马赫数4_0颌下等熵混合压缩进气道技术研究_孟宇鹏 (1)(2)

，供纹影仪观察流场。风洞使用电子扫描阀进行测压，最大采样速度50kHz，量程为±0．2MPa，扫描精度±0．05%F．S．，压力校准精度可达±0．01%F．S．。本研究试验马赫数为4．0，攻角－6°～9°，侧滑角－6°～6°，模型堵塞比小于4．5%。

图5所示为颌下进气道模型试验方案简图。模型出口为直径D的圆形截面，设置皮托压力测量阵列，采用6等环面积“米”形分布，共有48个总压和48个静压测点，用来测量流场的当地总压和静压。在测量截面壁面还设有8个静压测点，可以测量壁面静压。测量结果采用质量流量加权平均方法计算进气道出口的性能和流场。测量截面下游为电机驱动的节流堵锥，调节进气道下游出口压力，以模拟进气道超临界、临界到亚临界的不同工况。

进气道出口计算性能

σ0．881．001．020．900．780．880．920．80

－

0．921．001．021．010．941．021．071．07

－

D5．87%4．45%5．28%9．45%7．63%3．77%7．54%7．55%

4．0

（a）总压恢复系数随攻角变化特性

图5

颌下进气道模型试验方案简图

4．2

试验结果和讨论

图6为颌下进气道在马赫数4．0条件下，试验总压恢复系数随攻角变化关系，并列出了CFD流

场计算结果便于比较。图中总压恢复系数和流量系数均以马赫数4．0、攻角0°的性能进行了归一化处

（b）流量系数随攻角变化特性图4

进气道性能随攻角特性变化关系

理。试验结果表明，本研究等熵压缩颌下进气道的最大总压恢复系数在攻角3°出现，攻角在－6°～3°范围内总压恢复系数为增大趋势，攻角在3°～9°范围内总压恢复系数为下降趋势，负攻角下总压恢复系数降低程度较大。试验结果和数值计算结果趋势一致，在攻角条件下试验结果略高于计算结果。

计算结果表明，等熵颌下进气道随着攻角增大，流量系数增大；总压恢复系数随着攻角增大在3°附近

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流场均匀度最佳，畸变最小。随着负攻角及正攻角的增大，进气道出口流场不均匀度逐渐增大，速度分布不再均匀，总压畸变度不断增大

。

TacticalMissile

Technology

图6马赫数4．0试验总压恢复系数随攻角变化关系

图7所示为颌下进气道马赫数4．0条件下试验流量系数随攻角变化趋势，并列出了计算结果便于比较。图中流量系数均以马赫数4．0、攻角0°的性能进行了归一化处理。结果表明在攻角－6°～6°之间，流量系数随攻角增大而增大，最大流量系数出现在攻角6°，而后随攻角增大到9°，流量系数快速下降。试验结果和数值结果趋势基本一致，较为接近

。

图8

试验总压恢复系数及流量系数随侧滑角变化趋势

图9出口总压畸变随攻角变化关系

表2为风洞试验得到的马赫数4．0进气道出口

－

性能参数汇总，表中各状态的总压恢复系数σ和流量系数Φ均和马赫数4．0、攻角零度状态的性能之比作为归一化处理结果。表中D为出口总压畸变，

图7

马赫数4．0试验流量系数随攻角变化趋势

－

定义为截面最大总压减最小总压除以截面平均总压。

表2

α/（°）－6－3

4．0

0369

图8所示为颌下进气道试验总压恢复系数及流量系数随侧滑角变化趋势，图中数据以马赫数4．0、攻角0°的性能进行了归一化处理。试验结果表明在较小的侧滑角3°下，进气道总压恢复系数及流量系数相对零攻角性能下降的幅度不大，而随侧滑角增加到6°，性能下降幅度急剧增大。进一步表明进气道性能对大侧滑角较为敏感。

图9为试验马赫数4．0各攻角条件下进气道临界点工况下的出口总压畸变随攻角变化关系。试验结果表明，本研究颌下进气道在攻角3°附近，出口

进气道出口性能参数汇总

σ0．670．871．001．061．020．94

－

Φ0．860．961．001．011．020．99

－

D5．72%5．06%3．48%2．50%5．90%6．84%

－

图10所示为相同设计马赫数范围下本研究等熵颌下进气道和某三级锥颌下进气道的总压恢复系

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数比较，总压恢复系数均以马赫数4．0、攻角0°的等熵压缩进气道性能进行了归一化处理。试验结果表明攻角－6°～3°间两种进气道性能趋势相近，均随攻角增大而增大，且等熵压缩性能高于三锥压缩。三锥压缩性能的极值点在6°附近，随着攻角增大，两者性能均呈降低趋势，三锥压缩性能和等熵压缩接近。整体来看，－6°～9°范围内等熵压缩进气道性能要高于三锥压缩进气道的性能

。

5结论

（1）设计了一种马赫数4．0工作的等熵压缩颌下进气道，通过CFD仿真和试验两种手段，得到了进气道性能以及出口流场特性随攻角、侧滑角变化的规律；

（2）相同设计范围条件下本研究等熵颌下进气道压缩性能高于三锥压缩颌下进气道的性能；（3）等熵压缩颌下进气道在一定攻角下达到压缩极值，负攻角下性能较低，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，进气道性能降低；

（4）等熵压缩颌下进气道在较小的设计攻角下出口流场畸变最小，随着负、正攻角的增大，出口流场不均匀度增加，畸变度不断增大；

（5）等熵压缩颌下进气道在窄速度范围具有较高的性能特性，但对攻角的变化比较敏感，进气道设计需要权衡攻角、长度等方面来考虑。后续对该

图10马赫数4．0等熵颌下进气道和三级锥颌下进气道总压恢复系数比较

类型进气道还需要进一步研究完善。

［参

1992．

［2］EugeneLF．Tacticalmissiledesign［M］．Virginia：Ameri-canInstituteofAeronauticsandAstronautics，2006．［3］GordonC．Aircraftpropulsionsystemstechnologyandde-sign［M］．AIAAEducationSeries，1989．

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［5］FrankFW．Evaluationoftheasalm-PTVpropulsionsys-temflightdatacorrelationresultsandanylasistechniques［Ｒ］．AIAA-1981-1606．

［6］王新月，廉小纯．超声速颌下式进气道/前机身一体化

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［7］王新月，．航空动廉小纯．颌下式进气道实验研究［J］

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［8］谢文忠，郭荣伟．4种布局形式下超声速飞行器进气

．南京航空航天大学学报，道气动特性实验对比［J］2011，43（1）．

考文献］

进气道采用在马赫数4．0的等熵压缩设计，进

气道更接近单一工作状态，因此其在该设计点附近压缩效率较高，如在小攻角3°条件，总压恢复系数可以达到最大值。在非设计状态的攻角条件，总压恢复系数和流量系数并没有随攻角增大而增大，反而出现一定程度降低，负攻角下性能降低程度更大。分析认为主要是由于在攻角条件下等熵压缩的激波条件发生了改变，使得压缩波系弯曲，激波汇交点偏离设计汇交点位置，引发压缩效率的下降和流量系数改变。另外，一定攻角范围内，颌下进气道捕获来流流管增大，流量系数会逐渐增大，攻角进一步增大，进气道锥体会出现绕流，使得实际捕获流量降低。

等熵压缩颌下进气道在一定范围具有很高的性能特性，但对攻角的变化比较敏感，因此其更适用于单一巡航状态的发动机。在进气道设计时需要考虑到攻角特性，尽可能使进气道设计与导弹的最佳巡航攻角相匹配。另外，由于等熵压缩型面较长，也要在前体结构设计中权衡考虑。

［1］刘兴洲．飞航导弹动力装置．［M］北京：宇航出版社，

(下转第102页)

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方法的推广和应用。因此，有必要开发自动化的热模态分析软件，将重复性的人工操作自动化，提高工程技术人员的工作效率。

自动化的热模态分析软件需要具有上述人工操作的所有功能。还需满足以下要求：

（1）能够识别和读取常见模态试验系统的时域数据格式；

（2）能够精确快速计算不同数据段中的频响函数FＲF；

（3）该过程应具有完全自动和人工参与两种功能，因为在噪声干扰较大或模态参数本身变化较剧烈时，完全自动化的分析很可能会失效，得到错误的结果；人工参与则能充分发挥工程技术人员的经验优势。

［参