高超声速二维前体／进气道一体化优化设计研究

２ 机身前体 的气动设计
在高马赫数条件下 ， 为了优化进气道和超燃 冲 压发动机性能 ， 一般采用将飞行器前体下表 面作为
外压缩楔 面 的一部 分 ， 将进 气 道 置 于 飞 行 器机 体 下
倾斜表面， 然后再转 向平行于机体轴线方向的一体 化布局 ， 以便能有效地捕获预压缩气流 、 减小外罩阻 力和增加喷管／ 后体推力。国内外 的很多论文都讨 论了前体的形状设计 ， 前体 的外部压缩一般 由二斜 激波系 、 三斜激波系或 四斜激波系组成 ， 但是在实际 的来流条件下 ， 由于激波与附面层的干扰 ， 四斜激波
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升力和阻力。通过理论分析和数值计算给 出了二 维高超声速飞行器前体、 进气道唇 口以及进 气道 内部的优化设计方法， 并同时与等激波强度三楔 角压缩的前体设计 以及平直唇口设计相比较 ， 明 说 其优越性 。最后计算结果表明： 高马赫条件下， 单楔角加等熵压缩的前体性能优于等激波强度三楔 角压缩 的前体 性 能 ； 气道 唇 口采 用长楔 角性 能优 于直底板 唇 口； 离段 与 水平 方向 夹一个 小角度 进 隔
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第 ２卷， ４ 总第 １８ ３ 期 ２０ 年 ７ 第 ４ ０６ 月， 期
《节 能 技 术 》
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当来流为马赫 ８ ， 时 预压缩角若大于５７， ． 总压恢复 ｏ
将降至 ９％ 以下。 ０ 来流经 图 １ 进气道 ， 总压恢复仍然 保持在 ９％ 以上 。 ０ 而经过 图 ２ 前体的三道激波压缩
后， 总压恢 复 已降￣ ７ ．％。由此 可看 出这 种楔角 Ｊ Ｉ３８ 压缩的损失在高马赫时特别 突出， 为提高前体性能 ， 应尽量 减 小这 种激 波 损 失 。 而本 文考 虑 把 等 熵 和 因 单楔角结合起来 ， 使前体压缩既有较高的总压性能 ，
・
Hale Waihona Puke 收稿 日期２０ ０ ０６— ６—０ ７
修订稿 日期
２０ （６—０ 一ｏ １ ７ ７
作者简介 ： 钟兢军（９３ ） 男， １ ～ ， 教授 ， ｉ 导师。 ６ 博： 生 ：
３ ０３ ・
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道的性能的好坏直接影 响到整个发动机的性能 ， 进 气道设 计要 求有 高 的 总压恢 复 系 数 、 量 系 数 和小 流
表 １表 ２和表 ３ 别 给 出 了进气 道 唇 口处 （ ， 分 即
前体压缩后） 的气体参数。
表 １ 来流 状态 １ 下前体压缩后 参数
波系。同时等熵压缩也 只是停 留在理论上 ， 因为极
其尖锐 的前缘是 不 稳 定 的 ， 且 在 捕 获 面 积 相 同 的 而
情况下 ， 其前体长度将会相当长 ， 故本文采用的是一 道斜激波后采用 等熵压缩 ， 不仅能缩短飞行器前体
Ｊ １２ ０ Ｎ ． ｕ ．０ ６， ｏ ４
高超声速二维前体／ 进气道一体化优化设计研究
钟 兢军 严 红 明 。
（． １大连海事大学， 大连 辽宁
摘
１６２ ；． 尔滨工业大学， １０６２ 哈 黑龙江 哈 尔滨
１ ０１ ５ ０） ０
要 ： 文 ｃ． 维高超 声速进 气道 的最 大总压 恢 复 系数 为主要设 计指 标 ， 时兼顾 进 气道 的 本 Ａｚ － 同
ｔａ ｆｔｒ ｅｗ ｄ ｅｅ ｔｒ ａ ｃ ｍｐ ｅ ｓｏ ｆ ｑ ａ ｈ ｃ ａ ｅ ｉｔｎ ｉ ｄ ｔ ｅｃ ｗ ａ ｄ ｐｓａｌｎ ｅ ｇ ｈ ｔ ｅ ｅ ｇ ｘｅ ｎ ｏ ｒ ｓｉｎ ｏ ｕ ｓ ｏ ｋ ｗ ｖ ｅ ｓ ｙ ａ ｏ ｌ ｈ ｔ ｏ ｔ ｇｗ ｄ ｅ ｉ ｏ ｈ ｌ ｅ ｌ ｎ ｔｎ ｈ ｔ ａ ｏ ｓ ｍ ｃ ｅｔｒｔａ ｅｐ ａ ｅ ｏ ｅ ｔ ｓ ａ ｄ ａ ｔ ｅ ｒ ｅ ｉ ｌｔｒｔ ｂ ｌ ｄ ｉ ｍ ｌ ｒｉ ｔ ｅ ｔ ｎ ａ ｇ ｕ ｈ ｂ ｔ ｎ ｔ ｌ ｎ ．Ｉ ａ ｏｈ ｓ ａ ｖ ａ ｓｆ ｏａｏ ｅ ｔ ｔ ｎ ｓ ａｌ ｅ ｃ ｉ ｌ ｅ ｈ ｈ ｎ ｌ ｎ ｇ ｏ ｔ ｓ ｈ ｏ ｉｅ ｅ ｎ ｒ ｓ ｏ ｎ ｅ
ｌ 引言
新世纪初 ， 国 Ｎ Ｓ 美 Ａ Ａ的 高 超 声 速 飞 行 试 验 的
事应用中具有非常广阔的前景 ， 作为超燃发动机的
一
个部件 ， 进气道 与前机身一体化设计是至关重要
的， 它为发 动机 提供燃 烧所 需 的空气 流量 ， 同时对 空 气进 行压缩 ， 使之 达 到 一 定 的温 度 和 压力 以满 足超
的阻力 系数 ， 以及好 的 出 口流 动 特 性 。本 文 分 析 了
由斜激波前后关系可知总压恢复为
ｐ ｐ
［
２＋（ 一 ａ ）
１Ｍ 盟ｎ ］ ￣ ２ ｓｐ ｉ
进气道前体设计 、 口的设计 、 唇 内部压缩 的设计 ， 提 出优化前体和进气道设计 ， 并通过与有关论 文中常 出现的等激波强度三楔角压缩的前体和平直唇 口设 计计算 比较 ， 验 证这 些优 化方法 。 来
3进气道唇口及内部压缩的设计来流经前体压缩其压力和温度还远不能满足万方数据图3设计前体在8马赫时压力等值线分布图4一楔角前体8马赫时压力等值线分布唇vi图5设计前体在10马赫时压力等值线分布口图6三楔角前体lo马赫时压力等值线分布图7设计前体在6马赫时压力等值线分布图8三楔角前体6马赫时压力等值线分布燃烧室燃烧要求需要通过内部压缩进一步提高气流参数这将涉及到唇口设计和内部压缩的设计
强度理 论 ： Ｍａ ｎ ｌ＝ Ｍａ ｓ ｆ ｌ ｆ ｓｌ ｉ ２ｉｌ ｎ ２＝ Ｍａｓ ｆ ３ｉ ３ ｎ ｌ
成功 ， 引起 了全球人的瞩 目， 各强 国都加紧了超燃冲
压发动 机的研 究 。超燃 冲压发 动机 在航空 航天 和军
声速燃烧的要求。进气道与前机身一体化设计 ， 就 是要将飞行器前机身 的设计与进气道设计紧密地结 合起来 ， 通过对进气道进 口位置， 几何形状 的选择 ，
使 得进气 道满 足 设计 要 求 ， 行器 性 能 最 优 。进 气 飞
系的压 缩 效果 已经不 再 理 想 了 ， 一 般采 用 三斜 激 故
又有较强的稳定性 和合适 的前体长度。 比较本文 为 设计的前体 的设计 点性 能和变 工况性 能 ， 作者用
ｌ ｎ计 ｆ ｅｔ 算 了如 下 ３ 状态 下 的流场 特性 ： ｕ 个
（） １ Ｍａ ＝ ８ ０ Ｈ ＝３ ｍ， 角 为 ０ ．， ０ｋ 攻 。 （ ） ＝ １ ． ， ＝３ ｍ， 角 为 ２ Ｍａ ００ Ｈ ０ｋ 攻 （ ） ＝ ６ ０ Ｈ ＝３ ｍ， 角 为 ０ ３ Ｍａ ．， ０ｋ 攻 。
的长度 ， 强稳 定 性 ， 且 能 使 总 压 恢 复 尽 可 能 的 增 而 高， 结构 如 图 １ 所示 ， 以此 得到 满意 的压 缩效 果 。
图 ｌ 单斜加等熵进气道
图３ ～图 ８ 给出了两种进气道在 ３ 种来流条件 下的压力等值线分布 。 以上三表计算 的结果与一维计算的结果非常接 近 ， 比这三个表可 以看出采用单楔角加等熵 压缩 对 的前体设计在设计 点时性能是最好的 ， 在变工况条 件下性能有所下降 ， 同时与三楔角等激波强度前体 相比无论是设计点还是变工况条件下性能都来得优 越。而由图 ３ ～图 ８的压 力等值线分布可 以看 出， 在高马赫数条件下， 流场形态跟理论计算是一致的， 在设计点激波交于唇 口， 等压线分 布很有规律且很 直， 可以看出流场设计是很合理 的， 而本文设计 的前 体的压力是循序 的增 压过程 ， 计算损失 小， 流场均 匀， 可知该设计的前体性能是很好的。
是很 有利 的。
关键词 ： 超燃冲压发动机 ； 高超声速前体／ 进气道 ； 优化设计 ； 数值计算
中图分 类号 ：２ Ｖ３ 文献标 识码 ： Ａ 文章编 号 ：０２—６３ ２０ ） ４～ ３３ ５ １０ ３９（０６ ０ ００ —０
Ｉ ｔｇ ａ ｉｅ Ｏｐ ｉ ｍ ｓｇ ｎ ｓ ａ ｃ ｏ ｐ ｒ ｏ ｉ ｎｅ ｒｔ ｔ ｖ ｍｕ Ｄｅｉｎ ａ ｄ Ｒｅｅ ｒ ｈ ｆ ｒ Ｈｙ ｅ ｓ ｎｃ Ｔｗｏ Ｄｉ ｎ ｉｎ ｌ ｏ ｅ ｏ ｙ Ｉ ｌｔ ｍｅ ｓｏ ａ ｒ ｂ ｄ ｎ ｅ Ｆ ／
设飞行条件为 ： 飞行马赫数为 Ｍ ａ＝８ 高度为 ， Ⅳ ：３ ｍ 本文设计的前体长为１６ 英尺， ０ｋ ， ．８ 前体预 压缩角 ａ＝５等熵压缩转角 ＝ １ ， 。 ５ 总转角为 ２￣ 。 ０。 本论文采用 ｆ ｅｔ ｌ ｎ 软件计算 ， ｕ 为了比较其设计性能
的优化 ， 时计算 了等 激波 强度 三斜 波系 压缩性 能 。 同 三斜 激波 系 压 缩 由朗金 一雨 贡 纽 关 系式 及 等 激 波
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