鄭曉剛, 李中龍, 李怡慶, 張 旭, 朱呈祥,*, 尤延鋮,*

(1. 廈門大學(xué) 航空航天學(xué)院, 福建 廈門 361005; 2. 中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院, 成都 610500; 3. 南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院, 南昌 330063)

0 引 言

臨近空間飛行器的發(fā)展已經(jīng)成為目前國際上競相爭奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)之一[1-3]。自20世紀(jì)60年代以來的大量研究充分表明，推進(jìn)系統(tǒng)與機(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，而推進(jìn)系統(tǒng)與機(jī)體一體化的核心之一則是飛行器前體和進(jìn)氣道的一體化[4]。高超聲速進(jìn)氣道按照幾何外形特征可主要分為二元進(jìn)氣道、軸對稱外轉(zhuǎn)折進(jìn)氣道、側(cè)壓式進(jìn)氣道以及三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道等幾大類；而高超聲速飛行器的前體則可分為翼身融合體、旋成體、升力體及乘波體等。

自Nonweiler[5]首次提出楔導(dǎo)乘波理論以來，楔導(dǎo)乘波體已被廣泛應(yīng)用于高超聲速飛行器的一體化設(shè)計(jì)中[6-7]。Ferguson[8]基于楔導(dǎo)乘波理論完成了整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)與飛行器機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)，該設(shè)計(jì)方法考慮了平面流動(dòng)條件下的楔導(dǎo)乘波體與進(jìn)氣道的耦合問題。20世紀(jì)90年代，Sobieczky等[9]提出了給定激波形狀反求流場生成體的吻切乘波理論(Osculating Cone method)，拓展了乘波體的設(shè)計(jì)方法?；诖朔椒?，Takashima等[10]提出了能夠?qū)崿F(xiàn)外流乘波體與內(nèi)流二維進(jìn)氣道耦合的一體化設(shè)計(jì)方法。在國內(nèi)，尤延鋮等進(jìn)一步將外流乘波理論拓展至內(nèi)收縮流動(dòng)，提出了同時(shí)使用外流乘波體與內(nèi)流三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的雙乘波一體化設(shè)計(jì)方案[11-12]，解決了高超聲速內(nèi)外流的一體化設(shè)計(jì)問題。賀旭照[13-14]與范曉檣[15]等以前體/進(jìn)氣道一體化為研究對象，提出了各種類型的乘波進(jìn)氣道與前體的一體化設(shè)計(jì)方案，并通過試驗(yàn)研究與數(shù)值模擬給出了對應(yīng)方案的氣動(dòng)特性?？梢钥吹?，目前國內(nèi)外高超聲速飛行器一體化的研究重心主要在乘波前體與進(jìn)氣道的匹配設(shè)計(jì)上。

然而，乘波前體在容積率、迎角特性及非設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作性能方面存在一定缺陷。另一類曲錐前體構(gòu)型因其結(jié)構(gòu)簡單、容積率大且迎角特性好等優(yōu)點(diǎn)在飛行器機(jī)體和導(dǎo)彈布局中受到格外重視[16-17]。國內(nèi)外學(xué)者對曲錐前體構(gòu)型的飛行器一體化設(shè)計(jì)也開展了大量的研究[18-20]。但是，多數(shù)研究主要著眼于進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)問題，并未研究曲錐前體與進(jìn)氣道之間的相互作用，尤其是捕獲形狀的選擇與進(jìn)氣道基本流場的關(guān)系，以及迎角對進(jìn)氣道性能的影響等。針對此類問題，廈門大學(xué)的李怡慶等提出了一種曲錐前體/三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)方法[21]，并著重分析了曲錐前體條件下進(jìn)氣道捕獲形狀的設(shè)計(jì)要素及其對此類一體化方案外形和性能的影響。

本文在文獻(xiàn)[21]的基礎(chǔ)上，著重探討進(jìn)氣道側(cè)壁外擴(kuò)角這一影響因素對此類一體化構(gòu)型氣動(dòng)性能的影響，設(shè)計(jì)了具有不同外擴(kuò)角的兩種一體化構(gòu)型并開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。通過更換進(jìn)氣道唇罩部件實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道入口捕獲形狀以及壓縮形式的轉(zhuǎn)變，以期驗(yàn)證曲錐前體條件下進(jìn)氣道側(cè)壁外擴(kuò)角這一設(shè)計(jì)要素對一體化構(gòu)型氣動(dòng)性能的影響。

1 曲錐前體/內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法

文獻(xiàn)[21]對曲錐前體的流動(dòng)特征進(jìn)行了詳細(xì)的分析，認(rèn)為對曲錐前體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)將進(jìn)氣道靠近錐尖布置以達(dá)到有效利用曲錐前體的預(yù)壓縮效果。同時(shí)，從提高一體化構(gòu)型流量捕獲特性的角度出發(fā)，進(jìn)氣道捕獲形狀(Flow Capture Tube, FCT)建議選用外擴(kuò)構(gòu)型以盡量避免一體化構(gòu)型在迎角飛行狀態(tài)下出現(xiàn)的側(cè)壁橫向溢流。這些要素在進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)時(shí)都需著重考慮。

曲錐前體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法的主要步驟如下：

(1) 確定進(jìn)氣道捕獲面積及捕獲形狀

圖1給出了曲錐前體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的幾何布局形式，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道位于曲錐前體的腹部。進(jìn)氣道的捕獲形狀由曲錐頂點(diǎn)O，進(jìn)氣道側(cè)前緣點(diǎn)B，側(cè)壁終點(diǎn)D以及進(jìn)氣道唇口點(diǎn)C決定。因此，將圖1中ODC所圍區(qū)域定義為捕獲形狀(因捕獲形狀具有對稱性，故取一半進(jìn)行分析)。其中OBA所圍區(qū)域代表由錐頂點(diǎn)至進(jìn)氣道入口的外壓縮部分，而ABDC區(qū)域則表示由進(jìn)氣道入口到進(jìn)氣道出口的內(nèi)壓縮部分。進(jìn)氣道捕獲面積由發(fā)動(dòng)機(jī)流量需求確定，而捕獲形狀則主要根據(jù)三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入口側(cè)壁的外擴(kuò)角θ、進(jìn)氣道捕獲形狀的圓心角δ和前體與進(jìn)氣道外壓縮段總長度Le確定，如圖1所示。通過合理的配置上述參數(shù)，即可確定進(jìn)氣道入口形狀。

圖1 曲錐前體/內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道幾何布局示意圖

(2) 設(shè)計(jì)進(jìn)氣道入口的三維形狀

三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的優(yōu)點(diǎn)之一是在進(jìn)氣道入口產(chǎn)生的入射激波能夠?qū)⑷肟谕耆忾]，流體無法穿越激波“泄露”到進(jìn)氣道外部，從而實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)狀態(tài)的全流量捕獲。借鑒該思路，欲使進(jìn)氣道具有高流量捕獲的特性，曲錐前體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道產(chǎn)生的入射激波應(yīng)盡量封閉下游的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入口。

圖2給出了一體化設(shè)計(jì)時(shí)進(jìn)氣道入口形狀的生成示意圖。捕獲形狀的AB用以控制曲錐前體與進(jìn)氣道的連續(xù)過渡。因此將AB邊沿流向水平投影至曲錐表面便可獲得圖2中的三維形狀A(yù)′B′，即為內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的入口前緣型線。將C點(diǎn)沿流向投影至曲錐激波表面得到入口點(diǎn)C′，并且根據(jù)C′點(diǎn)和A′點(diǎn)的位置以及當(dāng)?shù)氐钠骄R赫數(shù)確定三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的入射內(nèi)錐激波角。將BDC邊的沿流向投影至三維內(nèi)轉(zhuǎn)激波面，便可獲得內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入口的三維側(cè)壁形狀B′D′C′。至此，一體化過程中內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的三維入口形狀A(yù)′B′D′C′便已確定，如圖2所示。

圖2 內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入口形狀設(shè)計(jì)

(3) 根據(jù)進(jìn)氣道入口三維形狀及位置，生成三維內(nèi)收縮基本流場，得到進(jìn)氣道壓縮型面

根據(jù)圓錐母線構(gòu)型及三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入口位置，確定基本流場入口條件。本文取進(jìn)氣道入口處的平均馬赫數(shù)作為基準(zhǔn)流場入口馬赫數(shù)。根據(jù)上文得到的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入射內(nèi)錐激波角可得到基準(zhǔn)流場。以進(jìn)氣道入口形狀為基礎(chǔ)，在基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤并于反射激波處截?cái)?，便可得到與曲錐前體匹配良好的三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道構(gòu)型。

2 曲錐前體/內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化構(gòu)型試驗(yàn)與數(shù)值方法

2.1 一體化試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

如上所述，針對此類一體化構(gòu)型，進(jìn)氣道捕獲形狀的設(shè)計(jì)主要由三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入口側(cè)壁的外擴(kuò)角θ、進(jìn)氣道捕獲形狀的圓心角δ、前體與進(jìn)氣道外壓縮段總長度Le、側(cè)壁前緣點(diǎn)位置4個(gè)要素決定，其中入口側(cè)壁的外擴(kuò)角對整體性能的影響尤為顯著。因此，本文專門針對不同的進(jìn)氣道側(cè)壁外擴(kuò)角展開風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

在來流馬赫數(shù)Ma=6.0，迎角α=0°條件下，設(shè)計(jì)了兩套曲錐前體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ? 如圖3所示。兩模型均選擇內(nèi)收縮錐基本流場的下半?yún)^(qū)布局入口形狀，且具有相同的曲錐前體，僅通過更換唇罩部件實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道捕獲形狀與壓縮形式之間的轉(zhuǎn)變。如圖4所示,綠色實(shí)線代表模型1唇罩形狀，藍(lán)色實(shí)線代表模型2唇罩形狀?？梢钥吹?，模型2具有明顯的外擴(kuò)構(gòu)型，而模型1唇口側(cè)壁的外擴(kuò)角略小于零。為有效比較兩模型之間的差別，在設(shè)計(jì)之初保證兩模型具有基本相同的總收縮比、內(nèi)收縮比以及捕獲面積。表1給出了兩模型的唇口形狀設(shè)計(jì)參數(shù)，其中TCR代表試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目偸湛s比，ICR代表模型的內(nèi)收縮比，Ac代表模型的捕獲面積。需要說明的是，本文設(shè)計(jì)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀捎诓捎脙?nèi)收縮錐下半?yún)^(qū)進(jìn)行流線追蹤，因此D′點(diǎn)位于B′點(diǎn)上游。相較D′點(diǎn)位于B′點(diǎn)下游而言，該方案在相同流量捕獲的情況下迎風(fēng)面積更小，有助于降低一體化構(gòu)型的阻力。

圖3 曲錐前體/內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖4 兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷拇秸中螤钍疽鈭D

δ/(°)θ/(°)Le/mTCRICRAc/m2模型 152.48-11.770.5186.02.950.01302模型 252.4852.480.4706.02.970.01297

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臏y點(diǎn)均通過聯(lián)通管道將氣流引入曲錐前體內(nèi)部進(jìn)行測量。通過以上設(shè)計(jì)，能夠?qū)㈧o壓測量系統(tǒng)完全布置于曲錐前體之內(nèi)，無需在模型外側(cè)布置靜壓測量腔，在最大程度上實(shí)現(xiàn)了保型設(shè)計(jì)。需要特別指出的是，由于模型設(shè)計(jì)時(shí)考慮唇罩的可更換性，本文將進(jìn)氣道唇罩與曲錐前體采用螺紋連接，當(dāng)需要更換部件時(shí)，僅需拆卸唇罩部位即可。圖5給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牟鸾馐疽鈭D。

圖6給出了曲錐前體/內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷难b配圖。試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂傞L1675 mm，其中曲錐前體加內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道部分長度為900 mm。考慮到進(jìn)氣道出口為腰型，而下游反壓調(diào)節(jié)裝置需要一個(gè)圓形入口。本文在進(jìn)氣道下游設(shè)計(jì)了一段過渡段，該過渡段總長240 mm，出口為直徑75 mm的正圓。過渡段后連接長徑比為7、直徑為75 mm的等直圓柱段，在等直圓柱段的出口設(shè)置反壓調(diào)節(jié)錐以改變下游的反壓，模擬進(jìn)氣道出口條件。

圖5 曲錐前體/內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒鸾鈭D

圖6 一體化試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱b配圖

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備

本文試驗(yàn)在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高超聲速空氣動(dòng)力研究所的脈沖燃燒風(fēng)洞中完成。該風(fēng)洞噴管出口直徑為600 mm，采用燒氫補(bǔ)氧的方式來獲取高的來流總焓。馬赫數(shù)為6時(shí)，來流總壓為4.8 MPa，來流總溫為1480 K。風(fēng)洞的有效工作時(shí)間大于300 ms。為延長試驗(yàn)時(shí)間并擴(kuò)大均勻區(qū)范圍，在試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭忸~外安裝了擴(kuò)壓器裝置，經(jīng)延長后的有效時(shí)間大于400 ms。在風(fēng)洞內(nèi)安裝時(shí)，在各個(gè)迎角狀態(tài)下，模型前緣錐點(diǎn)(O′)至唇口點(diǎn)(C′)連線的中點(diǎn)在高度方向上應(yīng)與噴管中心重合，最大程度保證進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)部氣流的均勻性。試驗(yàn)過程中采用紋影設(shè)備對流場狀態(tài)進(jìn)行顯示，相機(jī)分辨率為1024 pixel×1024 pixel，幀頻為4000 fps，紋影窗口顯示范圍為300 mm，選取進(jìn)氣道唇口附近流場進(jìn)行拍攝。圖7給出了模型照片以及安裝在風(fēng)洞中的相對位置。本文在該風(fēng)洞中對兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ头謩e在通流狀態(tài)及加反壓條件下進(jìn)行測試，以驗(yàn)證一體化設(shè)計(jì)方法的可行性并探討外擴(kuò)角對進(jìn)氣道性能的影響。

試驗(yàn)過程中采集的參數(shù)主要包括：沿程靜壓、進(jìn)氣道出口截面靜壓、皮托壓和進(jìn)氣道流量。其中，沿程靜壓測點(diǎn)分別布置在曲錐前體的上、下壁面，進(jìn)氣道的上、下壁面以及側(cè)壁。由于曲錐彈身與進(jìn)氣道為一體化設(shè)計(jì)，為準(zhǔn)確描述，下文將曲錐彈身上壁面與進(jìn)氣道下壁面稱為壓縮側(cè)，進(jìn)氣道上壁面稱為唇罩側(cè)，進(jìn)氣道側(cè)壁稱為側(cè)壁面。試驗(yàn)中數(shù)據(jù)采樣長度為3 s，覆蓋整個(gè)試驗(yàn)過程，采樣頻率為40 kHz。圖8給出了某次試驗(yàn)的風(fēng)洞后室總壓、進(jìn)氣道內(nèi)壁面測點(diǎn)以及進(jìn)氣道出口皮托壓信號隨時(shí)間的變化曲線，橫坐標(biāo)單位為s?？梢钥闯?，模型各點(diǎn)動(dòng)態(tài)信號與風(fēng)洞后室基本同步，表明測試系統(tǒng)的響應(yīng)速率是足夠的。從圖中還能看出，該次試驗(yàn)有效數(shù)據(jù)時(shí)間段大于300 ms。

圖7 風(fēng)洞試驗(yàn)中試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b位置示意圖

Fig.7Schematicofinstallationpositionofthetestmodelinthewindtunnel

圖8 典型測點(diǎn)動(dòng)態(tài)壓力信號時(shí)間歷程

2.3 數(shù)值模擬計(jì)算條件與網(wǎng)格

為更加準(zhǔn)確地分析試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷娜S流動(dòng)特征,本文還對兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮谠O(shè)計(jì)狀態(tài)下進(jìn)行了全粘的數(shù)值模擬。計(jì)算軟件采用商用CFD軟件ANSYS Fluent。選用的湍流模型為SSTk-w模型，方程的離散選擇二階迎風(fēng)格式，通量類型選擇AUSM格式。分子粘性系數(shù)采用Surtherland公式計(jì)算。計(jì)算過程中假設(shè)流體為量熱完全氣體，壁面為絕熱、無滑移、固體邊界。

鑒于試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膶ΨQ性，僅采用半模進(jìn)行數(shù)值仿真。圖9給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ?的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)，模型2與之類似。其中，藍(lán)色網(wǎng)格部分邊界條件設(shè)置為無滑移絕熱壁面，黑色網(wǎng)格設(shè)置為對稱面邊界，粉色網(wǎng)格為壓力遠(yuǎn)場，而橙色網(wǎng)格則設(shè)置為壓力出口邊界。兩模型總網(wǎng)格數(shù)均為500萬左右。對近壁面網(wǎng)格進(jìn)行了等比加密處理，近壁面y+小于10。由于一體化構(gòu)型三維造型的復(fù)雜性，對生成的網(wǎng)格進(jìn)行了全局正交性優(yōu)化。此外，為了提高激波形狀的捕獲精度，對網(wǎng)格進(jìn)行了自適應(yīng)處理。

圖9 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?網(wǎng)格結(jié)構(gòu)圖

3 曲錐前體/內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化模型試驗(yàn)及數(shù)值結(jié)果對比

3.1 通流狀態(tài)對比分析

本文在設(shè)計(jì)通流工況(Ma=6.0,α=0°)下，提取兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值模擬結(jié)果對稱面激波形態(tài)與紋影結(jié)果進(jìn)行對比，如圖10和11所示(p0為來流靜壓)。可以發(fā)現(xiàn)，在該試驗(yàn)工況下，試驗(yàn)結(jié)果基本還原了預(yù)期的波系結(jié)構(gòu)，前緣產(chǎn)生的入射激波匯于進(jìn)氣道唇口位置，最大程度抑制了唇罩側(cè)的溢流，也證明了該一體化設(shè)計(jì)方法的可行性。

(a) CFD壓比云圖

(b) 紋影圖

Fig.10Shockwaveonthesymmetryplaneofmodel1underdesignconditions

值得注意的是，由于前緣激波為圓錐激波，因此僅能保證三維激波將進(jìn)氣道唇口封閉，在側(cè)壁處不可避免會(huì)存在橫側(cè)向溢流。由于紋影設(shè)備僅能獲取對稱面內(nèi)的激波形態(tài)，無論前體激波或后體激波，試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果均基本吻合，因此本文利用數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)一步分析模型的三維流動(dòng)特征。圖12為兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷木植苛骶€示意圖，圖中橙色實(shí)線代表模型的理論捕獲形狀。可以看到，對于試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，由于進(jìn)氣道側(cè)壁不具有外擴(kuò)角，經(jīng)過前緣激波壓縮后的流線出現(xiàn)偏折，進(jìn)氣道側(cè)壁未能實(shí)現(xiàn)有效的流量捕獲;而對于試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，外擴(kuò)的進(jìn)氣道側(cè)壁構(gòu)型能夠很好地減弱橫向溢流損失，因此，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?具有相對較好的流量捕獲能力，這在后續(xù)的試驗(yàn)結(jié)果中可以得到進(jìn)一步驗(yàn)證。

(a) CFD壓比云圖

(b) 紋影圖

Fig.11Shockwaveinthesymmetryplaneofmodel2underdesignconditions

圖12 試驗(yàn)?zāi)Ｐ土骶€示意圖

圖13給出了2套模型在設(shè)計(jì)通流狀態(tài)下壓縮側(cè)的沿程靜壓比的試驗(yàn)與數(shù)值對比，其中灰色細(xì)實(shí)線為試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛪嚎s側(cè)及唇罩側(cè)的構(gòu)型曲線?？梢钥吹?，數(shù)值模擬的結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合。同時(shí)，對比兩模型數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，兩模型在x=0.6 m至x=0.7 m之間出現(xiàn)壓力抬升，且模型2的壓力突變位置相對于模型1更靠近流場上游，這是由于模型2進(jìn)氣道入口側(cè)壁外擴(kuò)，導(dǎo)致側(cè)壁產(chǎn)生了較強(qiáng)的壓縮效果，該壓縮向?qū)ΨQ面處匯聚，使得流場壓力突變位置提前。此外，兩模型在壓縮側(cè)的壓力分布均呈現(xiàn)出階梯式的上升規(guī)律，結(jié)合圖14的對稱面流場馬赫數(shù)分布可以發(fā)現(xiàn)，該階梯的第一級壓升由邊界層分離產(chǎn)生的誘導(dǎo)激波引起，第二級壓升則由唇口反射激波與邊界層再附激波共同作用產(chǎn)生。其中，模型2由于壓縮側(cè)分離誘導(dǎo)激波較強(qiáng)且反射激波提前，因此其壁面下游沿程壓比的峰值達(dá)到模型1的2倍以上。

(a) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?1

(b) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?2

Fig.13Pressureratioontherampsurfacesoftwotestmodelsunderdesignconditions

(a) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?1

(b) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?2

Fig.14Machnumbercontoursonthesymmetryplaneoftwotestmodels

同時(shí)，圖14分離包內(nèi)的二次流線圖說明兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷姆蛛x流動(dòng)并未沿流向產(chǎn)生持續(xù)發(fā)展的渦流結(jié)構(gòu)，而主要表現(xiàn)為由兩側(cè)向?qū)ΨQ面匯聚的特征，且模型2強(qiáng)于模型1。因此，圖15進(jìn)一步提取了兩模型內(nèi)流通道不同特征截面的流動(dòng)特征進(jìn)行分析?？梢园l(fā)現(xiàn)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?周向反射激波強(qiáng)度基本相同，具有較好的三維壓縮特征，經(jīng)過激波壓縮后，波后馬赫數(shù)較為均勻；而試驗(yàn)?zāi)Ｐ?兩側(cè)激波強(qiáng)度顯著強(qiáng)于唇口反射激波強(qiáng)度，側(cè)壓特征較為明顯，這就導(dǎo)致試驗(yàn)?zāi)Ｐ?兩側(cè)氣流向?qū)ΨQ面匯聚的趨勢更加強(qiáng)烈，形成圖14(b)中的流線上洗效應(yīng)。此外，兩模型的低能流區(qū)域都集中于對稱面中心位置，因此，雖然兩模型都出現(xiàn)了面積較大的低能流區(qū)域，但整個(gè)內(nèi)流通道仍然具有較大的流通面積，并未嚴(yán)重影響進(jìn)氣道的起動(dòng)及性能。

(a) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?1

(b) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?2

3.2 反壓特性對比分析

除了通流情況下的高超聲速進(jìn)氣道性能之外，決定進(jìn)氣道能否與燃燒室匹配工作的另一重要的性能指標(biāo)是反壓特性，尤其是最大抗反壓能力。在高焓風(fēng)洞試驗(yàn)中，本文采取調(diào)節(jié)出口堵錐位置的方式，分別模擬了兩套試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)氣道下游的反壓條件，同時(shí)采集了測量截面的皮托壓、壁面靜壓以及擴(kuò)張段與流量筒壁面沿程靜壓分布。此外，通過間接測量的方法獲

得了進(jìn)氣道流量捕獲系數(shù)。本試驗(yàn)針對兩模型分別在設(shè)計(jì)工況(Ma=6.0，α=0°)下進(jìn)行了3次錐位調(diào)整。堵塞度定義為堵錐喉道處面積與等直流量筒截面積之比，即0%堵塞度表示流量筒出口處于完全開啟，而100%堵塞度則表示出口完全堵死。圖16給出了兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ头磯籂顟B(tài)下壓縮側(cè)沿程靜壓分布規(guī)律。隨堵塞度的增加，出口截面壓強(qiáng)不斷升高，沿程壁面靜壓受擾動(dòng)的流向位置不斷前移。圖中黑色虛線表示最大反壓狀態(tài)，橙色虛線表示反壓不起動(dòng)狀態(tài)，而灰色細(xì)實(shí)線為試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛪嚎s側(cè)及唇罩側(cè)的構(gòu)型曲線。

(a) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?1

(b) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?2

Fig.16Pressureratioontherampsurfacesoftwotestmodelsunderback-pressureconditions

從圖中可以發(fā)現(xiàn)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?在堵塞度為16%時(shí)內(nèi)流通道中尚未產(chǎn)生激波串流動(dòng)(見圖16(b))，而當(dāng)堵塞度增加至20%時(shí)，壓縮側(cè)在第23號壁面測點(diǎn)位置出現(xiàn)壓力突變，而壓力突變之前的沿程靜壓分布與堵塞度16%時(shí)基本重合，因此可判定，該堵塞度情況下激波位于第23測點(diǎn)附近，此時(shí)激波串位于進(jìn)氣道喉道下游，尚未進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)流通道；當(dāng)堵塞度增加至21%時(shí)，壓力擾動(dòng)前傳至第6號壁面測點(diǎn)，可以看到，該測點(diǎn)已位于進(jìn)氣道入口之前，此時(shí)進(jìn)氣道不起動(dòng)。因此，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?在設(shè)計(jì)狀態(tài)(Ma=6.0，α=0°)下，堵塞度為20%的狀態(tài)對應(yīng)其最大反壓狀態(tài)，此時(shí)進(jìn)氣道承受反壓為53.03倍來流靜壓。若繼續(xù)增加反壓，進(jìn)氣道將出現(xiàn)周期性的“喘振”，無法穩(wěn)定工作。

反觀試驗(yàn)?zāi)Ｐ?在不同堵塞度情況下的壁面壓力分布曲線(見圖16(a))，抗反壓能力卻有顯著的不同。在堵塞度20%時(shí)，流道內(nèi)激波串已前傳至第20測點(diǎn)附近，而該測點(diǎn)上游的流場未受到影響，此時(shí)出口反壓達(dá)到來流靜壓的55.89倍，超過試驗(yàn)?zāi)Ｐ?的最大反壓狀態(tài)。堵塞度進(jìn)一步增大，出口反壓也隨之增加，當(dāng)堵塞度增加至39%時(shí)，出口反壓高達(dá)來流靜壓的139.01倍，此時(shí)，壁面靜壓受擾動(dòng)的流向位置前移至第15測點(diǎn)，該測點(diǎn)位于進(jìn)氣道喉道截面上游，測點(diǎn)之前流場未受擾動(dòng)，測點(diǎn)之后壓力持續(xù)升高，進(jìn)氣道仍處于起動(dòng)狀態(tài)，但反壓已對進(jìn)氣道喉道之前的內(nèi)部流場產(chǎn)生了影響；進(jìn)一步將出口堵塞度增大至57%，壓力脈動(dòng)迅速前傳至第7測點(diǎn)，該測點(diǎn)位于進(jìn)氣道唇口附近，進(jìn)氣道出現(xiàn)“喘振”的不起動(dòng)現(xiàn)象。

綜上所述，在本文設(shè)計(jì)條件下，雖然外擴(kuò)構(gòu)型有助于提高此類一體化構(gòu)型進(jìn)氣道的流量捕獲能力，但從其最大抗反壓能力的角度出發(fā)，具有三維周向等強(qiáng)度壓縮特點(diǎn)的內(nèi)流通道能夠更好地拓寬一體化構(gòu)型的工作范圍。從試驗(yàn)結(jié)果來看，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?相對于模型1具有更大的壓縮量，而增壓比的提高有助于進(jìn)氣道抗反壓能力的提高，但根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果可以很明顯地發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ?抗反壓能力較大。可見，流場均勻性對整體構(gòu)型的抗反壓能力產(chǎn)生了主要影響，該特征在設(shè)計(jì)過程中應(yīng)著重考慮。

3.3 性能參數(shù)對比分析

通過調(diào)節(jié)出口堵塞度，最終獲得了測量截面的皮托壓與壁面壓力試驗(yàn)數(shù)據(jù)，進(jìn)而可獲得進(jìn)氣道在各狀態(tài)下的流量捕獲系數(shù)Φ，如表2所示。前文結(jié)合試驗(yàn)紋影與數(shù)值模擬結(jié)果獲得的三維流場結(jié)構(gòu)已簡要說明了兩類一體化構(gòu)型在流量捕獲能力方面存在的差別，表2中顯示的數(shù)據(jù)進(jìn)一步驗(yàn)證了該結(jié)論的正確性。對比兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂梢钥闯?，除不起?dòng)狀態(tài)外，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?在各狀態(tài)下的流量捕獲系數(shù)均高于0.95，這正是因?yàn)檫M(jìn)氣道側(cè)壁外擴(kuò)帶來的優(yōu)勢。而前文分析中發(fā)現(xiàn)，較大的側(cè)壁外擴(kuò)角對進(jìn)氣道內(nèi)部流場的組織是不利的，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?因其三維周向壓縮的特點(diǎn)(圖15)，在內(nèi)流通道中具有更均勻的流場結(jié)構(gòu)，該流動(dòng)特征對提升一體化構(gòu)型的起動(dòng)與抗反壓能力均起到積極作用。

表2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、2流量捕獲系數(shù)對比Table 2 Mass flow rate ratio of two test models

表3和4進(jìn)一步給出了兩套試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目狗磯耗芰εc喉道性能的對比。其中，p0代表來流靜壓，p/p0代表出口截面壓比，pthroat/p0代表喉道截面壓比，pthroat,t/p0,t代表喉道截面與來流的總壓比。針對抗反壓性能，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?表現(xiàn)出明顯優(yōu)于模型2的特征，最大抗反壓能力達(dá)到135.91倍的來流靜壓，而模型2僅能抵抗下游53.03倍的來流靜壓。此外，兩模型的喉道性能存在較大差別。試驗(yàn)?zāi)Ｐ?因其較強(qiáng)的側(cè)壓特征，將馬赫數(shù)6.0的高超聲速來流壓縮至2.44，且由于較紊亂的內(nèi)流特征(圖15)，導(dǎo)致喉道總壓恢復(fù)系數(shù)僅為0.357；而試驗(yàn)?zāi)Ｐ?在相同工況下則具有0.523的總壓恢復(fù)系數(shù)，喉道馬赫數(shù)為2.93。根據(jù)前文所述，兩模型具有相同的總收縮比與內(nèi)收縮比，可以發(fā)現(xiàn)不同的入口形式與壓縮形式對進(jìn)氣道整體氣動(dòng)性能產(chǎn)生了顯著的影響。因此，在設(shè)計(jì)曲錐前體進(jìn)氣道一體化構(gòu)型時(shí)必須著重考慮其流量捕獲能力與出口氣動(dòng)性能之間的相互關(guān)系，盡量綜合兩者之間的相互影響。

表3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、2抗反壓能力對比Table 3 Back-pressure performance of two test models

表4 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、2喉道性能對比Table 4 Throat performance of two test models

4 結(jié) 論

本文介紹了具有高流量捕獲能力的曲錐前體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化的設(shè)計(jì)方法。針對進(jìn)氣道側(cè)壁外擴(kuò)角這一設(shè)計(jì)因素，設(shè)計(jì)了具有不同捕獲形狀的兩種一體化構(gòu)型，并完成了兩類模型在設(shè)計(jì)狀態(tài)下的風(fēng)洞試驗(yàn)及計(jì)算對比研究。得出如下結(jié)論：

(1) 曲錐前緣產(chǎn)生的初始入射激波在設(shè)計(jì)通流狀態(tài)下能夠很好封閉進(jìn)氣道唇罩，進(jìn)而起到抑制唇罩溢流和提高一體化構(gòu)型流量捕獲能力的效果。同時(shí)，通流狀態(tài)下，風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的一體化構(gòu)型壓縮側(cè)的沿程壓力分布與數(shù)值模擬的結(jié)果基本吻合，體現(xiàn)了該類一體化設(shè)計(jì)方法的可靠性。

(2) 受下壁面氣流分離影響，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?抗反壓能力小于試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，最大反壓分別為53.03與139.01倍來流靜壓。

(3) 對比兩試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牧髁坎东@特性，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?在各反壓狀態(tài)下的流量捕獲系數(shù)均高于0.95，而試驗(yàn)?zāi)Ｐ?最大流量捕獲系數(shù)為0.821。

(4) 此類一體化構(gòu)型外擴(kuò)角的增加，在提高流量捕獲的同時(shí)削弱了構(gòu)型的抗反壓能力及進(jìn)氣道出口性能。因此，設(shè)計(jì)此類一體化構(gòu)型時(shí)，需要兼顧外擴(kuò)角對一體化構(gòu)型流量捕獲及出口性能的影響，選擇合適的外擴(kuò)角以生成符合需求的一體化設(shè)計(jì)方案。