密切曲面內錐乘波前體進氣道設計和試驗研究

賀旭照，周 正，毛鵬飛，樂嘉陵

（1.中國空氣動力研究與發展中心高超聲速沖壓發動機技術重點實驗室，四川綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發展中心吸氣式高超聲速技術研究中心，四川綿陽 621000）

0 引 言

乘波體具有升阻比高的優點，適合作為吸氣式高超聲速飛行器的機體。乘波體要在吸氣式高超聲速技術中獲得應用，必須解決同進氣道、尾噴管及推進流道的一體化問題。針對乘波體和進氣道一體化問題，學術界進行了深入的討論和分析［1－2］，認為需解決乘波體與進氣道一體化設計、乘波體進氣道位置匹配、流量捕獲提升、與燃燒室匹配等技術問題［1］。

在工程實踐中，多類飛行器都采用或部分采用了乘波前體進氣道的一體化思路，但一體化設計方法尚未公開。從文獻外形圖片上判斷［3－5］，這些飛行器的乘波前體進氣道一體化過程中不同程度地采用了幾何修型和幾何漸變技術，以達到乘波體和進氣道的匹配。采用幾何修型和漸變技術的不足之處在于設計憑借經驗，乘波體和進氣道的匹配不完全符合氣動原理，在幾何融合后，乘波體和進氣道的性能將受到明顯影響，性能會低于原有單獨設計指標，且進氣道出口流動參數偏離設計值及產生明顯畸變，不利于進氣道和燃燒室的匹配。

本文給出了一種基于密切軸對稱和流線追蹤理論的密切內錐乘波前體進氣道（OICWI）一體化設計方法。通過對設計的密切內錐乘波前體進氣道的理論設計和數值模擬結果的對比驗證，確認了設計方法的正確性，給出了這種一體化前體進氣道粘性狀態和非設計狀態上的氣動性能評估結果，并完成了該一體化乘波前體進氣道理論設計構型Ma數5～7的風洞試驗驗證研究。

1 基準內錐流場設計及分析

基準內錐流場是通過特征線方法設計獲得的［6－7］，流場結構示意圖如圖1所示?；鶞蕛儒F流場包含以下幾個部分：（1）直線激波壓縮區域E′HB，此區域是由部分ICFA（Internal Conical Flow A）流場型面產生的［6，8］，用于生成具有直線基本形狀的內錐乘波體。（2）外壓縮區域HIB，HI段由與E′H型面相切的三次曲線構成，通過調整HI型線來調整內外壓縮比。（3）激波反射區域IBJ，此區域由入射激波反射到一定半徑的內錐中心體后產生，反射激波BI與HI型線相交于I點。（4）消波控制區域IJFG，此區域通過在IF型線上給定錐面型線及對應馬赫數分布，基于流量匹配消波設計原理，獲得消除壁面激波反射的中心體型線JG。

圖2為采用上述方法設計的一個基準內錐流場的馬赫數等值線圖。設計來流馬赫數6，初始激波角為17°，內錐中心體半徑Rc＝0.55Rs（Rs為內錐前緣半徑），給定基準內錐出口馬赫數Maout＝3.8。

圖1 基準內錐流場結構Fig.1 Basic inward turning cone flow field structure

圖2 用特征線法設計的基準內錐Ma等值線Fig.2 Inward turning cone Mach number contour by MOC design

2 一體化密切內錐乘波前體進氣道設計

一體化密切內錐乘波前體進氣道（OICWI）設計是在密切內錐（OIC）［6］設計方法基礎上，將OIC方法及流線追蹤技術應用到乘波體和進氣道的一體化設計中［10］。在前體進氣道唇口截面上的設計示意如圖3所示，首先定義下凹的前體進氣道唇口激波型線ICC，ICC曲線采用（1）式的超橢圓型線定義。L為確定ICC曲線寬度和高度的方法因子，本次設計φ＝3、n＝2、θ＝0.8，ICC曲線寬度為300mm。

前體進氣道前緣型線FCT采用平直段＋二次曲線形式構成，二次曲線和平直段光滑銜接。

沿著ICC曲線，生成ICC曲線的曲率中心，例如在ICC曲線的B點處，生成對應的曲率中心A。ICC曲線上的某點（B點）和自身的曲率中心（A點）就形成了密切面，在密切面內，A點對應基準內錐的對稱軸，B點對應初始激波與中心體的交匯點，D點對應前體進氣道前緣FCT曲線與初始激波的水平交匯點。

如圖4所示，在密切面AB內，一體化乘波前體進氣道的上表面和進氣道下壓縮面通過如下方法獲得：在AB密切面上，找到對應的乘波前體前緣點D，D點與直線初始激波EB水平相交，沿著交點向后在基準內錐流場內進行流線追蹤，就獲得了一體化乘波前體進氣道的上壓縮面；唇口之后的進氣道下壓縮面由對應的中心體型線獲得（在無粘設計中中心體型線實際上也是一條無粘流線）。在實際設計中，僅選擇ICC曲線的一部分（BB′段）作為進氣道捕獲段，對應的進氣道唇口捕獲面為BB′CC′。進氣道的側面由對應的密切面構成，在圖5中的投影即為BC和B′C′。圖5為采用上述方法設計的一體化密切內錐乘波前體進氣道（OICWI）。一體化乘波前體進氣道寬0.3m，乘波前體長0.33m，總長0.68m，流道捕獲寬度0.14m。進氣道在0°迎角時的總收縮比為4.47，進氣道內收縮比為1.85。

圖3 唇口截面上的密切方法示意圖Fig.3 Osculating methods sketch map in the OICWI cowl lip plane

圖4 在密切面AB內的流線追蹤方法Fig.4 OICWI streamline tracing methods in the osculating plane AB

圖5 密切曲面內錐乘波前體進氣道三維視圖Fig.5 3Dview map of the designed OICWI

3 一體化密切內錐乘波前體進氣道性能數值分析

對一體化密切內錐乘波前體進氣道在設計狀態下的無粘和粘性性能進行了數值模擬，同理論設計結果進行了對比。數值模擬采用CFD軟件AHL3D［11］進行，無粘通量采用3階MUSCL差值的AUSMPW＋格式，湍流模型采用k－w TNT兩方程模型，采用壁面函數修正技術［9，12－13］，計算網格總數約200萬。

圖6為前體進氣道對稱面上的無粘馬赫數和壓力等值線云圖，從圖中可看出，流場結構和基準內錐流場完全一致，前體入射激波相交于進氣道唇口，唇口的反射激波符合消波設計，沒有在隔離段內產生激波反射。圖7為前體進氣道對稱面上的粘性數值模擬馬赫數和壓力等值線云圖，從圖中可看出，由于粘性的存在，進氣道在內通道出現了一定強度的激波反射。圖8為粘性和無粘模擬結果在前體進氣道唇口截面上的馬赫數云圖，從圖中可看出，進氣道唇口與無粘計算的前體激波完全貼合，表明在理論設計狀態此類前體進氣道可以完全捕獲前體壓縮空氣；在粘性狀態下，由于粘性邊界層的排擠作用，進氣道唇口包含在前體產生的激波面內，從流量系數上看，設計狀態下無粘流量系數為1，粘性流量系數為0.967。圖9為進氣道隔離段出口截面上粘性和無粘數值模擬結果的馬赫數和壓力等值線分布圖，在進氣道出口截面上無粘計算的馬赫數和壓力參數分布均勻，質量加權馬赫數為3.8，質量加權壓升為10.3，和理論設計結果完全一致；粘性計算的結果核心流區域的馬赫數和壓力分布也比較均勻，質量加權壓升值為14.28，質量加權馬赫數為3.18。

圖6 OICWI對稱面無粘Ma和壓力云圖Fig.6 Inviscid Mach number and pressure contour in OICWI’s symmetry plane

圖7 OICWI對稱面粘性Ma和壓力云圖Fig.7 Viscous Mach number and pressure contour in OICWI’s symmetry plane

圖8 進氣道唇口截面粘性和無粘Ma數等值線比較Fig.8 Viscous and inviscid Mach number contour comparison in inlet cowl lip plane

圖9 進氣道隔離段出口粘性和無粘Ma和壓力分布對比Fig.9 Viscous and inviscid Mach number and Pressure comparison in isolate exit plane

表1給出了一體化前體進氣道出口馬赫數、總壓恢復、壓升系數、流量捕獲等的理論設計、無粘模擬和粘性模擬結果的對比參數。可以看出，無粘計算和理論設計結果是完全吻合的，從前體進氣道的流場結構看，無粘流場結構也和理論設計完全吻合，這兩點說明密切曲面內錐乘波前體進氣道的設計方法是正確的。

表1 OICWI設計條件理論、無粘、粘性計算結果對比Table 1 Comparison of theory，invicsid and viscousresults of OICWI at design condition

表2給出了來流馬赫數4、5和6粘性湍流條件下數值模擬獲得的進氣道隔離段出口參數，流量系數是按照0°迎角理論捕獲面積對應捕獲流量換算的，一體化前體進氣道在馬赫數6和4，0°迎角條件下的流量系數分別可以達到0.97和0.75。

表2 OICWI非設計條件粘性結果Table 2 Viscous results of OICWI at off design condition

4 一體化密切內錐乘波前體進氣道試驗研究

風洞試驗是在中國空氣動力研究與發展中心Φ0.5m高超聲速風洞中開展的，試驗段尺寸：Φ0.5m，Ma范圍：4.9～11.7，控制精度：±0.005，可模擬高度：20～48km大氣條件。采用PSI9016－9116型號壓力測量系統測量進氣道內壁面沿程靜壓，滿量程精度為0.05%FS（滿量程的0.05%）。采用紋影結合高速CCD采集方法進行流場顯示，設置高速CCD分辨率為896×704，幀頻為125fps。

為了便于流場觀察及提升進氣道自啟動性能［14－15］，增加了進氣道內收縮段的溢流斜豁口，前體進氣道的前緣唇口鈍度為1mm。開展了進氣道自啟動性能數值評估。圖10給出了來流馬赫數5和106倍反壓條件下，進氣道不啟動狀態流場對稱面馬赫數云圖和反壓消除后進氣道恢復啟動后對稱面馬赫數云圖。

圖10 乘波前體進氣道在106倍反壓下不啟動和反壓撤除后恢復啟動狀態對比Fig.10 The comparison of unstart in 106times back pressure and restart when back pressure released for OICWI

圖11為一體化乘波前體進氣道在馬赫數4.95、總壓p0＝0.74MPa、總溫T0＝363K條件下，迎角4°～－2°時的流場紋影圖。圖12為一體化乘波前體進氣道在馬赫數5.96、p0＝1.44MPa、T0＝475K條件下，迎角4°～－2°時的流場紋影圖。圖13為一體化乘波前體進氣道在馬赫數6.97、p0＝3.02MPa、T0＝602K條件下，迎角4°～－2°時的流場紋影圖。從試驗獲得的紋影照片來看，一體化乘波前體進氣道在馬赫數5～7，迎角4°～－2°都能順利實現啟動，前體進氣道流場中包含2個主要波系，第一道為乘波前體壓縮激波，第二道為唇口反射激波，這兩道激波都呈現明顯三維特征。在馬赫數5～7非設計狀態范圍內，頭部激波距離進氣道唇口的位置都非常近，表明非設計狀態下的溢流較小，表明此型進氣道具有較好流量捕獲特性。

針對試驗馬赫數5.96、總壓p0＝1.44MPa、總溫T0＝475K、0°迎角狀態，開展了計算試驗的對比研究。圖14為馬赫數5.96、0°迎角，進氣道機體壓縮面計算和試驗壓力分布比較，圖15為馬赫數5.96、0°迎角，進氣道唇口壓縮面計算和試驗壓力分布比較。從計算試驗的對比結果看，計算試驗的壓力分布一致，進氣道機體面壓力在乘波前體部分經過頭激波壓縮后逐漸上升，進氣道上下表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。

圖11 一體化乘波前體進氣道在馬赫數4.95，p0＝0.74MPa，T0＝363K條件下，迎角4°～－2°時的流場紋影圖Fig.11 Shadow graph map for OICWI at Ma4.95，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 0.74MPa，total temperature 363K

圖12 一體化乘波前體進氣道在馬赫數5.96，p0＝1.44MPa，T0＝475K條件下，迎角4°～－2°時的流場紋影圖Fig.12 Shadow graph map for OICWI at Ma5.96，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 1.44MPa，total temperature 475K

圖13 一體化乘波前體進氣道在馬赫數6.97，p0＝3.02MPa，T0＝602K條件下，迎角4°～－2°時的流場紋影圖Fig.13 Shadow graph map for OICWI at Ma6.97，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 3.02MPa，total temperature 602K

圖14 馬赫數5.96，0°迎角，進氣道機體壓縮面計算和試驗壓力分布比較Fig.14 The experiment and computation pressure comparison in inlet body side at Ma5.96，AOA＝0°

圖15 馬赫數5.96，0°迎角，進氣道唇口壓縮面計算和試驗壓力分布比較Fig.15 The experiment and computation pressure comparison in inlet cowl side at Ma5.96，AOA＝0°

5 結 論

給出了密切曲面內錐乘波前體進氣道（OICWI）的一體化設計方法，對其性能進行了計算分析，并完成了該進氣道的風洞試驗及計算對比研究。結果表明，密切曲面內錐乘波前體進氣道具有以下特點：

（1）前體進氣道設計采用流線追蹤和密切內錐技術一體化成型，設計符合氣動原理；

（2）對前體進氣道的形狀、內收縮比及出口參數的控制調節可以通過調整唇口激波型線（ICC）、前緣型線（FCT）及基準內錐流場實現，設計靈活方便；

（3）理論設計結果和設計狀態無粘數值模擬結果吻合一致，驗證了密切曲面內錐乘波前體進氣道一體化設計方法是正確的；

（4）數值模擬結果表明，前體進氣道具有較高的總壓恢復、較好出口流場均勻度及較高的流量捕獲率，三維狀態下的溢流小；

（5）試驗研究表明該型進氣道在Ma5～7條件下順利啟動，獲得了該型前體進氣道的基本流場結構，試驗和計算壓力分布吻合較好。

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