李圣黃，孫 波，唐 琳，丁宋毅

(1.南京理工大學(xué) 機械工程學(xué)院， 南京 210094;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所， 四川 綿陽 621000)

1 引言

渦輪基組合發(fā)動機(TBCC)結(jié)合渦輪、沖壓發(fā)動機的各自優(yōu)勢，具有比沖高、可水平起降與可重復(fù)使用等優(yōu)點，比火箭發(fā)動機有更高的推進效率，有較好的應(yīng)用前景。TBCC發(fā)動機工作時涉及渦輪/沖壓模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換，TBCC進氣道是保證模態(tài)轉(zhuǎn)換過程平穩(wěn)的關(guān)鍵部件，對于TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換的研究十分重要。

國外在開展TBCC推進系統(tǒng)的研究中，對進氣道的渦輪模態(tài)與沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換過程，以及氣流的穩(wěn)定性與流動特性開展了大量研究，探究了平穩(wěn)實現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換的方式。國內(nèi)學(xué)者對TBCC進氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程也進行了大量研究。劉愿等研究了分流板與側(cè)板間隙，前緣鈍化半徑及內(nèi)型面迎風(fēng)臺階對外并聯(lián)TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換氣動性能的影響。劉君等對內(nèi)并聯(lián)TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進氣道喉部激波振蕩受分流板位置的影響進行了研究。袁化成等分析了外并聯(lián)TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，模態(tài)轉(zhuǎn)換時間對模態(tài)中進氣道的氣動性能的影響。

雖然國內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)對TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行了大量研究，但大多建立在理想的來流條件下。而飛行器實際飛行中，來流的攻角、馬赫數(shù)、壓力等可能達不到理想條件，從而造成進氣道實際工作情況與設(shè)計的有偏差，使得進氣道可能出現(xiàn)不起動現(xiàn)象，而TBCC進氣道在沖壓模態(tài)中，更應(yīng)該關(guān)心進氣道的自起動和再起動能力。因此，有必要對TBCC進氣道的沖壓通道起動特性開展研究。國內(nèi)外學(xué)者對單獨沖壓進氣道在各種工況下的不起動/再起動機理進行了深入研究，并且在研究過程中發(fā)現(xiàn)了進氣道不起動/再起動過程存在遲滯現(xiàn)象。而對于TBCC進氣道，向先宏等利用重疊網(wǎng)格技術(shù)分析了一外并聯(lián)TBCC進氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程，發(fā)現(xiàn)了分流板和唇口外罩的不同耦合運動會帶來氣動遲滯效應(yīng)。李楠等采用定常數(shù)值模擬方法，對一外并聯(lián)TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中分流板關(guān)閉程度和沖壓通道背壓對沖壓通道起動特性的影響，以及沖壓通道不起動/再起動存在遲滯現(xiàn)象進行了詳細地研究。綜上所述，對于TBCC進氣道而言，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程是進氣道由渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換的過程，對于此過程中的沖壓通道的起動特性及存在的遲滯現(xiàn)象的研究相比于對單獨的沖壓進氣道的研究仍較少，需要業(yè)內(nèi)學(xué)者做更進一步的研究。

本文中基于外并聯(lián)TBCC進氣道，在業(yè)內(nèi)學(xué)者已有的研究基礎(chǔ)上，利用動網(wǎng)格技術(shù)對其模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行了瞬態(tài)數(shù)值模擬，進一步研究了模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，考慮到實際飛行中前方來流呈大攻角的情況時，沖壓通道不起動/再起動過程，并對此過程中發(fā)現(xiàn)的遲滯現(xiàn)象進行了分析。

2 物理模型及數(shù)值模擬方法

2.1 進氣道模型

研究對象為二元外并聯(lián)TBCC進氣道，其模型如圖1所示，外壓段采用三波系設(shè)計，各壓縮角分別為6°、6°、4.64°，唇口板內(nèi)偏轉(zhuǎn)角為4.7°唇高度為h，進氣道總長=11.2。該進氣道工作范圍為馬赫數(shù)0～6，模態(tài)轉(zhuǎn)換設(shè)計馬赫數(shù)3。

圖1 進氣道模型示意圖

圖1中標紅部分為可旋轉(zhuǎn)的分流板，取分流板上端與沖壓通道交點處(喉道附近)作為分流板轉(zhuǎn)軸，其開合角為9.2°。分流板關(guān)閉過程(向下)為正向模態(tài)轉(zhuǎn)換，分流板打開過程(向上)則為反向模態(tài)轉(zhuǎn)換。在設(shè)計條件下，分流板開度要足夠大以保證渦輪通道的流量需求得以滿足，而唇口板的內(nèi)角也應(yīng)該滿足正向模態(tài)轉(zhuǎn)換完成后，沖壓通道能正常起動的要求，所以初始狀態(tài)下沖壓通道的入口面積較小。

模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中沖壓通道內(nèi)收縮比變化情況如圖2所示。在分流板打開至5°之前，沖壓通道入口面積最小，定義此時收縮比為1，之后隨著分流板打開，內(nèi)收縮比呈增大趨勢。需要注意的是：在本文中，定義分流板全開時的位置為0°，分流板其余位置相對于全開狀態(tài)呈不同角度，例如全關(guān)時的位置為9.2°。

圖2 模態(tài)轉(zhuǎn)換過程沖壓通道內(nèi)收縮比變化曲線

2.2 數(shù)值模擬方法

采用密度基二維N-S方程求解器對進氣道進行瞬態(tài)數(shù)值模擬，選用SST-湍流模型，對流通量使用Roe-FDS 差分格式，黏性通量采用二階中心差分格式進行離散，流體設(shè)定為理想氣體，分子黏性系數(shù)采用 Sutherland 公式計算。遠場設(shè)定為壓力遠場，出口設(shè)定為壓力出口，定義壁面為絕熱無滑移壁面。計算過程中各方程殘差下降3個數(shù)量級且穩(wěn)定，各通道出口流量穩(wěn)定時，視為計算收斂。

計算域采用混合網(wǎng)格，如圖3所示。分流板附近的運動區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分以保證分流板運動時網(wǎng)格得以更新重構(gòu)，其余區(qū)域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。為精準預(yù)測近壁面湍流和激波位置，對近壁面和激波附近的網(wǎng)格進行局部加密，壁面y+滿足湍流模型要求。參考文獻[12]的研究，對分流板和唇口前端尖點進行了半徑0.1 mm的鈍化處理，整個進氣道的網(wǎng)格量大約為16萬。

圖3 進氣道網(wǎng)格示意圖

動網(wǎng)格算法為彈簧光順和局部重構(gòu)法，模態(tài)轉(zhuǎn)換中，模態(tài)轉(zhuǎn)換時間為0.9 s，分流板總共旋轉(zhuǎn)9°，則角速度為0.174 5 rad/s。進行瞬態(tài)計算時，參考文獻[25]設(shè)置，取分流板在每個時間步旋轉(zhuǎn)0.001°，所以本文中設(shè)置時間步長為10s，總時間步為9 000，每步迭代300次。為以后進一步對本文中研究內(nèi)容補充試驗研究，所以本文中采用風(fēng)洞實驗的工況進行模擬：來流總壓101 325 Pa，總溫300 K，速度為3。瞬態(tài)計算和穩(wěn)態(tài)計算求解器和湍流模型等的選擇設(shè)置一致。

2.3 算例驗證

為驗證本文中采用的瞬態(tài)數(shù)值模擬方法的可靠性，參考文獻[26]的驗證方法對文獻[27]中NACA0012翼型的振蕩和瞬態(tài)俯仰進行了瞬態(tài)數(shù)值模擬，并對比數(shù)值計算結(jié)果與實驗結(jié)果。實驗中，機翼振蕩俯仰的參考點在弦長的0.25倍處，振蕩運動由：

=+sin(+)

(1)

其中：和分別是取決于時間基準的迎角和相位角，、和的值分別為0.016°、2.51°和392.5。圖4所示為NACA0012翼型數(shù)值模擬所得的俯仰力矩系數(shù)與實驗數(shù)據(jù)。從圖4中可以看出，數(shù)值模擬解得值與實驗數(shù)據(jù)接近，可以認為本文中采用的瞬態(tài)數(shù)值模擬方法的可行。

為了進一步驗證本文中選用的湍流模型的可靠性，對文獻[28-29]公布的進氣道模型進行數(shù)值模擬并與實驗數(shù)據(jù)作圖對比。如圖5所示，為采用不同疏密程度網(wǎng)格(粗糙70×80、細化100×120、稠密130×160)進行數(shù)值模擬得到的進氣道上壁面表壓分布與實驗測得數(shù)據(jù)的對比，可以看到采用3種疏密程度的網(wǎng)格的數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果都有很好的一致性。

圖4 實驗與數(shù)值模擬俯仰力矩系數(shù)曲線

圖5 實驗與數(shù)值模擬上壁面靜壓分布曲線

圖6為使用細化網(wǎng)格的數(shù)值模擬密度梯度云圖與實驗所得紋影圖。

圖6 數(shù)值模擬密度梯度云圖與實驗紋影圖

從圖6中可看出，數(shù)值模擬流場與實驗所得流場總體上有比較良好的一致性。數(shù)值模擬所得分離包大小比實驗測得的稍小，造成分離激波角相對較小，使分離激波在唇罩面(下壁面)的反射點相對靠后。造成這種差異的原因可能是來流的非均勻性、三維效應(yīng)、湍流模型的不足等因素導(dǎo)致。

為了評估網(wǎng)格疏密程度對本文中模型數(shù)值模擬的影響，設(shè)置了3種不同疏密程度的網(wǎng)格進行了穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬，分別為粗糙(10萬網(wǎng)格)、細化(16萬網(wǎng)格)、稠密(22萬網(wǎng)格)。如圖7所示，為采用不同疏密程度網(wǎng)格進行數(shù)值模擬得到的分流板關(guān)閉到4.5°時沖壓通道下壁面表壓分布，可以看到采用3種疏密程度的網(wǎng)格的數(shù)值模擬結(jié)果有很好的一致性，但是使用粗糙網(wǎng)格仿真的結(jié)果局部位置略有偏差，而細化與稠密更為接近。綜合考慮節(jié)省計算資源和準確性，選擇網(wǎng)格數(shù)量16萬的細化網(wǎng)格進行數(shù)值模擬。

圖7 不同網(wǎng)格數(shù)量壁面靜壓分布曲線

3 結(jié)果與分析

3.1 分流板全開和全閉穩(wěn)態(tài)流場分析

在設(shè)計的來流條件下，來流速度為3、攻角0°，對通流狀態(tài)下進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換前后進行穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬。如圖8所示，分流板全開時，沖壓通道入口面積較小，氣流流過入口后膨脹加速，由于流量較小，通道內(nèi)基本上為亞聲速流；而渦輪通道起動且無明顯邊界分離，其工作裝況與預(yù)期設(shè)計相符。分流板全關(guān)時，進氣道處于沖壓模態(tài)，此時進氣道內(nèi)氣流均為超聲速且無明顯邊界分離，進氣道處于起動狀態(tài)，與預(yù)期設(shè)計相符。

圖8 攻角0°模態(tài)轉(zhuǎn)換前后馬赫數(shù)云圖

接下來，對來流攻角6°～10°時通流狀態(tài)下的進氣道的沖壓模態(tài)進行了穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬，以驗證在轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)時大來流攻角下沖壓模態(tài)的進氣道起動能力。結(jié)果如圖9所示，當來流攻角為6°時，進氣道入口處下壁面出現(xiàn)較大分離區(qū)，約占入口面積的一半，進氣道流通能力下降。隨著攻角增大，分離區(qū)面積增大，喉道前的通道內(nèi)亞聲速流逐漸增多，進氣道逐漸發(fā)生壅塞，進而不起動。

圖9 不同攻角馬赫數(shù)云圖

分別將以上流場作為初始流場，減小來流攻角至0°，進行穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬，結(jié)果如圖10所示。初始流場攻角為6°～10°時，進氣道入口處下壁面的分離區(qū)，隨著調(diào)整來流攻角為0°而減小，但并沒有完全消失，在入口處仍然存在比較大的分離區(qū)?？梢钥闯觯瑢τ趩为毜臎_壓進氣道而言，一旦來流條件發(fā)生變化導(dǎo)致進氣道處于不起動狀態(tài)時，即使來流恢復(fù)到設(shè)計時考慮的狀態(tài)，進氣道仍有可能處于不完全起動的工作狀態(tài)。

圖10 不同初始流場0°攻角馬赫數(shù)云圖

3.2 攻角10°模態(tài)轉(zhuǎn)換瞬態(tài)流場分析

對于TBCC進氣道，渦輪模態(tài)至沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換是動態(tài)的過程，更應(yīng)該重點考慮此過程中的起動特性問題。因此本節(jié)在來流速度3、10°攻角的條件下，利用動網(wǎng)格技術(shù)對通流狀態(tài)下進氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行了瞬態(tài)數(shù)值模擬，以研究在大攻角來流時，正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中沖壓通道不起動的過程，以及反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中沖壓通道再起動的過程。結(jié)果如圖11所示。

圖11 10°攻角正反向模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫云圖

在正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，直到分流板關(guān)閉至7.95°[圖11(a)]之前，沖壓通道仍處于起動狀態(tài)。分流板關(guān)閉至8.03°[圖11(b)]時，沖壓通道喉道前下壁面開始出現(xiàn)明顯的邊界層分離，并且產(chǎn)生一系列復(fù)雜波系，通道主流流速減小，部分截面流速接近1，此時進氣道開始從起動向不起動轉(zhuǎn)變，處于過渡狀態(tài)。當分流板進一步關(guān)閉至8.08°[圖11(c)]時，此時沖壓通道下壁面產(chǎn)生較大的分離區(qū)，氣流發(fā)生壅塞，沖壓通道處于不起動狀態(tài)。

在反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，在分流板打開至7°[圖11(d)]之前，沖壓通道下壁面唇口附近都有比較大的邊界層分離，沖壓通道一直處于不起動狀態(tài)。隨著分流板逐漸打開，沖壓通道下壁面邊界層分離逐漸減小并后移。直至分流板打開到6.97°時，可以看到分離區(qū)明顯開始變小[圖11(e)]，并后移至內(nèi)壓縮段，此時沖壓通道處于過渡狀態(tài)。當分流板進一步打開到6.85°[圖11(f)]時，沖壓通道下壁面分離區(qū)完全消失，進氣道內(nèi)氣流均為超聲速，沖壓通道自不起動狀態(tài)進入起動狀態(tài)，即達到自起動。

通流情況下進氣道不起動的原因一般有兩點，即唇口激波過強導(dǎo)致的“軟不起動”，和喉道面積較小，進氣道內(nèi)收縮比過大導(dǎo)致的“硬不起動”。而對于進氣道不起動的原因分析，文獻[31]已經(jīng)做了比較詳盡的總結(jié)與分析，本文中可以參考之。0°攻角分流板全關(guān)時[圖8(b)]數(shù)值模擬結(jié)果顯示進氣道處于起動狀態(tài)，而此時唇口內(nèi)壁面與第三級壓縮面夾角最大，且沖壓通道入口前氣流來流馬赫數(shù)最大，唇口激波強度最大，故唇口激波應(yīng)不是引起沖壓通道下壁面的邊界分離的主要因素。根據(jù)進氣道等熵極限公式：

(2)

當分流板關(guān)閉到8.08°時，沖壓通道入口前來流馬赫數(shù)為1.84，代入公式求得此時沖壓通道的理論等熵極限內(nèi)收縮比為1.48，而此時沖壓通道的實際內(nèi)收縮比為1.3，實際值與理論值相差12.2%。考慮到與理論推導(dǎo)相比，存在氣流的黏性、氣流的不均勻性及流場內(nèi)復(fù)雜波系等因素的影響，故分流板關(guān)閉至8.08°時，沖壓通道進入不起動狀態(tài)，原因應(yīng)是沖壓通道的內(nèi)收縮比過大導(dǎo)致的“硬不起動”。

反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程，當分流板打開到6.85°時，邊界層分離區(qū)消失，分離激波消失，馬赫數(shù)發(fā)生了突升。根據(jù)自起動內(nèi)收縮比Kontrowitz限公式：

(3)

此時沖壓通道入口前氣流馬赫數(shù)為1.89，據(jù)此計算得Kantrowitz限值為1.19。而此時沖壓通道實際內(nèi)收縮比為1.15，計算值與實際內(nèi)收縮比差異僅3.4%。產(chǎn)生差異的原因應(yīng)是：Kantrowitz限是基于一維無粘等熵流推導(dǎo)的，忽略了實際氣流的黏性、氣流的不均勻性、流場復(fù)雜波系以及流動中由激波和粘性導(dǎo)致的總壓損失等因素的影響。故可認為分流板打開到6.85°時，沖壓通道內(nèi)收縮比達到Kantrowitz限，是沖壓通道再起動的原因。

通過以上分析可說明，本文中這種外并聯(lián)TBCC進氣道與型面固定的單獨沖壓進氣道相比，存在明顯的優(yōu)勢：當來流變化(本文從攻角方面分析)導(dǎo)致沖壓通道不起動后，可以通過轉(zhuǎn)動分流板調(diào)節(jié)沖壓通道內(nèi)收縮比使進氣道再起動。此外，正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中沖壓通道不起動時分流板的位置，與反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中沖壓通道再起動時分流板的位置不一致，進氣道的不起動/再起動存在明顯的遲滯現(xiàn)象。導(dǎo)致這種遲滯現(xiàn)象的原因是：沖壓通道內(nèi)壓段的等熵極限與Kantrowitz極限內(nèi)收縮比不一致，沖壓通道內(nèi)收縮比隨分流板轉(zhuǎn)動而變化，且先后經(jīng)過2個極限值，從而在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中產(chǎn)生了遲滯。

3.3 不同攻角模態(tài)轉(zhuǎn)換瞬態(tài)流動特性分析

為了進一步探究不同來流攻角對于TBCC進氣道模在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中不起動/再起動的影響，本節(jié)在來流速度Ma3，攻角分別為6°和8°的條件下，對通流狀態(tài)下進氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行了瞬態(tài)數(shù)值模擬。結(jié)果如圖12、圖13所示。

圖12 攻角6°模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫云圖

圖13 攻角8°模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫云圖

當來流攻角為6°時，正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，直到分流板關(guān)閉至8.7°[圖12(a)]之前，沖壓通道仍處于起動狀態(tài)。分流板關(guān)閉至8.83°[圖12(b)]時，此時沖壓通道下壁面產(chǎn)生較大的分離區(qū)，氣流發(fā)生壅塞，沖壓通道處于不起動狀態(tài)。而在反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，在分流板打開至7.74°[圖12(c)]時，沖壓通道下壁面唇口附近邊界層分離區(qū)開始明顯減小。當分流板打開到7.67°[圖12(d)]時，分離區(qū)消失，沖壓通道進入起動狀態(tài)。

當來流攻角為8°時，正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，直到分流板關(guān)閉至8.5°[圖13(a)]之前，沖壓通道仍處于起動狀態(tài)。而當分流板關(guān)閉至8.57°[圖13(b)]時，沖壓通道下壁面產(chǎn)生了較大的分離區(qū)，沖壓通道進入不起動狀態(tài)。在反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，一直到分流板打開至7.36°[圖13(c)]時，沖壓通道下壁面唇口附近邊界層分離區(qū)才開始明顯減小，當分流板打開到7.3°[圖13(d)]時，分離區(qū)消失，沖壓通道進入起動狀態(tài)。

參考2.2節(jié)的分析，分別對來流攻角6°和8°時模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，沖壓通道的不起動/再起動現(xiàn)象進行分析，理論計算所得的等熵極限與Kantrowitz極限內(nèi)收縮比和沖壓通道實際內(nèi)收縮比如表1所示。在正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，隨著來流攻角的增大，沖壓通道不起動時的等熵極限內(nèi)收縮比與實際內(nèi)收縮比都減小，理論值與實際值之間的誤差隨來流攻角增大而減小。在反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，沖壓通道再起動時的Kantrowitz極限內(nèi)收縮比與實際內(nèi)收縮比也隨攻角增大而減小，但理論值與實際值之間的誤差增大。可以發(fā)現(xiàn)等熵極限偏離實際值較多，而Kantrowitz極限偏離實際值較少。

表1 不同攻角來流不起動/再起動內(nèi)收縮比

圖14所示為沖壓通道的不起動/再起動邊界。隨著來流攻角變大，沖壓通道不起動的邊界前移，再起動邊界也隨之前移，但不起動與再起動之間的雙解區(qū)域大小基本不變。

圖14 不同攻角下沖壓通道不起動/再起動邊界曲線

3.4 不同攻角模態(tài)轉(zhuǎn)換性能變化

本節(jié)對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中沖壓通道的性能變化進行了分析。由于分流板在 0°～5°，沖壓通道出口性能變化趨勢，與分流板在 5°～ 9°沖壓通道起動時的變化趨勢整體相近，所以圖15僅展示了分流板處于5°～9°的沖壓通道的性能變化。

如圖15(a)所示，以來流攻角10°為例，正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，分流板關(guān)閉至5°時，沖壓通道出口馬赫數(shù)為2.00，之后隨分流板進一步關(guān)閉呈線性下降至1.53，沖壓通道不起動時出口馬赫數(shù)呈突降趨勢降至1.48，之后維持在1.48左右基本不變；反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，出口馬赫數(shù)先從1.48附近緩慢增長到1.56，當沖壓通道再起動時，則突升至1.7，之后隨著分流板打開呈線性增長；出口馬赫數(shù)隨沖壓通道不起動/再起動，形成了四邊形的遲滯回路。來流攻角8°與6°時沖壓通道出口馬赫數(shù)的變化趨勢與10°基本一致，隨著來流攻角的增大出口馬赫數(shù)整體減小，遲滯回路隨沖壓通道不起動提前而前移。不同攻角下，沖壓通道不起動時的出口馬赫數(shù)大小相近。

本文沖壓通道出口流量系數(shù)定義為：出口流量除以來流攻角為0°時進氣道的捕獲流量。出口流量系數(shù)的變化趨勢如圖15(b)所示。在來流攻角為10°時，正向模態(tài)轉(zhuǎn)換隨分流板從5°關(guān)閉至8.08°，沖壓通道出口流量系數(shù)從0.27呈線性增長至0.46，沖壓通道不起動時突降至0.40，然后隨分流板進一步關(guān)閉逐漸減小至0.38；在反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，出口流量系數(shù)先逐漸增大至0.40，當沖壓通道再起動后，隨著分流板打開呈線性減小；出口流量系數(shù)隨著沖壓通道不起動/再起動，形成了三角形的遲滯回路。不同來流攻角對應(yīng)的出口流量系數(shù)的變化趨勢基本一致，當攻角從6°增大到10°，出口流量系數(shù)整體增大。隨著沖壓通道不起動的提前，遲滯回路前移。不同攻角對應(yīng)的出口流量系數(shù)在沖壓通道不起動時比較接近。

沖壓通道出口總壓恢復(fù)系數(shù)變化趨勢如圖15(c)所示，仍以10°攻角為例，正向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，分流板關(guān)閉至5°時，沖壓通道出口總壓恢復(fù)系數(shù)為0.64，分流板繼續(xù)關(guān)閉，總壓恢復(fù)系數(shù)以漸緩的增長趨勢增長增大到0.70，當沖壓通道不起動時突降至0.61，之后隨著分流板關(guān)閉，總壓恢復(fù)系數(shù)進一步減小至0.54；而在反向模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，總壓恢復(fù)系數(shù)先從0.54近似線性增大至0.62，直至沖壓通道再起動后突升至0.68，之后隨著分流板打開再逐漸減?。豢倝夯謴?fù)系數(shù)隨著沖壓通道不起動/再起動，形成了四邊形的遲滯回路。隨著來流攻角增大，出口總壓恢復(fù)系數(shù)的變化趨勢整體一致，但總壓恢復(fù)的大小在整體減小。遲滯回路隨沖壓通道不起動前移。不同攻角下，沖壓通道不起動時的出口總壓恢復(fù)系數(shù)整體上比較接近。

圖15 模態(tài)轉(zhuǎn)換過程沖壓通道出口的性能變化曲線

4 結(jié)論

1) 來流大于一定攻角時，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中沖壓通道的不起動/再起動存在遲滯現(xiàn)象，且進氣道的性能參數(shù)形成遲滯回路。

2) 來流攻角越大，沖壓通道不起動時分流板的位置越靠前，遲滯回路隨之前移，但遲滯回路的大小整體上變化不大，沖壓通道出口流量系數(shù)整體增大，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)整體減小。

3) 產(chǎn)生遲滯現(xiàn)象的原因是：沖壓通道的等熵極限與Kantrowitz極限內(nèi)收縮比不一致，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，沖壓通道內(nèi)收縮比先后產(chǎn)生2個極限值。