2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析

2024年3月12日发(作者：好奇心)

2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析

余天宁;吴虎

【摘 要】为了更好解决航空发动机进气道的设计和匹配问题,应用多目标遗传算法

进行2元超声速混压式进气道的优化设计.以流场数值计算结果为基础,分析了该进

气道在不同来流马赫数、背压条件下的工作状态和流场特性,并得出该不可调2元

超声速混压武进气道在不同来流马赫数下对流量系数φ的特性曲线图,将其特性数

据导入某型涡轮喷气发动机的总体计算程序中,完成了进-发匹配分析,同时给出了进

-发匹配规律.结果表明:不可调2元超声速混压式进气道在设计点具有较好的匹配

性能,但具有良好匹配特性的工作范围有限.

【期刊名称】《航空发动机》

【年(卷),期】2016(042)003

【总页数】5页(P43-47)

【关键词】超声速进气道;优化设计;进-发匹配;数值模拟;航空发动机

【作 者】余天宁;吴虎

【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安710114;西北工业大学动力与能

源学院,西安710114

【正文语种】中 文

【中图分类】V228.7

引用格式：余天宁，吴虎.2 元超声速混压式进气道的设计及近-发匹配分析[J].航空

发动机，2016,42（3）： Tianning,WU for two-

dimensional supersonic mixed compression inlet and analysis of inlet-

engine matching[J].Aeroengine,2016,42(3):43-47.

飞行来流马赫数Ma0>2.0的超声速飞行器一般采用混压式进气道的设计[1]，以

获得较满意的综合性能。应用多目标遗传算法对2元超声速混压式进气道进行优

化设计，所选定的优化目标是使进气道在设计马赫数Mad下能获得较高的总压恢

复系数和较低的阻力系数，同时还要保证在非设计状态的低Ma0条件下，在进气

道内部的斜板处不会发生脱体激波的现象[2]。目前，进气道设计研究主要建立在

空气动力学、计算流体力学和风洞试验的基础上。随着计算流体力学（CFD）的不

断发展，以及计算机性能的逐步增强，通过流场数值模拟计算得到的结果准确性不

断提高，更多地被应用到进气道设计及性能评估中。采用计算流体力学的方法得出

超声速进气道的性能数据，建立合理的数学模型，从而可以进一步从理论上研究进

-发匹配及其调节规律问题，是分析研究超声速进气道与航空发动机匹配的未来发

展方向[3]。

本文应用多目标遗传算法完成了进气道的优化设计工作；并以流场数值计算结果为

基础，分析了该进气道在不同条件下的工作状态和流场特性。

本文中的不可调2元超声速混压式进气道采用5波系设计，如图1所示。其中外

压段包括3道斜激波，内压段包括1道斜激波和1道结尾正激波。在Mad下，能

实现激波封口的效果，进气道外压缩面第3道斜板与进气道喉道之间采用平滑圆

弧过渡方式[4-5]。

采用的超声速进气道设计条件为飞行高度H= 20 km，Mad=3.0，质量流量

qm=59.023 kg/s，发动机进口截面面积A2=0.5229 m2，设计攻角α=0°。

2.1 遗传算法基本构成

遗传算法是1种随机化的搜索方法，主要包括以下几部分[6]：

（1）染色体编码方式。采用二进制的编码方式，其将个体表示为{0,1}的二进制串，

算法求解所需要的精度决定了串长的大小。

（2）个体适应度评价。

（3）遗传算子。基于随机遍历抽样法编写选择算子，以求最大程度地保持种群的

多样性，避免出现非成熟收敛的情况，提高程序寻找出最优解的能力。在二进制编

码方式下，采用单点交叉的交叉算子和基因编码0/1翻转的变异算子。

（4）遗传算法的运行参数。一般情况下，需设定种群规模、最大进化代数、交叉

概率、变异概率4个运行参数。

2.2 目标函数及优化参数

应用多目标遗传算法[7]对2元超声速混压式进气道进行优化，选择的优化参数为

4道斜激波的角度：β1、β2、β3、β4，选取范围为10°～60°。采用的多目标遗传

算法共有2个优化目标子函数，分别为总压恢复系数σ和阻力系数CD，最终优化

目标函数为

（1）总压恢复系数σ。对种群中每个个体的总压恢复系数的评价就是采用1维激

波理论求解气流通过激波系的总压恢复系数，并且把所求得的总压恢复系数作为子

目标函数值。

式中：σi为各道激波的总压恢复系数，包括4道斜激波和1道正激波。

（2）阻力系数CD。对于超声速飞行器而言，在某些情况下，飞行器总阻力中进

气道阻力的占比最高可达20%左右，所以在设计中需要尽可能降低进气道的阻力。

为简化计算过程，可将进气道外压段斜面上的气动载荷力在飞行器轴向方向上的分

量近似为进气道的阻力，则进气道阻力系数可定义为[8]

阻力系数简化计算模型如图2所示，在进行1维分析阻力系数时，其表达式可近

似写为

式中：p0为来流静压；pi(i=1～3)为进气道外压段上各道斜激波后的静压；

Hi(i=1~3)为各级斜板对应的轴向高度，由斜板角配置和几何条件确定。

2.3 遗传算法优化结果

通过改变σ和CD在优化目标函数中的权重系数，共得到21组设计参数，总压恢

复系数介于0.734～0.889之间，阻力系数介于0.108～0.533之间。CD随σ增

大而增大，同时在进气道斜板处发生激波脱体现象的临界来流马赫数降低。综合考

虑σ、CD和激波脱体临界来流马赫数Mac[9]，从多目标遗传算法得到的多组激

波系配置中选择出合适的2元混压式超声速进气道激波系配置参数如下：

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°。

设计点处进气道处于激波封口的临界状态，流量系数φ=A∞/Ac=1，则可得到进

气道捕获面积Ac= 0.7497 m2，取进气道前端长宽比为2∶1，可得进气道捕获截

面处Hi=0.612 m。在2维设计时，超声速进气道取等宽度设计，则喉道处

Hth=0.239 m，进气道出口处Ho=0.427 m。由于受机体结构的限制及雷达隐身

的需要，超声速进气道一般需要采用S型扩张段的设计。扩张段的偏心距

dy=0.22 m，长度L=2.1 m，采用前缓后急的中心线分布规律和前缓后急的面积

变化规律进行设计[10]，具有较好的性能。为使出口流场较为均匀，扩张段后接一

段直通道，其长度为0.5 m。

3.1 网格生成和边界条件

所进行的数值模拟基于FLUENT 6.0软件平台，其数值模拟计算方法建立在雷诺平

均N-S方程和用户指定的湍流模型的基础上[11]。这种计算方法具有能够提供较

精确流场数值解的特点，同时能够比较理想地模拟黏性流动以及在超声速流场中的

激波现象。本文利用Gambit软件，采用结构化网格划分方法，近壁区域网格加

密，其网格划分效果如图3所示[12-13]。

为了能够较好的计算进气道的非设计状态，进气道计算域的前伸段AB较长。计算

中所采用的边界条件是：AB、BC、CD、DE按压力远场边界条件计算，FG按压

力出口边界条件计算，其他均按壁面边界条件计算。

选用基于密度（Density-Bad）的基本求解器，其在求解属于强可压缩流动问题

的亚声速、高超声速等流场时具有更好的效果。湍流模型选用标准k-ε模型。由于

AUSM格式可对不连续的激波提供更高精度的分辨率，超声速进气道流场存在较

为复杂的激波分布，故选择AUSM的通量格式[14]。

3.2 不同Ma0下的数值模拟计算结果与分析

通过数值模拟计算，得到2元超声速混压式进气道在不同Ma0下的性能和流场特

征。不同Ma0条件下的Ma分布等值线如图4所示。

进气道性能随Ma0变化曲线如图5所示。从图中可见，所设计的超声速进气道随

着Ma0的增大，总压恢复系数σ不断减小；流量系数φ随之增大，在设计马赫

数处基本达到接近1的最大值；CD在不断减小。

通过对流场的分析可得：当Ma0=2.4时，此时Ma0低于激波系优化设计中得出

的Mac，在数值模拟结果中，可以看到在进气道第4道斜板处出现了1道脱体激

波，此时进气道附加阻力较大。当Ma0=2.6、2.8时，脱体激波的现象消失，但

是此时在进气道的外压缩面，斜激波没有封口，这样仍存在附加阻力，不过与

Ma0=2.4时相比其附加阻力要小得多。来流达到Ma0=Mad=3.0时，外压缩面

的3道斜激波基本相交在唇口处，但激波仍未能封口，这是由于斜板上附面层的

存在使得气流转折角增大，从而使激波角增大。随着Ma0增大，外压缩面的激波

将逐渐封口。在Ma0=3.2时，外压缩面的3道斜激波已经交到了进气道唇口以内，

进气道内部出现较强烈的激波反射现象。激波系结尾的正激波发生较明显变形，这

是由于受到了反射斜激波的影响而导致的。

3.3 不同背压条件数值模拟计算结果与分析

超声速进气道的特性曲线可以较为方便地绘制为σ、CD和φ的关系曲线的形式。

此处应当注意，对于混压式及内压式的超声速进气道，从超临界区过渡到亚临界区

时，其特性曲线是不连续的，这时进气道的σ及φ都会发生突变[15]。

为得到该特性线，采用改变超声速进气道背压的方式，得到具有S型扩张段的2

元超声速混压式进气道在Ma0=3.0时，处于不同背压条件下的性能和流场特征。

背压为70、120k Pa条件下的Ma分布等值线如图6所示。

对应设计点马赫数Mad下，在以上所设的背压条件下，进气道均工作于临界状态

及超临界状态，其CD基本不变。由于2元超声速混压式进气道在背压过高或过

低的情况下，有可能很快进入喘振或痒振状态，对于混压式进气道，无法得到其发

生喘振的亚临界工作区域和发生痒振的深度超临界工作区域的连续特性线。进气道

性能随进气道背压条件变化曲线如图7所示。

通过对流场的分析可得：随着进气道背压的变化，激波系中的结尾正激波在喉道及

扩张段前后移动。由激波理论可知，正激波仅能稳定在进气道的喉道及扩张段，不

可能稳定在进气道的收敛段。以进气道背压为108 kPa的设计状态下的流场作为

参考，当背压降低后，结尾正激波的位置沿气流方向向下游移动，同时总压恢复系

数减小，出口流场的畸变增大。当进气道背压降低至70 kPa后，继续降低背压，

进气道内部会出现较为严重的痒振现象，此时无法得到定常解。当背压在108

kPa的基础上提高时，结尾正激波的位置向气流上游移动，此时进气道的总压恢复

系数有所增大，但进气道稳定裕度降低。当进气道背压提高到120 kPa后，如继

续提高背压，正激波向上游移动，与内压段的最后1道斜激波相交，形成1道较

强的激波。由于激波无法稳定在收敛段，因此随即被推出进气道，在进气道外发生

较严重的脱体现象，此时超声速混压式进气道有可能很快进入喘振状态。

4.1 进气道与发动机的共同工作原理

进气道与发动机的共同工作条件为流量的平衡关系。由于所设计的混压式进气道无

放气流量，则流量平衡的表达式为

对于进气道，可将式（5）改写为关于进气道σ的表达式

式（6）即为进气道与发动机的共同工作方程，其主要考虑发动机与进气道的流量

匹配问题。q(λ0)可通过式（8）由Ma0确定

q(λ2)为发动机进口处的流量函数，由飞行器的飞行条件和发动机工作状态决定。

在实际应用中，其主要由发动机在非设计点的涡轮-压气机部件的共同工作条件计

算求得。

于是在给定的飞行条件和发动机工作状态下，式（6）可改写为

式中：，为常数。

式（9）表明，在给定的飞行条件和发动机工作状态下，进气道σ与φ成正比关系，

从而可以将其表达在进气道对φ的特性曲线上，从得到进-发匹配的共同工作点。

4.2 进气道与发动机匹配分析

调用某型发动机总体计算程序，导入进气道特性数据，发动机采用涡轮前最大温度

保持不变的调节规律，得到2元超声速混压式进气道与发动机的匹配特性，如图8

所示。

图中红色虚线与进气道在Ma0=2.6、2.8、3.0的工作状态下的特性线的交点a、

b、c即为发动机与进气道的匹配点。图中短划线与Ma0=3.0（即设计点马赫数）

的进气道特性曲线的交点a便是其在设计工况下的匹配点。在进气道的设计Ma0

和发动机最大工作状态下，共同工作点位于进气道特性线的临界点附近。因为这样

能使进气道的总压恢复系数较大，同时外阻力系数较小。对几何不可调的进气道，

当Ma0变化时，同样也会使进气道与发动机的共同工作点偏离最佳的匹配点（即

该马赫数下进气道特性的临界点）[8]。

例如，当Ma0＜Mad时，共同工作点如图中b、c2点所示，其原因是当Ma0减

小时，进口截面的流量函数q(λ0)增大；同时由于Ma0减小，发动机进口总温减

小，而换算转速n1cor增大，发动机部件的共同工作线上移，所以发动机进口的

速度增大，与换算流量成正比的q(λ2)也增大。式（9）中常数C的值是增大还是

减小取决于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）所表示的直线斜率增大。另一方面，当Ma0减

小时，进气道的节流特性曲线向左上方移动。最终的结果是Ma0减小，进气道趋

于超临界工作状态。

由上述分析可见，所设计的几何不可调进气道只能保证其在某1种飞行条件及发

动机工作状态组合（即进气道设计点）下具有最佳的匹配特性。当其偏离设计状态

时，则匹配点处于亚临界状态或超临界状态。为使进气道在非设计状态下也具有较

好的性能，至少能够保证进气道及发动机稳定工作，超声速进气道应该设计成几何

可调节的结构。

本文提出了应用多目标遗传算法对进气道进行优化设计的方法，并选取出了最优的

激波系设计方案。通过数值模拟技术，对设计的进气道流场及性能进行分析，结果

表明超声速混压式进气道通常工作在临界及超临界状态，其亚临界状态下的特性曲

线不连续，σ和φ会发生突变。通过对该进气道的进-发匹配规律分析，几何不可

调的进气道在设计点具有较好的匹配性能，但具有良好匹配特性的工作范围有限，

为扩大工作范围，需设计为几何可调的结构。关于进-发匹配与更多来流条件（如

攻角、侧滑角等）的变化关系，有待进一步深入研究。

【相关文献】

[1]廉筱纯,吴虎.航空发动机原理[M].西安：西北工业大学出版社，2005：27-62. LIAN Xiaochun，

W U gine principle[M].Xi’an：Northwestern Polytechnical University Press，

2005：27-62.（in Chine）

[2]赵鹤书，潘杰元.飞机进气道气动原理[M].北京：国防工业出版社，1989：89-142 ZHAO

Heshu，PAN namics principle of intake[M].Bei-jing：National Defen

Industry Press，1989：89-142.（in Chine)

[3]时瑞军，卢贤锋，樊思齐.超音速进气道建模方法研究[J].航空动力学报，2004，19（4）：466-

471. SHI Ruijun，LU Xianfeng，FAN igation of supersonic inlet mathematical

model with attack angle [J].Journal of Aerospace Power，2004，19（4）：466-471（.in

Chine)

[4]陈兵，徐旭，王元光，等.定几何混压式轴对称超声速进气道设计及性能计算[J].航空动力学报，

2005，20（3）：373-379. CHEN Bing，XU Xu，W ANG Yuanguang，et and

performance calculation of the mixed-compression fixed-geometry axisymmetric

supersonic inlets[J].Journal of Aerospace Power，2005，20（3）：373-379. （in Chine)

[5]李淑艳.高超声速进气道设计及性能研究[D].西安：西北工业大学，2006. LI design

and performance study of hypersonic inlet[D]. Xi’an：Northwestern Polytechnical

University，2006（.in Chine)

[6]王小平，曹立明.遗传算法——理论、应用与软件实现[M].西安：西安交通大学出版社，2002：

18-50. W ANG Xiaoping，CAO principle，application and software of Genetic

Algorithm [M]. Xi’an：Xi’an Jiaotong University Press，2002：18-50.（in Chine)

[7]胡贵强.多目标优化的遗传算法及其实现[J].重庆文理学院学报，2008，27（5）：12-15. HU

rearch and implementation of Genetic Algorithm for multi-objective

optimization [J].Journal of Chongqing University of Arts and Sciences，2008，27（5）：

12-15.（in Chine)

[8]张永刚，董金钟.多目标遗传算法在超音速进气道优化设计中的应用[C]//中国航空学会第六届动

力年会论文集（上）.南京：中国航空学会，2006：38-43. ZHANG Yonggang，DONG

application of Genetic Algo-rithm for multi-objective in optimization design

of supersonic inlet[C ]// Proceeding of Sixth Chine Society of Aeronautics and

Astronautics Power g：Chine Society of Aeronautics and Astro-

nautics，2006：38-43.（in Chine)

[9]韩文俊，吴虎，郭莹.基于遗传算法的超声速二维进气道优化设计[J].科学技术与工程，2009，9

（4）：943-949. HAN W enjun，W U Hu，GUO zation design of two dimen-

sional supersonic inlet bad on Genetic Algorithms[J].Science Tech-nology and

Engineering，2009，9（4）：943-949.（in Chine)

[10]Lee C，Boekicker ic diffur design and performance for ad-vanced fighter

aircraft[R].AIAA-85-3073.

[11]唐家鹏.FLUENT 14.0超级学习手册[M].北京：人民邮电出版社，2013：180-209. TANG

study guide of FLUENT14.0 [M].Beijing：Posts and Telecom Press，2013：

180-209.（in Chine)

[12]韩文俊.固冲发动机超声速进气道优化设计及性能研究[D].西安：西北工业大学，2009. HAN

W and performance study of supersonic inletof solid rocket ramjet[D].Xi’an：

Northwestern Polytechnical University，2009.（in Chine)

[13]Slater J W .Verification asssment of flow boundary conditions for CFD analysis of

supersonic inlet flows[R].AIAA-2001-3882.

[14]张永芝，李卓，李海龙.超声速进气道流场三维数值模拟[J].火箭推进，2008，34（3）：27-

30. ZHANG Yongzhi，LI Zhuo，LI Hailong. Three dimension numerical simulation of the

supersonic inlet flow field [J].Journal of Rocket Propulsion，2008，34（3）：27-30（in

Chine)

[15]Ю.H.聂加耶夫，P.M.费多洛夫.航空燃气涡轮发动机原理[M].姜树明译.北京：国防工业出版社，

1984：280-326. Нечаев Ю Н，Фецоров Р М. Gas turbine engines principle[M]. JIANG

Shuming，g：National Defen Industry Press，1984：280-326.（in

Chine)