超聲速錐形進(jìn)氣道設(shè)計(jì)計(jì)算程序開發(fā)研究

1、超 聲 速 錐 形 進(jìn) 氣 道 設(shè) 計(jì) 計(jì) 算 程 序 開 發(fā) 研 究許邵杰 鞠玉濤(南京理工大學(xué)機(jī)械 工程學(xué)院, 南京, 210094)摘要: 本文通過進(jìn)氣道理論研究, 建立了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)超 聲速錐形進(jìn)氣道模型, 開發(fā)了單錐 與雙錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì) 計(jì)算程序。利用該程序計(jì)算了進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)參數(shù), 并分析了進(jìn)氣道的性能參數(shù)的變化。關(guān)鍵詞: 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī); 進(jìn)氣道; 結(jié)構(gòu)參數(shù); 性能參數(shù)引 言進(jìn)氣道是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)能轉(zhuǎn)化為勢能, 并為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供所需要的空氣流量。 錐形超聲速進(jìn)氣道利用錐形激波(斜激波)的壓縮特性實(shí)現(xiàn)超聲速流動(dòng)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(gè)數(shù), 又可劃分為單錐和多錐進(jìn)氣道。本文根據(jù)文獻(xiàn)[1- 3]中的理論設(shè)計(jì)方法, 建立了單錐和雙錐進(jìn)氣道模型, 并用 VB 語言編寫了通用計(jì)算程序。 利用該程序既可以進(jìn)行超聲速錐形進(jìn)氣道的理論設(shè)計(jì), 同時(shí)又可以對(duì)進(jìn)氣道的性能參數(shù)進(jìn)行分析

3、研究。1 模型與理論本文所針對(duì)的超音速進(jìn)氣道是外壓式錐形激波進(jìn)氣道, 是在一個(gè)高效率的亞音速內(nèi)壓式擴(kuò)壓器中放置了一個(gè)具有一個(gè)或多個(gè)錐角的圓錐形中心體, 整個(gè)系統(tǒng)是軸對(duì)稱的, 如圖1 所示。 圓錐的頭部伸到亞音速擴(kuò)壓器的進(jìn)口截面之外的自由流空氣中。當(dāng)超音速流遇到第一個(gè)圓錐時(shí), 就產(chǎn)生了第一道錐形激波, 遇到第二個(gè)圓錐時(shí), 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(gè)環(huán)形開口進(jìn)入 亞音速內(nèi)壓式擴(kuò)壓器, 這個(gè)環(huán)

4、形開口是由中心體表面和亞音速擴(kuò)壓器的殼體所形成的。理論上, 在亞音速擴(kuò)壓器的進(jìn)口前緣處形成一道弱的正激波, 使空氣以亞音速進(jìn)入擴(kuò)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(dòng)方向, 所以弱正激波是垂直于亞音速擴(kuò)壓器進(jìn)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(dòng)面積小于進(jìn)氣口面積, 錐形激波所產(chǎn)生的外部壓 縮過程是強(qiáng)壓縮過程, 空氣在進(jìn)入亞音速擴(kuò)壓器之前就在外部實(shí)現(xiàn)了超音速擴(kuò)壓過程。圖 1 超聲速錐形進(jìn)氣道示

5、 意圖2 計(jì)算與求解根據(jù)已經(jīng)建立的進(jìn)氣道模型, 利用文獻(xiàn)[1]和[ 2]中的激波理論的知識(shí), 可以根據(jù)給定參數(shù), 進(jìn)行進(jìn)氣道參數(shù)的計(jì)算與設(shè)計(jì)。 本文的進(jìn)氣道理論設(shè)計(jì)主要考慮設(shè)計(jì)狀態(tài)(即斜激波與唇口相交、 正激波位于唇口) 下進(jìn)氣道設(shè)計(jì)計(jì)算, 包括激波計(jì)算、 幾何關(guān)系、 由流量大小確定進(jìn)氣道面積、 喉道設(shè)計(jì)四個(gè)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(jìn)氣面積為

6、Ai。雙錐進(jìn)氣道由兩個(gè)流動(dòng)偏轉(zhuǎn)角產(chǎn)生兩道斜激波交于唇口處, 總壓恢復(fù)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(jì)算過程與單錐類似, 以下計(jì)算以單錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì)為例。圖 單錐進(jìn)氣道示意圖江 蘇 航 空 2010 增刊23. 2 軟件計(jì)算步驟(以單錐進(jìn)氣道為例)Step1: 輸入給定參數(shù)(默認(rèn)為地面大氣)。 空氣進(jìn)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(jì)算出第一道斜激波波角 。Step3: 公式( 2)計(jì)算出總壓恢復(fù)系數(shù) , 根據(jù)公式(3)計(jì)算出密流 c, 根據(jù)公式( 6)計(jì)算出直徑比i。Step4: 根據(jù)公式(9)計(jì)算出中心錐唇口直徑d。Step5: 根據(jù)公式(10)計(jì)算出唇口直徑 D, 根據(jù)公式(4)計(jì)算出中心錐唇口長度 Ls, 根據(jù)公式(7)計(jì)算出唇口截面積 A1 和進(jìn)氣面積Ai。Step6: 輸出全部設(shè)計(jì)參數(shù)。 唇口半角為第一道斜激波波角 , 總

8、壓恢復(fù)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(jìn)氣面積 Ai。3. 3 軟件運(yùn)行結(jié)果圖5 和圖6 分別為超聲速單錐和雙錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì)結(jié)果。圖 5 超聲速 單錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì)結(jié)果圖 6 超聲速 雙錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì)結(jié)果4 算例分析與結(jié)論空氣進(jìn)氣流量為 5. 0 kg/ s, 中心錐錐半角 s=10° , 第二錐偏轉(zhuǎn)半角 s2= 9° , 已知參數(shù)默認(rèn)為地面大氣, 比熱比 = , 來流馬赫

9、數(shù) M = 時(shí), 本程 序設(shè)計(jì)的雙錐進(jìn)氣道和中心錐錐半角 = 3° 的單錐進(jìn)氣道其參數(shù)如下表表 和表 分別為超聲速雙錐進(jìn)氣道和單錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì)參數(shù)表表 4. 1 雙錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì)參數(shù)表設(shè)計(jì)參數(shù) 設(shè)計(jì)結(jié)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(fù)系數(shù) 0. 975815設(shè)計(jì)進(jìn)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(jìn)氣面積 (mm2) 3826. 2299表 4. 2 單錐進(jìn)氣道設(shè)計(jì)參數(shù)表設(shè)計(jì)參數(shù) 設(shè)計(jì)結(jié)果中心錐錐半角(° ) 13唇口半角 (° ) 42. 775總壓恢復(fù)系數(shù) 0. 9679635設(shè)計(jì)進(jìn)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(jìn)氣面積 (mm2) 4243. 5448圖7 和圖8 分別為采用13° 錐角的單錐進(jìn)氣道、兩錐角分別為 10° 和 9° 的雙錐進(jìn)氣道在不同飛行馬赫數(shù)下所獲得壓力恢復(fù)系數(shù)以及在相同進(jìn)氣條件下的唇口進(jìn)氣面積與來流馬赫數(shù)關(guān)系。圖 7 錐形進(jìn)氣道總壓恢復(fù)