進(jìn)氣道流向伸縮對燃燒室入口總壓恢復(fù)的影響

丁浩 田立豐 郭美琦 桂斌

摘要：采用進(jìn)氣道流向伸縮的方法，對某高超聲速飛行器進(jìn)氣道彎道及隔離段流場開展了數(shù)值模擬計算，獲取了不同伸縮量對應(yīng)的總壓云圖、馬赫數(shù)云圖和燃燒室入口總壓恢復(fù)。通過對比發(fā)現(xiàn)，在Ma=5的巡航速度下，隨著進(jìn)氣道向下游的伸展，燃燒室入口總壓恢復(fù)系數(shù)呈現(xiàn)先升高后降低的趨勢，當(dāng)伸縮量為30mm時，燃燒室入口總壓恢復(fù)系數(shù)可達(dá)到0.2484，比零偏移時提升了0.4%。通過對特定高超飛行器進(jìn)氣道采用流向伸縮的方法得到了最優(yōu)總壓恢復(fù)系數(shù)，為其他研究者在飛行器進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計方向提供了一種新型且有效的方法。

關(guān)鍵詞：進(jìn)氣道；高超聲速；數(shù)值模擬；燃燒室；總壓恢復(fù)

中圖分類號：V235.21文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.08.004

基金項目：裝備預(yù)研重點實驗室基金（6142703180211）

近年來，伴隨著航空航天技術(shù)的快速發(fā)展，世界各國加大了對高超聲速飛行器研制的投入力度。進(jìn)氣道是高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的重要部件，對超燃沖壓發(fā)動機(jī)的性能起著關(guān)鍵作用，內(nèi)收縮進(jìn)氣道憑借其較高的壓縮效率、較強(qiáng)的流量捕獲能力等優(yōu)點，受到各研究者的重點關(guān)注[1]。

現(xiàn)代高性能飛行器大多采用S形進(jìn)氣道來提高飛行器的隱身性能，但由于進(jìn)氣道內(nèi)部曲率較大，使得邊界層容易分離[2]。同時超聲速氣流與進(jìn)氣道壁面相互作用會產(chǎn)生復(fù)雜的激波結(jié)構(gòu)，氣流經(jīng)過激波后總壓損失較大，減弱了發(fā)動機(jī)的推力。飛行器在真實高超聲速飛行過程中，實際來流往往不是均勻來流，因此采用試驗方法開展研究難度較大、成本較高。隨著計算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)的快速發(fā)展，采用CFD方法研究進(jìn)氣道流場成為一種經(jīng)濟(jì)且有效的途徑[3-5]。

為了提高飛行器氣動性能，研究者針對進(jìn)氣道以及隔離段做了大量優(yōu)化方案研究。其中，王驥飛[6]通過改變壁面型線、優(yōu)化進(jìn)氣道唇口平面形狀、引入型面漸變技術(shù)和邊界層修正技術(shù)改善了進(jìn)氣道的氣動性能。李蔚霆[7]、劉蕾等[8]運用編制程序和數(shù)值仿真方法，分析了進(jìn)氣道的長寬比和中心角等幾何參數(shù)對其氣動性能的影響。甘文彪等[9]采用改進(jìn)SST湍流模型和尺度自適應(yīng)模擬方法對原始設(shè)計的S形進(jìn)氣道進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計和分析，結(jié)果顯示與原始設(shè)計相比總壓恢復(fù)提高1.1%。劉雷等[10]采用Isight優(yōu)化軟件對S形進(jìn)氣道擴(kuò)壓段進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，結(jié)果顯示優(yōu)化后的進(jìn)氣道出口截面總壓恢復(fù)、周向總壓畸變、旋流畸變都有所改善。王昌盛等[11]對高超聲速軸對稱進(jìn)氣道型面經(jīng)過多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計后，在設(shè)計點下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)提升2.63%。

本文在上述研究的基礎(chǔ)上提出一種進(jìn)氣道流向伸縮的優(yōu)化方法，旨在對已成形的高超聲速飛行器進(jìn)氣道及隔離段進(jìn)一步優(yōu)化。由于S形進(jìn)氣道內(nèi)部曲率大，高超聲速氣流通過進(jìn)氣道和隔離段時形成的激波結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜，進(jìn)氣道和隔離段的相對長度會對激波結(jié)構(gòu)的分布有微弱影響，因此通過調(diào)整進(jìn)氣道與隔離段交界面的位置來改變激波結(jié)構(gòu)的分布，從而提高燃燒室入口總壓恢復(fù)成為一種切實可行的辦法。本文采用Fluent軟件對某高超聲速飛行器整體內(nèi)外流進(jìn)行數(shù)值模擬，重點圍繞進(jìn)氣道彎道及隔離段總壓恢復(fù)進(jìn)行研究與分析。保持進(jìn)氣道S彎道與隔離段總長度不變，調(diào)整兩者交界面的位置來探究這種偏移對燃燒室入口處總壓恢復(fù)的影響，探尋燃燒室入口處最高總壓恢復(fù)系數(shù)所對應(yīng)的交界面位置，從而實現(xiàn)在原型基礎(chǔ)上對該飛行器進(jìn)一步優(yōu)化的目的。

1數(shù)值模擬

1.1氣動模型

本文的研究對象為某高超聲速飛行器的進(jìn)氣道彎道和隔離段整體。圖1為原型進(jìn)氣道彎道及隔離段對稱面外形，整體長度為1.45m，其中左側(cè)進(jìn)氣道彎道0.85m，右側(cè)隔離段0.6m，進(jìn)氣道彎道與隔離段連接處相切，以保證交界面處平滑過渡。

圖2為進(jìn)氣道流向伸縮示意圖，本文通過流向伸縮來調(diào)整進(jìn)氣道與隔離段交界面的流向位置，采用數(shù)值模擬方法研究這種調(diào)整給燃燒室入口的總壓恢復(fù)系數(shù)帶來的影響，并探尋最佳的調(diào)整狀態(tài)，以使燃燒室入口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到最高。

1.2網(wǎng)格劃分

本文采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分高超聲速飛行器內(nèi)外流場，其中進(jìn)氣道和隔離段總網(wǎng)格數(shù)為37.5萬個，同時為了使計算結(jié)果更為精準(zhǔn)，在內(nèi)流場的縱向上使用Power Law上下對稱加密，壁面第一層網(wǎng)格高度為0.5mm，增長因子為1.5。圖3給出了飛行器內(nèi)外流整體網(wǎng)格、進(jìn)氣道與隔離段網(wǎng)格以及局部放大網(wǎng)格示意圖。

1.3計算方法

本文運用Fluent軟件求解三維可壓縮Navier-Stokes方程；耦合能量方程并結(jié)合基于密度的求解器對高超聲速飛行器內(nèi)外流場進(jìn)行定常數(shù)值模擬；選用Roe-FDS迎風(fēng)格式；湍流模型采用SST k-omega兩方程模型，該模型對自由剪切湍流、邊界層湍流和適度的分離湍流都有較高的計算精度。

選用理想氣體模型，導(dǎo)熱系數(shù)取0.0242W/ （m·K），黏性系數(shù)取1.7894×10-5kg/（m·s）；計算域進(jìn)口邊界條件為壓力遠(yuǎn)場來流，來流馬赫數(shù)Ma=5，來流靜壓為2971.75Pa；進(jìn)氣道及隔離段計算域邊界采用無滑移絕熱壁面；計算以來流參數(shù)初始化，計算收斂準(zhǔn)則為：連續(xù)方程、動量方程、能量方程、k-omega方程殘差，以及進(jìn)出口流量相對誤差至少下降三個數(shù)量級，且進(jìn)氣道和隔離段沿程截面流量穩(wěn)定。

2結(jié)果與分析

2.1流場結(jié)構(gòu)分析

通過對該高超聲速飛行器原型及進(jìn)氣道流向伸縮后的模型內(nèi)外流場數(shù)值模擬，并在模擬結(jié)果中選取了0mm、28mm、32mm和36mm這4個偏移量下進(jìn)氣道及隔離段對稱面流場的馬赫數(shù)云圖和總壓云圖進(jìn)行對比。圖4、圖5分別為4個偏移量時所對應(yīng)的馬赫數(shù)云圖與總壓云圖。

從圖4中4個不同偏移量下的對稱面馬赫數(shù)云圖可以看出，超聲速氣流經(jīng)進(jìn)氣道擴(kuò)張段進(jìn)一步提速，在S彎道中與壁面相互作用生成結(jié)構(gòu)復(fù)雜的激波結(jié)構(gòu)，氣流經(jīng)過這些激波時總壓也會發(fā)生相應(yīng)的變化，這在圖5的總壓云圖中有相應(yīng)的體現(xiàn)。

對比圖5中4個偏移量下的總壓云圖，結(jié)果發(fā)現(xiàn)不同偏移量下的總壓云圖變化并不明顯，因此需要更精確的折線圖才能得到偏移量對總壓的影響。

2.2偏移量對燃燒室入口總壓恢復(fù)的影響

圖6、圖7分別給出了進(jìn)氣道S彎道入口處、燃燒室入口處總壓恢復(fù)隨交界面偏移量的變化曲線。對比兩圖發(fā)現(xiàn)，高超聲速氣流在進(jìn)氣道S彎道入口處的總壓恢復(fù)系數(shù)在0.43～ 0.44之間，當(dāng)氣流通過進(jìn)氣道S彎道及隔離段后在燃燒室入口處總壓恢復(fù)系數(shù)降低到0.247左右，這是由于超聲速氣流經(jīng)過S彎道及隔離段時激波阻力和壁面摩擦阻力的作用會使氣流減壓增速，從而導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)大幅降低。

由圖7可以看出，燃燒室入口的總壓恢復(fù)系數(shù)隨交界面偏移總體呈現(xiàn)先增后降的趨勢，在偏移量為30mm左右時總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到峰值0.2484，相比零偏移時提升了0.4%，說明調(diào)整進(jìn)氣道與隔離段的交界面是一種優(yōu)化飛行器氣動性能的有效方法。

3結(jié)束語

本文通過對某高超聲速飛行器氣動系統(tǒng)進(jìn)氣道S彎道及隔離段進(jìn)行數(shù)值模擬，在Ma=5的條件下，分別得到了不同伸縮量對應(yīng)的總壓云圖、馬赫數(shù)云圖以及進(jìn)氣道S彎道入口和燃燒室入口處總壓恢復(fù)系數(shù)隨進(jìn)氣道流向伸縮量的變化曲線，得出如下結(jié)論：該型高超聲速飛行器燃燒室入口處總壓恢復(fù)系數(shù)隨進(jìn)氣道流向伸縮量的變化總體呈現(xiàn)出先增后減的趨勢，在偏移量為30mm左右達(dá)到峰值0.2484，比零偏移時提升了0.4%。說明進(jìn)氣道流向伸縮是一種提高燃燒室入口總壓恢復(fù)系數(shù)的有效手段。為其他研究者在飛行器進(jìn)氣道優(yōu)化設(shè)計方向提供了一種新型且有效的參考方法。

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Impact of Air Inlet Flow Expansion on Total Pressure Recovery of Combustor Inlet

Ding Hao，Tian Lifeng，Guo Meiqi，Gui Bin

School of Aeronautics and Astronautics，Sun Yat-sen University，Guangzhou 510275，China

Abstract： The flow field at the inlet elbow and isolator of a hypersonic vehicle was numerically simulated by using the inlet flow direction expansion method， and the total pressure contour， Mach number contour and the total pressure recovery at the inlet of the combustor corresponding to different expansion were obtained. By comparison， it is found that at the cruising speed of Ma=5， the total pressure recovery coefficient at the combustor inlet increases firstly and then decreases with the expansion of the inlet to the downstream. When the expansion is 30mm， the total pressure recovery coefficient at the inlet of the combustor can reach 0.2484， which is 0.4% higher than that of the zero offset. The optimal total pressure recovery coefficient is obtained by using the method of flow direction expansion for a particular hypersonic vehicle inlet， which provides a new and effective method for other researchers in the direction of aircraft inlet optimization design.

Key Words： air inlet； hypersonic； numerical simulation； combustor； total pressure recovery