超聲速可調進氣道內流雙解現象及其節流特性

金毅，孫姝，郭赟杰，譚慧俊，張悅

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.南京航空航天大學 民航學院，南京 211106

一般地，當進氣道能通過調節自身幾何型面改變其進氣量或內流波系結構以匹配飛行條件和發動機工況時，稱其為可調進氣道。對于在寬馬赫數范圍內工作的超聲速飛行器而言，可調進氣道能兼顧低馬赫數下的自起動能力和高馬赫數下的氣動性能，是工程應用中的一個重要發展趨勢。目前可調進氣道主要通過旋轉［1-2］、平移［3］唇罩或調節喉道［4-8］等方式實現。其中喉道調節作為最常見的調節方式，能輕易改變進氣道內通道中的激波位置和內收縮比（ICR），使進氣道達到最佳工作性能，得到了廣泛的應用。

由于可調進氣道在喉道調節過程中往往會盡可能增大ICR以提高其臨界性能，因此極易面臨大ICR導致的不起動問題［9-11］。當不起動現象出現后需立即減小ICR使進氣道實現再起動。然而由于喉道調節過程存在遲滯現象［11］，導致進氣道的再起動ICR滯后于不起動ICR，且其再起動過程中出現了豐富的流態變化。進氣道的再起動過程實質上是口部分離包逐步被吞入內通道的動態演化過程。具體地，隨著ICR減小，進氣道依次經歷口部大尺度分離誘導的不起動流態、內收縮段中小尺度分離誘導的非設計流態和再起動流態。特別地，在進氣道內收縮段中小尺度分離誘導的非設計流態下，雖內收縮段中存在偏離設計流態的復雜波系結構，但其并未影響進氣道的口部流量捕獲特性。因此根據經典教科書中的定義［12］判斷進氣道此時處于起動狀態。該類特殊的非設計流態往往出現在可調超聲速進氣道的再起動過程中［11，13-14］，甚至在定幾何進氣道［15］的節流變化過程中同樣存在此類流態。因此該類流態的內流結構及其工作性能值得關注和研究。

在進氣道的性能參數中，下游節流特性直接決定了進氣道的臨界總壓恢復性能和穩定裕度，是評價進氣道工作性能優劣的重要標準之一。學者們通過在出口設置堵錐［16］或擋板［17］的方式對超聲速進氣道的下游節流特性開展了大量試驗或仿真研究；結果表明下游節流造成的擾動以結尾激波的形式向上游傳播［18-23］。當來流馬赫數較低（一般小于2）時結尾激波為單道正激波［20］，當來流馬赫數較高（一般大于2.5）時結尾激波以正激波串［21］或斜激波串［16-17，19，22-23］的形式存在。此外當結尾激波頭波位于喉道附近時進氣道處于臨界狀態。一旦下游節流度進一步增加，結尾激波就不能穩定存在于進氣道內收縮段中，且會被迅速推出進氣道口部，從而形成大范圍的不起動流場結構。然而上述研究均是針對設計流態下的固定幾何進氣道開展的，其與可調進氣道在非設計流態下的節流特性的區別仍有待研究。

針對以上問題，本文設計并加工了一個典型的矩形喉道可調超聲速進氣道，并在其出口設置了可移動堵錐以模擬其下游節流過程。同時利用高速紋影觀測系統和動態壓力測量系統在來流馬赫數為2.9的自由射流超聲速風洞中開展了試驗研究。筆者先對比研究超聲速可調進氣道在設計和非設計流態下的通流內流結構，接著對比研究設計和非設計流態下進氣道的節流特性，最后對比研究設計和非設計流態下進氣道節流過程及流動機理。

1 研究對象

研究對象為喉道可調的矩形超聲速進氣道，其試驗模型如圖1所示。進氣道主體由外壓縮面、唇罩、側板、壓縮面側喉道可調機構和泄流系統組成；其中進氣道兩側為豎直側板，在試驗中具備便于流動光學檢測和易于模型安裝的優點。此外進氣道的喉道調節過程主要通過四連桿機構實現。同時在進氣道出口處設置可移動堵錐以模擬其下游節流過程。進氣道具體設計參數如下：工作馬赫數范圍為0～4、激波封口馬赫數為4、外壓縮面楔角為9°、唇罩壓縮角為7°、總長為365.20 mm、捕獲高度為40.42 mm、入口高度為24.16 mm、出口高度為27 mm、矩形內通道的寬度為40 mm。可調喉道的高度能在8.22～19.97 mm變化，對應的ICR變化范圍為1.21～2.94。由于研究的可調超聲速進氣道具有工作ICR大和工作馬赫數范圍寬的特點，其內收縮段中的激波/邊界層干擾現象嚴重且內流波系結構變化范圍大。因此出于實際工程應用的控制需求，內收縮段壓縮面側布置了分布式泄流系統。該泄流系統由分布式泄流縫、獨立集氣腔和限流喉道組成，共使用了16條流向寬度為0.5 mm、展向長度為32 mm的分布式泄流縫。當通道內的低能流經過泄流縫后由2個獨立集氣腔收集，隨后從寬度為2 mm的限流喉道排出。此外為獲得進氣道的動態壓力數據，在試驗模型外壓縮面和唇罩上分別開設了C1～C13和R1～R12共25個動態壓力測點；同時為獲得進氣道流場的試驗紋影，在側板上開設了尺寸為145 mm×29 mm的矩形光學觀察窗。而且為保證進氣道內通道的氣密性，在試驗模型連接處均進行了密封處理。

圖1 試驗模型Fig.1 Test model

在風洞試驗過程中，進氣道的喉道調節機構和可移動堵錐分別由獨立的直線步進電機驅動。在喉道調節過程中ICR定義為進氣道入口面積和可調喉道面積之比。在下游節流過程中對堵塞度（TR）的定義為

式中：Ath，plug為進氣道出口和堵錐之間的最小截面積；Aout為進氣道的出口面積。此外為觀察到節流過程中的穩定流場結構，試驗中使用臺階式調節喉道和進錐的方式，對應的ICR和堵塞度變化示意圖如圖2所示，圖中t為時間，電機信號的上升沿表示堵錐固定于當前ICR或TR，下降沿表示喉部四連桿驅動機構或堵錐以12 mm/s的速度向上游運動。

圖2 試驗過程中ICR和TR變化示意圖Fig.2 Schematic diagrams of variations of ICR and TR during test

2 試驗條件及測試手段

試驗均在南京航空航天大學的自由射流超聲速風洞中完成。該風洞運行系統主要由入口處的蝶閥、整流段、名義馬赫數為3.0的拉瓦爾噴管、測試段、擴壓器、閘板閥、真空罐和真空泵組成；其中方形拉瓦爾噴管出口尺寸為200 mm×200 mm，測試段兩側開設有尺寸為280 mm×205 mm的矩形光學觀察窗，真空罐的體積為400 m3。風洞運行過程如下：首先開啟真空泵將真空罐內抽至真空條件，隨后開啟閘板閥使測試段內同樣達到真空條件，緊接著開啟入口處的蝶閥，大氣環境的高壓氣流依次經過整流段、拉瓦爾噴管、測試段、擴壓器向真空罐內的低壓區流動，由此在測試段內建立了穩定的超聲速流場。同時試驗過程中記錄了風洞測試段的來流條件，其中風洞的實際馬赫數為2.9，來流總壓和總溫分別為102.6 kPa和290.5 K，風洞穩定運行時間不少于20 s。該風洞運行系統的可靠性在前期的研究［24-26］中已經得到了充分驗證。

此外為獲得進氣道的壁面壓力數據和流場結構，試驗中分別使用了動態壓力采集系統和高速紋影觀測系統。在動態壓力采集系統中使用了昆山雙橋傳感器有限公司生產的固有頻率為50 kHz、滿量程為100 kPa、測量精度為0.1%滿量程的CYG-503A型動態壓力傳感器。其采集的動態壓力信號由與之匹配的DAQ PCI-6255型數據采集卡獲得，該采集卡最多能以256 kB/s的采樣速率同時采集40個通道的壓力數據，試驗中采集卡的采樣率為20 kHz。需要注意的是C6、R7和R12等動態壓力測點損壞，因此在后續分析過程中將其剔除。在高速紋影觀測系統中選擇由Nikon公司生產的MEMRECAM HX-3型高速攝影儀，試驗過程中將其幀率設置為6 000、分辨率為1 152×336、快門時間為2 μs。同時為更清晰地顯示進氣道的邊界層及流動分離現象，紋影采集過程中均使用水平刀口。此外試驗中使用外觸發信號觸發高速攝影儀，同時該信號被動態壓力采集系統記錄以實現動態壓力采集系統和高速紋影觀測系統的同步，便于后續數據分析。

3 進氣道內流雙解現象

在試驗過程中進氣道ICR的變化通過調節喉道面積而實現。初始狀態下進氣道處于小ICR的通流起動狀態，隨后正向調節喉道以增加ICR，當ICR過大導致進氣道不起動后反向調節喉道以減小ICR，直至進氣道再起動。在上述過程中，當ICR=1.79～2.04時出現了流動響應遲滯現象。其中當ICR=1.79時存在設計流態和非設計流態的特殊雙解流場。因此選擇ICR=1.79的進氣道流態開展針對性研究。

進氣道設計和非設計流態下通流流場的試驗紋影如圖3所示，對應的壁面測點壓力分布曲線如圖4所示，圖中p為壓力，x為距離。首先進氣道設計流態下的通流流場結構如圖3（a）所示。其主要由外壓縮激波①、唇罩激波②、口部壓縮激波③和內通道反射波系④組成。當來流經過口部激波系減速后其靜壓顯著增加，C3測點靜壓達到了約6.2倍來流靜壓（p0）；隨后由于受肩部膨脹的影響，C4測點靜壓下降至4.8p0；接著在內通道中反射激波的作用下，C5測點靜壓增至6.1p0；最后在喉道下游的擴張段中超聲速氣流逐漸加速，其沿程靜壓呈下降趨勢。該流態下進氣道內流波系結構穩定，且內通道中無明顯分離，是一類常見的設計流態。

圖3 進氣道雙解通流流場（ICR=1.79）Fig.3 Dual-solution inlet unthrottled flowfields（ICR=1.79）

圖4 進氣道通流流場壁面壓力分布Fig.4 Surface pressure distributions of inlet unthrottled flowfields

其次進氣道非設計流態下的通流流場結構如圖3（b）所示。由于內收縮段C1測點附近存在局部唇罩側分離包⑤，導致其分離激波與唇罩激波②匯聚形成了一道更強的入射激波。該入射激波與口部壓縮激波③相交后內收縮段壓縮面側形成了局部馬赫桿結構⑥，且出現了小范圍的壓縮面側分離包⑦。同樣地，上述流場結構在進氣道內通道中也形成了反射波系④。受唇罩側分離包的分離激波和再附激波的影響，C1和C2測點的靜壓分別高達8.9p0和9.0p0；C3測點靜壓則受肩部膨脹的影響逐漸下降至6.5p0；隨后C4測點靜壓在內通道中反射激波的作用下增至7.6p0；最后超聲速氣流在擴張段中逐漸加速，且沿程靜壓呈下降趨勢。該狀態下內收縮段中存在多處激波/邊界層干擾導致的分離區，是一類特殊的非設計流態。

接著對該類特殊的非設計流態能穩定存在于內收縮段中的原因開展分析。當口部分離包進入內通道時，泄流系統能通過排除邊界層分離內的低能流大幅減小壓縮面側的分離尺寸，使內收縮段中的分離區偏向唇罩側。此時唇罩側分離的肩部位置存在一個氣動喉道，且該氣動喉道的面積小于幾何喉道。但從該氣動喉道所在位置的波系結構可知主流仍然為超聲速流動（并未減速至聲速），表明氣動喉道并未導致主流發生流動壅塞現象。此外唇罩側分離和口部波系結構共同誘導出了壓縮面側的局部馬赫桿結構，并在壓縮面側形成了遠小于唇罩側分離尺寸的小范圍分離現象。該壓縮面側分離誘導的再附激波恰好入射到唇罩側分離的再附點附近，導致唇罩側分離下游形成了強逆壓力梯度，阻止了唇罩側分離繼續向下游運動。也就是說在有限的通道內，唇罩側分離誘導的復雜波系結構反作用于該分離包自身，形成了穩定“自持”的流動結構。

需要注意的是非設計流態下內收縮段中的壓力較高，其喉道靜壓（pth）和泄流量均大于設計值。此外由于內收縮段中的復雜波系造成了額外總壓損失，非設計流態下進氣道喉道總壓（p*th）小于設計值。結合式（2）中的理想氣體總、靜壓關系式可得非設計流態下進氣道喉道馬赫數（Math）小于設計值。

式中：k為理想氣體比熱比。

圖4補充給出了兩類進氣道流場壁面壓力測點的脈動幅度對比。顯然非設計流態下的內通道流場脈動幅度遠大于設計流態下的脈動幅度。以內收縮段中壓力脈動幅度最大的C1測點為例，使用傅里葉變換和連續小波變換進行了頻域分析（如圖5所示），圖中功率譜密度（PSD）以其均方幅值（MSA）表征，f為頻率。同時借助Morlet小波［27-28］以提高對頻率的分辨能力，其波數設置為20。從圖5（a）中可看出非設計流態下的進氣道發生了明顯的流場振蕩，其呈現出了較寬的頻率分布范圍，對應的主頻為72.9 Hz；而設計流態下的進氣道并未發生明顯的流場振蕩現象。圖5（b）中非設計流態下的小波頻譜分析可進一步證明其流場振蕩呈現出了寬頻特征，且頻率主要集中在100 Hz以下。這是因為C1測點附近分離包自身具備振蕩特性，導致內收縮段中出現了一定頻率的小幅振蕩；此外下壁面側的局部馬赫桿結構具有不穩定特性，導致振蕩呈現出了寬頻特征。

圖5 通流狀態下進氣道C1壓力測點的頻域分析Fig.5 Frequency domain analyses based on pressure signal slices from C1 of unthrottled inlet

4 進氣道節流特性

第4節主要對第3節設計和非設計流態下進氣道的節流特性開展對比研究。由于進氣道構型兩側為豎直側板，一旦內通道中的結尾激波越過側板最前緣位置，那么其兩側將產生溢流，從而改變口部流量捕獲特性。因此當監測到外壓縮面最下游測點R11產生清晰的壓力上升信號時判斷進氣道開始陷入不起動狀態，此時對應的堵塞度為臨界堵塞度，以TRC表示。此外定義在不起動狀態出現的上一時刻進氣道依然能維持穩定起動的狀態為臨界狀態；定義臨界狀態下進氣道的臨界壓比為出口靜壓（pC，以C13測點標定）與來流靜壓（p0）之比，以pC/p0表示。

圖6給出了節流過程中的進氣道壁面壓力分布曲線。對于設計流態下的節流過程（圖6（a）），當TR增加到32.4%時節流造成的壓力擾動傳遞到C7測點附近；隨后當TR逐步增加到41.7%時擾動傳遞到喉道附近；下一時刻，當TR為42.4%時C1及其下游測點靜壓均顯著增加，且外壓縮面上R11測點的靜壓升高，表明節流造成的擾動已經影響到了進氣道的口部波系結構，進氣道開始陷入不起動狀態，該堵塞度對應為臨界堵塞度；當TR為45.0%時外壓縮面上大部分測點靜壓遠高于通流狀態，進氣道不起動程度加劇。由于試驗中采用臺階式進錐的方式，取TR為41.7%的穩定臺階下進氣道的節流狀態為臨界狀態，此時對應的臨界壓比為15.8。對于非設計流態下的節流過程（圖6（b）），雖內通道中的初始壓升較高，但其擾動傳播過程和設計流態下相似。具體地在TR由0增加至40.0%的過程中擾動逐漸從進氣道出口傳遞至喉道附近；隨后當TR為41.7%時內通道中所有測點靜壓增加，且R11測點的靜壓升高，進氣道開始陷入不起動狀態，該堵塞度對應為臨界堵塞度；當TR為45.0%時進氣道不起動程度加劇。取TR為40.0%的穩定臺階下進氣道的節流狀態為臨界狀態，此時對應的臨界壓比為16.0。

圖6 節流過程中的進氣道壁面壓力分布曲線Fig.6 Surface pressure distribution curves of inlet during throttling processes

作為總結，表1列出了設計和非設計流態的進氣道節流特性對比，其中pth/p0為進氣道通流狀態下的喉道壓比，定義為喉道靜壓（pth，以C4測點標定）和來流靜壓（p0）之比。不難看出非設計流態下內收縮段中的復雜流場使其喉道壓比高于設計流態。而且雖非設計流態下喉道上游的復雜波系結構造成了額外的總壓損失，但其整體節流性能與設計流態相當（臨界壓比分別為15.8和16.0）。

表1 設計和非設計流態的進氣道節流特性對比Table 1 Comparison of throttling characteristics of inlet under designed and undesigned conditions

5 進氣道節流過程及流動機理

本節分析設計和非設計流態下進氣道的節流過程及流動機理。首先進氣道設計和非設計流態下節流過程中的壁面壓力變化曲線如圖7所示。選擇唇罩最上游測點C1、喉道稍上游測點C3、唇罩最下游測點C13和外壓縮面最下游測點R11等關鍵測點進行對比分析，同時給出了堵錐電機的運動信號及其穩定臺階對應的堵塞度作為參考。對于設計流態下的節流過程，當TR達16.8%時C13測點壓力開始呈現出隨TR增大而增大的趨勢；至TR達到41.7%的過程中，圖7中其余測點壓力值均保持不變；接著當TR為42.4%時，R11測點感受到了明顯壓升，喉道上游C1、C3測點壓力產生了突變，表明進氣道開始陷入不起動狀態；隨后進一步增加TR，各測點振蕩幅度逐漸增加，進氣道不起動程度加劇。非設計流態下C1和C3測點的靜壓和脈動幅值均高于設計流態，但其節流過程中的各測點靜壓變化趨勢均與設計流態相似。當TR＞TRC時C1、C3和R11等壓力測點均產生突變，進氣道陷入不起動狀態。這表明兩類流態的進氣道下游節流程度一旦超過某一臨界值將迅速陷入不起動狀態，即其均為“突變型”的節流不起動模式。

圖7 進氣道節流過程中的壁面壓力變化曲線Fig.7 Surface pressure time histories during throttling processes

兩類流態的進氣道在節流過程中的試驗紋影如圖8所示。對于設計流態下的節流過程，下游節流造成的擾動以結尾激波串的形式向上游傳播。為便于分析，圖8中標出了喉道下游的背景激波a及其反射激波b、c，同時標出了壓縮面側的膨脹波d。當TR達32.4%時紋影觀察窗內開始觀察到結尾激波串頭波，且頭波呈“X”形，其上、下半支基本對稱分布。由于內通道下壁面邊界層較厚，其抵抗逆壓力梯度的能力較差，當背景激波b入射在擴張段下壁面時會形成具有較大初始逆壓力梯度的干擾區。在TR逐漸增至36.7%的過程中激波串頭波下半支接觸到了背景激波b在擴張段下壁面造成的干擾區，隨后下壁面分離將快速向上游增長。而頭波上半支受到了膨脹波d的影響，其邊界層分離發展受限。因此該堵塞度下激波串核心區向上壁面偏轉。隨著TR繼續增加，激波串頭波上半支接觸到背景激波a入射在上壁面造成的激波/邊界層干擾區，上壁面邊界層分離快速增長。在此過程中激波串的非對稱性減弱。當TR達41.7%時結尾激波串頭波運動到喉道附近，激波串頭波形態基本呈對稱分布。進一步增加TR，結尾激波串不能穩定存在于內收縮段中，其迅速向上游運動。當TR達42.4%時結尾激波串頭波造成的初始分離位置剛好位于側板前緣處，內通道完全被結尾激波造成的低能流占據，此時進氣道開始陷入不起動狀態。當TR為45.0%時進氣道處于不起動狀態，此時外壓縮面上出現了大尺寸邊界層分離，其誘導的分離激波導致口部的唇罩側出現了溢流。

圖8 進氣道節流過程中的試驗紋影Fig.8 Schlieren images of inlet during throttling processes

對于非設計流態下的節流過程，下游節流造成的擾動同樣以結尾激波串的形式向上游傳播，且一旦結尾激波串越過喉道，其將迅速向上游運動至進氣道陷入不起動狀態。需要注意的是在節流過程中設計和非設計流態下結尾激波串的分布形態存在區別。具體地對比兩類流態的進氣道在節流過程中TR為36.7%的流場，可看出設計流態下節流過程中的結尾激波串頭波下半支明顯前伸，然而非設計流態下節流過程中的結尾激波串頭波上、下半支基本呈對稱分布。這是因為非設計流態下的進氣道喉道馬赫數較低，一方面使喉道下游擴張段中的反射激波/邊界層干擾強度減弱，另一方面也使結尾激波串上游馬赫數降低，從而減小了結尾激波串的強度。

基于上述認識，可從流動損失的角度進一步分析在設計和非設計流態下進氣道整體節流性能相當的機理。由于兩類進氣道在臨界狀態下結尾激波串頭波均位于喉道附近，因此取該狀態進行分析。此時整個進氣道的流動損失由喉道上游波系結構和喉道下游結尾激波串共同造成。首先由于非設計流態下內收縮段中存在復雜波系結構，因此其喉道上游波系結構造成的流動損失大于設計值。其次由于非設計流態下的通流流場喉道馬赫數小于設計值，使喉道下游結尾激波串造成的流動損失小于設計值。因此在喉道上、下游波系結構造成的流動損失的共同影響下設計和非設計流態下整個進氣道的流動損失相近，進而導致兩類進氣道的整體節流性能相當。

此外由于激波串具備非定常特性［29-32］，因此進一步對設計和非設計流態下進氣道在節流過程中的結尾激波串振蕩特性進行分析。以進氣道喉道下游的C7測點為例，對其動態壓力信號開展頻域分析（如圖9所示）。可看出對于設計流態下的節流過程，在TR為32.4%～41.7%的范圍區間內C7測點能感受到結尾激波串的振蕩。其中當TR在38.3%附近時脈動能量最強，此時振蕩呈現出寬頻特征，其頻率主要分布在600 Hz以下。對于非設計流態下的節流過程，C7測點僅能在TR為32.4%～34.9%時感受到結尾激波串的振蕩。此時振蕩同樣呈現出寬頻特征，但其頻率主要分布在400 Hz以下。也就是說在節流過程中設計和非設計流態下進氣道結尾激波串的振蕩均具備寬頻特征，但后者的激波串的振蕩堵塞度范圍區間和頻率分布范圍區間均更窄。造成該現象的原因在于相比于設計流態，非設計流態下進氣道通流喉道馬赫數更低，致使喉道下游激波/邊界層干擾強度減弱、結尾激波串強度降低，進而導致結尾激波串振蕩強度降低。

圖9 進氣道節流過程中C7壓力測點的功率譜密度Fig.9 Power spectra density based on pressure signal slices from C7 of inlet during throttling processes

6 結論

1） 試驗結果表明在超聲速可調進氣道的喉道正、反向調節過程中出現了設計和非設計流態的起動雙解通流流場。其中設計流態下進氣道內流結構正常建立，內通道無明顯邊界層分離。但非設計流態下進氣道內收縮段中存在分離誘導的復雜波系，并形成了局部馬赫桿結構，導致其整體壓升相較于設計流態更高、喉道馬赫數更低，且存在100 Hz以下的寬頻、低頻小幅振蕩。

2） 雖非設計流態下喉道上游的復雜波系結構造成了額外的總壓損失，但其整體節流性能與設計流態相當。設計和非設計流態的臨界堵塞度分別為42.4%和41.7%，臨界壓比分別為15.8和16.0。

3） 在設計和非設計流態下進氣道的下游節流過程中擾動均以結尾斜激波串的形式向上游傳播，且當其頭波位于喉道附近時進氣道處于臨界狀態。此外設計流態下的結尾激波串出現了非對稱的分布特征，但非設計流態下的結尾激波串基本呈對稱分布。在振蕩特性方面，設計和非設計流態下進氣道結尾激波串的振蕩均具備寬頻特征，但后者的振蕩堵塞度范圍區間和頻率分布范圍區間均更窄。