一種亞燃沖壓進氣道擴張段分離的控制方法＊

徐義華，曾卓雄，鄧禾根

（南昌航空大學，南昌 330063）

0 引言

超聲速沖壓發動機要求進氣道能夠在寬的馬赫數范圍內具有良好的起動特性、較高的空氣流量捕獲系數、較高的總壓恢復系數、良好的出口流場品質以及較高的抵抗燃燒形成高壓的能力等性能［1］，這些性能與進氣道的幾何構形緊密相關，對邊界層、壁面摩擦、邊界層與激波的相互影響［2］等也相當敏感，各性能指標之間相互耦合、相互制約，導致超聲速進氣道技術非常復雜。

超聲速沖壓進氣道擴張段中激波與邊界層相互干擾引起邊界層嚴重分離［3－4］，使得進氣道性能尤其是總壓恢復和抗反壓能力嚴重降低，甚至還會引起進氣道出口流場參數的低頻大幅振蕩［5］，如果能夠有效的減弱這種分離現象，將使得進氣道的性能大為改善，文中就是基于這點展開研究工作的。

1 控制原理

文中進氣道設計馬赫數3.0，起動馬赫數2.2，依據文獻［5］的設計方法獲得外壓段和唇口段（內壓段）的幾何參數，喉道段長度取為高度的3倍，擴張段采用單側擴張，擴張角為3°，沒有出口轉折段，如圖1所示，并將此進氣道構型記為模型A。

圖1 進氣道結構示意圖

超音速沖壓進氣道擴張段中存在的氣流分離現象是激波和邊界層干擾引起的［4］，只有當激波具有足夠強度且邊界層足夠厚的時候才可能發生這種分離，由于減弱激波強度難以實現，文中采用了減弱邊界層厚度的方法。控制原理如圖2所示，部分喉道段壁面O1A1、O2A2可繞O1、O2旋轉，當O1A1、O2A2旋轉到合適角度時就可以將邊界層從來流中恰好完全剝離出去，此時，A1在擴張段斜壁面的反向延長線上，并將此時的進氣道構型記為模型B。

圖2 氣流分離主動控制原理示意圖

2 數值方法

流場計算利用FLUENT軟件求解二維N- S方程，選取SSTk-ω湍流模型，采用結構化網格，壁面網格局部加密以保證在邊界層內有一定數目的網格，網格過渡均勻（圖3）。進氣道出口給定燃燒室反壓。所有殘差指標下降3個數量級且變化平穩表示數值計算結果收斂。

圖3 模型B數值計算網格

為了驗證文中采用的數值方法特別是SSTk-ω湍流模型的可靠性，對文獻［6］中喉道長度為79.3mm、△＝0%的進氣道構型在Ma∞＝2.5時的試驗進行了數值模擬，結果如圖4（b）所示，通過和實驗紋影照片圖4（a）對比可以看出，數值模擬能夠準確獲得激波系結構以及激波邊界層干擾引起的分離區的大小和結構，因此文中選用的數值模擬方法是合理的。

圖4 數值模擬校驗

3 結果分析

文中只對設計馬赫數3.0時的進氣道性能進行了研究。

對于亞燃沖壓發動機，隨著出口反壓（Pout）的增加，進氣道結尾激波鏈會不斷前移并最終被推出進氣道而導致不起動，因此實際發動機一般要求結尾激波鏈位于擴張段前端靠近喉道的位置，且當燃燒室不穩定工作導致Pout增加時，結尾激波鏈的前端不會進入內壓段。

圖5 不同Pout的馬赫數云圖

從圖5可以看出，隨著Pout的升高，激波鏈不斷前移，對于模型A當Pout增加到0.44MPa時，激波鏈前端已經進入內壓段，所以進氣道Pout最大值在0.43～0.44MPa之間，對于模型B，Pout最大值在0.54～0.55MPa之間，進氣道的抗反壓能力明顯增加，增幅約為25.29%。此外，對于模型B，當Pout接近最大值時，邊界層分離現象得到明顯改善。

圖6為模型A下側壁面和模型B上側壁面沿來流方向的壓強分布，可以看出，壓力出現長距離的振蕩且振幅不斷減小，這是由于此處存在激波鏈造成的［7］，振蕩距離就等于激波鏈的長度。當Pout相同時，模型B的激波鏈長度明顯小于模型A。對于模型B，當Pout接近最大值時，激波鏈已基本消失，即結尾激波鏈變為一道正激波，這也反映了分離現象的減弱。

圖7 出口σ分布

由于擴張段長度不變，激波鏈長度的減小會給激波鏈后的高速流和兩側的低速流提供更長的混合距離，從而導致進氣道出口流場均勻度的改善，這點從不同Pout時進氣道出口的σ分布可以看出（圖7），由于來流總壓不變，σ的大小和變化趨勢就反映了出口總壓（Ptout）的大小和變化趨勢。隨著Pout的增加，進氣道出口總壓更加均勻，模型B的出口總壓均勻度較模型A好得多，特別是當Pout接近最大值時，模型B出口總壓分布相當均勻。

表1 不同Pout的出口總壓畸變強度

若定義進氣道出口總壓畸變強度等于出口總壓最大值和最小值之差與平均值的比值（ΔPtout／Ptout），則不同Pout的ΔPtout／Ptout見表1，模型BΔPtout／Ptout的最小值較模型A減小了約50.18%，且進氣道出口總壓畸變強度所反映的出口總壓均勻度隨Pout和模型的變化和對圖7的分析結果完全相同。

表2 不同Pout的出口總壓恢復系數

表2為Pout對模型A、B總壓恢復系數σ的影響，可見，不僅模型B的抗反壓能力遠高于模型A，前者σ的最大值也大于后者，增加了約15.68%。

4 結論

文中提出了一種基于邊界層剝離技術的亞燃沖壓進氣道擴張段中氣流分離的控制方法，并對其進行了詳細的數值模擬研究，研究表明該控制方法：

1）可以有效控制激波邊界層干擾引起的氣流分離現象，使得結尾激波鏈長度大為減小直至基本消失。

2）可使進氣道的抗反壓能力提高了約25.29%，最大總壓恢復系數增加了約15.68%，進氣道出口流場均勻度大為改善，總壓畸變強度最小值減少了約50.18%。

［1］John J Mahoney.Inlets for supersonic missiles：AIAA E－education series［M］.AIAA，1990.

［2］Schmisseur J D，Datta V.Gaitonde numerical investigation of new topologies in strong crossing shock－wave／Turbulent boundary layer interactions，AIAA 2000－0931［R］.AIAA，2000.

［3］Hamed A.Flow Separation in shock wave－boundary layer interactions at hypersonic speeds，NASA CR 4274［R］.NASA，1990.

［4］Hamed A，Shang J.Survey and assessment of the validation date for shock wave boundary layer interaction in supersonic inlets AIAA 1989－2939［R］.AIAA，1989.

［5］劉曉偉，何國強，秦飛.寬馬赫數固沖二元進氣道設計與研究［J］.宇航學報，2008，29（5）：1577－1582.

［6］C D Herrmann，W W Koschel.Experimental investigation of the internal compression inside a hypersonic intake，AIAA 2002－4130［R］.AIAA，2002.

［7］Kaname Kawatsu，Shunsuke Koik.Pseudo－shock wave produced by backpressure in straight and diverging rectangular ducts，AIAA 2005－3285［R］.AIAA，2005.