吳穎川, 姚 磊, 楊大偉, 王鐵軍, 賀元元

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

曲面乘波進氣道非設(shè)計狀態(tài)性能研究

吳穎川*, 姚 磊, 楊大偉, 王鐵軍, 賀元元

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

高超聲速進氣道在寬馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)保持高性能一直是個技術(shù)難點。設(shè)計了一種曲面乘波壓縮進氣道，并通過改變封口激波馬赫數(shù)以滿足寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)(Ma4.5～Ma6)高性能的要求。數(shù)值及實驗研究結(jié)果表明：適當降低進氣道的封口馬赫數(shù)(從Ma6降至Ma5.5)可以有效提高非設(shè)計點低馬赫數(shù)時進氣道的流量系數(shù)，從而提高超燃沖壓發(fā)動機的非設(shè)計狀態(tài)低馬赫數(shù)推進性能；選擇適當進氣道側(cè)板豁口后掠角度，又能保證低馬赫數(shù)時進氣道能夠自起動，同時高馬赫數(shù)時的發(fā)動機性能也能夠基本保持，適當減小封口馬赫數(shù)的進氣道能夠滿足寬馬赫數(shù)范圍工作要求。

高超聲速；進氣道；乘波體；非設(shè)計狀態(tài)

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器在進行飛行試驗時，必須由火箭助推到滿足超燃沖壓發(fā)動機工作所需的接力馬赫數(shù)和高度，才進行機箭分離、飛行器自主飛行。美國X-43A[1-2]采用的是升力前體進氣道構(gòu)型設(shè)計，已成功進行了Ma7和Ma10的飛行試驗。而美國X-51A[3]采用乘波前體進氣道構(gòu)型設(shè)計，火箭加速到接力Ma4.5，自主加速到Ma6，然后巡航飛行。因此對于固定幾何進氣道，既要保證接力馬赫數(shù)(如Ma4.5)有足夠的加速性能，又要保持巡航馬赫數(shù)(如Ma6)時的高性能，在如此寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)，設(shè)計高性能的進氣道，設(shè)計點的選擇，非設(shè)計點的性能優(yōu)化是需要深入研究的問題。

南京航空航天大學的譚慧俊等人[4]對軸對稱雙燃燒室沖壓發(fā)動機的亞燃模塊進氣道非設(shè)計點工作特性進行了風洞實驗和數(shù)值計算研究，發(fā)現(xiàn)在非設(shè)計狀態(tài)下，進氣道的流量系數(shù)下降顯著，認為對高超聲速進氣道非設(shè)點綜合性能的改善迫在眉睫。

本文采用密切曲錐法設(shè)計了一種曲面乘波壓縮進氣道，通過唇罩前移，降低激波封口馬赫數(shù)，有效提高了該進氣道在非設(shè)計點的流量系數(shù)，同時通過增大側(cè)板后掠角，保證了進氣道在非設(shè)計點的自起動性能。

1 曲面乘波進氣道設(shè)計

進氣道基準流場由第一道激波壓縮和等熵壓縮流場組成，內(nèi)通道由唇口激波和等熵曲線壓縮組成，氣流在隔離段過渡到燃燒室入口。在設(shè)計狀態(tài)(Ma6、α=4.5°)，第一道壓縮激波剛好封住唇口，而在非設(shè)計狀態(tài)，激波位置偏離唇口，對進氣道性能造成一定影響。

圖1 進氣道壓縮基準流場Fig.1 Basic flowfield of inlet

如圖1所示，在進氣道上壁面型線不變的前提下，本文設(shè)計了3個不同的激波封口位置，沿流向從前至后依次對應(yīng)于封口馬赫數(shù)(Ma封)為5、5.5和6的狀態(tài)。

在確定進氣道二維基準流場后，生成三維前體時，本文采用了由密切錐[5-6]方法發(fā)展而來的密切曲錐[7-13]的乘波體設(shè)計方法。優(yōu)點是在設(shè)計狀態(tài)具有較好的捕獲流量、升阻比和流動均勻性。非設(shè)計狀態(tài)的性能需要進一步評估。圖2是密切錐和密切曲錐方法的對比，圖3是生成的曲面乘波進氣道。

(a) 密切圓錐方法[5]

(b) 密切曲面錐方法圖2 密切曲面錐方法的控制曲線

Fig.2 Comparision of osculating cone method and osculating curved cone method

圖3 曲面乘波進氣道Fig.3 Osculating curved cone waverider inlet

2 數(shù)值模擬分析

2.1 物理模型和計算方法

利用課題組自主開發(fā)的AHL3D程序[14]進行數(shù)值模擬，有限體積法求解三維雷諾平均N-S方程，對流項計算采用AUSMPW+迎風格式，采用中心格式計算粘性項，時間推進為隱式LU-SGS，湍流模型采用k-ω-TNT兩方程模型，等溫壁邊界條件，壁溫取300K。

計算條件：Ma4、4.5和6均采用中國空氣動力研究中心FD-22高溫高超聲速風洞[15]條件，如表1所示。

表1 計算來流條件Table 1 Incoming flow condition

計算方法：進氣道基本性能采用來流初場，自起動性能計算采用零初場方法。

2.2 計算結(jié)果與討論

表2給出了3種進氣道流量系數(shù)及喉道截面質(zhì)量加權(quán)平均參數(shù)對比：(1) 在同一馬赫數(shù)下，隨著Ma封的降低，流量系數(shù)不斷增大，Ma4.5狀態(tài)下Ma封=5.5進氣道的流量系數(shù)較Ma封=6提高約15%；(2)Ma封=6、5.5時進氣道自起動馬赫數(shù)在Ma4～4.5之間，而Ma封=5進氣道自起動馬赫數(shù)大于Ma4.5，即隨著封口馬赫數(shù)的降低，進氣道自起動馬赫數(shù)越來越高；(3) 同一馬赫數(shù)下，進氣道起動時，隨著封口馬赫數(shù)的降低，進氣道對氣流的壓縮會增加，總壓恢復降低。 低馬赫數(shù)Ma4.5狀態(tài)下Ma封=6、5.5、5構(gòu)型計算對稱面流場分別如圖4(a)～(c)所示。由于外壓縮面形狀相同，因此2種構(gòu)型進氣道外壓縮波系結(jié)構(gòu)完全一致，頭激波遠遠偏離唇口，形成超聲速溢流。曲面外壓縮激波匯聚，Ma封=6構(gòu)型匯聚點在唇口外，Ma封=5.5構(gòu)型匯聚在唇口附近，而Ma封=5構(gòu)型匯聚在唇口內(nèi)側(cè)。內(nèi)通道中，Ma封=6、5.5構(gòu)型唇口激波入射在中心體壁面上，僅在入射點產(chǎn)生很小的分離，之后內(nèi)通道內(nèi)激波/膨脹波不停地交替反射，形成典型的斜激波串結(jié)構(gòu)，此時內(nèi)通道中均為超聲速流動；而Ma封=5構(gòu)型唇口激波入射后在中心體上引起很大范圍的分離，由于分離包的存在，內(nèi)通道中增加了分離激波、膨脹波、以及再附激波，由于分離區(qū)相當于虛擬的固壁，使得進氣道的內(nèi)壓縮增大，進氣道的壓升比增大，總壓恢復、出口馬赫數(shù)降低。

表2 3種進氣道性能對比Table 2 Performance comparison of three kinds of inlets

(a) Ma封=6

(b) Ma封=5.5

(c) Ma封=5圖4 進氣道對稱面馬赫數(shù)云圖(Ma4.5)Fig.4 Mach contours of symmetry plane (Ma4.5)

由圖5所示Ma4.5狀態(tài)3種進氣道計算上壁面壓力分布可知，Ma封=6、5.5進氣道壓力分布相近，壓力在0.45L～0.65L(L為進氣道長度)之間緩慢下降，在唇口激波入射點迅速升高；而Ma封=5進氣道在0.55L點由于不起動分離激波的作用，壓力迅速升高，內(nèi)通道中壓力也遠高于另2個進氣道結(jié)果；這也成為后面實驗中進氣道起動/不起動的評判標準。

圖5 進氣道上壁面沿程壓力分布(Ma4.5)Fig.5 Pressure distribution along upwall (Ma4.5)

高馬赫數(shù)狀態(tài)Ma6對稱面云圖如圖6所示。Ma封=6進氣道外壓縮激波匯聚在唇口之外，流量系數(shù)較低，Ma封=5.5進氣道外壓縮激波匯聚在唇口，基本實現(xiàn)全流量捕獲；封口Ma封=5.5與Ma封=6進氣道喉道總壓恢復系數(shù)及馬赫數(shù)相差不大(僅為0.02)。Ma封=5進氣道外壓縮激波匯聚在唇口內(nèi)側(cè)，在內(nèi)通道中的反射造成如表2所示的更大的壓縮及總壓損失。

(a) Ma封=6

(b) Ma封=5.5

(c) Ma封=5圖6 進氣道對稱面馬赫數(shù)云圖(Ma6)Fig.6 Mach contours of symmetry plane (Ma6)

綜上所述，Ma封=5進氣道在Ma4.5不能自起動，且在Ma6時的總壓損失較大；該進氣道性能較差；而Ma封=6、5.5進氣道自起動馬赫數(shù)均小于Ma4.5，且Ma封=5.5進氣道在Ma4.5和Ma6狀態(tài)下的流量捕獲能力遠大于Ma封=6進氣道。

3 風洞試驗驗證

3.1 試驗裝置與測量方法

發(fā)動機整機試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速所FD-22高溫高超聲速風洞(圖7)進行，風洞主要由高壓氣源、配氣系統(tǒng)、加熱器、噴管、試驗段、擴壓器、真空球罐等設(shè)備主體部分以及附屬的冷卻水系統(tǒng)、擴壓器噴水冷卻系統(tǒng)、燃料供應(yīng)系統(tǒng)和測控系統(tǒng)等組成。

試驗?zāi)Ｐ?圖8)為前文所設(shè)計的曲面前體進氣道(Ma封=6、5.5)，發(fā)動機測力實驗時為完整的全流道構(gòu)型(包括進氣道、燃燒室、噴管)，自起動實驗中截去噴管，并在燃燒室出口加擋板，試驗過程中可以實現(xiàn)堵上和打開的動作，以模擬進氣道由不起動恢復起動的再起動過程。

圖7 FD-22高溫高超聲速風洞Fig.7 FD-22 high temperature hypersonic WT

圖8 曲面前體進氣道試驗?zāi)Ｐ虵ig.8 Test model of curved cone inlet

發(fā)動機推力利用天平進行測量，進氣道自起動性能通過發(fā)動機流道對稱面測壓，對壓力分布進行分析來獲得(具體方法如前文Ma4.5狀態(tài)數(shù)值計算上壁面壓力分布分析所述)。

3.2 不同封口馬赫數(shù)發(fā)動機基本性能

Ma4.5實驗測得Ma封=5.5和6時2個發(fā)動機的冷流阻力相差不大，油氣比為1.2的熱態(tài)實驗結(jié)果表明2個發(fā)動機的單位流量推力收益相當。前文計算指出Ma封=5.5發(fā)動機比Ma封=6流量增大約15%，意味著Ma封=5.5發(fā)動機推力收益較Ma封=6增大約15%。

3.3Ma封=5.5進氣道的自起動性能

Ma封=5.5進氣道Ma4.5自起動實驗結(jié)果如圖9所示，圖中灰色實線為進氣道模型上壁面，紅色矩形點為實驗中初始節(jié)流門完全打開時的壓力分布，綠色三角點為節(jié)流門堵上后的壓力分布，藍色菱形點為再次打開節(jié)流門后的壓力分布。實驗獲取的壓力分布表明節(jié)流門完全打開時，進氣道是起動的；節(jié)流門堵上，實驗中進氣道出現(xiàn)激波吞吐振蕩不起動現(xiàn)象，時均壓力明顯高于初始節(jié)流門打開狀態(tài)；節(jié)流門再次打開，壁面壓力與初始節(jié)流門打開狀態(tài)基本重合，表明進氣道在該馬赫數(shù)實驗條件下能夠自起動。圖中黑色實線為CFD計算結(jié)果，無論是外壓縮面，還是進氣道內(nèi)通道中的壓力分布均與實驗結(jié)果吻合較好。

來流馬赫數(shù)Ma4時的實驗結(jié)果如圖10所示：進氣道在節(jié)流門堵上再打開后未能再起動，圖中CFD流場云圖與實驗紋影對比可見計算不起動的分離包較實驗更大，因此內(nèi)通道中的壓力更高。

圖9 上壁面靜壓沿程分布(Ma=4.5)Fig.9 Pressure distribution along upwall(Ma=4.5)

圖10 上壁面靜壓沿程分布(Ma=4)Fig.10 Pressure distribution along upwall(Ma=4)

為了改善Ma封=5.5進氣道的自起動性能，將側(cè)板后掠角χ從71°增加到75°(具體如圖8所示)。進行Ma4自起動性能實驗，結(jié)果如圖11所示，與后掠角71°構(gòu)型Ma4.5實驗結(jié)果相似，Ma封=5.5、后掠角75°進氣道在Ma4條件下能夠自起動，增大后掠角提高了進氣道的自起動性能。

圖11 上壁面靜壓沿程分布(Ma=4，χ=75°)Fig.11 Pressure distribution along upwall(Ma=4，χ=75°)

圖12給出了Ma封=5.5，不同側(cè)板后掠角計算得到的進氣道入口附近流場及近壁面流線圖，可見側(cè)板后掠角為75°時，唇口激波入射點仍在進氣道內(nèi)通道中(避免波后壓力較大產(chǎn)生更多的溢流)，大部分近壁面流線均流入進氣道，進氣道自起動。而側(cè)板后掠角為71°時，進氣道入口前存在很大范圍的分離，近壁面流線均在豁口附近繞出，不同截面的切片顯示，分離包在很大的展向范圍內(nèi)大小不變，靠近壓縮面邊緣時，在兩側(cè)壓差的作用下形成大量橫向溢流，分離包前緣位置后移，高度減小。因此在保證封住唇口激波的前提下，進氣道側(cè)壁后掠角越大，進氣道溢流口越大，產(chǎn)生的橫向溢流越多，進氣道越容易自起動。

(a) Ma封=5.5，后掠角71°

(b) Ma封=5.5，后掠角75°圖12 空間流場及近壁面流線(Ma=4)Fig.12 Slice of field and streamlines(Ma=4)

表3給出了Ma封=5.5時2種不同后掠角進氣道在Ma4.5及Ma6時的喉道截面質(zhì)量加權(quán)平均參數(shù)對比，由前文分析可知，2種進氣道在表3計算狀態(tài)下均自起動，側(cè)板后掠角從71°增大到75°，流量系數(shù)減小在1.5%以內(nèi)，總壓恢復系數(shù)、喉道馬赫數(shù)增大也在1.5%以內(nèi)；起動時后掠角對進氣道性能影響不大。

表3 不同后掠角進氣道性能對比Table 3 Performance comparison of inlets with different sweepback angels

4 結(jié) 論

設(shè)計了曲面乘波壓縮進氣道，通過改變封口馬赫數(shù)，得到寬范圍性能較優(yōu)的進氣道構(gòu)型，從而提高超燃沖壓發(fā)動機的寬范圍性能。數(shù)值計算和風洞實驗研究結(jié)果表明：

(1) 隨著封口馬赫數(shù)的降低，進氣道流量捕獲性能不斷增強，Ma4.5、Ma6條件下Ma封=5.5進氣道比Ma封=6進氣道流量系數(shù)分別增大15%、8%；

(2) 隨著封口馬赫數(shù)的降低，進氣道自起動性能下降，Ma4.5來流條件下Ma封=5進氣道已不能自起動；

(3)Ma封=5.5、側(cè)板后掠角75°進氣道，在Ma4條件下能夠自起動，且其流量捕獲及壓縮性能與后掠角71°進氣道基本一致，滿足寬馬赫數(shù)范圍工作要求。

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(編輯：李金勇)

Off-design performance of osculating curved cone inlet

Wu Yingchuan*, Yao Lei, Yang Dawei, Wang Tiejun, He Yuanyuan

(Science and Technology on Scramjet Laboratory, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

It is difficult to maintain high performance over a wide range of Mach numbers for a hypersonic inlet. An osculating curved cone waverider inlet is designed and the design point of the inlet is optimized to obtain high performance with Mach numbers ranging from 4.5 to 6. From the numerical simulation and experiment results, it is found that the inlet mass flow capture ratio and the engine thrust can be efficiently improved by adjusting shock on lip Mach Number from 6 to 5.5, while the inlet can be guaranteed to be self-started by optimizing the inlet sweepback angle of the sidewalls. The experiment shows that the designed scramjet engine performance is improved under off-design conditions.

hypersonic; inlet; waverider; osculating curved cone; off-design

1672-9897(2015)04-0026-06

10.11729/syltlx20150072

2015-05-21;

2015-06-18

國家自然科學基金項目(91216303)

WuYC,YaoL,YangDW,etal.Off-designperformanceofosculatingcurvedconeinlet.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(4): 26-31. 吳穎川, 姚 磊, 楊大偉, 等. 曲面乘波進氣道非設(shè)計狀態(tài)性能研究. 實驗流體力學, 2015, 29(4): 26-31.

V211.3

A

吳穎川(1967-)，男，四川廣漢人，研究員。 研究方向：空氣動力學。通信地址：四川省綿陽市二環(huán)路南段6號19信箱01分箱(621000)。E-mail:wyc2000@sina.com

*通信作者 E-mail: wyc2000@sina.com