唇緣鈍化對高超聲速進氣道氣動特性影響的數值研究

溫鄰君，張旭

(1.國家知識產權局專利局專利審查協作河南中心，鄭州450002；2.中國燃氣渦輪研究院，成都610500)

唇緣鈍化對高超聲速進氣道氣動特性影響的數值研究

溫鄰君1，張旭2

(1.國家知識產權局專利局專利審查協作河南中心，鄭州450002；2.中國燃氣渦輪研究院，成都610500)

采用二維數值模擬方法，詳細探討了高超聲速飛行條件下唇緣鈍化對進氣道氣動特性的影響，給出了唇緣鈍化前后進氣道在設計與非設計狀態下的氣動特性。研究表明：唇緣鈍化使進氣道流場顯著復雜化，惡化了進氣道氣動性能，降低了進氣道抵抗出口反壓干擾的能力。通常情況下，隨著鈍化半徑的增大，進氣道的流量捕獲小幅上升，出口馬赫數、總壓恢復系數下降；在激波相干結構強烈作用時，進氣道出口馬赫數和總壓恢復系數隨鈍化半徑的增大呈現非單調性變化。本研究可為進氣道構型的二次設計提供指導。

超燃沖壓發動機；鈍化唇緣；高超聲速進氣道；激波相干；氣動特性；數值模擬

1 引言

超燃沖壓發動機的高超聲速進氣道，需捕獲足夠多的空氣并進行高效率的減速壓縮，為燃燒室提供一定壓力、溫度和流量的空氣。初步設計時，進氣道唇罩前緣等迎風部位通常設計得非常尖銳，以滿足發動機氣動性能需求。然而在高超聲速條件下，這些尖銳部位極易氣動燒蝕，且其尖銳構型的工藝成本極高，必須對唇緣等部位進行適度鈍化處理，以承受一定的氣動熱負荷[1-2]，同時降低加工成本。因此，研究唇緣鈍化前后進氣道的氣動特性，對進氣道的構型設計具有重要指導意義和工程價值。

唇緣鈍化會直接改變進氣道的波系結構、流量捕獲能力及流場品質。首先，鈍化唇緣將產生脫體弓形激波，以及局部高溫高壓、強熵梯度的亞聲速氣流，使進氣道流場復雜化[1-5]。其次，為盡量滿足發動機對進氣道高流量捕獲的需求，進氣道外壓縮波(斜激波或等熵壓縮波)常匯聚于唇口，導致外壓縮波與唇緣弓形激波相互作用，產生復雜的激波相干結構，誘發嚴酷的氣動熱問題，使進氣道流場結構進一步復雜化[6-12]。Edney[8]通過大量實驗研究總結了六類激波相干結構(Type I～VI)，且相干結構類型及伴隨的熱負荷取決于入射斜激波與弓形激波相交的位置。其中，Type I、II、V導致激波與邊界層相互作用；TypeⅢ導致剪切層與壁面邊界層相互作用；Type IV為超聲速射流，內嵌于亞聲速激波層，兩側以剪切層分界，并在壁面處以一道正激波結束；Type VI導致膨脹波與邊界層相互作用。除Type VI引起的熱負荷略有降低外，其他幾類均導致局部熱流和壓力顯著上升。盧洪波等[9-12]數值分析了等熵壓縮波/弓形激波的相互作用，獲得了二者作用的流態和熱流特性，并提出了控制唇口氣動熱載荷的等熵波設計原則；此外，還結合簡化二元進氣道數值分析了唇緣鈍化對進氣道的反向影響，給出了唇緣鈍化原則。

以上研究為進氣道的二次設計奠定了理論基礎，但幾乎未結合實際進氣道構型，難以直接應用于進氣道工程設計，且未涉及非設計工況下唇緣鈍化前后進氣道的氣動特性。為此，本文通過數值計算，詳細探討唇緣鈍化前后典型二元進氣道設計和非設計工況下的氣動特性。

2 進氣道構型及計算概述

2.1 進氣道構型

唇緣無鈍化時進氣道的構型如圖1(a)所示，為內外混合壓縮式二元進氣道，總收縮比為6.25，內收縮比約為1.89，理想捕獲高度H0=100 mm，喉道高度Hth=16 mm。外壓部分由三楔面組成，對應氣流轉折角依次為6.6°、3.8°和5.1°，設計工況(來流馬赫數Ma∞=6、飛行高度H=26 km)下三道外壓斜激波匯聚于尖唇緣的頂點。唇罩內折，內折角為2.6°。內壓縮面與隔離段之間采用一定的圓弧過渡，以提高進氣道的總壓恢復系數[13]。

唇緣鈍化時進氣道的構型如圖1(b)所示，其中RC為鈍化半徑。本文采用文獻[11]中的ELM處理唇罩前緣，以盡可能降低其對進氣道流場和性能的影響。唇緣鈍化后，進氣道理想捕獲高度略微增加，幅度隨RC的增大而增加。

圖1 典型二元進氣道模型Fig.1 The schematic of intake model

2.2 計算概述

采用商業軟件CFD++的有限體積法求解二維湍流N-S方程，湍流模型為SSTk-ω。CFD++在高超聲速領域及氣動熱方面的可靠性經過很多文獻[11，14-16]驗證，且其采用的二階守恒型TVD格式和網格分界面物理量的近似黎曼求解器Harten-Lax-van Leer Contact處理方式，能很好地捕捉激波及滑移線等物理間斷面，同時還能保證數值格式的正守恒性[17-19]。

唇緣鈍化時進氣道的計算域如圖2所示，采用多塊結構化網格。鈍化唇緣前的計算域采用C型網格，且區域較大，可更好地捕捉流動細節。計算域左側與上側邊界采用遠場邊界條件，給定為均勻來流條件。通流條件下，右側邊界采用出流邊界條件，由內部插值確定。反壓條件下，進氣道出口直接施加給定反壓，分析唇緣鈍化對進氣道抗反壓能力的影響。所有壁面均采用無滑移絕熱條件。通過網格加密及壁面法向第一層網格大小分析，整個計算域網格數隨鈍化半徑不同在22.3萬～25.1萬間變化，壁面法向第一層網格大小取1 μm。計算時全場殘差降至1×10-6量級以下或出現較穩定平臺為收斂條件。

圖2 唇緣鈍化時進氣道的計算域及網格Fig.2 Computational domain and mesh

3 設計點的氣動特性

3.1 通流特性

圖3給出設計工況(Ma∞=6，H=26 km)下不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道流場分布。可見，唇緣無鈍化時，三道外壓激波基本匯聚于尖唇緣頂點，但略靠近唇緣外側，不存在激波/弓形激波的相互作用，且進氣道存在少量溢流。唇緣鈍化后，唇緣前首先產生一道脫體弓形激波，并與外壓激波相互作用，但二者作用時三道外壓激波未匯聚。結合Wieting[20]對雙斜激波/弓形激波相互作用的研究結果——分散雙斜激波/弓形激波作用可降低熱負荷——可知，本文所選的鈍化方式在設計工況下可降低唇緣熱負荷。隨著鈍化半徑的增大，外壓激波與弓形激波作用的位置，由弓形激波的上超聲速部分變化到下超聲速部分，但未觀察到明顯的激波相干結構，這可能是計算網格不夠密集和外壓激波強度相對較弱所致。根據文獻[10]、[11]可知，唇緣鈍化對進氣道性能的影響，主要體現在進氣道內流道部分的唇口激波形態和強度上，故本文未觀察到的流動結構對考察唇緣鈍化的進氣道性能幾乎沒有影響。

圖4給出了通流狀態下進氣道的流量捕獲、出口馬赫數及出口總壓，隨唇緣鈍化半徑的變化關系，其中縱坐標采用尖唇緣進氣道對應參數歸一化處理。可見，隨著鈍化半徑的增大，進氣道流量捕獲能力增強，但出口馬赫數和總壓恢復系數降低。結合圖3可知，流量捕獲變化趨勢是由于鈍化半徑增大導致有效迎風捕獲高度增加造成的；而出口馬赫數和總壓恢復系數變化趨勢，是由于鈍化半徑增大，導致進氣道捕獲的唇緣駐點區低能流增加，和唇口激波變曲且強度增大兩方面原因所致。當鈍化半徑增大到1.50 mm，即RC/Hth=9.38%時，流量捕獲僅增加2.30%，而出口馬赫數降低4.75%，總壓恢復系數下降7.61%。這意味著唇緣鈍化對進氣道性能影響很大，其中對總壓恢復系數的影響最為顯著。

圖3 設計工況下不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道流場分布Fig.3 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius at design operating conditions

圖4 設計工況下進氣道性能參數隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.4 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius at design operating conditions

3.2 反壓特性

圖5為反壓作用下不同唇緣鈍化對應的進氣道馬赫數分布云圖，其中進氣道出口反壓pb為來流靜壓p∞的137倍。可見，唇緣鈍化對進氣道內流道激波串形態幾乎沒有影響，即不同鈍化半徑對應的進氣道內流道激波串均為非對稱的斜激波串結構，且受壓縮面側邊界層較厚影響，激波串起始位置較上游側均位于壓縮面側。結合圖6所示的壁面壓力分布，唇緣鈍化削弱了進氣道抵抗下游反壓干擾能力，即同樣出口反壓作用下，激波串起始位置隨唇緣鈍化半徑的增大而向上游移動，激波串長度相應增加。當鈍化半徑增大到1.50 mm時，激波串起始位置若以壓縮面側靜壓抬升位置來衡量，則激波串長度增加了36.37%倍喉道高度；若以唇罩側靜壓抬升位置來衡量，則激波串長度增加了74.34%倍喉道高度。然而，由于位于進氣道內流道部分的唇口激波強度隨距唇罩內壁面距離的增加而減弱，貼近唇罩側的氣流流動損失較大，抵抗下游干擾能力更弱，且這種差異隨鈍化半徑的增大而加劇。

圖5 設計工況下pb/p∞=137時不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道流場分布Fig.5 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26 km andpb/p∞=137

圖6 設計工況下pb/p∞=137時不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道壁面靜壓沿程分布Fig.6 Wall pressure distributions of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26km andpb/p∞=137

4 非設計點的氣動特性

4.1 低馬赫數特性

圖7為低馬赫數工況(Ma∞=5，H=26 km；下同)下不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道馬赫數分布云圖。可見，來流馬赫數低于設計值時，三道外壓激波抬起，并分別與唇口激波作用，作用位置均位于唇罩側，進氣道存在溢流。這主要是由于來流馬赫數降低導致同等氣流轉折角對應的激波角增大所致。隨著鈍化半徑的增大，位于進氣道內流道部分的唇口激波強度增加，作用在壓縮面上的位置向上游移動，所誘導的分離區分離點相應向上游移動。

圖8給出了低馬赫數工況下進氣道主要性能參數隨唇緣鈍化半徑的變化趨勢。可見，隨著鈍化半徑的增大，進氣道流量捕獲能力增強，出口馬赫數和總壓恢復系數降低。當鈍化半徑增大到1.50 mm時，流量捕獲僅增加4.17%，而出口馬赫數降低13.2%，總壓恢復系數降低21.6%，這說明低馬赫數下唇緣鈍化效應的影響更加顯著。

4.2 高馬赫數特性

圖9為高馬赫數工況(Ma∞=7，H=26 km；下同)下不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道馬赫數分布云圖。可見，來流馬赫數高于設計值時，同等氣流轉折角對應的激波角減小，三道外壓激波匯聚后再與唇口激波作用，并入射到唇罩內側。唇緣無鈍化時，唇罩內側未觀察到明顯的流動分離。唇緣鈍化后，外壓激波入射到唇罩內側，誘使流動分離，且分離區隨鈍化半徑的增大而增大，這主要是由于鈍化導致唇罩內壁附近氣流動壓頭低所致。

圖10給出了高馬赫數下進氣道主要性能參數隨唇緣鈍化半徑的變化趨勢，可見其分布規律與低馬赫數下的一致。當鈍化半徑增大到1.50 mm時，流量捕獲增加1.56%，出口馬赫數降低3.77%，總壓恢復系數降低3.45%。綜合Ma∞=5、6、7時同一鈍化半徑下，進氣道各性能參數的相對變化幅度不難發現，鈍化效應影響程度隨來流馬赫數的升高而減小。

圖7 低馬赫數下不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道流場分布Fig.7 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=5,H=26 km

圖8 低馬赫數下進氣道性能參數隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.8 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=5,H=26 km

圖9 高馬赫數下不同唇緣鈍化半徑對應的進氣道流場分布Fig.9 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=7,H=26 km

4.3 攻角特性

圖11給出了正、負攻角(α=±2°)下進氣道主要性能參數隨唇緣鈍化半徑的變化趨勢。可見，正攻角下的分布規律與低馬赫數下的一致。當鈍化半徑增大到1.50 mm時，流量捕獲增加2.81%，出口馬赫數降低7.51%，總壓恢復系數降低12.71%。

圖10 高馬赫數下進氣道性能參數隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.10 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=7,H=26 km

圖11 設計工況下正負攻角時進氣道性能參數隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.11 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26 km andα=±2°

圖12 設計工況下α=-2°時不同唇緣鈍化半徑對應的唇緣局部流場結構(馬赫數云圖)Fig.12 Flow characteristics around blunted cowl-lip with different radius atMa∞=6,H=26 km andα=-2°

負攻角下的分布規律與正攻角下的明顯不同。隨著鈍化半徑的增大，流量捕獲先快速后平緩增加，出口馬赫數和總壓恢復系數則是先快速下降而后上升再平緩下降。這主要是由于鈍化半徑增大，導致外壓激波與唇緣弓形激波作用位置不同產生不同相干結構引起，如圖12所示。負攻角時，三道外壓激波先匯聚為一道很強的斜激波，再與唇緣弓形激波強烈作用，產生Edney[8]定義的激波相干結構。當鈍化半徑較小時，匯聚后的外壓激波與唇緣弓形激波的上超聲速部分相交，產生圖12(a)所示的Type V結構。當鈍化半徑增大時，匯聚后的外壓激波與唇緣弓形激波的強解區相交，產生圖12(b)所示的Type IV結構。當鈍化半徑增大到較大值時，匯聚后的外壓激波與唇緣弓形激波的下超聲速部分相交，產生圖12(c)所示的Type II+結構。對比這三種局部流動不難發現，位于內流道的唇口激波的強度與形態明顯不同，其中Type II+結構對應的唇口激波更接近直線且強度最弱。可見，隨著鈍化半徑的增大，出口馬赫數和總壓恢復系數先快速下降而后上升，是因為唇緣局部激波相干結構所致。當鈍化半徑增大到一定程度后，激波相干結構逐漸變為Type II+結構時，馬赫數和總壓恢復系數隨鈍化半徑的增大而增加；當激波相干結構始終保持Type II+結構時，受進氣道捕獲的駐點區低能流增加的影響，出口馬赫數和總壓恢復系數隨鈍化半徑的增大而下降。

5 結論

針對三道外壓縮激波組成的典型二元進氣道，探討了唇緣鈍化對進氣道氣動特性的影響，給出了唇緣鈍化前后二元高超聲速進氣道在設計與非設計狀態下的氣動特性，有助于進氣道構型的二次設計。主要研究結論為：

(1)唇緣鈍化將產生弓形激波，當其與外壓激波作用而未產生激波相干結構時，進氣道的流量捕獲隨鈍化半徑的增大而小幅上升，出口馬赫數和總壓恢復系數則明顯下降，其中出口總壓恢復系數的變化幅度最大。同一鈍化半徑下，進氣道各性能參數相對變化幅度隨來流馬赫數的升高而減小。

(2)當唇緣弓形激波與外壓激波強烈作用而產生激波相干結構時，出口馬赫數和總壓恢復系數隨鈍化半徑的增大呈現非單調性變化。

(3)唇緣鈍化產生的強熵梯度流場，降低了進氣道抵抗出口反壓干擾的能力；同等反壓下，進氣道內流道容納激波串能力隨鈍化半徑的增大而降低。

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Investigation on aerodynamic characteristics of hypersonic intake with blunted cowl-lip

WEN Lin-jun1，ZHANG Xu2
(1.Patent Examination Cooperation Center of the Patent Office，SIPO，Zhengzhou 450002，China；2.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

At hypersonic flight conditions,the sharp cowl-lip leading edge must be blunted because of se?vere aerodynamic heating.The effects of cowl-lip bluntness on aerodynamic characteristics of hypersonic intake were researched using two-dimensional numerical simulation.At a wide range of operation condi?tion,flow characteristics and performance of hypersonic intake with or without blunted cowl-lip were ob?tained to direct the secondary modification of hypersonic intake configuration.Results showed that cowl-lip bluntness made the internal flow-field complex,deteriorated the intake performance,and weakened the ability of holding shock interference.The mass-capture of intake increases with the increase of blunted cowl-lip radius while Mach number and total pressure recovery at the exit reduces remarkably.From the oc?currence of shock interference pattern,it can be noted that Mach number and total pressure recovery at the exit presents a non-monotonic variation with the increase of blunted cowl-lip radius.

scramjet；blunted cowl-lip；hypersonic intake；shock wave interference；aerodynamic characteristics；numerical simulation

V231.3

A

1672-2620(2016)01-0007-07

2014-06-05

溫鄰君(1986-)，男，河南洛陽人，助理工程師，主要從事與航空發動機有關的發明專利實質審查及研究工作。