蒲晓航，蔡 强，常 浩，黄慧慧，王雪坤

ATR进气道改进设计及其超声速性能快速预估

蒲晓航，蔡 强，常 浩，黄慧慧，王雪坤

（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）

传统弹用ATR进气道一般为后置“X型”四旁侧二元混压式进气道。为得到构型适宜、性能优越的弹用ATR进气道，采用混压式进气道内外压缩角约束松弛的方法对ATR进气道进行改进设计，改进后进气道抗背压能力、总压比和总压恢复系数均提升50%左右。为快速分析特定来流和背压组合工况下的进气道性能，针对改进后的弹用ATR进气道建立了进气道超声速性能快速预估模型，预估模型无需识别进气道喉道和亚声速扩压段是否含有正激波。与三维数值仿真结果相比，进气道性能预估模型计算的总压恢复系数在绝大多数来流及背压组合工况下的计算误差不超过10%。ATR进气道超声速性能预估模型精度可以满足工程论证需求。

ATR进气道；改进设计；快速预估模型；数值分析

0 引 言

ATR是一种吸气式涡轮基组合循环动力装置。工作时，燃气发生器排出的高温高压燃气驱动涡轮，涡轮带动压气机对进气道捕获的来流空气进行增压，流经涡轮和压气机的两股气体在补燃室中掺混燃烧经喷管排出。ATR发动机具有比冲高、推重比大、工作包线宽等优点，在小卫星运载[1]、高超声速运载[2~4]和战术飞行器推进[5]等方面具有广阔的应用前景。

进气道对ATR发动机性能和安全意义重大。进气道总压恢复系数在一定程度上直接影响发动机推力和燃料消耗率[6]；超声速进气道外压段总压缩角越大，飞行器附加阻力越大[7]；进气道出口流场均匀性直接决定下游压气机工作稳定性[8]。

1993年起，美国CFD研究中心Ostrander和莱特实验室Clegern等人开展了ATR改装超声速反辐射导弹（High-speed Anti-Radiation Missile，HARM）缩比尺寸样机研究[9]。初步改装时进气道采用四旁侧定几何外压式超声速进气道，4个进气道的亚声速扩压段入口均为矩形，经过“S”弯逐渐过渡至圆形出口。

本文在Ostrander和Clegern的研究成果基础上，对弹用ATR进气道构型进行了深化论证，通过数值仿真完成进气道性能评估并提出改进设计措施。针对改进后的ATR进气道，建立了超声速性能预估模型。该模型可以快速得到ATR进气道的工作性能，与压气机工作特性联合后进行ATR进气道与压气机匹配工作特性研究，还可集成在优化平台后对ATR进气道构型进行多目标优化。

1 ATR进气道设计

1.1 总体构型论证

在Ostrander和Clegern等人设计的ATR进气道基础上，继续对压缩方式、楔面配置和压缩波系进行细化论证。

1.1.1 压缩方式

进气道不同的压缩方式适用于不同马赫数区间[6]。当来流<1.5时，内压式进气道外部阻力较小；当来流1.5<<2.5时，外压式进气道的外部阻力可以接受，且不存在起动问题；当来流>2.5时，混压式进气道可以在外部阻力、自起动性能方面达到良好的折中。

ATR发动机工作速域为0≤≤3.5。本文选取设计工况为=3.25，采用混压式进气道。

1.1.2 压缩波系

进气道波系设计应综合考虑气动性能、进气道长度和质量。基于波系结构与总压恢复系数曲线关系，本文设计的ATR进气道采用“2外2内1正”压缩波系。

1.1.3 楔面布局

超声速二元进气道有正置和倒置两种布局，如图1所示。在Ostrander和Clegern等人的研究中，进气道采用正置布局。

图1 正置和倒置布局

首先，在相同Δ情况下，倒置布局的进气道可确保Δ<Δ，此时导弹迎风的面积更小，可减少飞行阻力[10~12]。其次，进气道采用倒置布局时，喉道与导弹轴线的径向距离减小，有利于弱化亚声速段气流分离。然后，采用二元倒置布局进气道的导弹具有更好的横向、纵向机动性能[13]。最后，由于本文对进气道改进设计的某个原因，采用倒置进气道布局更具优势。

综合上述3个方面的论证，完善后的ATR进气道构型为混压式倒置进气道。

1.2 几何设计

1.2.1 超声速段构型设计

超声速段压缩波系通常基于Oswatitsch最佳波系理论开展设计。初步设计完成后，需结合设计经验调整各级压缩角以满足内外压缩角相等。这个环节一方面严重依赖设计人员的设计经验，另一方面无法实现进气道的全流程自动设计、优化及性能分析。

基于此，分别采用控制总压恢复系数法、控制气流总转折角法开展超声速扩压段的外压段和内压段设计。

1.2.2 喉道构型设计

喉道通常采用等截面或渐扩几何构型，本文选取等截面构型。为有效提升进气道出口流场均匀性，需尽可能光顺进气道几何构型过渡方案。通过合理控制进气道内压缩比确保喉道宽高比大于2，以弱化进气道侧壁效应。通过借鉴TBCC进气道的喉道设计经验，选取ATR进气道喉道长高比为2[14]。

1.2.3 亚声速段构型设计

ATR进气道的“S”形亚声速扩压段构型设计包括中心线构型设计、沿中心线截面形状设计以及沿中心线截面面积设计[15,16]。

采用缓急相当的中心线构型，中心曲线控制系数采用文献[16]中的推荐值，以优化亚声速扩压段内的气流横向压力梯度。ATR进气道亚声速段出口要逐渐过渡至压气机环形入口，采用“方转扇环”过渡方案。该方案结构简单、过渡自然，可以得到较好的内流场品质。但该构型的沿程截面精细化主动控制过于复杂，设计时难以主动控制，因此采用基于中心线的三维放样建模设计方法。最后对亚声速扩压段取样分析确认其沿中心线截面面积变化规律如图2所示。在ATR进气道出口增加一段长度为压气机外径的等直段以稳定气流[17]。

图2 沿程截面面积变化规律

ATR进气道初步设计结果如图3所示，相应的几何尺寸如表1所示。

图3 ATR进气道初步设计结果

表1 ATR进气道初步设计结果

Tab.1 Geometric Dimensions of the Preliminary ATR Inlet

参数尺寸 外压段第一压缩角/（°）9.37 外压段第二压缩角/（°）10.90 内压段第一压缩角/（°）12.78 内压段第二压缩角/（°）7.49 外压段第一压缩楔面轴向长度L1/mm61.14 外压段第二压缩楔面起点至唇口轴向距离L2/mm51.99 内压段第一压缩楔面轴向长度L3/mm70.87 喉道轴向长度Lt/mm40.77 捕获高度HC/mm53.19 离心式压气机入口流道外径D/mm50.00 离心式压气机入口流道内径d/mm15.00 进气道喉部宽度B/mm50.00

2 ATR进气道数值模拟及改进

2.1 数值模型校验

选取文献[18]中的进气道实验测试结果对数值分析模型的准确性进行校验。文献[18]中的进气道构型与本文设计的ATR进气道一致，且文献[18]中进气道设计点（=3）与本文ATR进气道设计点（=3.25）较为接近。

图4 数值计算结果与实验结果对比

2.2 ATR进气道数值分析

采用校验后的数值模型对本文设计的ATR进气道开展三维CFD数值计算，临界状态下进气道喉道处密度梯度云图如图5所示，主要性能参数如表2所示。进气道静压比达24.06，出口总压畸变不到10%，流量系数为0.95，但总压恢复系数仅有48.34%。附面层与多次反射的压缩激波耦合干扰后迅速发展，会在下游亚声速“S”弯内引起较为明显的气流分离，影响进气道性能。

图5 临界状态喉道密度梯度云图

表2 ATR进气道主要性能

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

尺寸/mm抗背压能力/atm静压比总压 恢复系数出口总压畸变流量系数 轴向径向 897.35196.901.3024.0648.34%9.9%0.95

2.3 ATR进气道设计改进

ATR进气道内附面层发展及其与激波的严重耦合干扰导致总压恢复系数偏低。除此之外，ATR超声速进气道显著的“S”形流道构型也是引起进气道总压恢复系数降低的原因。气流在ATR进气道的超声速扩压段内经历一次“S弯”折转后又进入“S”形亚声速扩压段，带来较大的总压损失。

结合总压损失因素分析结果，改进ATR进气道设计：a）优化压缩波系为“3外2内1正”，强化超声速段气流压缩程度，确保喉道前气流<1.5，降低附面层与激波的耦合干扰程度，避免气流严重分离；b）调整喉道出口上倾，减少气流在进气道内的折转次数，将2个“S弯”减少至1个；c）通过进气道吸除槽及时排出附面层气流。

改进后的进气道结构尺寸如表3所示。

表3 ATR进气道尺寸

Tab.3 Geometric Dimensions of the Preliminary ATR Inlet

参数尺寸 外压段第一压缩角/（°）8.15 外压段第二压缩角/（°）9.30 外压段第三压缩角/（°）10.67 内压段第一压缩角/（°）11.07 内压段第二压缩角/（°）4.05 喉道上倾角/（°）13

续表3

参数尺寸 外压段第一压缩楔面轴向长度L1/mm57.9 外压段第二压缩楔面轴向长度L2/mm33.5 外压段第三压缩楔面起点至唇口轴向距离L3/mm27.4 内压段第一压缩楔面轴向长度L4/mm20.0 喉道轴向长度Lt/mm26.8 捕获高度Hc/mm53.2 离心式压气机入口流道外径D/mm100.0 离心式压气机入口流道内径d/mm30.0 进气道喉部宽度B/mm50.00

对改进后的进气道截面分布规律进行取样计算，结果表明，改进后进气道的沿程界面面积变化规律与文献[16]中理想的“缓急相当”构型基本重合。

改进后的进气道临界状态下的数值计算结果如图6所示。从左上角喉道静压云图可知喉道出现明显正激波。喉道处气流速度略低于1.5，附面层被激波干扰后没有出现明显气流分离，满足设计预期。从图6中进气道出口总压云图可知，出口总压稳定在（0.204±0.004）MPa范围内，几乎可以忽略的出口总压畸变，非常有利于下游压气机高性能稳定工作。改进后进气道的主要性能参数如表4所示。

图6 改进后ATR进气道临界状态下静压分布

表4 改进前后ATR进气道主要性能对比

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

项目尺寸/mm抗背压能力/atm静压比总压恢复系数出口总压畸变流量系数 轴向径向 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进气道改进设计后，轴向长度、最大抗背压能力、总压恢复系数和静压比等性能指标均得到显著改善，进气道出口的气流均匀度明显提升。因附面层吸除而略微降低的流量系数可通过增大进气道设计流量加以改善。

3 ATR进气道性能预估模型

考虑到ATR进气道出口压气机对入口气流的需求，进气道出口气流应为亚声速。此时喉道和亚声速扩压段流场会受进气道出口背压影响，因此将喉道和亚声速扩压段视为整体联合建模，避免激波位置判别。

3.1 喉道和亚声速扩压段性能预估模型

式中为由气体常数和比热比决定的中间量；P为总压；T为气体总温；为流道截面积；()为流量函数，无量纲密流；()为流量函数，其值为()/π()；为速度系数；为总压恢复系数；下标in为进气道喉道入口；为进气道出口；下标sub为喉道和亚声速扩压段。

3.2 喉道和亚声速扩压段性能校验

为评估喉道和亚声速扩压段整体性能预估模型准确性，用三维数值仿真计算结果进行验证。性能预估模型中喉道入口截面ti气流参数取三维CFD面平均参数。对比喉道和亚声速扩压段整体性能预估模型和三维CFD两种方法得到的总压恢复系数如图7所示。

图7 两种方法得到的喉道和亚声速扩压段总压恢复系数对比

由图7可知，在=2.75~3.75这个比较宽的速域内，两种方法得到的总压恢复系数几乎完全一致，只有背压很小时会出现一定的偏差。由此可知，喉道和亚声速扩压段一体化性能预估模型的准确性可以满足工程要求。

3.3 ATR进气道性能预估模型校验

喉道和亚声速扩压段性能预估模型与超声速扩压段波系性能预估模型联立后，得到ATR进气道整体性能预估模型。利用三维数值计算对其准确性进行验证。不同来流及背压组合工况下两种方法计算得到的总压恢复系数对比如图8所示。

图8 两种方法得到的进气道总压恢复系数对比

由图8可知，除=3.75时ATR进气道性能预估模型计算结果比CFD结果略大以外，其余情况下两种方法的计算结果基本重合，可以保证本文建立的ATR进气道超声速性能快速预估模型的准确性。

4 结 论

通过研究，得到以下结论：

a）后置X型二元倒置混压式进气道是一种适用于弹用ATR发动机的进气道；

b）本文针对二元超声速进气道提出了一种基于喉道上倾的改进设计方法，该方法仅适用于倒置进气道构型，可有效改善总压恢复系数并减小出口流场畸变；

c）提出一种适用于ATR进气道的超声速性能快速预估方法，可以快速计算设计点、非设计点工况下的总压恢复系数。进气道总压恢复系数的计算结果与3D数值仿真结果基本吻合，可满足工程快速计算需求。

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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

蒲晓航（1991-），男，工程师，主要研究方向为固体发动机及组合动力总体设计。

蔡 强（1984-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为固体发动机及组合动力总体设计。

常 浩（1993-），男，助理工程师，主要研究方向为固体发动机及组合动力总体设计。

黄慧慧（1992-），女，工程师，主要研究方向为固体发动机及组合动力总体设计。

王雪坤（1973-），男，研究员，主要研究方向为固体发动机及组合动力总体设计。

2020-04-15；

2020-05-03