一種定幾何高超聲速進(jìn)氣道自適應(yīng)泄壓控制概念與試驗(yàn)驗(yàn)證

金志光，張堃元，劉 媛

（南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇 南京 210016）

0 引 言

寬?cǎi)R赫數(shù)范圍工作的定幾何高超聲速進(jìn)氣道其設(shè)計(jì)難點(diǎn)在于難以同時(shí)兼顧進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與接力點(diǎn)自起動(dòng)性能之間的固有矛盾［1－2］。雖然變幾何措施能從根本上解決這一矛盾，但由于會(huì)帶來(lái)聯(lián)接、密封、冷卻及控制等問(wèn)題，同時(shí)也會(huì)顯著增加飛行器結(jié)構(gòu)重量、降低系統(tǒng)的可靠性［3－4］，因而短期內(nèi)難以得到應(yīng)用。

為拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍，近年來(lái)陸續(xù)出現(xiàn)了多種針對(duì)定幾何進(jìn)氣道的新概念調(diào)節(jié)與控制技術(shù)。如，俄羅斯學(xué)者Fraishtadt、Kuranov等人提出的磁控進(jìn)氣道 MHD概念［5］，Richard、Jeff等人研究的射流控制進(jìn)氣道概念［6］以及南京航空航天大學(xué)譚慧俊教授提出的新型激波形狀控制技術(shù)［7］等等。顯然，現(xiàn)階段每種新概念技術(shù)都不成熟，短期內(nèi)難以進(jìn)入工程實(shí)用階段。

為提高定幾何進(jìn)氣道寬范圍工作性能，當(dāng)前易于實(shí)現(xiàn)的一種解決途徑就是適當(dāng)加大進(jìn)氣道內(nèi)壓比例，同時(shí)在內(nèi)壓段輔以附面層吸除或兩側(cè)自由溢流等措施解決接力點(diǎn)自起動(dòng)問(wèn)題［8－11］。

研究表明，垂直于壁面或順流動(dòng)方向的常規(guī)附面層吸除流道設(shè)計(jì)能高效地排除壓縮面附面層，明顯改善進(jìn)氣道起動(dòng)性能［12－13］，但其缺點(diǎn)在于正常工況下泄漏量較大，由此帶來(lái)的溢流阻力相當(dāng)可觀，對(duì)當(dāng)前急于提高推力性能的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而言極為不利，如果要減小泄漏量，則吸除孔不可過(guò)多，進(jìn)氣道內(nèi)收縮比也不能設(shè)計(jì)的過(guò)大。從目前研究情況來(lái)看，僅采用常規(guī)附面層吸除措施的二元高超進(jìn)氣道其內(nèi)收縮比普遍不超過(guò)1.8，對(duì)應(yīng)于Ma4下的泄漏量在3%左右，而1.8的內(nèi)收縮比仍不足以顯著提高進(jìn)氣道Ma4下的流量系數(shù)。

為進(jìn)一步加大內(nèi)收縮比，提高定幾何進(jìn)氣道接力點(diǎn)性能，本文在常規(guī)附面層吸除措施基礎(chǔ)上發(fā)展了一種自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)，在保證大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道接力點(diǎn)自起動(dòng)性能的前提下大大降低了正常工況下的泄漏量，顯著提高了進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能。

1 自適應(yīng)泄壓控制氣動(dòng)原理

圖1給出了一種“自適應(yīng)泄壓槽”的氣動(dòng)原理圖。該泄壓槽流道在常規(guī)附面層吸除流道基礎(chǔ)上加大了流道與壁面所成角度，使其逆流動(dòng)方向。

圖1 自適應(yīng)泄壓槽氣動(dòng)原理圖Fig.1 Aerodymic principle of adaptive pressure relief slot

具體工作原理為：進(jìn)氣道自起動(dòng)過(guò)程中，壓縮面上存在大面積不起動(dòng)激波誘導(dǎo)分離區(qū)，此時(shí)埋于分離區(qū)內(nèi)的逆向泄壓槽自動(dòng)開啟泄壓，分離區(qū)內(nèi)的大量低速低能氣流在較強(qiáng)的壓差作用下被排出（泄壓槽一端是不起動(dòng)時(shí)的內(nèi)流道高壓，另一端連通飛行器表面低壓），從而使不起動(dòng)分離區(qū)逐漸減小并消失，進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)。

待進(jìn)氣道起動(dòng)以后，壓縮面上形成正常的附面層發(fā)展厚度。此時(shí)，由于附面層內(nèi)超聲速氣流的膨脹偏轉(zhuǎn)角遠(yuǎn)小于泄壓流道相對(duì)于主流的偏轉(zhuǎn)角，因而附面層內(nèi)的超聲速氣流膨脹偏轉(zhuǎn)后必撞擊在泄壓流道的迎風(fēng)壁面上，形成一道斜激波，通過(guò)該斜激波使氣流重新偏回到主氣流中，從而使流道實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)自關(guān)閉，漏出的流量?jī)H為附面層內(nèi)極少量的亞聲速部分。由此可見(jiàn)，這種敞開式泄壓流道無(wú)需額外控制系統(tǒng)即可實(shí)現(xiàn)自動(dòng)開啟與自動(dòng)關(guān)閉，具有一定的“自適應(yīng)”特征。

采用自適應(yīng)泄壓控制的二元高超進(jìn)氣道由于外壓減小內(nèi)壓加大，因而進(jìn)氣道唇罩阻力減小、唇口波及其反射波強(qiáng)度減弱，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)可顯著提高。此外，高反壓狀態(tài)下，當(dāng)下游隔離段內(nèi)的激波串前移至自適應(yīng)泄壓槽附近時(shí)，泄壓槽自動(dòng)開啟泄壓，并使激波串穩(wěn)定于內(nèi)收縮通道，從而顯著提高進(jìn)氣道極限抗反壓能力。

綜上所述，自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)對(duì)解決當(dāng)前寬范圍定幾何進(jìn)氣道的起動(dòng)問(wèn)題，提高進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能有重要應(yīng)用價(jià)值。

2 采用自適應(yīng)泄壓控制的二元高超進(jìn)氣道設(shè)計(jì)

2.1 氣動(dòng)設(shè)計(jì)

圖2給出了一種采用自適應(yīng)泄壓控制的高性能二元進(jìn)氣道氣動(dòng)方案。

該進(jìn)氣道總收縮比5.7，內(nèi)收縮比2.57。進(jìn)氣道按Ma6，＋4°巡航迎角設(shè)計(jì)，該狀態(tài)下實(shí)際收縮比達(dá)7.5，滿足Ma6／7下的壓縮量要求?？紤]到4°巡航迎角，進(jìn)氣道第一壓縮角取4°，第二壓縮角4°，后接7°非常規(guī)等熵壓縮面，進(jìn)氣道下游接長(zhǎng)為7倍喉道高度的等直隔離段。

圖2 高性能二元進(jìn)氣道氣動(dòng)布局Fig.2 Schematic of 2Dinlet model with high performance

由于進(jìn)氣道內(nèi)壓較大，因而采用了4道“L”型自適應(yīng)泄壓槽，以確保Ma4、＋4°迎角下仍具有自起動(dòng)能力。前3道泄壓槽與主流夾角為135°，第4道夾角為150°，且開口面積較前3道有所減小。作為初步的概念研究方案，各泄壓槽參數(shù)取值并非最優(yōu)，其主要設(shè)計(jì)參數(shù)的影響規(guī)律有待開展進(jìn)一步研究。

2.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)與試驗(yàn)風(fēng)洞

圖3、圖4給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)結(jié)構(gòu)圖與泄壓腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖。圖5給出了模型在風(fēng)洞內(nèi)的安裝照片。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)壓段4道泄壓槽通過(guò)內(nèi)部的泄壓腔及模型表面“鰓”狀放氣槽與飛行器表面的低壓環(huán)境連通。

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure of the experimental model system

圖4 泄壓腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4 Internal structure of the pressure relief cavity

試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)Φ500mm高超風(fēng)洞中進(jìn)行，風(fēng)洞工作馬赫數(shù)Ma＝5／6／7。表1給出了風(fēng)洞試驗(yàn)條件。該風(fēng)洞為純空氣介質(zhì)風(fēng)洞，適合開展原理性驗(yàn)證試驗(yàn)。

圖5 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞內(nèi)的安裝照片F(xiàn)ig.5 Photo of the experiment model mounted in wind tunnel

表1 風(fēng)洞試驗(yàn)條件Table 1 Experimental conditions

試驗(yàn)測(cè)量了進(jìn)氣道頂板與唇口板中心線沿程靜壓分布與隔離段出口測(cè)量截面周向靜壓分布。隔離段出口截面總體性能參數(shù)由三個(gè)4針皮托耙測(cè)得，捕獲流量由等直流量筒內(nèi)的八個(gè)5針皮托耙測(cè)得。

由于Ma5、＋8°迎角下頂板第一道激波波后馬赫數(shù)與Ma4、0°迎角下的波后馬赫數(shù)相當(dāng)，因而受設(shè)備限制，本次試驗(yàn)在Ma5、＋8°迎角下間接驗(yàn)證了進(jìn)氣道Ma4、0°迎角下的自起動(dòng)性能。

3 數(shù)值計(jì)算

采用守恒型雷諾平均的N－S方程對(duì)進(jìn)氣道三維流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值仿真，CFD算法為時(shí)間推進(jìn)的有限體積法。湍流模型選用兩方程k－ε模型，近壁處采用壁面函數(shù)處理。

為適應(yīng)粘性計(jì)算與激波捕獲的需要，計(jì)算網(wǎng)格采用了局部加密措施，確保近壁面y＋在30以內(nèi)的量級(jí)。計(jì)算中采用了壓力遠(yuǎn)場(chǎng)、壓力出口及無(wú)滑移絕熱壁面邊界條件。超聲速隔離段出口參數(shù)由內(nèi)部流場(chǎng)外插得到。計(jì)算收斂的標(biāo)準(zhǔn)為：各殘差指標(biāo)下降到10－3以下且不再變化，進(jìn)氣道內(nèi)流道進(jìn)出口流量的相對(duì)誤差在10－4以下。

文中對(duì)進(jìn)氣道由不起動(dòng)至起動(dòng)的自起動(dòng)過(guò)程數(shù)值仿真采用了“準(zhǔn)定?！庇?jì)算方法。計(jì)算時(shí)，以低馬赫數(shù)下的不起動(dòng)穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)作為初場(chǎng)，逐漸增加來(lái)流馬赫數(shù)，直到進(jìn)氣道起動(dòng)，以描述進(jìn)氣道由不起動(dòng)至起動(dòng)的演變過(guò)程。

文獻(xiàn)［14－15］在Ma＝4～6范圍內(nèi)對(duì)計(jì)算方法的可信度進(jìn)行了多次校核，結(jié)果表明，所采用的計(jì)算方法能較準(zhǔn)確地模擬高超進(jìn)氣道這一復(fù)雜的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，計(jì)算結(jié)果具有較高的可信度。

4 試驗(yàn)與數(shù)值仿真結(jié)果

4.1 接力點(diǎn)自起動(dòng)性能研究

由于＋4°迎角下進(jìn)氣道總收縮比達(dá)7.5，內(nèi)收縮比為2.57，因而若不采取措施則進(jìn)氣道甚至在Ma7下都無(wú)法自起動(dòng)。采用多個(gè)自適應(yīng)泄壓槽相當(dāng)于增加旁路擴(kuò)大了進(jìn)氣道喉部流通面積。

圖6給出了這種強(qiáng)內(nèi)壓進(jìn)氣道Ma3.9、＋4°迎角下的自起動(dòng)過(guò)程二維數(shù)值仿真。數(shù)值計(jì)算時(shí)以Ma3下的不起動(dòng)流場(chǎng)為初場(chǎng)，逐漸增加來(lái)流馬赫數(shù)。當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)由Ma3.8升高至Ma3.9時(shí)，頂板不起動(dòng)分離區(qū)通過(guò)自適應(yīng)泄壓槽完全吸除，進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)。

圖6 高性能進(jìn)氣道Ma3.9、＋4°迎角下的自起動(dòng)過(guò)程Fig.6 Self－starting progress of the high performance inlet at Ma＝3.9with 4degrees attack angle

圖7給出了Ma5、＋8°迎角（模擬Ma4、0°迎角）下試驗(yàn)捕獲的進(jìn)氣道自起動(dòng)過(guò)程紋影照片。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，風(fēng)洞剛開車時(shí)，由于流場(chǎng)未完全建立，進(jìn)氣道不起動(dòng)，唇口前有明顯的不起動(dòng)波系。待流場(chǎng)穩(wěn)定后，不起動(dòng)波系消失，進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)了由不起動(dòng)到起動(dòng)的自起動(dòng)過(guò)程。

圖7 進(jìn)氣道自起動(dòng)過(guò)程試驗(yàn)紋影Fig.7 Schlieren photos of the inlet self－starting progress

4.2 不同來(lái)流馬赫數(shù)下的總體性能

圖8～圖10給出了Ma＝4／6／7、＋4°迎角下三維流場(chǎng)數(shù)值仿真獲得的進(jìn)氣道對(duì)稱面波系結(jié)構(gòu)。

圖中可以看到，各馬赫數(shù)下由于進(jìn)氣道外壓較小，內(nèi)壓通道又接近等熵設(shè)計(jì)，因而唇口波及其反射波都相對(duì)較弱，這對(duì)減小頂板肩部分離、降低進(jìn)氣道外罩阻力以及提高進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能都是非常有利的。

圖8 Ma4、＋4°迎角下的對(duì)稱面等馬赫線圖Fig.8 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma＝4with 4degrees attack angle

圖9 Ma6、＋4°迎角下的對(duì)稱面等馬赫線圖Fig.9 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma＝4with 6°attack angle

圖10 Ma7、＋4°迎角下的對(duì)稱面等馬赫線圖Fig.10 Contours of Mach number of the symmetry plane at Ma＝7with 4°attack angle

表2給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒煌r下的總體性能數(shù)值仿真結(jié)果。表中可以看到，由于進(jìn)氣道外壓較小，因而寬范圍內(nèi)具有優(yōu)越的流量捕獲性能，尤其是Ma4、0°迎角下的流量系數(shù)達(dá)到0.776，這是一般定幾何進(jìn)氣道遠(yuǎn)無(wú)法實(shí)現(xiàn)的。雖然該狀態(tài)下泄壓系統(tǒng)仍有2.2%的泄漏量并可能引發(fā)一定的溢流阻力，但相比最終流量系數(shù)的提高程度而言，優(yōu)勢(shì)還是相當(dāng)明顯的。

從隔離段出口馬赫數(shù)來(lái)看，Ma4、＋4°迎角下，出口平均馬赫數(shù)已下降至Ma1.58，幾乎達(dá)到壓縮極限，并且仍能實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)，其優(yōu)越的氣動(dòng)性能已接近變幾何進(jìn)氣道水平。

從四道泄壓槽的泄漏量來(lái)看，隨來(lái)流馬赫數(shù)升高，泄漏量逐漸減小。Ma4、＋4°迎角下的泄漏量?jī)H為捕獲流量的2.6%，Ma7、＋4°迎角下，泄漏量?jī)H為1.2%，幾乎處于關(guān)閉狀態(tài)。值得說(shuō)明的是，漏出的這部分氣流相當(dāng)于對(duì)壁面附面層進(jìn)行了部分吸除，這對(duì)提高進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)有一定效果。

表3將進(jìn)氣道Ma＝5／6／7，＋4°迎角下的數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較。表中給出了典型工況下隔離段出口截面性能參數(shù)。

表2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒煌r下的總體性能仿真Table 2 Performance simulations of the experimental model under different incoming conditions

表3 ＋4°迎角下的數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較Table 3 Comparisons between the numerical and experimental results under typical conditions

可以看到，Ma5／Ma6下，試驗(yàn)測(cè)得的隔離段出口總體性能參數(shù)與數(shù)值仿真結(jié)果比較接近，從而再次驗(yàn)證了試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果具有較好的一致性。其中，Ma6，＋4°設(shè)計(jì)狀態(tài)下，試驗(yàn)測(cè)得的隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到0.499，增壓比達(dá)43.2倍，顯示出較高的總體性能。

4.3 進(jìn)氣道抗反壓能力分析

圖11給出了試驗(yàn)獲得的Ma7、＋4°迎角，不同反壓時(shí)的進(jìn)氣道頂板沿程靜壓分布曲線。

圖11 Ma7、4°迎角，不同反壓下的頂板沿程靜壓分布Fig.11 Static pressure distribution along topwall center line at Ma＝7with 4°attack angle under different back pressures

圖中可以看到，高反壓狀態(tài)下，當(dāng)進(jìn)氣道頂板肩部附面層受到下游高壓影響時(shí)，下游反壓在一定范圍內(nèi)繼續(xù)升高進(jìn)氣道仍可保持為起動(dòng)狀態(tài)，這是常規(guī)定幾何進(jìn)氣道所不具有的重要特性。

圖12通過(guò)數(shù)值仿真給出了這種帶自適應(yīng)泄壓槽進(jìn)氣道Ma7下承受極限反壓時(shí)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。

圖12 Ma7，＋4°迎角，200倍反壓時(shí)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.12 Flow field structure at Ma＝7with 4°attack angle under 200times back pressure

可以看到，下游200倍極限反壓時(shí)，隔離段內(nèi)激波串已前移至隔離段進(jìn)口并導(dǎo)致頂板肩部附面層發(fā)生大面積分離，此時(shí)若沒(méi)有泄壓槽，進(jìn)氣道早已進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。由于泄壓槽對(duì)激波串誘導(dǎo)分離區(qū)的抽吸作用，分離區(qū)可穩(wěn)定在內(nèi)壓段某一區(qū)域。由此可見(jiàn)，敞開式自適應(yīng)泄壓槽還能顯著提高進(jìn)氣道極限抗反壓能力。

5 結(jié) 論

（1）逆流動(dòng)方向的自適應(yīng)泄壓流道可在進(jìn)氣道自起動(dòng)與高反壓狀態(tài)下自動(dòng)開啟泄壓，正常工作狀態(tài)下接近氣動(dòng)自關(guān)閉，具有自適應(yīng)泄壓的氣動(dòng)特性。

（2）自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)可解決定幾何大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道低馬赫數(shù)下的自起動(dòng)問(wèn)題，同時(shí)減小進(jìn)氣道外罩阻力，大幅提高進(jìn)氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與極限抗反壓能力，拓寬定幾何進(jìn)氣道工作范圍。

（3）研究表明，采用自適應(yīng)泄壓控制的定幾何二元進(jìn)氣道其Ma4下的流量系數(shù)高達(dá)0.776，并在4°迎角下仍具有自起動(dòng)能力；4°迎角下，進(jìn)氣道Ma6／7下的喉部總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.628和0.525，顯示出寬?cǎi)R赫數(shù)工作范圍內(nèi)優(yōu)越的氣動(dòng)性能。

（4）計(jì)算發(fā)現(xiàn)，針對(duì)所研究的高性能二元進(jìn)氣道，Ma4～Ma7正常工作狀態(tài)下，敞開式自適應(yīng)泄壓槽的泄漏量?jī)H在1%～3%之間，隨來(lái)流馬赫數(shù)升高，泄漏量逐漸減小，高馬赫數(shù)下幾乎實(shí)現(xiàn)了氣動(dòng)自關(guān)閉。

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