超声速进气道起动性能影响因素研究

王利平 孙振华 贺永杰 马高建

摘要： 从影响进气道起动性能的全因素出发， 建立一体化模型， 研究来流马赫数、 攻角、 侧滑角对进气道起动性能的影响， 对进气道转级过程进行了动态过程仿真。 结果表明， 随着来流马赫数的增大， 进气道流量系数与总压恢复系数变化趋势相反， 应选择合适的设计马赫数， 拓宽进气道的工作包线； 随着侧滑角的增大， 背风侧进气道起动性能及抗反压性能下降； 转级过程中， 背风侧超临界裕度明显小于迎风侧， 研制过程中， 应按照背风侧进气道进行超临界裕度设计。

关键词： 进气道； 起动性能； 马赫数； 攻角； 侧滑角； 动态过程； 冲压发动机

中图分类号： TJ763； V43文献标识码： A 文章编号： 1673-5048（2018）04-0039-07

0引言

冲压发动机是一种新型动力装置， 利用空气中的氧气作为氧化剂， 比冲较固体火箭发动机高出4～6倍， 可較大幅度地提高导弹平均速度和射程， 是目前远程空空导弹可选的最佳动力系统。 冲压发动机主要由进气道、 燃气发生器、 点火器、 助推/冲压补燃室以及转级机构等构成， 其中进气道的正常起动是保证冲压发动机实现正常转级、 稳定工作的关键。

目前广泛使用的进气道主要为不可调混压式超声速进气道， 通过一系列斜激波和一道正激波将超声速气流滞止为亚声速气流。 然而在飞行器助推加速、 转级和巡航过程中， 由于内外部条件共同作用的缘由， 例如转级时序不合理设置、 不可预测的侧风、 导弹大机动、 导弹加速大推力需求、 飞行速度过低以及补燃室内部燃烧扰动等， 使工作环境偏离设计状态， 导致进气道工作不稳定， 进而导致飞行失败。 例如， 美国X-51A第三次高超声速飞行试验， 由于进气道不起动， 造成发动机关闭， 导致试验失败。

为弄清影响进气道起动能力的因素， 提高进气道性能， 国内外学者做了大量研究。 Zha等人通过对HSCT（High Speed Civil Transport）混压式轴对称进气道在Ma=2.0时数值分析后发现， 来流攻角增大时， 易引起进气道不起动， 同时还发现喉道处流场的畸变程度对进气道起动有很大的影响[1]； Kantrowitz从理论上给出了进气道起动最大面积收缩比限制条件， 但在高马赫数下误差较大[2]； Ennis等人对超声速进气道的起动问题开展了试验研究， 发现了两种不同类型的进气道不起动状态， 并将进气道起动状态定义为内部流动现象没有影响到进气道的流量捕获特性[3]； 梁德旺等人对一系列不同收缩比、 不同波系配置的内压缩通道二维流场进行了仿真模拟， 研究了面积收缩比、 飞行高度和来流攻角对进气道起动性能的影响[4]； 贺永杰等人研究了附面层泄除对定几何混压式进气道起动马赫数、 起动点性能和巡航点性能的影响[5]； 何保成等人对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟， 研究结果表明在不考虑攻角变化的前提下， 进气道不起动边界主要与来流马赫数有关[6]； 赵湘恒等人对攻角变化引起的超声速进气道再起动过程进行了数值模拟， 得到超声速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加[7]； 王卫星等人对典型二元高超声速进气道不同抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响进行了数值模拟， 验证了抽吸对提升进气道自起动性能的有效性[8]。

从国内外研究情况来看， 目前对各影响因素进行研究时， 主要存在以下几方面的问题： 进气道均简化为二维计算模型， 且仅保留进气道扩张段之前部分， 模型过于简化， 不能真实反映超声速进气道的工作状态； 对于固定进气道模型， 仅局限于单一因素的影响， 没有进行全因素对起动能力影响的研究； 在进气道受到不可预测的干扰时， 对再起动特性研究的文献较少。

针对以上问题， 本文从影响进气道起动能力的全因素出发， 建立一体化模型， 还原真实工作状态， 分析各因素的变化规律， 并得到发动机转级时刻的动态过程， 为提高进气道工作稳定性， 保证冲压发动机工作的可靠性提供借鉴和参考。

1计算模型和方法

1.1简化计算模型

本文所用进气道模型为头部双侧混压式进气结构。 按照不同的来流条件， 将全弹进行不同的简化： 在无攻角无侧滑角（α=0°， β=0°）工况时， 模型简化为四分之一进行计算； 在有攻角无侧滑角（α≠0°， β=0°）工况时， 模型简化为单个进气道进行计算； 在无攻角有侧滑角（α=0°， β≠0°）工况时， 简化为双侧进气道各取一半进行计算； 进行转级过程动态计算时， 增加燃气发生器结构， 如图1所示。

1.2边界条件

计算所用到的边界条件类型： 压力远场边界、 压力出口边界、 无滑移绝热固壁与对称边界条件等， 边界条件示意图如图2所示， 进行转级动态过程仿真时， 由于涉及到补燃室内的燃烧， 增加燃气流量进口边界。

航空兵器2018年第4期王利平， 等： 超声速进气道起动性能影响因素研究模拟飞行高度为15 km， 对应的压力远场入口压力为12 111 Pa。 按照不同的影响因素， 边界条件设置见表1～4。

1.3计算方法

采用Fluent-CFD软件进行数值计算， 工程上应用最广泛的湍流模型是标准k-ε湍流模型， 对于内部的稳态或非稳态的湍流流动发展均较适用， 因此选择标准k-ε双方程模型为湍流模型， 近壁区采用标准壁面函数进行处理， 同时本文所模拟的为马赫数2.0以上的流动， 不能忽略气流的压缩性， 必须采用基于密度算法的3D隐式耦合算法求解， 流动方程的离散格式为二阶迎风格式， 其余为一阶迎风格式， 解收敛标准为各项残差收敛， 且所监控的进气道出口流量稳定或周期变化。

真实燃烧中所采用推进剂为含硼富燃料推进剂， 一次燃烧后组分较为复杂， 本文经过热值转换为CH4进行简单组分计算， 同时考虑到湍流流动影响选择快速反应的涡耗散模型（Eddy Dissipation Model）作为燃烧模型进行动态计算。

2计算结果与分析

2.1马赫数影响分析

图3为总压恢复系数和流量系数随来流马赫数的变化曲线， 从图中可以看出， 设计状态下， 激波封口马赫数为3.2， 此时的流量系数φ≈1， σ≈0.45， 当马赫数大于3.2时， 进口前斜激波的倾斜角减小， 激波相交于唇口之后， 流量系数φ基本保持不变， 而斜激波的强度却随着来流马赫数的增大而增强， 造成进气道出口的总压恢复系数σ逐渐下降； 当马赫数小于3.2时， 刚好相反， 斜激波将交于唇口之前， 引起超声速溢流， 因此流量系数φ随着来流马赫数的减小而降低， 同时由于斜激波的强度随着来流马赫数的减小而降低， 正激波也逐渐向喉部移动， 激波损失逐渐减小， 总压恢复系数σ随着来流马赫数的减小而增大； 当马赫数小于2.0时， 喉道将出现壅塞， 正激波被推出进气口外， 呈现亚声速溢流， 流量系数φ迅速下降。 可以看出， 流量系数φ和总压恢复系数σ随来流马赫数的变化趋势相反， 在进气道设计中， 本文的目标是较高的流量系数和总压恢复系数， 因此应选择一个折中的起动马赫数和设计马赫数， 保证在该马赫数下设计出的进气道结构具有较宽的稳定工作范围、 合适的流量系数和总压恢复系数。

图4为出口马赫数与畸变指数承受来流马赫数的变化曲线， 可以看出， 随着马赫数的增大， 进气道出口马赫数随之增加， 这是因为进气道的结构不可调， 在两道斜激波及进气道内部反射波系有限的压缩作用下， 出口马赫数会随着来流马赫数的增大而增大； 畸变指数反映了进气道出口气流稳定性与均匀性， 从图中可以看出， 随着来流马赫数的增大， 畸变指数基本呈线性增加， 同时在来流马赫数大于4.0的时候， 畸变指数为波动向上的趋势， 产生畸变的原因主要是激波附面层干扰、 唇口、 扩压段内附面层分离等， 若进气道出口畸变指数过大， 将导致进入补燃室的空气流动均匀性较差， 进而影响空气与燃气的掺混和燃烧效率， 对发动机的推力性能会产生较大影响。

图5为不同马赫数下进气道对称截面上的马赫数分布云图， 可以看出， 在Ma=3.2时， 两道斜激波相交于唇口， 流量损失很小， 气流进入进气道后， 经过几道膨胀波系， 喉部及扩张段内流动逐渐稳定； 随着马赫数的减小， 斜激波的倾斜角增大， 两道斜激波相交于唇口之前， 正激波位置也随之向上游喉部移动， 出现超声速溢流， 有效捕获面积减小， 流量系数也逐渐降低； 进一步降低来流马赫数， 如Ma=2.0， 激波将被推出进气道， 出现亚声速溢流， 进气道不能起动。 当增大来流马赫数时， 如Ma=3.8可以看到， 斜激波的倾斜角减小， 两道激波均打入进气道内部， 交于唇口内， 同时可以明显看出唇口与喉部之间的流动变得更为复杂， 进气道外两道斜激波与唇口斜激波相互作用， 在唇口附近形成分离区； 当马赫数继续增大时， 如Ma=5.0， 进气道唇口上壁面出现一个很明显的涡流区， 将引起额外的涡流损失。

2.2攻角影响分析

图6为总压恢复系数和流量系數随来流攻角的变化曲线， 可以看出， 随着攻角的增大， 流量系数和总压恢复系数均有所减小， 但减小幅度较小， 说明攻角对本模型进气道流量系数和总压恢复系数影响不大； 由于本文中所选马赫数为3.0， 低于设计马赫数3.2， 斜激波相交于唇口之前， 引起超声速溢流。

图7为出口马赫数和畸变指数随来流攻角的变化曲线， 可以看出， 随着来流攻角的增大， 出口马赫数小幅度下降； 出口畸变指数逐渐增大， 且在攻角为4°之前， 畸变指数变化较为缓慢， 在攻角大于4°之后， 畸变指数快速升高。

图8为不同攻角条件下， 沿程横截面上总压分布等值线图。 在攻角为0°时， 进气道内流动上下对称， 随着攻角的增大， 流体逐渐向进气道上半区域移动， 造成横截面上总压分布不均匀度增强， 尤其当攻角大于4°时， 这种不均匀度快速增长， 引起进气道出口畸变指数急剧增大， 对补燃室内的燃烧将产生不利影响， 造成发动机性能急剧下降。

2.3侧滑角影响

图9为总压恢复系数随侧滑角的变化曲线。 可以看出， 随着侧滑角的加入， 迎风侧进气道内总压恢复系数σ先升高后下降， 而背风侧进气道单调下降， 在本文所计算范围内， 侧滑角的影响使得迎风侧进气道总压恢复系数比背风侧偏高； 在侧滑角β较小时， 两侧进气道总压恢复系数较大， 在β=2°～3°时， 两侧差距接近0.005， 随着侧滑角的进一步增大， 差异逐渐减小。

图10为两侧进气道流量系数随侧滑角的变化曲线， 随着侧滑角β的增大， 两侧进气道的流量系数φ呈现完全相反的变化： 迎风侧进气道流量系数随着侧滑角的增大逐渐增大， 而背风侧却基本成线性下降。

图11为不同侧滑角条件下， 进气道中心截面上的马赫数等值线图。 可以看到， 随着侧滑角β的增大， 迎风侧进气道前外压斜激波的激波角逐渐减小， 斜激波逐渐向进气道唇口内部移动， 正激波向下游移动， 激波压缩强度增强， 损失增大， 总压损失增大， 而进入进气道的流量逐渐增大， 当侧滑角β>2.5°时， 进气道捕获流量大于理论流量， 流量系数大于1； 与迎风侧变化趋势相反， 背风侧进气道前外压斜激波的激波角逐渐增大， 激波强度减弱， 损失减小， 但背风侧进气道出口流场畸变指数逐渐增大， 导致出口截面压力分布均匀性变差， 总压恢复系数减小， 同时背风侧超声速溢流现象越发严重， 捕获流量逐渐减少， 流量系数也随之降低。

由以上分析可知， 在本文所研究的模型中， 导弹偏航可以使迎风侧进气道流量系数增大， 出口流场畸变指数减小， 但总压恢复系数降低； 而背风侧的流量系数和总压恢复系数均减小， 出口流场畸变指数增大， 说明进气道对侧滑角的变化比较敏感， 过大的偏航会大大降低进气道的性能。

3动态仿真过程

动态仿真过程中， 为观察进气道及补燃室中各性能参数的变化过程， 在进气道进口、 进气道内部以及补燃室内设置了不同位置的监测点， 如图12所示。

图13为进气道进口前两个点的压力变化曲线， 从图中可以看出， 在108 ms前， 前堵盖封闭， 两侧进气道进口前压力均呈现频率约为300 Hz的振荡， 这是因为空气经过三道斜激波进入进气道， 此时斜激波交于唇口位置， 监测点位置压强随大气压强逐渐上升， 由于前堵盖的阻隔， 流体无法继续向前流动， 进而在该区域聚集， 当流体聚集过多时， 前堵盖位置压力会急剧增大， 推动正激波向上游移动， 最终正激波被推出进气道， 产生激波脱体， 此时临测点的压力达到最大； 同时前堵盖的压力得到释放， 诱导激波再次向进气道下游移动， 监测点的压力开始下降， 当斜激波在唇口相交， 正激波进入进气道后， 监测点压力达到最低， 随后流体在前堵盖区域聚集， 重复上述过程； 同时， 由于存在2°侧滑角， 迎风侧前最大压力及最低压力均大于相应的背风侧压力， 而且两侧进气道前压力变化过程刚好交错进行， 即相位不同， 这是因为空气在迎风侧进气道流动时， 侧滑角的作用相当于使激波角减小， 斜激波相交于进气道内部， 压缩性增强， 而空气在背风侧进行流动时， 刚好相反。

在108 ms后， 前堵盖打开， 空气能够顺利通过进气道进入补燃室， 两侧进气道前压力迅速达到平衡状态， 同时进气道前所形成的斜激波也处于稳定状态， 监测点的压力不再变化。

图14为进气道内部各截面上压力随时间的变化曲线。 在108 ms到115 ms之间， 各截面按照1～7的先后顺序压力迅速升高， 这是因为前堵盖在108 ms时打开， 空气迅速通过进气道进入补燃室； 而在115 ms之后， 各截面压力又有一个下降转平稳的过程， 这是进气道内斜激波和反射波系稳定的一个过程； 在128 ms之后， 背风侧截面7压力首先飙升， 这是因为随着空气与燃气发生燃烧反应， 补燃室的压力及温度会迅速升高， 此时处于通流状态的进气道在背压提高的条件下， 正激波开始向上游移动， 而背风侧进气道由于抗压能力较迎风侧差， 正激波向上游移动速度更快， 当经过截面7时， 该位置的压力在激波的作用下骤升， 随着正激波的移动， 各截面的压力逐次升高； 从图中曲线可以看出， 当背风侧正激波上移到截面6时， 迎风侧正激波上移至截面7， 随着向上游的移动， 正激波移动速度越来越慢， 最终在两侧进气道内均越过所检测的截面1， 稳定在进气道内某一位置， 转级过程结束。

图15为进气道内各截面上马赫数随时间的变化过程曲线。 因为通过激波的压缩作用后， 马赫数下降， 压力升高， 因此马赫数的变化过程与压力变化过程刚好相反。

图16为补燃室内部截面上压力随时间变化曲线。 随着前堵盖的打开， 来流空气的进入， 补燃室内迅速发生燃烧反应， 压力也迅速升高， 同时随着燃烧的稳定， 压力逐渐趋于稳定。

4结论

本文研究了马赫数、 攻角、 侧滑角对进气道性能的影响， 同时采用非稳态计算方法， 数值模拟了带燃烧条件下的进气道转级过程， 通过分析， 可以得出以下结论：

（1） 随着来流马赫数的增大， 进气道流量系数φ与总压恢复系数σ变化趋势相反； 为拓宽进气道的工作包线， 保证进气道能正常起动稳定工作， 并减小能量损失， 应选择合适的设计马赫数和起动马赫数。

（2） 头部双侧混压式进气道结构中， 攻角大于4°后， 出口畸变指数快速升高， 对补燃室中稳定有效的燃烧将产生不利影响。

（3） 随着侧滑角的增大， 迎风侧进气道流量系数增大， 出口流场畸变指数减小， 但总压恢复系数降低； 而背风侧的流量系数和总压恢复系数均减小， 出口流场畸变指数增大， 说明进气道对侧滑角的变化比较敏感， 过大会大大降低进气道的流场性能。

（4） 由于背风侧进气道的抗反压能力较弱， 在空气进入补燃室与燃气掺混燃烧后， 背风侧进气道正激波先于迎风侧向上游移动， 并最终其超临界裕度小于迎风侧进气道， 在研制过程中， 应按照背风侧进气道进行超临界裕度设计。

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Abstract： From the factors influence on starting ability of inlet ， the integrative model is built， and the starting performance of inlet with different Mach number， attack angle， side slip angle are investigated， the dynamic process of transition is simulated. The results show that， with the increase of the Mach number， flow coefficient and total pressure recovery coefficient had opposite tendency， it is important to choose appropriate design Mach number， and wide the operating envelope. With the increase of side slip angle， the start ability and resisting back pressure ability of leeward side inlet are decreased. During the transition process， the leeward side supercritical margin is significantly smaller than the windward side， so the supercritical margin should be designed according to the leeward side inlet.

Key words： inlet； start ability； Mach number； attack ang