类咽式进气道与典型侧压式进气道性能对比研究

罗进元，张海瑞，赵晓宁，范晶晶，黄慧慧

（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）

0 引 言

进气道作为超燃冲压发动机的关键部件之一，其性能直接影响整台发动机的推力特性。适配于空天飞行器的火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）要求进气道能够在宽飞行马赫数下高性能工作，进气道的流量捕获能力直接决定了RBCC 动力系统推力的大小，高流量捕获能力对于提高空天飞行器的加速性能、减小溢流阻力具有重要作用。因此研究能够在宽飞行马赫数范围下均具有高流量捕获特性的进气道十分必要。

在宽工作包线内具有高流量捕获率的进气道主要有三维侧压式进气道及三维内收缩进气道。三维侧压式进气道由于存在溢流窗口因此设计点下流量系数偏低。三维内收缩进气道包括busemann 进气道、咽式（Jaws）进气道、矩形转椭圆进气道以及内乘波式进气道等，其中咽式进气道突出的流量捕获能力引起了广泛关注。美国空军实验室的Malo-Molina 等首先对咽式进气道进行研究，发现采用咽式进气道的气流进入燃烧室后具有更高的混合效率，从而能够增大推进系统的推力性能。董昊等对咽式进气道进行研究，发现咽式进气道具有高流量捕获能力和压缩能力。但由于包括咽式进气道在内的三维内收缩进气道型面通常为曲面，难以在宽马赫数下做变几何型面调整，从而限制了其在宽范围飞行器上的应用。采用矩形出口型面的“类咽式”进气道可采用二元进气道常用的唇口或喉道调节的变几何方式进行调节，从而可在充分发挥咽式进气道高流量捕获特性的基础上拓宽进气道的工作范围，具有广阔应用前景，因此有必要对其流动特性和工作性能进行深入研究。

本文以典型侧压式进气道为对照，在来流马赫数、进气道迎风面积、总收缩比相同的约束条件下，设计了矩形截面类咽式进气道和三维侧压式进气道。采用数值仿真的方法对两种进气道在不同来流马赫数和不同攻角下进行流场数值仿真，探究两种进气道的流动特性和总体性能的差异。

1 进气道设计与数值仿真方法

1.1 进气道设计

对两类进气道的设计点、进气道流量、压缩量等条件作出以下约束，作为两种进气道对比的基准。

a）设计来流马赫数为6，设计点高度为25 km；

b）两类进气道迎风面积相同，宽高比可自由选择；

c）两类进气道的总收缩比相同；

d）隔离段长度均为7 倍喉部当量直径。

类咽式进气道采用无粘理论设计基准流场并采用流线追踪方法生成型面。进气道的基准流场采用咽式进气道的4 道平面激波，可分为纵向和侧向两组，在给定来流马赫数之后，基准流场仅由两组激波压缩的楔角、决定（见图1）。

图1 两种进气道构型及尺寸Fig.1 Configurations and Dimensions of Both Inlets

基准流场波后各参数限定范围如表1 所示，从而可得到满足各限制条件的楔角范围。在楔角可选范围内，选取=11.1°、=4.8°作为基准流场的两道楔角值，得到的类咽式进气道总收缩比为8.22，内收缩比3.38。喉部型面选为矩形，宽高比为2，隔离段长度取 7 倍喉部当量直径，得到的构型再采用Cebeci-Bradshaw 附面层修正方法进行修正，最终的类咽式进气道构型及相关尺寸如图1a 所示。

表1 类咽式进气道基准流场波后参数范围Tab.1 Ranges of Parameters after Basic Flow Field

侧压式进气道采用文献[9]的方法进行设计，顶板第一压缩角为6°，随后接一段过渡圆弧，顶板总偏转角为11.6°，肩部进行光顺处理，得到进气道总收缩比为8.22，内收缩比为1.53，侧压收缩比为2，顶压收缩比为4.1，所采用的等直隔离段长度为7 倍喉部当量直径。得到的进气道构型及相关尺寸如图1b 所示。由于引入圆弧压缩面、减小顶板第二压缩角的措施提高了流量系数，其性能优于常规后掠侧压式进气道。

1.2 数值仿真方法

进气道沿流道左右对称，故选取进气道半模进行仿真，采用有限体积方法求解Navier-stokes 方程组，粘性通量采用二阶迎风格式离散，无粘对流通量采用Roe格式离散。湍流模型选用−SST模型。采用理想气体模型，气体粘性采用Sutherland 公式。来流参数均按照25 km 高度的大气参数设置。边界条件采用压力远场、压力出口、绝热壁面和对称面。类咽式进气道的计算网格数量为250 万个，侧压式进气道为185万，并对网格无关性进行了验证。文献[10]对所采用的数值仿真方法进行了试验验证，试验结果与数值仿真结果吻合良好，验证了本文数值仿真方法的有效性。

2 两种进气道流动特性分析

2.1 侧压式进气道流动特性分析

侧压式进气道的典型流动特征是在唇口前方存在顶压/侧压激波相互干扰。在来流马赫数=6的设计状态下，顶板一侧产生的两道顶压激波分别与侧压激波相交，形成两个交叉楔面波系相互叠加的状态，在流动向下游发展的过程中干扰区不断增大，最终在唇口前方产生了溢流，如图2 所示。

侧压式进气道流场中存在典型的扫掠激波边界层相互干扰结构。结合图2 观察图3 中的近壁面流线，可以看到侧壁附近低能流在唇口反射激波的作用下向顶板一侧扫掠，同时诱导产生分离涡。唇口反射激波与顶板处的三维边界层相互干扰，在内流道中产生了大的漩涡流动，流向涡的发展使得低能流向顶板对称面汇聚。由于顶板一侧经过肩部光顺处理，肩部分离包之后流道中的反射激波强度较弱。

图2 侧压式进气道流场结构示意Fig.2 Flow Structure of Sidewall Compression Inlet

图3 侧压式进气道近壁流线和涡结构示意Fig.3 Streamlines and Vortexes of Sidewall Compression Inlet

2.2 类咽式进气道流动特性分析

类咽式进气道中多道激波的相交反射是其典型特征。图4 为=6 来流条件下进气道内沿流向的水平和竖直截面静压分布。可以看到反射激波打在了肩点前方，在纵向和侧向上产生多道反射激波。选取侧向压缩段中位置的截面（见图4）进行分析，如图5 所示，左侧为马赫数分布，右侧为静压分布。由于流动具有强烈的三维性，在截面上出现复杂的流动分区，可见类咽式进气道内部存在更为复杂的激波-激波、激波-边界层相互干扰。

图4 类咽式进气道流场水平和竖直截面静压云图Fig.4 Static Pressure Distributions of Sim-jaws Inlet

图5 y1 截面流动马赫数、静压云图Fig.5 Distributions of Mach Number and Static Pressure

类咽式进气道主流的流向涡是在侧向压缩段中逐渐发展形成的。与侧压式进气道不同，类咽式进气道的侧向压缩起始位置在内流道中，因此侧向压缩激波对顶板一侧和唇口一侧的近壁面低能流均有扫掠作用，侧壁低能流和顶板附近低能流共同往流道对称面聚集，逐渐在流道中央发展形成流向涡，如图6 所示。由于顶压一侧壁面长度比侧压一侧更长，因此顶压一侧聚集的低能流更多。

图6 类咽式进气道近壁面流线和流向涡示意Fig.6 Streamlines and Vortexes of Sim-jaws Inlet

2.3 两种进气道流动特性对比

图7为两种进气道出口截面马赫数、总压恢复系数分布图，可看出两种进气道的低能流均聚集到流道对称面位置。不同之处则是类咽式进气道的低能流聚集在对称面附近，高能流则分布在靠近侧壁的位置，流场特征呈现出“左右结构”，侧压式进气道则呈现出低能流在下方高能流在上方的“上下结构”，这与流道结构以及类咽式进气道对低能流的聚集程度较大有关。从截面流动参数上看，可以发现侧压式进气道出口截面的平均马赫数较大、总压恢复系数较高。

图7 进气道出口截面马赫数、总压恢复系数云图Fig.7 Distributions of Mach Number and Total Pressure Recovery Coefficient at Outlet Sections

3 两种进气道性能对比分析

3.1 设计状态下性能对比

在来流马赫数为6 的设计状态下，类咽式进气道和侧压式进气道的出口性能参数如表2 所示。

表2 设计状态下类咽式进气道和侧压式进气道性能参数Tab.2 Parameters of Both Inlets at Design Point

在设计状态下，类咽式进气道的流量系数达到0.998，而侧压式进气道的流量系数只有0.829，类咽式进气道的流量系数比侧压式进气道的流量系数高20.4%，这体现了类咽式进气道具有高流量捕获能力的优势。在总压恢复系数上，类咽式进气道则比侧压式进气道低29%，这主要是因为类咽式进气道内部的激波-激波相互干扰和激波-边界层相互干扰较为严重，导致进气道的总压恢复系数较低。

3.2 速度特性分析

随着来流马赫数降低，两种类型进气道的流量系数均减小，而由于波系强度减弱，两种进气道的总压恢复系数均增大。在=4.5 条件下，计算得到类咽式进气道的流量系数比侧压式进气道的流量系数高26.4%，说明采用类咽式进气道的飞行器具有较好的加速特性。

3.3 攻角特性分析

图8为不同攻角情况下进气道流量系数和总压恢复系数的变化。在-8°和8°攻角时，侧压式进气道的流量系数相比于0°攻角时分别下降了16.3%和7.9%，而类咽式进气道的流量系数相比于0°攻角时仅下降了4%和3.6%，这反映了类咽式进气道的流量系数对攻角的敏感性较小。

图8 进气道流量系数、总压恢复系数随攻角的变化Fig.8 Variations of Inlet Flow Coefficient and Total Pressure Recovery Coefficient with Angle of Attack

在总压恢复系数方面，两种类型进气道均在-2°攻角附近达到最大，正向或负向攻角过大时总压恢复系数均减小。这是由于当正攻角增大时，第1 道激波强度增大，波后马赫数减小，因此后续激波强度减弱，综合起来整体的总压恢复系数有所减小；处于负攻角时，随着负攻角的增大，第1 道激波强度减小，而波后马赫数增大则使得后续的激波强度增大，综合起来使得进气道总压恢复系数减小。

3.4 阻力特性分析

分析两类进气道的阻力特性，从自由流入口至进气道出口建立控制体，由动量定理得：

式中˙为质量流量；表示气体流速；为静压；为面积；为内部阻力；为溢流阻力；下标 in为自由流入口参数；下标e 为进气道出口参数；下标out 为溢流部分出口参数。

引入冲量函数：

可得：

由于外部气流冲量函数和溢流阻力均与溢流流量有关，记两者之和为溢流冲量函数，用来衡量溢流流量造成的冲量损失和带来的阻力，有：

另外，采用进气道推力效率和推阻比来评价进气的阻力特性，二者定义为

两种进气道的阻力参数随来流马赫数的变化如图9 所示。

图9 进气道内部阻力、溢流冲量函数随来流马赫数的变化Fig.9 Variation of Inlet Internal Drag and Overflow Impulse Function with Inflow Mach Number

在不同来流马赫数下，类咽式进气道的内部阻力比侧压式进气道的内部阻力大5%~12.3%，这是由于类咽式进气道总长度较长，浸润面积较大，因此摩擦阻力较大，使得总阻力较大。在来流马赫数为6 和4.5时，计算得到类咽式进气道的溢流冲量函数为侧压式进气道溢流冲量函数的10.1%和61.4%，说明采用类咽式进气道对于降低溢流阻力具有明显优势，这有利于减小飞行阻力，提升飞行器总体性能。

两种进气道的阻力参数随攻角变化趋势一致。在不同来流条件下，类咽式进气道的推力效率、推阻比均大于侧压式进气道，如图10 所示。这是由于类咽式进气道用于推进的有效冲量大于侧压式进气道，使得推进系统克服内部阻力的能力更强。

图10 进气道推力效率、推阻比随攻角的变化Fig.10 Variations of Inlet Thrust Efficiency and Thrust Drag Ratio with Angle of Attack

4 结 论

本文研究得到如下结论：

a）类咽式进气道和侧压式进气道均受扫掠激波-边界层相互作用及其诱导的流向涡的影响，低能流在流道对称面处聚集。类咽式进气道流场呈现出左右结构，而侧压式进气道为上下结构。

b）相比侧压式进气道，类咽式进气道具有更高的流量捕获能力，在非设计状态下，类咽式进气道流量系数对攻角的敏感性较小。

c）类咽式进气道由于流量捕获率高可以显著降低溢流阻力，同时也使推进系统克服内部阻力的能力更强。

e）采用矩形截面类咽式进气道的RBCC 动力系统在接力点具有较好的加速性能，但需要进一步优化以提高其总压恢复系数。