李永洲，李光熙，刘晓伟，马 元

(西安航天动力研究所，陕西 西安 710100)

0 引言

进气道是吸气式高超声速飞行器推进系统中的重要部件，其性能的高低直接决定推进系统的成败。为了满足先进临近空间飞行器和重复使用空天运输系统的要求，可以宽速域、广空域高效工作的组合发动机已经成为当前研究的热点。目前，研究较深入的组合发动机包括火箭基组合循环发动机(RBCC)[1]，涡轮基组合循环发动机[2]、空气涡轮火箭发动机(ATR)[3]、吸气火箭协同发动机(SABRE)[4]、Trijet发动机[5]、PATR发动机和TRRE发动机[6]等。此时，定几何进气道已经无法满足发动机宽范围工作要求，须采用变几何方案[7]。

轴对称进气道由于结构设计简单、迎风面积利用率高、变几何容易以及非设计点性能较好等优势，上世纪50年代就被广泛研究[8]，技术成熟度最高。NASA的HRE计划采用的轴对称进气道外压缩面由10°的锥面加等熵曲面构成[9]。俄罗斯CIAM的“Kholod”计划也采用轴对称进气道，一共进行了5次飞行试验[10]。对于变几何轴对称进气道，典型的方案是中心轴前后移动。NASA上世纪70年代就进行了移动中心锥的实验研究[11]。SR-7l的J58发动机也采用了中心锥可移动的轴对称进气道以改变进入进气道的流量并控制喉道面积[12]。为了拓宽SR-71的工作范围，Colville和Lewis采用改变中心锥的锥角和肩部半径等方法[13]。日本提出了MRD(multi-row disk)轴对称进气道[14]，通过改变盘间的轴向距离来调节外波系，实现独立调节增压比和流量系数，国内对这种设计方法进行了追踪研究[15]。王亚岗等对移动部分中心锥、第二级压缩面可转和改变唇罩角度等变几何方案进行对比分析[16]，但是其可实现性存在问题。鉴于弯曲激波的优势，向有志等[17]针对超燃冲压发动机设计了马赫数4～6的压力分布可控轴对称进气道，与常规双锥进气道相比，长度明显缩短，非设计点的流量系数和总压恢复系数都有所提高，但是此类进气道更低马赫数下的气动特性并未研究。此外，马赫数可控的压缩曲面不但压缩效率高，而且可以主动控制进气道进口马赫数[18]。基于上述研究，本文针对工作在Ma=1.5～4.5范围内的空气涡轮火箭冲压发动机高流量和高压缩效率的设计要求，不但设计了马赫数可控的曲面压缩轴对称变几何进气道而且给出了一种新型调节结构，并通过数值仿真方法分析其典型工作状态下的气动性能和流场特点。

1 基准轴对称进气道设计

对工作在Ma=1.5～4.5的空气涡轮火箭冲压发动机的轴对称进气道开展气动设计，涡轮模态和冲压模态的转换马赫数为2.4，保证此时进气道起动。对于更低的来流马赫数，进气道不起动造成的总压损失较小，Ma2.0时经过一道正激波的总压恢复系数可以达到0.72，Ma1.5时更高，可以达到0.93。如果此时采用弯曲激波+正激波压缩，进气道的性能会更高，可以满足发动机的要求，所以不再保证进气道起动工作。此外，考虑到发动机对高马赫数的性能要求更高，基准进气道设计马赫数取4.0，加之高捕获流量的要求，外压段型面采用马赫数分布可控的反设计方法[18]。马赫数分布规律取反正切曲线，其可以减弱前缘激波的强度以及增加等熵压缩的比例。

基准进气道具体设计参数：进口半径400 mm，起始半锥角12°，总压缩角31°，唇口内角15°，此时进气道内收缩比为1.04，总收缩比为3.12，锥尖到唇口820 mm。喉道后扩张通道的面积分布可以按照各种扩压规律设计，比如等压力梯度、等马赫数梯度和等面积变化等，本文中等压力梯度和等马赫数梯度规律混合使用，保证变化是缓急缓。该段设计对流动的稳定性和出口流场的畸变影响较大，扩张比为2.0，最大局部当量扩张角小于5°，最终设计的进气道基准构型见图1，记作Inlet1，总长2.5 m。

图1 基准进气道三维构型(Inlet1)

2 基准进气道的数值结果分析

2.1 数值计算方法

采用Fluent软件进行求解，通量差分采用AUSM格式，湍流模型为Re-Normalization Group(RNG)k-ε模型，流动方程、k方程、ε方程均选择二阶迎风格式离散，非平衡壁面函数法。由于模型和流动的对称性，只需要进行二维数值计算。为了适应粘性计算和捕获激波的需要，加密壁面附近的网格和局部网格，网格量约为8万。采用Sutherland公式计算分子粘性系数，壁面取绝热无滑移和固体边界条件，采用压力远场和压力出口边界条件。各残差指标至少下降4个数量级并且流量沿程守恒时认为数值计算结果收敛。按照ΔMa/ΔH=1/4(1/km)的方式给定来流条件，其中来流Ma=4.0时，高度H=22 km。

2.2 计算结果分析

图2给出了基准进气道(Inlet1)的流量系数φ，与目标流量系数(Target)相比，在Ma>3.0时，流量系数可以满足设计要求，Ma3.5时流量还超出了1.7%。在Ma≤3.0时，基准进气道的流量系数均小于目标值，由于其流量系数近似线性分布的特性，在Ma2.5附近二者差距最大，约为10.0%，Ma3.0时相对降低了3.8%。但是，从流量系数的绝对值可以看出，采用曲面压缩的轴对称进气道可以保持很高的流量系数，Ma2.5时都可以达到0.62。

图2 基准进气道的流量系数与目标值的对比

图3给出了典型马赫数时基准进气道的流场结构，设计点Ma4.0时前缘激波封口，流量系数为1.00，喉道为超声速，气流在扩张段内速度不断增加，没有分离，出口附近存在一道激波，波后马赫数降为2.81。在超额定工况下，前缘激波打入唇口内，唇口入射激波打在喉道前，存在小范围分离。扩张段内仍然是增速减压的过程。Ma3.0时前缘激波偏离唇口，流量系数达到0.76，唇口激波在等直段内反射，出口附近仍存在一道明显的反射激波。Ma2.0时前缘激波变直，扩压段内马赫数在反射激波前增速减压。经过数值计算，基准进气道的起动马赫数为1.9，Ma1.5时进气道处于不起动状态，激波被推出并与前缘激波相交，波后为亚声速，但此时喉道总压恢复系数高达0.984，性能良好。

图3 典型来流马赫数时基准进气道的马赫数分布

3 进气道变几何方案分析

由上节可知，基准进气道不能满足发动机低马赫数范围(Ma≤3.0)的流量要求，需要进行变几何方案设计。考虑到通常使用的中心锥移动方案存在体积较大且较重以及密封难度大等问题，本文采用平移唇口的变几何方案，其移动部件小而轻，调节相对容易。此外，从迎风面积看，中心锥是唇口的4.5倍，其阻力显著增加。通过进一步分析Ma3.0时基准进气道中心锥和唇口移动部分的受力可知(图3)，不考虑交接面的摩擦阻力，中心锥受力是阻力而唇口受力与之相反是推力，二者绝对值的比例约为11∶1。由此可见，平移唇口方案对驱动机构的动力要求也更低。

经过多轮数值仿真计算，结合理论分析，按照Ma2.5附近的流量需求，最终确定喉道之前的唇口在Ma≤3.0时向前平移20 mm，此时的变几何进气道记作Inlet2。在Ma=1.5～3.0范围内对变几何进气道Inlet2进行数值计算，图4给出了进气道Inlet2流量系数与目标值的对比。此时，Inlet2可以满足发动机的流量要求，Ma2.5时刚好等于目标值，Ma3.0时超出了目标值5.4%。相对基准进气道Inlet1，Inlet2的流量系数在Ma2.5时增幅最大为11.3%，Ma1.5时最小为2.4%。

图4 变几何进气道的流量系数与目标值的对比

图5给出了基准进气道(Inlet1)和变几何进气道(Inlet2)的性能参数随着来流马赫数的变化曲线，图5(a)可以看出，基准进气道喉道截面的增压比(pth/p0)随着马赫数增加而增加，尤其是Ma>3.0时梯度变大，对应的总压恢复系数(σth)不断降低；设计点Ma4.0时高达0.767，Ma≤3.0时趋势平缓，总压恢复系数在0.94以上。变几何进气道Inlet2由于内收缩比的增加，相同来流马赫数时，增压比均大于Inlet1，Ma2.2时更加明显，这是因为此时Inlet2处于不起动状态而Inlet1起动。对于总压恢复系数，除了Ma2.2附近Inlet2较低之外，其余马赫数时二者几乎相等。

图5(b)可以看出，相对喉道截面，经过扩张段后，Inlet1和Inlet2的出口总压恢复系数(σe)都降低，Ma3.0时均降低了10.0%，约为0.840。与基准进气道Inlet1相比，变几何进气道Inlet2的总压恢复系数基本相等，出口增压比(pe/p0)仍然更大而幅度小于喉道截面。以上可以看出，Inlet2的内收缩更大，整体上具有更高的压缩效率。

图5 基准进气道和变几何进气道性能变化曲线

图6给出了Inlet1和Inlet2喉道马赫数(Math)和出口马赫数(Mae)的变化曲线。随着来流马赫数增加，喉道和出口的马赫数也增加，变化较剧烈的区域是从起动马赫数到Ma3.5，Inlet1的喉道马赫数从1.00增加到2.30。相对Inlet1，Inlet2的喉道和出口马赫数均较小且喉道马赫数差别更大一些，不起动马赫数2.2时最为明显。以上表明，向前平移唇口造成进气道起动马赫数和增压比增加，其他总体性能参数变化很小。

图7给出了典型马赫数时变几何进气道的流场结构，与图3相比，Ma3.0时变几何进气道的唇口与前缘激波更近，压缩量也增加，喉道马赫数减小，扩压段内马赫数也随之降低。由于溢流量的减小，进气道的起动马赫数增加为2.3。Ma2.0时进气道处于不起动状态，唇口有一道明显的正激波，Ma1.5时推出的激波更加靠前。

图6 基准进气道和变几何进气道喉道和出口的马赫数变化曲线

图7 典型来流马赫数时变几何进气道的马赫数分布

4 唇口平移方案的调节机构

结合上节轴对称进气道唇口平移方案和结构特点，提出了一种新型调节机构。轴对称进气道的整个外壳分为唇口外壳和后外壳两部分，其中唇口外壳可以前后移动，后外壳保持固定，二者插入式连结。借助连结中心锥体和外壳的4块空心支板，将4个铰链穿过其中与唇口外壳相连。对称轴上的电机提供动力，丝杆可以先后移动。丝杆向后移动时，带动铰链绕着支点逆时针转动，从而带动唇口外壳向前平移。唇口平移过程中铰链转动半径减小，所以在支点附近的铰链上开了空心槽。由于采用了杠杆原理，电机一侧的力臂是支点另一侧的5倍，所以对电机的动力要求进一步显著降低。

图8 轴对称变几何进气道的调节机构示意图

5 结论

1) 采用马赫数分布可控设计概念的曲面压缩轴对称变几何进气道性能较高，尤其是具有良好的流量捕获能力，能够满足Ma1.5～4.5的设计要求。

2)相对平移中心锥方案，平移唇口方案对驱动机构的动力要求更低。另外，Ma3.0时向前平移唇口可以进一步提高进气道低马赫数时的流量系数，Ma2.5时增幅最大，为11.3%。

3)相对基准进气道，向前平移唇口使进气道起动马赫数从1.9增加到2.3，除了Ma2.2附近，Ma1.5～3.0范围内的总压恢复系数基本相等，增压比更高。

4) 唇口平移方案的新型调节机构简单可行，对驱动电机要求显著降低，具有良好工程实现性，值得进一步深入研究。