馬赫數可控的方轉圓高超聲速內收縮進氣道試驗研究

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 2100162.中國航天科技集團公司 西安航天動力研究所， 西安 7101003.中國航天科技集團公司 西安航天動力技術研究所， 西安 710025

馬赫數可控的方轉圓高超聲速內收縮進氣道試驗研究

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 2100162.中國航天科技集團公司 西安航天動力研究所， 西安 7101003.中國航天科技集團公司 西安航天動力技術研究所， 西安 710025

基于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，設計了方轉圓內收縮進氣道，并對其進行自由射流試驗和數值仿真，獲得該類進氣道設計點的工作特性。試驗結果表明：進氣道頂板壓力分布具有反正切曲線特征，總體性能優良且出口渦流區較小，上述設計方法可行有效。設計點時出口總壓恢復系數達到0.561，增壓比為26.2，臨界反壓約為135 倍來流靜壓，對應的總壓恢復系數為0.210。當帶4°攻角時，進氣道出口增壓比增加49.6%的同時總壓恢復系數降低了17.5%。

內收縮進氣道； 基準流場； 馬赫數分布規律； 風洞試驗； 截面漸變

高超聲速進氣道作為吸氣式發動機的關鍵部件，對整個推進系統的性能至關重要。近年來，一種有別于傳統的高超聲速進氣道——內收縮進氣道越來越引起研究人員的重視，此類進氣道具有捕獲流量高、壓縮效率較高、浸潤面積小、非設計點性能優及適應性廣等優點，加之其設計過程具有一定的逆向性，避免了傳統進氣道正向設計的盲目性[1-6]。正是基于這種優勢，它將成為進氣道未來發展的必然趨勢并可能引起高超聲速飛行器總體方案的革新[7-8]。

對腹部進氣的高超聲速飛行器，從機體與推進系統一體化設計出發，進氣道通常采用矩形進口，這不但可以使得經過前體壓縮的來流均勻，而且也便于模塊化安裝。橢圓/圓形燃燒室在結構重量、浸潤面積、熱防護、減阻及角區流動控制方面要明顯優于矩形燃燒室[9]，因而各國學者對矩形進口轉橢圓/圓出口的內收縮進氣道設計方法進行了大量研究。Smart[10]基于倒置等熵噴管基準流場，采用截面漸變函數光滑處理得到類矩形轉橢圓進氣道型面，并進行了風洞試驗。Taylor和Vanwie[11]采用截短的Busemann流場，通過截面漸變函數實現矩形進口到圓形出口的光滑過渡。Gollan和Ferlemann[12]采用參數化的方法進行矩形轉橢圓進氣道設計，只需對型面進行參數修改便可以設計出新的進氣道直至符合要求。Sabean和Lewis[13]以期望的出口均勻度為目標用優化的方法進行了矩形到圓的內通道設計。尤延鋮等[14]采用三次曲線基準流場，結合流追蹤技術和吻切軸對稱理論設計了方轉橢圓內乘波式進氣道并進行高焓風洞試驗。肖雅彬等[15]發展了一種等收縮比的變截面進氣道設計方法，其基準流場是樣條曲線。南向軍等[16]基于壓力可控的基準流場，設計了矩形轉圓內收縮進氣道并進行了風洞試驗。

從內收縮進氣道的設計流程可以看出，截面漸變的進氣道性能也直接由基準流場決定，提高進氣道總體性能必須由基準流場入手。目前研究的軸對稱基準流場[9-18]大多是典型的“兩波三區”結構，較強的前緣激波不但會造成設計的進氣道壓縮效率降低，而且較強的唇口反射激波也容易引起不起動。因此，文獻[19]將這道前緣激波分解為一道較弱的彎曲激波和部分等熵壓縮波，提出了一種新型的“四波四區”結構基準流場，可以獲得更高的壓縮效率。本文在以上研究基礎上，進一步采用彌散反射激波中心體來減弱反射激波強度，設計了馬赫數分布可控的彌散反射激波中心體基準流場。然后，基于該基準流場，結合截面漸變技術設計了方進口轉圓形出口內收縮進氣道。通過風洞試驗來驗證上述馬赫數分布可控基準流場和變截面內收縮進氣道設計方法的可行性，獲得此類進氣道在設計點時的通流狀態、反壓狀態的工作特性及總體性能。

1 彌散反射激波中心體基準流場設計

首先按照文獻[19]設計等直中心體的“四波四區”基準流場，型面設計馬赫數Mai=6.0，進口半徑Ri=0.25，中心體半徑Rc/Ri=0.1，前緣壓縮角δ=3.8°，壓縮面采用反正切馬赫數分布規律進行反設計。通過調整參數使其初始段之后產生的等熵壓縮波盡可能在中心體處靠近前緣入射激波，這樣可以在提高壓縮效率的同時縮短基準流場的長度。適當的減小系數b可以進一步降低基準流場的內收縮比。

為了進一步提高進氣道寬馬赫數范圍尤其是設計點的性能，文獻[20]表明在基準流場中使用彌散反射激波的“下凹圓弧”中心體是一種可行的方法。因此，在上述等直中心體“四波四區”基準流場基礎上，本文也通過改變中心體母線來彌散反射激波。中心體母線起始點切線保持與該處氣流方向一致以實現消波，結尾段母線盡可能保持與水平方向相切以使出口氣流轉為水平。當然，該中心體母線也可以由給定的參數分布規律進行反設計，設計方法與壓縮面反設計方法相同。最終選取了綜合性能較優的基準流場總收縮比Rct為7.72，內收縮比Rci為2.13，長度L/Ri=4.96。

圖1給出了設計點的流場結構，R為徑向坐標。該流場是典型的“四波四區”結構，前緣激波打在中心體起始點，并產生了很弱的反射激波。初始段之后的壓縮面發出的等熵壓縮波未與前緣激波相交但有所匯聚，其反射激波也很弱，兩道反射激波間壓縮區很小。該基準流場壓縮效率較高，在增壓比p/p0為24.7時，出口總壓恢復系數σ高達0.952，此時出口馬赫數Mae為3.41。相對等直中心體基準流場，設計點在增壓比近似相等時，出口總壓恢復系數提高了5.1%。上述研究表明，通過彌散反射激波進一步提高了基準流場的壓縮效率，但是這種“下凹圓弧”中心體會造成進氣道外阻有所增加，需要綜合考慮。

圖1 設計點時基準流場的流場結構Fig.1 Basic flowfield structure at design point

2 方轉圓內收縮進氣道試驗模型設計

基于上節的基準流場，結合流線追蹤與截面漸變技術，設計出方轉圓內收縮進氣道。為了進一步保證縮比后的方轉圓進氣道在Ma=5.0時可以自起動，按照此時唇口封閉處的橫截面平均馬赫數來設定內收縮比，后切部分唇口使內收縮比略大于Kantrowitz起動限制，取為1.40，對應的總收縮比降為5.78，等直隔離段長度取7倍的喉道直徑。具體的風洞試驗模型見圖2，由方轉圓進氣道、圓形等直隔離段、測量段和支撐底板等部件構成。方轉圓進氣道捕獲面積為0.014 6 m2，喉道直徑為56.7 mm，總長為1 141 mm。

3 試驗設備和研究手段

試驗在南航?500 mm 高超聲速風洞(NHW)中進行，NHW風洞是一座高壓下吹-真空抽吸暫沖式高超聲速風洞，它主要包括高壓氣源系統、高壓閥門、金屬板蓄熱式加熱器、熱閥、穩定段、噴管、試驗段、擴壓器、真空系統、電氣控制系統、數據采集處理系統、簡易攻角支撐機構、?300 mm 彩色紋影系統和計算機視頻數字攝錄采集系統等。NHW風洞有4套軸對稱噴管，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。本次試驗來流馬赫數Ma=6.0，來流總壓為0.76 MPa,來流總溫為490 K。圖3給出了試驗模型在風洞中的安裝照片。

圖2 方轉圓進氣道風洞試驗模型 Fig.2 Inlet wind tunnel test model for the inlet with rectangular-to-circular shape transition

圖3 安裝在風洞中的進氣道模型Fig.3 Inlet model in the wind tunnel

試驗過程中需要采集進氣道的沿程靜壓分布、出口截面的靜壓和皮托壓，同時輔以數值仿真結果對流場進行分析，總體性能參數通過換算按照流量加權平均獲得。壓力測量設備為美國Pressure System Inc.(PSI)公司的電子壓力掃描閥和動態壓力傳感器。首先，進氣道和隔離段內沿程靜壓測點共54個，頂板在唇口封閉點前后靜壓測點較密以便于監測進氣道是否起動以及是否達到臨界反壓。其次，在隔離段出口截面采用“米”字皮托耙共33個總壓測點，每排耙沿徑向布4個測點，按照等環面法布置，中間置1個點作為參考數據，與8排皮托耙相對應在隔離段出口壁面沿周向布置8個靜壓測點。最后，選取一個PSI測點測量來流總壓，采用步進電機調節堵錐來施加出口反壓。通過靜壓測點數據獲得沿程的靜壓分布并監測通道內的波系結構，采用Φ300 mm 的紋影系統來觀察進氣道外壓段的波系結構。數值仿真采用Fluent軟件，湍流模型為Re-Normalization Group(RNG)k-ε模型，近壁采用標準壁面函數法，加密壁面附近的網格，網格總數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。

4 試驗結果分析

4.1 Ma=6.0,AOA=0° 時進氣道的通流特性

在設計點(Ma=6.0，攻角AOA=0°)對進氣道進行風洞試驗，此時無反壓即通流狀態。圖4給出頂板、唇口板和側板上的沿程靜壓分布，縱坐標采用來流靜壓無因次化，Test表示試驗結果，CFD表示數值仿真結果。數值仿真結果與風洞試驗吻合較好，尤其是頂板外壓縮面的壓力分布呈典型的反正切曲線，壓力梯度先增加后減小，這是基準流場采用反正切馬赫數分布規律的結果。雖然設計進氣道時使用了截面漸變技術，但是壓縮面仍然可以保持著相同的分布規律。由于入射激波的反射激波、唇口激波以及肩部膨脹波的反射與相交，進入隔離段后，頂板、唇口板和側板的靜壓都出現了大幅的波動且頂板和唇口板的波峰/波谷相互交錯，側板上靜壓變化幅度最小。

從圖4(a)可以看出，數值計算的前緣激波的反射激波打在頂板的位置更加靠前，在x=0.7 m處存在較大的壓力階躍，隨后在肩部經過唇口激波及其反射激波，壓力進一步上升，但是肩部的分離包以及之后的膨脹型面使其壓力有所下降，隔離段內波系反射復雜。試驗結果表明，前緣激波的反射激波打在肩部附近且唇口激波更加靠后，因此頂板的靜壓在肩部附近開始明顯階躍，之后經過肩部后的膨脹型面壓力下降。由于此時肩部附近幾乎不存在分離包，不會產生額外的誘導波系，如誘導斜激波和膨脹波，因此隔離段內反射波系結構更加簡潔。以上研究表明，雖然數值仿真方法可以較準確地模擬出進氣道流場的主要特征，但是對分離的預測以及附面層的發展高于試驗，進而造成隔離段內靜壓分布存在一定差別。

圖4 Ma=6.0,AOA=0° 時頂板、唇口板與側板的沿程靜壓分布Fig.4 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall for Ma=6.0, AOA=0°

圖5給出了進氣道的紋影照片，氣流從左向右流動，外部的激波系中第1道明顯的激波是由唇口板的前部前緣產生，后面1道較弱的激波由后部的唇口板前緣產生。由于進氣道長度和結構的限制，前緣入射激波被側板擋住且唇口封閉處在紋影窗之后，因此無法觀測到該激波。

圖5 Ma=6.0,AOA=0° 時進氣道的紋影圖Fig.5 Schlieren photograph of inlet for Ma=6.0, AOA=0°

從圖6可以看出，試驗測得的出口截面馬赫數分布左右基本對稱，與數值仿真的分布趨勢大體一致，上部存在高速主流區，下部存在對渦區，主流區的平均馬赫數在3.3左右，低速區馬赫數對應也較好。風洞試驗的主流區更大一些，約占出口截面的三分之二，數值仿真的主流區約占二分之一。這與數值仿真的附面層偏厚以及發生小分離有關，進而造成對渦在隔離段內發展更快，出口渦流區更大。

表1給出了設計點時進氣道的總體性能，試驗測得的出口總壓恢復系數達到0.561，對于總收縮比5.78的進氣道而言，總體性能較高。此外，數值仿真的出口馬赫數和增壓比與試驗吻合較好，但試驗測得的總壓恢復系數相對提高了3.1%，這是因為試驗測得的出口主流區更大。試驗測量的流量系數為1.092，大于1.0，說明在出口不均勻的超聲速區利用有限測點的皮托耙測量流量效果不佳，根據流量測量的經驗，在出口后接上流量筒將測量截面馬赫數控制在亞聲速且較均勻進行測量比較準確。總體而言，雖然試驗結果略優于數值仿真結果，但是數值仿真結果也基本反映了進氣道的實際性能，可以用來進行輔助分析。

圖6 Ma=6.0,AOA=0° 時出口的馬赫數分布及流線Fig.6 Mach number distributions and streamlines of exit plane for Ma=6.0, AOA=0°

表1Ma=6.0,AOA=0°時進氣道出口截面的總體性能參數

Table1GeneralperformanceofexitplaneforMa=6.0,AOA=0°

Itemφσp/p0MaeTest1．0920．56126．22．79CFD0．9470．54425．12．73

4.2 Ma=6.0，AOA=0° 時進氣道的反壓特性

試驗過程中利用尾部節流堵錐模擬了燃燒室反壓，圖7給出了不同反壓下頂板、唇口板和側板的沿程靜壓分布，可以看出，隨著出口反壓不斷增加，進氣道內通道靜壓擾動起始位置不斷前移。當出口反壓為135倍來流靜壓時，擾動點基本接近喉道截面，此時對應為臨界反壓。若進一步增加反壓，進氣道進入不起動狀態，進氣道表現為周期性的“喘振”，圖8給出了某一瞬時的紋影照片，外壓段的激波系出現了大幅振蕩(方框區域)，而其他波系結構與起動時的流場相同(圖5)。隨著出口反壓增加，對于受擾動區域的靜壓，在頂板上不斷升高，唇口板上出現了上下波動，側板介于二者之間，而且頂板的壓力升高起始點大于唇口板和側板。參考數值仿真結果(圖9)進行分析：隨著出口反壓升高，在隔離段內產生平衡此反壓的分叉激波或者激波串，超聲速氣流經過這些激波系，在與亞聲速氣流的摻混過程中不斷地減速增壓，直至亞聲速流占據大部分管道。由于頂板附面層更厚，一方面是外壓縮面的發展，另一方面是橫向壓差使其唇口側的低能附面層氣流向頂板下洗堆積，因此附面層聲速線高，頂板上激波壓升前傳的距離更遠，附面層抬升更高，由此形成的誘導激波使其壓升起始點前移，而該激波造成的壓升和激波后膨脹波-壓縮波的加速減壓在附面層內彌散，更多的是一種亞聲速擴壓過程，因此靜壓不斷上升。唇口板的附面層較薄，激波波根距離壓縮面較近，激波串內劇烈的靜壓波動可以輕易滲透附面層而作用在壓縮面上，靜壓出現了明顯的波動。另外，從圖9可以看出，頂板的誘導激波可以使其唇口側附面層分離，這樣會出現壓力突升而后膨脹下降的情況，見圖7(b)。

圖7 Ma=6.0,AOA=0° 時不同反壓下頂板、唇口板和側板的沿程靜壓分布Fig.7 Static pressure distributions with different back pressure on top wall, cow wall and side wall for Ma=6.0, AOA=0°

圖8 喘振時進氣道瞬時的紋影照片Fig.8 Instantaneous schlieren photograph of surge

圖9 Ma=6.0,AOA=0° 時80倍反壓下對稱面的流場結構(CFD)Fig.9 Mach number distribution on symmetric plane with 80 times of the free stream pressure for Ma=6.0, AOA=0°(CFD)

總體來看，受外壓段影響，進氣道頂板的附面層較厚，反壓前傳距離更遠并引發大面積分離直至進氣道不起動，它是耐反壓的關鍵，因此在考慮提高進氣道抗反壓能力時可以從減小頂板附面層厚度入手。

圖10給出了臨界和不起動狀態時出口截面的馬赫數分布，臨界狀態時高速主流區仍然位于上部且為超聲速區，下部為亞聲速區，出口平均馬赫數為1.12。當反壓繼續增加使進氣道不起動時，出口截面大部分為亞聲速區，但是局部為低超聲速，出口平均馬赫數為0.86。這說明在高反壓時，進氣道內通道的流態涉及復雜的超聲速增壓和亞聲速擴壓過程。

進氣道出口的總壓恢復系數和馬赫數隨反壓的變化規律如圖11所示，隨著出口反壓增加，出口馬赫數和總壓恢復系數近似線性下降。當在臨界狀態時，出口流量平均馬赫數為1.12，總壓恢復系數為0.210，可承受135倍的來流靜壓(表2)。當進一步增加反壓，使其總壓恢復系數和出口馬赫數都降低，出口平均馬赫數降為 0.86，進氣道處于不起動時的“喘振”狀態，表2給出了某一喘振時刻的性能參數。

圖10 Ma=6.0,AOA=0° 時臨界和不起動狀態時出口的馬赫數分布Fig.10 Mach number distribution at exit plane on critical and unstart condition for Ma=6.0, AOA=0°

圖11 Ma=6.0,AOA=0° 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 at exit plane for Ma=6.0, AOA=0°

表2Ma=6.0,AOA=0°時典型反壓下進氣道出口截面的總體性能參數

Table2GeneralperformanceofexitplanewithtypicalbackpressureforMa=6.0,AOA=0°

Conditionσp/p0MaeCriticalcondition0．2101351．12Unstartcondition0．1621460．86

4.3 Ma=6.0,AOA=4° 攻角時進氣道的通流特性

為了研究方轉圓進氣道的攻角特性，選取4° 攻角進行試驗，圖12給出了通流條件下頂板、唇口板和側板上的沿程靜壓分布。數值仿真結果與風洞試驗吻合良好而且壓力突升點位置也吻合較好，這表明數值仿真的流場結構與試驗結果基本相同。由于攻角的存在，使其前緣壓縮角增加，整個型面相對變陡，所以壓縮面沿程靜壓增大，頂板外壓縮面的壓力分布仍然呈典型的反正切曲線。攻角的存在使其前緣激波的反射激波變弱且在頂板的入射點更加靠后，唇口激波打在肩點附近，與肩點后膨脹波的作用，強度較弱，隔離段內反射波系間距較大且清晰，試驗測得兩個明顯的壓力波峰。另外，進氣道對稱面的低速區相對0°攻角時顯著減小。上述結果說明，數值仿真對于簡單波系的流場效果較好，如果涉及到激波附面層相干造成的復雜波系，數值仿真精度有所降低，這也是當前數值模擬重點解決的問題。

圖12 Ma=6.0，AOA=4° 時頂板、唇口板和側板的沿程靜壓分布Fig.12 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall for Ma=6.0, AOA=4°

圖13給出了進氣道的風洞紋影照片，與圖5的波系結構類似，只是外部存在一道明顯的唇口板前緣激波，是典型的起動流場結構。

圖13 Ma=6.0，AOA=4°時進氣道紋影照片 Fig.13 Schlieren photograph of inlet for Ma=6.0, AOA=4°

圖14給出了出口截面馬赫數分布，數值仿真表明存在兩對對渦，上部存在一對較大的對渦，但是二者并未在對稱面相遇；下部存在一對較小的對渦且二者在對稱面相遇。試驗結果表明，上部和下部都存在一對對渦，但是對渦較小且上部對渦相遇。數值仿真和風洞試驗的主流區平均馬赫數近似在3.0左右，主要差別在于上部渦流區位置的預測，與0°攻角相比(圖7(a))，攻角造成了上部產生了較大渦流區但下部的渦流區也相應減小。

圖14 Ma=6.0，AOA=4°時出口的馬赫數分布及流線Fig.14 Mach number distributions and streamlines of the exit plane for Ma=6.0, AOA=4°

表3給出了進氣道4°攻角時的總體性能，數值仿真的出口馬赫數和總壓恢復系數與試驗吻合較好，流量系數的差別仍然較大。試驗測得的增壓比更高，一方面是進氣道出口流場復雜，靜壓分布不均，試驗采用線性插值處理會造成一定誤差；另一方面是試驗測得的出口渦流區較小。總體而言，試驗結果略優于數值仿真，增壓比在39.2時總壓恢復系數達到0.463。與0°攻角時試驗結果相比，增壓比增加了13，同時總壓恢復下降了17.5%。

表3Ma=6.0，AOA=4°時進氣道出口截面的總體性能參數

Table3GeneralperformanceoftheexitplaneforMa=6.0，AOA=4°

Itemφσp/p0MaeTest1．3820．46339．22．49CFD1．2050．45833．62．53

5 結 論

1) 具有彌散反射激波中心體的“四波四區”基準流場通過減弱前緣入射激波和反射激波強度進一步提高了壓縮效率，設計點Ma=6.0時出口總壓恢復系數相對等直中心體基準流場增加了5.1%，達到了0.952。

2) 該進氣道可以較好地保持基準流場的波系特征，頂板外壓段的壓力分布均具有反正切曲線特征，總體性能良好且出口渦流區較小，表明上述設計方法可行有效。設計點時出口總壓恢復系數達到0.561，出口馬赫數為2.79，增壓比為26.2。臨界反壓約為135倍來流靜壓，此時出口總壓恢復系數降至0.210。

3) 隨著出口反壓的增加，進氣道出口平均馬赫數和總壓恢復系數近似線性下降，出口截面的上部都存在一個高速區。頂板的壓力升高起始點大于唇口板和側板，是耐反壓的關鍵。

4) 當帶4° 攻角時，相對設計點0° 攻角，進氣道的增壓比增至39.2，同時總壓恢復系數下降為0.463，出口截面上部產生了較大渦流區但下部的渦流區也相應減小。

5) 數值仿真較好地模擬了進氣道流場的主要特征，頂板、唇口板和側板的沿程靜壓分布和出口馬赫數分布與試驗結果基本吻合，驗證了數值方法的可靠性。

[1] HEISER W H, PRATT D T. Hypersonic airbreathing propulsion [M].Reston: AIAA Inc., 1994.

[2] YOU Y C. An overview of the advantages and concerns of hypersonic inward turning inlets: AIAA-2011-2269 [R]. Reston: AIAA, 2011.

[3] BILLIG F S, KOTHARI A. Streamline tracing: technique for designing hypersonic vehicles [J]. Journal of Propulsion and Power, 2000, 16(3):465-471.

[4] 李永洲， 張堃元， 朱偉， 等. 雙彎曲入射激波的可控中心體內收縮基準流場設計[J]. 航空動力學報, 2015, 30(3): 563-570.

LI Y Z, ZHANG K Y, ZHU W, et al. Design for inward turning basic flowfield with controlled center body and two incident curved shock waves[J]. Journal of Aerospace Power, 2015, 30(3): 563-570 (in Chinese).

[5] 張堃元. 基于彎曲激波壓縮系統的高超聲速進氣道反設計研究進展[J], 航空學報, 2015, 36(1): 274-288.

ZHANG K Y. Research progress on hypersonic inlet reverse design based on curved shock compression system[J]. Acta Aeronautica et Astronamtica Sinica, 2015, 36(1): 274-288 (in Chinese).

[6] 王驥飛， 蔡晉生， 段焰輝. 高超聲速內收縮進氣道分步優化設計方法[J]. 航空學報, 2015, 36(12): 3759-3773.

WANG J F, CAI J S, DUAN Y H. Multistage optimization design method of hypersonic inward turning inlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(12): 3759-3773 (in Chinese).

[7] BULMAN M J, SIEBENHAAR A. The rebirth of round hypersonic propulsion: AIAA-2011-2269[R]. Reston: AIAA, 2006.

[8] BILLIG F S, JACOBSEN L S. Comparison of planar and axisymmetric flow paths for hydrogen fueled space access vehicle: AIAA-2003-4407[R]. Reston: AIAA, 2003.

[9] SMART M K. Design of three-dimensional hypersonic inlets with rectangular-to-elliptical shape transition[J]. AIAA Journal of Power and Propulsion, 1999, 15(3): 408-416.

[10] SMART M K. Experimental testing of a hypersonic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition: AIAA-1999-0085[R]. Reston: AIAA, 1999.

[11] TAYLOR T, VANWIE D. Performance analysis of hypersonic shape-changing inlets derived from morphing streamline traced flowpaths: AIAA-2008-2635[R]. Reston: AIAA, 2008.

[12] GOLLAN R J, FERLEMANN P G. Investigation of REST-class hypersonic inlet designs: AIAA-2011-2254[R]. Reston: AIAA,2011.

[13] SABEAN J W, LEWIS M J. Computational optimization of a hypersonic rectangular-to-circular inlet[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17 (3): 571-578.

[14] YOU Y C, LIANG D W, GUO R W. High enthalpy wind tunnel tests of three-dimensional section controllable internal waverider hypersonic inlet: AIAA-2009-0031[R]. Reston: AIAA, 2009.

[15] XIAO Y B, YUE L J, CHEN L H, et al. Iso-contraction-ratio methodology for the design of hypersonic inward turning inlets with shape transition: AIAA-2012-5978[R]. Reston: AIAA, 2012.

[16] 南向軍， 張堃元， 金志光， 等. 矩形轉圓形進氣道馬赫5正8° 攻角啟動性能分析[J]. 南京航空航天大學學報, 2012, 44(2): 146-151.

NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G, et al. Start characteristics of hypersonic inlets with rectangular to circular shape transition atMa5 with attack angle 8°[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012, 44(2): 146-151 (in Chinese).

[17] M?LDER S, SZPIRO J. Busemman inlet for hypersonic speeds[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1966, 3(8): 1303-1304.

[18] 賀旭照， 樂嘉陵， 宋文燕， 等. 基于軸對稱噴管的三維內收縮進氣道的設計與初步評估[J]. 推進技術, 2010, 31(2): 147-152.

HE X Z, LE J L, SONG W Y, et al. 3D inward turning inlet design basing on axisymmetric nozzle and its preliminary assessment[J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(2): 147-152 (in Chinese).

[19] 李永洲， 張堃元， 羅蕾， 等. 高超聲速內收縮進氣道軸對稱基準流場改進[J]. 航空動力學報, 2013, 28(11): 2543-2552.

LI Y Z, ZHANG K Y, LUO L, et al. Modified axisymmetric basic flowfield for hypersonic inward turning inlet[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(11): 2543-2552 (in Chinese).

[20] 南向軍， 張堃元， 金志光. 采用新型基準流場的高超內收縮進氣道試驗研究[J]. 航空學報, 2014, 35(1): 90-96.

NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G. Experimental study of hypersonic inward turning inlets with innovative basic flowfield[J]. Acta Aeronautica et Astronamtica Sinica, 2014, 35(1): 90-96 (in Chinese).

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.: 029-85208061

E-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.: 025-84892201-2100

E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

孫迪女， 碩士， 工程師。主要研究方向： 高超聲速氣動熱動力學。

Tel.: 029-85208061

E-mail: sinda.y@163.com

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1127.006.html

Experimentalinvestigationonahypersonicinwardturninginletofrectangular-to-circularshapewithcontrolledMachnumberdistribution

LIYongzhou1,2,*,ZHANGKunyuan1,SUNDi3

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

BasedontheaxisymmetricbasicflowfieldwithdiffusingreflectedshockcenterbodyandarctangentMachnumberdistribution,aninwardturninginletwithrectangular-to-circulartransitionisdesigned.Theexperimentonthewindtunnelandnumericalsimulationareconductedtoobtaintheoperationcharacteristicsofthedesignpoint.Theexperimentalresultsindicatethatthepressuredistributionofthetopwallischaracterizedbyanarctangentcurve.Theinletisofgoodoverallperformance,andthevortexregionissmall.Inconclusion,thedesignmethodproposedisfeasibleandefficient.Forthedesignpoint,thetotalpressurerecoverycoefficientis0.561andthecompressionratiois26.2attheexitsection.Thecriticalbackpressureisabout135timesofthefreestreamstaticpressure,andthecorrespondingtotalpressurerecoverycoefficientis0.210.With4°attackangle,thecompressionratioincreasesby49.6%butthetotalpressurerecoverycoefficientdecreasesby17.5%attheexitsection.

inwardturninginlets;basicflowfield;Machnumberdistribution;windtunneltest;shapetransition

2015-10-13；Revised2015-12-28；Accepted2016-01-28；Publishedonline2016-02-221127

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(90916029,91116001)

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

2015-10-13；退修日期2015-12-28；錄用日期2016-01-28； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-02-221127

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1127.006.html

國家自然科學基金 (90916029,91116001)

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

李永洲， 張堃元， 孫迪．馬赫數可控的方轉圓高超聲速內收縮進氣道試驗研究J．航空學報,2016,37(10):2970-2979.LIYZ,ZHANGKY,SUND.Experimentalinvestigationonahypersonicinwardturninginletofrectangular-to-circularshapewithcontrolledMachnumberdistributionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(10):2970-2979.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0035

V231

A

1000-6893(2016)10-2970-10