王俊偉, 夏智勛, 羅振兵, 鄧 雄, 楊升科

(國防科學技術大學 航天科學與工程學院, 湖南 長沙 410073)

0 引 言

高超聲速進氣道是超然沖壓發(fā)動機的重要組成部分之一，高超聲速進氣道不起動問題是高超聲速進氣道研究熱點問題之一，國內外對此開展了大量實驗與數(shù)值模擬研究[1-6]，取得了大量的研究成果。進氣道在低于設計馬赫數(shù)狀態(tài)下飛行時，激波誘導邊界層分離是造成進氣道不起動的主要原因，其中對邊界層分離控制有主動控制和被動控制，被動控制局限于工況的改變而無法做出相應的調整[7-8]，而主動控制可以根據(jù)工況改變進行調節(jié)控制[9-12]。

合成射流是一種新型的主動流動控制方法，具有體積小、質量輕、無需額外氣源等優(yōu)點[13-15]，其作用于非設計狀態(tài)下進氣道內分離區(qū)下部可以提高進氣道內部流場的穩(wěn)定性，改善流動分離導致的流動損失[16]。本文參考設計狀態(tài)為Ma=6.0的高超聲速進氣道[17-18]，文獻[17-18]主要研究抽吸對進氣道抗反壓能力的影響，本文對非設計狀態(tài)下高超聲速進氣道進行數(shù)值模擬，模擬進氣道帽罩打開后到流場穩(wěn)定過程中激勵器對進氣道內部流場的影響，對比分析有無合成射流作用于非設計馬赫數(shù)下進氣道不起動過程，研究合成射流對內部流場的影響，分析合成射流延遲進氣道不起動的機理。

1 計算模型

1.1 邊界條件

數(shù)值模擬采用FLUENT商業(yè)軟件，圖1給出了進氣道、隔離段簡圖。進口條件采用壓力遠場邊界條件，給定來流靜壓為8428.2 Pa、靜溫為216.7 K，來流馬赫數(shù)為3.5Ma；出口條件為壓力出口，給定出口反壓以及總溫747.6 K；壁面采用無滑移、絕熱條件。激勵器振動采用動網格進行模擬，網格再生方法采用鋪層(Layering)方式；振動頻率1000 Hz,射流峰值速度為45 m/s。

圖1 進氣道-隔離段物理模型簡圖Fig.1 Geometric sketch of the inlet-isolator model

1.2 控制方程及模擬方法

合成射流作用于高超聲速進氣道為非定常過程，本文采用二維非定常可壓縮雷諾時均N-S方程作為控制方程。控制方程采用有限體積法離散，湍流模型采用RNGk-e模型，其具有對射流和平板射流模擬中有較好的模擬結果，并且采用由壓力梯度引起的增強壁面法。網格量為4.8萬，同時對壁面網格進行加密，第一層網格距離壁面為0.03 mm，使y+值在1～3之間。激勵器網格及其附近網格進行加密。方程采用隱式方法進行求解，時間步長為1×10-5。

2 算例驗證

2.1 進氣道壁面壓力驗證

為了更好的模擬進氣道-隔離段中激波與邊界層的干擾，計算過程中先進行初算而后利用自適應網格進行處理，收斂標準為殘差下降3個數(shù)量級，同時出口質量流量不再發(fā)生變化或處于周期性變化。

首先對文獻[18]中背壓為來流靜壓的13與30倍進行模擬，邊界條件與文獻[18]相同，圖2為下壁面壓力分布，坐標刻度與文獻[17]一致。從下壁面壓力分布圖可知，在內壓縮段壓力升高，隔離段上壓力變化趨勢相同。本文的數(shù)值計算對邊界層分離的高超聲速進氣道不起動流場具有較好的模擬能力，結果可信。

圖2 進氣道-隔離段壁面壓力分布(文獻仿真數(shù)據(jù)與本文仿真數(shù)據(jù))Fig.2 Distributions of static pressure in inlet-isolator (Paper data and Computation data)

2.2 進氣道帽罩打開前流場驗證

圖3為帽罩未打開時進氣道馬赫等值線圖，與文獻[19]形成的馬赫流場等值線圖類似。

(a) 無激勵進氣道馬赫數(shù)等值線圖

(b) 有激勵器進氣道馬赫數(shù)等值線圖

帽罩脫體激波與邊界層相互作用產生極大分離區(qū)，分離高度與文獻中描述類似達到唇口高度量級，結果可信。

3 數(shù)值模擬結果分析

3.1 無激勵器作用進氣道不起動過程分析

圖4為無激勵器作用進氣道，帽罩打開以后，t=21.5 ms到49.5 ms進氣道內流場變化馬赫數(shù)等值線圖。帽罩打開后氣流進入進氣道內壓縮段，來流在進氣道內加速；t=21.5 ms時，氣流已經在隔離段尾部，楔板上分離泡消失，分離泡形成的分離激波消失。t=24ms進氣道內壓縮段后部邊界上出現(xiàn)小范圍邊界層分離，進氣道內壓縮段后部形成的邊界層分離是由唇口激波誘導內壓縮段邊界層所致。t=26.5 ms隔離段前部邊界上出現(xiàn)小范圍邊界層分離，進氣道內壓縮段邊界層分離區(qū)與隔離段前部邊界層分離區(qū)彼此分開。

t=27.5 ms時兩邊界層分離區(qū)擴大、相互連接形成大分離泡，大分離泡的形成導致進氣道喉部面積減小、內收縮比增大，進氣道捕獲流量沒有改變造成內壓縮段邊界層分離區(qū)逐漸向上游發(fā)展、擴大形成分離泡出現(xiàn)分離激波，分離激波打在外罩上誘導外罩邊界層分離。

(a) t=21.5 ms

(b) t=24 ms

(c) t=26.5 ms

(d) t=27.5 ms

(e) t=30 ms

(f) t=32 ms

(g) t=38 ms

(h) t=45 ms

(i) t=45.5 ms

(j) t=49.5 ms

t=27.5 ms到t=32ms觀察到分離泡擴大，分離激波增強并且分離激波前移，打在外罩上誘導的分離區(qū)也向上游移動，外罩上的分離泡與內壓縮段分離泡在進氣道內壓縮段后部形成先縮小后擴張的氣動喉道，如圖t=32ms。

分離泡的擴大、增長以及氣動喉道的形成使進氣道出現(xiàn)壅塞，進氣道流量捕獲沒有減少，隔離段內壓力增大，致使壅塞矛盾進一步加劇，分離泡與分離激波快速向上游發(fā)展，外罩上由分離激波誘導的外罩分離泡也向上游發(fā)展，內壓縮段上的分離激波隨著邊界層分離區(qū)的增厚而增強。

捕獲的流量依然沒有改變，這一矛盾導致內壓縮段上的分離泡快速向上游發(fā)展，分離激波也相應快速的向上游移動。進氣道在t=38ms時，內壓縮段上分離區(qū)前部達到唇口X坐標位置，t=45 ms時內壓縮段邊界層分離區(qū)從進氣道內部推出，分離激波打在唇口，氣動喉道推至唇口位置，此時并未發(fā)生溢流。壅塞矛盾并未解決，進氣道內壓縮段上分離泡后部再次形成氣動喉道，t=45.5 ms，溢流開始，唇口處壓力緩慢降低。

隨著分離泡進一步向上游發(fā)展，分離激波從進氣道內吐出，溢流量增加，壅塞的矛盾逐漸解決。t=49.5 ms以后進氣道內部流場不再發(fā)生變化，溢流量穩(wěn)定，唇口處與內壓縮段分離泡后部形成的兩處氣動喉道逐漸減弱至消失。

綜上所述，進氣道不起動過程：唇口激波誘導內壓縮段邊界層分離，該分離區(qū)與隔離段分離區(qū)連接形成大分離泡，大分離泡破壞了進氣道的幾何構型，減小進氣道喉部面積，其又促使分離泡變長、變厚，分離泡變大形成強分離激波，該激波進而誘導外罩上邊界層分離；內壓縮段上大分離泡與外罩上小分離泡形成氣動喉道致使進氣道壅塞；進氣道捕獲流量沒有改變，壅塞矛盾加劇又促進邊界層分離區(qū)快速向上游發(fā)展，待分離激波從進氣道內吐出產生溢流，自此進氣道不起動。進氣道不起動流場穩(wěn)定的標志是內收縮段上的氣動喉道的消失。

3.2 合成射流作用下進氣道不起動過程分析

圖5為有激勵器作用進氣道，帽罩打開以后，t=21.5 ms到t=95 ms進氣道內流場變化的馬赫數(shù)等值線圖。由圖4、圖5觀察到有激勵器作用于進氣道與無激勵器作用進氣道不起動過程有相同之處，但是在相同條件下有激勵器的作用時進氣道的起動時間增長。

從圖5：t=21.5 ms可知激勵器吸入高速來流，對比圖4：t=21.5 ms時發(fā)現(xiàn)高速來流運動長度較短，可知激勵器的工作減緩了來流沖擊的速度，這有助于發(fā)動機的點火。t=24ms時進氣道楔板上大分離泡及分離激波幾乎消失這與無激勵器作用進氣道時相同。同在t=26.5 ms時內壓縮段上邊界層開始分離。較之于無激勵器作用的進氣道，有激勵器作用的進氣道在t=45 ms時兩分離區(qū)才連合形成分離泡，其原因為：合成射流作用于內部流場，內壓縮段與隔離段交界處的低速氣流被激勵器吸入腔體內，隔斷了內壓縮段與隔離段上兩分離邊界層的連接，進氣道的喉道面積沒有減少，這阻礙了邊界層分離區(qū)迅速擴大、變厚，然而在唇口激波的持續(xù)作用下，內壓縮段上的分離區(qū)逐漸增長、變大、變厚，在t=45 ms時合成射流的吸/吹作用已經無法阻隔增長、變厚的分離，自此兩邊界相連形成相連分離區(qū)。

(a) t=21.5 ms

(b) t=24 ms

(c) t=26.5 ms

(d) t=45 ms

(e) t=68 ms

(f) t=85.5 ms

(g) t=86.5 ms

(h) t=95 ms

相連分離區(qū)形成的分離泡使得進氣道喉道面積減少，破壞了進氣道的幾何構型，分離泡迅速發(fā)展擴大，形成強分離激波，此后的發(fā)展與無激勵的進氣道類似。t=68ms時進氣道產生氣動喉道，進氣道出現(xiàn)壅塞，壅塞的進氣道加速分離泡的增長并快速向上游發(fā)展，t=85.5 ms時分離泡被推出內壓縮段，分離激波打在唇口，內壓縮段后部再次形成氣動喉道。t=86.5 ms時分離激波開始離開唇口，進氣道開始出現(xiàn)溢流，至此進氣道不起動，到t=95 ms時壅塞矛盾得到解決，分離泡不再向上游發(fā)展，分離激波造成的溢流逐漸穩(wěn)定，氣動喉道逐漸減弱至消失，進氣道不起動流場穩(wěn)定。

綜上所述，合成射流作用于進氣道不起動過程：唇口激波誘導內壓縮段邊界層分離，分離邊界層的增長、變厚超出了合成射流的作用范圍使得兩分離區(qū)連接形成大分離泡，分離泡變大形成分離激波，該激波誘導外罩上邊界層分離；內壓縮段上大分離泡與外罩上小分離泡連合形成氣動喉道，進氣道壅塞；壅塞的進氣道促使邊界層分離進一步向上游發(fā)展，分離激波從進氣道內吐出、產生溢流，進氣道不起動。

合成射流作用于進氣道內部流場減緩了來流速度，一定程度上減低了發(fā)動機點火難度；并且增加了進氣道的起動時間，為發(fā)動機提供了較多的流量。

合成射流作用于進氣道內部流場時，延遲進氣道不起動的機理是激勵器的吸/吹作用阻礙了兩剛分離邊界層的連合形成大分離泡和分離激波。然而隨著內壓縮段上和隔離段上的邊界層分離繼續(xù)增長、擴大，激勵器的作用已無法有效作用時，兩分離區(qū)連合形成大分離泡，形成的分離泡又破壞了進氣道幾何構型，使得分離泡快速增大、分離激波增強，此后與無激勵器的進氣道具有相似的流場變化。

3.3 進氣道工作過程對激勵器的影響

圖6可知激勵器膜片壓力隨著時間逐漸增大，t=20ms到t=45 ms時膜片壓力急劇增加，這與3.2節(jié)中來流剛進入內壓縮段到兩邊界層相連形成相連分離區(qū)時間相對應，來流剛進入內壓縮段時，激勵器內壓力較小，隨著來流充滿隔離段，高速來流涌入激勵器內使得膜片的壓力迅速升高，如圖7(a)t=30ms激勵器處在吸氣狀態(tài)時進氣道內壓縮段、隔離段內壓力云圖。

圖6 膜片壓力隨時間變化趨勢Fig.6 Pressure of diaphragm over time

t=45 ms到t=95 ms邊界層從開始分離、形成大分離泡、出現(xiàn)氣動喉道到分離激波從進氣道唇口吐出，腔體壓力呈現(xiàn)緩慢增加趨勢，圖7(b)為t=60ms時進氣道內壓縮段及隔離段內壓力云圖，可知腔體壓力與隔離段內壓力相同。

分離泡及其激波達到穩(wěn)定，進氣道流場穩(wěn)定后膜片的壓力也在14倍來流壓力下保持穩(wěn)定，圖7(c)是t=90ms進氣道隔離段及內壓縮段內壓力云圖。

激勵器膜片壓力曲線反映著激勵器各時段工作狀態(tài)。

(a) t=30 ms

(b) t=60 ms

(c) t=90 ms

目前，合成射流激勵器使用的是壓電陶瓷膜片，壓電陶瓷屬于脆性材料，過大的壓載將導致膜片無法振動甚至破裂。合成射流激勵器振動膜單向壓載過大是限制其實際應用于超聲速/高超聲速進氣道內流動控制方式的主要原因。

4 結 論

本文通過對非設計馬赫數(shù)下的進氣道進行數(shù)值仿真，對比有無合成射流激勵器作用于高超聲速進氣道內流場，分析了其對進氣道起動性能的影響、作用機理，并且分析了進氣道起動過程中對合成射流激勵器本身的影響，得到以下結論：

1) 合成射流激勵器作用于高超聲速進氣道具有一定的效果，在相同條件下可以延長進氣道起動時間，其機理是激勵器的吸/吹作用產生的擾動阻礙了兩處(內壓縮段后部與隔離段前部)剛分離的小分離泡連合，主要表現(xiàn)為激勵器吸入低速氣流、噴出氣流給邊界層增加能量，進而阻礙了分離區(qū)迅速擴大、形成強分離激波，延長了進氣道的起動時間。

2) 進氣道工作過程中，合成射流激勵器腔體內壓力變化呈現(xiàn)三個階段：快速上升階段、緩慢上升階段和穩(wěn)定階段，對應著進氣道帽罩打開到形成相連分離區(qū)階段、分離泡增大變厚到不起動流場穩(wěn)定階段和不起動流場穩(wěn)定后階段。激勵器腔體壓力升高，膜片單向承載壓力增大，最終達到14倍來流壓力。激勵器膜片單向受載過大難以使其實際應用于超聲速/高超聲速進氣道內。