抽吸對方轉圓內收縮進氣道性能的影響

李永洲， 張堃元， 孫迪

1.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016 2.中國航天科技集團公司 西安航天動力研究所， 西安 710100 3.中國航天科技集團公司 西安航天動力技術研究所， 西安 710025

抽吸對方轉圓內收縮進氣道性能的影響

李永洲1,2,*， 張堃元1， 孫迪3

1.南京航空航天大學 能源與動力學院， 南京 210016 2.中國航天科技集團公司 西安航天動力研究所， 西安 710100 3.中國航天科技集團公司 西安航天動力技術研究所， 西安 710025

針對馬赫數可控的方轉圓內收縮進氣道設計了抽吸方案，并通過風洞試驗和數值仿真手段研究了其對進氣道性能的影響，獲得了進氣道設計點的工作特性及自起動性能。試驗結果驗證了抽吸對提升內收縮進氣道性能的有效性：在頂板下洗氣流集中區域開槽減小了出口渦流區以及提高了抗反壓能力，相對原型進氣道，設計點(Ma=6.0)放氣流量為0.99%的實際捕獲流量時出口總壓恢復系數提高了3.8%，臨界反壓從135倍來流靜壓提高到了150倍。此外，在頂板分離區開槽可以提高進氣道的自起動能力，Ma=5.0，攻角AOA=4° 時實現了自起動，此時放氣流量為0.78%的進口捕獲流量，起動后出口增壓比和總壓恢復系數分別為30.6和0.600。

內收縮進氣道； 抽吸； 風洞試驗； 起動性能； 渦流區

高性能的高超聲速進氣道是超燃沖壓發動機乃至整個飛行器成功的關鍵[1]，對Ma=5～7一級碳氫燃料飛行器，進氣道的壓縮效率每提高1%，推進系統的比沖可以增加3%～5%[2]。相比傳統的二元、軸對稱和側壓式進氣道，三維曲面壓縮的內收縮進氣道具有更高的壓縮效率，良好的流量捕獲能力、非設計點性能以及適應性，加之設計過程的逆向性，近年來受到研究人員的廣泛重視，已成為當前研究的熱點[3-4]，并可能再次革新整個飛行器的總體方案[5-6]。

對于腹部進氣布局的高超聲速飛行器，進氣道采用矩形進口便于模塊化安裝和前體的一體化設計[7]，而相對矩形燃燒室，橢圓和圓形燃燒室具有重量輕、浸潤面積小以及便于熱防護等優勢。為了同時滿足上述進氣道進/出口設計要求，多種矩形進口轉橢圓/圓出口內收縮進氣道的設計方法被提出[8-11]。但是，這類進氣道的隔離段內存在一個明顯的渦流區，不但造成出口均勻性變差，而且總體性能和抗反壓能力也隨之降低。此外，雖然流線追蹤技術使得內收縮進氣道前緣后掠，在低馬赫數下可以更好地起動，但是并沒有完全解決起動問題[12]。文獻[13]通過移動唇口的變幾何方式實現了低馬赫數起動，這會增加結構的復雜性和重量，同時對結構的可靠性提出了嚴苛要求。因此，設計人員希望可以在定幾何條件下改善進氣道的起動性能。

抽吸是傳統二元、軸對稱和側壓式進氣道中流動控制行之有效的方法[14-16]，通過合理地設計槽/孔的位置和形式等，不但可以提升進氣道的起動性能，而且可以提高總體性能。本文作者針對圓形進口內收縮進氣道，設計了5種典型抽吸方案，并通過數值仿真研究了其對內收縮進氣道渦流區和起動性能的影響，結果表明效果良好[17]。本文作為上述工作的延續，針對文獻[18]的高性能方轉圓內收縮進氣道構型和流場特點，設計了抽吸方案，并通過設計點和非設計點的風洞試驗研究了抽吸對這類方轉圓進氣道總體性能和自起動能力的影響。

1 方轉圓進氣道構型設計

本文研究的方轉圓內收縮進氣道即原型進氣道的設計細節見文獻[18]，首先設計了反正切馬赫數分布的彌散反射激波中心體軸對稱基準流場，然后結合流線追蹤和截面漸變技術設計出方轉圓進氣道。該進氣道設計點馬赫數Mai=6.0，為了保證其在來流馬赫數Ma=5.0時可以自起動，參考此時唇口封閉處橫截面的平均馬赫數來設定內收縮比Rci，Rci最終取1.40，大于Kantrowitz限制(Rci=1.34)[19]，對應的總收縮比為5.78，等直隔離段為7倍喉道當量直徑。風洞試驗模型由方轉圓進氣道、隔離段、測量段和支撐底板等部件構成，具體見圖1。進氣道捕獲面積為0.014 6 m2，喉道直徑0.056 7 m，總長1.14 m。風洞試驗已表明該進氣道在寬馬赫數范圍內具有較高的性能[18,20]。

2 數值計算方法

采用Fluent軟件求解三維N-S方程，通量差分采用Roe-Flux Difference Split (FDS)格式，湍流模型為Re-Normalization Group (RNG)k-ε模型，近壁采用標準壁面函數法并使用二階迎風格式離散各方程。選用理想氣體模型并考慮比熱隨溫度的變化，分子黏性系數用Sutherland公式計算。壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，進口取壓力遠場邊界條件，出口采用壓力出口邊界條件。由于模型和流動的對稱性，取一半模型進行計算，加密壁面附近的網格，使得其主要區域的y+在30左右，總網格單元為86萬左右。各殘差指標至少下降3個數量級并且流量沿程守恒時認為收斂。

自起動馬赫數按照準定常過程進行計算，首先計算獲得較低來流馬赫數時的不起動流場，在此基礎上，不斷提高來流馬赫數直至進氣道重新起動，此時的來流馬赫數即為自起動馬赫數，每次計算的來流馬赫數增量為0.1。

文獻[20-23]進行了網格無關性分析和算例校驗，結果表明，本文的計算方法能夠較準確地模擬高超聲速進氣道起動、不起動和自起動時的內部復雜流動結構，可信度較高。

3 抽吸方案設計

對原型進氣道開展三維黏性數值計算，根據獲得的流場結構進行抽吸槽初步設計，然后對抽吸槽進行參數化研究后選取較優的方案進行風洞試驗。為了減小進氣道隔離段內的渦流區，應該將抽吸槽開在頂板對稱面附近下洗氣流集中區域[17]。圖2給出了設計點(Ma=6.0)和超額定點(Ma=7.0)時喉道附近的下洗氣流分布，圖中p為當地靜壓，p0為來流靜壓。可以看出，高馬赫數(Ma=7.0)時氣流下洗得更加嚴重而且還有小的分離包。在頂板對稱面開縱向抽吸槽將Ma=6.0和Ma=7.0時的下洗氣流均排出，可以減小寬馬赫數范圍內的渦流區。為了盡可能地提高抽吸效率，對抽吸槽的長度和寬度進行參數化研究，優化后的抽吸方案見圖3，其給出了抽吸槽A的具體幾何尺寸和相對位置投影，投影面與對稱面垂直，其中點劃線表示對稱面，虛線表示喉道截面。槽A的起始位置位于Ma=7.0時下洗氣流集中區域前沿附近，若繼續沿流向加長該槽，在溢流量增加的同時出口渦流區變化很小。

圖2 原型進氣道壁面的靜壓分布與極限流線Fig.2 Surface static pressure distributions and limit streamlines of the original inlet

圖3 抽吸槽A的幾何尺寸和相對位置投影圖Fig.3 Projection of the geometries and relative location of bleeding slot A

為了研究抽吸對進氣道自起動性能的影響，首先對原型進氣道不起動狀態下的流場結構進行分析。圖4給出了Ma=3.8時原型進氣道典型的不起動流場以及三維分離包形狀(分離區的界定以零流向速度流面為準)。內壓段入口附近存在較大范圍的分離包，分離包主要分布在頂板對稱面附近以及側板上，對稱面附近分離包的高度和展向寬度均最大，側板上的分離包更加靠前且范圍較大但是高度較低，這點與圓形進口進氣道不同，主要與方轉圓進氣道側板更長，附面層發展更厚有關。為了提高進氣道的自起動性能，將抽吸槽開在分離包內[17]，但是考慮到多模塊進氣道側板放氣困難，本文僅將抽吸槽開在頂板。圖5給出了較優的抽吸方案，對稱面上有1道較寬的縱向抽吸槽B1，沿展向左右對稱布置1道較窄的縱向槽B2和B3。槽B1主要位于對稱面附近分離包的前部，長度約為其2/3，寬度約為其最高處對應的寬度。槽B2和B3靠近頂板內側，對其寬度和間距進行了參數化研究，合適的間距便可將兩側板上的分離包吸除而無需將槽設置在兩側板的分離包內。

圖4 原型進氣道的典型不起動流場及分離包(Ma=3.8)Fig.4 Typical unstart flow field and separation bubble of the original inlet (Ma=3.8)

基于上述研究，在原型進氣道試驗模型上設置抽吸槽以開展試驗研究，具體見圖6，抽吸槽開設在頂板上，與自由來流呈90°。靠前的3個抽吸槽(B1～B3)位于分離包內，主要用于提高進氣道低馬赫數時的自起動性能，靠后的抽吸槽A位于氣流下洗集中區，主要用于減小渦流區。

圖5 抽吸槽B的幾何尺寸和相對位置投影圖Fig.5 Projection of the geometries and relative location of bleeding slot B

圖6 帶抽吸槽的進氣道試驗模型及堵塊Fig.6 Wind tunnel test model for the inlet with bleeding slots and blocking devices

4 風洞試驗

4.1 試驗條件

在南京航空航天大學?500 mm高超聲速風洞(NHW)中進行試驗，NHW風洞是一座高壓下吹-真空抽吸暫沖式風洞，試驗名義馬赫數分別為5、6、7和8，每次吹風時間持續約8 s。本文試驗來流條件見表1，其中p*為來流總壓，T*為來流總溫。

表1 風洞試驗來流條件Table 1 Stream conditions of wind tunnel test

試驗中，通過Pressure System Inc.(PSI)公司的電子壓力掃描閥和動態壓力傳感器直接測量進氣道的沿程靜壓分布、出口截面的靜壓和皮托壓，總體性能參數通過這些測量值換算并按照流量加權平均獲得。進氣道共54個沿程靜壓測點，出口截面有33個總壓測點，呈“米”字型布置，每排耙按照等環面法沿徑向布4個測點，中間1個點作為參考數據。在與8排耙相對應的出口壁面位置沿周向布置8個靜壓測點，采用步進電機前后移動堵錐來模擬出口不同反壓。另外，通過靜壓測點監測通道內的波系結構，并采用?300 mm的紋影系統來觀察進氣道波系結構。

4.2 抽吸對進氣道的影響

4.2.1 設計點時進氣道的通流特性

本節的抽吸是指僅打開后部抽吸槽A而前部3個抽吸槽關閉，圖7給出了通流(無反壓)條件下頂板、唇口板和側板沿程靜壓的分布，圖中CFD表示數值計算結果，Test表示風洞試驗結果。圖7(a)表明，頂板外壓縮面的壓力分布呈典型的反正切曲線，進入隔離段內，由于抽吸槽位于頂板對稱面附近且為縱向，前緣激波的反射激波打在抽吸槽內，此處壓力無突升，但是槽的后沿激波和唇口反射激波打在頂板喉道之后造成此處壓力突升，而后膨脹加速減壓。雖然頂板附面層較厚，但是通過放氣使其低速流減小，附面層不易分離，從而避免了產生額外波系，波系結構簡單。另外，頂板與唇口板存在壓力波峰/波谷交替出現的情況。總體而言，數值計算結果與試驗結果基本吻合，這與不放氣時存在一定差別[18]，說明本文數值計算方法對涉及到較弱的激波/附面層相互作用流場時可信度更高。

圖7 設計點時頂板、唇口板和側板的沿程靜壓分布Fig.7 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall at design point

圖8給出了出口截面馬赫數分布，試驗與數值計算結果分布趨勢一致，上部存在高速主流區，下部存在明顯的對渦區。數值計算的主流區內馬赫數分布較均勻，都在3.35左右，風洞試驗的差距稍大，平均在3.30左右且主流區更大一些。與原型進氣道相比[18]，抽吸時進氣道的出口截面主流區范圍和馬赫數更大，說明抽吸對減小出口渦流區有效。

圖8 設計點時出口的馬赫數分布 Fig.8 Mach number distributions on exit plane at design point

抽吸時進氣道設計點的性能參數見表2，其中：φ為流量系數，σ為總壓恢復系數，pe/p0為增壓比，Mae為出口馬赫數。數值計算得到的出口馬赫數和增壓比與試驗吻合較好，試驗測得的總壓恢復系數提升了2.6%。流量系數的測量不佳，這是由于試驗中采用了有限測點難以表征復雜流場特征尤其是低速區，導致流量相對增加了15%，但也間接說明該進氣道具有高的流量捕獲能力。總體而言，數值計算結果可以反映進氣道的實際性能，本文的計算方法可用于放氣狀態下的通流計算。與原型進氣道試驗結果相比[18](σ=0.561，pe/p0=26.2)，放氣量為0.99%的實際捕獲流量時，出口總壓恢復系數提高了3.8%，增壓比近似相等。

以上研究說明，與原型進氣道相比，通過在下洗氣流集中區開縱向槽減小了渦流區，進而提高了出口均勻性和總體性能。

表2設計點時出口截面的總體性能參數

Table2Generalperformanceparametersonexitplaneatdesignpoint

Itemφσpe/p0MaeTest1．0800．58225．82．82CFD0．9390．56723．52．81

4.2.2 設計點時進氣道的反壓特性

圖9 設計點時不同反壓下頂板、唇口板和側板的沿程靜壓分布Fig.9 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall with different back pressure at design point

試驗過程中利用進氣道出口的節流堵錐模擬反壓，圖9給出了不同反壓pe/p0時進氣道頂板、唇口板和側板的沿程靜壓分布。隨著出口反壓不斷提高，頂板、唇口板和側板的靜壓擾動位置不斷向前移動。當pe/p0=150時，頂板和側板的擾動點都基本接近喉道，唇口板擾動點在喉道之后，此時反壓即為臨界反壓。將反壓繼續增加到161倍時，擾動點傳至外壓段，進氣道處于不起動狀態。與原型進氣道相比，經過開槽抽吸，臨界反壓從135倍來流靜壓提高到了150倍。這是由于頂板附面層較厚是導致最大抗反壓能力下降的關鍵因素[18]，因此將頂板附面層排出有利于提高抗反壓能力。

試驗測得臨界和不起動狀態時出口馬赫數分布如圖10所示。與原型進氣道一致[18]，臨界狀態時高速主流區位于上部，下部為低速亞聲速區，此時出口平均馬赫數為1.06。不起動時，流道內亞聲速區進一步擴大，出口全場亞聲速，平均馬赫數降為0.67。

圖11給出了進氣道出口截面的總壓恢復系數和馬赫數隨反壓變化曲線，隨著出口反壓不斷提升，總壓恢復系數和出口馬赫數隨之下降，臨界反壓之前梯度不斷減小。臨界反壓時，出口平均馬赫數和總壓恢復系數分別為1.06和0.216。表3給出了進氣道不起動狀態下某一時刻的性能參數，出口平均馬赫數降為0.67，總壓恢復系數降為0.135。

圖10 設計點時臨界和不起動狀態時出口的馬赫數分布Fig.10 Mach number distributions on exit plane under critical and unstart conditions at design point

圖11 設計點時出口總壓恢復系數和馬赫數隨反壓變化Fig.11 Total pressure recovery coefficient and Mach number vs back pressure on exit plane at design point

表3設計點時典型反壓下出口截面的總體性能參數

Table3Generalperformanceparametersonexitplanewithtypicalbackpressureatdesignpoint

Conditionσpe/p0MaeCritical0．2161501．06Unstart0．1351610．67

4.2.3Ma=5.0, AOA=4° 時進氣道的自起動性能

由于原型進氣道的內收縮比(Rci=1.40)遠高于Ma=5.0，攻角AOA=4° 時Kantrowitz限制(Rci=1.20)，數值計算結果表明原型進氣道此時無法自起動，因此，本文自起動試驗中同時打開了前部抽吸槽B1、B2和B3而關閉了后部抽吸槽A。預先給定一個錐位使打開抽吸槽的進氣道處于不起動狀態，此時通過觀察紋影發現明顯“喘振”現象，然后不斷向后退錐，某一時刻“吐出”的不起動波系進入到通道內，而且紋影顯示波系穩定(圖12)、沿程靜壓分布與通流情況基本相同，說明進氣道再次起動，即進氣道在Ma=5.0，AOA=4° 時具有自起動能力，放氣量為來流捕獲流量的0.78%(CFD)。上述結果表明在頂板分離區開3道縱向抽吸槽的確可以有效吸除分離包，提高進氣道的自起動能力，但是3個槽作用大小需要進一步詳細研究。

圖12 Ma=5.0, AOA=4° 時進氣道自起動后的紋影Fig.12 Schlieren image of the inlet self-starting at Ma=5.0, AOA=4°

進氣道自起動過程中不同反壓pe/p0時頂板的沿程靜壓分布曲線如圖13所示，進氣道開始(pe/p0=150)是不起動狀態，反壓已經前傳至外壓段。隨著出口反壓不斷降低，壓力擾動點不斷后移，某一時刻“吐出”的氣流被完全“吞入”，此時的反壓稱為“下臨界反壓”，其可以作為評估進氣道最大抗反壓能力的參考。該進氣道的“下臨界反壓”pe/p0=103，對應的出口平均馬赫數和總壓恢復系數分別是1.05和0.429。

圖13 Ma=5.0，AOA=4° 時自起動過程中不同反壓時頂板的沿程靜壓分布Fig.13 Static pressure distributions on top wall with different back pressure in self-starting process at Ma=5.0, AOA=4°

圖14 Ma=5.0, AOA=4° 時不起動和再起動時出口的馬赫數分布Fig.14 Mach number distributions on exit plane under unstart and restart conditions at Ma=5.0, AOA=4°

試驗測得不起動和再起動時進氣道出口馬赫數分布如圖14所示。不起動時全場亞聲速，出口平均馬赫數為0.60，增壓比為110，總壓恢復系數為0.270。再起動后，出口為超聲速，主流區約占3/4，出口平均馬赫數為2.12，此時對應的增壓比和總壓恢復系數分別為30.6和0.600，性能明顯提升。

5 結 論

1) 在進氣道頂板下洗氣流集中區域開槽可以減小出口渦流區和提高抗反壓能力。在設計點(Ma=6.0)，放氣流量為0.99%的實際捕獲流量時，出口總壓恢復系數提高了3.8%，此時增壓比近似相等；臨界反壓從135倍來流靜壓提高到了150倍，同時總壓恢復系數提高了2.9%。

2) 在頂板分離區開槽可以提高進氣道的自起動能力。Ma=5.0，AOA=4° 時實現了自起動，此時放氣流量為0.78%的進口捕獲流量，起動后增壓比和總壓恢復系數分別為30.6和0.600。

3) 在設計點，當出口反壓小于臨界反壓時，隨著反壓的增加，出口馬赫數和總壓恢復系數的下降梯度不斷減小，且高速區均在出口截面上部。

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Effectofsuctiononperformanceofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransition

LIYongzhou1,2,*,ZHANGKunyuan1,SUNDi3

1.CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.Xi’anAerospacePropulsionInstitute,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Xi’an710100,China3.Xi’anInstituteofAerospacePropulsionTechnology,ChinaAerospaceScienceandTechnologyCorporation,Xi’an710025,China

Varioussuctionschemesaredesignedforaninwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionwithcontrolledMachnumberdistribution.Experimentsandnumericalsimulationsareconductedtoanalyzetheinfluenceoftheschemeontheperformanceoftheinlet.Theoperationcharacteristicsofthedesignpointandtheself-startingperformanceareobtained.Theexperimentalresultsvalidatethatsuctioncanefficientlyimprovetheperformanceoftheinlet.Thebleedinginthedownwashconcentrationregionofthetopwallcanobviouslyreducetheexitvortexregionandimprovethebackpressureresistance.Comparedwiththoseoftheoriginalinlet,thetotalpressurerecoverycoefficientincreasesby3.8%andthecriticalbackpressureincreasesfrom135timesofthefreestreamstaticpressureto150timesattheexitsectiononthedesignpoint(Ma=6.0),whentherelativebleedingfluxis0.99%.Inaddition,thebleedingintheseparationregionofthetopwallcanpromotethestartingability.WhenMa=5.0andAOA=4°,theinletrealizesself-startingwiththerelativebleedingfluxbeing0.78%.Whentheinletrestarts,thecorrespondingcompressionratioandthetotalpressurerecoverycoefficientattheexitsectionare30.6and0.600,respectively.

inwardturninginlet;suction;windtunneltest;startingperformance;vortexregion

2015-12-24；Revised2016-01-23；Accepted2016-03-04；Publishedonline2016-03-091447

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160309.1447.008.html

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2015-12-24；退修日期2016-01-23；錄用日期2016-03-04； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-03-091447

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*

.Tel.：029-85208061E-mailnuaa-2004@126.com

李永洲， 張堃元， 孫迪． 抽吸對方轉圓內收縮進氣道性能的影響J． 航空學報,2016,37(12):3625-3633.LIYZ,ZHANGKY,SUND.Effectofsuctiononperformanceofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3625-3633.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0065

V231.3

A

1000-6893(2016)12-3625-09

李永洲男， 博士， 工程師。主要研究方向： 高超聲速推進技術和內流氣體動力學。Tel.: 029-85208061E-mail: nuaa-2004@126.com

張堃元男， 教授， 博士生導師。主要研究方向： 高超聲速推進技術和內流氣體動力學。Tel.: 025-84892201-2100E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

孫迪女， 碩士， 工程師。主要研究方向：高超聲速氣動熱力學。Tel.: 029-85208061E-mail: sinda.y@163.com

*Correspondingauthor.Tel.：029-85208061E-mailnuaa-2004@126.com