李永洲， 張堃元， 孫迪

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 2100162.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 西安航天動(dòng)力研究所， 西安 7101003.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所， 西安 710025

馬赫數(shù)可控的方轉(zhuǎn)圓高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道試驗(yàn)研究

李永洲1,2,*， 張堃元1， 孫迪3

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院， 南京 2100162.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 西安航天動(dòng)力研究所， 西安 7101003.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司 西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所， 西安 710025

基于反正切馬赫數(shù)分布的彌散反射激波中心體軸對(duì)稱(chēng)基準(zhǔn)流場(chǎng)，設(shè)計(jì)了方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道，并對(duì)其進(jìn)行自由射流試驗(yàn)和數(shù)值仿真，獲得該類(lèi)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作特性。試驗(yàn)結(jié)果表明：進(jìn)氣道頂板壓力分布具有反正切曲線(xiàn)特征，總體性能優(yōu)良且出口渦流區(qū)較小，上述設(shè)計(jì)方法可行有效。設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.561，增壓比為26.2，臨界反壓約為135 倍來(lái)流靜壓，對(duì)應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.210。當(dāng)帶4°攻角時(shí)，進(jìn)氣道出口增壓比增加49.6%的同時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)降低了17.5%。

內(nèi)收縮進(jìn)氣道； 基準(zhǔn)流場(chǎng)； 馬赫數(shù)分布規(guī)律； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 截面漸變

高超聲速進(jìn)氣道作為吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，對(duì)整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的性能至關(guān)重要。近年來(lái)，一種有別于傳統(tǒng)的高超聲速進(jìn)氣道——內(nèi)收縮進(jìn)氣道越來(lái)越引起研究人員的重視，此類(lèi)進(jìn)氣道具有捕獲流量高、壓縮效率較高、浸潤(rùn)面積小、非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能優(yōu)及適應(yīng)性廣等優(yōu)點(diǎn)，加之其設(shè)計(jì)過(guò)程具有一定的逆向性，避免了傳統(tǒng)進(jìn)氣道正向設(shè)計(jì)的盲目性[1-6]。正是基于這種優(yōu)勢(shì)，它將成為進(jìn)氣道未來(lái)發(fā)展的必然趨勢(shì)并可能引起高超聲速飛行器總體方案的革新[7-8]。

對(duì)腹部進(jìn)氣的高超聲速飛行器，從機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)出發(fā)，進(jìn)氣道通常采用矩形進(jìn)口，這不但可以使得經(jīng)過(guò)前體壓縮的來(lái)流均勻，而且也便于模塊化安裝。橢圓/圓形燃燒室在結(jié)構(gòu)重量、浸潤(rùn)面積、熱防護(hù)、減阻及角區(qū)流動(dòng)控制方面要明顯優(yōu)于矩形燃燒室[9]，因而各國(guó)學(xué)者對(duì)矩形進(jìn)口轉(zhuǎn)橢圓/圓出口的內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了大量研究。Smart[10]基于倒置等熵噴管基準(zhǔn)流場(chǎng)，采用截面漸變函數(shù)光滑處理得到類(lèi)矩形轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道型面，并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)。Taylor和Vanwie[11]采用截短的Busemann流場(chǎng)，通過(guò)截面漸變函數(shù)實(shí)現(xiàn)矩形進(jìn)口到圓形出口的光滑過(guò)渡。Gollan和Ferlemann[12]采用參數(shù)化的方法進(jìn)行矩形轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，只需對(duì)型面進(jìn)行參數(shù)修改便可以設(shè)計(jì)出新的進(jìn)氣道直至符合要求。Sabean和Lewis[13]以期望的出口均勻度為目標(biāo)用優(yōu)化的方法進(jìn)行了矩形到圓的內(nèi)通道設(shè)計(jì)。尤延鋮等[14]采用三次曲線(xiàn)基準(zhǔn)流場(chǎng)，結(jié)合流追蹤技術(shù)和吻切軸對(duì)稱(chēng)理論設(shè)計(jì)了方轉(zhuǎn)橢圓內(nèi)乘波式進(jìn)氣道并進(jìn)行高焓風(fēng)洞試驗(yàn)。肖雅彬等[15]發(fā)展了一種等收縮比的變截面進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，其基準(zhǔn)流場(chǎng)是樣條曲線(xiàn)。南向軍等[16]基于壓力可控的基準(zhǔn)流場(chǎng)，設(shè)計(jì)了矩形轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)。

從內(nèi)收縮進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)流程可以看出，截面漸變的進(jìn)氣道性能也直接由基準(zhǔn)流場(chǎng)決定，提高進(jìn)氣道總體性能必須由基準(zhǔn)流場(chǎng)入手。目前研究的軸對(duì)稱(chēng)基準(zhǔn)流場(chǎng)[9-18]大多是典型的“兩波三區(qū)”結(jié)構(gòu)，較強(qiáng)的前緣激波不但會(huì)造成設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道壓縮效率降低，而且較強(qiáng)的唇口反射激波也容易引起不起動(dòng)。因此，文獻(xiàn)[19]將這道前緣激波分解為一道較弱的彎曲激波和部分等熵壓縮波，提出了一種新型的“四波四區(qū)”結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)流場(chǎng)，可以獲得更高的壓縮效率。本文在以上研究基礎(chǔ)上，進(jìn)一步采用彌散反射激波中心體來(lái)減弱反射激波強(qiáng)度，設(shè)計(jì)了馬赫數(shù)分布可控的彌散反射激波中心體基準(zhǔn)流場(chǎng)。然后，基于該基準(zhǔn)流場(chǎng)，結(jié)合截面漸變技術(shù)設(shè)計(jì)了方進(jìn)口轉(zhuǎn)圓形出口內(nèi)收縮進(jìn)氣道。通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證上述馬赫數(shù)分布可控基準(zhǔn)流場(chǎng)和變截面內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的可行性，獲得此類(lèi)進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)的通流狀態(tài)、反壓狀態(tài)的工作特性及總體性能。

1 彌散反射激波中心體基準(zhǔn)流場(chǎng)設(shè)計(jì)

首先按照文獻(xiàn)[19]設(shè)計(jì)等直中心體的“四波四區(qū)”基準(zhǔn)流場(chǎng)，型面設(shè)計(jì)馬赫數(shù)Mai=6.0，進(jìn)口半徑Ri=0.25，中心體半徑Rc/Ri=0.1，前緣壓縮角δ=3.8°，壓縮面采用反正切馬赫數(shù)分布規(guī)律進(jìn)行反設(shè)計(jì)。通過(guò)調(diào)整參數(shù)使其初始段之后產(chǎn)生的等熵壓縮波盡可能在中心體處靠近前緣入射激波，這樣可以在提高壓縮效率的同時(shí)縮短基準(zhǔn)流場(chǎng)的長(zhǎng)度。適當(dāng)?shù)臏p小系數(shù)b可以進(jìn)一步降低基準(zhǔn)流場(chǎng)的內(nèi)收縮比。

為了進(jìn)一步提高進(jìn)氣道寬?cǎi)R赫數(shù)范圍尤其是設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能，文獻(xiàn)[20]表明在基準(zhǔn)流場(chǎng)中使用彌散反射激波的“下凹圓弧”中心體是一種可行的方法。因此，在上述等直中心體“四波四區(qū)”基準(zhǔn)流場(chǎng)基礎(chǔ)上，本文也通過(guò)改變中心體母線(xiàn)來(lái)彌散反射激波。中心體母線(xiàn)起始點(diǎn)切線(xiàn)保持與該處氣流方向一致以實(shí)現(xiàn)消波，結(jié)尾段母線(xiàn)盡可能保持與水平方向相切以使出口氣流轉(zhuǎn)為水平。當(dāng)然，該中心體母線(xiàn)也可以由給定的參數(shù)分布規(guī)律進(jìn)行反設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)方法與壓縮面反設(shè)計(jì)方法相同。最終選取了綜合性能較優(yōu)的基準(zhǔn)流場(chǎng)總收縮比Rct為7.72，內(nèi)收縮比Rci為2.13，長(zhǎng)度L/Ri=4.96。

圖1給出了設(shè)計(jì)點(diǎn)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，R為徑向坐標(biāo)。該流場(chǎng)是典型的“四波四區(qū)”結(jié)構(gòu)，前緣激波打在中心體起始點(diǎn)，并產(chǎn)生了很弱的反射激波。初始段之后的壓縮面發(fā)出的等熵壓縮波未與前緣激波相交但有所匯聚，其反射激波也很弱，兩道反射激波間壓縮區(qū)很小。該基準(zhǔn)流場(chǎng)壓縮效率較高，在增壓比p/p0為24.7時(shí)，出口總壓恢復(fù)系數(shù)σ高達(dá)0.952，此時(shí)出口馬赫數(shù)Mae為3.41。相對(duì)等直中心體基準(zhǔn)流場(chǎng)，設(shè)計(jì)點(diǎn)在增壓比近似相等時(shí)，出口總壓恢復(fù)系數(shù)提高了5.1%。上述研究表明，通過(guò)彌散反射激波進(jìn)一步提高了基準(zhǔn)流場(chǎng)的壓縮效率，但是這種“下凹圓弧”中心體會(huì)造成進(jìn)氣道外阻有所增加，需要綜合考慮。

圖1 設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)基準(zhǔn)流場(chǎng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.1 Basic flowfield structure at design point

2 方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

基于上節(jié)的基準(zhǔn)流場(chǎng)，結(jié)合流線(xiàn)追蹤與截面漸變技術(shù)，設(shè)計(jì)出方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道。為了進(jìn)一步保證縮比后的方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道在Ma=5.0時(shí)可以自起動(dòng)，按照此時(shí)唇口封閉處的橫截面平均馬赫數(shù)來(lái)設(shè)定內(nèi)收縮比，后切部分唇口使內(nèi)收縮比略大于Kantrowitz起動(dòng)限制，取為1.40，對(duì)應(yīng)的總收縮比降為5.78，等直隔離段長(zhǎng)度取7倍的喉道直徑。具體的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵?jiàn)圖2，由方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道、圓形等直隔離段、測(cè)量段和支撐底板等部件構(gòu)成。方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道捕獲面積為0.014 6 m2，喉道直徑為56.7 mm，總長(zhǎng)為1 141 mm。

3 試驗(yàn)設(shè)備和研究手段

試驗(yàn)在南航?500 mm 高超聲速風(fēng)洞(NHW)中進(jìn)行，NHW風(fēng)洞是一座高壓下吹-真空抽吸暫沖式高超聲速風(fēng)洞，它主要包括高壓氣源系統(tǒng)、高壓閥門(mén)、金屬板蓄熱式加熱器、熱閥、穩(wěn)定段、噴管、試驗(yàn)段、擴(kuò)壓器、真空系統(tǒng)、電氣控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)、簡(jiǎn)易攻角支撐機(jī)構(gòu)、?300 mm 彩色紋影系統(tǒng)和計(jì)算機(jī)視頻數(shù)字?jǐn)z錄采集系統(tǒng)等。NHW風(fēng)洞有4套軸對(duì)稱(chēng)噴管，試驗(yàn)名義馬赫數(shù)分別為5、6、7和8，每次吹風(fēng)時(shí)間持續(xù)約8 s。本次試驗(yàn)來(lái)流馬赫數(shù)Ma=6.0，來(lái)流總壓為0.76 MPa,來(lái)流總溫為490 K。圖3給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的安裝照片。

圖2 方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?Fig.2 Inlet wind tunnel test model for the inlet with rectangular-to-circular shape transition

圖3 安裝在風(fēng)洞中的進(jìn)氣道模型Fig.3 Inlet model in the wind tunnel

試驗(yàn)過(guò)程中需要采集進(jìn)氣道的沿程靜壓分布、出口截面的靜壓和皮托壓，同時(shí)輔以數(shù)值仿真結(jié)果對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行分析，總體性能參數(shù)通過(guò)換算按照流量加權(quán)平均獲得。壓力測(cè)量設(shè)備為美國(guó)Pressure System Inc.(PSI)公司的電子壓力掃描閥和動(dòng)態(tài)壓力傳感器。首先，進(jìn)氣道和隔離段內(nèi)沿程靜壓測(cè)點(diǎn)共54個(gè)，頂板在唇口封閉點(diǎn)前后靜壓測(cè)點(diǎn)較密以便于監(jiān)測(cè)進(jìn)氣道是否起動(dòng)以及是否達(dá)到臨界反壓。其次，在隔離段出口截面采用“米”字皮托耙共33個(gè)總壓測(cè)點(diǎn)，每排耙沿徑向布4個(gè)測(cè)點(diǎn)，按照等環(huán)面法布置，中間置1個(gè)點(diǎn)作為參考數(shù)據(jù)，與8排皮托耙相對(duì)應(yīng)在隔離段出口壁面沿周向布置8個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)。最后，選取一個(gè)PSI測(cè)點(diǎn)測(cè)量來(lái)流總壓，采用步進(jìn)電機(jī)調(diào)節(jié)堵錐來(lái)施加出口反壓。通過(guò)靜壓測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)獲得沿程的靜壓分布并監(jiān)測(cè)通道內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)，采用Φ300 mm 的紋影系統(tǒng)來(lái)觀察進(jìn)氣道外壓段的波系結(jié)構(gòu)。數(shù)值仿真采用Fluent軟件，湍流模型為Re-Normalization Group(RNG)k-ε模型，近壁采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法，加密壁面附近的網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)86萬(wàn)左右。各殘差指標(biāo)至少下降3個(gè)數(shù)量級(jí)并且流量沿程守恒時(shí)認(rèn)為收斂。

4 試驗(yàn)結(jié)果分析

4.1 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)進(jìn)氣道的通流特性

在設(shè)計(jì)點(diǎn)(Ma=6.0，攻角AOA=0°)對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，此時(shí)無(wú)反壓即通流狀態(tài)。圖4給出頂板、唇口板和側(cè)板上的沿程靜壓分布，縱坐標(biāo)采用來(lái)流靜壓無(wú)因次化，Test表示試驗(yàn)結(jié)果，CFD表示數(shù)值仿真結(jié)果。數(shù)值仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)吻合較好，尤其是頂板外壓縮面的壓力分布呈典型的反正切曲線(xiàn)，壓力梯度先增加后減小，這是基準(zhǔn)流場(chǎng)采用反正切馬赫數(shù)分布規(guī)律的結(jié)果。雖然設(shè)計(jì)進(jìn)氣道時(shí)使用了截面漸變技術(shù)，但是壓縮面仍然可以保持著相同的分布規(guī)律。由于入射激波的反射激波、唇口激波以及肩部膨脹波的反射與相交，進(jìn)入隔離段后，頂板、唇口板和側(cè)板的靜壓都出現(xiàn)了大幅的波動(dòng)且頂板和唇口板的波峰/波谷相互交錯(cuò)，側(cè)板上靜壓變化幅度最小。

從圖4(a)可以看出，數(shù)值計(jì)算的前緣激波的反射激波打在頂板的位置更加靠前，在x=0.7 m處存在較大的壓力階躍，隨后在肩部經(jīng)過(guò)唇口激波及其反射激波，壓力進(jìn)一步上升，但是肩部的分離包以及之后的膨脹型面使其壓力有所下降，隔離段內(nèi)波系反射復(fù)雜。試驗(yàn)結(jié)果表明，前緣激波的反射激波打在肩部附近且唇口激波更加靠后，因此頂板的靜壓在肩部附近開(kāi)始明顯階躍，之后經(jīng)過(guò)肩部后的膨脹型面壓力下降。由于此時(shí)肩部附近幾乎不存在分離包，不會(huì)產(chǎn)生額外的誘導(dǎo)波系，如誘導(dǎo)斜激波和膨脹波，因此隔離段內(nèi)反射波系結(jié)構(gòu)更加簡(jiǎn)潔。以上研究表明，雖然數(shù)值仿真方法可以較準(zhǔn)確地模擬出進(jìn)氣道流場(chǎng)的主要特征，但是對(duì)分離的預(yù)測(cè)以及附面層的發(fā)展高于試驗(yàn)，進(jìn)而造成隔離段內(nèi)靜壓分布存在一定差別。

圖4 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)頂板、唇口板與側(cè)板的沿程靜壓分布Fig.4 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall for Ma=6.0, AOA=0°

圖5給出了進(jìn)氣道的紋影照片，氣流從左向右流動(dòng)，外部的激波系中第1道明顯的激波是由唇口板的前部前緣產(chǎn)生，后面1道較弱的激波由后部的唇口板前緣產(chǎn)生。由于進(jìn)氣道長(zhǎng)度和結(jié)構(gòu)的限制，前緣入射激波被側(cè)板擋住且唇口封閉處在紋影窗之后，因此無(wú)法觀測(cè)到該激波。

圖5 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)進(jìn)氣道的紋影圖Fig.5 Schlieren photograph of inlet for Ma=6.0, AOA=0°

從圖6可以看出，試驗(yàn)測(cè)得的出口截面馬赫數(shù)分布左右基本對(duì)稱(chēng)，與數(shù)值仿真的分布趨勢(shì)大體一致，上部存在高速主流區(qū)，下部存在對(duì)渦區(qū)，主流區(qū)的平均馬赫數(shù)在3.3左右，低速區(qū)馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)也較好。風(fēng)洞試驗(yàn)的主流區(qū)更大一些，約占出口截面的三分之二，數(shù)值仿真的主流區(qū)約占二分之一。這與數(shù)值仿真的附面層偏厚以及發(fā)生小分離有關(guān)，進(jìn)而造成對(duì)渦在隔離段內(nèi)發(fā)展更快，出口渦流區(qū)更大。

表1給出了設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道的總體性能，試驗(yàn)測(cè)得的出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.561，對(duì)于總收縮比5.78的進(jìn)氣道而言，總體性能較高。此外，數(shù)值仿真的出口馬赫數(shù)和增壓比與試驗(yàn)吻合較好，但試驗(yàn)測(cè)得的總壓恢復(fù)系數(shù)相對(duì)提高了3.1%，這是因?yàn)樵囼?yàn)測(cè)得的出口主流區(qū)更大。試驗(yàn)測(cè)量的流量系數(shù)為1.092，大于1.0，說(shuō)明在出口不均勻的超聲速區(qū)利用有限測(cè)點(diǎn)的皮托耙測(cè)量流量效果不佳，根據(jù)流量測(cè)量的經(jīng)驗(yàn)，在出口后接上流量筒將測(cè)量截面馬赫數(shù)控制在亞聲速且較均勻進(jìn)行測(cè)量比較準(zhǔn)確。總體而言，雖然試驗(yàn)結(jié)果略?xún)?yōu)于數(shù)值仿真結(jié)果，但是數(shù)值仿真結(jié)果也基本反映了進(jìn)氣道的實(shí)際性能，可以用來(lái)進(jìn)行輔助分析。

圖6 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)出口的馬赫數(shù)分布及流線(xiàn)Fig.6 Mach number distributions and streamlines of exit plane for Ma=6.0, AOA=0°

表1Ma=6.0,AOA=0°時(shí)進(jìn)氣道出口截面的總體性能參數(shù)

Table1GeneralperformanceofexitplaneforMa=6.0,AOA=0°

Itemφσp/p0MaeTest1．0920．56126．22．79CFD0．9470．54425．12．73

4.2 Ma=6.0，AOA=0° 時(shí)進(jìn)氣道的反壓特性

試驗(yàn)過(guò)程中利用尾部節(jié)流堵錐模擬了燃燒室反壓，圖7給出了不同反壓下頂板、唇口板和側(cè)板的沿程靜壓分布，可以看出，隨著出口反壓不斷增加，進(jìn)氣道內(nèi)通道靜壓擾動(dòng)起始位置不斷前移。當(dāng)出口反壓為135倍來(lái)流靜壓時(shí)，擾動(dòng)點(diǎn)基本接近喉道截面，此時(shí)對(duì)應(yīng)為臨界反壓。若進(jìn)一步增加反壓，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)，進(jìn)氣道表現(xiàn)為周期性的“喘振”，圖8給出了某一瞬時(shí)的紋影照片，外壓段的激波系出現(xiàn)了大幅振蕩(方框區(qū)域)，而其他波系結(jié)構(gòu)與起動(dòng)時(shí)的流場(chǎng)相同(圖5)。隨著出口反壓增加，對(duì)于受擾動(dòng)區(qū)域的靜壓，在頂板上不斷升高，唇口板上出現(xiàn)了上下波動(dòng)，側(cè)板介于二者之間，而且頂板的壓力升高起始點(diǎn)大于唇口板和側(cè)板。參考數(shù)值仿真結(jié)果(圖9)進(jìn)行分析：隨著出口反壓升高，在隔離段內(nèi)產(chǎn)生平衡此反壓的分叉激波或者激波串，超聲速氣流經(jīng)過(guò)這些激波系，在與亞聲速氣流的摻混過(guò)程中不斷地減速增壓，直至亞聲速流占據(jù)大部分管道。由于頂板附面層更厚，一方面是外壓縮面的發(fā)展，另一方面是橫向壓差使其唇口側(cè)的低能附面層氣流向頂板下洗堆積，因此附面層聲速線(xiàn)高，頂板上激波壓升前傳的距離更遠(yuǎn)，附面層抬升更高，由此形成的誘導(dǎo)激波使其壓升起始點(diǎn)前移，而該激波造成的壓升和激波后膨脹波-壓縮波的加速減壓在附面層內(nèi)彌散，更多的是一種亞聲速擴(kuò)壓過(guò)程，因此靜壓不斷上升。唇口板的附面層較薄，激波波根距離壓縮面較近，激波串內(nèi)劇烈的靜壓波動(dòng)可以輕易滲透附面層而作用在壓縮面上，靜壓出現(xiàn)了明顯的波動(dòng)。另外，從圖9可以看出，頂板的誘導(dǎo)激波可以使其唇口側(cè)附面層分離，這樣會(huì)出現(xiàn)壓力突升而后膨脹下降的情況，見(jiàn)圖7(b)。

圖7 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)不同反壓下頂板、唇口板和側(cè)板的沿程靜壓分布Fig.7 Static pressure distributions with different back pressure on top wall, cow wall and side wall for Ma=6.0, AOA=0°

圖8 喘振時(shí)進(jìn)氣道瞬時(shí)的紋影照片F(xiàn)ig.8 Instantaneous schlieren photograph of surge

圖9 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)80倍反壓下對(duì)稱(chēng)面的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)(CFD)Fig.9 Mach number distribution on symmetric plane with 80 times of the free stream pressure for Ma=6.0, AOA=0°(CFD)

總體來(lái)看，受外壓段影響，進(jìn)氣道頂板的附面層較厚，反壓前傳距離更遠(yuǎn)并引發(fā)大面積分離直至進(jìn)氣道不起動(dòng)，它是耐反壓的關(guān)鍵，因此在考慮提高進(jìn)氣道抗反壓能力時(shí)可以從減小頂板附面層厚度入手。

圖10給出了臨界和不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)出口截面的馬赫數(shù)分布，臨界狀態(tài)時(shí)高速主流區(qū)仍然位于上部且為超聲速區(qū)，下部為亞聲速區(qū)，出口平均馬赫數(shù)為1.12。當(dāng)反壓繼續(xù)增加使進(jìn)氣道不起動(dòng)時(shí)，出口截面大部分為亞聲速區(qū)，但是局部為低超聲速，出口平均馬赫數(shù)為0.86。這說(shuō)明在高反壓時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)通道的流態(tài)涉及復(fù)雜的超聲速增壓和亞聲速擴(kuò)壓過(guò)程。

進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)和馬赫數(shù)隨反壓的變化規(guī)律如圖11所示，隨著出口反壓增加，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)近似線(xiàn)性下降。當(dāng)在臨界狀態(tài)時(shí)，出口流量平均馬赫數(shù)為1.12，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.210，可承受135倍的來(lái)流靜壓(表2)。當(dāng)進(jìn)一步增加反壓，使其總壓恢復(fù)系數(shù)和出口馬赫數(shù)都降低，出口平均馬赫數(shù)降為 0.86，進(jìn)氣道處于不起動(dòng)時(shí)的“喘振”狀態(tài)，表2給出了某一喘振時(shí)刻的性能參數(shù)。

圖10 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)臨界和不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)出口的馬赫數(shù)分布Fig.10 Mach number distribution at exit plane on critical and unstart condition for Ma=6.0, AOA=0°

圖11 Ma=6.0,AOA=0° 時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)和馬赫數(shù)隨反壓變化Fig.11 Total pressure recovery coefficient and Mach number vs back pressure at exit plane for Ma=6.0, AOA=0°

表2Ma=6.0,AOA=0°時(shí)典型反壓下進(jìn)氣道出口截面的總體性能參數(shù)

Table2GeneralperformanceofexitplanewithtypicalbackpressureforMa=6.0,AOA=0°

Conditionσp/p0MaeCriticalcondition0．2101351．12Unstartcondition0．1621460．86

4.3 Ma=6.0,AOA=4° 攻角時(shí)進(jìn)氣道的通流特性

為了研究方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道的攻角特性，選取4° 攻角進(jìn)行試驗(yàn)，圖12給出了通流條件下頂板、唇口板和側(cè)板上的沿程靜壓分布。數(shù)值仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)吻合良好而且壓力突升點(diǎn)位置也吻合較好，這表明數(shù)值仿真的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)結(jié)果基本相同。由于攻角的存在，使其前緣壓縮角增加，整個(gè)型面相對(duì)變陡，所以壓縮面沿程靜壓增大，頂板外壓縮面的壓力分布仍然呈典型的反正切曲線(xiàn)。攻角的存在使其前緣激波的反射激波變?nèi)跚以陧敯宓娜肷潼c(diǎn)更加靠后，唇口激波打在肩點(diǎn)附近，與肩點(diǎn)后膨脹波的作用，強(qiáng)度較弱，隔離段內(nèi)反射波系間距較大且清晰，試驗(yàn)測(cè)得兩個(gè)明顯的壓力波峰。另外，進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面的低速區(qū)相對(duì)0°攻角時(shí)顯著減小。上述結(jié)果說(shuō)明，數(shù)值仿真對(duì)于簡(jiǎn)單波系的流場(chǎng)效果較好，如果涉及到激波附面層相干造成的復(fù)雜波系，數(shù)值仿真精度有所降低，這也是當(dāng)前數(shù)值模擬重點(diǎn)解決的問(wèn)題。

圖12 Ma=6.0，AOA=4° 時(shí)頂板、唇口板和側(cè)板的沿程靜壓分布Fig.12 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall for Ma=6.0, AOA=4°

圖13給出了進(jìn)氣道的風(fēng)洞紋影照片，與圖5的波系結(jié)構(gòu)類(lèi)似，只是外部存在一道明顯的唇口板前緣激波，是典型的起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

圖13 Ma=6.0，AOA=4°時(shí)進(jìn)氣道紋影照片 Fig.13 Schlieren photograph of inlet for Ma=6.0, AOA=4°

圖14給出了出口截面馬赫數(shù)分布，數(shù)值仿真表明存在兩對(duì)對(duì)渦，上部存在一對(duì)較大的對(duì)渦，但是二者并未在對(duì)稱(chēng)面相遇；下部存在一對(duì)較小的對(duì)渦且二者在對(duì)稱(chēng)面相遇。試驗(yàn)結(jié)果表明，上部和下部都存在一對(duì)對(duì)渦，但是對(duì)渦較小且上部對(duì)渦相遇。數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的主流區(qū)平均馬赫數(shù)近似在3.0左右，主要差別在于上部渦流區(qū)位置的預(yù)測(cè)，與0°攻角相比(圖7(a))，攻角造成了上部產(chǎn)生了較大渦流區(qū)但下部的渦流區(qū)也相應(yīng)減小。

圖14 Ma=6.0，AOA=4°時(shí)出口的馬赫數(shù)分布及流線(xiàn)Fig.14 Mach number distributions and streamlines of the exit plane for Ma=6.0, AOA=4°

表3給出了進(jìn)氣道4°攻角時(shí)的總體性能，數(shù)值仿真的出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)與試驗(yàn)吻合較好，流量系數(shù)的差別仍然較大。試驗(yàn)測(cè)得的增壓比更高，一方面是進(jìn)氣道出口流場(chǎng)復(fù)雜，靜壓分布不均，試驗(yàn)采用線(xiàn)性插值處理會(huì)造成一定誤差；另一方面是試驗(yàn)測(cè)得的出口渦流區(qū)較小?？傮w而言，試驗(yàn)結(jié)果略?xún)?yōu)于數(shù)值仿真，增壓比在39.2時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.463。與0°攻角時(shí)試驗(yàn)結(jié)果相比，增壓比增加了13，同時(shí)總壓恢復(fù)下降了17.5%。

表3Ma=6.0，AOA=4°時(shí)進(jìn)氣道出口截面的總體性能參數(shù)

Table3GeneralperformanceoftheexitplaneforMa=6.0，AOA=4°

Itemφσp/p0MaeTest1．3820．46339．22．49CFD1．2050．45833．62．53

5 結(jié) 論

1) 具有彌散反射激波中心體的“四波四區(qū)”基準(zhǔn)流場(chǎng)通過(guò)減弱前緣入射激波和反射激波強(qiáng)度進(jìn)一步提高了壓縮效率，設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=6.0時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)相對(duì)等直中心體基準(zhǔn)流場(chǎng)增加了5.1%，達(dá)到了0.952。

2) 該進(jìn)氣道可以較好地保持基準(zhǔn)流場(chǎng)的波系特征，頂板外壓段的壓力分布均具有反正切曲線(xiàn)特征，總體性能良好且出口渦流區(qū)較小，表明上述設(shè)計(jì)方法可行有效。設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.561，出口馬赫數(shù)為2.79，增壓比為26.2。臨界反壓約為135倍來(lái)流靜壓，此時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)降至0.210。

3) 隨著出口反壓的增加，進(jìn)氣道出口平均馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)近似線(xiàn)性下降，出口截面的上部都存在一個(gè)高速區(qū)。頂板的壓力升高起始點(diǎn)大于唇口板和側(cè)板，是耐反壓的關(guān)鍵。

4) 當(dāng)帶4° 攻角時(shí)，相對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)0° 攻角，進(jìn)氣道的增壓比增至39.2，同時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)下降為0.463，出口截面上部產(chǎn)生了較大渦流區(qū)但下部的渦流區(qū)也相應(yīng)減小。

5) 數(shù)值仿真較好地模擬了進(jìn)氣道流場(chǎng)的主要特征，頂板、唇口板和側(cè)板的沿程靜壓分布和出口馬赫數(shù)分布與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，驗(yàn)證了數(shù)值方法的可靠性。

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李永洲男， 博士， 工程師。主要研究方向： 高超聲速推進(jìn)技術(shù)和內(nèi)流氣體動(dòng)力學(xué)。

Tel.: 029-85208061

E-mail: nuaa-2004@126.com

張堃元男， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 高超聲速推進(jìn)技術(shù)和內(nèi)流氣體動(dòng)力學(xué)。

Tel.: 025-84892201-2100

E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

孫迪女， 碩士， 工程師。主要研究方向： 高超聲速氣動(dòng)熱動(dòng)力學(xué)。

Tel.: 029-85208061

E-mail: sinda.y@163.com

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1127.006.html

Experimentalinvestigationonahypersonicinwardturninginletofrectangular-to-circularshapewithcontrolledMachnumberdistribution

LIYongzhou1,2,*,ZHANGKunyuan1,SUNDi3

1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.Xi’anAerospacePropulsionInstitute,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Xi’an710100,China3.Xi’anInstituteofAerospacePropulsionTechnology,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Xi’an710025,China

BasedontheaxisymmetricbasicflowfieldwithdiffusingreflectedshockcenterbodyandarctangentMachnumberdistribution,aninwardturninginletwithrectangular-to-circulartransitionisdesigned.Theexperimentonthewindtunnelandnumericalsimulationareconductedtoobtaintheoperationcharacteristicsofthedesignpoint.Theexperimentalresultsindicatethatthepressuredistributionofthetopwallischaracterizedbyanarctangentcurve.Theinletisofgoodoverallperformance,andthevortexregionissmall.Inconclusion,thedesignmethodproposedisfeasibleandefficient.Forthedesignpoint,thetotalpressurerecoverycoefficientis0.561andthecompressionratiois26.2attheexitsection.Thecriticalbackpressureisabout135timesofthefreestreamstaticpressure,andthecorrespondingtotalpressurerecoverycoefficientis0.210.With4°attackangle,thecompressionratioincreasesby49.6%butthetotalpressurerecoverycoefficientdecreasesby17.5%attheexitsection.

inwardturninginlets;basicflowfield;Machnumberdistribution;windtunneltest;shapetransition

2015-10-13；Revised2015-12-28；Accepted2016-01-28；Publishedonline2016-02-221127

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(90916029,91116001)

.Tel.：029-85208061E-mailnuaa-2004@126.com

2015-10-13；退修日期2015-12-28；錄用日期2016-01-28； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-02-221127

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李永洲， 張堃元， 孫迪．馬赫數(shù)可控的方轉(zhuǎn)圓高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道試驗(yàn)研究J．航空學(xué)報(bào),2016,37(10):2970-2979.LIYZ,ZHANGKY,SUND.Experimentalinvestigationonahypersonicinwardturninginletofrectangular-to-circularshapewithcontrolledMachnumberdistributionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(10):2970-2979.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0035

V231

A

1000-6893(2016)10-2970-10