ATR進氣道改進設計及其超聲速性能快速預估

蒲曉航，蔡 強，常 浩，黃慧慧，王雪坤

ATR進氣道改進設計及其超聲速性能快速預估

蒲曉航，蔡 強，常 浩，黃慧慧，王雪坤

（中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

傳統(tǒng)彈用ATR進氣道一般為后置“X型”四旁側二元混壓式進氣道。為得到構型適宜、性能優(yōu)越的彈用ATR進氣道，采用混壓式進氣道內外壓縮角約束松弛的方法對ATR進氣道進行改進設計，改進后進氣道抗背壓能力、總壓比和總壓恢復系數均提升50%左右。為快速分析特定來流和背壓組合工況下的進氣道性能，針對改進后的彈用ATR進氣道建立了進氣道超聲速性能快速預估模型，預估模型無需識別進氣道喉道和亞聲速擴壓段是否含有正激波。與三維數值仿真結果相比，進氣道性能預估模型計算的總壓恢復系數在絕大多數來流及背壓組合工況下的計算誤差不超過10%。ATR進氣道超聲速性能預估模型精度可以滿足工程論證需求。

ATR進氣道；改進設計；快速預估模型；數值分析

0 引 言

ATR是一種吸氣式渦輪基組合循環(huán)動力裝置。工作時，燃氣發(fā)生器排出的高溫高壓燃氣驅動渦輪，渦輪帶動壓氣機對進氣道捕獲的來流空氣進行增壓，流經渦輪和壓氣機的兩股氣體在補燃室中摻混燃燒經噴管排出。ATR發(fā)動機具有比沖高、推重比大、工作包線寬等優(yōu)點，在小衛(wèi)星運載[1]、高超聲速運載[2~4]和戰(zhàn)術飛行器推進[5]等方面具有廣闊的應用前景。

進氣道對ATR發(fā)動機性能和安全意義重大。進氣道總壓恢復系數在一定程度上直接影響發(fā)動機推力和燃料消耗率[6]；超聲速進氣道外壓段總壓縮角越大，飛行器附加阻力越大[7]；進氣道出口流場均勻性直接決定下游壓氣機工作穩(wěn)定性[8]。

1993年起，美國CFD研究中心Ostrander和萊特實驗室Clegern等人開展了ATR改裝超聲速反輻射導彈（High-speed Anti-Radiation Missile，HARM）縮比尺寸樣機研究[9]。初步改裝時進氣道采用四旁側定幾何外壓式超聲速進氣道，4個進氣道的亞聲速擴壓段入口均為矩形，經過“S”彎逐漸過渡至圓形出口。

本文在Ostrander和Clegern的研究成果基礎上，對彈用ATR進氣道構型進行了深化論證，通過數值仿真完成進氣道性能評估并提出改進設計措施。針對改進后的ATR進氣道，建立了超聲速性能預估模型。該模型可以快速得到ATR進氣道的工作性能，與壓氣機工作特性聯合后進行ATR進氣道與壓氣機匹配工作特性研究，還可集成在優(yōu)化平臺后對ATR進氣道構型進行多目標優(yōu)化。

1 ATR進氣道設計

1.1 總體構型論證

在Ostrander和Clegern等人設計的ATR進氣道基礎上，繼續(xù)對壓縮方式、楔面配置和壓縮波系進行細化論證。

1.1.1 壓縮方式

進氣道不同的壓縮方式適用于不同馬赫數區(qū)間[6]。當來流<1.5時，內壓式進氣道外部阻力較??；當來流1.5<<2.5時，外壓式進氣道的外部阻力可以接受，且不存在起動問題；當來流>2.5時，混壓式進氣道可以在外部阻力、自起動性能方面達到良好的折中。

ATR發(fā)動機工作速域為0≤≤3.5。本文選取設計工況為=3.25，采用混壓式進氣道。

1.1.2 壓縮波系

進氣道波系設計應綜合考慮氣動性能、進氣道長度和質量。基于波系結構與總壓恢復系數曲線關系，本文設計的ATR進氣道采用“2外2內1正”壓縮波系。

1.1.3 楔面布局

超聲速二元進氣道有正置和倒置兩種布局，如圖1所示。在Ostrander和Clegern等人的研究中，進氣道采用正置布局。

圖1 正置和倒置布局

首先，在相同Δ情況下，倒置布局的進氣道可確保Δ<Δ，此時導彈迎風的面積更小，可減少飛行阻力[10~12]。其次，進氣道采用倒置布局時，喉道與導彈軸線的徑向距離減小，有利于弱化亞聲速段氣流分離。然后，采用二元倒置布局進氣道的導彈具有更好的橫向、縱向機動性能[13]。最后，由于本文對進氣道改進設計的某個原因，采用倒置進氣道布局更具優(yōu)勢。

綜合上述3個方面的論證，完善后的ATR進氣道構型為混壓式倒置進氣道。

1.2 幾何設計

1.2.1 超聲速段構型設計

超聲速段壓縮波系通?；贠swatitsch最佳波系理論開展設計。初步設計完成后，需結合設計經驗調整各級壓縮角以滿足內外壓縮角相等。這個環(huán)節(jié)一方面嚴重依賴設計人員的設計經驗，另一方面無法實現進氣道的全流程自動設計、優(yōu)化及性能分析。

基于此，分別采用控制總壓恢復系數法、控制氣流總轉折角法開展超聲速擴壓段的外壓段和內壓段設計。

1.2.2 喉道構型設計

喉道通常采用等截面或漸擴幾何構型，本文選取等截面構型。為有效提升進氣道出口流場均勻性，需盡可能光順進氣道幾何構型過渡方案。通過合理控制進氣道內壓縮比確保喉道寬高比大于2，以弱化進氣道側壁效應。通過借鑒TBCC進氣道的喉道設計經驗，選取ATR進氣道喉道長高比為2[14]。

1.2.3 亞聲速段構型設計

ATR進氣道的“S”形亞聲速擴壓段構型設計包括中心線構型設計、沿中心線截面形狀設計以及沿中心線截面面積設計[15,16]。

采用緩急相當的中心線構型，中心曲線控制系數采用文獻[16]中的推薦值，以優(yōu)化亞聲速擴壓段內的氣流橫向壓力梯度。ATR進氣道亞聲速段出口要逐漸過渡至壓氣機環(huán)形入口，采用“方轉扇環(huán)”過渡方案。該方案結構簡單、過渡自然，可以得到較好的內流場品質。但該構型的沿程截面精細化主動控制過于復雜，設計時難以主動控制，因此采用基于中心線的三維放樣建模設計方法。最后對亞聲速擴壓段取樣分析確認其沿中心線截面面積變化規(guī)律如圖2所示。在ATR進氣道出口增加一段長度為壓氣機外徑的等直段以穩(wěn)定氣流[17]。

圖2 沿程截面面積變化規(guī)律

ATR進氣道初步設計結果如圖3所示，相應的幾何尺寸如表1所示。

圖3 ATR進氣道初步設計結果

表1 ATR進氣道初步設計結果

Tab.1 Geometric Dimensions of the Preliminary ATR Inlet

參數尺寸 外壓段第一壓縮角/（°）9.37 外壓段第二壓縮角/（°）10.90 內壓段第一壓縮角/（°）12.78 內壓段第二壓縮角/（°）7.49 外壓段第一壓縮楔面軸向長度L1/mm61.14 外壓段第二壓縮楔面起點至唇口軸向距離L2/mm51.99 內壓段第一壓縮楔面軸向長度L3/mm70.87 喉道軸向長度Lt/mm40.77 捕獲高度HC/mm53.19 離心式壓氣機入口流道外徑D/mm50.00 離心式壓氣機入口流道內徑d/mm15.00 進氣道喉部寬度B/mm50.00

2 ATR進氣道數值模擬及改進

2.1 數值模型校驗

選取文獻[18]中的進氣道實驗測試結果對數值分析模型的準確性進行校驗。文獻[18]中的進氣道構型與本文設計的ATR進氣道一致，且文獻[18]中進氣道設計點（=3）與本文ATR進氣道設計點（=3.25）較為接近。

圖4 數值計算結果與實驗結果對比

2.2 ATR進氣道數值分析

采用校驗后的數值模型對本文設計的ATR進氣道開展三維CFD數值計算，臨界狀態(tài)下進氣道喉道處密度梯度云圖如圖5所示，主要性能參數如表2所示。進氣道靜壓比達24.06，出口總壓畸變不到10%，流量系數為0.95，但總壓恢復系數僅有48.34%。附面層與多次反射的壓縮激波耦合干擾后迅速發(fā)展，會在下游亞聲速“S”彎內引起較為明顯的氣流分離，影響進氣道性能。

圖5 臨界狀態(tài)喉道密度梯度云圖

表2 ATR進氣道主要性能

Tab.2 ATR Inlet’s Main Geometric Dimensions and Performance

尺寸/mm抗背壓能力/atm靜壓比總壓 恢復系數出口總壓畸變流量系數 軸向徑向 897.35196.901.3024.0648.34%9.9%0.95

2.3 ATR進氣道設計改進

ATR進氣道內附面層發(fā)展及其與激波的嚴重耦合干擾導致總壓恢復系數偏低。除此之外，ATR超聲速進氣道顯著的“S”形流道構型也是引起進氣道總壓恢復系數降低的原因。氣流在ATR進氣道的超聲速擴壓段內經歷一次“S彎”折轉后又進入“S”形亞聲速擴壓段，帶來較大的總壓損失。

結合總壓損失因素分析結果，改進ATR進氣道設計：a）優(yōu)化壓縮波系為“3外2內1正”，強化超聲速段氣流壓縮程度，確保喉道前氣流<1.5，降低附面層與激波的耦合干擾程度，避免氣流嚴重分離；b）調整喉道出口上傾，減少氣流在進氣道內的折轉次數，將2個“S彎”減少至1個；c）通過進氣道吸除槽及時排出附面層氣流。

改進后的進氣道結構尺寸如表3所示。

表3 ATR進氣道尺寸

Tab.3 Geometric Dimensions of the Preliminary ATR Inlet

參數尺寸 外壓段第一壓縮角/（°）8.15 外壓段第二壓縮角/（°）9.30 外壓段第三壓縮角/（°）10.67 內壓段第一壓縮角/（°）11.07 內壓段第二壓縮角/（°）4.05 喉道上傾角/（°）13

續(xù)表3

參數尺寸 外壓段第一壓縮楔面軸向長度L1/mm57.9 外壓段第二壓縮楔面軸向長度L2/mm33.5 外壓段第三壓縮楔面起點至唇口軸向距離L3/mm27.4 內壓段第一壓縮楔面軸向長度L4/mm20.0 喉道軸向長度Lt/mm26.8 捕獲高度Hc/mm53.2 離心式壓氣機入口流道外徑D/mm100.0 離心式壓氣機入口流道內徑d/mm30.0 進氣道喉部寬度B/mm50.00

對改進后的進氣道截面分布規(guī)律進行取樣計算，結果表明，改進后進氣道的沿程界面面積變化規(guī)律與文獻[16]中理想的“緩急相當”構型基本重合。

改進后的進氣道臨界狀態(tài)下的數值計算結果如圖6所示。從左上角喉道靜壓云圖可知喉道出現明顯正激波。喉道處氣流速度略低于1.5，附面層被激波干擾后沒有出現明顯氣流分離，滿足設計預期。從圖6中進氣道出口總壓云圖可知，出口總壓穩(wěn)定在（0.204±0.004）MPa范圍內，幾乎可以忽略的出口總壓畸變，非常有利于下游壓氣機高性能穩(wěn)定工作。改進后進氣道的主要性能參數如表4所示。

圖6 改進后ATR進氣道臨界狀態(tài)下靜壓分布

表4 改進前后ATR進氣道主要性能對比

Tab.4 Comparison of ATR Inlet’s Geometric Dimensions and Performance before and after Improvement

項目尺寸/mm抗背壓能力/atm靜壓比總壓恢復系數出口總壓畸變流量系數 軸向徑向 改前897.35196.901.3024.0648.34%9.81%0.95 改后625.62196.902.0236.6869.66%4.38%0.84 改善幅度30.28%055.38%52.45%44.10%55.35%-11.58%

ATR進氣道改進設計后，軸向長度、最大抗背壓能力、總壓恢復系數和靜壓比等性能指標均得到顯著改善，進氣道出口的氣流均勻度明顯提升。因附面層吸除而略微降低的流量系數可通過增大進氣道設計流量加以改善。

3 ATR進氣道性能預估模型

考慮到ATR進氣道出口壓氣機對入口氣流的需求，進氣道出口氣流應為亞聲速。此時喉道和亞聲速擴壓段流場會受進氣道出口背壓影響，因此將喉道和亞聲速擴壓段視為整體聯合建模，避免激波位置判別。

3.1 喉道和亞聲速擴壓段性能預估模型

式中為由氣體常數和比熱比決定的中間量；P為總壓；T為氣體總溫；為流道截面積；()為流量函數，無量綱密流；()為流量函數，其值為()/π()；為速度系數；為總壓恢復系數；下標in為進氣道喉道入口；為進氣道出口；下標sub為喉道和亞聲速擴壓段。

3.2 喉道和亞聲速擴壓段性能校驗

為評估喉道和亞聲速擴壓段整體性能預估模型準確性，用三維數值仿真計算結果進行驗證。性能預估模型中喉道入口截面ti氣流參數取三維CFD面平均參數。對比喉道和亞聲速擴壓段整體性能預估模型和三維CFD兩種方法得到的總壓恢復系數如圖7所示。

圖7 兩種方法得到的喉道和亞聲速擴壓段總壓恢復系數對比

由圖7可知，在=2.75~3.75這個比較寬的速域內，兩種方法得到的總壓恢復系數幾乎完全一致，只有背壓很小時會出現一定的偏差。由此可知，喉道和亞聲速擴壓段一體化性能預估模型的準確性可以滿足工程要求。

3.3 ATR進氣道性能預估模型校驗

喉道和亞聲速擴壓段性能預估模型與超聲速擴壓段波系性能預估模型聯立后，得到ATR進氣道整體性能預估模型。利用三維數值計算對其準確性進行驗證。不同來流及背壓組合工況下兩種方法計算得到的總壓恢復系數對比如圖8所示。

圖8 兩種方法得到的進氣道總壓恢復系數對比

由圖8可知，除=3.75時ATR進氣道性能預估模型計算結果比CFD結果略大以外，其余情況下兩種方法的計算結果基本重合，可以保證本文建立的ATR進氣道超聲速性能快速預估模型的準確性。

4 結 論

通過研究，得到以下結論：

a）后置X型二元倒置混壓式進氣道是一種適用于彈用ATR發(fā)動機的進氣道；

b）本文針對二元超聲速進氣道提出了一種基于喉道上傾的改進設計方法，該方法僅適用于倒置進氣道構型，可有效改善總壓恢復系數并減小出口流場畸變；

c）提出一種適用于ATR進氣道的超聲速性能快速預估方法，可以快速計算設計點、非設計點工況下的總壓恢復系數。進氣道總壓恢復系數的計算結果與3D數值仿真結果基本吻合，可滿足工程快速計算需求。

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Improved Design and Rapid Supersonic Performance Estimation for an ATR Engine Inlet

Pu Xiao-hang, Cai Qiang, Chang Hao, Huang Hui-hui, Wang Xue-kun

(China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

A 2D postpositional mixed-compression supersonic inlet with sweep forward high-light and X-type configuration is chosen for ATR-powered missiles. A new design method by relaxing the angle constraint of the mixed-compression inlet improves the inlet’s main performance by at least 30%. Two different estimation models are developed to assess the inlet performance in different working conditions. The preliminary model encounters a contradiction of judging the throat operating condition. The advanced model estimates the performance of throat and subsonic diffuser together. A comparison of the total pressure recoveries calculated by the advanced model to 3D CFD results shows good agreement in most working conditions considered. However, the numerical mass flow coefficients are more conservative than those obtained by the estimation method. A certain level of difference is also seen in the estimation of the maximum backpressure the inlet can resist. The estimation model is helpful to quickly predict the ATR inlet performance, to optimize the geometry, and to match with the compressor.

ATR inlet; improved design; rapid performance estimation; numerical simulation

1004-7182(2020)03-0049-06

10.7654/j.issn.1004-7182.20200310

V435

A

蒲曉航（1991-），男，工程師，主要研究方向為固體發(fā)動機及組合動力總體設計。

蔡 強（1984-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為固體發(fā)動機及組合動力總體設計。

常 浩（1993-），男，助理工程師，主要研究方向為固體發(fā)動機及組合動力總體設計。

黃慧慧（1992-），女，工程師，主要研究方向為固體發(fā)動機及組合動力總體設計。

王雪坤（1973-），男，研究員，主要研究方向為固體發(fā)動機及組合動力總體設計。

2020-04-15；

2020-05-03