高超声速进气道再入流场特性研究

翟文辉，田 园，王 茜

(内蒙古工业大学 航空学院， 呼和浩特 010051)

高超声速进气道是超燃冲压发动机的压缩部件，它的主要作用是利用迎面高速气流的速度冲压，有效地将来流动能转化为机械能，提高气流的压强，为发动机提供所需的空气，其性能与超燃冲压发动机的工作特性息息相关[1-3]。

超声速飞行器由外太空高速再入大气层时，飞行速度非常大，经过大气层减速后吸气式冲压发动机开始工作，进气道处于严重超额定工作状态[4-6]，有可能出现不稳定的流场。因此开展进气道处于超额定工作状态下的流场特性研究对该类再入飞行器的设计有较大的指导价值。其中流动控制是扩展进气道工作范围的常用方法之一，德国宇航研究中心[7-8]、澳大利亚HyShot计划[9-10]、南京航空航天大学[11-12]等对此进行了相关的研究。

对于吸气式飞行器而言，进气道在设计状态下优良的气动性能不能保证其在所有的关键工作状态下均能稳定工作，特别处于超额定工作状态时，进气道能否以较小的阻力及流动损失为发动机提供足够的、满足一定品质要求的气流将是评价进气道综合性能的重要标准。不难看出，对于高超声速进气道的研究，以及高超声速进气道再入流场的特性研究，是实现大气层内高超声速飞行亟需解决的关键问题。

1 物理模型和计算方法

1.1 物理模型

为了方便计算和设计，本文选用二元三波系混压式进气道[13-14]，设计参数为：飞行高度H=25 km，飞行马赫数Ma=5。进气道整体型面设计见图1，其中总收缩比Ctotal=5，内收缩比Cin=1.25。

图1 进气道整体型面设计图

当再入马赫数增大时，进口处出现很强的激波系，破坏正常的流场分布，唇口激波和附面层的干扰导致的分离会造成喉部壅塞，可能导致进气道不起动，因此在唇罩附近采用附面层抽吸技术[15-16]。不同抽吸位置如图2所示，其中位置a与唇口的轴向距离为17.5 mm，沿轴向继续偏移5 mm、10 mm，分别记为位置b、位置c。

(a) 位置a

(b) 位置b

(c) 位置c图2 不同抽吸位置示意图

1.2 计算方法及网格划分

本文数值模拟采用商业软件Fluent，采用守恒型雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程，流动基本方程采用二阶迎风差分离散，湍流模型选用k-ε模型，气体密度采用理想气体计算。进气道网格划分如图3所示，在壁面及流场相接处对网格进行加密处理。

图3 进气道网格划分

1.3 边界条件

设定边界：压力远场、压力出口、喉道、壁面、进气道出口，如图1所示。表1列出了数值计算时的给定条件。

表1 数值计算给定条件

1.4 计算方法验证

本文采用文献[17]关于带泄流孔的激波附面层干扰的数值模拟方法，其仿真结果与文献[18]的实验数据较贴合，如图4所示，其中P/P0为泄流孔出口压力与来流总压之比，说明本文采用该数值方法对不同再入马赫数下的流场特性进行研究是可行的。

图4 带泄流孔与不带泄流孔的静压分布[17]

2 计算结果与讨论

2.1 不同再入马赫数对流场特性的影响

当再入马赫数为5.5～8时，与设计马赫数Ma=5的流场特性进行对比，研究不同的再入马赫数对流场特性的影响。

从图5(a)～图5(g)可以看出，随着再入马赫数的增大，两道斜激波不能在唇口处交汇，而且随着马赫数的增大，唇罩内表面的分离包也会增大，隔离段上表面的附面层也增厚。

由图6可知，马赫数越大，总压恢复系数σ越小，马赫数由5增大到8时，总压恢复系数由0.544降低到0.196，近似按照线性变化，进气道的流动损失变得越来越大，而且唇口激波和附面层的干扰导致的分离使进气道的喉部壅塞，很可能导致进气道的不起动。

高超声速进气道之所以会不起动，原因之一为进气道的进口处出现了很强激波系，使得进气道内不能产生正常的流场分布，总压恢复系数会急剧下降，流场的品质降低。采用附面层抽吸的方法，可以减小激波附面层相互干扰，改善喉部流场。抽吸的位置及流量大小对进气道性能的影响不同，下文将对此进行研究。

2.2 槽的位置对流场特性的影响

在图2中不同抽吸位置开3 mm槽，开槽位置不同时总压恢复系数的变化曲线如图7所示。由图7可知，在设计点Ma=5，由于流场未发生畸变，开槽与未开槽时的总压恢复系数基本相同，约为0.544。开槽以后，随着再入马赫数的增大，开槽对总压恢复系数的影响也随之增大，开槽的位置不同，总压恢复系数也不同。就本文数值仿真得到的结果而言，当马赫数在5到7.5时，在位置c处开槽总压恢复系数优于位置a和b；当马赫数在7.5到8时，位置b的总压恢复系数更大。总体看来，在位置c处开槽比较好。

(a) 设计Ma=5进气道马赫数等值图

(b) Ma=5.5进气道马赫数等值图

(c) Ma=6进气道马赫数等值图

(d) Ma=6.5进气道马赫数等值图

(e) Ma=7进气道马赫数等值图

(f) Ma=7.5进气道马赫数等值图

(g) Ma=8进气道马赫数等值图图5 不同再入马赫数进气道马赫数等值图

图6 Ma=5～8总压恢复系数随马赫数变化图

图7 不同位置开槽与未开槽时总压恢复系数变化曲线

以Ma=5和Ma=7为例分析没有槽以及不同开槽位置的马赫数等值图(图8)可知，在设计点，开槽位置不同对流场基本无影响。再入马赫数为7时，由于开槽处激波的影响，在隔离段下表面产生的分离稍增大，但对进气道的性能没有产生过大的影响。由图8(e)～图8(h)可以看出，开槽以后，马赫数增大时，会使隔离段上表面的附面层厚度减小，而且开槽的位置不同，隔离段上表面附面层厚度减小相差不大，约43.3%。受开槽处激波影响，开槽位置越靠后，隔离段下表面的分离包位置越靠后，分离包越小。

2.3 槽的大小对流场特性的影响

由上述结果可知在位置c处开槽最佳，下文对比未开槽和在位置c处开宽度为3 mm、2 mm、1 mm的槽对流场特性的影响进行研究。

(a) 未开槽Ma=5马赫数等值图

(b) 位置a Ma=5马赫数等值图

(c) 位置b Ma=5马赫数等值图

(d) 位置c Ma=5马赫数等值图

(e) 未开槽Ma=7马赫数等值图

(f) 位置a Ma=7马赫数等值图

(g) 位置b Ma=7马赫数等值图

(h) 位置c Ma=7马赫数等值图

从图9中可以看出，在设计点Ma=5，不论槽的大小为多少，总压恢复系数基本相同，影响甚微。但随着马赫数增大，开槽会使总压恢复系数减小，可见抽吸是以降低高超声速进气道的性能为代价的。从本文得到的结果看来，当马赫数为5到7时，2 mm槽与1 mm槽的总压恢复系数降低值相差不大，约为0.02，3 mm槽的总压恢复系数降低最多，约为0.04；当马赫数为7到8时，三个不同大小的槽总压恢复系数降低基本相同。所以，开槽越大，抽吸的流量越多，进气道的性能降低越多。

图9 不同大小的槽与未开槽时总压恢复系数变化曲线

以Ma=5和Ma=7为例分析不同槽宽的马赫数等值图(图10)可知，在设计点Ma=5，不同槽宽下的流场特性与未开槽时基本相同，说明在设计点槽宽对流场特性基本无影响。再入马赫数为7时，由于槽的大小不同，开槽处产生的激波强度不同，故在隔离段下表面产生的分离区的位置及大小发生变化，隔离段上表面附面层厚度h(从边界层壁面开始，到沿着壁面切向的流动速度达到自由来流速度的99%的位置的垂直于壁面的高度)减小情况也不同，槽宽为3 mm、2 mm、1 mm时，与未开槽相比附面层厚度减小约43.3%、71.6%、51.0%。

采用附面层抽吸的技术，并不会改变流场的结构，它只是缩小了附面层的厚度，使隔离段下表面的分离区位置稍变化，它以较小的总压损失大大减小了分离区对进气道性能的影响，有效改善了进气道的起动性能。但是同时因为抽吸而带来的发动机重量的增加以及系统复杂性的增加等问题，就需要综合考虑来找到一个更适合的处理办法。

(a) 未开槽Ma=5马赫数等值图

(b) 3 mm槽Ma=5马赫数等值图

(c) 2 mm槽Ma=5马赫数等值图

(d) 1 mm槽Ma=5马赫数等值图

(e) 未开槽Ma=7马赫数等值图

(f) 3 mm槽Ma=7马赫数等值图

(g) 2 mm槽Ma=7马赫数等值图

(h) 1 mm槽Ma=7马赫数等值图

3 结论

本文通过对设计飞行高度25 km、飞行马赫数为5的典型二元三波系混压式进气道进行了最大马赫数为8的再入二维数值模拟，然后进行抽吸位置和抽吸流量对进气道性能及总压恢复系数的影响分析，得到以下主要结论：

(1) 随着再入马赫数的增大，两道斜激波不能在唇口处交汇，而且马赫数越大，唇罩内表面的分离包越大，隔离段上表面的附面层也越厚，进气道的总压恢复系数越低。

(2) 在进气道合适的位置开槽以后，马赫数增大时，会使隔离段上表面的附面层厚度减小。在距唇口27.5 mm处开槽可以使隔离段上表面附面层的厚度减小约43.3%，使隔离段下表面的分离包最小。

(3) 开槽大小不同，产生的激波强度不同，在隔离段下表面分离区的位置及大小发生改变。随着槽宽的增大，隔离段上表面附面层厚度先减小后增大，槽宽为2 mm时，附面层厚度减小约71.6%，效果最佳。