基于彎曲激波壓縮系統(tǒng)的高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)研究進(jìn)展

張堃元

南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016

基于彎曲激波壓縮系統(tǒng)的高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)研究進(jìn)展

張堃元*

南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016

總結(jié)了近十年來彎曲激波壓縮研究的主要成果。提出了彎曲激波壓縮系統(tǒng)的新概念，即利用特殊設(shè)計(jì)的楔形彎曲壓縮面或空間彎曲壓縮面，產(chǎn)生一系列與前緣弱激波相互交匯或疊加的壓縮波系，從而使前緣激波彎曲，形成特殊的彎曲激波，它與波后的等熵壓縮波來共同完成對氣流的壓縮。在此基礎(chǔ)上,實(shí)現(xiàn)了由給定出口氣動參數(shù)的超聲速內(nèi)流道反設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了由給定壓縮面壓力分布和給定壓縮面馬赫數(shù)分布要求的型面反設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了由給定激波波面的壓縮型面反設(shè)計(jì)。研究證明，彎曲壓縮面-彎曲激波壓縮系統(tǒng)具有良好的綜合氣動性能，為高性能高超聲速進(jìn)氣系統(tǒng)的氣動設(shè)計(jì)提供了一種全新的設(shè)計(jì)方法。

高超聲速進(jìn)氣道； 反設(shè)計(jì)； 彎曲激波壓縮系統(tǒng)； 彎曲壓縮面； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 變幾何進(jìn)氣道

采用吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的高超聲速飛行器，高速氣流首先在進(jìn)氣道內(nèi)被預(yù)設(shè)的壓縮面所壓縮，給下游的燃燒室提供所需要的流量和流場。作為推進(jìn)系統(tǒng)熱力循環(huán)的第一步，進(jìn)氣氣流的壓縮過程是關(guān)鍵之一。目前世界各國研究較多的超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)大致可以分為4大類：二維平面壓縮進(jìn)氣系統(tǒng)、二維軸對稱壓縮進(jìn)氣系統(tǒng)[1-2]、帶頂壓的三維側(cè)壓式進(jìn)氣系統(tǒng)[3]和各種三維內(nèi)收縮進(jìn)氣系統(tǒng)[4-6]。這4種進(jìn)氣壓縮方式各有特點(diǎn)，氣動外形差別甚大，但它們的共同特點(diǎn)都是利用各種壓縮面產(chǎn)生的壓縮波和激波對氣流進(jìn)行壓縮。合理、巧妙、高效率地組織激波或者壓縮波來壓縮氣流是壓縮系統(tǒng)的首要設(shè)計(jì)任務(wù)。

近年來，高超聲速進(jìn)氣道的研究進(jìn)展迅速。為滿足高超聲速推進(jìn)技術(shù)，特別是超燃沖壓發(fā)動機(jī)的具體性能需求而進(jìn)行的研究已經(jīng)取得了顯著成績，已經(jīng)發(fā)展出一些性能良好的實(shí)用型高超進(jìn)氣道；與此相適應(yīng)的一些高超進(jìn)氣道流動機(jī)理的先期研究也獲得了長足的發(fā)展。高超聲速推進(jìn)技術(shù)特別是超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，對進(jìn)氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和性能提出了一系列挑戰(zhàn)性的問題：例如進(jìn)氣道與燃燒室的一體化設(shè)計(jì)問題、進(jìn)氣道與飛行器前體的一體化設(shè)計(jì)問題、壓縮面附面層分離和流態(tài)的控制問題、進(jìn)氣道的減阻問題、寬馬赫數(shù)范圍進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)問題、縮短進(jìn)氣道長度的問題以及與氣動熱相關(guān)的一些問題等，這些新的設(shè)計(jì)要求或設(shè)計(jì)理念正在對進(jìn)氣道研究者提出新的挑戰(zhàn)，例如：

設(shè)計(jì)理念1 有沒有可能由燃燒室入口流場的需求來反設(shè)計(jì)進(jìn)氣壓縮系統(tǒng)。

設(shè)計(jì)理念2 如何組織壓縮面升壓規(guī)律或減速規(guī)律使控制壓力梯度或速度梯度分布更為合理。

設(shè)計(jì)理念3 如何在保證氣動性能前提下，有效地降低進(jìn)氣系統(tǒng)的阻力。

設(shè)計(jì)理念4 在前體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的前提下，如何在非均勻來流下設(shè)計(jì)高超聲速進(jìn)氣壓縮系統(tǒng)。

設(shè)計(jì)理念5 隨著馬赫數(shù)的增加，進(jìn)氣壓縮面長度迅速增加，如何有效地縮短進(jìn)氣道壓縮面長度。

設(shè)計(jì)理念6 在寬馬赫數(shù)工作范圍，如何科學(xué)地組織壓縮波系以使非設(shè)計(jì)點(diǎn)激波形態(tài)可控。

設(shè)計(jì)理念7 在飛行條件下，如何有效地控制壓縮面的附面層流態(tài)。

設(shè)計(jì)理念8 如何考慮氣動熱對進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的影響。

……

面對這些新的挑戰(zhàn)，應(yīng)該如何應(yīng)對？回顧目前傳統(tǒng)的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)理念，基本上仍是遵循20世紀(jì)40年代提出的經(jīng)典Oswatitsch配波理論[7]和等熵壓縮理論[2]，然后參照多年積累的研究經(jīng)驗(yàn)和工程經(jīng)驗(yàn)加以改進(jìn)。這種設(shè)計(jì)體系本質(zhì)上屬于“正向”設(shè)計(jì)，即首先根據(jù)上述理論或設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)勾畫出進(jìn)氣系統(tǒng)的初始幾何流道，然后采用數(shù)值模擬的方法計(jì)算進(jìn)氣系統(tǒng)的內(nèi)外流場和總體性能并與預(yù)定目標(biāo)對比，隨之可采用優(yōu)化設(shè)計(jì)方法修改進(jìn)氣系統(tǒng)流道設(shè)計(jì)并重復(fù)以上過程，直至獲得滿意的數(shù)值計(jì)算結(jié)果并進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)校核和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。但是這種傳統(tǒng)的“正向”設(shè)計(jì)方法已難以綜合性地解決上述復(fù)雜的挑戰(zhàn)性問題和新的設(shè)計(jì)理念。因此突破傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法，探索全新的壓縮系統(tǒng)設(shè)計(jì)概念是十分必要的。

經(jīng)過本課題組十余年的探索，發(fā)現(xiàn)彎曲激波壓縮系統(tǒng)，包括特殊設(shè)計(jì)的彎曲壓縮面、內(nèi)凹彎曲激波、壓縮面與激波之間的等熵壓縮流場，能較好地融合上述一系列新的設(shè)計(jì)理念。以此為基礎(chǔ)，創(chuàng)新性地提出并逐漸形成了一種全新的超聲/高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)方法，即：從進(jìn)氣道出口截面的氣動參數(shù)要求出發(fā)或者從壓縮面的氣動參數(shù)合理布局出發(fā)設(shè)計(jì)整個(gè)或部分的進(jìn)氣壓縮流道。這種逆流向的反設(shè)計(jì)完全基于下游燃燒室氣動參數(shù)的需求來完成壓縮通道的設(shè)計(jì)；這種反設(shè)計(jì)還包括給定壓縮面的增壓規(guī)律、給定壓縮面的減速規(guī)律或者給定彎曲激波的形態(tài)來完成壓縮壁面及其整個(gè)壓縮流場的設(shè)計(jì)，試圖用全新的方法探索高效、低阻的高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。

研究表明，超聲/高超聲速進(jìn)氣道的反設(shè)計(jì)與彎曲激波壓縮系統(tǒng)(包括彎曲壓縮面、彎曲激波及二者之間的壓縮流場)密切相關(guān)。構(gòu)建完整的彎曲激波壓縮系統(tǒng)是進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。因此，本文將首先討論在超聲/高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)中必須采用的彎曲激波壓縮系統(tǒng)的一般概念和設(shè)計(jì)方法，然后在典型的超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作環(huán)境下，深入研究超聲/高超聲速氣流通道的逆流向設(shè)計(jì)、基于氣動參數(shù)的反設(shè)計(jì)以及新型變幾何設(shè)計(jì)等關(guān)鍵問題，力圖以發(fā)動機(jī)總體性能要求為牽引，為超燃沖壓發(fā)動機(jī)提供性能優(yōu)良的新概念進(jìn)氣系統(tǒng)。

1 彎曲激波壓縮系統(tǒng)

實(shí)現(xiàn)高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)是彎曲激波壓縮系統(tǒng)，其核心是產(chǎn)生彎曲激波的彎曲壓縮面，如圖1和圖2所示。在超聲速氣流中，一個(gè)特殊設(shè)計(jì)的內(nèi)凹彎曲壓縮面前緣產(chǎn)生一道較弱的斜激波，之后彎曲壓縮面產(chǎn)生一系列等熵壓縮波并依次與前緣斜激波相交，使激波逐漸增強(qiáng)，激波角也隨之加大，從而形成非常規(guī)的“內(nèi)凹彎曲激波壓縮系統(tǒng)”，超聲速氣流的減速增壓經(jīng)由彎曲激波壓縮及波后的一系列等熵壓縮波壓縮共同完成。這種新型的壓縮方式與通常的二維多級平面斜激波壓縮不同，在通常的二維平面斜楔壓縮中，氣流經(jīng)過激波壓縮后，后續(xù)楔面并不參與對氣流的壓縮，而在目前的彎曲激波壓縮中，壓縮面100%參與對氣流的壓縮；該方式也與常規(guī)的壓縮波匯聚于唇口的等熵壓縮不同，在彎曲激波壓縮系統(tǒng)中，后續(xù)的等熵壓縮波依次相匯聚，形成特殊的內(nèi)凹彎曲激波，當(dāng)然這種壓縮波匯聚的疏密程度完全可以根據(jù)具體的需求加以嚴(yán)格控制，以達(dá)到最有利的壓縮效果。這種壓縮方式也與目前國內(nèi)外一些已經(jīng)廣泛研究的曲面壓縮進(jìn)氣道，例如Busemann進(jìn)氣道、內(nèi)乘波進(jìn)氣道等的概念不同。

圖1 彎曲激波壓縮系統(tǒng)的示意圖Fig.1 Schematic diagram of curved shock compression system

圖2 彎曲激波壓縮流場的紋影照片F(xiàn)ig. 2 Schlieren photograph of curved shock compression flow field

針對彎曲激波的形成條件，對彎曲壓縮面的構(gòu)造方法進(jìn)行了廣泛的探索。早期研究曾探索了基于壁面型線方程的設(shè)計(jì)方法[8-10]，例如根據(jù)給定的二次函數(shù)曲線、正弦函數(shù)曲線或壓縮角度變化規(guī)律等方法確定壓縮型面，通過數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)對其流場特征和壓縮性能進(jìn)行了初步研究，其結(jié)果顯示出一些優(yōu)于常規(guī)壓縮之處[8-11]。之后在對彎曲激波壓縮流場特征及流動方程深入分析的基礎(chǔ)上，提出了沿壓縮面流向氣動參數(shù)(壓力、馬赫數(shù)等)可控[12]、出口氣流參數(shù)可控[13]或者激波形狀可控[14]的反設(shè)計(jì)方法。最近研究了對常規(guī)等熵壓縮面坐標(biāo)變換形成彎曲型面的方法[15]。各種彎曲壓縮面設(shè)計(jì)方法為高性能壓縮系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和研究提供了豐富有效的手段。

2 氣動反設(shè)計(jì)方法概述

2.1 反設(shè)計(jì)1：給定出口氣流參數(shù)分布的反設(shè)計(jì)

為了滿足超聲速燃燒室對進(jìn)口氣流的要求，研究了在均勻或非均勻超聲速來流下，如何通過合理配置壓縮通道，實(shí)現(xiàn)預(yù)定的均勻或非均勻出口流場，即燃燒室進(jìn)口流場。通過對歐拉流動方程以及超聲速流動邊界條件的分析，證明了等熵?zé)o黏超聲速流場中由下游流場確定上游流場是可行的[13]。

圖3為給定出口參數(shù)分布反設(shè)計(jì)壓縮通道的方法[13]。首先根據(jù)出口截面EF的參數(shù)分布和自由來流條件，沿各條流線設(shè)計(jì)出前緣彎曲激波BD，然后運(yùn)用定常二維有旋特征線理論從BD出發(fā)反設(shè)計(jì)得到彎曲壓縮面BC；與此同時(shí)，由出口截面EF逆流向設(shè)計(jì)流區(qū)GEF，確保G點(diǎn)參數(shù)與彎曲激波D點(diǎn)波后參數(shù)相同，對GEF流場進(jìn)行平移旋轉(zhuǎn)變換使BCD、EFG2塊不同流區(qū)的流場在D、G點(diǎn)鑲嵌在一起，完成“流場裝配”，如圖3(a)所示。然后，從CD特征線和GF特征線出發(fā)計(jì)算CD(G)FKC中間的區(qū)域。最后，從C點(diǎn)出發(fā)利用流線追蹤確定未知壁面CF，從而完成整個(gè)反設(shè)計(jì)過程，如圖3(b)所示。整個(gè)反設(shè)計(jì)的流程如圖3(c)所示。

圖3 給定出口參數(shù)分布反設(shè)計(jì)壓縮通道的方法Fig.3 Method of reverse designing compression flow path according to given outflow parameter distribution

圖4 給定出口馬赫數(shù)分布的反設(shè)計(jì)試驗(yàn)研究Fig.4 Test investigation of reverse design according to given outflow Mach number ditribution

為了檢驗(yàn)上述反設(shè)計(jì)方法的正確性，在給定自由來流馬赫數(shù)Ma0=6和出口中心線馬赫數(shù)在[3,4]之間線性分布的條件下，反設(shè)計(jì)了試驗(yàn)?zāi)Ｐ停謩e在設(shè)計(jì)點(diǎn)(Ma0=6)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)(Ma0=5)進(jìn)行了有黏數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖4所示。圖中：y為出口中心線上垂直于流動方向的坐標(biāo)，以通道高度H無量綱化。紋影照片中明顯可見形成的彎曲激波，試驗(yàn)結(jié)果與預(yù)定目標(biāo)值以及有黏數(shù)值模擬結(jié)果高度吻合，證明了該反設(shè)計(jì)方法的正確性[13]。

為了滿足實(shí)際發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道在飛行器上安裝布局的要求，基于以上思想繼續(xù)發(fā)展出了雙彎曲激波壓縮的反設(shè)計(jì)[16]，使進(jìn)氣道能夠控制出口截面流動角度以實(shí)現(xiàn)水平出流。圖5為雙彎曲激波實(shí)現(xiàn)均勻出流的反設(shè)計(jì)試驗(yàn)研究[16]，結(jié)果表明，這種雙彎曲激波設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了3個(gè)預(yù)定目標(biāo)：出口流場基本均勻、出口流向趨于水平以及同樣的壓縮量下總壓損失要小于單激波設(shè)計(jì)。研究還發(fā)現(xiàn)，這種彎曲激波壓縮方式對非均勻超聲速來流(例如高超聲速飛行器前體附面層來流)具有一定的“校正”能力。

圖5 雙彎曲激波實(shí)現(xiàn)均勻出流的反設(shè)計(jì)試驗(yàn)研究Fig. 5 Test investigation of reverse design achieving uniform outflow using double curved shock waves

為了進(jìn)一步提高壓縮效率，滿足高性能進(jìn)氣道的要求，繼續(xù)研究了實(shí)現(xiàn)給定出流參數(shù)的3道彎曲激波壓縮通道反設(shè)計(jì)，研究工作也獲得初步的成功[17]。圖6為3道彎曲激波實(shí)現(xiàn)均勻出流的反設(shè)計(jì)。

以上研究還局限在二維壓縮通道的反設(shè)計(jì)，為了將這種反設(shè)計(jì)概念拓展到三維壓縮流道，利用二維切片疊加的技術(shù)將以上二維情況的反設(shè)計(jì)方法擴(kuò)展到三維，由此建立了給定出口馬赫數(shù)空間分布反設(shè)計(jì)三維內(nèi)流道的初步方法[16]。作為算例，給定出口流場馬赫數(shù)沿y方向、z方向均為線性分布，進(jìn)行三維壓縮通道的反設(shè)計(jì)，如圖7所示，圖7(b)為不同切片位置有黏計(jì)算的出口流場馬赫數(shù)分布，其中z為沿進(jìn)氣道展向的坐標(biāo)，證實(shí)了設(shè)計(jì)思想的可行性。

圖6 三道彎曲激波實(shí)現(xiàn)均勻出流的反設(shè)計(jì)Fig6 Reversedesignachievinguniformoutflowusingthreecurvedshockwaves圖7 利用切片技術(shù)的三維壓縮流道的反設(shè)計(jì)Fig7 Reversedesignof3Dcompressionflowpathapplyingvariablesectionsweeptechnique

2.2 反設(shè)計(jì)2：給定沿程升壓規(guī)律的反設(shè)計(jì)

壓縮面壓升規(guī)律反映了氣流的壓縮歷程，對前緣激波形狀、出口流場性能起決定性的作用，而且對附面層的發(fā)展也有重要影響。我們希望100%的壓縮面都要參與對超聲速氣流的壓縮，因此在確保壓縮面附面層穩(wěn)定性的前提下，如何在盡可能短的壓縮面上完成對氣流的壓縮是一個(gè)十分令人感興趣的研究課題，這對減少摩擦阻力也是有效的。而尋求什么樣的升壓規(guī)律更有效、更科學(xué)的前提是解決給定壁面壓力分布反設(shè)計(jì)壓縮面的問題，相對于先給定壓縮面型線再分析其流場的做法，給定壓縮面升壓規(guī)律的型面反設(shè)計(jì)顯然是更科學(xué)、更有效的設(shè)計(jì)方法。

圖8 等壓力梯度彎曲激波壓縮試驗(yàn)研究Fig.8 Test investigation of curved shock compression with constant wall pressure gradient

經(jīng)過數(shù)年的探索和研究，建立了基于特征線理論進(jìn)行壓縮面反設(shè)計(jì)的方法[12]。其基本思想是在利用特征線法進(jìn)行定常流場空間推進(jìn)計(jì)算的過程中，以壁面氣動參數(shù)(如壓力或速度等)代替壁面坐標(biāo)求解方程組，得到壁面坐標(biāo)及流場參數(shù)。該方法逐漸發(fā)展成熟，已經(jīng)能夠精確快速地實(shí)現(xiàn)復(fù)雜邊界條件下壁面型線的設(shè)計(jì)及流場參數(shù)求解，在二元[20]、軸對稱[21]及內(nèi)收縮[12]等多種壓縮流場與進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中均進(jìn)行了應(yīng)用研究及試驗(yàn)驗(yàn)證。圖9為外壓縮面基于壓力反設(shè)計(jì)的二元進(jìn)氣道試驗(yàn)研究，圖9(b)中壓力p以來流靜壓p0無量綱化?？梢姶娇谇暗耐鈮嚎s面符合給定的壓升規(guī)律，從而在二元進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中驗(yàn)證了這種設(shè)計(jì)思想。

圖9 外壓縮面基于壓力反設(shè)計(jì)的二元進(jìn)氣道試驗(yàn)研究Fig.9 Test investigation of 2D inlet with external compression surface reverse designed according to given pressure distribution

為了獲得高性能的壓縮系統(tǒng)，對壓力分布的設(shè)定方式進(jìn)行了廣泛的探索，研究了等壓力梯度壓升規(guī)律、二次壓升規(guī)律、三次曲線壓升規(guī)律以及等熵壓縮規(guī)律等[22-23]。后期還采用了更復(fù)雜的反正切壓升規(guī)律[24]以及將壓縮面分為前、中、后3部分的分段函數(shù)升壓形式[21,25]等。近幾年來，已經(jīng)對各種不同壓升規(guī)律下的壓縮面性能特點(diǎn)與優(yōu)化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了系統(tǒng)的研究和分析。研究表明[22]，采用緩-急-緩的升壓規(guī)律來設(shè)計(jì)高超聲速進(jìn)氣道的壓縮面總體性能好。

2.3 反設(shè)計(jì)3：給定沿程減速規(guī)律的反設(shè)計(jì)

與給定壓縮面的壓力分布反設(shè)計(jì)壓縮系統(tǒng)的方法類似，給定壓縮面的減速規(guī)律也可以進(jìn)行反設(shè)計(jì)，兩者分別從不同的角度對流場進(jìn)行控制，取得的效果也有所區(qū)別。例如根據(jù)壁面壓力分布反設(shè)計(jì)內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場，對內(nèi)部流線壓力分布控制并不理想，而根據(jù)馬赫數(shù)分布反設(shè)計(jì)的基準(zhǔn)流場內(nèi)部流線則保持了相似的趨勢[26]，如圖10所示，其中Rin為基準(zhǔn)流場進(jìn)口半徑。從氣動原理上講，靜壓和馬赫數(shù)并非簡單的線性關(guān)系，給定沿程馬赫數(shù)分布規(guī)律的反設(shè)計(jì)是另一種新的設(shè)計(jì)途徑。針對不同的場合，選擇合適的反設(shè)計(jì)目標(biāo)有利于快速得到高性能的壓縮系統(tǒng)。

圖10 根據(jù)馬赫數(shù)分布反設(shè)計(jì)的內(nèi)收縮進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場Fig.10 Inward turning inlet basic flow field reverse designed according to Mach number distribution

早期研究中采用了基于簡單波Prandtl-Meyer方程的近似反設(shè)計(jì)[23]。目前均采用基于特征線法的反設(shè)計(jì)[26-30]。數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)(如圖11所示)的驗(yàn)證表明這種由馬赫數(shù)分布來實(shí)現(xiàn)的反設(shè)計(jì)方法是可行的[30]。

圖11 根據(jù)沿程馬赫數(shù)分布反設(shè)計(jì)的彎曲壓縮面試驗(yàn)Fig.11 Test investigation of curved shock compression reverse designed according to given Mach number distribution

對馬赫數(shù)分布規(guī)律的設(shè)定形式也進(jìn)行了大量探索，研究了等馬赫數(shù)梯度分布、二次分布、1/2次分布、反正切分布以及分段形式的馬赫數(shù)分布等[26-30]。對各種不同規(guī)律下的壓縮面性能特點(diǎn)與優(yōu)化設(shè)計(jì)方法均進(jìn)行了詳細(xì)的分析。對于混合給定壁面壓力和馬赫數(shù)設(shè)計(jì)也進(jìn)行了研究[31]。

2.4 反設(shè)計(jì)4：給定彎曲激波的反設(shè)計(jì)

彎曲激波確定了壓縮系統(tǒng)長度，并且是造成壓縮損失的主要因素，對流場性能有重要影響，因此研究根據(jù)給定的激波型線反設(shè)計(jì)壓縮壁面的方法從而實(shí)現(xiàn)對流場的主動控制是很有意義的。其具體實(shí)現(xiàn)方法即2.1節(jié)反設(shè)計(jì)1中采用特征線理論從激波向下游推進(jìn)到未知物面的過程，目前已經(jīng)在多種反設(shè)計(jì)情況下使用了這種由激波波面開始的流場反設(shè)計(jì)。

使用該方法根據(jù)給定的凸形彎曲激波設(shè)計(jì)鈍頭體型線進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證[14]，如圖12所示，試驗(yàn)結(jié)果與預(yù)期設(shè)計(jì)吻合良好，證明了該方法的正確性。

圖12 根據(jù)彎曲激波反設(shè)計(jì)的鈍頭體試驗(yàn)研究Fig.12 Test investigation of blunt body reverse designed according to given shock wave shape

在內(nèi)收縮進(jìn)氣道基準(zhǔn)流場研究中，提出了通過給定2道入射激波設(shè)計(jì)具有“三波四區(qū)”的新型基準(zhǔn)流場的概念，該方法能夠提高壓縮效率而且便于實(shí)現(xiàn)前體/進(jìn)氣道一體化[32]，這也是從預(yù)設(shè)激波出發(fā)設(shè)計(jì)壓縮流場的具體應(yīng)用。國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)的研究者也對不同形狀前緣激波確定的二元彎曲壓縮面的性能進(jìn)行了分析[33]。

3 彎曲激波壓縮系統(tǒng)在進(jìn)氣道上的應(yīng)用研究

3.1 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的二元進(jìn)氣道

課題組已經(jīng)對外壓縮段采用彎曲激波壓縮的二元進(jìn)氣道進(jìn)行了大量設(shè)計(jì)計(jì)算、性能分析及試驗(yàn)研究[9,20,23,29,34-37]。

將彎曲激波壓縮方式應(yīng)用在內(nèi)壓段，發(fā)展了通過給定壓力分布規(guī)律來反設(shè)計(jì)整個(gè)二元進(jìn)氣道流道的方法，實(shí)現(xiàn)了氣動參數(shù)可控的進(jìn)氣道內(nèi)外壓縮面一體化反設(shè)計(jì)[38]，如圖13所示，其中節(jié)點(diǎn)壓力梯度dp/dxi為設(shè)計(jì)變量。在此基礎(chǔ)上探索了結(jié)合優(yōu)化算法尋找綜合性能優(yōu)秀的進(jìn)氣道的途徑[38]，得到的優(yōu)化方案在馬赫數(shù)為6的條件下喉道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.68，馬赫數(shù)為4時(shí)流量系數(shù)為0.77。對應(yīng)用此方法設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖14所示，結(jié)果表明經(jīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道性能達(dá)到了較高的水平，證明所建立的新設(shè)計(jì)方法是科學(xué)、可行的，這種進(jìn)氣道整體反設(shè)計(jì)的全新設(shè)計(jì)方法已經(jīng)日趨成熟，可以嘗試在工程發(fā)展中加以應(yīng)用。

圖13 基于壓力分布的二元進(jìn)氣道內(nèi)外壓縮一體化反設(shè)計(jì)Fig.13 Integrated reverse design of 2D inlet external and internal compression based on given pressure distribution

圖14 采用一體化反設(shè)計(jì)的二元進(jìn)氣道試驗(yàn)研究Fig.14 Test investigation of 2D inlet applying integrated reverse design method

對于采用二維彎曲激波壓縮流場生成三維進(jìn)氣道的方法進(jìn)行了研究[36,39-40]，也取得了較好的效果。

3.2 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的軸對稱進(jìn)氣道

與二元進(jìn)氣道類似，可采用曲面錐替換傳統(tǒng)多級錐設(shè)計(jì)彎曲激波壓縮軸對稱進(jìn)氣道。本研究根據(jù)給定的分段形式的壓升規(guī)律反設(shè)計(jì)生成曲面錐，設(shè)計(jì)了彎曲激波壓縮軸對稱進(jìn)氣道進(jìn)行數(shù)值計(jì)算研究和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，如圖15所示[21]。結(jié)果表明，彎曲激波壓縮軸對稱進(jìn)氣道總體性能優(yōu)異，均高于同等約束條件下的雙錐或三錐壓縮進(jìn)氣道，試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果比較接近。

圖15 采用彎曲激波壓縮的軸對稱進(jìn)氣道試驗(yàn)研究Fig.15 Test investigation of axisymmetric inlet applying curved shock wave compression

3.3 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的側(cè)壓進(jìn)氣道

對頂板或側(cè)板采用彎曲壓縮面的側(cè)壓式進(jìn)氣道進(jìn)行了大量設(shè)計(jì)、計(jì)算與試驗(yàn)研究[23,41-43]。

針對某等熵壓縮高超側(cè)壓式進(jìn)氣道，采用壁面馬赫數(shù)線性分布的彎曲壓縮面替代其等熵壓縮頂板，側(cè)板也替換為壁面馬赫數(shù)線性分布的彎曲壓縮面，得到新型彎曲激波壓縮側(cè)壓式進(jìn)氣道并進(jìn)行了數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖16所示[43]。

圖16 采用彎曲激波壓縮的三維側(cè)壓式進(jìn)氣道試驗(yàn)研究Fig.16 Test investigation of 3D sidewall compression inlet applying curved shock wave compression

結(jié)果表明，采用等馬赫數(shù)梯度設(shè)計(jì)原則可以獲得高性能的側(cè)壓式進(jìn)氣道氣動設(shè)計(jì)。

3.4 采用彎曲激波壓縮系統(tǒng)的內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場及內(nèi)收縮進(jìn)氣道

課題組針對傳統(tǒng)內(nèi)收縮基準(zhǔn)流場設(shè)計(jì)方法的不足進(jìn)行了一系列改進(jìn)研究：提出并建立了由壓升規(guī)律反設(shè)計(jì)基準(zhǔn)流場的“反正切理論”和相應(yīng)的設(shè)計(jì)方法[22]；研究了減弱反射波強(qiáng)度從而避免反射激波入射點(diǎn)附近附面層分離的多種中心體修型方法[22,44]；提出并建立了一種由減速規(guī)律反設(shè)計(jì)基準(zhǔn)流場的“四波四區(qū)”設(shè)計(jì)方法；提出并建立了一種“雙彎曲激波三波四區(qū)”的新型軸對稱基準(zhǔn)流場[32]。

應(yīng)用反正切壓升規(guī)律反設(shè)計(jì)基準(zhǔn)流場，通過流線追蹤設(shè)計(jì)矩形轉(zhuǎn)圓內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖17所示[24]，出口總壓恢復(fù)達(dá)到0.52，具有較好的總體性能。

圖17 采用反正切壓升規(guī)律基準(zhǔn)流場的內(nèi)收縮進(jìn)氣道試驗(yàn)研究Fig.17 Test investigation of inward turning inlet with arctangent pressure distribution basic flow field

應(yīng)用反正切馬赫數(shù)分布規(guī)律和“四波四區(qū)”基準(zhǔn)流場的思想設(shè)計(jì)方轉(zhuǎn)圓內(nèi)收縮進(jìn)氣道，進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)。圖18為新型“四波四區(qū)”軸對稱基準(zhǔn)流場，其中R為徑向坐標(biāo)。試驗(yàn)得到的進(jìn)氣道性能與數(shù)值模擬比較接近，如圖19所示，且性能良好，驗(yàn)證了這種設(shè)計(jì)內(nèi)收進(jìn)氣道的新概念，在探究新型內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法并提高進(jìn)氣道總體性能方面是一種可能的途徑。

圖18 新型“四波四區(qū)”軸對稱基準(zhǔn)流場Fig.18 Innovative axisymmetric basic flow field containing “four shock waves and four regions”

圖19 采用反正切馬赫數(shù)分布“四波四區(qū)”基準(zhǔn)流場的內(nèi)收縮進(jìn)氣道試驗(yàn)研究Fig.19 Test investigation of inward turning inlet with arctangent Mach number distribution basic flow field containing “four shock waves and four regions”

4 寬馬赫數(shù)可控變形的彈性彎曲壓縮面

高超聲速進(jìn)氣道需要在較寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)均保持盡量高的流量捕獲、較低的總壓損失和較高的壓比，從而向發(fā)動機(jī)提供足夠的、高質(zhì)量的壓縮空氣。對于彎曲激波這種壓縮方式，通過使進(jìn)氣道頂板的彎曲型面隨飛行馬赫數(shù)的變化而變形，從而靈活地控制外壓段彎曲激波的位置(例如始終貼于唇口)，無疑是很有吸引力的設(shè)計(jì)思想。

圖20為2種以隔離段高壓氣流驅(qū)動彈性壓縮面變形的設(shè)計(jì)概念。對其簡化模型的流固耦合計(jì)算結(jié)果表明該方案可以提升非設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)下進(jìn)氣道的性能[45-47]。

圖20 2種以隔離段高壓氣流驅(qū)動彈性壓縮面變形的設(shè)計(jì)概念Fig.20 Two conceptual designs of morphing compression surface actuated by high pressure air bleed from isolator

為了考察彈性壓縮面在上下載荷作用下的彈性變形及其氣動力特性，設(shè)計(jì)了端點(diǎn)驅(qū)動的簡單彈性壓縮面模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖21和圖22所示[45]，試驗(yàn)結(jié)果表明數(shù)值計(jì)算能夠較好地模擬這種情況下的彎曲壓縮面流場結(jié)構(gòu)。

圖21 端點(diǎn)驅(qū)動的彈性壓縮面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚45]Fig.21 Wind tunnel test model of flexible morphing compression surface actuated at the terminal[45]

圖22 彈性壓縮面模型變形過程中的流場紋影[45]Fig.22 Schlieren photographs of flow field during deflecting of flexible morphing compression surface[45]

為了探索新型驅(qū)動裝置，采用形狀記憶合金(Shape Memory Alloy，SMA)構(gòu)造可調(diào)壓縮面進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，如圖23和圖24所示[45]。初步的試驗(yàn)研究表明，SMA在風(fēng)洞試驗(yàn)條件下通過電加熱能夠變形成為預(yù)定形狀，使激波形狀發(fā)生顯著變化，具有良好的驅(qū)動特性。

圖23 SMA驅(qū)動的彈性彎曲壓縮面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚45]Fig.23 Wind tunnel test model of flexible morphing compression surface actuated by SMA[45]

圖24 形狀記憶合金驅(qū)動彎曲壓縮面變形過程中的流場紋影Fig.24 Schlieren photographs of flow field during deflecting of SMA actuated compression surface

5 結(jié) 論

1)本研究提出了彎曲壓縮面-彎曲激波壓縮系統(tǒng)的新概念，實(shí)現(xiàn)了由給定出口氣動參數(shù)的超聲速內(nèi)流道反設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了由給定壓縮面壓力分布、給定壓縮面馬赫數(shù)分布要求的型面反設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了由給定激波波面的壓縮型面反設(shè)計(jì)。

2)大量的數(shù)值研究和風(fēng)洞試驗(yàn)證明，彎曲壓縮面-彎曲激波壓縮系統(tǒng)具有良好的綜合氣動性能，從而為高性能高超聲速進(jìn)氣系統(tǒng)的氣動設(shè)計(jì)提供了一種全新的設(shè)計(jì)方法。

致 謝

研究工作是在中國航天科工集團(tuán)第三研究院動力機(jī)械研究所李大進(jìn)研究員、中國空氣動力研究與發(fā)展中心余安遠(yuǎn)副研究員、南京航空航天大學(xué)金志光副教授、蘇緯儀副教授的積極參與下，在博士研究生潘瑾、孫波、駱曉臣、南向軍、劉凱禮、王磊、張林、李永洲、曹學(xué)斌等，碩士研究生居燕、方興軍、劉燚、甘寧鋼、高亮杰、高雄、張龍冬、向有志、周宏奎、賈柯、李建、周碩、朱偉、翟永璽、蔡佳、王淵、李志華、楊順凱、鐘啟濤等人的創(chuàng)造性工作和努力下完成的。

文章作者對此一并表示衷心的感謝。

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Tel: 025-84892201-2100

E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

*Corresponding author. Tel.： 025-84892201-2100 E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

Research progress of hypersonic inlet reverse design based on curved shock compression system

ZHANG Kunyuan*

JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystem,CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

This paper gives a summary on curved shock compression research in the last decade. The new concept of curved shock compression system is proposed, in which specially designed 2D or 3D curved compression surface is applied. The leading shock wave would be curved due to its interaction with isentropic compression waves near the compression surface, and free stream is compressed by the curved shock wave together with the isentropic waves. Based on this concept: methods of reverse designing supersonic internal flow path according to assigned outflow parameters, reverse designing compression surface according to pressure distribution or Mach number distribution along the surface, and reverse designing surface according to shock wave shape are established. The curved shock compression has a good comprehensive performance as shown in the investigation, and represents a brand-new approach for the design of hypersonic propulsion compression system.

hypersonic inlet; reverse design; curved shock compression system; curved compression surface; wind tunnel test; geometry variable inlet

2014-07-25； Revised： 2014-09-01； Accepted： 2014-09-16； Published online： 2014-09-17 15:39

National Natural Science Foundation of China (90916029)

2014-07-25; 退修日期： 2014-09-01; 錄用日期： 2014-09-16; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-09-17 15：39

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0240.html

國家自然科學(xué)基金 (90916029)

Zhang K Y. Research progress on hypersonic inlet reverse design based on curved shock compression system [J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 274-288.張堃元. 基于彎曲激波壓縮系統(tǒng)的高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計(jì)研究進(jìn)展[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(1): 274-288.

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

10.7527/S1000-6893.2014.0240

V231

A

1000-6893(2015)01-0274-15

張堃元 男，教授，博士生導(dǎo)師。主要研究方向：內(nèi)流氣體動力學(xué)。

*通訊作者.Tel.： 025-84892201-2100 E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0240.html