫数;Mat为喉道处马赫数;σ＇为气流在喉道处的总压恢复;K为考虑飞行器飞行姿态、气体粘性等影响因素后起动喉道面积的放大因子，工程上一般取1.05～1.15［6］。

1.3 分级可调方案

本方案为变几何进气道，进气道变几何方案采用分级可调方式，以飞行马赫数作为进气道调节的依据，在低马赫数下第3道外压缩面的压缩角为0°，唇板位置靠前，同时喉道高度也较大，该构型能保证飞行器在Ma≤4以下的进气性能，当飞行Ma＞4时，液压系统开始工作将喉道往外推;当达到预定高度时，由锁死装置锁死，同时进气道外罩沿着侧边滑动槽滑动到基准位置，构型如图6所示:当飞行Ma＞6时，将外罩水平后移，避免外压缩面产生的激波进入进气道内流场。

1.4 设计过程

1.4.1 飞行包络

针对采用碳氢燃料水平起飞的高超声速飞行器，其飞行马赫数范围很宽，最大飞行Ma数接近8，冲压发动机可在Ma=2.5～8.0范围内工作。因此，对进气道的要求相当高。为了保证进气道的正常工作，仅靠唇口或楔板的变动，很难保证进气道在整个飞行包络下的工作性能。因此，本文采用同时改变第3道楔板和唇口的形式。

1.4.2 设计点选择

考虑到进气道的工作范围为Ma=2.5～8，为了保证高马赫数段的性能，设计点不宜过低，但设计马赫数过高，为保证进气道在低马赫数下的正常工作，对变几何结构的要求过高。因此，采用折中的设计点。这样既可缓解变几何的困难，也可保证进气道在整个飞行包络下都有较好的性能。本文设计点选择Ma=6。

1.4.3 压缩面总折转角和外压缩面数目

总折转角的选择同样要综合考虑低速和高速的条件。若总折转角过小，会导致进气道的压缩性能不足;若过大，在低速段易出现激波脱体，同时可能导致高速段进气道出口气流静温过大，影响燃烧室的性能。本文采用20°的总折转角。

通常外压缩面数目越多，每道压缩面产生的激波强度越小，进气道的总压恢复越大，但过多的外压缩面会导致飞行器前体过长;同时，进入进气道内部的边界层厚度较大，影响进气道内压缩段的气流特性。参考文献［7］，本文采用三级外压缩的进气道构型。

1.4.4 变几何进气道设计

通过前述的设计方法，以Ma=6作为设计点，对进气道基准构型进行设计，三级外压缩段的压缩角分别为 5.76°，6.61°，7.63°，构型如图 5 所示。

图5 基准构型方案Fig.5 The scheme of based configuration

在设计点激波完全封口，流量系数达到1，其理论总压恢复为57.9%。当飞行Ma=8，外压缩面产生的斜激波进入内压缩段，其流量系数为1，总压恢复为40.9%。但在Ma=2.5时，由于总折转角过大，气流在唇口处出现激波脱体现象，进气道无法工作，在Ma=3时，其总压恢复可达86.5%，但流量系数仅为45.65%，且此时进气道存在严重的起动问题。

通过理论计算数据可发现，基准构型在低马赫数下的流量系数过小，同时压缩角过大，导致Ma=2.5时出现了激波脱体现象。为解决这些问题，进气道工作在低马赫数时，将第3道外压缩面的压缩角变为0°;同时，将进气道的外罩唇口向前移动和向下移动来增大进气道的流量系数和喉道高度，低速条件下进气道构型如图6所示。

图6 低超声速下的构型Fig.6 The configuration in low supersonic condition

此时进气道外压缩面由3道变为2道，在Ma=4时，第2道外压缩面产生的激波正好落在唇口上。Ma=2.5条件下的总压恢复为96.13%，流量系数为68.9%，Ma=3条件下进气道的总压恢复为91.24%，流量系数为76.5%，相对于变结构之前的进气道性能有了较大改善。

最终的变几何构型如图7所示。

2 数值计算

针对本文的变几何进气道，通过CFD手段对理论设计结果进行验算，计算马赫数包括 Ma=2.5、3、4、5、6、7、8，吸气式高超声速飞行器需要综合考虑发动机的正常工作和热防护要求。因此，高超飞行器的冲压段需在一定动压范围内飞行。本文进气道的工作动压选为95～105 kPa之间，最终的计算状态如表1所示。

图7 变几何进气道布局Fig.7 Configurating of variable geometry inlet

表1 等动压条件下的计算状态Table 1 Calculating states on equal dynamic pressure

3 结果与分析

为了便于分析，将构型1(变几何之前)和构型2(变几何之后)分别在全速域状态下进行计算，并对其结果进行分析，其结果云图如图8和图9所示，两种构型工作的性能曲线见图10。

由图8可知，对于构型2，由马赫数云图和唇口附近的流线图可知，在Ma=2.5时，气流在外罩唇口处出现激波脱体现象，溢流情况严重，即构型2在低超声速下不能正常工作。但在高超声速条件下，由云图可知，进气道可工作正常。

对于构型1，其在低马赫数下的工作起动情况良好，在Ma=4时，第2道压缩面产生的激波面与唇口相交，这与设计情况相符。但在高超声速状态下，其外压缩面产生的激波进入进气道内部，影响进气道出口的气流品质;同时，由于总压缩角过小，导致气流压缩不充分，进气道出口马赫数过高，进气道减速增压的作用不明显。

图8 构型2马赫数云图Fig.8 Mach number contours of configuration 2

图9 构型1马赫数云图Fig.9 Mach number contours of configuration 1

图10 2种构型工作的性能曲线Fig.10 The performance curves of two configurations

由于构型2是在Ma=6条件下设计的基准构型，其在高马赫数下的性能较好，但在低马赫数下工作时，由于喉道高度的限制，以及喉道内的激波附面层的影响，导致构型2在低马赫数下工作时无法正常起动，而构型1是在构型2的基础上通过变几何的方式得到，总压缩角减小，同时喉道高度也大大增加，解决了进气道在低马赫数条件下的起动问题。但对于构型1，当其工作在高超声速条件下时，由于总压缩角过小，压缩能力有限。

通过图10可知，构型1在低马赫数下的流量系数较高，但在高马赫数下的压升比过小;构型2在高马赫数下的压升比较大，但在低马赫数下的流量系数较小。为了保证全速域的进气道性能，通过变几何方案，可保证进气道在整个工作范围内的流量系数达到0.65以上，同时也能保证飞行器在高超声速条件下的压缩特性。该变几何方案可保证冲压发动机在Ma=2.5～8.0条件下能正常高效的工作。

4 结论

(1)对于飞行速域较宽的进气道，采用固定几何的进气道无法满足全程的工作性能，要保证其工作性能，必须采用变几何进气道。

(2)通过变几何的调节方式，可保证进气道在Ma=2.5～8.0的全程范围内均可达到较好的性能，当在低马赫数条件下，通过变几何方式使流量系数从0.31增加到0.65，满足了燃烧室的流量需求，而在高马赫数条件下，通过改变压缩角和喉道高度，使进气道的压升比从8提高到40，保证了进气道对气流的压缩性能和抗反压能力。

(3)本文的变几何进气道为分级可调方式，在全程通过一次变几何方式，即可保证进气道的全程工作特性，变几何方式简单。

(4)在现有构型的基础上，通过增加分级可调的级数和调节范围，可将进气道的工作范围进一步的扩大。

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