一種定幾何高超聲速進氣道自適應(yīng)泄壓控制概念與試驗驗證

金志光，張堃元，劉 媛

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

0 引 言

寬馬赫數(shù)范圍工作的定幾何高超聲速進氣道其設(shè)計難點在于難以同時兼顧進氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能與接力點自起動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，但由于會帶來聯(lián)接、密封、冷卻及控制等問題，同時也會顯著增加飛行器結(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。

為拓寬定幾何進氣道工作范圍，近年來陸續(xù)出現(xiàn)了多種針對定幾何進氣道的新概念調(diào)節(jié)與控制技術(shù)。如，俄羅斯學(xué)者Fraishtadt、Kuranov等人提出的磁控進氣道 MHD概念［5］，Richard、Jeff等人研究的射流控制進氣道概念［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)難以進入工程實用階段。

為提高定幾何進氣道寬范圍工作性能，當(dāng)前易于實現(xiàn)的一種解決途徑就是適當(dāng)加大進氣道內(nèi)壓比例，同時在內(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自起動問題［8－11］。

研究表明，垂直于壁面或順流動方向的常規(guī)附面層吸除流道設(shè)計能高效地排除壓縮面附面層，明顯改善進氣道起動性能［12－13］，但其缺點在于正常工況下泄漏量較大，由此帶來的溢流阻力相當(dāng)可觀，對當(dāng)前急于提高推力性能的超燃沖壓發(fā)動機而言極為不利，如果要減小泄漏量，則吸除孔不可過多，進氣道內(nèi)收縮比也不能設(shè)計的過大。從目前研究情況來看，僅采用常規(guī)附面層吸除措施的二元高超進氣道其內(nèi)收縮比普遍不超過1.8，對應(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氣道Ma4下的流量系數(shù)。

為進一步加大內(nèi)收縮比，提高定幾何進氣道接力點性能，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)收縮比進氣道接力點自起動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)泄壓控制氣動原理

圖1給出了一種“自適應(yīng)泄壓槽”的氣動原理圖。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，使其逆流動方向。

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

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

待進氣道起動以后，壓縮面上形成正常的附面層發(fā)展厚度。此時，由于附面層內(nèi)超聲速氣流的膨脹偏轉(zhuǎn)角遠小于泄壓流道相對于主流的偏轉(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，通過該斜激波使氣流重新偏回到主氣流中，從而使流道實現(xiàn)氣動自關(guān)閉，漏出的流量僅為附面層內(nèi)極少量的亞聲速部分。由此可見，這種敞開式泄壓流道無需額外控制系統(tǒng)即可實現(xiàn)自動開啟與自動關(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氣道由于外壓減小內(nèi)壓加大，因而進氣道唇罩阻力減小、唇口波及其反射波強度減弱，進氣道總壓恢復(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，泄壓槽自動開啟泄壓，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)對解決當(dāng)前寬范圍定幾何進氣道的起動問題，提高進氣道高低馬赫數(shù)下的總體性能有重要應(yīng)用價值。

2 采用自適應(yīng)泄壓控制的二元高超進氣道設(shè)計

2.1 氣動設(shè)計

圖2給出了一種采用自適應(yīng)泄壓控制的高性能二元進氣道氣動方案。

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

圖2 高性能二元進氣道氣動布局Fig.2 Schematic of 2Dinlet model with high performance

由于進氣道內(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)計參數(shù)的影響規(guī)律有待開展進一步研究。

2.2 試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計與試驗風(fēng)洞

圖3、圖4給出了試驗?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?zāi)Ｐ蛢?nèi)壓段4道泄壓槽通過內(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?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

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

圖5 試驗?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)洞試驗條件Table 1 Experimental conditions

試驗測量了進氣道頂板與唇口板中心線沿程靜壓分布與隔離段出口測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4針皮托耙測得，捕獲流量由等直流量筒內(nèi)的八個5針皮托耙測得。

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，本次試驗在Ma5、＋8°迎角下間接驗證了進氣道Ma4、0°迎角下的自起動性能。

3 數(shù)值計算

采用守恒型雷諾平均的N－S方程對進氣道三維流場進行了數(shù)值仿真，CFD算法為時間推進的有限體積法。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)粘性計算與激波捕獲的需要，計算網(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。計算中采用了壓力遠場、壓力出口及無滑移絕熱壁面邊界條件。超聲速隔離段出口參數(shù)由內(nèi)部流場外插得到。計算收斂的標準為：各殘差指標下降到10－3以下且不再變化，進氣道內(nèi)流道進出口流量的相對誤差在10－4以下。

文中對進氣道由不起動至起動的自起動過程數(shù)值仿真采用了“準定?！庇嬎惴椒āＳ嬎銜r，以低馬赫數(shù)下的不起動穩(wěn)態(tài)流場作為初場，逐漸增加來流馬赫數(shù)，直到進氣道起動，以描述進氣道由不起動至起動的演變過程。

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

4 試驗與數(shù)值仿真結(jié)果

4.1 接力點自起動性能研究

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

圖6給出了這種強內(nèi)壓進氣道Ma3.9、＋4°迎角下的自起動過程二維數(shù)值仿真。數(shù)值計算時以Ma3下的不起動流場為初場，逐漸增加來流馬赫數(shù)。當(dāng)來流馬赫數(shù)由Ma3.8升高至Ma3.9時，頂板不起動分離區(qū)通過自適應(yīng)泄壓槽完全吸除，進氣道實現(xiàn)自起動。

圖6 高性能進氣道Ma3.9、＋4°迎角下的自起動過程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）下試驗捕獲的進氣道自起動過程紋影照片。試驗中發(fā)現(xiàn)，風(fēng)洞剛開車時，由于流場未完全建立，進氣道不起動，唇口前有明顯的不起動波系。待流場穩(wěn)定后，不起動波系消失，進氣道實現(xiàn)了由不起動到起動的自起動過程。

圖7 進氣道自起動過程試驗紋影Fig.7 Schlieren photos of the inlet self－starting progress

4.2 不同來流馬赫數(shù)下的總體性能

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

圖中可以看到，各馬赫數(shù)下由于進氣道外壓較小，內(nèi)壓通道又接近等熵設(shè)計，因而唇口波及其反射波都相對較弱，這對減小頂板肩部分離、降低進氣道外罩阻力以及提高進氣道高低馬赫數(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?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)達到0.776，這是一般定幾何進氣道遠無法實現(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)勢還是相當(dāng)明顯的。

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

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

表3將進氣道Ma＝5／6／7，＋4°迎角下的數(shù)值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果進行了比較。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?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，試驗測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，從而再次驗證了試驗結(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)計狀態(tài)下，試驗測得的隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)達到0.499，增壓比達43.2倍，顯示出較高的總體性能。

4.3 進氣道抗反壓能力分析

圖11給出了試驗獲得的Ma7、＋4°迎角，不同反壓時的進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)進氣道頂板肩部附面層受到下游高壓影響時，下游反壓在一定范圍內(nèi)繼續(xù)升高進氣道仍可保持為起動狀態(tài)，這是常規(guī)定幾何進氣道所不具有的重要特性。

圖12通過數(shù)值仿真給出了這種帶自適應(yīng)泄壓槽進氣道Ma7下承受極限反壓時的流場結(jié)構(gòu)。

圖12 Ma7，＋4°迎角，200倍反壓時的流場結(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，隔離段內(nèi)激波串已前移至隔離段進口并導(dǎo)致頂板肩部附面層發(fā)生大面積分離，此時若沒有泄壓槽，進氣道早已進入不起動狀態(tài)。由于泄壓槽對激波串誘導(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，敞開式自適應(yīng)泄壓槽還能顯著提高進氣道極限抗反壓能力。

5 結(jié) 論

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

（2）自適應(yīng)泄壓控制技術(shù)可解決定幾何大內(nèi)收縮比進氣道低馬赫數(shù)下的自起動問題，同時減小進氣道外罩阻力，大幅提高進氣道高低馬赫數(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氣道其Ma4下的流量系數(shù)高達0.776，并在4°迎角下仍具有自起動能力；4°迎角下，進氣道Ma6／7下的喉部總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.628和0.525，顯示出寬馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)優(yōu)越的氣動性能。

（4）計算發(fā)現(xiàn)，針對所研究的高性能二元進氣道，Ma4～Ma7正常工作狀態(tài)下，敞開式自適應(yīng)泄壓槽的泄漏量僅在1%～3%之間，隨來流馬赫數(shù)升高，泄漏量逐漸減小，高馬赫數(shù)下幾乎實現(xiàn)了氣動自關(guān)閉。

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