马赫数4_0颌下等熵混合压缩进气道技术研究_孟宇鹏 (1)
战术导弹技术
2014年第6期
［1300（2014）06-0069-06文章编号］1009-TacticalMissileTechnology推进技术
马赫数4．0颌下等熵混合压缩进气道技术研究
孟宇鹏，朱守梅，李宏东
（北京动力机械研究所，北京100074）
［摘要］对一种设计马赫数4．0的等熵混合压缩颌下进气道进行了研究，采用计算流体力学和风洞试验两种手段，得到了进气道性能特性以及出口流场特性随攻角、侧滑角变化的规律。研究表明：相同设计马赫数下等熵压缩颌下进气道性能高于三锥压缩颌下进气道的性能；等熵压缩进气道在较小攻角下达到性能极值，随着攻角增大压缩效率和流量系数均会降低，随着侧滑角增大，性能降低；进气道出口流场不均匀度随着攻角的增大逐渐增大，流场畸变度不断增大；等熵压缩颌下进气道对攻角的变化比较敏感，适于以一定速度范围长时间巡航状态的导弹。
［关键词］颌下式进气道；
［中图分类号］V211．48等熵压缩；计算流体动力学；风洞试验［文献标识码］A
AnInvestigationonMa4．0ChinInletwithIsentropicMixed-compression
MengYupeng，ZhuShoumei，LiHongdong
（BeijingPowerMachineryInstitute，Beijing100074，China）
Abstract：Aninvestigationofchininletwithisentropicmixed-compressionwasperformedbymethodofCFDandwindtunneltest．Theperformancevariationcurvesversustheangleofincidenceandofyawwasobtained．Theresultsshowedthattheperformanceofchininletwithisentropicmixed-compressionwas
theisentropicinlethaveabetterthanthesameonewithtri-conecompressioninequalMachnumberrange，
maximumvalueperformanceinsmallangleofincidence．Thetotalpressurerecoverycoefficientandmassflowratiowasreducedwiththeincreasingofangleofincidenceandangleofyaw．Theunevennessofoutletflowfieldchangedworsewiththeincreasingofangleofincidence．Theinletdistortionwasincreasedwiththeincreasingofangleofincidence．Thechininletwithisentropiccompressionwassensitivedwithvaria-tionofanglesofincidence．Thiskindsofinletswasusedforthecruisingmissile．
Keywords：chininlet；isentropiccompression；computationfluiddynamics；windtunneltest1引言
超声速进气道是空气喷气动力装置的一个重要
［1］部件，随着进气道和弹体一体化设计技术发展，
［作者简介］孟宇鹏，高级工程师．
［04-25收稿日期］2014-出现了头部、旁侧、腹部等各种形式的进气道布［2-3］。在这其中，颌下式进气道是位于弹体头部局下方的一种进气构形，具有进口前流场均匀、迎面阻力小、攻角特性好等特点，在飞机、尤其是导弹布局中格外受到重视。美国在ASLAM导弹上对颌下式进气道［4-5］布局进行了研究。国内研究者［6-7］在
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颌下式进气道和前机身一体化设计技术中获得了三波系进气道总压特性和流量特性，研究表明攻角使得进气道锥角的压缩作用增强，提高了进气道性
8］对包含颌下进气的四种布局进气道进能。文献［
行了试验研究，结果表明颌下进气道在一定正攻角
下具有较好的压缩特性，但负攻角性能较差，在4°9］侧滑范围内性能下降不大。文献［对一种巡航马
赫数4的颌下式三锥混压进气道进行了试验研究，结果表明颌下进气道总压恢复系数随攻角增加先增大后减小。进气道通常有轴对称压缩、二维平面压4］9］及文献［缩、三维压缩等多种压缩方式。文献［
中的颌下进气道均属于轴对称压缩。
OswatitschK［10］的超声速激波压缩最优理论对进气道压缩效率起到了重要指导作用，从压缩效率来看，最优激波理论的极限是等熵压缩，在给定马赫数下可以有最优的总压恢复系数。因此，对于单一马赫数或速度范围跨度在1个马赫数内巡航的进气系统，使用等熵压缩可以降低总压损失，提高压
［11-15］
缩效率。国外在轴对称进气道设计中对采用等16］熵压缩锥的进气道进行了较多研究。文献［对高马赫数的等熵压缩乘波进气道设计方法进行了研究。从相关资料来看，国内外颌下式进气道的研究较少，而采用等熵压缩的颌下式进气道研究内容未见相关资料，开展这方面研究有一定意义。本文针对一种巡航马赫数4，采用轴对称等熵压缩的颌下式进气道进行了数值研究和试验研究，并与三级锥压缩进气道进行了比较，得到了等熵压缩颌下式进气道的气动特性。
OAP区流场，在得到的初始特征线PA上确定所需加密点数，以微小折角并应用微弱压缩波的逆向普朗特-迈耶流解出流场，然后通过数值叠代得出等熵型面。理论上进气道唇口点就是汇聚点P，各微弱激波在聚焦点P上方会产生汇交的合成波PS，下游会产生涡面PT，其两侧气流压力P1、P2必须相等、流向相同。为满足上述条件，存在一个转折角的极限，因此实际有效可用的等熵压缩不能完全滞止到声速。根据实际所需锥体空间几何约束，可以选用合适的初始锥角计算出等熵折转角，在等于或略小于该角度的曲线B点上作切线BC，则OABC就构成了进气道等熵压缩的外型面母线。为降低阻力，进气道设计为混合压缩，根据启动马赫数和其捕获流量系数，可以确定启动喉道尺寸，保证进气道唇口角在一定范围压缩不脱体，然后进一步考虑并设计出进气道内收缩段型面，此处不再详述
。
图1轴对称等熵压缩流场设计简图
等熵压缩颌下进气道型面根据自有等熵压缩设计程序设计，理论设计马赫数4．0，初始半锥角δ选取为10°，外部等熵压缩至B点的压缩角为35°，唇口内压缩折转角15°。进气道出口为直径D的圆形通道，从喉道到出口采用了渐变的扩张通道。本文等熵压缩是一种局部等熵设计，和传统多级锥压缩的区别在于第二或第三道激波被若干微弱压缩波替代，这种局部等熵压缩进气道简称为等熵压缩进气道。
2等熵压缩型面设计
等熵压缩将多道圆锥激波压缩扩展至极限情况，锥面是连续的光滑曲面，所有压缩波都减弱为当地马赫波，符合普朗特-迈耶流关系，并汇交于一
点。若按纯等熵压缩设计锥体，其母线又细又长，锥尖过细，因此实际设计等熵压缩面上游要接一定角度的初始锥。初始锥通常最小选取为5°半锥角，当中心体内部容积要求大时，初始锥角可以进一步增大。
本文等熵颌下进气道采用轴对称压缩，设计过程如图1所示，先确定初始锥角δ，解出锥形流
3
3．1
数值计算与讨论
模型和计算方法
以颌下等熵压缩进气道为研究对象，建立计算控制体网格，总量288万，图2所示为头部附近部分网格，数值计算采用二阶精度的迎风差分格式离
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散雷诺方程，耦合叠代算法，湍流模型为双方程标准k-ε湍流模型，采用标准壁面函数
。
的计算结果云图。从图中可以看到，进气道临界状
态时结尾激波建立在进气道喉道附近，下游全部为亚声速流动。马赫数4．0、攻角0°等熵压缩波汇交
6°时由于压缩增强，等熵压缩波提前汇交于唇口，
于唇口上游下方。在马赫数4．2时进气道处于超额
定状态，汇交激波进入唇口
。
TacticalMissileTechnology
图2颌下等熵压缩进气道头部附近部分网格
计算采用的可压缩流计算方程组如下：
P=ρＲT
h=CpTρ+（ρui）=0tχi
p（ρui）+（ρuiuj）=－+
xitxj
uiuj2ui
μ+－δxj3ijxixjxi
（1）（2）（3）
（a）Ma=4．0
α=
0°
[()]+x（－ρuu）
'
i'j
j
（4）
－
ρE）+·（v（ρE+p））t
=·（keffT－hJ+（reff·v））计算模型总压恢复系数定义为：σ=Ptout/Pt∞
流量系数定义为：
Φ=
ρ∞V∞A∞ρ∞V∞A1
－=－
（b）Ma=4．0
（5）（6）
α=
6°
（7）
Ptout为进气道压力出口的总压；Pt∞为远方式中，
来流总压；下标∞表示远方来流；A1表示进气道进口投影面积。
进气道超声速流动建立后，通过调整压力出口的反压模拟燃烧室压力，使得进气道内部结尾激波稳定于喉道部位时判定进气道进入临界状态。如果某个压力下进气道结尾激波被推出，出现溢流，则需要降低出口压力作为临界状态。3．2计算结果与讨论
图3为颌下进气道马赫数4．0时攻角0°、6°临界状态中剖面等马赫数云图，以及更高马赫数4．2
（c）Ma=4．2α=
0°
（d）Ma=4．2图3
α=6°
临界状态中剖面等马赫数云图
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表1所示为数值计算得到的几个状态进气道出
－
口性能，表中各状态的总压恢复系数σ与流量系数均和马赫数4．0、攻角0°状态的性能之比作为归一化处理结果。表中D为总压畸变，定义为截面最大总压减最小总压除以平均总压。图4为进气道总压恢复系数、流量系数随攻角变化关系。
表1
Ma
α/（°）－3036－3
4．2
036
－
－
出现极值，然后随着攻角进一步增大逐渐降低；随着攻角增大，进气道出口的流场不均匀度增大。
4
4．1
风洞试验结果与讨论
试验设备和试验模型
颌下进气道风洞试验在亚跨超声速风洞内进行。该风洞为半回流暂冲式风洞，试验段横截面积0．6m×0．6m。试验段侧壁有观察窗
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