圓形出口內轉式進氣道流動特征

1.南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統重點實驗室， 南京 210016 2.中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室， 綿陽 621000

圓形出口內轉式進氣道流動特征

王衛星1，2,*, 郭榮偉1

1.南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統重點實驗室， 南京 210016 2.中國空氣動力研究與發展中心 超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室， 綿陽 621000

采用數值仿真的方法研究了內轉式進氣道的流動特征。研究表明：設計狀態在近壁面唇罩激波誘發了二次流，進而發展形成流向渦，造成低能流堆積，隔離段出口流場分布不均，消弱了進氣道的抗反壓能力。有攻角條件下，口面激波偏離唇罩前緣，激波形態發生改變，激波波面中部展向具有準二維特性，壓縮面兩側氣流壓縮變弱，激波層變薄，出現局部膨脹區；有攻角條件下的無黏流場，在進氣道壓縮段形成三維流向渦，該流向渦促進高能高速氣流向壁面遷移，改善了黏性條件下隔離段出口流場的均勻度。

流向渦； 激波形態； 流場特性； 內轉式進氣道； 數值仿真

吸氣式高超聲速推進技術是目前研究的熱點，高超聲速進氣道作為推進系統的關鍵部件，備受重視，各國學者及研究機構已開展大量的研究[1-4]。對于高超聲速進氣道，總壓恢復系數、抗反壓能力、非設計點的流量系數及自起動能力等是其主要的性能指標，也是進氣道研究的焦點問題。與其他類型的進氣道相比，三維內轉式進氣道依靠其乘波及部分等熵壓縮的特點，在流量系數與總壓恢復方面具有優勢，成為進氣道研究的熱點。

早在20世紀60年代，美國Johns Hopkins大學在SCRAM(Supersonic Combustion Ramjet)高超聲速導彈方案中采用了內轉式進氣道——Busemann進氣道[5-6]，但受限于當時的設計與加工技術水平，該類進氣道在相當長一段時間沒有得到發展。隨著設計與加工技術的進步，進入21世紀該類進氣道獲得了長足的發展。美國空軍實驗室研制了一種Jaw三維內轉式進氣道，與常規二元進氣道相比，該進氣道獲得了24.87% 的推力增益[7-8]，表現出了較大的優勢。Smart等[9-11]設計了REST(Rectangular to Elliptical Shape Transition)三維內轉式進氣道，該進氣道成功實現了方形進口向橢圓形出口的過渡設計，并完成了試驗驗證，但該型面過渡技術還處于幾何過渡層面。南京航空航天大學尤延鋮等[12-14]開展了氣動過渡變截面內轉式進氣道設計技術的研究，并進行了數值仿真及試驗驗證。同時，牛津大學Matthews和Jones[15]設計了一種扇形進口的模塊化乘波式進氣道，對比分析了進氣道方案對飛行器總體性能的影響。2007年6月，美國與澳大利亞聯合開展了Hycause高超飛行器的飛行試驗，該飛行器進氣道也采用了三維內轉式構型[16]。洛克希德·馬丁公司為美國下一代高超飛行器FALCON提出的HCV(Hypersonic Cruise Vehicle)方案也采用了兩側進氣的三維內轉式進氣道[17]。南京航空航天大學孫波和張堃元教授等對Busemann進氣道和截短的Busemann進氣道開展了細致的研究[18-20]。可見，三維內轉式進氣道在國內外均成為研究的熱點。

內轉式進氣道的性能受2個方面的影響。一是設計方法，特別是變截面的三維進氣道設計。采用直接幾何過渡設計能夠實現進氣道進出口形狀可控，但該方法改變了基準流場的流動特征，影響其性能。尤延鋮等[12]發展了基于吻切軸對稱理論的三維變截面內乘波式進氣道設計方法，實現了氣動過渡，保全了基準流場的氣動特征，提高了進氣道的性能。影響內轉式進氣道性能的另一個因素為基準流場，基準流場是獲得進氣道構型的基礎，直接影響進氣道的性能，是改善進氣道性能的關鍵。目前，在這方面開展了大量的研究工作。尤延鋮和梁德旺[21]分析了型線對基準流場性能的影響，給出了設計參數對性能的影響規律。賀旭照等[22]分析評估了基于軸對稱噴管的三維內轉式進氣道，發展了基于逆置等熵軸對稱噴管的三維內轉式進氣道設計方法。張堃元等近期系統開展了基于壁面壓升規律[23-24]、馬赫數分布規律[25]控制的基準流場設計方法，給出了多種變化規律，基于此設計了三維內轉式進氣道并采用數值仿真與試驗手段分析了進氣道性能。

從以上介紹可知，目前三維內轉式進氣道是研究的熱點，是一個重要的發展方向。但研究還主要集中在設計方法與基準流場方面，對進氣道本身的關注點在進氣道的整體氣動性能方面。內轉式進氣道沿流向各截面濕潤周長逐漸減小，當地邊界層厚度增長較快。進氣道內通道存在激波反射、激波/邊界層干擾以及強的橫向壓力梯度，內部流場較為復雜。因此，黏性條件下其內部流場結構與無黏流場有較大的差別，有黏條件下進氣道氣流的流動特征需要深入分析，以便進一步重構其內部流場改善其性能，這方面的研究工作涉及相對較少，有待開展，本文將就此問題開展初步研究。

1 進氣道設計

內轉式進氣道設計的第一步是基準流場的選定。本文著重分析該類進氣道的流場特征，因此基準型線采用簡單的多項式表述。其描述方程為

y=0.002 66x3-0.01x2-0.122 3x+1

基準流場進口半徑取單位1，中心體半徑取0.2。進氣道設計馬赫數為6.0，0°攻角，針對上述基準型線在Ma=6.0的條件下采用特征線法開展基準流場的計算。圖1為基準流場。

圖1 基準流場

Fig.1 Basic flow field

基于以上基準流場采用流線追蹤技術開展進氣道的設計。圖2為進氣道設計及進氣道構型，圖2(a)中0為中心體；1為基準流場物理壁面；2為前緣曲面激波；3為反射曲面激波；4為圓形喉道截面；5為進氣道型面。進氣道設計給定出口即4所指的圓形出口，采用逆向流線追蹤獲得進氣道型面。

圖2 進氣道設計及進氣道構型

Fig.2 Design of inlet and inlet mode

依據文獻[26]給出的邊界層修正方法對該進氣道進行了黏性修正。進氣道喉道與隔離段銜接的肩部進行了光順過渡處理。修正后的進氣道構型如圖2(b)所示。該進氣道總收縮比為3.6，內收縮比為1.6，設計馬赫數為6.0，自起動馬赫數為4.4。隔離段長度/平均直徑為9，擴張比為1.6。來流條件見表1，攻角為0°～15°。

表1 來流參數

本文對流場進行無黏與全黏性Navier-Stokes方程求解，黏性通量采用二階迎風格式離散，無黏對流通量采用AUSM(Advection Upstream Splitting Method)格式離散。湍流模型選用SST(Shear-Stress Transport)模型，采用理想氣體模型并考慮其比熱及導熱系數隨溫度的變化。

進氣道計算區域及邊界條件如圖3所示，壁面給定無滑移絕熱壁。網格在近壁面及前緣進行了加密處理，總網格數約為200萬。

圖3 進氣道計算區域及邊界條件

Fig.3 Calculation area and boundary conditions of inlet

采用上述方法計算分別得到設計條件下未修正進氣道的無黏流場以及修正后進氣道的激波結構，如圖4所示。可以看出，無黏和黏性流場結構相同，均存在壓縮激波及反射激波，與基準流場波系結構特征一致。從無黏流場可以看出壓縮激波緊貼進氣道進口前緣，可見本文進氣道設計方法是正確的。修正后的進氣道壓縮激波依然保持較好的貼口特性，表明本文采用的黏性修正方法有效合理。

圖4 進氣道波系結構(Ma=6.0)

Fig.4 Shock waves of inlet (Ma=6.0)

2 結果與分析

2.1 設計狀態內轉式進氣道流場特征分析

基于第1節所述，在設計狀態下，進氣道無黏流場理論上具備基準流場的所有特征。

圖5為無黏條件下進氣道流場的流線分布。從圖5(a)中可以看出，在每個通過對稱軸的切面內流線分布特征與圖1所示的基準流場一致。圖5(b)為進氣道近壁面流線，可以看出近壁面氣流流動穩定，氣流在激波及型面的擾動下發生偏轉，并且理論上每條流線的偏轉方向均指向生成該進氣道基準流場的對稱軸。

圖5 進氣道無黏流場流線分布(Ma=6.0)

Fig.5 Distribution of streamline of inlet inviscid flow (Ma=6.0)

不同于無黏流場，有黏條件下，雖然通過黏性修正能夠保證前緣壓縮激波在設計狀態封口，繼承其優良的流量捕獲特性，但其內部流動與基準流場存在較大的差異。

受黏性影響，在近壁面形成邊界層，邊界層內的低能流在橫向壓差的驅動下容易產生橫向流動，進而形成二次流與流向渦結構。

圖6為黏性條件下進氣道流動參數分布。可以看出，受唇罩激波影響，在進氣道內通道壁面上形成了橫向壓力梯度。圖6同時給出了橫跨唇罩激波橫截面上的流動參數分布(右上圖)，其中左側是壓力分布圖，右側是馬赫數分布圖。可以看出，唇罩激波下游壓力高，上游壓力低，壁面處的壓力梯度由唇罩側指向壓縮面一側(如圖6中箭頭所示)。此壓力梯度在無黏流場中也存在，這不是問題的關鍵，關鍵是近壁面邊界層內的低能流。從右側圖可以看出在近壁面存在邊界層，并且由于該類型進氣道濕潤面積逐漸減小導致邊界層發展相對較快邊界層較厚。從圖6中橫截面上的二維流線可以看出，在壓差驅動下近壁面的低能流發生由唇罩激波后指向波前的橫向遷移，形成二次流動。該二次流在唇罩激波前后壓差的驅動下沿程逐漸增強，最終形成三維的流向渦，如圖7所示。

圖6 進氣道流動參數分布(Ma=6.0)

Fig.6 Distribution of flow parameter of inlet (Ma=6.0)

圖7 進氣道流線分布(Ma=6.0， α=0°)

Fig.7 Distribution of streamline of inlet (Ma=6.0, α=0°)

圖7分別給出了進氣道近壁面與空間的流線分布，可以清楚看到內流道形成了一對復雜的三維流向渦。壓縮面一側的流向渦沿流向順時針旋轉，這種渦結構導致低能流由唇罩一側向壓縮面一側堆積。壓縮面一側氣流流動路徑較長，邊界層發展本身較厚，加之流向渦導致的低能流堆積，壓縮面一側邊界層厚度進一步增加，進氣道內流道流動不對稱。同時唇罩一側氣流在內通道反射激波的干擾下形成了沿流向逆時針旋轉的流向渦，其強度及影響空間相對減小。該流向渦導致在對稱面唇罩一側低能流堆積。這種對渦結構導致對稱面兩側的高能氣流部分被卷到進氣道內通道兩側。

圖8為對稱面總壓分布。圖中：σ為總壓恢復系數。可以看出流動不對稱，壓縮面一側邊界層較厚。圖9給出了隔離段出口流動參數分布，左圖為總壓恢復，右圖為馬赫數。可以看出，高速高能氣流主要分布在兩側，其區域呈現月牙形，在壓縮面與唇罩一側形成近圓形(圖中上部虛線)與橢圓形(下部實線)的低速低能區。可見，有黏條件下內轉式進氣道出口流動參數分布不均勻。

圖8 對稱面總壓分布(Ma=6.0)

Fig.8 Total pressure contours on symmetrical plane (Ma=6.0)

流動參數分布對進氣道的抗反壓能力與下游的燃燒組織影響很大，在此僅分析其對抗反壓能力的影響。圖9所示的流動參數分布，在反壓作用下隔離段內激波串結構復雜且極為不對稱。在低速低能區反壓擾動易前傳，激波串激波波根較靠近上游，形成抗反壓能力的短板，嚴重消弱進氣道的抗反壓能力。圖10(a)給出了反壓條件下對稱面的馬赫數等值圖(p/p0為局部壓力比)，可以看出隔離段內激波結構不對稱，在壓縮面一側壓力擾動迅速前傳。圖10(b)給出了流場中的零速度面，可以直觀看出，分離區前緣位置不一致，壓縮面一側最靠前。

圖9 隔離段出口流動參數分布(Ma=6.0)

Fig.9 Flow parameter distribution at outlet of isolator (Ma=6.0)

圖10 109倍反壓條件下進氣道流動參數分布(Ma=6.0)

Fig.10 Distribution of flow parameter when inlet undergoes 109 times back pressure (Ma=6.0)

圖11 總收縮比為6.0的內轉式進氣道在Ma=6.0、α=0°條件下的流線分布

Fig.11 Distribution of streamline of inward turning inlet with total contraction ratio of 6.0 at Ma=6.0， α=0°

以上分析了總收縮比為3.6的內轉式進氣道在設計點的流動特征，為了進一步分析該類進氣道流動特征的共性，本文設計了總收縮比為6.0，設計馬赫數為6.0的圓形出口內轉式進氣道，并對其流動特征進行了分析。圖11為在設計點該進氣道近壁面流線分布及局部放大圖。可以看出與上述進氣道流動特征相同，在唇罩激波干擾下形成流向渦。可見，流向渦是該類進氣道的一個重要流動特征。

2.2 有攻角條件下內轉式進氣道流場特征分析

內轉式進氣道設計攻角一般是0°，在設計條件下，進氣道口面壓縮激波理論上與基準流場的波面吻合。但進氣道一般在一定攻角條件下工作，有攻角條件下進氣道的口面激波形態以及內部流動特性值得關注，本節將對此分析。

圖12為無黏條件下，Ma=6.0、攻角α=15°時進氣道的口面激波形態(馬赫數等值面，近似表征激波面)，與圖4(b)對比可以發現：①進氣道唇罩處激波不再貼口(圖中圓圈所示)，表明存在溢流；②激波形態發生改變，在相同軸向位置上激波面不再是等曲率半徑的曲面，中部近似平面，在兩側激波層變薄甚至局部出現膨脹區(圖12中白色虛框所示區域)。

圖13為Ma=6.0，攻角α=0°、5°、10°、15°時進氣道壓縮段3個典型截面的激波形態。可以看出,α=0°時，各截面上激波呈現圓弧形，保全了基準流場前緣壓縮激波的特征；α>0°時，激波中部偏離α=0°時的激波波面外移，表明激波遠離唇罩，這將造成唇罩外側溢流。還可以看出，攻角越大，激波外移量越大；有攻角條件下，激波不再呈現圓弧形，激波中部展向具有準二維特征，如圖12 所示的口面激波。從圖13中可以直觀看出，與α=0°時相比，α>0°時進氣道壓縮面兩側局部激波層變薄(圖中虛圈所示區域)，與圖12所示特征一致。

圖12 Ma=6.0、α=15°條件下的進氣道口面激波

Fig.12 Compression shock of inlet at Ma=6.0, α=15°

圖13 不同攻角條件下的進氣道口面激波

(Ma=6.0) Fig.13 Compression shock waves on leading edge at different angles of attack (Ma=6.0)

進氣道激波形態與其內部流場壓力及流線分布是耦合的。圖14為Ma=6.0，攻角α=0°、15°時進氣道壁面上的壓力分布及壁面流線。可以看出，α=0°時壁面壓力向下游逐漸增大，與基準流場壓力分布特征一致。α=15°時，壁面壓力整體上沿下游方向逐漸增大，但在壓縮面周向上分布不均，口面低壓區向下游拖出一明顯的低壓帶(圖14 中白色虛框所示)。壁面流線分布也發生較大改變，部分流線向對稱面匯聚。

圖14 不同攻角條件下進氣道壁面壓力分布(Ma=6.0)

Fig.14 Pressure distribution at wall of inlet under different angles of attack (Ma=6.0)

以上描述了有攻角條件下內轉式進氣道流場的宏觀特征，下面分析其成因。

分析認為內轉式進氣道僅在設計點保全基準流場的流動特征，并且進氣道流場具有軸對稱特性。但對于基于軸對稱基準流場設計的進氣道，有攻角條件下來流具有部分二維特性，軸對稱的來流條件不再滿足，其流動將發生一定的變化。

內轉式進氣道型面可以分成兩部分，一部分為壓縮面，另一部分為唇罩，如圖15所示。圖15還給出了進氣道壓縮面前緣速度分解示意圖。在前緣，來流速度可以在垂直和平行于當地前緣2個方向上分解，其中平行于當地前緣的氣流與自由來流的夾角定義為θ，該氣流分量不產生壓縮效應；垂直于當地前緣的氣流受當地型面影響將被壓縮，產生激波，其氣流轉折角定義為δ。

圖15 進氣道前緣速度分解圖

Fig.15 Resolution of velocity at leading edge of inlet

在前緣上等弧長取25個點，沿前緣線從前向后編號依次增大，其中點“0”位于前緣中間，點“24”位于壓縮面與唇罩的分界處，點“18”為進氣道壓縮面展向最寬處，如圖16所示。分別對各個點處的速度進行分解，求出θ、δ，采用斜激波關系式近似求出當地激波角及壓比。

圖16 進氣道前緣點分布

Fig.16 Distribution of points along leading edge of inlet

Ma=6.0時，以攻角α=15°為例分析進氣道前緣當地的氣動參數。圖17為前緣線上當地氣動參數隨位置的變化，其中橫坐標為圖16所示的位置編號。可以看出，沿前緣線從前向后，當地氣流轉折角先增大后減小，編號點“15”以后當地氣流轉折角小于“0”號位置的氣流轉折角，編號“21”位置向后當地氣流轉折角出現負值即出現局部膨脹區。同時研究發現，攻角越小，該局部膨脹區越靠后。從圖17(b)可知氣流與當地前緣線的夾角θ沿前緣后移先快速下降后緩慢減小。該角度減小意味著垂直于當地前緣的馬赫數分量減小。垂直于當地前緣的馬赫數分量是產生壓縮效應的主導因素，其與當地氣流轉折角共同決定激波的強度及激波角的大小。圖17(c)給出了前緣不同位置的當地激波角，可以看出沿前緣向后即隨著位置編號增大激波角先增大后減小，需要注意的是“21”號點以后氣流膨脹。激波強度呈現單調變化規律，從圖17(d)可以看出沿前緣向后壓比下降，其中“21”號點處壓比接近1，其下游氣流局部膨脹。這種壓力分布與圖16所示壁面壓比分布規律一致。激波角與氣流轉折角之差為激波層夾角λ，如圖17(e)所示。可以看出，當地激波層夾角λ沿前緣向后先增大在編號“12”位置最大，后略有變化。激波層夾角λ與型面空間形態共同決定激波波面空間形態。該進氣道壓縮面呈簸箕形，型面逐漸向上卷起，在編號“12”位置之前當地激波層夾角λ逐漸增大，兩者共同作用使在對稱面兩側呈現展向上近似平面的波面，如圖12和圖13所示。壓縮面兩側由于當地型面與水平面夾角較大，并且過了展向最寬處(“18”號點)，進氣道前緣線是內收的，此處激波波面與水平面夾角較大，對應圖12白色虛框所示區域。壁面壓力分布靠近對稱面的壓力較大，向兩側逐漸減小，在局部膨脹區壓力最小，唇罩一側同樣是靠近對稱面壓力較大，向兩側逐漸減小。

以上從理論上分析了前緣不同位置的激波強度、激波角及激波層夾角，所得變化規律與CFD計算結果吻合。

進氣道流場的參數是耦合統一的，流線肯定受攻角影響。圖18分別為Ma=6.0條件下，α=0°，15°攻角時的空間流線圖。可知，在設計點即α=0°時，流線分布整齊，保全了基準流場的特征。α=15°時，無黏條件下近壁面流線嚴重偏離基準流場流線的分布，流場形成了兩對反向的流向渦。分析認為這與激波波后氣流流動的方向相關。隨著攻角增大，當地氣流與前緣夾角θ增大，這意味著垂直前緣的速度分量增大，波后氣流向對稱面偏轉。

圖19為不同攻角條件下近壁面的三維流線分布。可以看出，有攻角條件下近壁面流線分別向壓縮面與唇罩方向偏轉，并且攻角越大氣流偏轉越大，隨著氣流偏轉增大最終形成三維的流向渦。從圖19可以看出，α=12°時近壁面流動形成流向渦結構，α=15°時流向渦進一步增強。

以上分析了攻角對內轉式進氣道無黏流場的影響，實際流動是有黏的，以下將分析攻角對有黏流場流動特征的影響。

圖20為Ma=6.0，有攻角條件下，考慮黏性時進氣道流線分布。攻角α=0°時，進氣道壓縮面與唇罩的壓力分布及近壁面流線分布與無黏流場一致，未出現氣流偏轉。α>0°時，進氣道壓縮面與唇罩的壓力分布及近壁面流線分布也與無黏流場一致，氣流向兩側偏轉。最大不同是：由于唇罩近壁面氣流向唇罩前緣偏轉并沿著前緣低壓帶形成了沿流向逆時針旋轉的渦結構，一定程度上抑制了唇罩激波誘發的二次流，近壁面氣流形成的流向渦減弱。圖20同時給出了主流的空間流線分布，對比可以發現，α=0°在進氣道壓縮段內氣流穩定未出現明顯的橫向遷移，與無黏流場流動特征一致。內通道氣流受激波干擾及近壁面橫向二次流影響也形成了旋渦結構，但是整體渦偏弱。α=15°時，氣流在壓縮段既發生橫向偏轉形成流向渦，與無黏流場流動特征一致。在內通道該流向渦在壓差等驅動下進一步增強，由于該流向渦處在核心流中，其強度越大越有利于流場中部的高能流向壓縮面頂部遷移，有利于改善隔離段出口的流場分布。

圖17 Ma=6.0、α=15°時進氣道前緣當地氣動參數

Fig.17 Local aerodynamic parameters at leading edge of inlet at Ma=6.0， α=15°

圖21為Ma=6.0，有攻角條件下隔離段出口流場的氣動參數分布。與圖9中α=0°時隔離段出口流場對比可以發現，有攻角條件下隔離段出口上下部位的低能低速區減小，并且攻角越大，流場均勻度越好。

可見，有攻角條件下，內轉式進氣道內部流動發生了較大的改變，壓縮面流向渦的形成增強了高能高速氣流向近壁面的遷移能力，改善了隔離段出口的流場。

圖18 無黏條件下進氣道空間流線分布(Ma=6.0)

Fig.18 Distribution of spatial streamlines of inlet under non-viscosity (Ma=6.0)

圖19 無黏條件下進氣道近壁面三維流線分布(Ma=6.0)

Fig.19 Distribution of streamlines near wall of inlet under non-viscosity (Ma=6.0)

圖20 黏性條件下進氣道流線分布(Ma=6.0)

Fig.20 Distribution of streamlines of inlet considering viscosity (Ma=6.0)

圖21 黏性條件下隔離段出口參數分布(Ma=6.0)

Fig.21 Flow parameter distribution at outlet of isolator considering viscosity (Ma=6.0)

3 結 論

1) 設計狀態，唇罩激波在近壁面低能低速區造成橫向壓力梯度誘發較強的二次流進而發展成流向渦，造成低能流的堆積，隔離段出口流場分布不均，消弱了進氣道的抗反壓能力。

2) 有攻角條件下，激波偏離唇罩，氣流在唇罩外側溢流；進氣道口面激波形態發生改變，激波波面中部在展向上具有準二維特性，壓縮面兩側激波較弱存在局部膨脹區。

3) 攻角對進氣道內部流動影響較大，無黏流場在壓縮段形成流向渦結構，該流向渦有利于改善黏性條件下的隔離段出口流場。攻角越大，隔離段出口流場越均勻。

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王衛星 男， 博士， 講師。主要研究方向： 高超聲速進氣道設計、 流動機理。

Tel: 025-84892200-2415

E-mail: wangweixing@nuaa.edu.cn

郭榮偉 男， 學士， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 內流空氣動力學、 電磁隱身。

Tel: 025-84892444

E-mail: guoweifang@nuaa.edu.cn

Received： 2015-01-28； Revised： 2015-02-01； Accepted： 2015-04-19； Published online： 2015-05-06 10:03

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150506.1003.002.html

Foundation item： Open Fund of Science and Technology on Scramjet Laboratory (STSKFKT2014002)

*Corresponding author. Tel.： 025-84892200-2415 E-mail: wangweixing@nuaa.edu.cn

Flow characteristics of an inward turning inlet with circular outlet

WANG Weixing1, 2, *, GUO Rongwei1

1.JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystem，CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory,HypervelocityAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The flow characteristics of an inward turning inlet are numerically studied. The results show that at design condition, the secondary flow near the wall is induced by the cowl shock and the streamwise vortex is generated in isolator, which will cause the flow with low velocity and low total pressure to accumulate. The distribution of the aerodynamic parameters at the isolator outlet is even, which will weaken the back-pressure capacity of inlet. With angle of attack, the compression shock departs the leading edge of cowl lip and the shock wave structure changes. The middle part of the shock wave presents quasi-two-dimensional feature in the span-wise. The shock wave is weak on the two sides of compression surface and the expansion waves occur in local zone. The streamwise vortex presents in the compression section without viscosity with angle of attack, and this streamwise vortex will enhance the transfer of the flow with high total pressure from the core flow region to the wall, so the evenness of flow at the outlet of isolator is improved under viscosity.

streamwise vortex; shock wave structure; flow characteristics; inward turning inlet; numerical simulation

2015-01-28；退修日期：2015-02-01；錄用日期：2015-04-19； < class="emphasis_bold">網絡出版時間：

時間： 2015-05-06 10:03

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150506.1003.002.html

高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室開放基金 (STSKFKT2014002)

.Tel.： 025-84892200-2415 E-mail: wangweixing@nuaa.edu.cn

王衛星， 郭榮偉. 圓形出口內轉式進氣道流動特征[J]. 航空學報， 2016, 37(2): 533-544. WANG W X, GUO R W. Flow characteristics of an inward turning inlet with circular outlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 533-544.

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2015.0108

V211.3

： A

： 1000-6893(2016)02-0533-12

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