超聲速錐形進氣道設計計算程序開發(fā)研究

1、超 聲 速 錐 形 進 氣 道 設 計 計 算 程 序 開 發(fā) 研 究許邵杰 鞠玉濤(南京理工大學機械 工程學院, 南京, 210094)摘要: 本文通過進氣道理論研究, 建立了沖壓發(fā)動機超 聲速錐形進氣道模型, 開發(fā)了單錐 與雙錐進氣道設計 計算程序。利用該程序計算了進氣道的結構參數(shù), 并分析了進氣道的性能參數(shù)的變化。關鍵詞: 沖壓發(fā)動機; 進氣道; 結構參數(shù); 性能參數(shù)引 言進氣道是沖壓發(fā)動機最為重要的部件之一, 其功能是使迎面的

2、高速空氣流減速增壓, 將氣流的動能轉化為勢能, 并為沖壓發(fā)動機提供所需要的空氣流量。 錐形超聲速進氣道利用錐形激波(斜激波)的壓縮特性實現(xiàn)超聲速流動的減速增壓, 其總壓損失要比正激波小很多。按照中心錐錐角的個數(shù), 又可劃分為單錐和多錐進氣道。本文根據(jù)文獻[1- 3]中的理論設計方法, 建立了單錐和雙錐進氣道模型, 并用 VB 語言編寫了通用計算程序。 利用該程序既可以進行超聲速錐形進氣道的理論設計, 同時又可以對進氣道的性能參數(shù)進行分析

3、研究。1 模型與理論本文所針對的超音速進氣道是外壓式錐形激波進氣道, 是在一個高效率的亞音速內(nèi)壓式擴壓器中放置了一個具有一個或多個錐角的圓錐形中心體, 整個系統(tǒng)是軸對稱的, 如圖1 所示。 圓錐的頭部伸到亞音速擴壓器的進口截面之外的自由流空氣中。當超音速流遇到第一個圓錐時, 就產(chǎn)生了第一道錐形激波, 遇到第二個圓錐時, 又產(chǎn)生了第二道錐形激波。 迎面高速空氣流經(jīng)過兩道錐形激波被壓縮后, 通過一個環(huán)形開口進入 亞音速內(nèi)壓式擴壓器, 這個環(huán)

4、形開口是由中心體表面和亞音速擴壓器的殼體所形成的。理論上, 在亞音速擴壓器的進口前緣處形成一道弱的正激波, 使空氣以亞音速進入擴壓器。 圓錐形中心體使得超音速空氣流偏離了它的最初的流動方向, 所以弱正激波是垂直于亞音速擴壓器進口處的平均流線方向, 而不是垂直于自由流空氣的方向。由于環(huán)形流動面積小于進氣口面積, 錐形激波所產(chǎn)生的外部壓 縮過程是強壓縮過程, 空氣在進入亞音速擴壓器之前就在外部實現(xiàn)了超音速擴壓過程。圖 1 超聲速錐形進氣道示

5、 意圖2 計算與求解根據(jù)已經(jīng)建立的進氣道模型, 利用文獻[1]和[ 2]中的激波理論的知識, 可以根據(jù)給定參數(shù), 進行進氣道參數(shù)的計算與設計。 本文的進氣道理論設計主要考慮設計狀態(tài)(即斜激波與唇口相交、 正激波位于唇口) 下進氣道設計計算, 包括激波計算、 幾何關系、 由流量大小確定進氣道面積、 喉道設計四個部分。如圖2 所示, 中心錐錐半角為 S, 唇口半角為 l,中心錐錐頂距唇口長度為 LS, 唇口通道截面積為A1, 唇口進氣面積為

6、Ai。雙錐進氣道由兩個流動偏轉角產(chǎn)生兩道斜激波交于唇口處, 總壓恢復系數(shù)、密流以及中心錐唇口長度都是由兩部分合成, 其他計算過程與單錐類似, 以下計算以單錐進氣道設計為例。圖 單錐進氣道示意圖江 蘇 航 空 2010 增刊23. 2 軟件計算步驟(以單錐進氣道為例)Step1: 輸入給定參數(shù)(默認為地面大氣)。 空氣進氣流量 m· , 中心錐錐半角為 S, 比熱比 , 來流馬赫數(shù)Ma0, 地面大氣密度 1, 地面聲速 a。S

7、tep2: 根據(jù)公式(1)迭代計算出第一道斜激波波角 。Step3: 公式( 2)計算出總壓恢復系數(shù) , 根據(jù)公式(3)計算出密流 c, 根據(jù)公式( 6)計算出直徑比i。Step4: 根據(jù)公式(9)計算出中心錐唇口直徑d。Step5: 根據(jù)公式(10)計算出唇口直徑 D, 根據(jù)公式(4)計算出中心錐唇口長度 Ls, 根據(jù)公式(7)計算出唇口截面積 A1 和進氣面積Ai。Step6: 輸出全部設計參數(shù)。 唇口半角為第一道斜激波波角 , 總

8、壓恢復系數(shù) , 中心錐唇口直徑 d,唇口直徑D, 中心錐唇口長度Ls, 唇口截面積A1, 進氣面積 Ai。3. 3 軟件運行結果圖5 和圖6 分別為超聲速單錐和雙錐進氣道設計結果。圖 5 超聲速 單錐進氣道設計結果圖 6 超聲速 雙錐進氣道設計結果4 算例分析與結論空氣進氣流量為 5. 0 kg/ s, 中心錐錐半角 s=10° , 第二錐偏轉半角 s2= 9° , 已知參數(shù)默認為地面大氣, 比熱比 = , 來流馬赫

9、數(shù) M = 時, 本程 序設計的雙錐進氣道和中心錐錐半角 = 3° 的單錐進氣道其參數(shù)如下表表 和表 分別為超聲速雙錐進氣道和單錐進氣道設計參數(shù)表表 4. 1 雙錐進氣道設計參數(shù)表設計參數(shù) 設計結果中心錐錐半角(° ) 10第二中心錐錐半角(° ) 9唇口半角 (° ) 39. 3139總壓恢復系數(shù) 0. 975815設計進氣流量 (kg/ s) 5唇口直徑 (mm) 90. 495中心錐唇口直徑

10、(mm) 27. 8995中心錐唇口長度(mm) 55. 2543第一中心錐直徑 (mm) 10. 6548第一中心錐唇口長度 (mm) 30. 2133唇口截面積 (mm2 ) 5820. 565進氣面積 (mm2) 3826. 2299表 4. 2 單錐進氣道設計參數(shù)表設計參數(shù) 設計結果中心錐錐半角(° ) 13唇口半角 (° ) 42. 775總壓恢復系數(shù) 0. 9679635設計進氣流量 (kg/ s) 5唇

11、口直徑 (mm) 76. 8985中心錐唇口直徑(mm) 19. 1887中心錐唇口長度(mm) 41. 5578唇口截面積 (mm2 ) 4355. 1675進氣面積 (mm2) 4243. 5448圖7 和圖8 分別為采用13° 錐角的單錐進氣道、兩錐角分別為 10° 和 9° 的雙錐進氣道在不同飛行馬赫數(shù)下所獲得壓力恢復系數(shù)以及在相同進氣條件下的唇口進氣面積與來流馬赫數(shù)關系。圖 7 錐形進氣道總壓恢復