外压式二元与轴对称进气道设计及性能对比
胡声超 鲍福廷 赵 瑜
【摘 要】摘 要 给出了二元和轴对称两种不同结构形式的进气道进行理论最优设计方法;并以飞行马赫数Ma=2.5，高度H=10 km为设计点，计算和比较了两种进气道的性能。结果表明在相同情况下，二元进气道具有相对较高的总压恢复系数，但轴对称进气道出口的气流较均匀、畸变较小，并且马赫数较低。这一结果可为冲压发动机进气道结构形式的选择提供理论依据。 【期刊名称】科学技术与工程 【年(卷),期】2011(011)031 【总页数】4
【关键词】关键词 进气道 二元 轴对称 设计 性能对比
进气道是冲压发动机的一个重要部件，其功能是利用迎面来流的速度冲压，有效地将动能转化为位能，提高气流的压强，并为这类发动机提供所需的空气流量。因此进气道设计的好坏是发动机能否有效工作的关键［1］。进气道的主要结构包括二元进气道和轴对称进气道两种，两者相比较，前者工作马赫数宽，并且具有较好的攻角特性，而后者结构简单、迎风面利用率高、易于制造、便于携带和发射。从文献［2—5］等来看，目前研究主要集中在单一结构进气道性能计算与分析上，很少同时针对两种不同结构形式的进气道进行性能计算与对比。本文对两种进气道进行了理论最优设计，并采用有限体积法、k-ε湍流模型求解N-S方程，通过模拟相同设计点状态下二元和轴对称外压式进气道流场，对比了两种结构形式进气道的性能，以期为冲压发动机进气道结构形式的选择提供理论参考。
1 进气道设计
对于外压式进气道而言，设计主要包括三个部分：超音速外压段、喉段以及亚音速扩压段。下面针对不同结构形式的进气道的设计进行简单地介绍： 1.1 二元进气道设计
为了保证理论总压恢复系数最大，超音速外压段采用Oswatitsch理论进行组织［6］;在喉道设计中，若喉道长度等于激波系长度，则压缩过程总压恢复是进气道结构可获得的最大值;若喉道长度大于激波系长度，那么由于存在黏性损失，总压恢复系数会随着喉道长度增加而逐渐降低;若喉道长度小于激波系长度，那么总压恢复系数将会随着喉道长度减少而迅速降低。本文喉道长度的选取根据经验取Lt=4Ht［7］，其中Ht为喉道高度。亚音速扩压段设计一般有三种规律：等面积梯度扩压、等速度梯度扩压和等压力梯度扩压，本文采用等面积扩压进行设计，设计中需要注意的是为了避免扩压段出现严重的气流分离现象，扩压角不能过大，一般不大于 7°，本文选用 6°。 1.2 轴对称进气道设计
轴对称进气道设计主要不同于二元进气道的是外压段的波系组织，因为超音速气流通过轴对称中心体头部时产生一道圆锥激波，波后是不均匀的超音速流场，使其后面产生的各道激波的母线不再是直线而是斜线，如图1所示。但是就总压恢复而言，可以近似采用平面激波理论，第二道激波作为平均锥形流中的二维激波来处理，假定第二道激波波前的马赫数等于圆锥激波面后的马赫数和锥面马赫数的平均值。据此通过数值计算可以得到双锥的最佳波系锥角［6］。对于喉部段和亚音速扩压段的设计与二元进气道类似，这里不再介绍。 1.3 设计结构模型
根据上述设计方法，给出了本文采用进气道的模型。二种结构的进气道设计点为飞行马赫数2.5，高度10 km，具有相同的入口、出口面积比。二者均采用3波系结构(两斜一正)，对于二元进气道总折转角为29°，轴对称进气道总折转角为38°，喉段均采用Lt=4Ht设计，扩压段扩张半角选用6°。图2、图3为本文设计的两种进气道结构模型示意图：
2 数值计算方法
2.1 控制方程
本文采用雷诺平均的二维可压缩N-S方程计算分析，方程具体可写成： 式中：U 为守恒向量，E、F 为 x，y方向的通量，Fvis为黏性项，对于二维平面流而言δ=0，对于二维轴对称流而言δ=1［8］。对于二元进气道采用二维平面流控制方程，轴对称进气道采用二维轴对称流控制方程。 2.2 湍流模型
在本文的数值计算中，采用有限体积法、TVD隐式的二阶迎风格式，湍流模型采用 k-ε湍流模型。 2.3 网格及边界条件
为了在内存允许范围内，尽可能使网格划分得密一些，以满足黏性计算的要求和加快计算速度，本文的两种模型均采用结构化网格，并且为了更好地模拟边界层附近气流分离的情况，对边界层附近进行了加密处理。
对于数值计算来说，边界条件的设定十分重要，不仅会影响模拟的精度，而且关系到求解过程的稳定和计算的收敛。本文给出的边界条件为： (1)远场边界：给出飞行马赫数以及外界的压强，其余采用一阶外推; (2)固壁边界：采用无滑移边界条件，并满足壁面条件及零压力梯度条件;
外压式二元与轴对称进气道设计及性能对比
