乘波體與二元高超聲速進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)研究

王俊琦，趙海剛，任智勇

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安710089)

1 引言

相比常規(guī)升力體構(gòu)型，乘波體構(gòu)型具有更高的升阻比，且其下表面對(duì)自由來(lái)流具有一定的預(yù)壓縮作用，是高超聲速飛行器前機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的理想選擇。但乘波體要應(yīng)用于高超聲速飛行器設(shè)計(jì)，還需考慮與超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化設(shè)計(jì)，尤其是與進(jìn)氣道的耦合問(wèn)題。高超聲速飛行器前體下表面，一般也是進(jìn)氣道的外壓縮面，這種關(guān)系決定了乘波前體的設(shè)計(jì)必須符合進(jìn)氣道的流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)要求，或進(jìn)氣道設(shè)計(jì)時(shí)必須兼顧其在前體的布置和與外壓縮流場(chǎng)的耦合。國(guó)外在此領(lǐng)域進(jìn)行了大量研究并已得到驗(yàn)證，如X-51A[1]采用了乘波體與二元壓縮進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方案，HTV3[2]飛行器采用了乘波體與三維內(nèi)壓縮進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)。國(guó)內(nèi)在乘波體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方面也做了大量研究工作。賀旭照等[3]提出一種以一曲面錐流場(chǎng)為基準(zhǔn)流場(chǎng)的乘波體設(shè)計(jì)方法，可提高乘波體的預(yù)壓縮能力和容積效率；此外，他們還基于密切內(nèi)錐乘波體設(shè)計(jì)方法，發(fā)展了一套密切內(nèi)錐乘波前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù)[4]。南向軍等[5]采用密切錐乘波前體結(jié)合壓升規(guī)律可控的高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道方法，設(shè)計(jì)了兩側(cè)進(jìn)氣布局的高超聲速飛行器一體化進(jìn)氣系統(tǒng)，并對(duì)其進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。黃國(guó)平等[6]提出一種基于內(nèi)乘波進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)方案，其研究表明一體化前體模型具有較好的設(shè)計(jì)點(diǎn)及非設(shè)計(jì)性能。

為解決乘波體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的難題，本文首先進(jìn)行了二元混壓式高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，在進(jìn)氣道流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，合理選擇乘波前體設(shè)計(jì)參數(shù)，根據(jù)密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法建立了乘波體模型，進(jìn)而組合得到一體化前體模型。同時(shí)還數(shù)值模擬研究了該一體化前體模型在不同飛行條件下的氣動(dòng)特性。

2 乘波體/進(jìn)氣道一體化前體模型設(shè)計(jì)

本文假定高超聲速飛行器設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行工況為飛行高度H=25 km、飛行馬赫數(shù)6.0，后文中二元混壓式進(jìn)氣道及乘波體結(jié)構(gòu)參數(shù)均基于該飛行工況確定。

2.1 二元高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

二元混壓式進(jìn)氣道(圖1)為外壓段三級(jí)壓縮加內(nèi)壓段兩級(jí)折轉(zhuǎn)。采用等激波強(qiáng)度原則設(shè)計(jì)外壓縮激波系，其設(shè)計(jì)參數(shù)分別為：外壓段第一級(jí)壓縮角5°，總折轉(zhuǎn)角21°，內(nèi)壓段唇罩內(nèi)型面第一級(jí)壓縮角5°，收縮比1.6，隔離段長(zhǎng)高比10.0，隔離段寬高比5.0。

二元進(jìn)氣道采用激波封口設(shè)計(jì)方法。設(shè)計(jì)點(diǎn)來(lái)流條件下，外壓段激波系相交于唇罩前緣，實(shí)現(xiàn)全流量捕獲。在外壓段總折轉(zhuǎn)角度一定情況下，進(jìn)氣道設(shè)計(jì)采用等激波強(qiáng)度配波原則[7]，獲得了較高的總壓恢復(fù)?？紤]到高超聲速流動(dòng)中氣流滯止溫度較高，氣流參數(shù)隨溫度變化較大，故在激波系設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)用關(guān)于溫度T的8次多項(xiàng)式近似表示氣流焓值[8]，并根據(jù)變比熱激波關(guān)系式[9]，迭代求解激波前后參數(shù)，以提高外壓縮激波系的設(shè)計(jì)精度。

圖2為二元混壓式進(jìn)氣道模型設(shè)計(jì)點(diǎn)數(shù)值計(jì)算結(jié)果的壓力分布云圖?？梢?jiàn)，二元混壓式進(jìn)氣道外壓段三道激波很好地相交于唇罩前緣，其流量系數(shù)達(dá)到0.999，實(shí)現(xiàn)了全流量捕獲，達(dá)到了設(shè)計(jì)要求；氣流經(jīng)過(guò)外壓段和內(nèi)壓段的壓縮，在隔離段出口平均壓力提高至來(lái)流的38.1倍；總壓恢復(fù)系數(shù)為42.5%。

2.2 乘波體與二元進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)

密切錐乘波體是在錐導(dǎo)乘波體設(shè)計(jì)方法基礎(chǔ)上發(fā)展起來(lái)的一種反設(shè)計(jì)方法。該方法通過(guò)合理選擇基準(zhǔn)圓錐流場(chǎng)(或基準(zhǔn)楔形體流場(chǎng))以及激波曲線，利用流線追蹤技術(shù)，可獲得氣動(dòng)性能和容積效率兼優(yōu)的乘波體構(gòu)型[10]；且在設(shè)計(jì)時(shí)可兼顧二元混壓式進(jìn)氣道的外壓縮波系設(shè)計(jì)要求。故本文選擇密切錐乘波體構(gòu)型作為高超聲速飛行器前機(jī)體，并采用腹部進(jìn)氣布局方式，在乘波體下表面中心流域并聯(lián)布置兩臺(tái)二元混壓式高超聲速進(jìn)氣道，兩臺(tái)進(jìn)氣道共用外壓縮面，但內(nèi)通道由隔板分隔。

二元混壓式進(jìn)氣道外壓縮激波為平面激波，而乘波前體下表面同時(shí)也是進(jìn)氣道的外壓縮面的一部分，為保持進(jìn)氣道流場(chǎng)不變，要求乘波前體在進(jìn)氣道布置區(qū)域可以產(chǎn)生平面激波，因此乘波體出口面型線設(shè)計(jì)時(shí)采用了組合曲線的形式(圖3)。乘波體上表面基線FCC曲線由中心直線段組合邊緣五次多項(xiàng)式曲線構(gòu)成。根據(jù)密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法，為保證乘波體下表面連續(xù)，A、B點(diǎn)的一、二階導(dǎo)數(shù)均取為0；另外，考慮到乘波體波形與二元混壓式進(jìn)氣道激波的耦合性，進(jìn)氣道捕獲型線ICC曲線(即激波形狀控制曲線)也采用組合曲線的形式，由中心直線段組合邊緣三次多項(xiàng)式曲線構(gòu)成。ICC曲線中心平直段區(qū)域是進(jìn)氣道的安裝位置，其長(zhǎng)度必須滿(mǎn)足規(guī)定數(shù)量進(jìn)氣道的安裝。參考進(jìn)氣道設(shè)計(jì)尺寸，選擇ED長(zhǎng)度為280 mm。乘波體長(zhǎng)度與進(jìn)氣道相同，設(shè)計(jì)長(zhǎng)寬比為2.5。

此外，為滿(mǎn)足在設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)氣道外壓段激波封口，乘波前體在設(shè)計(jì)點(diǎn)來(lái)流條件下產(chǎn)生的激波角必須與進(jìn)氣道第一級(jí)壓縮面激波的激波角相同。本文二元混壓式進(jìn)氣道第一級(jí)壓縮角為5°，設(shè)計(jì)點(diǎn)來(lái)流條件下與之產(chǎn)生相同激波角的圓錐半頂角為8.57°。故乘波體設(shè)計(jì)時(shí)，ICC多項(xiàng)式曲線和直線部分基準(zhǔn)流場(chǎng)分別為半頂角8.57°的圓錐體和半頂角5°的楔形體在設(shè)計(jì)點(diǎn)來(lái)流條件下的激波流場(chǎng)。

基準(zhǔn)圓錐流場(chǎng)采用Taylor-Maccoll流動(dòng)方程求解，基準(zhǔn)楔形體流場(chǎng)參數(shù)根據(jù)斜激波關(guān)系式獲得。根據(jù)密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法及流線追蹤技術(shù)開(kāi)發(fā)了乘波體設(shè)計(jì)程序，將圖3中設(shè)計(jì)型線參數(shù)作為設(shè)計(jì)輸入生成乘波體模型(其上表面為自由流面)。圖4為設(shè)計(jì)點(diǎn)來(lái)流條件下乘波體外圍流場(chǎng)壓力分布數(shù)值模擬結(jié)果。與乘波體上表面相比，下表面區(qū)域維持著較高的壓力場(chǎng)，且激波面形式為中心平面激波、兩側(cè)曲面激波，與設(shè)計(jì)目標(biāo)相符。圖5給出了乘波體出口截面上、下表面型線沿展向的壓力分布。上表面作為自由流面，壓力為來(lái)流靜壓保持不變；下表面中心區(qū)域壓力分布均勻，與設(shè)計(jì)要求相符。

結(jié)合前述二元混壓式高超聲速進(jìn)氣道模型和乘波體模型，建立乘波體/進(jìn)氣道一體化前體模型。一體化設(shè)計(jì)主要確定進(jìn)氣道在乘波體下表面的布置位置，基本原則是保證進(jìn)氣道外壓縮波系相對(duì)于進(jìn)氣道唇口位置不變。從結(jié)構(gòu)方面講，即進(jìn)氣道安裝于乘波體下方后，其各部分相對(duì)于乘波體前緣中心點(diǎn)的空間位置與原進(jìn)氣道相對(duì)于第一級(jí)壓縮面前緣中心點(diǎn)的位置相同。圖6為一體化前體模型，中心區(qū)域?yàn)檫M(jìn)氣道壓縮面。

3 一體化前體模型性能計(jì)算

采用數(shù)值模擬方法，研究了設(shè)計(jì)的一體化前體模型在不同飛行馬赫數(shù)及設(shè)計(jì)點(diǎn)不同飛行攻角條件下的流場(chǎng)特點(diǎn)。由于計(jì)算中不考慮側(cè)滑角的影響，且模型具有對(duì)稱(chēng)性，故采用1/2模型進(jìn)行流場(chǎng)數(shù)值模擬。一體化前體模型流場(chǎng)網(wǎng)格劃分及部分邊界條件見(jiàn)圖7，網(wǎng)格總數(shù)約400萬(wàn)。流場(chǎng)計(jì)算采用S-A湍流模型，對(duì)通量使用AUSM+格式，控制方程采用二階迎風(fēng)格式離散，流體介質(zhì)為熱完全氣體，定壓比熱為溫度的分段多項(xiàng)式函數(shù)，氣體分子粘性系數(shù)由Sutherland公式確定。

圖8為一體化前體模型進(jìn)氣道中間截面壓比分布云圖。可見(jiàn)，外壓段三道壓縮波系很好地相交于唇罩前緣，保持了進(jìn)氣道激波封口的設(shè)計(jì)特點(diǎn)；氣流經(jīng)過(guò)外壓段三道激波壓縮后壓力逐漸升高，進(jìn)入內(nèi)壓段后壓力進(jìn)一步提高。

圖9為一體化前體模型外部壓力場(chǎng)分布。與乘波體外部流場(chǎng)分布一致，一體化前體模型下表面區(qū)域維持著較高的壓力；由于機(jī)體表面附面層的影響，激波角較設(shè)計(jì)值有所增大；下表面少量高壓氣流從側(cè)緣泄漏到上表面，但對(duì)上下表面壓力場(chǎng)的影響可忽略，所獲得的外部壓力場(chǎng)分布與設(shè)計(jì)要求相符。一體化前體模型外部壓縮部分，中心區(qū)域始終保持平直激波面，這是進(jìn)氣道捕獲更多流量和獲得均勻進(jìn)口流場(chǎng)的必要條件?？梢?jiàn)，乘波體中心平直激波的設(shè)計(jì)方法滿(mǎn)足進(jìn)氣道對(duì)飛行器前體壓縮流場(chǎng)的要求，與進(jìn)氣道壓縮斜面激波流場(chǎng)耦合很好。但因進(jìn)氣道壓縮斜面逐級(jí)突出乘波體下表面，側(cè)緣激波不再保持乘波體設(shè)計(jì)的激波曲線形狀，變?yōu)橹饾u凸出的激波面。此外，由于氣流在外罩折轉(zhuǎn)處發(fā)生膨脹，外罩平直段下表面壓力較低，這必將導(dǎo)致一體化前體模型升力的損失，故還需深入考慮外罩設(shè)計(jì)和進(jìn)氣道安裝。

表1為一體化前體模型不同飛行馬赫數(shù)下的性能參數(shù)。由表可知，隨著馬赫數(shù)減小，模型升力系數(shù)略微增大，阻力系數(shù)基本不變，升阻比有所增大。馬赫數(shù)減小使激波損失降低，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)增大，但增壓能力相應(yīng)減弱。同時(shí)，由于馬赫數(shù)減小，外壓縮激波角增大，激波面逐漸偏離唇罩前緣，造成部分氣流溢流，使進(jìn)氣道捕獲流量減少。此外，由于外壓縮面上氣流壓力高于周?chē)鷫毫?，壓縮面?zhèn)染壐浇邏簹饬鲿?huì)逐漸偏離主流方向流出壓縮面(圖10)，造成側(cè)緣附近進(jìn)氣道增壓能力降低、流量系數(shù)減小。與二元混壓式進(jìn)氣道模型設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算結(jié)果相比，一體化前體模型進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)和出口增壓比均有所減小。

表1 不同飛行馬赫數(shù)下一體化前體模型的氣動(dòng)性能Table 1 The aerodynamic performance of integrated model under different flight Mach number

在設(shè)計(jì)點(diǎn)(飛行馬赫數(shù)6.0)條件下，分別選取攻角為±6°、±4°、±2°和0°共7個(gè)典型狀態(tài)對(duì)一體化前體模型的攻角特性進(jìn)行研究。

圖11為一體化前體模型進(jìn)氣道性能參數(shù)隨飛行攻角的變化曲線。進(jìn)氣道增壓比隨攻角的增大而增大，這是由于正攻角時(shí)，氣流在外壓縮面上的偏轉(zhuǎn)角度大于設(shè)計(jì)值，導(dǎo)致外壓縮程度增大，而負(fù)攻角時(shí)正好相反。進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)在0°攻角時(shí)最大，隨著正負(fù)攻角角度的增大，總壓恢復(fù)系數(shù)均減小，且在負(fù)攻角時(shí)減小得更為劇烈。隨著飛行攻角由負(fù)向正逐漸增加，進(jìn)氣道流量系數(shù)逐漸增大；負(fù)攻角下，相對(duì)于來(lái)流方向，前體上表面對(duì)進(jìn)氣道形成遮擋，且負(fù)攻角數(shù)值越大遮擋越強(qiáng)烈，造成進(jìn)氣道捕獲流量減少；而正攻角下，前體下表面將部分捕獲區(qū)域之外的氣流折轉(zhuǎn)進(jìn)入進(jìn)氣道流道，使進(jìn)氣道捕獲流量增加，且隨著正攻角數(shù)值的增大這種效果越明顯。

圖12示出了一體化前體模型阻力系數(shù)、升力系數(shù)和升阻比隨飛行攻角的變化。升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的增大基本呈線性增大；升阻比也隨攻角的增大而增大，但變化逐漸趨于平緩。負(fù)攻角時(shí)，相對(duì)于氣流，乘波體上表面變?yōu)閴嚎s面，而下表面壓縮能力隨著負(fù)攻角角度的增大而減小，造成上、下表面壓差減小，使得氣流阻力降低。故隨著負(fù)攻角角度的增大，一體化前體模型升力系數(shù)、阻力系數(shù)均減小。正攻角姿態(tài)下，氣流在上表面轉(zhuǎn)折膨脹而壓力減小，在下表面偏轉(zhuǎn)角增大使得壓縮增強(qiáng)，造成一體化前體模型升力和阻力同時(shí)增大。但隨著攻角的增大，升力系數(shù)增大的程度要比阻力系數(shù)增大的程度大，從而使得升阻比逐漸增大。

4 結(jié)論

結(jié)合二元混壓式進(jìn)氣道和密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)了一腹部并列進(jìn)氣布局的高超聲速飛行器一體化前體模型，通過(guò)對(duì)其流場(chǎng)的數(shù)值模擬研究，得到結(jié)論如下：

(1)密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法靈活、實(shí)用，通過(guò)合理選擇設(shè)計(jì)參數(shù)，可獲得與二元進(jìn)氣道流場(chǎng)及結(jié)構(gòu)耦合良好的一體化前體模型，且該模型兼具進(jìn)氣道激波封口和乘波體中心流場(chǎng)均勻的特點(diǎn)，具有良好的一體化性能。

(2)隨著飛行馬赫數(shù)的增大，一體化前體模型的升力系數(shù)和升阻比有所減小，阻力系數(shù)基本不變，進(jìn)氣道增壓比和流量系數(shù)增大，但由于激波損失增大使得進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)減小。

(3)一體化前體模型具有良好的正攻角特性，隨著正攻角角度的增大，升阻比逐漸提高，進(jìn)氣道增壓比和流量系數(shù)均增大，但總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減小。

(4)一體化前體模型的升阻特性和進(jìn)氣特性隨著負(fù)攻角角度的增大均逐漸惡化，尤其是進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)出現(xiàn)急劇下降。

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