曲外錐乘波體進氣道實用構型設計和性能分析

賀旭照， 樂嘉陵

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力學研究所/高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室，綿陽 621000

曲外錐乘波體進氣道實用構型設計和性能分析

賀旭照*， 樂嘉陵

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力學研究所/高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室，綿陽 621000

介紹了新型曲外錐乘波前體進氣道(CCWI)的一體化設計方法，設計了理論構型并驗證了設計方法。在幾何參數約束下，獲得了隔離段矩形出口，考慮前緣鈍度及展向切除的乘波前體進氣道構型。基于驗證的數值仿真工具及計算網格策略，分析了幾何切除及鈍度和黏性對一體化構型性能的影響。在來流馬赫數為4.0和6.0，迎角(AoA)在-4°～8° 范圍內，對設計的乘波前體進氣道的基本性能進行了雷諾平均Navier-Stokes數值仿真，結果表明，該乘波前體進氣道具有較高的流量捕獲和總壓恢復特性，隔離段出口參數滿足超燃沖壓發(fā)動機入口需求。該新型乘波前體進氣道一體化方案及研究結果為一體化曲外錐乘波飛行器及一體化乘波推進流道的研究奠定了技術基礎。

乘波體； 進氣道； 一體化； 實用化設計； 試驗驗證； 數值仿真

吸氣式高超聲速飛行器的推阻特性，還存在進一步提升優(yōu)化的緊迫需求[1]。飛行器的升阻比是隨飛行馬赫數的增加而降低的[2]。同時發(fā)動機的比沖隨飛行馬赫數增加而減小[3]；在一般情況下，發(fā)動機捕獲流量隨飛行速度和高度的增加而減小。綜合的結果是飛行器阻力增加，而發(fā)動機的推力減小。

從空氣動力學的角度看，解決推阻問題，就要增加飛行器的升阻比和提高發(fā)動機的流量捕獲性能。乘波構型是高升阻比飛行器的最佳選擇，但基于現有乘波體設計方法獲得的飛行器外形，存在較低的容積率、彎曲的異型結構及不易調節(jié)的氣流壓縮能力等缺陷[4]。

在高超聲速條件下可以設計出具有優(yōu)良性能的進氣道[5-7]，如高的總壓恢復能力和較高的流量捕獲能力、較好的流動均勻性等。但進氣道本身的設計并未充分考慮與飛行器前體的流動參數及幾何外形的一體化。乘波構型的異型曲面結構，增大了進氣道和乘波體的匹配難度，而采用人工修型的方法，會破壞乘波體以及進氣道自身的流場結構，會帶來附加的升阻比及進氣性能損失，使得乘波體和進氣道集成于飛行器前體后，很難達到單獨設計的指標[8]。

在高超聲速飛行器一體化設計方面，Mary和Mark[9]采用錐導乘波體，在錐形流場中流線追蹤出進氣道的唇罩，而進氣道近似采用二維構型幾何變換獲得。Takashima和Lewis[10]、O’Brien和Mark[11]采用密切錐方法[12]生成前體，前體對稱面部分有相對平緩的區(qū)域，通過貼合二維進氣道的方法完成乘波體和進氣道的耦合。Ryan和Mark[13]采用變楔角法生成乘波前體，在前體對稱面附近設計了同樣的平緩區(qū)域，貼合二維進氣道與乘波體耦合。You[14]和Li[15]等主要是沿著展向采用密切內錐/外錐的方法獲得一體化的前體進氣道。現有的研究多停留在概念設計階段，缺少詳細的流動結構及參數的分析研究，以確認設計方法的可行性。同時一體化前體進氣道在寬范圍內的流動壓縮特性，也應重點關注。設計的新型構型必須具有高容積特性和良好的結構可實現性。

筆者前期構建了一套密切曲面內錐乘波前體進氣道(Osculating Inward turning Cone Wareriderforebody Inlet, OICWI)設計方法[16-17]，并完成了仿真和試驗研究[17-18]。基于內錐的一體化前體進氣道，流動壓縮性能優(yōu)良，但在裝載容積和結構實現方面，存在進一步提升的空間。

本文介紹了新型曲外錐乘波前體進氣道(Curved Cone Waverider forebody Inlet, CCWI)的一體化設計方法，設計了理論構型并完成了設計方法考核。在幾何參數約束下，獲得了考慮前緣鈍度及展向寬度約束的實用化乘波前體進氣道構型。基于驗證的數值仿真及計算網格策略，分析了展向幾何截斷及鈍度、黏性對一體化構型性能的影響，并在馬赫數為4.0和6.0，迎角在-4°～8° 范圍內，對設計的實用化乘波前體進氣道的基本性能進行了黏性湍流數值仿真，獲得了一體化構型的基本壓縮性能。目前的研究工作為基于該新型乘波前體進氣道的深入研究奠定了基礎。

1 軸對稱基準流場設計

設計曲外錐乘波前體進氣道之前，先要獲得外壓和內壓匹配的軸對稱基準流場。軸對稱基準流場的結構如圖1所示。基準流場中包含了直錐壓縮區(qū)A′HE、等熵壓縮區(qū)HKE、型面過渡區(qū)KIE、唇罩激波反射區(qū)IEJ及激波消除內通道區(qū)域IJFG。

A′HE段為直錐流動區(qū)域，采用Taylor-Maccoll方程[19]求解該區(qū)域的流動參數。HKE為等熵壓縮段，是采用特征線方法及流量匹配原理設計的[19-20]。KI是一條和HK相切于K點的三次曲線，該區(qū)域的流場參數由特征線EK上的流動參數及物面型線KI確定。IEJ為反射激波區(qū)域。設定唇罩型線EJ后，以過渡區(qū)域KIE的流場參數作為上游非均勻來流值，通過差值迭代求解反射激波的特征線過程[19-20]，獲得激波區(qū)域IEJ的流場參數。對于激波消除內通道區(qū)域IJFG，基于IG型線及其上的馬赫數分布，結合特征線JI上的流動參數及其上的流量，采用流量匹配特征線過程[19-20]，就可獲得進氣道內通道的上型面JF及消除激波內通道區(qū)域IJFG的流場。

本文給出的設計實例，是來流馬赫數(Ma∞)為5.5，G點馬赫數為3.4，初始直錐角為10°，唇口角為0° 的軸對稱流場。基準流場的總收縮比為4.6，內收縮比為1.59。圖2上半部分為特征線(Method of Characteristics, MOC)設計獲得的基準流場的馬赫數Ma云圖，下半部分為設計狀態(tài)下的基準流場的無黏數值仿真結果。數值模擬和特征線設計的流場馬赫數分布一致，各流動壓縮區(qū)域的波系結構相互吻合且和預期一致。內通道的馬赫數分布均勻，無反射激波，出口馬赫數在3.4左右，壓縮系統(tǒng)的無黏總壓恢復系數為0.75。圖2中Rc為基準流場唇口處半徑，x和y分別為軸向和法向坐標。

圖1 軸對稱基準流場結構示意圖Fig.1 Schematic map of axisymmetric basic flow filed

圖2 特征線設計和CFD數值仿真結果的軸對稱基準流場馬赫數云圖對比Fig.2 Comparison of Mach number contour of axisymmetric basic flow field of MOC design and CFD numerical simulation results

2 乘波前體進氣道的一體化設計方法

2.1 理論構型的設計

密切曲外錐乘波前體進氣道的設計，采用了一體化流線追蹤和密切軸對稱技術，是密切曲外錐乘波體[21]設計方法的進一步發(fā)展。圖3為設計方法示意圖。如圖3(a)所示，在前體進氣道的唇口平面，定義進氣道唇口型線(Inlet Capture Curve, ICC)和乘波體前緣捕獲型線(Front Capture Tube, FCT)。ICC和FCT型線的定義見文獻[21]。

圖3中，在ICC曲線上任一點，如E點，找到其曲率中心A點。通過AE可以構造一個密切面。密切面為垂直紙面的平面，其在前體進氣道唇口截面上的投影為AE。密切方法假定密切面就是軸對稱基準流場的軸對稱面，將基準軸對稱流場進行縮放，使得點A和對稱軸重合，點E和軸對稱流場唇罩初始點重合，這樣就可以建立起密切面內對應點和基準軸對稱流場的關系。

圖3 曲外錐乘波前體進氣道設計方法示意圖Fig.3 Schematic map of CCWI design method

在密切面內，獲得乘波前體進氣道機體側和唇罩側型線的方法如圖3(b)所示。密切面在進氣道唇口截面上的投影線AE和FCT相交于B點；B點沿基準流場軸向向前延伸，與基準流場的前緣激波A′E相交于B′；始于B′，沿基準流場的流向從頭到尾追蹤一條流線；把圖3(b)中的這條流線，按照示意圖中對應點的關系，變換到圖3(a)中，就獲得了乘波前體進氣道在密切面AE內的一條機體側壓縮型線。把圖3(b)中的唇罩型線EF，按照相同的對應點關系，變換到密切面AE內，就獲得了乘波前體進氣道在AE平面內的一條唇罩型線。密切面AE內的2條壓縮型線在三維空間中的形狀關系，標識于圖3(c)中。

沿著ICC逐點重復以上步驟，就可以獲得乘波前體進氣道機體側及唇罩側的整個三維壓縮面。在實際應用中，根據流量捕獲的需求，只用ICC中部區(qū)域的型線，生成進氣道的唇罩型面。進氣道內通道的側壁采用位于同一密切面內的唇罩型線和機體側壓縮型線構成。圖3(c)給出了生成的一體化密切曲外錐乘波前體進氣道的三維視圖，圖中標識出了密切面AE內對應點，在三維視圖中的位置。前體進氣道的捕獲面如圖3(c)中的黑實線所示，其中黃色曲面為前體進氣道的機體側、唇罩側及內通道側壁壓縮面，灰色曲面為前體進氣道的上表面，暫由自由流面生成。所生成的一體化前體進氣道構型，乘波前體和進氣道自然一體化成型，整體構型流暢飽滿，整個壓縮面都由流面構成，壓縮符合氣動原理。目前設計的這款前體進氣道理論構型，總收縮比為4.6，內收縮比為1.57。

2.2 理論設計結果對比分析

對設計的前體進氣道理論構型，在設計狀態(tài)Ma∞為5.5，迎角(AoA)為0°，開展了無黏數值仿真，并同設計結果進行了對比。數值仿真工具見3.1節(jié)介紹。計算網格有1 081萬個，共23個物理塊。表1 為內通道出口流動參數(質量加權馬赫數Mamw、總壓恢復pt、壓升比p/p∞和流量系數φ)和設計結果的比較。

圖4給出了計算獲得的理論構型的流場結構示意圖，圖中L為前體前緣至進氣道內通道出口的長度。圖4(a)為等x截面上的馬赫數等值線和壁面壓力云圖。前體激波緊密附著在乘波體側緣上，高壓區(qū)域封閉在了乘波體的壓縮面內；進氣道唇口和三維前體激波完全貼合，實現了三維激波封口的設計預期。圖4(b)為前體進氣道對稱面上的馬赫數和壓力等值線云圖，其流場結構和圖2中的基準流場完全相似，唇口反射激波在機體側無反射。圖4(c)為內壓縮段出口截面上的馬赫數和壓力云圖，馬赫數和壓升數值分別在3.4 和10.0左右，均勻性好，且同基準流場出口參數相同。仿真和設計結果的一致性表明，提出的曲外錐乘波體進氣道的一體化設計方法，理論上正確，具體設計過程可靠，是一種精確可靠的乘波前體進氣道的一體化設計方法。

表1設計和無黏仿真內通道出口參數比較

Table1Parametercomparisonofdesignandinviscidsimulationresultsatexitofinnerinlet

ItemMamwptp/p∞?Design3．4000．75010．301．000Finegrid3．4010．75210．320．996

圖4 設計狀態(tài)曲外錐乘波前體進氣道流場結構圖 Fig.4 Flow field structures of prototype CCWI at design condition

2.3 實用化構型設計

本文所謂“實用化”的內涵，是指對圖3(c)的理論構型進行了乘波前體側緣及內通道側緣的幾何切除；始于異形喉道截面，設計了異形轉矩形隔離段及對尖銳前緣做了鈍化處理。對理論構型的乘波前體沿著圖3(c)中位于密切面內的黑色虛線進行了切除。為了增強進氣道的自啟動特性，同時又不影響啟動狀態(tài)的流量捕獲特性，從唇口前緣出發(fā)的69° 線(此線和馬赫數為3.5時的唇口反射激波重合)，切除了部分內通道的側壁，如圖5所示。

由于理論構型的喉道截面，是類扇環(huán)的異形，從喉道開始，對內通道沿等x截面，進行了異形轉矩形的幾何形變[22]。如圖5(a)所示，圖中藍色曲線為喉道截面型線，黑色矩形為隔離段出口截面型線。變換過程中，原始截面和變換后生成的截面的面心和面積都保持不變。最終獲得的隔離段長120 mm，約為7倍的喉道對稱面高度，隔離段出口的寬高比為5.2。對前體前緣和唇罩前緣分別做了0.5 mm和0.25 mm的鈍度處理。最終獲得的使用構型總長607.5 mm，捕獲面積7 000 mm2。幾何內外收縮比和原始理論構型一致。實用化構型的三維視圖如圖5(b)所示。

圖5 隔離段幾何變換及實用化CCWI構型三維視圖Fig.5 Schematic map of isolator’s geometric transition and three dimensional view of practical CCWI configuration

3 性能仿真和分析

3.1 數值仿真驗證

數值模擬采用了CFD軟件AHL3D，AHL3D是內部開發(fā)的一款高超聲速流動計算軟件，具有好的可靠性[23]。為了驗證數值工具和網格劃分策略的可靠性，開展了計算試驗對比研究。試驗是在氣動中心0.6 m三聲速風洞中進行的[24]。采用PSI9016-9116型號壓力測量系統(tǒng)測量進氣道內壁面沿程靜壓，測壓精度為滿量程的0.05%。有關試驗研究的詳細結果將另文報道。圖6為試驗模型的風洞照片和測壓點的位置分布圖。

圖6 風洞試驗模型照片和測點位置示意圖Fig.6 Photo of wind tunnel test model and pressure taps position

針對試驗來流馬赫數為4.03，總壓p0=0.63 MPa，總溫T0=288 K，迎角為0° 開展了計算試驗的對比研究。計算雷諾數同試驗值，為3.09×107/m。采用108塊結構網格，網格數約4 100萬，壁面第一層網格間距為1 μm，內通道流向網格分布301個。無黏通量構建格式是AUSMPW+(Advection Upstream Splitting Method by Pressure Weighted)，MUSCL(Monotone Upstream-centred Schemes for Conservation Law)插值方法用于重構網格面上的物理量。采用了兩方程剪切應力輸運(SST)湍流模型和壁面函數邊界條件[23]。圖7為該狀態(tài)下，計算和試驗獲得的表面壓力數據的對比。從壓力分布趨勢看，在外壓縮部分，經頭激波及曲面前體壓縮后，壁面壓力逐漸上升；在內通道前，型面略有膨脹以減小內通道的氣流方向角，此時的壁面壓力呈降低趨勢；在進入內通道后，進氣道上下對稱面的壓力在經過唇罩三維斜激波壓縮后迅速上升，然后在隔離段內出現明顯斜激波串。從對比結果看，外壓縮區(qū)域的計算和試驗結果完全一致；在內通道，由于存在復雜的三維斜激波反射及激波邊界層干擾現象，計算和試驗結果的對比域略有出入，但計算結果準確捕捉到了反射激波位置及壓力變化的細微結構，壓力分布的波峰波谷也吻合較好。整體來看，采用AHL3D和相應的計算網格策略，是可以可靠評估本文所關心的內外流耦合條件下的一體化前體進氣道模型的通流壓縮性能的。

圖7 來流馬赫數為4.03，迎角為0°時，計算和試驗靜壓分布對比Fig.7 Comparison of static pressure distributions of CFD and test simulation results at Ma∞=4.03, AoA=0°

3.2 實用化構型對性能影響分析

采用經過驗證的數值軟件和網格劃分策略，分析了乘波前體及內收縮段前掠切除及黏性、鈍度對圖3(c)所示的原始理論構型性能的影響。計算條件同一體化CCWI的設計來流條件，即來流馬赫數為5.5，迎角為0°。黏性計算時雷諾數同3.1節(jié)，即為3.09×107/m。

首先分析了乘波前體及內收縮段前掠切除對前體進氣道基本壓縮性能的影響。圖8為切除構型在設計狀態(tài)下的無黏流場馬赫數三維結構及表面壓力分布。在未做修型的完全乘波區(qū)域，激波緊貼前體側緣，高壓區(qū)被完全封閉在壓縮面內。

圖8 幾何切除一體化前體進氣道的三維流場結構 Fig.8 Three dimensional flow field structure of geometrical truncated CCWI

在前體側緣切除區(qū)域，靠近側壁的激波有部分泄漏，但在流道捕獲區(qū)域的激波結構未受任何影響，從唇口截面上的云圖看，前體激波仍和唇口形狀完全貼合，三維激波封口設計預期完全滿足。表2 為原始構型和切除構型的內通道出口流動參數的無黏仿真結果的比較，質量加權馬赫數、總壓恢復、壓升比及流量系數的差別甚微。以上結果說明，目前的側向切除對一體化前體進氣道設計狀態(tài)下的流動壓縮特性無影響。

表2理論、切除及鈍度和黏性效應下CCWI的性能對比

Table2Performancescomparisonofprototype,truncatedandbluntnessviscousCCWI

ItemMamwptp/p∞?Prototype3．3980．75210．310．999Truncation3．4400．75010．340．994Bluntnessandviscosity2．780．5315．640．95

圖9 設計狀態(tài)CCWI三維流場結構及對稱面馬赫數和壓力分布Fig.9 Three dimensional flow field structure and symmetric plane Mach number and pressure distribution of CCWI at design condition

在切除構型的基礎上，進行了前緣鈍度及隔離段整形處理。對其在設計點的性能進行了黏性湍流評估，以考核實用化修型及黏性效應對原始理論構型性能的影響，為將來該類構型的設計提供定量參考。圖9(a)為實用化構型在來流馬赫數為5.5，迎角為0° 時的空間馬赫數等值線及機體表面壓力云圖。圖9(b)為對稱面的馬赫數等值線圖。由于鈍度和黏性的影響，前體激波已經略微外溢，包裹住了進氣道唇口；唇口的反射激波在機體側出現了較弱的反射，且在唇口激波和機體側邊界層干擾區(qū)域存在較小的低速鼓包區(qū)，但未出現明顯流動分離；完全乘波區(qū)域的激波略微溢出前體側緣，但乘波特性依然明顯。

圖10為矩形隔離段出口流場的馬赫數和壓力云圖。馬赫數在核心區(qū)域的分布是比較均勻的，其質量加權數值為2.78。靜壓比在出口截面分布在14.0和16.5之間，質量加權數值為15.64，分布也是較為均勻的。質量加權的總壓恢復系數為0.53；流量系數為0.95。表2最后一行列出了黏性、鈍度及隔離段形變效應下的一體化CCWI構型的基本壓縮性能。對比表2中的理論構型結果，在考慮黏性及實用化修型后，流量系數約有5%的降低；出口馬赫數降低了0.6，約為來流馬赫數的一半，符合超燃沖壓發(fā)動機對流動壓縮的需求；出口總壓恢復減小0.2，壓升增大了5倍的來流壓力。前體進氣道性能的損失主要是由鈍度和黏性效應引起的。鈍度和黏性效應，產生附著在壁面的低能邊界層流動區(qū)域，邊界層在進入進氣道內通道后，連續(xù)反射的內通道斜激波串，作用到邊界層上，強的逆壓梯度進一步阻滯了邊界層內的低速流動，使邊界層增厚，造成了流動性能的損失。黏性效應無可避免，但可以考慮變前緣鈍度設計，減小鈍度對理論構型性能的影響，進一步考慮鈍度和黏性條件下的邊界層修正設計來減弱鈍度和黏性效應對性能的負面影響。

圖10 設計狀態(tài)CCWI隔離段出口馬赫數和壓力分布云圖Fig.10 Mach number and pressure contours in isolator exit of CCWI at design condition

3.3 寬來流參數范圍的一體化構型性能分析

圖11(a)為來流馬赫數為6.0，迎角為0° 時，馬赫數空間等值線及機體表面壓力云圖。由于來流馬赫數大于設計馬赫數5.5，若在無黏狀態(tài)，前體激波應已進入唇罩內側。但由于黏性和鈍度的作用，來流馬赫數為6.0，迎角為0° 時，前體激波正好交匯于唇口處，此時的流量系數恰好為1.0。前體全乘波區(qū)域的乘波特性依然明顯。

圖11(b)為來流馬赫數為6.0，迎角在-4°～8° 時的對稱面的馬赫數等值線圖。在迎角為0°時，前體激波和等熵壓縮波正好相交于唇口；在迎角為 -4°、4° 和8° 時，前體激波都包裹住了唇口前緣。迎角為-4° 時，等熵壓縮波基本相交于唇口前緣處，但前體激波距離唇口較遠；而迎角為4° 和8° 時，等熵壓縮波在唇口前已和前體激波相交，形成的交匯激波距離唇口前緣很近，預示在該迎角狀態(tài)下的流量捕獲性能較好。在所有迎角下，唇罩反射激波在內通道的反射并不強烈，但唇罩激波和機體邊界層干擾區(qū)域已經出現了略微的流動分離區(qū)域，且隨著迎角的增加而減小，原因是隨著迎角的增大，前體對氣流的壓縮變強，此時的機體側邊界層變薄的緣故。

圖11 來流馬赫數為6.0時的流場結構和對稱面馬赫數等值線Fig.11 Flow field structures and symmetric plane Mach number at Ma∞=6.0

圖12為馬赫數為6.0，迎角為0°，隔離段出口截面馬赫數和壓力云圖。從馬赫數云圖看，和圖10比較，流動的核心區(qū)有所減小，此時的質量加權馬赫數為2.96。壓升散布的范圍有所增大，說明不均勻度上升，其質量加權值為18.03。不均勻度增加的原因在于在內通道，相比較設計狀態(tài)的情況，唇口的反射激波與機體側物面相交于設計的消波點之后，激波反射在內通道增強了。表3給出了馬赫數為6.0，不同迎角條件下的隔離段出口質量加權參數及流量系數。可以看出，流量系數較高，壓升比和總壓恢復系數較高，出口馬赫數滿足通常超燃沖壓發(fā)動機入口需求(約為來流馬赫數的一半)。本文及表2中的流量系數采用φ=m/ρ0v0s0計算，其中：m為進氣道捕獲流量；ρ0為來流密度；v0為來流速度;s0為迎角為0° 時的捕獲面積。

圖12 來流馬赫數為6.0，迎角為0° 時隔離段出口馬赫數和壓力云圖Fig.12 Mach number and pressure contours in isolator exit at Ma∞=6.0 and AoA=0°

表3來流馬赫數為6.0時的隔離段出口參數和流量比

Table3ParametersinisolatorexitandmassflowratiosatMa∞=6.0

Ma∞AoA/(°)Mamwptp/p∞?6．0-43．150．4612．070．746．0 02．960．4918．031．006．0 42．700．4324．241．216．0 82．450．3630．481．30

圖13(a)為來流馬赫數為4.0，迎角為0° 時，空間馬赫數等值線及機體表面壓力云圖。圖13(b)為迎角在-4° ～8° 時的對稱面的馬赫數等值線圖。在低馬赫數端，前體激波已遠離唇口前緣，但唇口截面捕獲流管區(qū)域的馬赫數分布仍然比較均勻；激波在前體側緣有較明顯的外溢現象，但高壓區(qū)仍大部分封閉在前體壓縮面內；等熵壓縮面的壓縮波和前體激波交匯于唇口外側，且隨著迎角的增加，交匯位置前移；各個迎角條件下，內通道的激波反射現象較弱，激波邊界層作用區(qū)域未見明顯的分離現象。

圖13 來流馬赫數為4.0時的流場結構和對稱面馬赫數等值線Fig.13 Flow field structures and symmetric plane Mach number at Ma∞=4.0

圖14為來流馬赫數為4.0，迎角為0° 時的隔離段出口馬赫數和壓力云圖。從馬赫數云圖看，流動的核心區(qū)增大，且馬赫數在核心區(qū)域分布均勻。壓升分布也相對均勻，其數值在7.7～8.6。該狀態(tài)下，質量加權馬赫數為2.24，總壓恢復系數為0.7，壓升比為8.33，流量系數可達0.67。表4給出了迎角在-4°～8° 之間，隔離段出口質量加權參數及流量系數。總壓恢復系數較高，0° 迎角時為0.7，且在0°～4° 迎角范圍內還略有增加，這對小迎角飛行是有利的。流量系數較高，0° 迎角時為0.7左右。

圖14 來流馬赫數為4.0，迎角為0° 時隔離段出口馬赫數和壓力云圖Fig.14 Mach number and pressure contours in isolator exit at Ma∞=4.0 and AoA=0°

表4 來流馬赫數4.0時的隔離段出口參數Table 4 Parameters in isolator exit at Ma∞=4.0

通過以上的分析表明，該實用化乘波前體進氣道，具備較好的流動壓縮能力。有關一體化構型的升阻特性，由于各種定義體系的差別，及考慮到需要站在飛行器的角度分析，這里不單獨列出，但從前體的乘波特性上可以判斷，該構型的升阻比，是好于同等條件下的升力體構型的。

3.4 與曲內錐乘波前體進氣道的對比

表5將CCWI的壓縮性能及容積特性，同文獻[16,18]的OICWI的對應特性進行了對比。同為考慮鈍度、幾何約束及黏性效應后的試驗或數值仿真數據，在來流馬赫數為4.0和6.0，迎角為0° 時，曲外錐和曲內錐乘波前體進氣道的流動壓縮能力類似，但總壓恢復系數略高于后者。流量捕獲系數在低馬赫數段，OICWI的φ(0.73)略高于CCWI的(0.68)；而在高馬赫數段正好相反。OICWI在經過側緣切除及鈍度修型后，對設計狀態(tài)的流量捕獲性能影響較大。容積性能，是采用2款構型至喉道處的體積V，除以各自到喉道處的長度l，最大寬度w和前體對稱面前緣至喉道外罩下型面的高度h。外錐CCWI構型的容積率(0.26)明顯優(yōu)于內錐OICWI構型(0.18)，其外凸的前體壓縮面，外形飽滿，結構容積特性好，將為飛行器的裝載性能的提升提供良好的構型保障，而較好的裝載特性是實用化飛行器的基本要求。需要指出的是，這是兩款基礎型的乘波前體進氣道的流動壓縮性能的對比，它們的性能還可以通過對各自的基準流場的設計優(yōu)化而進一步提升。

表5曲外錐和曲內錐乘波前體進氣道性能對比

Table5PerformancecomparisonbetweenCCWIandOICWI

ItemMa∞AoA/(°)Mamwpt?V/(lhw)CCWI4．002．240．700．686．002．960．491．000．26OICWI4．002．210．610．736．003．170．450．930．18

4 結 論

1) 創(chuàng)新性地提出并采用內外流匹配的一體化流線追蹤技術，實現了曲外錐乘波體和類二元進氣道符合氣動壓縮規(guī)律的整體式一體化設計。

2) 在設計狀態(tài)，乘波前體及內收縮段切除，對理論構型的基本壓縮性能無影響；考慮前緣鈍度、隔離段修型及黏性效應后，流量系數仍達到0.95，整體壓縮性能滿足發(fā)動機入口需求。

3) 寬來流狀態(tài)下的數值仿真結果表明，曲外錐乘波前體進氣道具有較高的流量捕獲率和較好的總壓恢復性能，寬范圍的壓縮性能滿足發(fā)動機的入口需求。

4) 同內錐乘波前體進氣道相比，曲外錐乘波前體進氣道的容積特性好，實用化修型對設計性能的影響小。

通過本文的研究，為新型曲外錐乘波體進氣道同燃燒室和飛行器的一體化研究奠定了基礎。

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(責任編輯： 張晗)

Design and performance analysis of practical curved cone waverider inlet

HEXuzhao*,LEJialing

LaboratoryofScienceandTechnologyonHypervelocity/ScramjetAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The integration design method for the novel curved cone waverider forebody inlet (CCWI) is introduced, and a prototype CCWI is designed. The practical CCWI with rectangle exit isolator and leading edge bluntness is obtained under geometrical constrains. The cutting off and bluntness effects are evaluated using the validated numerical simulation tools. Reynolds average Navier-Stokes simulations are conducted at free stream Mach numberMa∞=4.0, 6.0, angle of attack (AoA) from -4° to 8°. The results show that the practical CCWI has high mass flow capture ratios and total pressure recovery at the simulation conditions. Its basic compression characteristics can meet the needs of scramjet combustors. The present study provides the possibilities for the integration study of CCWI with hypersonic vehicles and scramjet combustors.

waverider; inlet; integration; practical design; test verification; numerical simulation

2016-08-22；Revised2016-09-26；Accepted2016-11-04；Publishedonline2016-12-211520

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.012.html

NationalNaturalScienceFoundationofChina(51376192)

2016-08-22；退修日期2016-09-26；錄用日期2016-11-04； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-12-211520

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.012.html

國家自然科學基金 (51376192)

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.E-mailhexuzhao@sina.com

賀旭照， 樂嘉陵． 曲外錐乘波體進氣道實用構型設計和性能分析J． 航空學報,2017,38(6):120690.HEXZ,LEJL.DesignandperformanceanalysisofpracticalcurvedconewaveriderinletJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120690.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0289

V235.213

A

1000-6893(2017)06-120690-11

*Correspondingauthor.E-mailhexuzhao@sina.com