随着飞行马赫数的不断提升，常规不可调进气道已无法满足高超声速飞行器宽广的飞行范围需求。以日渐成熟的TBCC（涡轮基组合循环发动机）技术为例（如图1所示），TBCC作为动力的飞行器在低马赫数加速过程时，依赖涡轮发动机作为动力输出，需要较大流量；达到一定马赫数以后（接近M4），则会转换为冲压发动机工作模态，随着速度增加，流量需求随之下降，发动机对总压性能则更为依赖。简而言之，在低速加速至高速过程中，TBCC对空气需求在不断变化，因此要求进气道形状必须可调。

*图1  涡轮/冲压组合循环发动机（TBCC）-来自网络

本次分享针对结构相对简单可靠的TBCC二元可调进气道进行CAESES建模优化仿真，其中涉及CAESES参数化建模、网格划分、CFD计算调试、软件链接优化仿真四大步骤，希望本人的浅析能为大家在应用仿真方面带来帮助。

一、CAESES建模

本次二元可调进气道方案建模本身难度不高，主要涉及了一些气动方面设计，比如平面激波角和马赫数之间的换算、不同楔板之间的角度关系等。无粘方案设计原理如图2所示，CAESES三维模型如图3所示，其特点如下：

（a） 设计来流马赫数不变，固定M3.4；

（b） 不考虑侧滑角因素，采用对称半模型；

（c） 三级可调楔板，第2、3级可调（总楔角保持不变），调节过程中楔板平面激波始终交汇于唇口点；

（d） 唇口激波强度和喉道马赫数给定，唇口倾角和喉道面积随楔板角度变化；

（e） 本次优化参数选择了“第2级楔板角度” 和“唇口内倾角”；

（f） 发动机入口为亚声速流动，扩压器面积扩张比在2左右。

*图2 二元可调进气道气动原理图（无粘）

*图3 二元可调进气道三维模型

二、脚本文件录制

为保证计算精度，本方案采用结构化网格，对所有壁面进行套壳加密处理。此步骤可采用通用生成网格工具如ICEM—CFD生成网格。

计算可采用通用CFD软件进行数值仿真，设定过程可录制全部过程。

*图4  二元可调进气道网格示意图

三、软件链接优化仿真

参数化建模、网格生成、计算调试分别生成了“tin”数模、网格脚本和计算脚本等文件，以上均为软件链接准备工作，整个仿真优化流程如图5所示。使用CAESES强大的外部软件链接功能，即可将通过输入/输出文件将三部分的仿真软件进行串联（如图6所示）。

*图5 优化仿真流程

*图6 优化仿真软件链接

CAESES包含许多优化算法，本轮方案采用Sobol算法对两个自变量参数进行明暗度分析，初步拟定了20套模型进行优化对比（如图7所示）。通过仿真结果排序，优化效果较为明显，喉道总压恢复系数由初始方案的0.794提升至0.844，提升了6%，出口总压恢复系数则提升了4%。

图8-图10为仿真结果及对比方案，由仿真结果可知，在楔板总倾角不变的条件下，内唇口偏转角对总压性能表现出了良好的单调影响趋势，为喉道总压性能的主要影响因素。

通过本轮方案的优化仿真，初步摸索了无粘条件M3.4下二元可调进气道的角度参数对进气道性能的影响，再次体现了CAESES软件在仿真优化方面的优势。在此基础上，可通过来流条件变化、附面层吸除、粘性计算、扩压器分流等方式，对二元可调进气道进行下一步的仿真优化，往工程设计靠拢。

*图7 仿真优化数据

*图8 仿真流场图（总压恢复系数）

*图9 性能曲线图

*图10 优化方案对比