張堃元

南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室， 南京 210016

基于彎曲激波壓縮系統(tǒng)的高超聲速進氣道反設計研究進展

張堃元*

南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室， 南京 210016

總結了近十年來彎曲激波壓縮研究的主要成果。提出了彎曲激波壓縮系統(tǒng)的新概念，即利用特殊設計的楔形彎曲壓縮面或空間彎曲壓縮面，產(chǎn)生一系列與前緣弱激波相互交匯或疊加的壓縮波系，從而使前緣激波彎曲，形成特殊的彎曲激波，它與波后的等熵壓縮波來共同完成對氣流的壓縮。在此基礎上,實現(xiàn)了由給定出口氣動參數(shù)的超聲速內流道反設計，實現(xiàn)了由給定壓縮面壓力分布和給定壓縮面馬赫數(shù)分布要求的型面反設計，實現(xiàn)了由給定激波波面的壓縮型面反設計。研究證明，彎曲壓縮面-彎曲激波壓縮系統(tǒng)具有良好的綜合氣動性能，為高性能高超聲速進氣系統(tǒng)的氣動設計提供了一種全新的設計方法。

高超聲速進氣道； 反設計； 彎曲激波壓縮系統(tǒng)； 彎曲壓縮面； 風洞試驗； 變幾何進氣道

采用吸氣式推進系統(tǒng)的高超聲速飛行器，高速氣流首先在進氣道內被預設的壓縮面所壓縮，給下游的燃燒室提供所需要的流量和流場。作為推進系統(tǒng)熱力循環(huán)的第一步，進氣氣流的壓縮過程是關鍵之一。目前世界各國研究較多的超燃沖壓發(fā)動機進氣系統(tǒng)大致可以分為4大類：二維平面壓縮進氣系統(tǒng)、二維軸對稱壓縮進氣系統(tǒng)[1-2]、帶頂壓的三維側壓式進氣系統(tǒng)[3]和各種三維內收縮進氣系統(tǒng)[4-6]。這4種進氣壓縮方式各有特點，氣動外形差別甚大，但它們的共同特點都是利用各種壓縮面產(chǎn)生的壓縮波和激波對氣流進行壓縮。合理、巧妙、高效率地組織激波或者壓縮波來壓縮氣流是壓縮系統(tǒng)的首要設計任務。

近年來，高超聲速進氣道的研究進展迅速。為滿足高超聲速推進技術，特別是超燃沖壓發(fā)動機的具體性能需求而進行的研究已經(jīng)取得了顯著成績，已經(jīng)發(fā)展出一些性能良好的實用型高超進氣道；與此相適應的一些高超進氣道流動機理的先期研究也獲得了長足的發(fā)展。高超聲速推進技術特別是超燃沖壓發(fā)動機技術的快速發(fā)展，對進氣系統(tǒng)的設計和性能提出了一系列挑戰(zhàn)性的問題：例如進氣道與燃燒室的一體化設計問題、進氣道與飛行器前體的一體化設計問題、壓縮面附面層分離和流態(tài)的控制問題、進氣道的減阻問題、寬馬赫數(shù)范圍進氣道的設計問題、縮短進氣道長度的問題以及與氣動熱相關的一些問題等，這些新的設計要求或設計理念正在對進氣道研究者提出新的挑戰(zhàn)，例如：

設計理念1 有沒有可能由燃燒室入口流場的需求來反設計進氣壓縮系統(tǒng)。

設計理念2 如何組織壓縮面升壓規(guī)律或減速規(guī)律使控制壓力梯度或速度梯度分布更為合理。

設計理念3 如何在保證氣動性能前提下，有效地降低進氣系統(tǒng)的阻力。

設計理念4 在前體-進氣道一體化設計的前提下，如何在非均勻來流下設計高超聲速進氣壓縮系統(tǒng)。

設計理念5 隨著馬赫數(shù)的增加，進氣壓縮面長度迅速增加，如何有效地縮短進氣道壓縮面長度。

設計理念6 在寬馬赫數(shù)工作范圍，如何科學地組織壓縮波系以使非設計點激波形態(tài)可控。

設計理念7 在飛行條件下，如何有效地控制壓縮面的附面層流態(tài)。

設計理念8 如何考慮氣動熱對進氣道設計的影響。

……

面對這些新的挑戰(zhàn)，應該如何應對？回顧目前傳統(tǒng)的進氣道設計理念，基本上仍是遵循20世紀40年代提出的經(jīng)典Oswatitsch配波理論[7]和等熵壓縮理論[2]，然后參照多年積累的研究經(jīng)驗和工程經(jīng)驗加以改進。這種設計體系本質上屬于“正向”設計，即首先根據(jù)上述理論或設計經(jīng)驗勾畫出進氣系統(tǒng)的初始幾何流道，然后采用數(shù)值模擬的方法計算進氣系統(tǒng)的內外流場和總體性能并與預定目標對比，隨之可采用優(yōu)化設計方法修改進氣系統(tǒng)流道設計并重復以上過程，直至獲得滿意的數(shù)值計算結果并進行風洞試驗校核和飛行試驗驗證。但是這種傳統(tǒng)的“正向”設計方法已難以綜合性地解決上述復雜的挑戰(zhàn)性問題和新的設計理念。因此突破傳統(tǒng)的設計方法，探索全新的壓縮系統(tǒng)設計概念是十分必要的。

經(jīng)過本課題組十余年的探索，發(fā)現(xiàn)彎曲激波壓縮系統(tǒng)，包括特殊設計的彎曲壓縮面、內凹彎曲激波、壓縮面與激波之間的等熵壓縮流場，能較好地融合上述一系列新的設計理念。以此為基礎，創(chuàng)新性地提出并逐漸形成了一種全新的超聲/高超聲速進氣道反設計方法，即：從進氣道出口截面的氣動參數(shù)要求出發(fā)或者從壓縮面的氣動參數(shù)合理布局出發(fā)設計整個或部分的進氣壓縮流道。這種逆流向的反設計完全基于下游燃燒室氣動參數(shù)的需求來完成壓縮通道的設計；這種反設計還包括給定壓縮面的增壓規(guī)律、給定壓縮面的減速規(guī)律或者給定彎曲激波的形態(tài)來完成壓縮壁面及其整個壓縮流場的設計，試圖用全新的方法探索高效、低阻的高超聲速進氣道設計方法。

研究表明，超聲/高超聲速進氣道的反設計與彎曲激波壓縮系統(tǒng)(包括彎曲壓縮面、彎曲激波及二者之間的壓縮流場)密切相關。構建完整的彎曲激波壓縮系統(tǒng)是進氣道反設計的基礎。因此，本文將首先討論在超聲/高超聲速進氣道反設計中必須采用的彎曲激波壓縮系統(tǒng)的一般概念和設計方法，然后在典型的超燃沖壓發(fā)動機工作環(huán)境下，深入研究超聲/高超聲速氣流通道的逆流向設計、基于氣動參數(shù)的反設計以及新型變幾何設計等關鍵問題，力圖以發(fā)動機總體性能要求為牽引，為超燃沖壓發(fā)動機提供性能優(yōu)良的新概念進氣系統(tǒng)。

1 彎曲激波壓縮系統(tǒng)

實現(xiàn)高超聲速進氣道反設計的基礎是彎曲激波壓縮系統(tǒng)，其核心是產(chǎn)生彎曲激波的彎曲壓縮面，如圖1和圖2所示。在超聲速氣流中，一個特殊設計的內凹彎曲壓縮面前緣產(chǎn)生一道較弱的斜激波，之后彎曲壓縮面產(chǎn)生一系列等熵壓縮波并依次與前緣斜激波相交，使激波逐漸增強，激波角也隨之加大，從而形成非常規(guī)的“內凹彎曲激波壓縮系統(tǒng)”，超聲速氣流的減速增壓經(jīng)由彎曲激波壓縮及波后的一系列等熵壓縮波壓縮共同完成。這種新型的壓縮方式與通常的二維多級平面斜激波壓縮不同，在通常的二維平面斜楔壓縮中，氣流經(jīng)過激波壓縮后，后續(xù)楔面并不參與對氣流的壓縮，而在目前的彎曲激波壓縮中，壓縮面100%參與對氣流的壓縮；該方式也與常規(guī)的壓縮波匯聚于唇口的等熵壓縮不同，在彎曲激波壓縮系統(tǒng)中，后續(xù)的等熵壓縮波依次相匯聚，形成特殊的內凹彎曲激波，當然這種壓縮波匯聚的疏密程度完全可以根據(jù)具體的需求加以嚴格控制，以達到最有利的壓縮效果。這種壓縮方式也與目前國內外一些已經(jīng)廣泛研究的曲面壓縮進氣道，例如Busemann進氣道、內乘波進氣道等的概念不同。

圖1 彎曲激波壓縮系統(tǒng)的示意圖Fig.1 Schematic diagram of curved shock compression system

圖2 彎曲激波壓縮流場的紋影照片F(xiàn)ig. 2 Schlieren photograph of curved shock compression flow field

針對彎曲激波的形成條件，對彎曲壓縮面的構造方法進行了廣泛的探索。早期研究曾探索了基于壁面型線方程的設計方法[8-10]，例如根據(jù)給定的二次函數(shù)曲線、正弦函數(shù)曲線或壓縮角度變化規(guī)律等方法確定壓縮型面，通過數(shù)值計算和風洞試驗對其流場特征和壓縮性能進行了初步研究，其結果顯示出一些優(yōu)于常規(guī)壓縮之處[8-11]。之后在對彎曲激波壓縮流場特征及流動方程深入分析的基礎上，提出了沿壓縮面流向氣動參數(shù)(壓力、馬赫數(shù)等)可控[12]、出口氣流參數(shù)可控[13]或者激波形狀可控[14]的反設計方法。最近研究了對常規(guī)等熵壓縮面坐標變換形成彎曲型面的方法[15]。各種彎曲壓縮面設計方法為高性能壓縮系統(tǒng)的設計和研究提供了豐富有效的手段。

2 氣動反設計方法概述

2.1 反設計1：給定出口氣流參數(shù)分布的反設計

為了滿足超聲速燃燒室對進口氣流的要求，研究了在均勻或非均勻超聲速來流下，如何通過合理配置壓縮通道，實現(xiàn)預定的均勻或非均勻出口流場，即燃燒室進口流場。通過對歐拉流動方程以及超聲速流動邊界條件的分析，證明了等熵無黏超聲速流場中由下游流場確定上游流場是可行的[13]。

圖3為給定出口參數(shù)分布反設計壓縮通道的方法[13]。首先根據(jù)出口截面EF的參數(shù)分布和自由來流條件，沿各條流線設計出前緣彎曲激波BD，然后運用定常二維有旋特征線理論從BD出發(fā)反設計得到彎曲壓縮面BC；與此同時，由出口截面EF逆流向設計流區(qū)GEF，確保G點參數(shù)與彎曲激波D點波后參數(shù)相同，對GEF流場進行平移旋轉變換使BCD、EFG2塊不同流區(qū)的流場在D、G點鑲嵌在一起，完成“流場裝配”，如圖3(a)所示。然后，從CD特征線和GF特征線出發(fā)計算CD(G)FKC中間的區(qū)域。最后，從C點出發(fā)利用流線追蹤確定未知壁面CF，從而完成整個反設計過程，如圖3(b)所示。整個反設計的流程如圖3(c)所示。

圖3 給定出口參數(shù)分布反設計壓縮通道的方法Fig.3 Method of reverse designing compression flow path according to given outflow parameter distribution

圖4 給定出口馬赫數(shù)分布的反設計試驗研究Fig.4 Test investigation of reverse design according to given outflow Mach number ditribution

為了檢驗上述反設計方法的正確性，在給定自由來流馬赫數(shù)Ma0=6和出口中心線馬赫數(shù)在[3,4]之間線性分布的條件下，反設計了試驗模型，分別在設計點(Ma0=6)和非設計點(Ma0=5)進行了有黏數(shù)值模擬和風洞試驗，如圖4所示。圖中：y為出口中心線上垂直于流動方向的坐標，以通道高度H無量綱化。紋影照片中明顯可見形成的彎曲激波，試驗結果與預定目標值以及有黏數(shù)值模擬結果高度吻合，證明了該反設計方法的正確性[13]。

為了滿足實際發(fā)動機進氣道在飛行器上安裝布局的要求，基于以上思想繼續(xù)發(fā)展出了雙彎曲激波壓縮的反設計[16]，使進氣道能夠控制出口截面流動角度以實現(xiàn)水平出流。圖5為雙彎曲激波實現(xiàn)均勻出流的反設計試驗研究[16]，結果表明，這種雙彎曲激波設計實現(xiàn)了3個預定目標：出口流場基本均勻、出口流向趨于水平以及同樣的壓縮量下總壓損失要小于單激波設計。研究還發(fā)現(xiàn)，這種彎曲激波壓縮方式對非均勻超聲速來流(例如高超聲速飛行器前體附面層來流)具有一定的“校正”能力。

圖5 雙彎曲激波實現(xiàn)均勻出流的反設計試驗研究Fig. 5 Test investigation of reverse design achieving uniform outflow using double curved shock waves

為了進一步提高壓縮效率，滿足高性能進氣道的要求，繼續(xù)研究了實現(xiàn)給定出流參數(shù)的3道彎曲激波壓縮通道反設計，研究工作也獲得初步的成功[17]。圖6為3道彎曲激波實現(xiàn)均勻出流的反設計。

以上研究還局限在二維壓縮通道的反設計，為了將這種反設計概念拓展到三維壓縮流道，利用二維切片疊加的技術將以上二維情況的反設計方法擴展到三維，由此建立了給定出口馬赫數(shù)空間分布反設計三維內流道的初步方法[16]。作為算例，給定出口流場馬赫數(shù)沿y方向、z方向均為線性分布，進行三維壓縮通道的反設計，如圖7所示，圖7(b)為不同切片位置有黏計算的出口流場馬赫數(shù)分布，其中z為沿進氣道展向的坐標，證實了設計思想的可行性。

圖6 三道彎曲激波實現(xiàn)均勻出流的反設計Fig6 Reversedesignachievinguniformoutflowusingthreecurvedshockwaves圖7 利用切片技術的三維壓縮流道的反設計Fig7 Reversedesignof3Dcompressionflowpathapplyingvariablesectionsweeptechnique

2.2 反設計2：給定沿程升壓規(guī)律的反設計

壓縮面壓升規(guī)律反映了氣流的壓縮歷程，對前緣激波形狀、出口流場性能起決定性的作用，而且對附面層的發(fā)展也有重要影響。我們希望100%的壓縮面都要參與對超聲速氣流的壓縮，因此在確保壓縮面附面層穩(wěn)定性的前提下，如何在盡可能短的壓縮面上完成對氣流的壓縮是一個十分令人感興趣的研究課題，這對減少摩擦阻力也是有效的。而尋求什么樣的升壓規(guī)律更有效、更科學的前提是解決給定壁面壓力分布反設計壓縮面的問題，相對于先給定壓縮面型線再分析其流場的做法，給定壓縮面升壓規(guī)律的型面反設計顯然是更科學、更有效的設計方法。

圖8 等壓力梯度彎曲激波壓縮試驗研究Fig.8 Test investigation of curved shock compression with constant wall pressure gradient

經(jīng)過數(shù)年的探索和研究，建立了基于特征線理論進行壓縮面反設計的方法[12]。其基本思想是在利用特征線法進行定常流場空間推進計算的過程中，以壁面氣動參數(shù)(如壓力或速度等)代替壁面坐標求解方程組，得到壁面坐標及流場參數(shù)。該方法逐漸發(fā)展成熟，已經(jīng)能夠精確快速地實現(xiàn)復雜邊界條件下壁面型線的設計及流場參數(shù)求解，在二元[20]、軸對稱[21]及內收縮[12]等多種壓縮流場與進氣道設計中均進行了應用研究及試驗驗證。圖9為外壓縮面基于壓力反設計的二元進氣道試驗研究，圖9(b)中壓力p以來流靜壓p0無量綱化?？梢姶娇谇暗耐鈮嚎s面符合給定的壓升規(guī)律，從而在二元進氣道設計中驗證了這種設計思想。

圖9 外壓縮面基于壓力反設計的二元進氣道試驗研究Fig.9 Test investigation of 2D inlet with external compression surface reverse designed according to given pressure distribution

為了獲得高性能的壓縮系統(tǒng)，對壓力分布的設定方式進行了廣泛的探索，研究了等壓力梯度壓升規(guī)律、二次壓升規(guī)律、三次曲線壓升規(guī)律以及等熵壓縮規(guī)律等[22-23]。后期還采用了更復雜的反正切壓升規(guī)律[24]以及將壓縮面分為前、中、后3部分的分段函數(shù)升壓形式[21,25]等。近幾年來，已經(jīng)對各種不同壓升規(guī)律下的壓縮面性能特點與優(yōu)化設計方法進行了系統(tǒng)的研究和分析。研究表明[22]，采用緩-急-緩的升壓規(guī)律來設計高超聲速進氣道的壓縮面總體性能好。

2.3 反設計3：給定沿程減速規(guī)律的反設計

與給定壓縮面的壓力分布反設計壓縮系統(tǒng)的方法類似，給定壓縮面的減速規(guī)律也可以進行反設計，兩者分別從不同的角度對流場進行控制，取得的效果也有所區(qū)別。例如根據(jù)壁面壓力分布反設計內收縮基準流場，對內部流線壓力分布控制并不理想，而根據(jù)馬赫數(shù)分布反設計的基準流場內部流線則保持了相似的趨勢[26]，如圖10所示，其中Rin為基準流場進口半徑。從氣動原理上講，靜壓和馬赫數(shù)并非簡單的線性關系，給定沿程馬赫數(shù)分布規(guī)律的反設計是另一種新的設計途徑。針對不同的場合，選擇合適的反設計目標有利于快速得到高性能的壓縮系統(tǒng)。

圖10 根據(jù)馬赫數(shù)分布反設計的內收縮進氣道基準流場Fig.10 Inward turning inlet basic flow field reverse designed according to Mach number distribution

早期研究中采用了基于簡單波Prandtl-Meyer方程的近似反設計[23]。目前均采用基于特征線法的反設計[26-30]。數(shù)值模擬與風洞試驗(如圖11所示)的驗證表明這種由馬赫數(shù)分布來實現(xiàn)的反設計方法是可行的[30]。

圖11 根據(jù)沿程馬赫數(shù)分布反設計的彎曲壓縮面試驗Fig.11 Test investigation of curved shock compression reverse designed according to given Mach number distribution

對馬赫數(shù)分布規(guī)律的設定形式也進行了大量探索，研究了等馬赫數(shù)梯度分布、二次分布、1/2次分布、反正切分布以及分段形式的馬赫數(shù)分布等[26-30]。對各種不同規(guī)律下的壓縮面性能特點與優(yōu)化設計方法均進行了詳細的分析。對于混合給定壁面壓力和馬赫數(shù)設計也進行了研究[31]。

2.4 反設計4：給定彎曲激波的反設計

彎曲激波確定了壓縮系統(tǒng)長度，并且是造成壓縮損失的主要因素，對流場性能有重要影響，因此研究根據(jù)給定的激波型線反設計壓縮壁面的方法從而實現(xiàn)對流場的主動控制是很有意義的。其具體實現(xiàn)方法即2.1節(jié)反設計1中采用特征線理論從激波向下游推進到未知物面的過程，目前已經(jīng)在多種反設計情況下使用了這種由激波波面開始的流場反設計。

使用該方法根據(jù)給定的凸形彎曲激波設計鈍頭體型線進行了風洞試驗驗證[14]，如圖12所示，試驗結果與預期設計吻合良好，證明了該方法的正確性。

圖12 根據(jù)彎曲激波反設計的鈍頭體試驗研究Fig.12 Test investigation of blunt body reverse designed according to given shock wave shape

在內收縮進氣道基準流場研究中，提出了通過給定2道入射激波設計具有“三波四區(qū)”的新型基準流場的概念，該方法能夠提高壓縮效率而且便于實現(xiàn)前體/進氣道一體化[32]，這也是從預設激波出發(fā)設計壓縮流場的具體應用。國防科學技術大學的研究者也對不同形狀前緣激波確定的二元彎曲壓縮面的性能進行了分析[33]。

3 彎曲激波壓縮系統(tǒng)在進氣道上的應用研究

3.1 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的二元進氣道

課題組已經(jīng)對外壓縮段采用彎曲激波壓縮的二元進氣道進行了大量設計計算、性能分析及試驗研究[9,20,23,29,34-37]。

將彎曲激波壓縮方式應用在內壓段，發(fā)展了通過給定壓力分布規(guī)律來反設計整個二元進氣道流道的方法，實現(xiàn)了氣動參數(shù)可控的進氣道內外壓縮面一體化反設計[38]，如圖13所示，其中節(jié)點壓力梯度dp/dxi為設計變量。在此基礎上探索了結合優(yōu)化算法尋找綜合性能優(yōu)秀的進氣道的途徑[38]，得到的優(yōu)化方案在馬赫數(shù)為6的條件下喉道總壓恢復系數(shù)為0.68，馬赫數(shù)為4時流量系數(shù)為0.77。對應用此方法設計的進氣道模型進行了風洞試驗，如圖14所示，結果表明經(jīng)優(yōu)化設計的進氣道性能達到了較高的水平，證明所建立的新設計方法是科學、可行的，這種進氣道整體反設計的全新設計方法已經(jīng)日趨成熟，可以嘗試在工程發(fā)展中加以應用。

圖13 基于壓力分布的二元進氣道內外壓縮一體化反設計Fig.13 Integrated reverse design of 2D inlet external and internal compression based on given pressure distribution

圖14 采用一體化反設計的二元進氣道試驗研究Fig.14 Test investigation of 2D inlet applying integrated reverse design method

對于采用二維彎曲激波壓縮流場生成三維進氣道的方法進行了研究[36,39-40]，也取得了較好的效果。

3.2 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的軸對稱進氣道

與二元進氣道類似，可采用曲面錐替換傳統(tǒng)多級錐設計彎曲激波壓縮軸對稱進氣道。本研究根據(jù)給定的分段形式的壓升規(guī)律反設計生成曲面錐，設計了彎曲激波壓縮軸對稱進氣道進行數(shù)值計算研究和風洞試驗驗證，如圖15所示[21]。結果表明，彎曲激波壓縮軸對稱進氣道總體性能優(yōu)異，均高于同等約束條件下的雙錐或三錐壓縮進氣道，試驗結果與數(shù)值模擬結果比較接近。

圖15 采用彎曲激波壓縮的軸對稱進氣道試驗研究Fig.15 Test investigation of axisymmetric inlet applying curved shock wave compression

3.3 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的側壓進氣道

對頂板或側板采用彎曲壓縮面的側壓式進氣道進行了大量設計、計算與試驗研究[23,41-43]。

針對某等熵壓縮高超側壓式進氣道，采用壁面馬赫數(shù)線性分布的彎曲壓縮面替代其等熵壓縮頂板，側板也替換為壁面馬赫數(shù)線性分布的彎曲壓縮面，得到新型彎曲激波壓縮側壓式進氣道并進行了數(shù)值模擬和風洞試驗，如圖16所示[43]。

圖16 采用彎曲激波壓縮的三維側壓式進氣道試驗研究Fig.16 Test investigation of 3D sidewall compression inlet applying curved shock wave compression

結果表明，采用等馬赫數(shù)梯度設計原則可以獲得高性能的側壓式進氣道氣動設計。

3.4 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的內收縮基準流場及內收縮進氣道

課題組針對傳統(tǒng)內收縮基準流場設計方法的不足進行了一系列改進研究：提出并建立了由壓升規(guī)律反設計基準流場的“反正切理論”和相應的設計方法[22]；研究了減弱反射波強度從而避免反射激波入射點附近附面層分離的多種中心體修型方法[22,44]；提出并建立了一種由減速規(guī)律反設計基準流場的“四波四區(qū)”設計方法；提出并建立了一種“雙彎曲激波三波四區(qū)”的新型軸對稱基準流場[32]。

應用反正切壓升規(guī)律反設計基準流場，通過流線追蹤設計矩形轉圓內轉進氣道并進行了風洞試驗，如圖17所示[24]，出口總壓恢復達到0.52，具有較好的總體性能。

圖17 采用反正切壓升規(guī)律基準流場的內收縮進氣道試驗研究Fig.17 Test investigation of inward turning inlet with arctangent pressure distribution basic flow field

應用反正切馬赫數(shù)分布規(guī)律和“四波四區(qū)”基準流場的思想設計方轉圓內收縮進氣道，進行了風洞試驗。圖18為新型“四波四區(qū)”軸對稱基準流場，其中R為徑向坐標。試驗得到的進氣道性能與數(shù)值模擬比較接近，如圖19所示，且性能良好，驗證了這種設計內收進氣道的新概念，在探究新型內收縮進氣道設計方法并提高進氣道總體性能方面是一種可能的途徑。

圖18 新型“四波四區(qū)”軸對稱基準流場Fig.18 Innovative axisymmetric basic flow field containing “four shock waves and four regions”

圖19 采用反正切馬赫數(shù)分布“四波四區(qū)”基準流場的內收縮進氣道試驗研究Fig.19 Test investigation of inward turning inlet with arctangent Mach number distribution basic flow field containing “four shock waves and four regions”

4 寬馬赫數(shù)可控變形的彈性彎曲壓縮面

高超聲速進氣道需要在較寬的馬赫數(shù)范圍內均保持盡量高的流量捕獲、較低的總壓損失和較高的壓比，從而向發(fā)動機提供足夠的、高質量的壓縮空氣。對于彎曲激波這種壓縮方式，通過使進氣道頂板的彎曲型面隨飛行馬赫數(shù)的變化而變形，從而靈活地控制外壓段彎曲激波的位置(例如始終貼于唇口)，無疑是很有吸引力的設計思想。

圖20為2種以隔離段高壓氣流驅動彈性壓縮面變形的設計概念。對其簡化模型的流固耦合計算結果表明該方案可以提升非設計點馬赫數(shù)下進氣道的性能[45-47]。

圖20 2種以隔離段高壓氣流驅動彈性壓縮面變形的設計概念Fig.20 Two conceptual designs of morphing compression surface actuated by high pressure air bleed from isolator

為了考察彈性壓縮面在上下載荷作用下的彈性變形及其氣動力特性，設計了端點驅動的簡單彈性壓縮面模型進行風洞試驗，如圖21和圖22所示[45]，試驗結果表明數(shù)值計算能夠較好地模擬這種情況下的彎曲壓縮面流場結構。

圖21 端點驅動的彈性壓縮面風洞試驗模型[45]Fig.21 Wind tunnel test model of flexible morphing compression surface actuated at the terminal[45]

圖22 彈性壓縮面模型變形過程中的流場紋影[45]Fig.22 Schlieren photographs of flow field during deflecting of flexible morphing compression surface[45]

為了探索新型驅動裝置，采用形狀記憶合金(Shape Memory Alloy，SMA)構造可調壓縮面進行了風洞試驗，如圖23和圖24所示[45]。初步的試驗研究表明，SMA在風洞試驗條件下通過電加熱能夠變形成為預定形狀，使激波形狀發(fā)生顯著變化，具有良好的驅動特性。

圖23 SMA驅動的彈性彎曲壓縮面風洞試驗模型[45]Fig.23 Wind tunnel test model of flexible morphing compression surface actuated by SMA[45]

圖24 形狀記憶合金驅動彎曲壓縮面變形過程中的流場紋影Fig.24 Schlieren photographs of flow field during deflecting of SMA actuated compression surface

5 結 論

1)本研究提出了彎曲壓縮面-彎曲激波壓縮系統(tǒng)的新概念，實現(xiàn)了由給定出口氣動參數(shù)的超聲速內流道反設計，實現(xiàn)了由給定壓縮面壓力分布、給定壓縮面馬赫數(shù)分布要求的型面反設計，實現(xiàn)了由給定激波波面的壓縮型面反設計。

2)大量的數(shù)值研究和風洞試驗證明，彎曲壓縮面-彎曲激波壓縮系統(tǒng)具有良好的綜合氣動性能，從而為高性能高超聲速進氣系統(tǒng)的氣動設計提供了一種全新的設計方法。

致 謝

研究工作是在中國航天科工集團第三研究院動力機械研究所李大進研究員、中國空氣動力研究與發(fā)展中心余安遠副研究員、南京航空航天大學金志光副教授、蘇緯儀副教授的積極參與下，在博士研究生潘瑾、孫波、駱曉臣、南向軍、劉凱禮、王磊、張林、李永洲、曹學斌等，碩士研究生居燕、方興軍、劉燚、甘寧鋼、高亮杰、高雄、張龍冬、向有志、周宏奎、賈柯、李建、周碩、朱偉、翟永璽、蔡佳、王淵、李志華、楊順凱、鐘啟濤等人的創(chuàng)造性工作和努力下完成的。

文章作者對此一并表示衷心的感謝。

[1] Anderson J D. A history of aerodynamics and its impact on flying machines[M]. Cambridge: Cambridge University Press, 1998: 437-446.

[2] Connors J F, Meyer R C. Design criteria for axisymmetric and two-dimensional supersonic inlets and exits, NACA-TN-3589[R]. Washington, D. C.: NACA, 1956.

[3] Trexler C A. Performance of an inlet for an integrated scramjet concept[J]. Journal of Aircraft, 1974, 11(9): 589-591.

[4] Busemann A. The axisymmetric conical supersonic flow[J]. Aviation Research, 1942, 19(4): 137-144 (in Germany).

[5] Molder S, Szpiro E J. Busemann inlet for hypersonic speeds[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1966, 3(8): 1303-1304.

[6] Smart M K. Design of three-dimensional hypersonic inlets with rectangular-to-elliptical shape transition[J]. Journal of Propulsion and Power, 1999, 15(3): 408-416.

[7] Oswatitsch K. Pressure recovery for missiles with reaction propulsion at high supersonic speeds (the efficiency of shock diffusers), NACA-TM-1140[R]. Washington, D. C.: NACA, 1947.

[8] Zhang K Y, Meier G E A. Using R.C. method to study optimum compression surface under non-uniform 2-D supersonic flow condition, AIAA-1994-1838[R]. Reston: AIAA, 1994.

[9] Ju Y. Design of curved shock compression surface and experimental investigation[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2005 (in Chinese). 居燕. 彎曲激波壓縮面設計及試驗研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2005.

[10] Pan J, Zhang K Y, Jin Z G. Design and numerical investigation of curved shock compression surface[J]. Journal of Propulsion Technology, 2008, 29(4): 438-442 (in Chinese). 潘瑾， 張堃元， 金志光. 彎曲激波壓縮型面的設計及數(shù)值分析[J]. 推進技術， 2008, 29(4): 438-442.

[11] Jin Z G, Zhang K Y. Concept of a two-dimensional supersonic/hypersonic inlet with a non-conventional compression wall[J]. Journal of Propulsion Technology, 2004, 25(3): 226-229 (in Chinese). 金志光， 張堃元. 二維非常規(guī)壓縮型面超/高超聲速進氣道的設計概念[J]. 推進技術， 2004, 25(3): 226-229.

[12] Nan X J, Zhang K Y, Jin Z G, et al. Numerical and experimental investigation of hypersonic inward turning inlets with rectangular to circular shape transition[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(6): 988-996(in Chinese). 南向軍， 張堃元， 金志光， 等. 矩形轉圓形高超聲速內收縮進氣道數(shù)值及試驗研究[J]. 航空學報， 2011, 32(6): 988-996.

[13] Fang X J. Inverse design of supersonic internal flow path based on given outflow velocity profile[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012 (in Chinese). 方興軍. 控制出口速度分布的超聲速內流通道反設計[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2012.

[14] Gao X. Investigation of supersonic non-uniform flow simulation method[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2009 (in Chinese). 高雄. 超聲速非均勻流模擬方法研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2009.

[15] Zhang L, Zhang K Y, Wang L, et al. Computational investigation of a two-dimensional curved compression system with isentropic surface coordinate transformation[J]. Journal of Aerospace Power, 2014, 29(9): 2031-2039 (in Chinese). 張林， 張堃元， 王磊， 等. 基于等熵壓縮面型面坐標變換的二維曲面壓縮面研究[J]. 航空動力學報, 2014, 29(9): 2031-2039.

[16] Liu Y, Zhang K Y, Fang X J, et al. Inverse design method of hypersonic air flow passage for generating controllable Mach number distribution profile[C]∥The 5th National Conference on Hypersonic Science and Technology. Guilin: Chinese Society of Theoretical and Applied Mechanics, 2012: 1-5 (in Chinese). 劉燚， 張堃元， 方興軍， 等. 控制出口馬赫數(shù)分布的高超聲速壓縮通道反設計[C]∥第五屆全國高超聲速科學技術會議論文集. 桂林: 中國力學學會, 2012: 1-5.

[17] Zhong Q T, Zhang K Y, Pang L N, et al. Double inverse design of the hypersonic 2-D inlet with uniform exit Mach number distribution[J]. Journal of Propulsion Technology (in press) (in Chinese). 鐘啟濤， 張堃元， 龐麗娜， 等. 出口馬赫數(shù)均勻的高超二元進氣道雙重反設計[J]. 推進技術(待發(fā)表).

[18] Pan J, Zhang K Y. Experimental and numerical investigation of a curved compression system designed on constant pressure gradient, AIAA-2009-5270[R]. Reston: AIAA, 2009.

[19] Pan J, Jin F, Zhang K Y. Experimental investigation of constant pressure gradient curved compression system in non-uniform inflow[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(12): 1593-1600 (in Chinese). 潘瑾， 金峰， 張堃元. 非均勻來流下等壓力梯度曲面壓縮系統(tǒng)的試驗研究[J]. 推進技術， 2013, 34(12): 1593-1600.

[20] Wang L, Zhang K Y, Nan X J, et al. Optimization and experimental investigation of 2-D hypersonic curved shock, AIAA-2012-5959[R]. Reston: AIAA, 2012.

[21] Xiang Y Z. Preliminary research on hypersonic axisymmetric curved compression system[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2010 (in Chinese). 向有志. 高超軸對稱曲面壓縮系統(tǒng)的初步研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2010.

[22] Nan X J. Investigation on design methodology of hypersonic inward turning inlets with controlled pressure rise law[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012 (in Chinese). 南向軍. 壓升規(guī)律可控的高超聲速內收縮進氣道設計方法研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2012.

[23] Pan J. Research on curved compression system in supersonic/hypersoinc non-uniform inflow[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011 (in Chinese). 潘瑾. 超聲/高超聲速非均勻來流下曲面壓縮系統(tǒng)研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2011.

[24] Nan X J, Zhang K Y, Jin Z G. Experimental study of hypersonic inward turning inlets with innovative basic flowfield[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(1): 90-96 (in Chinese). 南向軍， 張堃元， 金志光. 采用新型基準流場的高超內收縮進氣道試驗研究[J]. 航空學報， 2014, 35(1): 90-96.

[25] Wang L, Zhang K Y, Xiang Y Z, et al. Parameter analysis of reverse design method of 2-D hypersonic curved shock compression surface[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013, 45(4): 441-446 (in Chinese). 王磊， 張堃元， 向有志， 等. 高超聲速二元彎曲激波壓縮面反設計方法的參數(shù)化研究[J]. 南京航空航天大學學報， 2013, 45(4): 441-446.

[26] Li Y Z, Zhang K Y, Nan X J. Design of hypersonic inward turning inlets base on concept of controllable Mach number distribution[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(11): 2484-2491 (in Chinese). 李永洲， 張堃元， 南向軍. 基于馬赫數(shù)分布規(guī)律可控概念的高超聲速內收縮進氣道設計[J]. 航空動力學報， 2012, 27(11): 2484-2491.

[27] Zhang L, Zhang K Y, Wang L, et al. Computational investigation of hypersonic curved shock two-dimensional inlet with compression surface constant Mach number gradient[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(4): 752-758 (in Chinese). 張林， 張堃元， 王磊， 等. 基于壁面馬赫數(shù)梯度的高超聲速彎曲激波二維進氣道數(shù)值研究[J]. 航空動力學報， 2013, 28(4): 752-758.

[28] Zhu W. Investigation on hypersonic rectangular to circle shape transition inward turning inlets with controlled Mach number distributions[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012 (in Chinese). 朱偉. 基于馬赫數(shù)分布規(guī)律的高超矩形轉圓內轉式進氣道設計研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2012.

[29] Zhai Y X. Investigation of two-dimensional hypersonic curved shock inlet design based on surface Mach Number distribution[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014 (in Chinese). 翟永璽. 基于馬赫數(shù)分布規(guī)律的二元高超彎曲激波進氣道設計研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2014.

[30] Zhou H K. Study on devisal for low drag two-dimensional hypersonic inlet[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2010 (in Chinese). 周宏奎. 低阻二元高超聲速進氣道設計方法研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2010.

[31] Zhou S. Study on inverse design law of hypersonic compression surface[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012 (in Chinese). 周碩. 高超壓縮面氣動反設計規(guī)律研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2012.

[32] Li Y Z, Zhang K Y, Zhu W, et al. Design methods for inward turning basic flowfield with controlled center body and two incident shocks[J]. Journal of Aerospace Power (in press) (in Chinese). 李永洲， 張堃元， 朱偉， 等. 兩道入射激波的變中心體基準流場研究[J]. 航空動力學報(待發(fā)表).

[33] Guo S G, Wang Z G, Zhao Y X, et al. Inverse design of the fore-body curved shock wave of the hypersonic planar inlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(5): 1246-1256 (in Chinese). 郭善廣， 王振國， 趙玉新， 等. 高超聲速二元進氣道前體曲線激波逆向設計研究[J]. 航空學報， 2014, 35(5): 1246-1256.

[34] Zhang L, Zhang K Y. Numerical investigation of hypersonic curved shock two-dimensional inlet designed on the wall constant Mach number gradient, AIAA-2012-4065[R]. Reston: AIAA, 2012.

[35] Zhang L, Zhang K Y, Wang L, et al. Investigation on a new hypersonic curved shock 2-dimensional inlet under non-uniform coming flow[J]. Journal of Propulsion Technology, 2012, 33(3): 338-345 (in Chinese). 張林， 張堃元， 王磊， 等. 非均勻來流對新型高超彎曲激波二維進氣道的影響[J]. 推進技術， 2012, 33(3): 338-345.

[36] Li D J, Gao X, Zhu S M. Study of hypersonic 2D-inlet with leading curved-shock wave compression ramp[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(11): 1441-1447 (in Chinese). 李大進， 高雄， 朱守梅. 彎曲激波壓縮曲面的二元高超聲速進氣道研究[J]. 推進技術， 2013, 34(11): 1441-1447.

[37] Gao X, Li D J, Zhu S M, et al. Analysis of leading edge shock on hypersonic curved ramp two-dimensional inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(9): 1153-1157 (in Chinese). 高雄， 李大進， 朱守梅， 等. 高超二元曲面壓縮進氣道前緣激波特性分析[J]. 推進技術, 2013, 34(9): 1153-1157.

[38] Wang L, Zhang K Y, Jin Z G, et al. Reverse design and optimization of 2D hypersonic curved shock compression inlet based on given wall pressure distribution[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(12): 1601-1605 (in Chinese). 王磊， 張堃元， 金志光， 等. 基于壁面壓力分布的二元高超聲速彎曲激波壓縮進氣道反設計與優(yōu)化方法[J]. 推進技術， 2013, 34(12): 1601-1605.

[39] Li Y Z, Zhang K Y, Wang L, et al. Design of streamline-traced hypersonic inlets based on two-dimensional curved surface basic fiowfield[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(9): 2004-2012 (in Chinese). 李永洲， 張堃元， 王磊， 等. 基于二維曲面基準流場的流線追蹤高超聲速進氣道設計[J]. 航空動力學報， 2012, 27(9): 2004-2012.

[40] Wu Y C, He Y Y, Yu A Y, et al. Aerodynamic layout of spanwise truncated curved waverider compression inlet[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(7): 1570-1575 (in Chinese). 吳穎川， 賀元元， 余安遠， 等. 展向截斷曲面乘波壓縮進氣道氣動布局[J]. 航空動力學報， 2013, 28(7): 1570-1575.

[41] Yang G L. Study of sidewall compression inlet with curved sidewall[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2006 (in Chinese). 楊國亮. 曲面?zhèn)劝鍓嚎s的側壓式進氣道研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2006.

[42] Jia K. The investigation on a hypersonic sidewall-compression scramjet inlet with varied geometry[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012(in Chinese). 賈柯. 高超聲速側壓式進氣道變幾何方案研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2012.

[43] Zhang L, Zhang K Y, Wang L. Application study of the curved surface compression system in three-dimensional sidewall compression inlet, AIAA-2014-2840[R]. Reston: AIAA, 2014.

[44] Li Y Z, Zhang K Y, Zhong Q T. Investigation of basic flowfield with innovative center body to diffuse reflected shock wave[J]. Journal of Aerospace Power, 2014, 29(9): 2055-2062 (in Chinese). 李永洲， 張堃元， 鐘啟濤. 新型彌散反射激波中心體基準流場研究[J]. 航空動力學報, 2014, 29(9): 2055-2062.

[45] Gan N G. Research on variable geometry inlet with concave shockwave compression surface operating in a large Mach number range[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012 (in Chinese). 甘寧鋼. 寬馬赫數(shù)凹曲激波壓縮進氣道型面變幾何研究[D]. 南京: 南京航空航天大學, 2012.

[46] Yang S K, Zhang K Y, Wang L, et al. Research on elastic and self-adaptive hypersonic inlet with controllable flow coefficient[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(12): 1592-1597 (in Chinese). 楊順凱， 張堃元， 王磊， 等. 流量系數(shù)可控彈性自適應高超進氣道研究[J]. 推進技術, 2014, 35(12): 1592-1597.

[47] Yang S K, Zhang K Y. Research on elastic deformable geometry of hypersonic inlet with multiple forces[J]. Journal of Aerospace Power (in press) (in Chinese). 楊順凱， 張堃元. 多點集中力下高超進氣道彈性變幾何研究[J]. 航空動力學報(待發(fā)表).

Tel: 025-84892201-2100

E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

*Corresponding author. Tel.： 025-84892201-2100 E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

Research progress of hypersonic inlet reverse design based on curved shock compression system

ZHANG Kunyuan*

JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystem,CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

This paper gives a summary on curved shock compression research in the last decade. The new concept of curved shock compression system is proposed, in which specially designed 2D or 3D curved compression surface is applied. The leading shock wave would be curved due to its interaction with isentropic compression waves near the compression surface, and free stream is compressed by the curved shock wave together with the isentropic waves. Based on this concept: methods of reverse designing supersonic internal flow path according to assigned outflow parameters, reverse designing compression surface according to pressure distribution or Mach number distribution along the surface, and reverse designing surface according to shock wave shape are established. The curved shock compression has a good comprehensive performance as shown in the investigation, and represents a brand-new approach for the design of hypersonic propulsion compression system.

hypersonic inlet; reverse design; curved shock compression system; curved compression surface; wind tunnel test; geometry variable inlet

2014-07-25； Revised： 2014-09-01； Accepted： 2014-09-16； Published online： 2014-09-17 15:39

National Natural Science Foundation of China (90916029)

2014-07-25; 退修日期： 2014-09-01; 錄用日期： 2014-09-16; 網(wǎng)絡出版時間： 2014-09-17 15：39

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0240.html

國家自然科學基金 (90916029)

Zhang K Y. Research progress on hypersonic inlet reverse design based on curved shock compression system [J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 274-288.張堃元. 基于彎曲激波壓縮系統(tǒng)的高超聲速進氣道反設計研究進展[J]. 航空學報, 2015, 36(1): 274-288.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0240

V231

A

1000-6893(2015)01-0274-15

張堃元 男，教授，博士生導師。主要研究方向：內流氣體動力學。

*通訊作者.Tel.： 025-84892201-2100 E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

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