2元超聲速混壓式進氣道的設計及進-發匹配分析

2024年3月12日發(作者：好奇心)

2元超聲速混壓式進氣道的設計及進-發匹配分析

余天寧;吳虎

【摘 要】為了更好解決航空發動機進氣道的設計和匹配問題,應用多目標遺傳算法

進行2元超聲速混壓式進氣道的優化設計.以流場數值計算結果為基礎,分析了該進

氣道在不同來流馬赫數、背壓條件下的工作狀態和流場特性,并得出該不可調2元

超聲速混壓武進氣道在不同來流馬赫數下對流量系數φ的特性曲線圖,將其特性數

據導入某型渦輪噴氣發動機的總體計算程序中,完成了進-發匹配分析,同時給出了進

-發匹配規律.結果表明:不可調2元超聲速混壓式進氣道在設計點具有較好的匹配

性能,但具有良好匹配特性的工作范圍有限.

【期刊名稱】《航空發動機》

【年(卷),期】2016(042)003

【總頁數】5頁(P43-47)

【關鍵詞】超聲速進氣道;優化設計;進-發匹配;數值模擬;航空發動機

【作 者】余天寧;吳虎

【作者單位】西北工業大學動力與能源學院,西安710114;西北工業大學動力與能

源學院,西安710114

【正文語種】中 文

【中圖分類】V228.7

引用格式：余天寧，吳虎.2 元超聲速混壓式進氣道的設計及近-發匹配分析[J].航空

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dimensional supersonic mixed compression inlet and analysis of inlet-

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飛行來流馬赫數Ma0>2.0的超聲速飛行器一般采用混壓式進氣道的設計[1]，以

獲得較滿意的綜合性能。應用多目標遺傳算法對2元超聲速混壓式進氣道進行優

化設計，所選定的優化目標是使進氣道在設計馬赫數Mad下能獲得較高的總壓恢

復系數和較低的阻力系數，同時還要保證在非設計狀態的低Ma0條件下，在進氣

道內部的斜板處不會發生脫體激波的現象[2]。目前，進氣道設計研究主要建立在

空氣動力學、計算流體力學和風洞試驗的基礎上。隨著計算流體力學（CFD）的不

斷發展，以及計算機性能的逐步增強，通過流場數值模擬計算得到的結果準確性不

斷提高，更多地被應用到進氣道設計及性能評估中。采用計算流體力學的方法得出

超聲速進氣道的性能數據，建立合理的數學模型，從而可以進一步從理論上研究進

-發匹配及其調節規律問題，是分析研究超聲速進氣道與航空發動機匹配的未來發

展方向[3]。

本文應用多目標遺傳算法完成了進氣道的優化設計工作；并以流場數值計算結果為

基礎，分析了該進氣道在不同條件下的工作狀態和流場特性。

本文中的不可調2元超聲速混壓式進氣道采用5波系設計，如圖1所示。其中外

壓段包括3道斜激波，內壓段包括1道斜激波和1道結尾正激波。在Mad下，能

實現激波封口的效果，進氣道外壓縮面第3道斜板與進氣道喉道之間采用平滑圓

弧過渡方式[4-5]。

采用的超聲速進氣道設計條件為飛行高度H= 20 km，Mad=3.0，質量流量

qm=59.023 kg/s，發動機進口截面面積A2=0.5229 m2，設計攻角α=0°。

2.1 遺傳算法基本構成

遺傳算法是1種隨機化的搜索方法，主要包括以下幾部分[6]：

（1）染色體編碼方式。采用二進制的編碼方式，其將個體表示為{0,1}的二進制串，

算法求解所需要的精度決定了串長的大小。

（2）個體適應度評價。

（3）遺傳算子。基于隨機遍歷抽樣法編寫選擇算子，以求最大程度地保持種群的

多樣性，避免出現非成熟收斂的情況，提高程序尋找出最優解的能力。在二進制編

碼方式下，采用單點交叉的交叉算子和基因編碼0/1翻轉的變異算子。

（4）遺傳算法的運行參數。一般情況下，需設定種群規模、最大進化代數、交叉

概率、變異概率4個運行參數。

2.2 目標函數及優化參數

應用多目標遺傳算法[7]對2元超聲速混壓式進氣道進行優化，選擇的優化參數為

4道斜激波的角度：β1、β2、β3、β4，選取范圍為10°～60°。采用的多目標遺傳

算法共有2個優化目標子函數，分別為總壓恢復系數σ和阻力系數CD，最終優化

目標函數為

（1）總壓恢復系數σ。對種群中每個個體的總壓恢復系數的評價就是采用1維激

波理論求解氣流通過激波系的總壓恢復系數，并且把所求得的總壓恢復系數作為子

目標函數值。

式中：σi為各道激波的總壓恢復系數，包括4道斜激波和1道正激波。

（2）阻力系數CD。對于超聲速飛行器而言，在某些情況下，飛行器總阻力中進

氣道阻力的占比最高可達20%左右，所以在設計中需要盡可能降低進氣道的阻力。

為簡化計算過程，可將進氣道外壓段斜面上的氣動載荷力在飛行器軸向方向上的分

量近似為進氣道的阻力，則進氣道阻力系數可定義為[8]

阻力系數簡化計算模型如圖2所示，在進行1維分析阻力系數時，其表達式可近

似寫為

式中：p0為來流靜壓；pi(i=1～3)為進氣道外壓段上各道斜激波后的靜壓；

Hi(i=1~3)為各級斜板對應的軸向高度，由斜板角配置和幾何條件確定。

2.3 遺傳算法優化結果

通過改變σ和CD在優化目標函數中的權重系數，共得到21組設計參數，總壓恢

復系數介于0.734～0.889之間，阻力系數介于0.108～0.533之間。CD隨σ增

大而增大，同時在進氣道斜板處發生激波脫體現象的臨界來流馬赫數降低。綜合考

慮σ、CD和激波脫體臨界來流馬赫數Mac[9]，從多目標遺傳算法得到的多組激

波系配置中選擇出合適的2元混壓式超聲速進氣道激波系配置參數如下：

σs=0.847，CD=0.285，Mac=2.482，各斜板角δ1=6.015°，δ2=6.504°，

δ3=7.114°，δ4=17.643°，各斜激波角β1=23.948°，β2=26. 731°，

β3=30.233°，β4=46.161°。

設計點處進氣道處于激波封口的臨界狀態，流量系數φ=A∞/Ac=1，則可得到進

氣道捕獲面積Ac= 0.7497 m2，取進氣道前端長寬比為2∶1，可得進氣道捕獲截

面處Hi=0.612 m。在2維設計時，超聲速進氣道取等寬度設計，則喉道處

Hth=0.239 m，進氣道出口處Ho=0.427 m。由于受機體結構的限制及雷達隱身

的需要，超聲速進氣道一般需要采用S型擴張段的設計。擴張段的偏心距

dy=0.22 m，長度L=2.1 m，采用前緩后急的中心線分布規律和前緩后急的面積

變化規律進行設計[10]，具有較好的性能。為使出口流場較為均勻，擴張段后接一

段直通道，其長度為0.5 m。

3.1 網格生成和邊界條件

所進行的數值模擬基于FLUENT 6.0軟件平臺，其數值模擬計算方法建立在雷諾平

均N-S方程和用戶指定的湍流模型的基礎上[11]。這種計算方法具有能夠提供較

精確流場數值解的特點，同時能夠比較理想地模擬黏性流動以及在超聲速流場中的

激波現象。本文利用Gambit軟件，采用結構化網格劃分方法，近壁區域網格加

密，其網格劃分效果如圖3所示[12-13]。

為了能夠較好的計算進氣道的非設計狀態，進氣道計算域的前伸段AB較長。計算

中所采用的邊界條件是：AB、BC、CD、DE按壓力遠場邊界條件計算，FG按壓

力出口邊界條件計算，其他均按壁面邊界條件計算。

選用基于密度（Density-Bad）的基本求解器，其在求解屬于強可壓縮流動問題

的亞聲速、高超聲速等流場時具有更好的效果。湍流模型選用標準k-ε模型。由于

AUSM格式可對不連續的激波提供更高精度的分辨率，超聲速進氣道流場存在較

為復雜的激波分布，故選擇AUSM的通量格式[14]。

3.2 不同Ma0下的數值模擬計算結果與分析

通過數值模擬計算，得到2元超聲速混壓式進氣道在不同Ma0下的性能和流場特

征。不同Ma0條件下的Ma分布等值線如圖4所示。

進氣道性能隨Ma0變化曲線如圖5所示。從圖中可見，所設計的超聲速進氣道隨

著Ma0的增大，總壓恢復系數σ不斷減小；流量系數φ隨之增大，在設計馬赫

數處基本達到接近1的最大值；CD在不斷減小。

通過對流場的分析可得：當Ma0=2.4時，此時Ma0低于激波系優化設計中得出

的Mac，在數值模擬結果中，可以看到在進氣道第4道斜板處出現了1道脫體激

波，此時進氣道附加阻力較大。當Ma0=2.6、2.8時，脫體激波的現象消失，但

是此時在進氣道的外壓縮面，斜激波沒有封口，這樣仍存在附加阻力，不過與

Ma0=2.4時相比其附加阻力要小得多。來流達到Ma0=Mad=3.0時，外壓縮面

的3道斜激波基本相交在唇口處，但激波仍未能封口，這是由于斜板上附面層的

存在使得氣流轉折角增大，從而使激波角增大。隨著Ma0增大，外壓縮面的激波

將逐漸封口。在Ma0=3.2時，外壓縮面的3道斜激波已經交到了進氣道唇口以內，

進氣道內部出現較強烈的激波反射現象。激波系結尾的正激波發生較明顯變形，這

是由于受到了反射斜激波的影響而導致的。

3.3 不同背壓條件數值模擬計算結果與分析

超聲速進氣道的特性曲線可以較為方便地繪制為σ、CD和φ的關系曲線的形式。

此處應當注意，對于混壓式及內壓式的超聲速進氣道，從超臨界區過渡到亞臨界區

時，其特性曲線是不連續的，這時進氣道的σ及φ都會發生突變[15]。

為得到該特性線，采用改變超聲速進氣道背壓的方式，得到具有S型擴張段的2

元超聲速混壓式進氣道在Ma0=3.0時，處于不同背壓條件下的性能和流場特征。

背壓為70、120k Pa條件下的Ma分布等值線如圖6所示。

對應設計點馬赫數Mad下，在以上所設的背壓條件下，進氣道均工作于臨界狀態

及超臨界狀態，其CD基本不變。由于2元超聲速混壓式進氣道在背壓過高或過

低的情況下，有可能很快進入喘振或癢振狀態，對于混壓式進氣道，無法得到其發

生喘振的亞臨界工作區域和發生癢振的深度超臨界工作區域的連續特性線。進氣道

性能隨進氣道背壓條件變化曲線如圖7所示。

通過對流場的分析可得：隨著進氣道背壓的變化，激波系中的結尾正激波在喉道及

擴張段前后移動。由激波理論可知，正激波僅能穩定在進氣道的喉道及擴張段，不

可能穩定在進氣道的收斂段。以進氣道背壓為108 kPa的設計狀態下的流場作為

參考，當背壓降低后，結尾正激波的位置沿氣流方向向下游移動，同時總壓恢復系

數減小，出口流場的畸變增大。當進氣道背壓降低至70 kPa后，繼續降低背壓，

進氣道內部會出現較為嚴重的癢振現象，此時無法得到定常解。當背壓在108

kPa的基礎上提高時，結尾正激波的位置向氣流上游移動，此時進氣道的總壓恢復

系數有所增大，但進氣道穩定裕度降低。當進氣道背壓提高到120 kPa后，如繼

續提高背壓，正激波向上游移動，與內壓段的最后1道斜激波相交，形成1道較

強的激波。由于激波無法穩定在收斂段，因此隨即被推出進氣道，在進氣道外發生

較嚴重的脫體現象，此時超聲速混壓式進氣道有可能很快進入喘振狀態。

4.1 進氣道與發動機的共同工作原理

進氣道與發動機的共同工作條件為流量的平衡關系。由于所設計的混壓式進氣道無

放氣流量，則流量平衡的表達式為

對于進氣道，可將式（5）改寫為關于進氣道σ的表達式

式（6）即為進氣道與發動機的共同工作方程，其主要考慮發動機與進氣道的流量

匹配問題。q(λ0)可通過式（8）由Ma0確定

q(λ2)為發動機進口處的流量函數，由飛行器的飛行條件和發動機工作狀態決定。

在實際應用中，其主要由發動機在非設計點的渦輪-壓氣機部件的共同工作條件計

算求得。

于是在給定的飛行條件和發動機工作狀態下，式（6）可改寫為

式中：，為常數。

式（9）表明，在給定的飛行條件和發動機工作狀態下，進氣道σ與φ成正比關系，

從而可以將其表達在進氣道對φ的特性曲線上，從得到進-發匹配的共同工作點。

4.2 進氣道與發動機匹配分析

調用某型發動機總體計算程序，導入進氣道特性數據，發動機采用渦輪前最大溫度

保持不變的調節規律，得到2元超聲速混壓式進氣道與發動機的匹配特性，如圖8

所示。

圖中紅色虛線與進氣道在Ma0=2.6、2.8、3.0的工作狀態下的特性線的交點a、

b、c即為發動機與進氣道的匹配點。圖中短劃線與Ma0=3.0（即設計點馬赫數）

的進氣道特性曲線的交點a便是其在設計工況下的匹配點。在進氣道的設計Ma0

和發動機最大工作狀態下，共同工作點位于進氣道特性線的臨界點附近。因為這樣

能使進氣道的總壓恢復系數較大，同時外阻力系數較小。對幾何不可調的進氣道，

當Ma0變化時，同樣也會使進氣道與發動機的共同工作點偏離最佳的匹配點（即

該馬赫數下進氣道特性的臨界點）[8]。

例如，當Ma0＜Mad時，共同工作點如圖中b、c2點所示，其原因是當Ma0減

小時，進口截面的流量函數q(λ0)增大；同時由于Ma0減小，發動機進口總溫減

小，而換算轉速n1cor增大，發動機部件的共同工作線上移，所以發動機進口的

速度增大，與換算流量成正比的q(λ2)也增大。式（9）中常數C的值是增大還是

減小取決于q(λ0)和q(λ2)增大的快慢。在本文的算例中，q(λ2)的增大要慢于

q(λ0)的，所以C值增大，式（9）所表示的直線斜率增大。另一方面，當Ma0減

小時，進氣道的節流特性曲線向左上方移動。最終的結果是Ma0減小，進氣道趨

于超臨界工作狀態。

由上述分析可見，所設計的幾何不可調進氣道只能保證其在某1種飛行條件及發

動機工作狀態組合（即進氣道設計點）下具有最佳的匹配特性。當其偏離設計狀態

時，則匹配點處于亞臨界狀態或超臨界狀態。為使進氣道在非設計狀態下也具有較

好的性能，至少能夠保證進氣道及發動機穩定工作，超聲速進氣道應該設計成幾何

可調節的結構。

本文提出了應用多目標遺傳算法對進氣道進行優化設計的方法，并選取出了最優的

激波系設計方案。通過數值模擬技術，對設計的進氣道流場及性能進行分析，結果

表明超聲速混壓式進氣道通常工作在臨界及超臨界狀態，其亞臨界狀態下的特性曲

線不連續，σ和φ會發生突變。通過對該進氣道的進-發匹配規律分析，幾何不可

調的進氣道在設計點具有較好的匹配性能，但具有良好匹配特性的工作范圍有限，

為擴大工作范圍，需設計為幾何可調的結構。關于進-發匹配與更多來流條件（如

攻角、側滑角等）的變化關系，有待進一步深入研究。

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