弹用内乘波式进气道起动性能研究

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1、航空学报ActaAeronauticaeIAstronauticaSinicaMay252012Vol33No5818．827ISSN1000-6893CN11-1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．edu．CRhkxb@buaa．edu．cn文章编号：10006893(2012)05081810弹用内乘波式进气道起动性能研究周淼，黄国平。，朱呈祥，尤延铖南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京210016摘要：为弄清内乘渡式进气道在低马赫数状态下的流动特征，分析影响内乘波式进气道起动能力的因素。研究与弹体匹配设计的内乘波式进气道的起动问题。首先基于一种有利

2、于出口均匀性的基本流场，采用流线追踪技术，设计了来流马赫数为4．0且进出121形状适应弹体安装要求的双模块弹用内乘波式进气道；此后，采用计算流体力学(CFD)方法获得了低马赫数下进气道的三维波系结构和流动特征。研究表明，进气道溢流口位置是影响内乘波进气道起动能力的重要因素：在溢流口位置由两侧改至最下端后，起动马赫数由3．6下降为3．3；采用单模块方案，溢流口设置在下端后，起动马赫数下降为3．25。此外，设计内乘波式进气道基本流场也对起动性能有影响：设计出IZl马赫数不变，双模块方案下，入口气流偏转角每增大2。，起动马赫数约下降0，1；单模块方案下，提高入II气流偏转

3、角最大可使起动马赫数下降为3．1；进气道内收缩比对起动能力的影响体现在入口气流偏转角不变时，进气道起动能力仅取决于内收缩比，设计出口马赫数每增加0．2，起动马赫数约减小0．2。研究所分析的各个弹用内乘波式进气道在设计条件下均可捕获99％的来流，在扩大了工作马赫数范围的同时，保持了高流量捕获性能和高总压恢复系数的优势。关键词：内乘波式进气道；弹用；起动性能；计算流体力学；流量捕获中图分类号：V211．3文献标识码：A高超声速进气道是吸气式冲压发动机的关键部件之一，其设计直接影响着高超声速推进系统甚至整个飞行器的性能[1]。长期以来，国内外学者开展的高超声速进气道研究主

4、要集中在二元式，侧压式和轴对称式等传统进气道型式。近年来，一类被称为三维内收缩进气道(InwardTurn—ingInlet)由于其特殊的流动特征和较优的总体性能，逐渐引起人们的关注[26]。内乘波式进气道是南京航空航天大学内流研究中心的梁德旺、黄国平和尤延铖[6。3率先提出的一种运用流线追踪方法设计的新型三维内收缩进气道。You等[s-93又发展了一种基于直内收缩锥流场的可变截面内乘波式进气道设计方法，并开展了某典型进出口截面内乘波式进气道的数值计算和高焓风洞试验。朱呈祥等=l叩随后设计了截面激波形状可控的进出口均为矩形的内乘波式进气道并与侧压式进气道进行了性能对

5、比研究。结果表明，在设计状态和非设计马赫数、攻角和侧滑角等非设计状态下，内乘波式进气道的各项性能参数均优于侧压式进气道。已有研究结果均表明[7。“，实现三维压缩与激波贴口的内乘波式进气道是一种高性能的定几何进气道方案。但值得注意的是，以上的研究对影响这种新型进气道起动能力的分析还很少，哪些设计因素决定内乘波式进气道的工作马赫数范围?关于这个问题国内外目前都还没有明确的研究结果。为了弄清内乘波式进气道在低马赫数非设计状态下的流动特征，分析影响内乘波式进气收稿日期：2011-08—18；退修日期：2011-∞·17；录用日期：20”一10一17；网络出版时间：2011-

6、11—0710：21网络出版地址：WWW．cnkinet／kcms／detail／111929V20111107．1021005htmlD翻：CNKI：11-1929／V．201111071021005*通讯作者Tel．：025-84890912E-mail：hgp@rluaa．edu．∞戮甩格武

7、ZhouM，HuangGP．ZhucX，atal．Research011startabilityofmodularinternalwaveriderinlet．ActaAeronaoticaatAstronauti-∞Sinica．2012。33(5)：818-827．周

8、蠢。黄国平．朱呈祥．等弹甩内乘渡武迸气遣起秘性能研究i航空学报，2012．33i5)：818-827周淼等：弹用内乘波式进气道起动性能研究道起动能力的因素及进气道起动(不起动)特征，提高进气道性能，扩大进气道工作范围。并开展了一种可用于高速巡航导弹设计的内乘波式进气道起动性能研究，探索内乘波式进气道低马赫数状态下的流动特征和工作特性。1内乘波式进气道起动问题的流动特征Fig·21．1内乘波式进气道设计参照文献[儿]，本文选取弹用内乘波式进气道的设计条件为：来流马赫数Ma。。=4．0，飞行高度H=24km。图1给出了采用双模块方案对称布置内乘波式进气道的进出13形