ATR动力飞行器的变几何进气道设计研究

崔 鹏，李国曙，张 军，谭慧俊

(1. 空间物理重点实验室，北京100076；2. 南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016)

ATR动力飞行器的变几何进气道设计研究

崔 鹏1，李国曙1，张 军1，谭慧俊2

(1. 空间物理重点实验室，北京100076；2. 南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016)

针对飞行器总体和空气涡轮火箭(ATR)发动机的设计要求，提出一种中心半锥体可调节的变几何进气道方案，探索了Ma0.6～3.0宽速域性能平衡、类航发需求的出口畸变控制等设计方法。通过中心体的平移进行喉道面积调节并兼顾流量需求，扩张段设置扰流片和格栅来控制流动畸变，相应方案结构简单紧凑、具有实用性。采用计算流体力学(CFD)方法模拟确定了各工况下进气道中心体的驱动位置，分析进气道的流场特性和性能参数。数值模拟结果体现了进气道波系配置、边界层放气和控制流动畸变措施的合理性，总压恢复和流量捕获符合设计指标，出口稳态畸变指数不大于5%。完成变几何进气道方案的Ma0.6～2.0风洞试验研究，获得了典型超/亚声速工况下进气道的主要性能，初步验证了弹用变几何进气道方案设计的正确性。

进气道；变几何；方案设计；畸变控制；风洞试验

0 引 言

组合动力工作速域宽、综合性能优，其可调进气道方案设计及流动机理一直是研究热点。目前，涉及TBCC(Turbine-based combined cycle)[1]、RBCC(Rocket-based combined Cycle)[3-4]等涉及高超声速工作范围(工作上限Ma≥5.0)的宽速域进气道的研究较多。作为组合动力基本类型之一，空气涡轮火箭(Air turbo rocket，ATR)发动机采用集成火箭发动机技术拓宽了涡轮发动机的工作范围[5]，可在0～30km空域、Ma0～3.0+速域内工作，技术基础良好。ATR动力飞行器设计工作速域Ma0.6～3.0，具有高空高速巡航和低空低速巡弋两类飞行模式，兼顾良好的高速突防和低速留空性能。

进气道事关发动机正常工作，也和气动布局、结构布放密切相关，是飞行器总体方案设计的关键。ATR发动机带有轴流式压气机，相较冲压发动机而言，对进气道的宽速域综合性能，尤其是畸变特性，提出了更高要求，相应的进气道设计思路和TBCC、RBCC存在明显区别。一般，在Ma0.6～3.0范围内，定几何进气道无法兼顾流量、总压恢复、出口畸变等主要性能，需要采用流道型面的变几何/可调节设计。同时，工作Ma越高，喉道调节的需求越大，带来了导弹用可调节方案的设计难度。目前，弹用规模的半锥可调宽速域进气道方案研究较为少见。

在大型飞行器的变几何超声速进气道设计方面开展了较多研究，包括二元和轴对称构型，技术相对成熟[6-7]。二元超声速可调进气道主要有：压缩面/扩压器斜板转动方案[8]，工作范围Ma0～2.5，均为外压式进气道；喉道块局部转动方案，设计点性能较好，但低马赫数状态下容易导致不起动现象；压缩面变形(转动)、喉道块平移、扩张段斜板转动组合方案[9]，工作范围Ma0～3.0，整体性能较好，但机构调节过于复杂。

对于轴对称可调进气道，转动调节方式失效，且变形方式因涉及到三维曲面变形而难度较大，多采用平移方式进行调节。开展的研究主要包括：中心体整体平移方案，如SR-71飞行器进气道(Ma0～3.2)[10]、日本ATREX动力空天飞行器进气道(Ma0～5.3)[11](见图1)；可伸缩中心体方案，通过控制各台阶的轴向伸缩距离，达到调节前锥体压缩波系、提高低马赫数流量系数的目的；可变直径中心体方案，如基于多个重叠片式的变结构方案；多级圆盘+中心体整体平移方案[12]，综合性能较高，但损失了前锥体空间；中心体可启闭槽方案[13]，理论工作范围Ma0～5.0，已完成Ma0～2.5方案设计和最大Ma1.74挂飞试验。国内也提出了一种通过改变进气道内收缩比来实现Ma2～4.5应用的变几何超声速进气道方案[14]。

本文依据ATR动力飞行器设计要求，研究了中心半锥体可调节、弹用规模的变几何进气道方案。首先分析宽速域进气道设计难点，针对性地提出变几何进气道的型面设计和流动控制方案。其次采用CFD方法获得进气道的流场特性和性能参数。最后给出变几何进气道典型性能风洞试验的研究结果。

1 变几何进气道方案设计

1.1 总体需求和技术难点分析

进气道设计需兼顾总体布局、ATR发动机及气动设计等分系统的需要。为了结构紧凑、装填效率高，飞行器采用了轴对称弹体/单个腹下半锥形进气道的布局形式(见图2,单位：mm)，头部采用正切尖拱曲线，发动机与机体共轴。进气道入口设计在机体下腹中段。虽然进气道的整体调节能力相对有限，但其结构简单、空间紧凑、适合Ma0～3.0飞行器之用。

以飞行器规划任务剖面为基准，协调ATR发动机和宽速域进气道的设计需求，经多轮迭代后确定进气道的主要技术指标(见表1)。为规避可能的进气道不起动问题[15-16]、考虑结构干扰和分析精度等不确定因素，将进气道设计范围适当拓宽(相比工作速域)。主要设计点为超声速巡航点和亚声速巡弋点，空中投放后的加速爬升段也是性能设计的关注点。在超声速巡航段，捕获流量需满足发动机推力需求，且总压恢复系数较高，以保证发动机长时间工作的经济性。在亚声速巡弋段，发动机流量需求小，工作时间短，故进气道设计主要关注总压恢复性能。

表1 变几何进气道设计技术指标

分析进气道的总体约束和技术指标，其设计的技术难点有：

1)进气道标称工作速域为Ma0.6～3.0，应用时还需预留余量。为在宽速域内向发动机提供符合流量、出口速度、总压恢复以及畸变指数等要求[17]的空气，必须采用变几何进气道。结构简单紧凑、弹用规模的方案设计具有一定的挑战性。

2)进气道出口为ATR发动机的压气机部件，对进气道提出了畸变指数的严格要求。结合总体布局对进气道的长度约束，其S形弯段属于超短、大偏距扩压器，控制畸变具有一定难度[18]。参考航空涡轮发动机，一般认为出口稳态畸变指数需不大于5%。

3)进气道设计需兼顾超声速巡航点、亚声速巡弋点、加速爬升段的性能要求。主要设计点处的出口马赫数均较低，气流在进气道内的减速比显著加大，故S形亚声速扩压器的扩张比偏大，管道内的流动组织和控制的难度较大。

4)以巡航点流量系数为设计基准，则巡弋状态下进气道工作在较低流量系数状态，虽然此时进气道本身的气动性能不会恶化，但是会导致一定的附加阻力，需要与总体和发动机系统设计进行协调。

1.2 进气道设计方案

针对总体需求和技术难点，开展进气道变几何型面设计，并综合采用放气缝、扰流片、格栅等流动控制措施，用于兼顾宽速域范围内的进气道性能，尤其是总压恢复系数、出口畸变等。

进气道采用中心半锥体可调节的变几何方案，以有效缩短整个进气道长度；边界层隔道高度为30mm(当地边界层名义厚度)。通过多轮优化设计，确定的流道型面为：中心体一级压缩，与水平线夹角为11°；中心体驱动位置可在0～210mm之间变化，Ma1.5之前固定，Ma2.0后移10mm，随后按照每Ma0.1变化20mm的调节规律后移。通过数值模拟，确定了变几何进气道在不同工况下唇罩与喉道段的驱动位置(见表2)。

表2 各工况下中心体驱动位置

进气道主体部分由可平移中心半锥体、固定唇罩和喉道段、固定扩张段组成(见图3)。来流马赫数较低时，中心体处于最上游位置，达到流量捕获最小与喉道面积最大的目标，以此保证低马赫数下内收缩比最小、进气道可正常起动。当来流马赫数增加时，中心体时向下游移动，增加流量捕获并减小喉道面积，追求总压恢复系数的提高。

依据不同工况下唇罩激波在压缩面上入射位置的变化，在进气道的唇罩及中心体上设置放气缝，每个放气缝采用独立的放气腔和限流出口。唇罩侧的放气缝直接与周围大气连通，中心体放气缝则通过设置在其内部的稳压腔积蓄、稳压后，由边界层隔道尖劈上的出口排出。上述措施用于保证在进气道的工作速域范围内不会出现严重的激波/边界层干扰现象[19]。

为控制进气道出口畸变水平，在亚声速扩压器内采取了相应流动控制措施：在进气道扩张段下侧基座上设置了三排扰流片，以控制基座表面生成的边界层，同时在半圆转圆段上游部分设置一个格栅以辅助改变主流方向。由此延缓S弯段内的气流分离以改善出口畸变。

2 变几何进气道性能分析

2.1 计算方法简介

采用CFD方法开展进气道流场的高精度数值模拟研究。弹体和进气道流场耦合，故直接开展三维气动设计与仿真。CFD求解器采用FLUENT 6.3软件，考虑到分析速域上限在Ma3.0左右，选择密度基求解器，无黏对流通量计算为Roe格式，湍流黏性计算使用kw-SST模型，流动方程组采用二阶格式进行离散[20]，计算以内通道质量流量收敛为判据。

典型计算网格数约500万(见图4)，在近壁面、激波跨越区等部位进行加密处理。计算中所用到的边界条件类型有：压力远场边界、压力出口边界、对称面边界和无滑移绝热固壁边界等。

2.2 进气道性能分析结果

依据变几何进气道方案的调节构型，通过数值模拟获得流场结构并分析进气道主要性能。给定来流条件下，通过逐渐增加进气道出口反压来获得该来流条件下进气道节流特性、最大总压恢复系数及临界压比等。考虑到超声速流场的相似性，主要给出了超声速巡航点和亚声速巡弋点两个工况的分析结果。

Ma3.0工况(见图5)，中心锥诱导的脱体激波于唇罩处封口，唇罩激波在中心体上的反射激波较弱，并且除结尾激波系外，进气道内未见有显著的激波/边界层干扰现象出现，表明进气道采用的波系配置和边界层放气措施是成功的。喉道附近的主流约为Ma1.5，体现了超声速工况下的良好通流特性，也表明喉道调节规律是基本合适的。随着反压的增大，喉道后方的气流速度降低，进气道出口处的流动分离逐渐弱化。这将有利于提高总压恢复系数，减小周向畸变。不同出口反压下，半圆转圆段下游处主流都基本处于中部位置，说明扰流片与格栅实现了设计意图。

Ma0.6工况(见图6)，扰流片与格栅有效地改变了主流方向，实现了出口畸变控制；放气缝排出了低能流，抑制了喉道后方的气流壅塞和边界层厚度，体现了流动控制设计在亚声速工况下的合理性。此外，随着反压的增大，进气道出口处的流动分离也逐渐弱化。这说明流量系数随之下降，总压恢复系数逐步提高，且周向畸变趋于减小。

表3给出了变几何进气道的主要性能参数。在Ma0.6、Ma0.78、Ma2.0、Ma3.0状态下，其通流状态流量系数依次为0.514、0.572、0.695和0.880，边界层的放气比例分别为9.30%、3.54%、2.11%和5.06%。从临界状态性能来看，该进气道的总压恢复系数依次为0.986、0.924、0.756、0.643，临界周向总压稳态畸变分别为0.60%、2.85%、3.33%、2.60%，均满足设计指标要求。此外，超声速流量系数符合总体设计意图。相关性能参数也对应了进气道流场分析的定性判断。

表3 变几何进气道主要性能参数

综合数值模拟结果可知，各设计点处进气道正常起动，主要流动结构合理，激波/边界层干扰、气流分离等不良现象均不明显；总压恢复系数、稳态畸变等主要性能参数满足设计要求。中心半锥体调节方案易于实现，和机体的结构匹配性良好。据此确定了风洞试验进气道模型的原型方案。

3 变几何进气道典型性能风洞试验

3.1 试验模型设计

风洞试验的目的是比对数值模拟结果、验证变几何进气道方案设计，在南京航空航天大学NH-1亚跨超三声速风洞中完成试验。作为先期验证研究，从简化试验方案、基本掌握典型工况性能的角度考虑，确定试验范围为Ma0.6～2.0。对应的进气道模型调节幅度较小(见表2)。

试验模型设计方面，唇罩-喉道段、扩张段通过螺栓固定于基座上，中心半锥体沿轴向位置进行调节。采用尽可能小的配合间隙，确保移动时中心体位置的准确。试验模型的缩比比例为1∶5.45，进气道本体总长为297.2mm。考虑支撑结构等附加部件的迎风面积以后，模型整体在NH-1风洞中的堵塞度约为6.6%，且模型前体全部放置于风洞均匀区内(见图7)。

3.2 试验结果分析

风洞试验完成了Ma0.6、Ma0.78、Ma1.5和Ma2.0四个工况。文中主要针对Ma2.0超声速工况、Ma0.6亚声速工况等代表性工况的试验结果进行分析。

1)Ma2.0工况

在初始锥位下进气道口部附近波系情况见图8，和数值模拟结果类似，头部波系正常建立，说明进气道在此状态下能正常工作。在进气道唇罩附近上游位置存在一个小的分离包，其成因为唇罩激波与中心锥表面边界层干扰，但对于进气道正常工作没有明显影响。随节流锥不断向上游推进，进气道出口截面上的反压不断提高，总压恢复系数逐渐提高，而出口马赫数、稳态畸变等参数则持续下降。试验获得的进气道临界总压恢复系数为0.758，对应的流量系数为0.667，出口马赫数为0.239，稳态周向畸变指数为1.47%。

根据CFD仿真结果，进气道在此状态下的临界总压恢复系数为0.756，流量系数为0.705，周向总压畸变指数为3.33%。前两者与试验值基本吻合；后者较试验值偏大，但均符合设计要求。这就直接验证了CFD分析的合理性，也验证了变几何进气道型面及流动控制设计在典型超声速工况下的正确性。

图9给出进气道工作在不同节流状态时的唇罩侧的沿程静压曲线，由于唇罩包括多段，故沿程静压曲线被分为三段。随节流锥不断前移，进气道通道后段压强逐步升高，扩张段内的结尾激波系也随之向上游移动。从压力突升台阶的起始位置可以判断，在锥位8时，进气道达到临界状态，其临界反压约为自由流静压的6倍，这与表3结果差别较小。

2)Ma0.6工况

亚声速工况主要关注实测的进气道出口性能参数。第2个锥位以后，随着节流锥不断向上游推进(反压提高)，流量系数和出口马赫数不断降低，而出口总压恢复系数则是逐渐上升的。当pb/p0=1.25时，进气道出口总压恢复系数达到0.994，流量系数为0.311，周向畸变指数为0.47%。由表3可知，计算的进气道在pb/p0=1.24时的总压恢复系数为0.986，流量系数为0.298，周向畸变指数为0.60%。整体上数值模拟与吹风试验获得的结果较为吻合。

图10给出了不同锥位下进气道唇罩侧的沿程静压分布曲线。各锥位下，壁面沿程静压曲线变化趋势一致，未出现标志流动分离的“压力平台区”，表明Ma0.6工况进气道内通道流动顺畅。

4 结 论

1)针对ATR动力飞行器需求，提出了一种Ma0.6～3.0弹用变几何进气道方案，完成技术难点分析并针对性地开展方案设计。通过中心半锥体的平移进行喉道面积调节并兼顾流量需求，扩张段设置扰流片和格栅来控制出口畸变，空间紧凑，结构简单，具有工程实用性。

2)通过CFD模拟分析了变几何进气道的流场结构和性能参数。Ma0.6～3.0范围内波系配置和边界层放气措施合理，激波/边界层干扰、气流分离等不良现象均不明显；宽速域范围内的总压恢复系数、周向稳态畸变、流量系数等主要性能参数满足设计要求。

3)完成变几何进气道的模型设计和风洞试验，验证了Ma0.6～2.0的基本性能。进气道正常起动，超声速工况头部波系建立情况符合设计意图。试验获得的总压恢复系数、流量系数和数值模拟结果具有一致性。试验的稳态周向畸变指数小于5%，满足带压气机的ATR发动机工作要求。

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电话：(010)68199544

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(编辑：牛苗苗)

Research on a Variable-Geometry Inlet Scheme for ATR-Powered Vehicle

CUI Peng1, LI Guo-shu1, ZHANG Jun1, TAN Hui-jun2

(1. Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing 100076, China;2. College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

A variable-geometry inlet scheme is proposed to meet the demands of aMa0.6～3.0 air turbo rocket (ATR) powered vehicle, especially seeking the aerodynamic devices to balance the inlet performance within the broad velocities and to control the distortion of the inlet exit for an engine compressor. The inlet consists of a translate-movable half-cone center body for conducting adjustment of the throat area and the captured mass flow. Also the pressure distortion is decreased by using of a spoiler and a lattice grid. With computational fluid dynamics (CFD) analyses, the drive positions of the inlet center body are determined for every operating condition, and then the flow structures and the performance parameters are discussed in detail. The rationality of the inlet design is indicated by the favorable parameters, like the suitable total pressure recovery and steady pressure distortion less than 5%. A wind-tunnel test is conducted betweenMa0.6 andMa2.0 to preliminarily verify the inlet scheme design and the numerical simulations. The consistency of the experiment and the analysis further demonstrates the correctness of the missile-borne variable-geometry inlet.

Inlet; Variable-geometry; Scheme design; Distortion control; Wind-tunnel test

2016-05-25;

2016-12-26

V231.3

A

1000-1328(2017)03-0240-08

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.03.003

崔 鹏(1983-)，男，博士，高级工程师，主要从事吸气式动力飞行器气动设计研究。