超声速客机轴对称气动可调进气道流场特性仿真研究

程林 杨晓强 贺强

摘 要：设计了一种依靠进气道内通道高压气流进行流体控制的轴对称超声速客机可调进气道，文章给出了进气道的具体设计参数。而后运用Fluent软件进行流场仿真分析，得到了进气道工作范围（马赫数4-6）内7种工况的工作特性，并与传统不可调轴对称超声速进气道进行对比，综合评价其性能收益。结果表明：该轴对称流体式可调进气道在低于设计马赫数时，进气道主要性能参数（总压恢复系数及流量系数）相较传统定几何不可调进气道均有较大的提升，对进气道低速性能提升明显。

关键词：超声速;气动可调;进气道;二次流;激波控制

中图分类号：V439+.1 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2019）19-0029-07

Abstract： An axisymmetric supersonic fluidic variable inlet controlled by the high pressure of inner channel is designed， and its specific design parameters are given. Then the flow field of the inlet was simulated by Fluent software. The operating characteristics （Mach number 4～6） of the inlet under 7 working conditions were obtained and compared with the traditional non-adjustable axisymmetric supersonic inlet， comprehensive evaluation of its performance gains. The results show that the main performance parameters （total pressure recovery coefficient and captured mass flow coefficient） of the fluidic variable inlet are greatly improved when the working Mach number is lower than design mode that of the non-adjustable inlet， and the low-speed performance of the inlet is improved obviously.

Keywords： supersonic; fluidic variable; inlet; secondary flow; shock wave control

1 概述

超声速民航客机是目前民航领域研究的热点，将极大的改变人们的出行方式。超声速客机进气道工作在亚声速、超声速甚至高超声速等多种工况下，工况变化剧烈。传统常规定几何高超声速进气道为防止压缩波系进入内通道，导致发动机的不稳定工作一般选取最高工作马赫数作为设计点，此时激波恰好封口。马赫数低于设计马赫数时，激波向外偏出进气道唇口。这一现象会造成进气道流量系数显著降低，同时唇罩外溢流会使得阻力增大。为了提升进气道在低于设计马赫数时的气动性能，同时扩大其工作范围，要求进气道具有一定调节能力，由此产生了超声速可调进气道。

实现超声速进气道可调，目前主要有以下两种方案：一类是通过改变进气道几何参数的变几何超声速可调进气道，第二类是几何参数固定的定几何可调进气道。针对变几何进气道，国外在变几何可调进气道方面已经开展了大量工作。这类进气道多通过调节喉道面积、压缩角角度、中心椎位置等几何参数实现对进气道流场的调节及控制。变几何进气道需要复杂的机械驱动机构。这会显著增加飞机重量，同时增大机构复杂度，给飞机的可靠性及可维护性带来较大挑战。

相较变几何可调进气道，定几何可调进气道几何参数固定，不需要额外的机械驱动装置，在飞行器中具有较大的应用优势。俄罗斯学者Fraishtadt等提出通过将气流电离，并运用电磁力实现流体控制的概念进气道。这种方案需要复杂电磁发生器，对飞机导航威胁较大。美国学者Richard等运用高压射流吹气进行动量输入，从而实现对激波系的调节。但该方法所需流量较大，仅适用于一级压缩面的超声速进气道。

在国内，南京航空航天大学谭慧俊等开展激波控制方面的研究，提出了一种小流量、低驱动压比的新型激波形状控制技术。本文在此基础上设计了一种超声速客机轴对称气动可调进气道，并综合评价其性能收益及流场特性。

2 研究对象与仿真方法

2.1 物理模型

本文在相同的約束条件下完成了两类轴对称超声速进气道的方案设计，一为常规定几何超声速进气道（Ma=6时封口），作为基准方案，另一类为超声速气动可调进气道模型（Ma=5时封口），两进气道工作范围均为马赫数4-6。

文中将两类进气道进行对比研究，综合分析气动可调进气道的性能收益。为尽可能保证气动可调进气道与传统定几何进气道的可对比性，两进气道气动设计共同满足以下约束：（1）两进气道均在马赫数4.0时启动，工作范围均为马赫数4～6;（2）证捕获流量相同，捕获高均为100mm;（3）在最大工作马赫数工作时，出口截面平均马赫数在2.68～2.89范围内;（4）进气道压缩前体长度均为369.6mm。定几何进气道按照传统设计方法进行设计，选取最高工作马赫数（Ma=6.0）作为波系封口马赫数。气动可调进气道封口马赫数为5.0，当进气道工作在马赫数5～6范围时，开启调节机构避免压缩波进入进气道内通道。

本文设计的是轴对称进气道，激波后参数分布并不均匀，导致第二级压缩面并没有准确的来流参数。文中采用仿真方法设计第二级压缩面，直至满足在设计马赫数6工作时激波封口的设计要求，定几何常规进气道如图1所示，具体设计参数见表1。

气动可调进气道针对轴对称进气道特点对整个气动机构进行全新布局，主要由唇罩、压缩面、气动调节机构、内通道四部分组成。该进气道工作范围为马赫数4-6，封口马赫数设计为5。详细设计参数见表2。

气动调节机构是进气道调节的核心部件，由三个稳压腔、三块多缝板及气路管道组成。图2给出了气体调节机构的示意图。

气动调节机构从进气道内通道内3号多缝板引气，经过引气稳压腔后通过气路管道分别输送到稳压腔1、2。稳压腔，此后依靠1、2号多缝板将高压气流分别注入一级、二级压缩面的主流中。为了实现对流量的控制，在管路后半段设置了阀门，用于分别控制两路气流的流量，根据来流情况进行自适应调节。1号多缝板上开有18条斜缝，射流出口与压缩面夹角为20°。2号多缝板开有16条放气缝，出口与压缩面夹角增大为30°。多缝板1、2宽度沿流向方向采用两端小、中间大的分布规律。3号多缝板布置有9条斜缝，各缝采用等缝宽和等间距设计，其与通道下壁面的夹角为150°。

2.2 仿真方法

本文采用FLUENT 软件对进气道模型进行仿真，粘性计算依据Sutherland公式。湍流模型采用S-A模型，N-S方程求解选取二阶精度求解器。在本文的仿真中，来流参数取大气高度24km的大气参数，具体见表3。

在整个计算域内使用结构化网格填充，可调进气道网格总数约为12.7万，不可调进气道网格总数约为2.7万。其中，在近壁面处、激波附近范围和气动可调部分等预计有剧烈参数变化的区域进行了加密（如图3），近壁面首层网格单元的y+在1附近，满足壁面函数的要求。计算结果收敛以残差下降三个数量级与出口流量恒定为判断准则。

2.3 算例验证

为了验证本文所用数值方法的可靠性，运用文中的模拟方法对文中的二元超声速进气道进行了全流道流场仿真，并将获得的仿真结果与文中的实验数据进行对比。

本文选取来流马赫数4.92，并按实验实际状态给定仿真边界条件。图4分别给出了实验数据与仿真的结果。从数值纹影可以看出仿真的激波系结果与实验结果具有较好的吻合度。同时仿真结果中自由剪切层、压缩波、诱导激波等波系结果均较为准确的反映了实验真实状态。同时从下壁面静压分布对比图可以看出，仿真结果与实验结果在整体上较为吻合。因此，本文选用的数值方法在模拟超声速进气道方面具有较高的可信度。

3 轴对称气动可调进气道流场特性

本文在两进气道的工作马赫数范围4-6之间选取7个来流状态进行仿真。在马赫数4-5期间，选取4、4.5、5三个工作点进行仿真。当来流马赫数在5-6区间时，激波强度加大，激波角减小。若不进行波系控制，激波将打入进气道内通道，造成不稳定流动。此时启动气动调节机构，根据来流情况不同分别调节阀门1、2开度，将激波推至唇口。这个区间是我们较为关注的区间，故选取5.25、5.5、5.75、6共四个工作点进行仿真，以便获取其性能随马赫数及调节幅度的变化规律。

3.1 定几何进气道基本工作特性

定几何进气道在来流马赫数4、4.5、5、5.5、5.75、6状态下工作时的主要性能参数见表4，典型工况下时马赫数等值分布图如图5所示。

在工作马赫数范围4-6之间进行仿真，進气道均能正常启动，流场稳定，证明进气道设计参数是合理的。来流马赫数为4时，一、二级激波强度较弱，激波角较大，偏离唇口较远（见图5.a），流量系数仅为0.618，造成极大的溢流损失，工作性能较差。当来流马赫数调整为5时，激波强度增大，激波角减小。一、二级激波偏出角度较小（如图5.b），流量系数较马赫数4工作时上升18%。另一方面，激波强度的增大带来了更大的总压损失，总压恢复系数下降超过10%。在设计马赫数6工作时，激波恰好封口（见图5.c），进气道流量系数达到0.998，比马赫数4工作时流量系数上升38%，工作性能最佳。

3.2 气动可调进气道基本工作特性

当来流马赫数在4-5区间时，激波较弱，激波向外偏出，不需要启动气动调节机构，调节阀门关闭。当来流马赫数在5-6区间时，阀门调节幅度要使进气道流量系数不小于98.5%。不同来流情况下，可调进气道主要性能参数见表5。

首先在来流马赫数为4的状态下进行仿真，仿真结果收敛，流场稳定，证明进气道参数设计合理。仿真结果表明，此时激波向外偏出，进气道流量系数最低，仅为0.777，但与基准进气道相比仍高出25.6%。总压损失方面，可调进气道总压恢复系数高出基准进气道7.8%。两项基本性能参数的大幅度提高，说明可调进气道在马赫数4工作时相较基准进气道有很大收益。

来流马赫数为5时，两道激波恰好打在唇口（如图6）。此时总压恢复系数比定几何进气道高出9.8%，流量系数高达0.988，高出23.6%。

来流马赫数超过5时，为避免压缩波进入内通道，需要启动气动调节机构进行激波控制。气动可调进气道分别调节阀门1，2开度对两级压缩波进行独立控制。不同工作马赫数下的二次流使用情况详见表6。从表中可以看出，二次流流量与来流马赫数成正比，主要是由于马赫数增大会使得激波增强，所需的控制能量也相应增大。值得注意的是在马赫数6时气动调节机构所需二次流流量最大，但仅占进气道捕获流量2.42%

在来流马赫数为5.75（图7）和6（图8）进行仿真时，激波调整至封口后流量系数分别为0.987、0.990，与基准进气道数据相近。总压损失方面，两状态下总压恢复系数分别为0.419、0.379，较基准进气道低出11%、15%。此时，气动可调进气道性能略低于基准进气道。

3.3 气动可调进气道与基准进气道性能对比

为了更清楚的比较两进气道性能，图9对比示出了两类进气道的性能参数。从图中我们可以看出：流量系数方面，在马赫数5～6区间，可调进气道一直保持很高的流量系数，而基准进气道流量系数则快速下降;在马赫数4～5区间时，可调进气道流量系数有所下滑，但在流量系数最低时仍高出基准进气道23.6%。总压损失情况，在马赫数4～5.25区间，可调进气道高于基准进气道;在马赫数5.25～6区间，由于引气量不断加大，可调进气道总压损失不断加大，导致总压恢复系数低于基准进气道。

4 结论

本文设计了一种依靠进气道内通道高压气流进行流体控制的轴对称超声速客机可调进气道，文中给出了进气道的具体设计参数。而后运用Fluent软件进行流场仿真分析，得到了进气道工作范围（马赫数4-6）内7种工况的工作特性，并与传统不可调轴对称超声速进气道进行对比，综合评价其性能收益。主要得到以下结论：

（1）该气动可调进气道依靠内通道的高压气流实现进气道压缩波系的调节。可调进气道在马赫数5～6范围内工作时，气动调节可以有效避免压缩波系进入内通道，并使激波系封口。

（2）该气动可调进气道可以大幅提升进气道在低于设计马赫数时的工作性能，总压恢复系数最高提高9.6%，流量系数最高提高25.6%。同时二次流流量占捕获流量比值最大仅为2.4%，实现了小流量激波系控制的目的。

（3）可调进气道波后总压恢复系数较基准进气道有所下降，主要原因是二次流的扰动所致带来了额外的流动损失。

参考文献：

[1]谭慧俊，陈智，李光胜.基于激波形状控制的定几何高超声速可调进气道概念及初步验证[J].中国科学E辑：技术科学，2007，37（11）：1469-1479.

[2]李程鸿，谭慧俊，孙姝，等.流体式高超声速可调进气道流动机理及工作特性分析[J].宇航学报，2011，32.