熊有德，李仁府，周 玲

(1.華中科技大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，武漢 430074；2.華中科技大學(xué) 航空航天學(xué)院，武漢 430074；3.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100081)

0 引 言

激波-邊界層干擾是高速飛行中的重要現(xiàn)象之一。通常情況下，在高速進氣道中，唇口激波前后的強逆壓梯度使壓縮面上邊界層內(nèi)的低能氣體發(fā)生形變，甚至分離。分離的邊界層會導(dǎo)致流場畸變，帶來大量的能量損失，降低總壓恢復(fù)[1]，惡化進氣道內(nèi)的流場品質(zhì)，同時減小流道的流通面積，嚴重時甚至產(chǎn)生壅塞，導(dǎo)致進氣道無法起動。因此，激波-邊界層干擾對進氣道的性能有著重要影響。對激波-邊界層干擾進行控制，改善進氣道性能，有利于高速飛行器安全穩(wěn)定地運行。

對于激波-邊界層干擾的控制方法，國內(nèi)外均有廣泛的研究。設(shè)計的主要思路是通過改變邊界層內(nèi)的平均速度分布來改變邊界層的特征[2]。傳統(tǒng)的激波-邊界層控制方法包括邊界層抽吸[3]、吹除[4-5]、渦流發(fā)生器[6]等，近年來，一些其他控制方法也得到了發(fā)展，包括合成射流[7]和等離子體[8-10]主動控制技術(shù)等，但這些方法都有各自的缺點：抽吸控制會帶來捕捉流量的損失[11]；吹除需要提供高壓氣源，增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性[12]；渦流發(fā)生器則會帶來附加阻力和高熱流，對熱防護有較高要求[13]；等離子體激勵需要耗費額外能量以及相應(yīng)的控制機構(gòu)，技術(shù)上比較復(fù)雜,目前還處于實驗研究階段[14]。

針對以上控制方法的缺陷，Rolston[15]，Lin[16]，Pasquariello[17]以及蘇緯儀[18]等人研究了一種無流量損失的被動吹吸控制方法(Passive Blowing and Bleeding,PBB)，其原理如圖1所示。該方法是將激波-邊界層干擾造成的分離區(qū)內(nèi)的高壓氣體通過通道引流到分離區(qū)前方低壓區(qū)，進行吹除。由于邊界層底層低能氣體從激波-邊界層干擾區(qū)域泄除，邊界層底層抗逆壓梯度的能力得到提高， 抑制了分離區(qū)的產(chǎn)生，提高了進氣道性能，達到了控制的目的。同時由于泄除部分流量最終又被進氣道捕獲，因此不會造成流量損失。然而，在實際的飛行過程中，需要進氣道能夠在較寬的馬赫數(shù)范圍正常工作。不同馬赫數(shù)下，進氣道內(nèi)分離區(qū)位置發(fā)生變化，導(dǎo)致被動吹吸控制方法性能有所改變。

圖1 被動吹吸控制原理圖Fig.1 Schematic diagram of passive blowing and bleeding control

與被動吹吸控制將分離區(qū)底層氣體引流到前方低壓區(qū)不同，傳統(tǒng)的泄壓控制將其直接泄除，因此理論上在變工況情況下性能穩(wěn)定，控制效果較好，已經(jīng)有了一些實際的應(yīng)用，但其關(guān)聯(lián)系統(tǒng)較為復(fù)雜[19]，而且會帶來放氣阻力、捕獲流量損失等負面影響[12]。

目前，國內(nèi)外對這兩種控制方法單獨研究較多，對比研究較少，因此，本文的主要目的是選用典型進氣道，運用數(shù)值計算方法，對被動吹吸控制和泄壓控制這兩種方法進行對比模擬，分析其性能差異，并比較不同馬赫數(shù)工況下兩種控制方法的性能變化。

1 進氣道模型、計算方法及算例驗證

1.1 進氣道模型

本文選取德國宇航局(DLR)設(shè)計的GK-01二元混壓式進氣道模型為研究對象[20]。該模型結(jié)構(gòu)及相關(guān)尺寸如圖2所示。模型內(nèi)收縮比為6.25，實驗馬赫數(shù)為7，攻角為0°，靜壓為169.1 Pa，靜溫為46.3 K，單位雷諾數(shù)為4×106m-1，壁面溫度為300 K。

圖2 GK-01進氣道示意圖[20]Fig.2 Sketch of intake in GK-01[20]

在實驗馬赫數(shù)條件下，計算得到該進氣道分離區(qū)在x=0.38 m到x=0.42 m范圍內(nèi)，因此，本文設(shè)計的被動吹吸模型結(jié)構(gòu)如圖3(a)所示，邊界層低能氣體在0.416 6 m至0.419 0 m處吸除，寬度為2.4 mm，在x=0.391 m處吹除，喉道寬度約為1.8 mm。吹吸兩點通過圓弧過渡與管道連接。同時為便于和被動吹吸控制作比較，將傳統(tǒng)泄壓控制模型的泄除點設(shè)置在同樣位置，泄除管長12 mm，如圖3(b)所示。

圖3 被動吹吸和泄壓控制結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure diagram of PBB and pressure relief control

1.2 計算方法

計算采用ANSYS CFX求解器求解穩(wěn)態(tài)可壓縮Navier-Stokes方程。湍流粘性系數(shù)由SST兩方程模型求出。同時，為了準確地捕捉激波和激波之間、激波和邊界層之間的干擾，采用了高精度對流差分格式和湍流差分格式。計算時，先以來流參數(shù)初始化流場，在迭代計算過程中，各項平均殘差降低到10-6以下，認為計算達到收斂。

1.3 計算網(wǎng)格

由于GK-01進氣道為二元進氣道，為節(jié)省計算資源，采用二維網(wǎng)格進行計算，CFX自動在展向延伸一個網(wǎng)格點。為了驗證網(wǎng)格無關(guān)性，劃分了粗網(wǎng)格、中網(wǎng)格和細網(wǎng)格三套網(wǎng)格，其網(wǎng)格數(shù)量及具體設(shè)置如表1所示。

表1 三種條件下網(wǎng)格數(shù)量Table 1 Grid sizes of three cases

1.4 算例驗證

為了驗證計算方法的準確性，首先對馬赫數(shù)7工況下GK-01進氣道流動進行模擬，并進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。

圖4給出了三種網(wǎng)格條件下進氣道上下壁面壓力系數(shù)對比圖?？梢钥吹?，上下壁面壓力分布基本與實驗數(shù)據(jù)[21]吻合。除了粗網(wǎng)格與其他兩套網(wǎng)格計算結(jié)果略有差異外，中、細網(wǎng)格計算結(jié)果差別不大，認為網(wǎng)格達到收斂性要求。為了節(jié)省計算時間，均采用中網(wǎng)格進行計算。

圖4 上下壁面壓力系數(shù)對比圖Fig.4 Comparison of pressure coefficient on upper wall and lower wall

圖5給出了計算得到的流場結(jié)構(gòu)圖和實驗紋影[22]對比圖。從圖中可以看出，計算得到的進氣道外的斜激波、唇口入射激波和反射激波以及分離區(qū)位置與實驗結(jié)果基本一致。結(jié)合圖4的進氣道上下壁面壓力系數(shù)分布也與實驗結(jié)果吻合的結(jié)論，本文計算方法準確性得到驗證。

圖5 流場結(jié)構(gòu)對比圖Fig.5 Comparison of flow structures

2 計算結(jié)果

2.1 施加控制后對流場的影響

2.1.1 流場結(jié)構(gòu)變化

圖6～7分別為馬赫數(shù)7工況下，三種進氣道模型喉部附近的壓力分布圖和流線分布圖。由圖可見，當不施加控制時，進氣道喉部產(chǎn)生激波-邊界層干擾，由于喉道前方存在普朗特-邁耶膨脹區(qū)，靜壓較低，激波前后的逆壓梯度很大，激波后的高壓氣體通過邊界層逆流向上，使邊界層產(chǎn)生大規(guī)模的分離，分離區(qū)大概在x=0.384 6 m到x=0.420 6 m之間，長度為0.036 0 m，高度為0.006 2 m，占進氣道喉道面積的40%。當施加了被動吹吸控制后，分離區(qū)內(nèi)的高壓氣體經(jīng)過流道并在前方泄除，分離區(qū)內(nèi)的壓力從無控制時的約2 400 Pa下降到2 000 Pa，減小了逆壓梯度，抑制了分離區(qū)向前發(fā)展，前方的低壓膨脹區(qū)明顯擴大。分離區(qū)的起始位置和結(jié)束位置分別變?yōu)閤=0.396 3 m和0.415 7 m，長度為0.019 4 m，減小了46%，高度為0.003 9 m，減小37%。同樣，在泄壓控制中，分離區(qū)高壓氣體被直接泄除，壓力下降到1 350 Pa，分離區(qū)長度減小到0.018 7 m，高度減小到0.003 1 m。直接泄壓控制對分離區(qū)減小效果更加明顯。

圖6 三種進氣道模型的等壓力線分布(Ma=7)Fig.6 Distribution of pressure contours of three different inlet models (Ma=7)

圖7 三種進氣道模型的流線分布(Ma=7)Fig.7 Distribution of streamlines of three different inlet models (Ma=7)

2.1.2 流場均勻性比較

圖8對比了三種進氣道模型在x=0.41 m和x=0.43 m截面X方向速度型分布。其中，x=0.41 m截面位于分離區(qū)內(nèi)，x=0.43 m截面位于控制區(qū)域下游。由x=0.41 m處速度截面圖可以看到，施加控制后，分離區(qū)最大回流速度均得到大幅減小，且零速度線的高度得到降低。兩種控制都提高了分離區(qū)邊界層的速度，有利于抑制分離。由x=0.43 m速度截面圖可以看到，施加控制后速度型面均更加飽滿，提高了進氣的均勻性。

圖8 X方向速度截面圖Fig.8 Velocity profiles at X direction

圖9為x=0.43 m截面處總壓分布圖，可以看到施加了兩種控制后，邊界層的總壓均得到了提升。在馬赫數(shù)7工況下，來流總壓為6.983×105Pa，不施加控制時，進氣道出口質(zhì)量平均總壓為1.227×105Pa，進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)為17.57%。施加被動吹吸控制后，出口質(zhì)量平均總壓為1.303×105Pa，總壓恢復(fù)系數(shù)為18.66%。而施加泄壓控制后，出口質(zhì)量平均總壓為1.369×105Pa，總壓恢復(fù)系數(shù)增加到19.60%，但同時有6.478×10-3kg/s的流量被泄除，占總捕獲流量8.842×10-1kg/s的0.73%。

圖9 x=0.43 m處總壓分布截面圖Fig.9 Profiles of total pressure at x=0.43 m

2.2 不同馬赫數(shù)工況下進氣道性能比較

為了進一步比較兩種控制方法的性能，計算了不同馬赫數(shù)工況下三種進氣道模型的表現(xiàn)。計算馬赫數(shù)從7.7到5.0，間隔0.1。

圖10～11為不同馬赫數(shù)工況下，三種進氣道總壓恢復(fù)及質(zhì)量流率變化曲線。可以看到，當馬赫數(shù)減小到6.5時，不施加控制的進氣道總壓恢復(fù)和質(zhì)量流率突然下降，此時進氣道進入不起動狀態(tài)，分離區(qū)占據(jù)流道大片區(qū)域，分離激波被推出內(nèi)收縮段，產(chǎn)生大量溢流。當采用被動吹吸控制和泄壓控制之后，進氣道不起動馬赫數(shù)分別下降至5.6和5.0，有較大幅度的降低，同時總壓恢復(fù)系數(shù)分別有1%和2%的提升。由流場結(jié)構(gòu)圖可以看出，泄壓控制對分離的抑制作用更強，因此,總壓恢復(fù)系數(shù)和不起動性能的改善更加明顯，但同時也帶來了質(zhì)量流率的損失。

圖10 總壓恢復(fù)變化Fig.10 Variations of total pressure recovery

圖11 質(zhì)量流率變化Fig.11 Variations of mass flow rate

圖12為不同馬赫數(shù)下，三種進氣道靜壓比的變化曲線?？梢钥吹剑敳捎眯箟嚎刂茣r，由于泄除了一部分氣體，進氣道增壓比明顯下降，減弱了進氣道的總壓縮強度,而被動吹吸控制靜圧比基本不變。

圖12 靜壓比變化Fig.12 Variations of static pressure ratio

3 結(jié) 論

本文對不加控制、施加被動吹吸控制和泄壓控制三種高速進氣道進行二維數(shù)值模擬，比較了兩種控制方法在流場結(jié)構(gòu)、流場均勻性方面的作用效果,計算了不同馬赫數(shù)下三種進氣道的性能并加以比較,得到如下結(jié)論：

(1)施加被動吹吸控制及泄壓控制均能減小高速進氣道喉部因激波-邊界層干擾引起的分離區(qū)，提高總壓恢復(fù)系數(shù)。其中傳統(tǒng)的泄壓控制對流場品質(zhì)的改善更為明顯。

(2)兩種控制方式均能大幅降低進氣道不起動馬赫數(shù)，有利于低馬赫數(shù)條件下進氣道的正常工作,其中泄壓控制的效果更優(yōu)。

(3)與泄壓控制相比，被動吹吸控制的優(yōu)點在于不會帶來捕獲流量的損失以及靜壓比的下降。