喬文友, 余安遠(yuǎn)

(1. 西南科技大學(xué) 燃燒空氣動(dòng)力學(xué)研究中心, 四川 綿陽 621010; 2. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 吸氣式高超聲速技術(shù)研究中心, 四川 綿陽 621000; 3. 江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 南京 210016)

0 引 言

隨著航空航天科技的發(fā)展，吸氣式高超聲速飛行器已經(jīng)成為一個(gè)重要的研究方向。吸氣式高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)及其與飛行器機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵[1-3],進(jìn)氣道與飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)則是其中的核心之一[4-8]。

在飛行器前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)中，飛行器前體須在滿足升力、機(jī)械強(qiáng)度和熱防護(hù)的同時(shí)為進(jìn)氣道提供足夠的高品質(zhì)流場(chǎng)，對(duì)此,相關(guān)學(xué)者已進(jìn)行了大量研究[9-11]。而進(jìn)氣道則需要對(duì)捕獲的氣流進(jìn)行高效壓縮使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生足夠推力。高超聲速條件下，與傳統(tǒng)的二元、軸對(duì)稱和側(cè)壓式進(jìn)氣道相比，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道具有外阻和尺寸較小，壓縮效率較高的優(yōu)勢(shì)[12-15]，近十幾年來得到了較為深入的研究。目前比較有代表性的有美國NASA蘭利中心提出的REST進(jìn)氣道[16-18]、國內(nèi)南京航空航天大學(xué)內(nèi)流研究中心提出的內(nèi)乘波進(jìn)氣道[19]和沿程壓縮規(guī)律可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道[20-21]等。這幾種進(jìn)氣道都具有較好的氣動(dòng)性能，而且都在一體化設(shè)計(jì)方面進(jìn)行了探索。

目前內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道大都是在一個(gè)具有三維內(nèi)收縮結(jié)構(gòu)的基本流場(chǎng)中截取進(jìn)氣道初始型面，并經(jīng)過橫截面過渡和粘性修正得到最終的氣動(dòng)型面。然而，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)非常復(fù)雜，幾乎不可能像傳統(tǒng)進(jìn)氣道那樣根據(jù)簡單的二維或軸對(duì)稱激波形狀直接確定進(jìn)氣道的氣動(dòng)型面。在一體化設(shè)計(jì)中，大都盡可能改進(jìn)飛行器前體構(gòu)型使進(jìn)氣道唇口附近流場(chǎng)接近設(shè)計(jì)條件，如在腹部進(jìn)氣時(shí),在進(jìn)氣道入口前方設(shè)置局部的平板(如X-43和X-51一體化構(gòu)型)或采用正對(duì)來流的頭部進(jìn)氣方案。

內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道已經(jīng)成為吸氣式高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)的一個(gè)重要研究方向。但由于設(shè)計(jì)方法限制，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道很難與任意給定的飛行器前體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，而且目前的設(shè)計(jì)大都需要約束前體構(gòu)型以提升進(jìn)氣道唇口附近來流的均勻性，最終會(huì)對(duì)飛行器前體和進(jìn)氣道構(gòu)型的設(shè)計(jì)都產(chǎn)生一定影響。本文針對(duì)飛行馬赫數(shù)4.0～7.0的高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法及其與飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行調(diào)研與分析，介紹高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法以及內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)方法發(fā)展動(dòng)態(tài)，詳細(xì)分析各方法的優(yōu)缺點(diǎn)以及內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的改進(jìn)方向；最后，對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法以及一體化設(shè)計(jì)方法提出展望。

1 高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法研究發(fā)展概況

近十幾年來針對(duì)高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的研究已經(jīng)相當(dāng)廣泛，這種進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)基本上都是由內(nèi)錐形入射激波、等熵壓縮流場(chǎng)和反射激波組成，其設(shè)計(jì)過程基本上是針對(duì)這三大部分的匹配而進(jìn)行的研究。目前提出的設(shè)計(jì)方法主要有3類：直接流線追蹤進(jìn)氣道、進(jìn)出口形狀可控的進(jìn)氣道和可匹配非均勻來流的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道。下面分別對(duì)這幾類進(jìn)氣道進(jìn)行闡述。

1.1 基于流線追蹤技術(shù)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道

直接流線追蹤進(jìn)氣道是在一個(gè)三維內(nèi)收縮的基本流場(chǎng)(如軸對(duì)稱內(nèi)收縮流場(chǎng))內(nèi)部經(jīng)進(jìn)氣道迎風(fēng)面唇口型線在遠(yuǎn)前方發(fā)出流面構(gòu)成的氣動(dòng)型面。這種進(jìn)氣道的流場(chǎng)在無粘條件下與基本流場(chǎng)一致，而且進(jìn)氣道的總體氣動(dòng)性能主要由基本流場(chǎng)決定。根據(jù)基本流場(chǎng)的不同，流線追蹤的進(jìn)氣道可分為以下4類。

1.1.1 基于Busemann流場(chǎng)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道

1942年，Busemann[22]提出了由一系列等熵壓縮波和結(jié)尾直線激波構(gòu)成的軸對(duì)稱內(nèi)收縮流場(chǎng)，氣流經(jīng)等熵壓縮向中心體軸線偏轉(zhuǎn)后再經(jīng)結(jié)尾直線激波轉(zhuǎn)為水平方向。1966年，Dsouza及M?lder等[23]將該流場(chǎng)應(yīng)用于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，Billig等[24]和Jacobsen等[25]也應(yīng)用該流場(chǎng)設(shè)計(jì)了內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道構(gòu)型。雖然Busemann流場(chǎng)具有總壓恢復(fù)系數(shù)高，流場(chǎng)參數(shù)分布均勻等優(yōu)點(diǎn)，但由于等熵壓縮所占比重過大，導(dǎo)致應(yīng)用該流場(chǎng)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道長度較長且起動(dòng)困難，而且過長的尺寸也會(huì)使粘性作用增強(qiáng)，最終影響進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。圖1展示了設(shè)計(jì)馬赫數(shù)7.0的Busemann進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，最終通過放氣使進(jìn)氣道在馬赫數(shù)4.08的來流條件下實(shí)現(xiàn)起動(dòng)。為克服該流場(chǎng)的不足，學(xué)者們應(yīng)用截短Busemann流場(chǎng)設(shè)計(jì)進(jìn)氣道[26]。圖2為美國和澳大利亞的研究團(tuán)隊(duì)?wèi)?yīng)用該流場(chǎng)設(shè)計(jì)的Hycause進(jìn)氣道[27]。

圖1 Busemann進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚25]

圖2 Hycause進(jìn)氣道[27]

南京航空航天大學(xué)張堃元和孫波等[28-29]對(duì)Busemann進(jìn)氣道進(jìn)行了詳細(xì)研究，并對(duì)基于截短Busemann流場(chǎng)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，為國內(nèi)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。為使基本流場(chǎng)出口參數(shù)均勻分布，郭軍亮和尤延鋮等[30]將ICFA流場(chǎng)(Internal Conical Flow A)和Busemann流場(chǎng)進(jìn)行拼接得到了ICFC流場(chǎng)(Internal Conical Flow C)，如圖3所示。數(shù)值模擬結(jié)果表明， ICFC基本流場(chǎng)總壓恢復(fù)系數(shù)0.852，畸變指數(shù)0.232；與長度相等的截短Busemann基本流場(chǎng)對(duì)比，總壓恢復(fù)系數(shù)降低3.0%，但畸變指數(shù)降低43%。O’Brien[31-32]和Ramasubramanian[33]也開展了類似的研究。但是，這兩種流場(chǎng)在“拼接”處的參數(shù)并不連續(xù)，使基本流場(chǎng)出現(xiàn)了影響壓縮效率的“三波五區(qū)”結(jié)構(gòu)。黃慧慧等[34]通過修正等熵壓縮段型線的方式對(duì)ICFC基本流場(chǎng)進(jìn)行了改進(jìn)，縮小了這種流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。改進(jìn)后,在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為6.0、隔離段出口馬赫數(shù)為2.78時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.459，比基于原ICFC流場(chǎng)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道提升2.5%，且流量捕獲系數(shù)99.94%也高于原ICFC流場(chǎng)進(jìn)氣道的98.00%。

(a) ICFC流場(chǎng)設(shè)計(jì)原理圖

(b) ICFC流場(chǎng)數(shù)值模擬結(jié)果

1.1.2 沿程壓縮規(guī)律可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道

為了便于控制進(jìn)氣道壓縮規(guī)律，學(xué)者們提出了根據(jù)沿程壓縮規(guī)律反求氣動(dòng)型面的基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)方法。Matthews等[35]首先應(yīng)用特征線法設(shè)計(jì)了等壓比和等斜率的模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，如圖4所示。近幾年來，南京航空航天大學(xué)的張堃元教授團(tuán)隊(duì)提出了沿程壓力/馬赫數(shù)分布規(guī)律可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，并給出可大幅提升進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的反正切壓縮分布規(guī)律[20-21]。該團(tuán)隊(duì)李永洲采用Isight軟件對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行了參數(shù)優(yōu)化[21]。數(shù)值模擬結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)Ma=6.0的來流條件下采用這種方法設(shè)計(jì)且進(jìn)一步優(yōu)化的進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)分別為2.92和0.581(見圖5)，使內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能達(dá)到了新的高度。

為進(jìn)一步提升內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能，李永洲[36]創(chuàng)造性地提出變中心體半徑的基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)方法，該方法通過改變中心體半徑的變化規(guī)律有效削弱了反射激波的強(qiáng)度，如圖6所示。無粘數(shù)值模擬結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6.0的來流條件下，采用圓弧中心體基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道喉道截面總壓恢復(fù)系數(shù)比等直中心體結(jié)果提升10.4%。進(jìn)一步分析這種基本流場(chǎng)可知，此類型基本流場(chǎng)主要通過下凸的中心體型線來削弱下唇罩點(diǎn)發(fā)出的反射激波，進(jìn)而削弱了反射激波與附面層的相互干擾，最終實(shí)現(xiàn)提升進(jìn)氣道總體性能的目的。王衛(wèi)星[37]基于進(jìn)氣道的流場(chǎng)特征將溢流口下游型面中心體軸線方向偏轉(zhuǎn)，有效抑制了肩部反射激波與附面層的相互干擾，如圖7所示。在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6.0的來流條件下使進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)提升20%，自起動(dòng)馬赫數(shù)由4.2下降到3.8。這說明調(diào)節(jié)中心體半徑可有效提升進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能。

(a) 進(jìn)氣道迎風(fēng)面唇口型線

(b) 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

(a) 對(duì)稱截面馬赫數(shù)分布云圖

(b) 喉道和出口截面馬赫數(shù)分布云圖

Fig.5CFDresultsofthedesignedinward-turninginletbasedonthecontrollableMachnumberdistribution[21]

圖6 圓弧形中心體的基本流場(chǎng)[36]

圖7 型面流場(chǎng)控制后的進(jìn)氣道近壁流線分布[37]

1.1.3 基于垂直方向二元壓縮的Jaws進(jìn)氣道

與軸對(duì)稱向內(nèi)偏折的Busemann流場(chǎng)不同，Jaws進(jìn)氣道所用的流場(chǎng)存在2對(duì)垂直方向上的4道激波，如圖8所示。 Malo-Molina等[38-39]通過流線追蹤在這種流場(chǎng)上得到了一個(gè)具有三維內(nèi)收縮特點(diǎn)的Jaws進(jìn)氣道(見圖9)。董昊[40]對(duì)這種進(jìn)氣道也進(jìn)行了數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為7.0時(shí)，隔離段出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)分別為2.78和0.35。辜天來等[41-42]對(duì)這類進(jìn)氣道進(jìn)行了反壓和起動(dòng)性能研究。研究結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)5.0的來流條件下，取9倍出口截面當(dāng)量直徑，最大反壓為78倍來流靜壓。

圖8 Jaws進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)[38]

由圖8可知，雖然該進(jìn)氣道所用的流場(chǎng)只是由多道不同方向的激波組成，沒有等熵壓縮過程，但得到的進(jìn)氣道性能依然較高，主要有三方面的原因：首先，采用了4道激波壓縮來流，使激波強(qiáng)度不會(huì)太大，由此產(chǎn)生的激波損失較小、長度較短，且壓縮效率較高；其次，進(jìn)氣道迎風(fēng)面唇口型線設(shè)計(jì)比較合理，使得整個(gè)進(jìn)氣道沒有明顯的角區(qū)邊界，從而削弱了角區(qū)位置處的流動(dòng)損失；最后，整個(gè)流場(chǎng)中的激波交匯/反射位置在主流區(qū)域內(nèi)部，由此縮小了由于激波反射引起的激波/附面層干擾區(qū)域。通過與二元進(jìn)氣道的對(duì)比發(fā)現(xiàn)，Jaws進(jìn)氣道可使整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力提高24.87%[39]。目前, Malo-Molina團(tuán)隊(duì)[43-44]通過數(shù)值模擬分析了燃燒效率與畸變的關(guān)系，并進(jìn)一步與Scoop進(jìn)氣道進(jìn)行對(duì)比。研究結(jié)果表明，Jaws進(jìn)氣道的燃燒效率達(dá)到67%，比Scoop進(jìn)氣道高6.3%，同時(shí)在一定程度上說明出口畸變?cè)酱笕紵龘交煨Ч胶茫紵试礁摺?/p>

圖9 Jaws進(jìn)氣道氣動(dòng)型面[39]

1.1.4 基本流場(chǎng)出口參數(shù)可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道

在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中，一般需要對(duì)進(jìn)氣道型面進(jìn)行多輪迭代使隔離段出口參數(shù)滿足設(shè)計(jì)要求。這在一定程度上影響了設(shè)計(jì)效率。為了能夠方便直接地設(shè)計(jì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的基本流場(chǎng)，方興軍[45]和劉燚[46]提出了根據(jù)出口速度和馬赫數(shù)分布設(shè)計(jì)流場(chǎng)的特征線法(Method of Characteristics, MOC)，極大拓展了進(jìn)氣道基本流場(chǎng)的設(shè)計(jì)方法。如圖10所示，給定來流條件和進(jìn)氣道出口速度(或馬赫數(shù))分布，根據(jù)流量關(guān)系確定入射激波形狀，然后根據(jù)入射激波形狀確定可生成入射激波形狀的物面邊界，然后采用流場(chǎng)裝配方法確定其他的氣動(dòng)邊界形狀。韓偉強(qiáng)[47]在此基礎(chǔ)上提出了根據(jù)反射激波上的流場(chǎng)參數(shù)設(shè)計(jì)軸對(duì)稱基本流場(chǎng)的特征線法(如圖11)。然而，這些設(shè)計(jì)方法對(duì)設(shè)計(jì)條件的約束太多，在應(yīng)用過程中必然出現(xiàn)給定條件無法滿足解的存在性問題，影響應(yīng)用效果。為此，目前還未見到這類方法的進(jìn)一步研究。

圖10 根據(jù)出口速度分布確定流場(chǎng)的特征線法[45]

Fig.10MOCfordeterminingflow-fieldbasedonoutletvelocitydistribution[45]

衛(wèi)鋒[48]發(fā)展了可實(shí)現(xiàn)消波的基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)方法(如圖12所示)，該方法根據(jù)給定的基本流場(chǎng)上邊界確定入射激波和等熵壓縮區(qū)域流場(chǎng)，再根據(jù)等熵壓縮段流場(chǎng)給定反射激波形狀以確保隔離段內(nèi)部實(shí)現(xiàn)消波，最后利用特征線法計(jì)算反射激波下游的流場(chǎng)參數(shù)分布。在無粘條件下，該基本流場(chǎng)的總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.91，應(yīng)用該流場(chǎng)設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道喉道無粘總壓恢復(fù)系數(shù)為0.88。何家祥[49]利用Busemann流場(chǎng)的壓力分布構(gòu)造了基本流場(chǎng)壓縮面形狀,試圖利用Busemann流場(chǎng)的特征來消除隔離段內(nèi)反射激波串。無粘數(shù)值模擬結(jié)果表明，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)7.0、喉道截面馬赫數(shù)4.16時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)為0.844。然而，這種基本流場(chǎng)的設(shè)計(jì)方法忽略了2個(gè)重要的問題：其一，整個(gè)設(shè)計(jì)過程中并沒有兼顧反射激波45的存在性問題(如圖13所示)；其二，當(dāng)反射激波45形狀不合理時(shí)，圓弧型基本流場(chǎng)下邊界67的末端依然會(huì)誘導(dǎo)出激波[21]。

圖11 根據(jù)出口流場(chǎng)參數(shù)確定基本流場(chǎng)的特征線法[47]

Fig.11MOCfordeterminingbasicflow-fieldbasedonoutletflow-fieldparameters[47]

圖12 約束反射激頂定點(diǎn)處速度方向的基本流場(chǎng)[48]

Fig.12Basicflow-fielddesignmethodforconstrainingthevelocitydirectionatfixedpointofreflectedshock[48]

圖13 基于Busemann流場(chǎng)壓力分布構(gòu)造基本流場(chǎng)[49]

Fig.13Basicflow-fielddesignmethodbasedonthepressuredistributionofBusemannflow-field[49]

喬文友[50]基于逆特征線法[51]提出了沿程壓縮規(guī)律和喉道流場(chǎng)參數(shù)同時(shí)可控的基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)方法。通過給定的沿程壓縮規(guī)律確定入射激波和等熵壓縮流場(chǎng)，調(diào)節(jié)基本流場(chǎng)下邊界形狀,確保在消除隔離段內(nèi)反射激波的同時(shí)使喉道截面內(nèi)的速度方向與軸線平行。進(jìn)一步的數(shù)值模擬結(jié)果表明：只有喉道截面的壓力分布比較均勻時(shí)，進(jìn)氣道肩部反射激波波后速度方向的轉(zhuǎn)平設(shè)計(jì)才能真正消除隔離段內(nèi)的反射激波串；否則，不均勻的喉道截面壓力分布依然會(huì)誘導(dǎo)出現(xiàn)反射激波串，如圖14所示。然而，消除隔離段內(nèi)的反射激波串必須設(shè)計(jì)入射激波與反射激波的形狀來平衡軸對(duì)稱壓縮在徑向的不均勻性，一定程度上增強(qiáng)了入射激波的強(qiáng)度，在粘性計(jì)算時(shí)必然會(huì)影響進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能。喬文友[50]采用圖14(b)中帶有弱激波的基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)進(jìn)氣道構(gòu)型進(jìn)行研究。數(shù)值模擬結(jié)果顯示：應(yīng)用該方法設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)6.0的來流條件下隔離段出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)分別為3.0和0.657，隔離段出口最大反壓為155倍來流靜壓。由此可知，在實(shí)際設(shè)計(jì)過程中，需要進(jìn)一步研究溢流口發(fā)出的反射激波/附面層干擾與隔離段內(nèi)反射激波串的影響機(jī)理，以便更好地指導(dǎo)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)。

(a) 完全消除隔離段內(nèi)反射激波的基本流場(chǎng)

(b) 隔離段帶有弱激波的基本流場(chǎng)

Fig.14Machnumbercontoursofthebasicflow-fieldforconstrainingthevelocitydirectionatthroatsection

總的來說，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)基本都是由“內(nèi)錐形的入射激波+軸對(duì)稱等熵壓縮流場(chǎng)+錐形反射激波”組成。采用較強(qiáng)的激波可減小進(jìn)氣道收縮比，同時(shí)增強(qiáng)低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí)的溢流能力，從而有利于縮短進(jìn)氣道長度并提升起動(dòng)性能。增大軸對(duì)稱等熵壓縮的比重可有效提升進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，同時(shí)也會(huì)增大進(jìn)氣道收縮比。反射激波對(duì)來流進(jìn)一步壓縮的同時(shí)改變氣流方向，合理設(shè)計(jì)反射激波形狀可有效削弱隔離段內(nèi)激波串的強(qiáng)度。

1.2 進(jìn)出口形狀可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道研究

為了便于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與飛行器前體和燃燒室的匹配，需要發(fā)展進(jìn)出口形狀可控的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù)。由文獻(xiàn)[19]可知，應(yīng)用流線追蹤技術(shù)得到的進(jìn)氣道幾乎無法同時(shí)滿足進(jìn)出口形狀的定制。因而需要放寬流面設(shè)計(jì)的約束條件才能實(shí)現(xiàn)進(jìn)出口形狀的控制。目前應(yīng)用較多的方法主要有幾何過渡和氣動(dòng)過渡兩類。

1.2.1 幾何過渡方法

幾何進(jìn)氣道過渡方法主要有NASA蘭利研究中心的方轉(zhuǎn)圓進(jìn)氣道(REST)[17]和南京航空航天大學(xué)譚慧俊[52]提出的基于樣條曲面的內(nèi)通道設(shè)計(jì)方法。

REST進(jìn)氣道的生成原理如圖15所示，其設(shè)計(jì)思路是：將進(jìn)氣道進(jìn)出口截面邊界離散為系列點(diǎn)，應(yīng)用數(shù)值加權(quán)方法將來自入口和出口發(fā)出的2 組流線進(jìn)行融合得到可同時(shí)滿足進(jìn)出口形狀要求的氣動(dòng)型面。這種方法并沒有對(duì)基本流場(chǎng)進(jìn)行限制，且放寬了進(jìn)出口形狀對(duì)流線在基本流場(chǎng)周向位置的約束。然而，加權(quán)方式的選擇必須以不影響入射激波依賴域?yàn)榍疤?，否則會(huì)對(duì)進(jìn)氣道的流量捕獲能力產(chǎn)生一定影響。如Smart于2001年設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道流量捕獲只有96%[17]，南向軍采用改進(jìn)后的加權(quán)方式實(shí)現(xiàn)了全流量捕獲[20]。

圖15 REST進(jìn)氣道生成原理[17]

譚慧俊[52]提出的方法只對(duì)內(nèi)收縮段進(jìn)行設(shè)計(jì)，不會(huì)影響入射激波依賴域內(nèi)的型面。其設(shè)計(jì)原理如圖16所示，在內(nèi)通道進(jìn)出口截面之間構(gòu)造多條空間樣條曲線，同時(shí)生成過渡曲面。然而，雖然應(yīng)用這個(gè)方法設(shè)計(jì)的型面不會(huì)影響進(jìn)氣道入射激波的形狀，但樣條的選擇有時(shí)會(huì)影響到通道內(nèi)部的波系結(jié)構(gòu)。因此，應(yīng)用該方法需要一定的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)。

圖16 基于樣條曲面的內(nèi)壓縮段設(shè)計(jì)方法[52]

Fig.16Designmethodofinternalcompressionsectionbasedonsplinesurface[52]

1.2.2 氣動(dòng)過渡方法

氣動(dòng)過渡方法通過氣動(dòng)方式實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道橫截面形狀的過渡。這類過渡方法的特點(diǎn)是引入吻切流理論來調(diào)節(jié)各吻切面內(nèi)的氣動(dòng)型面，最終實(shí)現(xiàn)進(jìn)出口形狀的條件。Sobieczky[53]于1990年提出吻切流理論，該方法的主要思想是：在不考慮橫向流動(dòng)的前提下，通過一系列軸對(duì)稱流場(chǎng)來逼近三維超聲速流場(chǎng)。應(yīng)用該理論時(shí)，可以根據(jù)進(jìn)氣道唇口和喉道截面的形狀合理布置吻切面內(nèi)的流場(chǎng)參數(shù)分布，以得到同時(shí)滿足進(jìn)出口形狀約束的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道型面。

基于該理論設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)步驟是：首先在三維空間構(gòu)造一系列吻切面；其次在各吻切面內(nèi)確定基本流場(chǎng)收縮比；再次調(diào)節(jié)各吻切面內(nèi)基本流場(chǎng)的設(shè)計(jì)參數(shù)以滿足收縮比要求；然后將各吻切面內(nèi)的壓縮面拼接形成進(jìn)氣道的初始型面；最后采用橫截面過渡設(shè)計(jì)技術(shù)和粘性修正技術(shù)設(shè)計(jì)同時(shí)滿足進(jìn)出口形狀要求的最終型面。目前基于該理論的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù)主要有尤延鋮[19]提出的內(nèi)乘波進(jìn)氣道和岳連捷[54]提出的等收縮比變截面方法兩類，具體設(shè)計(jì)思路如下。

內(nèi)乘波式進(jìn)氣道[19]是通過放寬各吻切面內(nèi)出口截面的參數(shù)來調(diào)節(jié)收縮比分布，最終實(shí)現(xiàn)進(jìn)出口形狀的定制，如圖17所示。由進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)原理可知，這種過渡方法對(duì)入射激波形狀的影響非常小，基本上可以實(shí)現(xiàn)全流量捕獲。近幾年，黃國平還發(fā)展了入射激波形狀可控的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道[55]和高外壓縮比的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道[34]等。

圖17 內(nèi)乘波進(jìn)氣道設(shè)計(jì)原理[19]

Xiao等[54,56]提出的方法原理如圖18所示，將進(jìn)氣道進(jìn)出口劃分為不同的局部流管，在吻切面內(nèi)調(diào)節(jié)基本流場(chǎng)中心軸線的位置，使進(jìn)氣道內(nèi)各局部內(nèi)流管的收縮比保持基本一致。該方法主要應(yīng)用軸對(duì)稱基本流場(chǎng)徑向壓縮程度的變化規(guī)律來調(diào)節(jié)吻切面內(nèi)收縮比。由此可知，氣動(dòng)型面的過渡依然采用流線進(jìn)行，且基本流場(chǎng)的設(shè)置更加靈活，不但實(shí)現(xiàn)了全流量捕獲，還通過喉道截面較為均勻的壓力分布消除了隔離段內(nèi)的反射激波串，使進(jìn)氣道具有較高的氣動(dòng)性能。

圖18 等收縮比進(jìn)氣道設(shè)計(jì)原理[54]

1.3 可匹配非均勻來流的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道

如前文所述，在采用腹部進(jìn)氣方式的一體化設(shè)計(jì)過程中，前體產(chǎn)生的非均勻來流對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)帶來了很大的挑戰(zhàn)。目前大多都是將基于均勻來流設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道直接布置在非均勻來流的流場(chǎng)后再調(diào)節(jié)型面(這部分研究內(nèi)容將在2.2.3節(jié)進(jìn)一步說明)，而直接基于非均勻來流的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法則相對(duì)較少。在此僅展示基于非均勻來流設(shè)計(jì)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

為了排除前體低能流，喬文友[57]發(fā)展了高超聲速Bump型面和可匹配Bump流場(chǎng)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。如圖19所示，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道需要在Bump前體產(chǎn)生的非均勻來流條件下壓縮氣流。通過約束入射激波形狀和沿程壓縮規(guī)律設(shè)計(jì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，具體設(shè)計(jì)步驟是：在Bump型面產(chǎn)生的非均勻來流條件下給定橢圓錐形進(jìn)氣道入射激波，然后應(yīng)用改進(jìn)的CSM(Cross Stream Marching)[57-59]方法求解可生成該激波的物面，再應(yīng)用吻切流理論根據(jù)給定的沿程壓縮規(guī)律設(shè)計(jì)等熵壓縮段的型面，最后采用肩部光順技術(shù)和粘性修正技術(shù)得到最終的進(jìn)氣道型面。數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)表明，該進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)在占進(jìn)氣道入口高度30%的低能流厚度下依然達(dá)到0.47。為提升CSM方法的魯棒性和精度，喬文友進(jìn)一步改進(jìn)并提出CSMP(Cross Stream Marching Plus)方法，該方法的計(jì)算精度與文獻(xiàn)[51]中的逆特征線法相當(dāng)，應(yīng)用效果如圖20所示。數(shù)值模擬結(jié)果表明，該進(jìn)氣道在無粘條件下可以較好地實(shí)現(xiàn)激波封口。關(guān)于此類進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)將在2.2.4節(jié)進(jìn)一步說明。

(a) 帶Bump的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道數(shù)值模擬結(jié)果

(b) 帶Bump進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖20 CSMP方法結(jié)果與CFD結(jié)果對(duì)比

2 高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道/飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)技術(shù)

在吸氣式高超聲速飛行器的研究中，高超聲速飛行器/吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)是飛行器總體設(shè)計(jì)的關(guān)鍵[8，60-61]。高超聲速飛行器前體/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)則是其中的一個(gè)重點(diǎn)。

在一體化設(shè)計(jì)中，乘波/類乘波構(gòu)型的機(jī)體在高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中的應(yīng)用越來越廣泛。1959年Nonweiler[62]提出乘波體，在設(shè)計(jì)狀態(tài)下，這種構(gòu)型前緣線能夠?qū)⑾路郊げǚ庾?，確保前體下方流體不會(huì)從兩側(cè)溢流至背部，從而實(shí)現(xiàn)高升阻比的設(shè)計(jì)。早期乘波體主要有楔導(dǎo)[63-64]、錐導(dǎo)[65-66]、楔-錐前體[67-68]等設(shè)計(jì)方法。隨著吻切流設(shè)計(jì)理論[58]的發(fā)展，針對(duì)乘波前體的研究得到迅速發(fā)展，丁峰等[9]和趙桂林等[69]都對(duì)乘波前體的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了細(xì)致的分析和研究。由于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)具有很強(qiáng)的三維效應(yīng)，在一體化設(shè)計(jì)過程中對(duì)乘波前體和進(jìn)氣道均提出了更高要求。此外，對(duì)彈身前體而言，前體產(chǎn)生的非均勻來流對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)產(chǎn)生了很大影響，進(jìn)而對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)提出更高的要求。本文主要從氣動(dòng)設(shè)計(jì)角度對(duì)現(xiàn)有的幾種一體化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行分析。根據(jù)飛行器前體對(duì)進(jìn)氣道入口氣流的影響程度，將進(jìn)氣道的進(jìn)氣方式分為獨(dú)立進(jìn)氣和帶預(yù)壓縮進(jìn)氣兩類[70]。下面分別對(duì)這兩類進(jìn)氣方式進(jìn)行介紹。

2.1 正對(duì)來流的獨(dú)立進(jìn)氣方案

對(duì)于獨(dú)立進(jìn)氣方式，進(jìn)氣道正對(duì)自由來流，而且不受飛行器前體影響。根據(jù)進(jìn)氣道與飛行器前體的位置關(guān)系，可將這類構(gòu)型分為頭部進(jìn)氣、翼身融合進(jìn)氣和背部進(jìn)氣3種方式，下面針對(duì)這3種方案進(jìn)行分析。

頭部進(jìn)氣的特點(diǎn)是將進(jìn)氣道布置在飛行器頭部，避免了飛行器前體對(duì)來流的影響，但是采用這種進(jìn)氣方式的推進(jìn)系統(tǒng)迎風(fēng)面積過大，在一定程度上影響了飛行器的容積利用率,如圖21(a)的Fennel飛行器[71]。圖21(b)所示的Skylon飛行器[72]將發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置在機(jī)體兩側(cè)的組合方式可以給機(jī)體留下足夠的空間，而且這種方式不會(huì)對(duì)飛行器前體產(chǎn)生太大影響。但對(duì)整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)來說，這種進(jìn)氣方式需要為進(jìn)氣道設(shè)計(jì)足夠大的迎風(fēng)面積才能滿足流量需求，必然會(huì)增加推進(jìn)系統(tǒng)的尺寸、浸潤面積和重量。

(a) Fennel飛行器[71]

(b) Skylon飛行器[72]

2.1.2 翼身融合的進(jìn)氣方案

為使飛行器具有更高的升阻比，同時(shí)對(duì)來流進(jìn)行高效率壓縮，洛馬公司提出了翼身融合進(jìn)氣方式的Falcon飛行器[73]，如圖22所示。Falcon飛行器兩側(cè)的進(jìn)氣道采用水滴形迎風(fēng)面唇口形狀，設(shè)計(jì)狀態(tài)下進(jìn)氣道唇口發(fā)出內(nèi)錐形激波匯聚于靠近溢流口的通道內(nèi)部，使進(jìn)氣道唇口激波在一定的飛行馬赫數(shù)條件下不會(huì)與前體激波相互干擾。如圖21所示，進(jìn)氣道唇罩與飛行器前體均采用吻切流理論設(shè)計(jì)得到，以便實(shí)現(xiàn)更高的升阻比。在設(shè)計(jì)狀態(tài)下，雖然入射激波在通道內(nèi)部匯聚避免了通道內(nèi)壁產(chǎn)生較強(qiáng)的激波/附面層干擾，但當(dāng)飛行馬赫數(shù)低到一定程度時(shí),進(jìn)氣道的入射激波才能打在溢流口上游，不利于唇口溢流。因此，這種進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)存在很大的起動(dòng)隱患。

(a) 飛行器前體與進(jìn)氣道吻切面布置示意圖

(b) 進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計(jì)原理圖

(c) 進(jìn)氣道與飛行器機(jī)體一體化設(shè)計(jì)示意圖

與Faclon方案類似，波音公司Smith和Bowcutt[74]將乘波體產(chǎn)生的激波與進(jìn)氣道內(nèi)錐激波相貫的曲線作為進(jìn)氣道上半部分前緣線，如圖23所示。進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)與Falcon飛行器略有不同。該進(jìn)氣道基本流場(chǎng)的軸線處于整個(gè)進(jìn)氣道型面的外部，有利于非設(shè)計(jì)條件下的溢流。王驥飛[75]提出了類似的設(shè)計(jì)方案。南向軍[76]采用水滴形捕獲截面的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與乘波前體組合進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。向先宏[77-78]提出了基于Jaws進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)構(gòu)型，如圖24所示。該方案將兩側(cè)乘波體與Jaws進(jìn)氣道進(jìn)行展向拼接，使飛行器同時(shí)實(shí)現(xiàn)兩側(cè)乘波與進(jìn)氣道的高流量捕獲。李永洲[79]也采用類似結(jié)構(gòu)開展基于內(nèi)錐流場(chǎng)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)研究。

(a) 飛行器前體與進(jìn)氣道錐形激波位置關(guān)系

(b) 飛行器前體與進(jìn)氣道方法

Fig.23Waveriderforebody/inward-turninginletintegrationsolutionpresentedbyBoeing[74]

圖24 基于Jaws進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[78]

崔凱[80]提出了雙旁側(cè)進(jìn)氣的一體化設(shè)計(jì)方案，設(shè)計(jì)原理如圖25所示。在飛行器腹部兩側(cè)設(shè)置2個(gè)從錐形流場(chǎng)上追蹤的“凹”形乘波前體，這時(shí)進(jìn)氣道唇口可以靠近前體產(chǎn)生的曲面激波。經(jīng)數(shù)值模擬驗(yàn)證，這個(gè)設(shè)計(jì)方案具有較高的升阻比和流量捕獲系數(shù)。由于前體下方存在一個(gè)鈍化頭部，必然會(huì)對(duì)飛行器的總體性能產(chǎn)生影響，還需進(jìn)一步研究改進(jìn)。

總的來說，這類進(jìn)氣方式也沒有利用前體的預(yù)壓縮作用，雖然進(jìn)氣道可以吞入高品質(zhì)的流場(chǎng)，但是必須設(shè)計(jì)較大的進(jìn)氣道捕獲面積，導(dǎo)致進(jìn)氣道的浸潤面積和重量都較大[70]。因此，采用此類方案設(shè)計(jì)的推進(jìn)系統(tǒng)是否具有很高的推進(jìn)效率還有待進(jìn)一步驗(yàn)證。

圖25 雙旁側(cè)進(jìn)氣一體化方案 [80]

2.1.3 背部進(jìn)氣方案

3）操作嚴(yán)格，人員素質(zhì)要求高。為保證儀器設(shè)備達(dá)到理想的性能和精度水平，必須嚴(yán)格規(guī)范操作流程。因此，操作這些儀器設(shè)備的人員必須要求專業(yè)素質(zhì)高，不僅要懂操作，還需懂得技術(shù)，有理論基礎(chǔ)。任何不按操作流程操作、超負(fù)載、超速設(shè)置等的違規(guī)行為輕則造成設(shè)備損壞，重則影響生命財(cái)產(chǎn)安全。

近年來有部分學(xué)者提出了背部進(jìn)氣的一體化設(shè)計(jì)方案，為內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)提供了新的思路。這種構(gòu)型的主要特點(diǎn)是將內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道布置在飛行器背部，削弱推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)飛行器底部升力體性能的影響。

Bowcutt和Smith等[81]針對(duì)高超聲速空間全球運(yùn)輸系統(tǒng)(Hypersonic Space and Global Transportation System，HSGTS)第二級(jí)入軌的氣動(dòng)布局提出了背部進(jìn)氣的一體化設(shè)計(jì)方案，如圖26所示。這種布局方式可以將第二級(jí)底部設(shè)計(jì)為平面，便于與第一級(jí)飛行器進(jìn)行匹配。

圖26 HSGTS第二級(jí)構(gòu)型[81]

Langener和Steelant等[82]在LAPCAT(Long-term Advanced Propulsion Concepts and Technologies)計(jì)劃第二階段提出了LAPCAT-MAR2飛行器的設(shè)計(jì)方案，如圖27所示。將壓縮效率較高且外阻較小的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與乘波前體有機(jī)結(jié)合，使飛行器能夠同時(shí)實(shí)現(xiàn)高升阻比和流量捕獲。向先宏[83]通過數(shù)值模擬分別針對(duì)單/雙通道構(gòu)型的背部進(jìn)氣方式與腹部進(jìn)氣方式飛行器進(jìn)行研究。研究結(jié)果表明，背部進(jìn)氣方式的飛行器相對(duì)于腹部進(jìn)氣方式具有更高的升阻比。

根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理可知，當(dāng)進(jìn)氣道布置在乘波體下方時(shí)，經(jīng)乘波前體預(yù)壓縮的氣流必然會(huì)使進(jìn)氣道流道和唇罩外部氣流的壓力更高，阻力也相應(yīng)增加，最終會(huì)使飛行器的升阻比下降。但是，背部進(jìn)氣的進(jìn)氣道由于很少利用到前體的預(yù)壓縮作用，推進(jìn)系統(tǒng)必然需要設(shè)計(jì)足夠大的捕獲截面積，而且推進(jìn)系統(tǒng)貫穿整個(gè)飛行器機(jī)體，在一定程度上同樣會(huì)增大推進(jìn)系統(tǒng)的浸潤面積和重量。因此，在實(shí)際設(shè)計(jì)中，背部方式還需要根據(jù)實(shí)際需求進(jìn)一步對(duì)比分析后再確定。

圖27 LAPCAT-MAR2飛行器構(gòu)型[82]

2.2 帶前體預(yù)壓縮的進(jìn)氣方式

與獨(dú)立進(jìn)氣方案不同，將進(jìn)氣道布置在飛行器腹部或背部的進(jìn)氣方案則正好可以避免頭部進(jìn)氣方案所遇到的問題。根據(jù)進(jìn)氣道原理可知，應(yīng)用飛行器前體的預(yù)壓縮作用可有效降低進(jìn)氣道口部面積，從而降低推進(jìn)系統(tǒng)的迎風(fēng)面積和重量。近年來提出的幾種飛行器總體布局多采用這種方式，如X-43、X-51和SR-72等飛行器。根據(jù)飛行器前體與進(jìn)氣道的一體化方式，分別從以下4個(gè)方面進(jìn)行介紹。

2.2.1 優(yōu)化飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)

由于現(xiàn)階段進(jìn)氣道大都基于均勻來流條件設(shè)計(jì)，因此早期一體化設(shè)計(jì)方法研究的重點(diǎn)在于飛行器前體的優(yōu)化，即在進(jìn)氣道入口前方設(shè)置局部平面進(jìn)行整流，如X-51飛行器。同時(shí)，在高超聲速條件下，乘波前體在飛行器設(shè)計(jì)中的應(yīng)用越來越普遍。因此，設(shè)計(jì)具有均勻流場(chǎng)的乘波前體已經(jīng)成為飛行器前體設(shè)計(jì)的一個(gè)重要研究方向。

為使乘波前體能夠產(chǎn)生較為均勻的來流，早期乘波前體可基于楔體流場(chǎng)生成[63-64,84]，如圖28所示。隨著乘波體流場(chǎng)的發(fā)展，后面還出現(xiàn)了基于楔錐體流場(chǎng)的乘波體設(shè)計(jì)方法[85]，如圖29所示。為進(jìn)一步拓展乘波體的設(shè)計(jì)方法，Jones[86]發(fā)展的吻切流設(shè)計(jì)方法可根據(jù)給定的激波形狀設(shè)計(jì)乘波體構(gòu)型，如圖30所示。之后，進(jìn)氣道入口附近的乘波體大都采用類似圖30所示的構(gòu)型[85，87]。國內(nèi)大量學(xué)者對(duì)乘波體的優(yōu)化設(shè)計(jì)開展了較為深入的研究[88-93]，這里不再贅述。需要注意的是，采用這種設(shè)計(jì)方法必須約束乘波前體的形狀以便為進(jìn)氣道提供均勻流場(chǎng)，從而對(duì)乘波前體的設(shè)計(jì)空間產(chǎn)生一定影響。因此，若進(jìn)氣道對(duì)來流條件要求降低，飛行器前體的設(shè)計(jì)自由度便能大幅提升，有利于開展飛行器總體的優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

圖28 基于楔體流場(chǎng)的乘波體[84]

圖29 基于楔錐體流場(chǎng)的乘波體[85]

圖30 應(yīng)用吻切流方法設(shè)計(jì)的乘波體[86]

2.2.2 飛行器前體與進(jìn)氣道共用基本流場(chǎng)的一體化設(shè)計(jì)

為提升內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道對(duì)非均勻來流的適應(yīng)能力，學(xué)者們提出了共用基本流場(chǎng)的一體化設(shè)計(jì)方法，主要有賀旭照[66]提出的密切曲錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型,尤延鋮[94]提出的雙乘波構(gòu)型。下面分別對(duì)這2種設(shè)計(jì)方法進(jìn)行詳細(xì)說明。

密切曲錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型的設(shè)計(jì)原理如圖31所示：首先設(shè)計(jì)軸對(duì)稱內(nèi)收縮基本流場(chǎng)，然后給定飛行器前體引導(dǎo)型線并追蹤乘波前體構(gòu)型，最后在溢流口軸向位置處給定進(jìn)氣道唇口型線并追蹤得到進(jìn)氣道型面。由此可知，進(jìn)氣道入口處流場(chǎng)與前體預(yù)壓縮流場(chǎng)完全匹配，設(shè)計(jì)狀態(tài)便能實(shí)現(xiàn)激波貼口。

圖31 密切曲錐乘波前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型 [66]

Fig.31Integrationconfigurationoftheosculatinginwardturningconewaverider/inlet[66]

雙乘波構(gòu)型設(shè)計(jì)原理如圖32所示。這種飛行器前體的基本流場(chǎng)包括內(nèi)偏折流場(chǎng)和外偏折流場(chǎng)，應(yīng)用吻切流理論使這兩者產(chǎn)生的激波在展向光滑過渡，然后根據(jù)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道基本流場(chǎng)的思路在內(nèi)偏折流場(chǎng)下游設(shè)計(jì)可與之匹配的內(nèi)乘波進(jìn)氣道。這種方法靈活拼接內(nèi)偏折流場(chǎng)和外偏折流場(chǎng)，使產(chǎn)生升力與預(yù)壓縮的前體型面相結(jié)合。此外，進(jìn)氣道入口處的激波由下唇口發(fā)出，有效避免了入射激波在溢流口處匯聚產(chǎn)生的熱問題。李怡慶[95]在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步發(fā)展了雙通道的一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。

圖32 雙乘波飛行器前體/進(jìn)氣道一體化構(gòu)型 [95]

進(jìn)一步分析這2種構(gòu)型發(fā)現(xiàn)，進(jìn)氣道前方的部分前體型面采用內(nèi)收縮基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)，同時(shí)將乘波與預(yù)壓縮來流有機(jī)組合；進(jìn)氣道直接基于前體的內(nèi)收縮流場(chǎng)設(shè)計(jì)，可以放寬對(duì)前體預(yù)壓縮來流的均勻性要求，在一定程度上也放寬了對(duì)前體設(shè)計(jì)的約束。然而，將進(jìn)氣道與飛行器前體的基本流場(chǎng)耦合在一起的設(shè)計(jì)方式依然沒有完全放開進(jìn)氣道對(duì)乘波前體的約束。此外，基于內(nèi)偏折流場(chǎng)設(shè)計(jì)的乘波前體還會(huì)將前體低能流匯聚于進(jìn)氣道入口附近，必然會(huì)對(duì)進(jìn)氣道的性能產(chǎn)生一定影響。因此，有必要進(jìn)一步降低飛行器前體與進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的耦合程度，提升整個(gè)飛行器總體的氣動(dòng)性能。

2.2.3 前體與進(jìn)氣道直接匹配的一體化設(shè)計(jì)

近幾年來，為了進(jìn)一步削弱飛行器前體和進(jìn)氣道之間的耦合程度，學(xué)者們將內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道直接與前體匹配，研究前體流場(chǎng)非均勻性對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的影響，同時(shí)對(duì)兩者進(jìn)行優(yōu)化，在一些特定的條件下也得到了比較滿意的結(jié)果。

澳大利亞昆士蘭大學(xué)Gollan[96]在彈體頭部布置的模塊化的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道如圖33所示。該方案將彈身前體處的主流參數(shù)作為進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)參數(shù)，不斷迭代進(jìn)氣道唇口位置和形狀使進(jìn)氣道唇口與前體激波實(shí)現(xiàn)較好匹配。在馬赫數(shù)12.0、2°迎角的彈身前體產(chǎn)生的預(yù)壓縮流場(chǎng)下設(shè)計(jì)進(jìn)氣道構(gòu)型。數(shù)值模擬結(jié)果表明，該進(jìn)氣道的流量捕獲系數(shù)達(dá)到0.968。李怡慶[97]研究了不同捕獲截面形狀對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與彈身前體的匹配效果。數(shù)值模擬結(jié)果表明，在飛行馬赫數(shù)6.0、3°迎角的彈身前體流場(chǎng)中，采用帶有外擴(kuò)角捕獲截面形狀的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，流量捕獲系數(shù)達(dá)到0.93，出口馬赫數(shù)為3.2時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.61。

圖33 匹配彈身前體的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道[96]

波音公司在AIAA SciTech 2018展會(huì)上公布了與SR-72類似的高超聲速飛行器模型，如圖35所示，該飛行器將進(jìn)氣道布置在巨大的底部平面上。根據(jù)氣動(dòng)原理可知，雖然帶有后掠角的底部平板流場(chǎng)依然具有一定的三維效應(yīng)，但在進(jìn)氣道入口附近，流場(chǎng)(主要是速度方向)基本均勻。這種構(gòu)型極大降低了進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)難度。

肖堯[98]提出了一種全乘波背部進(jìn)氣的一體化構(gòu)型，如圖36所示。這種飛行器利用飛行器全乘波的特點(diǎn)，在背部設(shè)置的預(yù)壓縮型面不會(huì)影響底部型面的乘波特性，在一定程度上兼顧了高升阻比與帶預(yù)壓縮進(jìn)氣的優(yōu)點(diǎn)。圖37是周揚(yáng)[99]設(shè)計(jì)的可匹配飛行器前體的內(nèi)乘波進(jìn)氣道，數(shù)值模擬結(jié)果表明，在不考慮前體流管擴(kuò)張導(dǎo)致流量損失的前提下，進(jìn)氣道實(shí)際的流量捕獲系數(shù)只有0.91。

圖34 曲錐前體/三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化構(gòu)型[97]

Fig.34Integratedconfigurationofcurvedconicalforebodyandthree-dimensionalinward-turninginlet[97]

圖35 波音公司提出的高超聲速飛行器模型

圖36 全乘波背部進(jìn)氣飛行器概念圖[98]

(a) 一體化構(gòu)型

(b) 數(shù)值模擬結(jié)果

Fig.37Integratedconfigurationofaircraftforebodyandinternalwaveriderinlet[99]

進(jìn)一步分析上述幾個(gè)方案發(fā)現(xiàn)，當(dāng)進(jìn)氣道唇口附近流場(chǎng)(尤其是氣流速度)相對(duì)均勻時(shí)，前體和內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道可以實(shí)現(xiàn)較好匹配。基于此，喬文友[100]提出基于前體激波形狀的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法。首先將捕獲截面邊界投影至前體激波曲面，然后將投影曲線繞中心體軸線得到的曲面母線作為可實(shí)現(xiàn)全流量捕獲的基本流場(chǎng)入射激波形狀，再結(jié)合激波的存在性要求設(shè)計(jì)基本流場(chǎng)入射激波形狀，并根據(jù)沿程馬赫數(shù)分布確定波后流場(chǎng)參數(shù)分布，最后通過流線追蹤和粘性修正得到最終的進(jìn)氣道構(gòu)型。如圖38所示，基于來流馬赫數(shù)7.0的乘波前體預(yù)壓縮流場(chǎng)設(shè)計(jì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，流量捕獲系數(shù)達(dá)到0.962，隔離段出口馬赫數(shù)為3.15，總壓恢復(fù)系數(shù)0.50。數(shù)值模擬結(jié)果表明，應(yīng)用該方法設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道構(gòu)型有效地實(shí)現(xiàn)了前體激波、進(jìn)氣道唇口以及入射激波之間較好的匹配。此外，該方法還可精確控制入射激波形狀以研究入射激波與前體激波相互干擾對(duì)進(jìn)氣道的影響。

(a) 前體流場(chǎng)

(b) 一體化構(gòu)型CFD結(jié)果

2.2.4 基于前體非均勻來流的一體化設(shè)計(jì)

由于設(shè)計(jì)方法的限制，基于吻切流理論設(shè)計(jì)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道只能適應(yīng)比較均勻的來流條件。這主要是因?yàn)榉蔷鶆騺砹鞑⒉粷M足軸對(duì)稱分布條件，如果在非均勻流場(chǎng)中強(qiáng)行劃分吻切面便會(huì)在吻切面之間產(chǎn)生很強(qiáng)的橫向壓力梯度和橫向速度(如帶迎角的彈身前體)，也就超出了吻切流理論的適用范圍。目前，從公開的文獻(xiàn)中可以看出，美國洛馬公司提出的SR-72和高超聲速打擊武器(HSSW)有可能實(shí)現(xiàn)了兩者的匹配，然而具體設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)沒有相關(guān)文獻(xiàn)公開。

均勻來流條件下，應(yīng)用吻切流理論設(shè)計(jì)乘波體和進(jìn)氣道比較方便。然而，在非均勻來流條件下的應(yīng)用仍然面臨很多不足。為了突破傳統(tǒng)吻切流理論的限制，喬文友[57,101]開發(fā)了基于前體非均勻來流的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)了飛行器前體與非均勻來流的靈活匹配。如圖20和39所示，在無粘條件下應(yīng)用這種方法得到的入射激波形狀與給定形狀幾乎完全一致。在粘性條件下，雖然入射激波形狀根部會(huì)發(fā)生一定的變化，但依然可以確保與設(shè)計(jì)狀態(tài)基本一致。

(a) 無粘數(shù)值模擬結(jié)果

(b) 有粘數(shù)值模擬結(jié)果

Fig.39Inward-turninginletthatmatchesnon-uniformflow-fieldofmissileforebody[100]

還需注意的是，內(nèi)錐形的入射激波與前體相貫線為向下游凸出的曲線時(shí)，進(jìn)氣道入射激波便會(huì)在這條曲線附近產(chǎn)生由兩側(cè)至中部的橫向壓力梯度。在粘性條件下，前體低能流便會(huì)在該橫向壓力梯度的作用下向中部匯聚，進(jìn)而在下游形成強(qiáng)度很大的通道渦結(jié)構(gòu)(如圖39所示)，嚴(yán)重影響進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能。這一問題的解決可從兩方面入手：(1) 調(diào)節(jié)前體形狀以降低進(jìn)氣道上唇口曲率；(2) 改變進(jìn)氣道入射激波形狀，發(fā)展新型的氣流壓縮方式。以目前內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的發(fā)展水平，前一個(gè)方案是主流，如圖38所示的前體構(gòu)型可以有效抑制上唇口的橫向壓力梯度。但對(duì)于第二個(gè)方案來說，須進(jìn)一步研究非均勻來流條件下內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的流動(dòng)機(jī)理，并在此基礎(chǔ)上發(fā)展新型的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和設(shè)計(jì)方法，而且在非均勻來流條件下給定其他激波形狀還涉及到三維激波存在性問題的研究。由于激波存在性問題的研究難度很大，幾乎很難在有限的時(shí)間內(nèi)解決。

3 研究結(jié)論與展望

綜上所述，隨著基本流場(chǎng)設(shè)計(jì)技術(shù)的不斷改進(jìn)完善，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法得到了飛速發(fā)展?；诖?，國內(nèi)外關(guān)于高超聲速飛行器前體與內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道一體化的研究也得到進(jìn)一步發(fā)展。在高超聲速條件下，一體化設(shè)計(jì)在整個(gè)飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的重要性越來越突出，而且當(dāng)前組合動(dòng)力系統(tǒng)的研究需求對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道及一體化設(shè)計(jì)提出了更高的要求。綜合分析國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，得到以下結(jié)論：

(1) 均勻來流條件下，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的流動(dòng)機(jī)理以及設(shè)計(jì)方法還有待深入研究。

雖然目前對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的流動(dòng)機(jī)理已經(jīng)有了一定的認(rèn)識(shí)，但這些設(shè)計(jì)都是基于無粘的基本流場(chǎng)得到，粘性條件下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生了很大變化，導(dǎo)致在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)過程中需要經(jīng)過多輪迭代才有可能達(dá)到設(shè)計(jì)目標(biāo)。為了能夠有效提升內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)效率，還需結(jié)合進(jìn)氣道的流動(dòng)機(jī)理發(fā)展新型的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

(2) 有待進(jìn)一步發(fā)展非均勻來流條件下的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，并開展非均勻來流條件下內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的流動(dòng)機(jī)理研究。

對(duì)前體及進(jìn)氣道更加靈活地一體化設(shè)計(jì)已經(jīng)成為一個(gè)亟待解決的問題。雖然非均勻來流條件下的研究已經(jīng)取得了一定的進(jìn)展，但是非均勻來流對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)的影響機(jī)理尚不明確。而且受吻切流理論的限制，基于現(xiàn)有的設(shè)計(jì)方法還很難開展這方面的研究。為此，有必要對(duì)非均勻來流條件下內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的優(yōu)化和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行研究。

(3) 前體非均勻來流條件下，還有待進(jìn)一步開展內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的改進(jìn)和控制研究。

根據(jù)目前飛行器前體/內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)研究可知，內(nèi)錐形入射激波與前體相貫生成的“月牙”型唇口會(huì)使低能流向?qū)ΨQ面匯聚，最終形成流向渦結(jié)構(gòu)。此外，進(jìn)氣道唇罩發(fā)出的反射激波與低能流相互干擾也會(huì)產(chǎn)生流向渦結(jié)構(gòu)。為盡可能抑制通道中的流向渦結(jié)構(gòu)，需要調(diào)整入射激波的形狀同時(shí)改進(jìn)進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、沿程壓縮規(guī)律等設(shè)計(jì)條件來提升進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能。

(4) 基于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，還有待發(fā)展新型的壓縮方式以便設(shè)計(jì)簡單可靠的變幾何結(jié)構(gòu)。

由于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的特殊性，基于改變內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的思想，有必要進(jìn)一步發(fā)展新型的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，結(jié)合內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道高效率壓縮的優(yōu)勢(shì)使進(jìn)氣道可以匹配任意給定的非均勻來流。

對(duì)上述問題進(jìn)一步總結(jié)發(fā)現(xiàn)，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的發(fā)展方向必然會(huì)出現(xiàn)以下兩方面的特點(diǎn)：

(1) 基于N-S方程直接設(shè)計(jì)進(jìn)氣道型面。目前基于無粘流場(chǎng)的吻切流技術(shù)已經(jīng)非常成熟，但在粘性條件下隔離段內(nèi)部的流向渦對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能產(chǎn)生了很大影響。為了進(jìn)一步提升進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能，有必要結(jié)合進(jìn)氣道的流動(dòng)機(jī)理，基于粘性條件發(fā)展新型的設(shè)計(jì)和優(yōu)化方法。

(2) 能夠根據(jù)需求設(shè)計(jì)靈活多變的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。雖然內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道相對(duì)于傳統(tǒng)進(jìn)氣道具有明顯優(yōu)勢(shì)，但在一體化的應(yīng)用過程中同樣暴露出了流道內(nèi)部激波附面層干擾嚴(yán)重的問題，對(duì)一體化設(shè)計(jì)帶來較大挑戰(zhàn)。為解決這些問題，改進(jìn)進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)也必然成為內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的一個(gè)發(fā)展方向。而且，隨著CFD技術(shù)的深入發(fā)展，從改進(jìn)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)入手發(fā)展新型進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的條件已經(jīng)具備。