隨著飛行馬赫數(shù)的不斷提升，常規(guī)不可調(diào)進氣道已無法滿足高超聲速飛行器寬廣的飛行范圍需求。以日漸成熟的TBCC（渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機）技術為例（如圖1所示），TBCC作為動力的飛行器在低馬赫數(shù)加速過程時，依賴渦輪發(fā)動機作為動力輸出，需要較大流量；達到一定馬赫數(shù)以后（接近M4），則會轉換為沖壓發(fā)動機工作模態(tài)，隨著速度增加，流量需求隨之下降，發(fā)動機對總壓性能則更為依賴。簡而言之，在低速加速至高速過程中，TBCC對空氣需求在不斷變化，因此要求進氣道形狀必須可調(diào)。

圖1  渦輪/沖壓組合循環(huán)發(fā)動機（TBCC）-來自網(wǎng)絡

本次分享針對結構相對簡單可靠的TBCC二元可調(diào)進氣道進行CAESES建模優(yōu)化仿真，其中涉及CAESES參數(shù)化建模、網(wǎng)格劃分、CFD計算調(diào)試、軟件鏈接優(yōu)化仿真四大步驟，希望本人的淺析能為大家在應用仿真方面帶來幫助。

一、CAESES建模

本次二元可調(diào)進氣道方案建模本身難度不高，主要涉及了一些氣動方面設計，比如平面激波角和馬赫數(shù)之間的換算、不同楔板之間的角度關系等。無粘方案設計原理如圖2所示，CAESES三維模型如圖3所示，其特點如下：

（a） 設計來流馬赫數(shù)不變，固定M3.4；

（b） 不考慮側滑角因素，采用對稱半模型；

（c） 三級可調(diào)楔板，第2、3級可調(diào)（總楔角保持不變），調(diào)節(jié)過程中楔板平面激波始終交匯于唇口點；

（d） 唇口激波強度和喉道馬赫數(shù)給定，唇口傾角和喉道面積隨楔板角度變化；

（e） 本次優(yōu)化參數(shù)選擇了“第2級楔板角度” 和“唇口內(nèi)傾角”；

（f） 發(fā)動機入口為亞聲速流動，擴壓器面積擴張比在2左右。

圖2 二元可調(diào)進氣道氣動原理圖（無粘）

圖3 二元可調(diào)進氣道三維模型

二、腳本文件錄制

為保證計算精度，本方案采用結構化網(wǎng)格，對所有壁面進行套殼加密處理。此步驟可采用通用生成網(wǎng)格工具如ICEM—CFD生成網(wǎng)格。

計算可采用通用CFD軟件進行數(shù)值仿真，設定過程可錄制全部過程。

圖4  二元可調(diào)進氣道網(wǎng)格示意圖

三、軟件鏈接優(yōu)化仿真

參數(shù)化建模、網(wǎng)格生成、計算調(diào)試分別生成了“tin”數(shù)模、網(wǎng)格腳本和計算腳本等文件，以上均為軟件鏈接準備工作，整個仿真優(yōu)化流程如圖5所示。使用CAESES強大的外部軟件鏈接功能，即可將通過輸入/輸出文件將三部分的仿真軟件進行串聯(lián)（如圖6所示）。

圖5 優(yōu)化仿真流程

圖6 優(yōu)化仿真軟件鏈接

CAESES包含許多優(yōu)化算法，本輪方案采用Sobol算法對兩個自變量參數(shù)進行明暗度分析，初步擬定了20套模型進行優(yōu)化對比（如圖7所示）。通過仿真結果排序，優(yōu)化效果較為明顯，喉道總壓恢復系數(shù)由初始方案的0.794提升至0.844，提升了6%，出口總壓恢復系數(shù)則提升了4%。

圖8-圖10為仿真結果及對比方案，由仿真結果可知，在楔板總傾角不變的條件下，內(nèi)唇口偏轉角對總壓性能表現(xiàn)出了良好的單調(diào)影響趨勢，為喉道總壓性能的主要影響因素。

通過本輪方案的優(yōu)化仿真，初步摸索了無粘條件M3.4下二元可調(diào)進氣道的角度參數(shù)對進氣道性能的影響，再次體現(xiàn)了CAESES軟件在仿真優(yōu)化方面的優(yōu)勢。在此基礎上，可通過來流條件變化、附面層吸除、粘性計算、擴壓器分流等方式，對二元可調(diào)進氣道進行下一步的仿真優(yōu)化，往工程設計靠攏。

圖7 仿真優(yōu)化數(shù)據(jù)

圖8 仿真流場圖（總壓恢復系數(shù)）

圖9 性能曲線圖

圖10 優(yōu)化方案對比