三维内转进气高超声速导弹气动布局研究

杨会林 李怡庆 刘涛 张辉 涂良辉

摘 要：基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究，重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究。 数值仿真结果表明，颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果，具有较高的进气道性能。 两侧进气布局无法有效利用前体的预压缩效果，较难构造高性能的内部流场，但能够利用进气道产生升力，使全弹具有较好的气动特性。 此外，两侧进气布局具有更小的攻角敏感性，在攻角变化过程中，整体性能变化较小。 因此，颌下进气布局适用于单点巡航的导弹设计，两侧进气布局适用于攻角变化范围要求高的导弹设计。

关键词：高超声速;气动布局;三维内转进气道;颌下进气;两侧进气;导弹

中图分类号：   TJ760.1;V411  文献标识码：   A  文章编号：1673-5048（2022）01-0029-06[SQ0]

0 引  言

随着人类对飞行速度、飞行高度要求的不断提高，吸气式推进系统已成为高超声速飞行首选技术方案[1-3]。 由于高超声速流动的复杂性，推进系统与导弹弹体之间存在着相互干扰、相互制约问题，因此，探索高性能的气动布局，分析推进系统的不同进气形式对导弹气动性能、推进系统性能的影响是高超声速导弹设计首先要解决的关键问题。

长期以来，高超声速飞行器的气动布局研究基本都是基于乘波理论开展的，包括以平面流动为基础的楔导乘波理论与二维进气道气动布局设计问题[4]、以圆锥流动为基础的密切锥导乘波理论二维进气道耦合的气动布局研究[5]。 国内，文献[6-7]将外流乘波理论向内流拓展，提出了同时满足内外流需求的双乘波一体化气动布局形式，较好地解决了内外流的一体化设计问题。 然而，乘波体布局由于头部空间有限，在容积率、末制导系统安装、攻角性能等方面存在较大的问题。

相比于乘波构型，旋成体曲锥弹身构型具有几何构型简单、容积率高、易于末制导设计等优点，在导弹布局中受到格外重视[8-9]，国内外学者都开展了相关研究。 1979年，Webster等[10]提出了ASLAM方案，该方案将进气道置于曲锥弹体头部下方，即颌下进气布局，本质上是截取轴对称进气道的一部分作为推进系统进气部件，其压缩效率较差，无法适用于高超声速飞行任务的需求。

相比于常规进气形式，三维内转进气道具有压缩效率高、流量捕获特性优良等优点，近年来在高超声速飞行计划中受到较为广泛的关注[11-12]。 Smart[13]与Gollan等[14]将REST进气道进行改进，并与旋成体构型相融合，提出了旋成体布局颌下多进气气动布局方案。 此外，从洛克希德·马丁公司发布的“高超声速打击武器（HSSW）”项目概念设计方案图中可以看出，该方案以旋成体外形与三维内转进气道为基础，采用了颌下进气气动布局形式[15]。

本文针对易于实现高超声速武器化的旋成体弹体与三维内转进气道的布局方案，分别开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局形式的研究。 通过数值模拟着重分析不同布局形式对导弹气动性能与推进系统性能的影响规律，为旋成体高超声速导弹气动布局设计提供了思路與技术支持。

1 模型与数值方法

1.1 物理模型

本文选取图1所示的颌下进气与两侧进气三维内转进气道加旋成体弹身的两种气动布局形式进行研究，设计点选取马赫数为6，攻角α为6°。

两种气动布局几何参数对比如表1所示，表中以颌下进气布局的几何参数作为基础尺寸，给出两侧进气布局形式的几何相对变化量。

1.2 网格与边界条件

构建了如图2所示的计算域。 考虑到构型的对称性，当计算条件不包含侧滑角时，计算域利用了对称边界条件，节省数值计算规模。 考虑到来流工况为高超声速，为减小网格总数，选用半径较小远场型面，旋成体弹身和进气道部分采用壁面边界条件，外围出口为远场压力出口边界，进气道出口为压力出口边界。 全流场计算域如图2（a）所示，全弹网格如图2（b）所示。

计算模型采用的多面体网格，网格总数300万。 近壁面网格进行了等比加密处理，近壁面最小网格量级为10-5，y+小于10。 此外，由于气动布局三维造型的复杂性，最后对生成的网格进行了全局正交性优化。

1.3 数值方法与算例验证

针对两种气动布局，开展了全粘性的NS方程数值求解。 求解流场为高超声速可压缩流场，故采用密度基耦合求解，假设计算流场为定常流场，并使用能量方程，选取SA模型，采用理想气体定律。 考虑到气体的高温效应，计算中使用变比热的热完全气体模型，将比热定义为温度的五次多项式。 计算采用耦合隐式求解。 为得到准确结果并保证计算流场的收敛性，将两种气动布局的数值模拟分为两步。 首先以一阶迎风格式求解流场，得到能够表征流场性质的粗略流场轮廓，然后以此流场为初始流场，采用二阶迎风格式进行流场求解直至收敛。

不同飞行高度、飞行马赫数状态下，来流条件如表2所示。

为验证所用计算网格与计算方法的准确性，采用文献[16]所述的空天飞机进行算例验证，验证网格包括多面体网格、切割体网格与四面体网格，并采用前文所述的计算方法。 该模型来流条件为来流马赫数8.04，单位雷诺数Re=1.13×107，总压P*=7.8 MPa，总温T*=892 K，攻角变化范围在-5°～30°，该模型（半模）气动力系数参考面积为0.005 m2，升力系数对比与阻力系数对比如图3所示。 可以看出，在攻角小于10°范围内数值模拟数据与试验数据吻合良好，且数值模拟能够较精确捕获流场的波系结构。 考虑本文研究攻角范围为-2°～8°，可以认为，本文所述网格与数值计算方法能够较好地模拟出所研究气动布局的性能。

2 设计点性能对比分析

2.1 流场结构分析

分别提取两方案设计点（Ma=6.0，α=6°）状态下的流向特征截面与出口截面，如图4～5所示。 两方案的特征截面马赫数分布图表明两者波系结构类似，均由两道主要激波组成，其一为锥形弹身前缘外压缩入射圆锥激波，其二为三维内转进气道前缘入射激波，且第一道激波均打在进气道唇口之外，这是由于前缘半顶角较大导致，该角度的选择是为了满足头部装载设备的容积约束。 从图中可以看出，虽然弹身前缘入射激波未在进气道唇口处反射，但进气道前缘入射激波在设计点仍然完全将进气道进口封闭，从而最大程度降低了弹身前体激波偏离导致的进气道流量损失。

观察总压恢复系数分布图谱可以发现，总压分布与马赫数分布较为相似，即高马赫数区域总压恢复系数高，低马赫数区域总压恢复系数较低;进气道内部主流区域总压恢复系数较高，基本维持在0.6～0.8的数量区间;主要的总压损失出现在贴近壁面的边界层内部，随着边界层的不断增长，低总压区域在通道内占比逐渐增加。 对比两方案总压分布图谱可以发现，总压损失主要区域并不相同。 頜下进气布局总压损失主要出现在进气道对称面的上侧，但两侧进气布局贴近壁面处并未出现大面积低总压分布区域。 这是因为两侧进气布局方案气流流动方向为两侧向内流动，附面层主要堆积于进气通道的外侧，在对称截面内显示不明显，该特征从两方案喉道截面图中也可以看出。

从出口图谱可以看出，颌下进气能够使出口气流呈对称分布规律，而两侧进气则促使低能流向外侧堆积， 颌下进气布局主流区域总压恢复系数明显高于两侧进气布局形式（橙色区域）。 颌下进气形式在设计工况（Ma=6.0，α=6°）具有较好的流场组织能力，能够更充分地利用攻角状态锥形弹身产生的预压缩效果为进气道下游部件提供较高的气流性能。

2.2 进气道性能对比分析

表3为两方案在设计点（Ma=6.0，α=6°）时的进气道喉道性能参数。 表中数据表明，两方案捕获流量仅相差1.8%，可以规避流量捕获不同对总体性能参数的影响。 纵向对比可以看出，颌下进气方案在设计点进气道性能优于两侧进气布局，其中总压恢复系数差异最为明显。  主要是由于颌下进气方案为顺流向压缩，且能够较充分地利用锥形弹身在攻角状态下的预压缩优势，最终为推进系统提供更优异的出口性能参数。 而两侧进气则需要在顺流向压缩的同时将气流向弹身内部压缩，最终引起了出口性能的损失。

2.3 气动性能对比分析

颌下进气方案能够为进气道下游部件提供更优质的气流，但在气动性能方面，两侧进气方案却存在较大的优势。 两方案设计点气动性能参数如表4所示，可以看出，两侧进气方案相比颌下进气方案虽然阻力系数增加了22%，但升力系数却增加了154%，最终为整个气动构型提供了高达3.795 4的升阻比，而颌下进气布局升阻比仅为1.823 6。 该部分气动力增益主要由两侧进气道增加的两侧宽度提供。 根据以上分析，可以看出，两侧进气布局方案能够为总体构型提供更加优异的升阻力特性，且优势明显。 需要说明的是，本文中升力为全局升力，阻力仅考虑外流阻力。

图6为两方案在Ma=6.0时气动参数随攻角的变化规律，总体变化规律相同，升力系数、阻力系数以及升阻比随攻角增加而逐渐增加，俯仰力矩随攻角呈线性的下降规律。 对比两方案的升力系数可以发现，两侧进气方案全工况升力系数均明显高于颌下进气方案。 从最终的升阻比曲线可以看出，两侧进气方案总体升阻比均高于颌下进气方案，两方案最大的升阻比均出现在8°攻角，分别为3.917 1和2.270 0。 两方案气动性能对比曲线再次表明，两侧进气布局形式能够有效提高总体构型的气动特性，且该气动优势在全攻角范围内均存在。

两方案在Ma=6.0时进气道性能随攻角的变化规律如图7所示。 从总压恢复系数变化图可以看出，两方案在2.5°攻角附近相交，当攻角小于2.5°时，两侧进气布局总压恢复系数高于颌下进气布局，当攻角大于2.5°，两侧进气布局总压恢复系数低于颌下进气布局。 因此，虽然设计点状态下颌下进气道性能优于两侧方案，但两侧进气方案具有较高的非设计点性能。 除总压恢复系数外，从流量分布规律图也可以看出，两侧进气布局相对颌下进气布局具有更缓慢的变化规律，说明两侧进气布局在非设计攻角下能够捕获更多的空气流量。 综合对比气动力与进气道性能可以看出，两侧进气布局相对颌下进气布局在相同马赫数下具有更加优异的性能。

3 非设计点性能对比分析

3.1 接力点流场结构分析

对两方案接力点（Ma=5.0， α=2.7°）流场特征与气动数据进行对比分析。 图8～9分别提取了接力点喉道截面马赫数分布与总压恢复系数分布。 可以发现，两方案基本波系结构与设计点类似，第一道入射激波偏离唇口，但第二道入射激波在低马赫数工况并未明显偏离唇口，仍然能够较好地将进气道进口封闭，有效避免接力点时的流量损失。

对比分析喉道截面流场图谱分布可以看出，接力点进气道喉道图谱分布规律与设计点相似，但低能流区域所占面积比明显减小，总压恢复系数相对设计点有所提高。 接力点各截面图谱与设计点并未发生本质变化，整体流场从高马赫数降至低马赫数，呈现出较为常规的变化规律。

3.2 接力点进气道性能对比分析

两方案接力点进气道喉道性能参数如表5所示。 两方案性能参数均有所提高，但两侧进气方案提升更加明显，特别是总压恢复系数，由设计点的16%差异下降至基本无差异;此外，两方案流量捕获增加较为明显，但两侧进气方案能够在接力点捕获更多的空气流量，

两方案流量差异由设计点的1.8%增加至14.1%。  考虑到接力点与设计点相比同时出现了来流马赫数与飞行攻角的变化，可判断两侧进气布局形式相对于颌下进气布局形式在接力点具有更加优异的性能。

3.3 接力点气动性能对比分析

两方案接力点气动数据如表6所示。 可以看出，由于攻角的降低，两方案升力系数降低，阻力系数增加，阻力系数相对差异变化较小，由22%变化至19%，但升力系数变化明显，表中数据显示颌下进气方案在接力点产生升力有限，升力系数仅为0.032 0，而两侧进气方案则产生了较大升力，升力系数高达0.360 6，两者存在10倍左右的差距。 升阻比相差8.46倍，该结果显示，两侧进气方案不仅在进气道性能上优于颌下进气方案，在气动性能方面也存在较大优势。

3.4 Ma=5.0攻角特性分析

进一步对Ma=5.0工况下两方案的攻角特性进行对比研究。 两方案气动性能对比如图10所示。 从升力系数看，两方案差距拉大，两侧进气布局在低马赫数条件下各工况升力系数全面高于颌下进气布局，该特征在升阻比中也同样适用，此外，两方案均保持了较好的俯仰力矩线性特征。

两方案在Ma=5.0工况时进气道性能随攻角的变化规律如图11所示。 流量变化规律对比显示，两侧进气布局相比颌下进气布局在全攻角范围内均能够捕获更多的流量，最大差异出现在2°攻角附近，约为16%，而根據前文对几何参数的说明，两侧进气相比颌下进气的进气道总面积仅仅增加9%，因此可以判定，两侧进气形式更有利于非设计点的流量捕获性能。 两方案进气道喉道马赫数分布随攻角变化规律相似且数值相近。 总压恢复系数变化规律与Ma=6.0工况类似，交点同样出现在攻角2.5°工况附近，攻角小于2.5°两侧进气布局总压恢复系数高，攻角大于2.5°颌下进气布局总压恢复系数较高。 综合以上设计点与接力点气动特性分析表明，两侧进气相对颌下进气在设计进气道过程中存在更多的影响。 虽然巡航状态下进气道性能较低，但在低马赫数、非设计攻角状态下有较好的进气性能;此外，由于进气道布置于弹身两侧，为总体构型产生了额外的升力增益，最终使得两侧进气布局在全计算工况范围内相对颌下进气布局均具有优异的气动力特性。

4 结  论

为研究不同气动布局形式对锥形弹身内转进气道一体化构型的影响规律，分别开展了曲锥弹身颌下进气与两侧进气的气动布局设计，对两种气动布局开展三维数值模拟研究，得到结论如下：

（1） 开展了颌下进气与两侧进气方案气动布局的设计，在设计点两方案喉道总压恢复系数分别为0.50与0.42，颌下进气布局形式进气道性能占优，但两侧进气方案在气动特性方面具有较大优势，设计点升力系数相比颌下进气增长154%。

（2） 在低马赫数非设计点两侧进气具有更优性能，两种布局进气道性能之间的差距逐渐减小，进气道喉道总压恢复系数能够达到相同的0.63，但两侧进气方案的气动力优势更加明显。

（3） 颌下进气布局在一定的攻角下利用弹身前体预压缩效果，对于构造进气道高性能内部流动具有较大的优势，较适用于单点巡航飞行器的设计。 两侧进气布局形式无法有效利用前体的预压缩效果，但能够充分利用进气道产生升力，使全弹具有较好的气动特性，具有更小的攻角敏感性，在攻角变化过程中，整体参数变化较小。 因此，两侧进气布局在攻角姿态变化的飞行任务中具有一定优势。

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Research on Aerodynamic Layout of Three-Dimensional

Inward Rotating Inlet Hypersonic Missile

Yang Huilin1*，Li Yiqing2，Liu Tao1，Zhang Hui1，Tu Lianghui2

（1.AVIC Hongdu Aviation Industry Group，Nanchang 330024，China;

（2.School of Aircraft Engineering，Nanchang Hangkong University，Nanchang 330063，China）

Abstract： Based on the three-dimensional inward rotating inlet， the aerodynamic layout of hypersonic missile is studied， focusing on the submaxillary inlet and the inlet on both sides. The numerical simulation results show that the submaxillary inlet layout has high inlet performance by using the pre-compression effect of the missile’s precursor at a specific angle of attack. The inlet layout on both sides can not effectively use the pre-compression effect of the precursor， and it is difficult to construct a high-performance internal flow field， but it can use the  inlet to generate lift， so that the whole missile has better aerodynamic characteristics. In addition， the inlet layout on both sides has less angle of attack sensitivity， and the overall performance changes less during the change of angle of attack. Therefore， the submaxillary  inlet layout is suitable for the design of single point cruise missile， and the inlet layout on both sides is suitable for the design of missile with high requirements for angle of attack variation range.

Key words： hypersonic; aerodynamic layout;three-dimensional inward rotating inlet;submaxillary inlet;inlet on both sides; missile

收稿日期： 2021-09-10

基金项目：航空科学基金项目（2019ZC066007）

作者简介：杨会林（1983-），男，陕西神木人，高级工程师。