朱 伟，李 鹏，王 霄，张堃元，南向军，李永洲

(1.沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035；2.南京航空航天大学，江苏南京210016；3.航天六院11所，陕西西安710100)

带预压缩性质的高马赫数内转式进气道设计

朱 伟1，李 鹏1，王 霄1，张堃元2，南向军3，李永洲2

(1.沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳110035；2.南京航空航天大学，江苏南京210016；3.航天六院11所，陕西西安710100)

传统的轴对称基准流场存在两个问题：进气道内收缩比较大，起动性能差；前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲，激波损失很大，极有可能造成唇口激波脱体。为此，设计了新型的轴对称基准流场，把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波，显著提高了进气道喉道的总压恢复系数。模拟结果表明，基于新型轴对称基准流场设计的内转式进气道性能优良，但存在溢流较严重等问题，还需进一步研究。

基准流场；内转式进气道；马赫数分布规律；弯曲激波；反设计；涡轮基组合循环发动机

inverse design；TBCC engine

1 引言

近空间飞行器的发展涉及国家安全和空间和平利用，已成为目前国际竞相争夺空间技术的焦点。而近空间高超声速远程机动飞行器因其重要的战略意义，促使各国对其相关技术进行广泛研究。

高超声速飞行器的发展要求对亚燃/超燃冲压发动机及其部件进行深入研究。由于冲压发动机不具备零速度起飞能力，因此提出了一种组合推进系统概念。组合推进系统是在各飞行速度阶段采用合适的推进系统，以达到最优的推进系统整体性能和经济性能。与火箭基组合循环(RBCC)发动机相比，涡轮基组合循环(TBCC)发动机在低速段具有比冲高、安全可靠、成本低和使用灵活等优点。

TBCC动力系统比常规动力系统更需要各部件的匹配设计，如高马赫数飞机进排气与进发匹配设计。TBCC进气道作为动力系统的上游部件，其性能优劣对整个发动机乃至整个飞行器的正常工作都至关重要。进气道效率较高时，可显著提高飞行器推进效率；反之，则可能影响整个飞行器的正常工作。

2 内转式进气道设计方法

2.1 内转式进气道

对于传统的二元、轴对称、三维侧压式固定几何及变几何进气道，激波压缩为其主要压缩方式，因而压缩效率偏低。要提高压缩效率，等熵压缩是有效的措施。同时，为提高压缩面利用率，进气道各压缩面应同时参与压缩，于是提出了内转式进气道这一概念。

内转式进气道的最大特点，在于采用向内收缩的流场。若考虑流场的径向偏移参数(RDP)[1～3]，对内收缩流场0＜RDP≤1，表明气流在向中心汇聚，而非统一向一侧偏转(RDP=0)或向外扩散(RDP＜0或RDP≥1)，如图1所示。

2.2 基准流场设计

不同内转式进气道的设计方法基本相似。首先选择性能优良的基准流场，然后结合流线追踪、截面渐变等技术得到进气道的无粘型面，最后再对无粘型面进行附面层修正，得到最终的进气道气动构型。因而，基准流场的性能在很大程度上决定了进气道的性能[4～6]。

本文主要采用有旋特征线理论(MOC)，根据给定的壁面马赫数分布规律，反设计轴对称基准流场。典型基准流场的压缩面马赫数采用前缓中急后缓的分布规律[7，8]，有利于减弱前缘激波及减小后端压力梯度，如图2所示。为缩短典型基准流场长度且保持两基准流场总收缩比相当，典型基准流场前缘压缩角增大为12°，而新型基准流场设计时，前面加了一段预压缩直母线，预压缩角为5°。基准流场的其它设计参数选取如表1所示。

图3给出了典型基准流场的整个特征线计算网格图。图中黑色网格区域为壁面决定的区域，反射弯曲激波在此求解区域内，波前波后通过激波前后关系式可插值计算得到；红色区域为反射激波决定的区域；绿色流线为激波决定的中心体壁面。

图1 内收缩与外收缩及二维平面进气道对比Fig.1 Comparison of different inlets

图2 BF-1基准流场弯曲压缩面马赫数分布及对应压力分布Fig.2 Mach number and pressure distributions of basic flowfield BF-1

表1 基准流场设计参数选取Table 1 Parameters of the basic flowfield

图3 典型基准流场BF-1特征线计算网格图Fig.3 MOC grids of basic flowfield BF-1

图4给出了新型具有预压缩基准流场的整个特征线计算网格图。图中蓝色区域为初始预压缩直壁面决定的区域，第二道入射激波及反射激波均根据给定总压恢复系数(0.99左右)设计。可见此时壁面不再连续，而存在转折，基准流场长度有所增大。

图4 新型基准流场BF-2特征线计算网格图Fig.4 MOC grids of basic flowfield BF-2

3 进气道数值模拟及性能分析

3.1 进气道设计

在上述基准流场上采用流线追踪技术和附面层修正措施，得到矩形进口的内转式进气道。在进气道前加装一段直楔板来模拟前体，前体长度均为3 000 mm。为改善起动性能，在进气道喉道附近开了4个300 mm(流向)×50 mm(展向)的逆向放气槽(与流向成135°)。进气道进口宽高比均为2：1，总收缩比均保持在5左右，通过后切唇口措施使内收缩比保持在1.2左右，并保持进口捕获面积为1 m2。BF-1进气道进口至喉道长2 600 mm，BF-2进气道进口至喉道长3 000 mm。最终的进气道几何形状如图5所示。

粘性计算时，假设流体为量热完全气体。选用RNGk-ε紊流模型，近壁面处采用标准壁面函数进行处理，流动方程、k方程及ε方程的离散均选取二阶TVD格式。采用Sutherland公式计算分子粘性系数，壁面为绝热无滑移、固体边界。当各项残差下降至少3个数量级且流量沿程守恒时，可认为达到收敛标准。

采用ICEM CFD软件进行网格划分。为保证壁面y+≈30，第一层网格取为0.1 mm，总网格量约为180万，生成的壁面网格如图6所示。

3.2 进气道非设计点状态起动性能分析

对进气道非设计点Ma3.0及Ma2.5时的情况进行详细数值模拟。

图7给出了BF-1进气道Ma3.0时对称面的马赫数分布，此时出口压力为来流压力的25倍。可见，正激波位置处于扩压段，离喉道仍有一定距离。泄压槽放气量约为3.7%，喉道平均马赫数约为1.40，喉道总压恢复系数为0.826，进气道出口平均马赫数为0.30，出口总压恢复系数为0.724。若正激波处于喉道附近，出口总压恢复系数还会提高。

图5 进气道几何形状Fig.5 Inlet geometry

图6 进气道结构及喉道前壁面网格示意图Fig.6 Grids of inlet and throat

图7 BF-1进气道Ma3.0时对称面的马赫数分布Fig.7 BF-1 inlet flowfied symmetry construct atMa3.0

图8给出了BF-2进气道Ma3.0通流状态时对称面的马赫数分布。从图中可明显看出，进气道进口前存在两道激波，激波相交后汇成一道更强的激波，使进气道溢流增大，溢流阻力也增大。此时喉道平均马赫数约为1.34，喉道总压恢复系数高达0.860，比BF-1进气道提高了4.4%，说明BF-2进气道具有更高的压缩效率。

图8 BF-2进气道Ma3.0通流状态时对称面的马赫数分布Fig.8 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa3.0

图9为BF-1进气道Ma2.5通流状态时进气道的流场结构图。此时进气道处于不起动状态，进口前出现一道较强的激波，造成很大的激波损失及溢流阻力，波后仍为超声速，但存在较为严重的角区分离，到喉道位置角区分离基本消失。

图9 BF-1进气道Ma2.5时沿程马赫数分布Fig.9 BF-1 inlet flowfied construct atMa2.5

与BF-1相比，BF-2进气道在Ma2.5时处于起动状态，如图10所示。此时进气道进口附近存在一道正激波，波后为亚声速流，至喉道加速到Ma1.0，喉道总压恢复系数约为0.880，但进气道存在较为严重的溢流。进气道能起动，很大程度上得益于较大的溢流。Ma2.0时(图11)进气道处于起动状态，喉道马赫数接近1.0，喉道总压恢复系数为0.920。

图10 BF-2进气道Ma2.5通流状态时对称面的马赫数分布Fig.10 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa2.5

图11 BF-2进气道Ma2.0通流状态时对称面的马赫数分布Fig.11 BF-2 inlet flowfied symmetry construct atMa2.0

4 结论

由于内转式进气道中很大比例为等熵压缩，因而其长度较长，带来了一系列问题，如粘性损失增加、激波附面层干扰严重等。为缩短其长度，本文设计了带预压缩效果的新型基准流场，并得到其流线追踪进气道。通过数值模拟发现，该进气道具有压缩效率高、起动性能优良的显著特点，但存在溢流严重，进气道流量捕获能力降低，导致飞行器溢流阻力增大，使其失去内转式进气道的优势等问题。因而设计进气系统时，需综合考虑整个飞行器各状态的需求。

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[7] 孙 波，张堃元，金志光，等.流线追踪Busemann进气道设计参数的选择[J].推进技术，2007，28(1)：55—59.

[8] 南向军，张堃元.采用新型基准流场的高超内收缩进气道性能分析[J].宇航学报，2012，33(2)：254—259.

Design of Pre-Compressed High Mach Number Inward Turning Inlet

ZHU Wei1，LI Peng1，WANG Xiao1，ZHANG Kun-yuan2，NAN Xiang-jun3，LI Yong-zhou2
(1.Shenyang Aircraft Design&Research Institute，Shenyang 110035，China；2.Nanjing University of Aeronauties and Astronautics，Nanjing 210016，China；3.Aerospace Propulsion Institute，Xi’an 710100，China)

The traditional basic axisymmetric flowfield has two problems:1)the internal contraction of inlet is big and the starting performance is bad;2)the total pressure loss of leading edge curved shock is very high when it is close to the center body.For the above-mentioned problems,a new basic axisymmetric flow⁃field is designed,which has two weak shocks instead of the intensive shock.The new design makes the total pressure recovery coefficient of inlet throat great increased.The numerical simulation results show that the inward-turning inlet based on the new flowfield has a higher throat total pressure recovery coefficient,but it has still some problems to be investigated,such as the higher contraction rate and severe spillage.

basic flowfield；inward turning inlet；Mach number distribution law；curved shock；

V228.7

A

1672-2620(2013)06-0053-04

2013-11-18；

2013-12-05

朱 伟(1988-)，男，湖南衡阳人，硕士，主要从事飞机进排气系统设计及冲压发动机内流气体动力学研究。