李永洲， 張堃元， 孫迪

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院， 南京 210016 2.中國航天科技集團(tuán)公司 西安航天動力研究所， 西安 710100 3.中國航天科技集團(tuán)公司 西安航天動力技術(shù)研究所， 西安 710025

馬赫數(shù)可控的方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道非設(shè)計(jì)點(diǎn)工作特性

李永洲1,2,*， 張堃元1， 孫迪3

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院， 南京 210016 2.中國航天科技集團(tuán)公司 西安航天動力研究所， 西安 710100 3.中國航天科技集團(tuán)公司 西安航天動力技術(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稱基準(zhǔn)流場，設(shè)計(jì)了方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道，并對其進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真研究，獲得該進(jìn)氣道非設(shè)計(jì)點(diǎn)(Ma=5.0和Ma=7.0)的工作特性和自起動特性。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特征，出口渦流區(qū)小且總體性能優(yōu)良。Ma=5.0和Ma=7.0時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.647和0.443，對應(yīng)的增壓比分別為20.0和32.7。Ma=5.0時(shí)，進(jìn)氣道不但可以捕獲約90%的自由來流，而且能夠自起動(內(nèi)收縮比高于Kantrowitz限制)，下臨界反壓為64倍來流靜壓，對應(yīng)的出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)分別為1.32和0.409。上述結(jié)果表明，本文設(shè)計(jì)方法可以獲得高性能的矩形轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道。

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

近年來，一種非傳統(tǒng)的高超聲速進(jìn)氣道——內(nèi)收縮進(jìn)氣道越來越受到設(shè)計(jì)人員的關(guān)注，這類進(jìn)氣道采用三維曲面壓縮，具有壓縮效率高、捕獲流量高、浸潤面積小、非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能優(yōu)及適應(yīng)性廣等優(yōu)點(diǎn)，且設(shè)計(jì)過程具有一定逆向性[1-4]。正是基于這種優(yōu)勢，它將成為進(jìn)氣道未來的發(fā)展趨勢并可能引起飛行器總體方案的革新[5-6]。

從高超聲速飛行器機(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)過前體壓縮的來流均勻，而且也便于模塊化安裝。橢圓/圓形燃燒室在結(jié)構(gòu)重量、浸潤面積、熱防護(hù)、減阻及角區(qū)流動控制方面要明顯優(yōu)于矩形燃燒室[7]，因而各國學(xué)者對矩形進(jìn)口轉(zhuǎn)橢圓/圓出口內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了大量研究。Smart基于倒置等熵噴管基準(zhǔn)流場，采用截面漸變函數(shù)光滑處理得到類矩形轉(zhuǎn)橢圓進(jìn)氣道型面，并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)[8]。Gollan和Ferlemann等采用參數(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[9]。Sabean和Lewis以期望的出口均勻度為目標(biāo)用優(yōu)化的方法進(jìn)行了矩形轉(zhuǎn)圓的內(nèi)通道設(shè)計(jì)[10]。Taylor和van Wie[11]采用截短的Busemann流場，通過截面漸變函數(shù)實(shí)現(xiàn)矩形進(jìn)口到圓形出口的光滑過渡。尤延鋮等采用三次曲線基準(zhǔn)流場，結(jié)合流追蹤技術(shù)和吻切軸對稱理論設(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)[12]。肖雅彬等發(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)流場是樣條曲線[13]。南向軍等基于壓力可控的基準(zhǔn)流場，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)[14]。

內(nèi)收縮進(jìn)氣道的性能直接由基準(zhǔn)流場決定，提高進(jìn)氣道性能必須由基準(zhǔn)流場入手。目前研究的軸對稱基準(zhǔn)流場大多是典型的“兩波三區(qū)”結(jié)構(gòu)[11-16]，較強(qiáng)的前緣激波及其反射激波不但會造成設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道壓縮效率降低，而且也容易引起不起動。因此，文獻(xiàn)[17]設(shè)計(jì)了彌散反射激波中心體的“四波四區(qū)”基準(zhǔn)流場，并基于該流場設(shè)計(jì)了方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了設(shè)計(jì)點(diǎn)(Ma=6.0)的工作特性。本文作為上述工作的延續(xù)，在非設(shè)計(jì)點(diǎn)(馬赫數(shù)5.0和7.0)進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真研究，獲得此時(shí)進(jìn)氣道的工作特性和自起動特性，進(jìn)一步驗(yàn)證文獻(xiàn)[17]的矩形轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

1 彌散反射激波中心體基準(zhǔn)流場特征

按照文獻(xiàn)[18]設(shè)計(jì)等直中心體的“四波四區(qū)”軸對稱基準(zhǔn)流場，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)流場的長度。為了進(jìn)一步提高進(jìn)氣道寬馬赫數(shù)范圍尤其是設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能，在上述等直中心體基準(zhǔn)流場基礎(chǔ)上，通過改變中心體母線來彌散反射激波[17]。參數(shù)化研究后選取綜合性能較優(yōu)的基準(zhǔn)流場，總收縮比Rct為7.72，內(nèi)收縮比Rci為2.13，長度L/Ri=4.96。

圖1給出了設(shè)計(jì)點(diǎn)(Ma=6.0)的流場結(jié)構(gòu)，該流場是典型的“四波四區(qū)”結(jié)構(gòu)，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，反射激波被彌散，強(qiáng)度很弱。在出口增壓比p/p0為24.7時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)σ高達(dá)0.952。圖2給出了超額定狀態(tài)(Ma=7.0)時(shí)的流場結(jié)構(gòu)，中心體初始段存在等熵膨脹波，前緣入射激波波前馬赫數(shù)增加，此處激波強(qiáng)度變大，但是反射激波相對較弱，在出口增壓比(p/p0=32.3)略高于等直中心體基準(zhǔn)流場(p/p0=31.1)的同時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)相對提高了5.7%，達(dá)到了0.890。Ma=5.0時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)為0.975，相對等直中心體時(shí)增加了3.8%，此時(shí)增壓比為21.3，相對減小了12.5%。以上說明，在非設(shè)計(jì)點(diǎn)通過彌散反射激波也可以提高基準(zhǔn)流場的壓縮效率。

圖2 Ma=7.0時(shí)基準(zhǔn)流場的流場結(jié)構(gòu)Fig.2 Basic flowfield structure for Ma=7.0

2 進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

基于上節(jié)的基準(zhǔn)流場，結(jié)合流線追蹤與截面漸變技術(shù)[7]，設(shè)計(jì)出方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道。為了保證進(jìn)氣道在Ma=5.0時(shí)可以自起動，按照此時(shí)唇口封閉處的橫截面的平均馬赫數(shù)來設(shè)定內(nèi)收縮比Rci，后切部分唇口使Rci降為1.40，稍大于Kantrowitz起動限制(Rci=1.34)[19]，對應(yīng)的總收縮比降至5.78，等直隔離段長度取7倍的喉道直徑。具體的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵妶D3，由方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道、隔離段、測量段、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，總長為1 141 mm。

圖3 方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.3 Wind tunnel test model for the inlet with rectangular-to-circular shape transition

3 研究方法

3.1 試驗(yàn)條件

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，有4套軸對稱噴管，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。本文試驗(yàn)來流馬赫數(shù)Ma=5.0，來流總壓為0.74 MPa，來流總溫為480 K；試驗(yàn)來流馬赫數(shù)Ma=7.0，來流總壓為1.40 MPa，來流總溫為581 K。

試驗(yàn)過程中需要采集進(jìn)氣道沿程靜壓分布、出口截面的靜壓和皮托壓，同時(shí)輔以數(shù)值仿真結(jié)果對流場進(jìn)行分析，總體性能參數(shù)通過換算按照流量加權(quán)平均獲得。壓力測量設(shè)備為美國PSI(Pressure System Inc.)公司的電子壓力掃描閥和動態(tài)壓力傳感器。進(jìn)氣道和隔離段內(nèi)沿程靜壓測點(diǎn)共54個(gè)，在隔離段出口截面采用“米”字皮托耙共33個(gè)總壓測點(diǎn)，每排耙沿徑向布4個(gè)測點(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排皮托耙相對應(yīng)在隔離段出口壁面沿周向布置8個(gè)靜壓測點(diǎn)。選取一個(gè)PSI測點(diǎn)測量來流總壓，采用步進(jìn)電機(jī)調(diào)節(jié)堵錐來模擬出口反壓。通過靜壓測點(diǎn)數(shù)據(jù)獲得沿程的靜壓分布并監(jiān)測通道內(nèi)的波系結(jié)構(gòu)，采用?300 mm的紋影系統(tǒng)來觀察進(jìn)氣道外壓段的波系結(jié)構(gòu)。

3.2 數(shù)值計(jì)算方法及驗(yàn)證

采用Fluent軟件進(jìn)行有粘計(jì)算，通量差分采用Roe-Flux Differenc Split(FDS)格式，湍流模型為Re-Normalization Group (RNG)k-ε模型，近壁處采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。流動方程、k方程、ε方程均選擇二階迎風(fēng)格式離散。由于模型和流場的對稱性，取一半進(jìn)行計(jì)算，壁面附近的網(wǎng)格局部加密，使得其主要區(qū)域的第1層網(wǎng)格高度y+在30左右，網(wǎng)格總數(shù)約86萬。采用理想氣體模型并考慮比熱隨溫度的變化，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式計(jì)算，壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，壓力遠(yuǎn)場和壓力出口邊界條件。計(jì)算時(shí)監(jiān)測全場殘差的平均值及進(jìn)氣道出口截面的流量，以各方程的殘差均下降3個(gè)數(shù)量級，同時(shí)保證出口截面的流量已經(jīng)穩(wěn)定為收斂準(zhǔn)則。

圖4 頂板和唇口板的沿程靜壓分布Fig.4 Static pressure distribution on top wall and cowl wall

4 結(jié)果與分析

4.1 Ma=7.0時(shí)進(jìn)氣道的通流特性

在超額定狀態(tài)Ma=7.0對進(jìn)氣道進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，此時(shí)堵錐完全放開，進(jìn)氣道處于超聲速通流狀態(tài)。圖5給出頂板、唇口板和側(cè)板上的沿程靜壓分布，縱坐標(biāo)采用來流靜壓無因次化，Test表示試驗(yàn)，CFD表示數(shù)值仿真，圖6給出了進(jìn)氣道的紋影圖片。數(shù)值仿真結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)趨勢大致相同，尤其是外壓段頂板壓力分布吻合良好，呈典型的反正切分布規(guī)律。圖5(a)也可以看出，在喉道附近數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)差別較大，數(shù)值仿真流場在此處存在分離包，誘導(dǎo)激波使其頂板上靜壓突升靠前。試驗(yàn)結(jié)果表明頂板在此處的分離包很小，壓力突升點(diǎn)幾乎位于肩點(diǎn)，之后經(jīng)過反射激波系，壓力不斷上升，這也造成唇口板有明顯的壓力躍升。對于側(cè)板上的靜壓分布，數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)吻合較好。圖6的波系結(jié)構(gòu)表明進(jìn)氣道處于起動狀態(tài)，只存在一道明顯的外罩激波?？傊?，Ma=7.0時(shí)更強(qiáng)的激波系強(qiáng)度使隔離段內(nèi)激波與附面層相干嚴(yán)重，數(shù)值仿真結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)差別變大。

圖5 Ma=7.0時(shí)頂板、唇口板和側(cè)板的沿程靜壓分布Fig.5 Static pressure distribution on top wall, cowl wall and side wall for Ma=7.0

圖7可以看出，試驗(yàn)測得的出口馬赫數(shù)分布左右對稱，與數(shù)值仿真的趨勢大體一致，主流區(qū)的平均馬赫數(shù)都在3.7左右。但是，試驗(yàn)的主流區(qū)面積更大，尤其是出口截面中心區(qū)仍然保持較高的馬赫數(shù)。數(shù)值仿真的對渦區(qū)約占出口的2/3，這與喉部附近數(shù)值計(jì)算的分離密切相關(guān)。圖8 是試驗(yàn)測得的出口總壓恢復(fù)系數(shù)分布，截面存在明顯的高能區(qū)和低能區(qū)且高能區(qū)在截面上部，總壓恢復(fù)系數(shù)約為0.48，低能區(qū)主要位于頂板。

圖6 Ma=7.0時(shí)進(jìn)氣道的紋影圖Fig.6 Schlieren image of inlet for Ma=7.0

圖7 Ma=7.0時(shí)出口截面的馬赫數(shù)分布Fig.7 Mach number distribution on exit plane for Ma=7.0

圖8 Ma=7.0時(shí)出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)分布Fig.8 Total pressure recovery coefficient distribution on exit plane for Ma=7.0

表1給出了Ma=7.0時(shí)進(jìn)氣道的總體性能參數(shù)，壓縮效率較高。試驗(yàn)與數(shù)值仿真結(jié)果的增壓比近似相等，出口馬赫數(shù)Mae和總壓恢復(fù)系數(shù)試驗(yàn)值更大，總壓恢復(fù)系數(shù)相對提高了4.5%，這主要是因?yàn)殡S著來流馬赫數(shù)的增加，隔離段內(nèi)激波強(qiáng)度變強(qiáng)，數(shù)值計(jì)算的分離區(qū)和出口渦流區(qū)更大，造成總壓損失和出口畸變均增大。對于流量系數(shù)φ，試驗(yàn)值與數(shù)值計(jì)算差別較大，試驗(yàn)值相對增加了25%。分析其原因：試驗(yàn)采用的是總靜壓方法，風(fēng)洞研究早已表明，測量截面的速度系數(shù)在0.6～1.0之間，則管道的流量測量較為準(zhǔn)確，這就需要在進(jìn)氣道出口后再增加一個(gè)收縮段整流。但是，考慮到風(fēng)洞實(shí)際尺寸，該收縮段也不會太長，這樣在文中測量截面的速度系數(shù)遠(yuǎn)大于1.0且極不均勻的條件下，采用有限的總壓加壁面靜壓測點(diǎn)就難以準(zhǔn)確測量流量系數(shù)[23]。另外，文獻(xiàn)[24]的研究表明，即使測量截面速度系數(shù)在0.6左右，總靜壓的不均勻性和近壁面流動會造成計(jì)算值與實(shí)際值相差15%以上。

表1 Ma=7.0時(shí)進(jìn)氣道出口截面的總體性能參數(shù)Table 1 General performance of exit plane for Ma=7.0

4.2 Ma=5.0時(shí)進(jìn)氣道的通流特性

圖9給出亞額定狀態(tài)Ma=5.0時(shí)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)的靜壓分布趨勢吻合良好，外壓段的頂板壓力分布仍然呈反正切曲線特征，而且壓力突升點(diǎn)的位置基本一致，這表明數(shù)值仿真的流場波系與試驗(yàn)接近。由于來流馬赫數(shù)減小，激波強(qiáng)度減弱且附面層發(fā)展較慢，激波附面層相干減弱，進(jìn)氣道不易分離，因此低馬赫數(shù)時(shí)數(shù)值仿真準(zhǔn)確度提高。結(jié)合圖10的數(shù)值仿真結(jié)果對頂板靜壓分布進(jìn)行分析，前緣激波的反射激波打在頂板上造成第1次壓力突升，接著經(jīng)過肩部附近的膨脹扇使其壓力有所降低，再經(jīng)過唇口激波及其反射激波使其壓力進(jìn)一步躍升，之后隔離段內(nèi)激波和膨脹波的影響使其出現(xiàn)了兩次升降。

圖9 Ma=5.0時(shí)頂板、唇口板和側(cè)板沿程靜壓分布Fig.9 Static pressure distribution on top wall, cowl wall and side wall for Ma=5.0

圖11可以看出，低馬赫數(shù)時(shí)出口截面較均勻，主流區(qū)超過出口截面的一半。數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)吻合較好，包括主流區(qū)的面積和馬赫數(shù)大小，但是由于試驗(yàn)出口測點(diǎn)有限，無法給出流場的細(xì)節(jié)特征。圖12中試驗(yàn)測得的出口總壓恢復(fù)系數(shù)分布趨勢與馬赫數(shù)分布一致，高能區(qū)位于上部且面積遠(yuǎn)大于底部的低能區(qū)。

圖10 Ma=5.0時(shí)對稱面的靜壓等值線圖(CFD)Fig.10 Static pressure contour plots on symmetry plane for Ma=5.0 (CFD)

圖11 Ma=5.0時(shí)出口截面的馬赫數(shù)分布 Fig.11 Mach number distribution on exit plane for Ma=5.0

圖12 Ma=5.0時(shí)出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)分布Fig.12 Total pressure recovery coefficient distribution on exit plane for Ma=5.0

圖13 出口截面水平和豎直方向的皮托壓分布 Fig.13 Pitot pressure distribution in horizontal and vertical direction on exit plane

綜上分析可知，在低來流馬赫數(shù)時(shí)數(shù)值計(jì)算方法具有較高的可信度，可以用來輔助試驗(yàn)結(jié)果分析，刻畫流場的細(xì)節(jié)。

表2給出了Ma=5.0時(shí)進(jìn)氣道的總體性能，其具有高的壓縮效率。數(shù)值仿真得到的出口增壓比、馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)與試驗(yàn)吻合都較好，流量系數(shù)的差別仍然較大。試驗(yàn)測得的總壓恢復(fù)系數(shù)略高，這與測點(diǎn)位于附面層之外以及有限測點(diǎn)無法反映流場細(xì)節(jié)有關(guān)。流量系數(shù)的數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)相差5%，相對Ma=7.0時(shí)差別變小，這是因?yàn)槠涑隹诟泳鶆虻木壒?，但是也說明該進(jìn)氣道流量捕獲能力較高。

表2 Ma=5.0時(shí)進(jìn)氣道出口截面的總體性能參數(shù)Table 2 General performance of exit plane for Ma=5.0

4.3 Ma=5.0時(shí)進(jìn)氣道的自起動特性

在Ma=5.0的自起動試驗(yàn)中，首先通過給定一個(gè)錐位使進(jìn)氣道不起動，通過觀測紋影發(fā)現(xiàn)出現(xiàn)“喘振”，來流以一定的頻率被不斷地“吞入”又再次“吐出”進(jìn)氣道，造成外壓段波系前后振蕩，見圖14(a)給出的瞬時(shí)紋影圖，然后不斷退錐使其“吐出”的不起動波系再次進(jìn)入到通道內(nèi)且紋影顯示波系穩(wěn)定(圖14(b))，此時(shí)沿程靜壓和出口馬赫數(shù)的分布與通流情況基本一致，進(jìn)氣道進(jìn)入起動狀態(tài)，即該進(jìn)氣道在Ma=5.0時(shí)具有自起動能力，也說明Kantrowitz曲線給定的內(nèi)收縮比偏保守。

圖14 Ma=5.0時(shí)進(jìn)氣道自起動過程的紋影照片 Fig.14 Schlieren image of self-starting process for Ma=5.0

圖15 Ma=5.0時(shí)自起動過程中不同反壓下頂板的沿程壓力分布Fig.15 Pressure distribution on top wall with different back pressure in the self-starting process for Ma=5.0

退錐的過程中，在預(yù)先設(shè)定的位置都給定一段穩(wěn)定采集數(shù)據(jù)時(shí)間，圖15給出了進(jìn)氣道自起動過程中不同反壓下頂板的沿程靜壓分布，可以看出，進(jìn)氣道在起始位置是不起動狀態(tài)，起始壓升點(diǎn)在頂板的外壓段而且對應(yīng)的壓升小于當(dāng)?shù)卣げ▔罕?，說明該壓升是由分離包的誘導(dǎo)激波產(chǎn)生，這種由分離引起的不起動稱為“軟不起動”[25]。隨著堵錐不斷后移，出口反壓不斷減小，“吐出”的氣流在某一時(shí)刻將被完全“吞入”，此時(shí)對應(yīng)的反壓稱為“下臨界反壓”。通常所說的臨界反壓稱為“上臨界反壓”，過程正好相反，其反壓是不斷增加直至進(jìn)氣道不起動。二者相比，“下臨界反壓”更小，但仍可以用來作為進(jìn)氣道最大抗反壓能力的參考。該進(jìn)氣道的“下臨界反壓”為64倍來流靜壓，對應(yīng)的出口平均馬赫數(shù)達(dá)到了1.32，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.409。另外，在高反壓(pe/p0≥48)時(shí)，頂板壓力沿流向不斷上升，在低反壓時(shí)存在上下波動。

圖16的試驗(yàn)結(jié)果可以看出，進(jìn)氣道不起動時(shí)，出口截面馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)分布趨勢相同，上部為高速高能區(qū)，下部為低能區(qū)。全場亞聲速，出口平均馬赫數(shù)為0.67，此時(shí)對應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)和增壓比分別為0.191和73.0。

圖16 Ma=5.0時(shí)不起動狀態(tài)下出口截面的馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)分布Fig.16 Mach number and total pressure recovery coefficient distribution on exit plane under unstart condition for Ma=5.0

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)流場在非設(shè)計(jì)點(diǎn)具有較高的壓縮效率。相對等直中心體基準(zhǔn)流場，超額定狀態(tài)Ma=7.0時(shí)其出口增壓比和總壓恢復(fù)系數(shù)分別提高了3.8%和5.7%，總壓恢復(fù)系數(shù)高達(dá)0.890。

2) 進(jìn)氣道在非設(shè)計(jì)點(diǎn)較好地保持了基準(zhǔn)流場的波系特征，外壓段的頂板壓力均呈反正切曲線分布，總體性能良好且出口渦流區(qū)較小。Ma=5.0和7.0時(shí)出口總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.647和0.443，對應(yīng)的增壓比分別為20.0和32.7，Ma=5.0時(shí)可以捕獲約90%的自由來流。

3) 進(jìn)氣道Ma=5.0時(shí)可以自起動，Kantrowitz曲線用來指導(dǎo)內(nèi)收縮比的選取偏保守。另外，該進(jìn)氣道屬于“軟不起動”，出口截面全場亞聲速且上部速度更高。

4)Ma=5.0時(shí)“下臨界反壓”為64倍來流靜壓，其可以作為進(jìn)氣道最大抗反壓能力的參考，此時(shí)對應(yīng)的出口平均馬赫數(shù)為1.32，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.409。

[1] YOU Y C. An overview of the advantages and concerns of hypersonic inward turning inlets: AIAA-2011-2269[R]. Reston: AIAA, 2011.

[2] BILLIG F S, KOTHARI A. Streamline tracing: Technique for designing hypersonic vehicles[J]. Journal of Propulsion and Power, 2000, 16(3): 465-471.

[3] TIAN C, LI N, GONG G H, et al. A parameterized geometry design method for inward turning inlet compatible waverider[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(5): 1135-1146.

[4] MALO-MOLINA F J, GAITONDE D V, EBRAHIMI H B, et al. Three-dimensional analysis of a supersonic combustor coupled to innovative inward-turning inlets[J]. AIAA Journal,2010, 48(3): 572-582.

[5] BULMAN M J, SIEBENHAAR A. The rebirth of round hypersonic propulsion: AIAA-2006-5035[R]. Reston: AIAA, 2006.

[6] BILLIG F S, JACOBSEN L S. Comparison of planar and axisymmetric flow paths for hydrogen fueled space access vehicle: AIAA-2003-4407[R]. Reston: AIAA, 2003.

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

[8] SMART M K. Experimental testing of a hypersonic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition: AIAA-1999-0085[R]. Reston: AIAA, 1999.

[9] GOLLAN R J, FERLEMANN P G. Investigation of REST-class hypersonic inlet designs: AIAA-2011-2254[R]. Reston: AIAA, 2011.

[10] SABEAN J W, LEWIS M J. Computational optimization of a hypersonic rectangular-to-circular inlet[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17(3): 571-578.

[11] TAYLOR T, VAN WIE D. Performance analysis of hypersonic shape-changing inlets derived from morphing streamline traced flowpaths: AIAA-2008-2635[R]. Reston: AIAA, 2008.

[12] YOU Y C, LIANG D W, GUO R W. High enthalpy wind tunnel tests of three-dimensional section controllable internal waverider hypersonic inlet: AIAA-2009-0031[R]. Reston: AIAA, 2009.

[13] XIAO Y B, YUE L J, CHEN L H, et al. Iso-contraction-ratio methodology for the design of hypersonic inward turning inlets with shape transition: AIAA-2012-5978[R]. Reston: AIAA, 2012.

[14] 南向軍， 張堃元， 金志光， 等. 矩形轉(zhuǎn)圓形進(jìn)氣道馬赫5正8° 攻角啟動性能分析[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 44(2): 146-151.

NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G, et al. Start characteristics of hypersonic inlets with rectangular to circular shape transition atMa5 with attack angle 8°[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012, 44(2): 146-151 (in Chinese).

[15] M?LDER S, SZPIRO J. Busemman inlet for hypersonic speeds[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1966, 3(8): 1303-1304.

[16] 賀旭照， 樂嘉陵， 宋文燕， 等. 基于軸對稱噴管的三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)與初步評估[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2010, 31(2): 147-152.

HE X Z, LE J L, SONG W Y, et al. 3D inward turning inlet design basing on axisymmetric nozzle and its preliminary assessment[J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(2): 147-152 (in Chinese).

[17] 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.

LI Y Z, ZHANG K Y, SUN D. Experimental investigation on a hypersonic inward turning inlet of rectangular-to-circular shape transition with controlled Mach number distribution[J]. Acta Aeronautica et Astronamtica Sinica, 2016, 37(10): 2970-2979 (in Chinese).

[18] 李永洲， 張堃元， 羅蕾， 等. 高超聲速內(nèi)收縮進(jìn)氣道軸對稱基準(zhǔn)流場改進(jìn)[J]. 航空動力學(xué)報(bào), 2013, 28(11): 2543-2552.

LI Y Z, ZHANG K Y, LUO L, et al. Modified axisymmetric basic flowfield for hypersonic inward turning inlet[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(11): 2543-2552 (in Chinese).

[19] KANTROWITZ A, DONALDSON C. Preliminary investigation of supersonic diffusers: NACA-WR L-713[R]. Reston: NASA, 1945.

[20] REINARTZ B U, HERRMANN C D, BALLMANN B, et al. Aerodynamic performance analysis of a hypersonic inlet isolator using computation and experiment[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003, 19(5): 868-875.

[21] 王翼. 高超聲速進(jìn)氣道啟動問題研究[D]. 長沙： 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2008.

WANG Y. Investigation on the starting characteristics of hypersonic inlet[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2008 (in Chinese).

[22] 劉凱禮. 高超聲速進(jìn)氣道動/穩(wěn)態(tài)攻角特性研究[D]. 南京： 南京航空航天大學(xué)，2012.

LIU K L. Research on aerodynamic characteristics of hypersonic inlets with dynamic/steady angle-of-attack[D]. Nanjing: Nanjing university of Aeronautics and Astronautics, 2012 (in Chinese).

[23] KITAMURA E, MITANI T, SAKURANAKA N, et al. Evaluating the aerodynamic performance of scramjet engines by pressure measurement: AIAA-2003-7053 [R]. Reston: AIAA, 2003.

[24] 王紅， 馬明明. 某型發(fā)動機(jī)空氣流量計(jì)算影響因素研究[J]. 燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究, 2010, 23(3): 22-26.

WANG H, MA M M. Study on the factors affecting airflow calculation of an aero-engine[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2010, 23(3): 22-26 (in Chinese).

[25] VAN WIE D M, KWOK F T, WALSH R F. Starting characteristics of supersonic inlets: AIAA-1996-2914[R]. Reston: AIAA, 1996.

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)流氣體動力學(xué)。

Tel.: 029-85208061

E-mail: nuaa-2004@126.com

張堃元男， 碩士， 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： 高超聲速氣動熱動力學(xué)。

Tel.: 029-85208061

E-mail: sinda.y@163.com

*Correspondingauthor.Tel.：029-85208061E-mail:nuaa-2004@126.com

Off-designperformancecharacteristicsofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionwithcontrolledMachnumberdistribution

LIYongzhou1,2,*,ZHANGKunyuan1,SUNDi3

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

BasedontheaxisymmetricbasicflowfieldofdiffusingreflectedshockcenterbodywitharctangentMachnumberdistribution,aninwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionisdesigned.Windtunnelexperimentandnumericalsimulationareconductedtoobtaintheoff-designperformancecharacteristicsandself-startingcharacteristics.Theexperimentalresultsindicatethatthetopwallpressuredistributionisofarctangentcurve.Theinlethasgoodoverallperformanceandsmallvortexregionatexitsection.ForMa=5.0andMa=7.0,thetotalpressurerecoverycoefficientofexitsectionis0.647and0.443,respectively,andthecorrespondingcompressionratiois20.0and32.7,respectively.ForMa=5.0,theinletcouldcaptureabout90%ofthefreestreamandself-startdespiteitsinternalcontractionratiobeingabovetheKantrowitzlimit;thelowercriticalbackpressureoftheinletisabout64timesofthefreestreamstaticpressure,andthecorrespondingMachnumberandtotalpressurerecoverycoefficientofexitsectionare1.32and0.409,respectively.Theresultsdemonstratethathigh-performanceinwardturninginletswithrectangular-to-circularshapetransitioncanbedesignedbythemethodproposedinthispaper.

inwardturninginlets;basicflowfield;Machnumberdistribution;windtunneltest;self-starting

2015-11-02；Revised2015-12-02；Accepted2016-03-01；Publishedonline2016-03-091417

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160309.1417.002.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(90916029,91116001)

2015-11-02；退修日期2015-12-02；錄用日期2016-03-01； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-03-091417

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160309.1417.002.html

國家自然科學(xué)基金 (90916029,91116001)

*

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

李永洲， 張堃元， 孫迪． 馬赫數(shù)可控的方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道非設(shè)計(jì)點(diǎn)工作特性J． 航空學(xué)報(bào),2016,37(11):3263-3272.LIYZ,ZHANGKY,SUND.Off-designperformancecharacteristicsofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionwithcontrolledMachnumberdistributionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(11):3263-3272.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0060

V231.3

A

1000-6893(2016)11-3263-10