迎角變化引起的高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)遲滯現(xiàn)象試驗(yàn)研究

徐尚成, 王 翼, 蘇 丹, 范曉檣, 王振國(guó)

(國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 長(zhǎng)沙 410073)

0 引 言

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理為捕獲一定量的氣流使其減速增壓，然后在燃燒室內(nèi)組織燃燒，從而產(chǎn)生推力[1]。進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，其性能直接決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率，尤其是進(jìn)氣道的起動(dòng)性能直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的工作范圍。因此，開展進(jìn)氣道起動(dòng)性能的研究很有必要[2-3]。

文獻(xiàn)[3]指出高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)過程中存在遲滯現(xiàn)象，即進(jìn)氣道由不起動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)槠饎?dòng)，但不能通過這一過程的逆向路徑由起動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)椴黄饎?dòng)[4]。目前國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)馬赫數(shù)和內(nèi)收縮比引起的進(jìn)氣道遲滯現(xiàn)象開展了大量研究[5-8]，但對(duì)迎角(Angle of attcck,AOA)引起的進(jìn)氣道遲滯研究相對(duì)較少，對(duì)迎角引起進(jìn)氣道流動(dòng)狀態(tài)變化的內(nèi)在機(jī)理還有待進(jìn)一步認(rèn)識(shí)[9]。另一方面，高超聲速飛行器在飛行中需進(jìn)行復(fù)雜的機(jī)動(dòng)，研究迎角對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)的影響對(duì)明晰飛行器飛行包線有重要意義。

常軍濤等[10-11]以二維進(jìn)氣道為研究對(duì)象，研究迎角變化引起的高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)/再起動(dòng)過程中的流動(dòng)特征，并從流動(dòng)穩(wěn)定性角度闡釋其產(chǎn)生的原因，分析了高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)/再起動(dòng)性能隨迎角變化的規(guī)律。文獻(xiàn)[12]指出馬赫數(shù)、內(nèi)收縮比和迎角等的變化都可造成進(jìn)氣道起動(dòng)遲滯，同時(shí)發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道入口處的大尺度分離區(qū)是遲滯現(xiàn)象產(chǎn)生的關(guān)鍵。但總的來看，目前對(duì)迎角引起的進(jìn)氣道遲滯研究還相對(duì)較少，對(duì)迎角變化對(duì)進(jìn)氣道自起動(dòng)/再起動(dòng)的作用機(jī)理理解還不夠深入，同時(shí)對(duì)迎角引起進(jìn)氣道遲滯現(xiàn)象還未展開系統(tǒng)的試驗(yàn)研究。

以文獻(xiàn)[13-14]設(shè)計(jì)得到的Bump/前體一體化進(jìn)氣道為研究對(duì)象，研究迎角變化引起的進(jìn)氣道起動(dòng)遲滯現(xiàn)象。通過試驗(yàn)和數(shù)值仿真結(jié)合的方法研究進(jìn)氣道迎角起動(dòng)能力，分析迎角引起的遲滯現(xiàn)象中進(jìn)氣道的性能。

1 研究對(duì)象

進(jìn)氣道模型由底座、進(jìn)氣道前體前錐、進(jìn)氣道前體后錐和唇罩4部分組成，模型總長(zhǎng)度285mm，進(jìn)氣道唇口對(duì)應(yīng)的角度為90°，側(cè)板采用前掠形式。進(jìn)氣道前體的前錐對(duì)應(yīng)模型設(shè)計(jì)中的激波依賴域，為錐型，模型狀態(tài)如圖1所示。已有的研究表明，錐尖形狀會(huì)導(dǎo)致駐點(diǎn)熱流過大，為避免這種情況出現(xiàn)，對(duì)錐尖進(jìn)行鈍化處理，以減小駐點(diǎn)熱流[15]。后錐在原軸對(duì)稱進(jìn)氣道的基礎(chǔ)上進(jìn)行了Bump/前體一體化改造[16]，將壁面曲線在對(duì)稱面附近抬升比較高，在兩側(cè)抬升比較低，從而在后錐上形成中間高，兩側(cè)低的Bump形狀, Bump/前體一體化進(jìn)氣道具體參數(shù)可參考文獻(xiàn)[16]。研究表明, Bump/前體一體化改造通過前體型面產(chǎn)生的橫向壓力梯度對(duì)分離區(qū)進(jìn)行重構(gòu)，使進(jìn)氣道起動(dòng)性能得到極大提升。

圖1進(jìn)氣道模型示意圖

2 試驗(yàn)裝置和計(jì)算方法

2.1 試驗(yàn)裝置及模型

試驗(yàn)在國(guó)防科技大學(xué)LF-220自由射流風(fēng)洞中進(jìn)行，試驗(yàn)裝置如圖2所示。風(fēng)洞噴管出口直徑220mm，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍3.0～6.0，總壓范圍0.1～4.0MPa，總溫范圍300～700K，最大運(yùn)行時(shí)間大于60s。配置有壓力采集系統(tǒng)、紋影觀測(cè)系統(tǒng)和五自由度迎角機(jī)構(gòu)等測(cè)量測(cè)試設(shè)備。

試驗(yàn)選用馬赫數(shù)為5.0的噴管，采用蓄熱式加熱器對(duì)上游氣流進(jìn)行加熱，穩(wěn)定段總壓1.59MPa，試驗(yàn)段靜溫91.67K，運(yùn)行流量為4.16kg/s。采用PSI壓力傳感器對(duì)模型壁面壓力進(jìn)行測(cè)量，采樣頻率為100Hz。通過紋影設(shè)備對(duì)進(jìn)氣道唇口附近流場(chǎng)進(jìn)行觀測(cè)，使用Photron Fastcam SA5高速相機(jī)，圖像分辨率為1024pixel×1024pixel，拍攝速率1250幀/s。

2.2 數(shù)值計(jì)算方法

采用基于有限體積法的三維N-S方程求解器進(jìn)行數(shù)值模擬，湍流模型為標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型。為減少計(jì)算量，取模型關(guān)于豎直對(duì)稱面的一半為計(jì)算對(duì)象，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并保證相鄰網(wǎng)格之間過渡光滑，盡量保證網(wǎng)格正交性以提高計(jì)算精度。對(duì)計(jì)算域入口、模型錐尖、唇口及進(jìn)氣道內(nèi)通道等復(fù)雜流動(dòng)區(qū)域的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。設(shè)置邊界層網(wǎng)格以盡可能準(zhǔn)確描述近壁流動(dòng)。在這種設(shè)置下，壁面y+在大部分區(qū)域均小于0.25。壁面網(wǎng)格劃分如圖3所示。

壁面采用無滑移絕熱邊界，計(jì)算域入口為遠(yuǎn)場(chǎng)來流，計(jì)算域出口采用壓力出口，計(jì)算域兩側(cè)采用對(duì)稱邊界條件，對(duì)流通量為0。

圖2 風(fēng)洞系統(tǒng)實(shí)物圖

圖3 壁面網(wǎng)格劃分示意圖

3 分析與討論

3.1 進(jìn)氣道起動(dòng)遲滯試驗(yàn)研究

通過改變迎角分別得到進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角和自不起動(dòng)迎角。其中，自起動(dòng)迎角獲得方法為：首先將進(jìn)氣道置于大迎角狀態(tài)，營(yíng)造進(jìn)氣道不起動(dòng)流場(chǎng)；然后逐漸減小迎角，直到進(jìn)氣道起動(dòng)，進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)時(shí)所對(duì)應(yīng)的迎角為進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角。進(jìn)氣道自不起動(dòng)迎角獲得方法為：首先將進(jìn)氣道置于小迎角甚至負(fù)迎角狀態(tài)，營(yíng)造進(jìn)氣道起動(dòng)流場(chǎng)；然后逐漸增大迎角，當(dāng)進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)所對(duì)應(yīng)的迎角為進(jìn)氣道自不起動(dòng)迎角。

為排除流場(chǎng)是否穩(wěn)定建立的疑慮，模型在特定迎角下會(huì)有一定時(shí)間的停留，使得模型在該迎角狀態(tài)下形成穩(wěn)定的流動(dòng)。具體表現(xiàn)為，設(shè)定模型在初始迎角下停留3s，在其他迎角下停留1s，進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角第1次試驗(yàn)的時(shí)序設(shè)定具體參數(shù)請(qǐng)見表1。試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，上述延遲時(shí)間完全滿足進(jìn)氣道建立穩(wěn)定流場(chǎng)結(jié)構(gòu)所需的時(shí)間。

表1 進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角第1次試驗(yàn)時(shí)序設(shè)定Table 1 Time sequence of the first experiment in the self-starting process

圖4為模型迎角按設(shè)定時(shí)序減小過程中流場(chǎng)的紋影變化。AOA=8.0°時(shí)前體激波與風(fēng)洞激波相交形成馬赫盤，此時(shí)由于阻塞度過大，風(fēng)洞未起動(dòng)。隨著迎角減小，模型迎風(fēng)面積減小，在AOA=4.0°時(shí)風(fēng)洞起動(dòng)，前體形成錐型激波，進(jìn)氣道入口前產(chǎn)生大尺度分離泡，分離激波打在唇口附近，此時(shí)進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)。隨著迎角的進(jìn)一步減小，前體激波角度不斷增大，但分離泡一直存在。直到迎角減小至AOA=-1.5°，進(jìn)氣道入口處的分離泡消失，結(jié)合對(duì)稱面壓力分布的變化可以發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)。由上述分析可知，進(jìn)氣道的自起動(dòng)迎角在-1.0°～-1.5°之間。

圖4 進(jìn)氣道迎角起動(dòng)試驗(yàn)過程中對(duì)稱面紋影圖(試驗(yàn)1)

Fig.4Schlierenimagesondifferentattackanglesduringthestartingprocess(firstexperiment)

為進(jìn)一步精確確定進(jìn)氣道的自起動(dòng)迎角，對(duì)試驗(yàn)時(shí)序進(jìn)行重新調(diào)整，展開第2組試驗(yàn)，表2為進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角第2次試驗(yàn)時(shí)序設(shè)定。試驗(yàn)中依然給定AOA=8.0°營(yíng)造進(jìn)氣道不起動(dòng)流場(chǎng)，但增加了-1.0°～-1.5°的迎角間隔。

表2 進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角第2次試驗(yàn)時(shí)序設(shè)定Table 2 Time sequence of the second experiment in the self-starting process

圖5為按設(shè)定時(shí)序減小過程中流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的迎角變化，其變化過程與第1組試驗(yàn)相似，都經(jīng)歷風(fēng)洞開啟—風(fēng)洞不起動(dòng)—風(fēng)洞起動(dòng)—進(jìn)氣道不起動(dòng)—進(jìn)氣道起動(dòng)—風(fēng)洞關(guān)閉的過程。由紋影圖可以看出，當(dāng)模型迎角減至-1.3°時(shí)，分離泡及分離激波消失，進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)。由此，可認(rèn)為進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角為AOA=-1.3°。

圖6為自起動(dòng)迎角試驗(yàn)2中典型迎角狀態(tài)下模型壁面沿程壓力分布。隨著迎角的減小，壁面沿程壓升隨之變小。由圖可知,在AOA=-1.3°時(shí),其內(nèi)收縮段內(nèi)壓力比AOA=-1.2°狀態(tài)下的壓力明顯偏小。這是由于此時(shí)進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)，大尺度分離區(qū)消失，進(jìn)氣道內(nèi)壓力大幅下降。

圖5 進(jìn)氣道迎角起動(dòng)試驗(yàn)過程中對(duì)稱面紋影圖(試驗(yàn)2)

Fig.5Schlierenimagesondifferentattackanglesduringthestartingprocess(secondexperiment)

圖6 不同迎角狀態(tài)下進(jìn)氣道壁面沿程壓力分布

Fig.6Wallpressuresalongflowdirectionwithdifferentanglesofattack

表3為進(jìn)氣道自不起動(dòng)試驗(yàn)中的迎角時(shí)序變化，設(shè)定迎角由-1.5°增大至10.0°。圖7為進(jìn)氣道迎角逐漸增大過程中其對(duì)稱面的紋影變化。當(dāng)迎角AOA=-1.5°時(shí)，進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)，隨著迎角的增大，前體激波逐漸靠近唇口，但進(jìn)氣道依然處于起動(dòng)狀態(tài)。當(dāng)AOA=10.0°時(shí)，由于前體對(duì)氣流的壓縮量變大，前體激波變?yōu)閺澢げ?，進(jìn)氣道依然處于起動(dòng)狀態(tài)。由于迎角設(shè)備的轉(zhuǎn)向范圍限制，無法進(jìn)一步增大迎角以形成不起動(dòng)流場(chǎng)?？梢哉J(rèn)為試驗(yàn)中進(jìn)氣道自不起動(dòng)迎角大于10.0°。

表3 進(jìn)氣道自不起動(dòng)迎角試驗(yàn)時(shí)序設(shè)定Table 3 Time sequence of the experiment in the self-unstarting process

可以看出迎角變化對(duì)高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)遲滯有顯著作用。試驗(yàn)中，進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角AOA=-1.3°，而自不起動(dòng)迎角大于10.0°。這也意味著有超過11.0°的迎角范圍位于進(jìn)氣道起動(dòng)雙解區(qū)。在起動(dòng)性能研究中可通過有效手段使位于雙解區(qū)的進(jìn)氣道流動(dòng)狀態(tài)發(fā)生變化，從而提高進(jìn)氣道迎角起動(dòng)性能。

圖7 模型迎角增大過程中流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化圖

Fig.7Schlierenimageswithdifferentanglesofattackduringtheself-unstartingprocess

進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)的最大差別是入口處是否形成大尺度分離區(qū)。當(dāng)進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，唇口處由于分離區(qū)的存在而形成溢流，唇口外激波也在分離激波和唇口溢流的影響下變?yōu)楣渭げ?，進(jìn)氣道內(nèi)收縮段內(nèi)始終維持較高的靜壓水平；當(dāng)進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，大尺度分離區(qū)消失，進(jìn)氣道內(nèi)形成順暢的流動(dòng)。

對(duì)于不起動(dòng)進(jìn)氣道，當(dāng)迎角減小至臨界值，進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)失穩(wěn)，并迅速建立起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。進(jìn)氣道通過分離區(qū)及波系結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)來流動(dòng)壓和背壓的匹配。流動(dòng)狀態(tài)失穩(wěn)即意味著該流場(chǎng)結(jié)構(gòu)無法實(shí)現(xiàn)來流動(dòng)壓和背壓的匹配，需要建立新的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)新的平衡。當(dāng)迎角減小，前體對(duì)氣流的壓縮程度變小，意味著來流動(dòng)壓增大，此時(shí)分離區(qū)后移，分離激波強(qiáng)度增加，對(duì)應(yīng)的背壓也增大，從而實(shí)現(xiàn)分離區(qū)的自持穩(wěn)定。當(dāng)迎角減小至臨界迎角，分離區(qū)的調(diào)整無法產(chǎn)生足夠大的背壓來對(duì)抗不斷增大的來流，此時(shí)分離區(qū)失穩(wěn)，進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)。

3.2 進(jìn)氣道遲滯現(xiàn)象分析

3.2.1 數(shù)值仿真與試驗(yàn)對(duì)比

采用數(shù)值仿真方法對(duì)上述試驗(yàn)過程進(jìn)行計(jì)算。選擇典型工況下的數(shù)值計(jì)算結(jié)果和對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

(1) 進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)下的流場(chǎng)

圖8為進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)下對(duì)稱面紋影計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。由圖可見，計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果得到前體激波角度基本一致，進(jìn)氣道入口處的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)也基本相同。圖9為進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)下對(duì)稱面壓力分布計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果，可以看出，二者對(duì)壓力走向及分離區(qū)位置的判斷基本一致。

圖8 進(jìn)氣道起動(dòng)流場(chǎng)對(duì)稱面紋影數(shù)值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

Fig.8Schlierenimagesofstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

圖9 進(jìn)氣道起動(dòng)流場(chǎng)對(duì)稱面壓力分布數(shù)值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

Fig.9Wallpressuredistributionofstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

(2) 進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)下的流場(chǎng)

圖10為進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)下對(duì)稱面紋影的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。可以看出，二者的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相似，進(jìn)氣道入口處大尺度分離區(qū)位置和大小基本相同。圖11為進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)下對(duì)稱面壓力分布計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果。不起動(dòng)狀態(tài)下內(nèi)收縮段的壓力維持在較高水平，數(shù)值結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果在前體段有較好的對(duì)應(yīng)，對(duì)大尺度分離區(qū)位置的判斷也基本一致，但發(fā)現(xiàn)分離區(qū)處數(shù)值計(jì)算得到的壓力值稍低于試驗(yàn)結(jié)果?？紤]到分離泡內(nèi)流動(dòng)的復(fù)雜性以及試驗(yàn)和仿真計(jì)算帶來的誤差，依然可以認(rèn)為二者對(duì)進(jìn)氣道流動(dòng)狀態(tài)及分離區(qū)的壓力分布判斷基本一致。

圖10 進(jìn)氣道不起動(dòng)流場(chǎng)對(duì)稱面紋影數(shù)值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

Fig.10Schlierenimagesofunstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

圖11 進(jìn)氣道不起動(dòng)流場(chǎng)對(duì)稱面壓力分布數(shù)值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

Fig.11Wallpressuredistributionofunstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

(3) 進(jìn)氣道迎角自起動(dòng)/自不起動(dòng)

圖12為進(jìn)氣道迎角自起動(dòng)和自不起動(dòng)過程中位于大尺度分離區(qū)內(nèi)測(cè)點(diǎn)的壓力試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果。圖中測(cè)點(diǎn)壓力隨迎角的變化形成遲滯環(huán)。在進(jìn)氣道自起動(dòng)過程中，壁面壓力一直維持在較高水平。隨著迎角減小，試驗(yàn)結(jié)果和數(shù)值計(jì)算下的壓力均下降。當(dāng)迎角減小至AOA=-1.3°，試驗(yàn)測(cè)得的壓力值突然急劇下降；當(dāng)迎角變?yōu)锳OA=-2.7°時(shí)，數(shù)值計(jì)算得到的壓力值也突然下降。結(jié)合流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)現(xiàn)，壓力突降處進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)?？梢钥闯?，試驗(yàn)和數(shù)值結(jié)果對(duì)進(jìn)氣道由不起動(dòng)到起動(dòng)的臨界迎角判斷相差不大，流動(dòng)狀態(tài)變化前后的壓力也基本對(duì)應(yīng)。在進(jìn)氣道自不起動(dòng)過程中，隨著迎角不斷增大，測(cè)點(diǎn)壓力的數(shù)值結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果均不斷增大，二者符合程度很高。在AOA=13.0°時(shí)，數(shù)值計(jì)算下的壓力值突然躍升，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。

圖12 進(jìn)氣道迎角自起動(dòng)/自不起動(dòng)過程中進(jìn)氣道內(nèi)通道測(cè)點(diǎn)壓力試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果

Fig.12Wallpressureatinternalsectionoftheinletintheprocessofself-starting/-unstarting

3.2.2 進(jìn)氣道迎角自起動(dòng)/自不起動(dòng)過程分析

圖13為數(shù)值計(jì)算得到的進(jìn)氣道自起動(dòng)/自不起動(dòng)過程中對(duì)稱面馬赫數(shù)的分布情況，其中，圖13(a)中從左至右為進(jìn)氣道自起動(dòng)過程，圖13(b)中從右至左為進(jìn)氣道自不起動(dòng)過程。在自起動(dòng)過程中，當(dāng)AOA=13.0°時(shí)，進(jìn)氣道入口處存在大尺度分離區(qū)，唇口處存在溢流。隨著迎角的減小，氣流壓縮程度變小，唇口溢流也減小。當(dāng)AOA=-2.5°時(shí)，氣流壓縮程度進(jìn)一步減弱，分離區(qū)進(jìn)入內(nèi)收縮段，尺度稍有變小，唇口溢流消失。當(dāng)AOA=-4.0°時(shí)，大尺度分離區(qū)消失，進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)。在進(jìn)氣道自不起動(dòng)過程中，隨著迎角的增大，前體激波越來越靠近唇口，氣流壓縮程度不斷增大。當(dāng)迎角增大至AOA=13.0°時(shí)，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。

圖13 進(jìn)氣道自起動(dòng)((a)，從左至右)/自不起動(dòng)過程((b)，從右至左)對(duì)稱面馬赫數(shù)分布

Fig.13Machnumberdistributionsonthesymmetryplanesintheself-startingprocess((a),fromlefttoright)andtheself-unstartingprocess((b),fromrighttoleft)

圖14為數(shù)值計(jì)算得到進(jìn)氣道自起動(dòng)/自不起動(dòng)過程中流量變化。迎角引起進(jìn)氣道流量變化主要的2個(gè)因素為前體激波不封口造成的流量損失和大尺度分離區(qū)造成的唇口溢流。進(jìn)氣道自起動(dòng)過程中迎角由AOA=15.0°減至10.0°時(shí)，流量曲線在0.03kg/s左右波動(dòng)，這是因?yàn)榇藭r(shí)流量變化主要由大尺度分離區(qū)主導(dǎo)，對(duì)迎角變化不敏感。隨著迎角的進(jìn)一步降低，流量曲線開始緩慢下降，此時(shí)迎角對(duì)流量的影響開始顯現(xiàn)。當(dāng)AOA=0°時(shí)，流量曲線開始上升，通過分析流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)現(xiàn)，此時(shí)分離區(qū)尺度變小，并且不斷后移，唇口溢流顯著減小，此時(shí)進(jìn)氣道流量變化再次由分離區(qū)主導(dǎo)。當(dāng)AOA=-2.7°時(shí)，流量曲線開始下降，此時(shí)進(jìn)氣道進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài)，大尺度分離區(qū)消失，流量?jī)H由迎角決定?？梢钥闯鲞M(jìn)氣道自起動(dòng)過程中，在迎角起動(dòng)雙解區(qū)兩側(cè)，分離區(qū)主導(dǎo)流量變化，雙解區(qū)大部分區(qū)域及起動(dòng)后的流量變化由迎角主導(dǎo)。

圖14 進(jìn)氣道自起動(dòng)/自不起動(dòng)過程中流量變化

進(jìn)氣道自不起動(dòng)過程中流量變化較為簡(jiǎn)單。隨著迎角增大，進(jìn)氣道流量不斷增大，流量曲線的變化由迎角主導(dǎo)。當(dāng)AOA=13.0°時(shí)，流量突然下降，然后維持在較低水平，此時(shí)進(jìn)氣道入口處出現(xiàn)大尺度分離區(qū)，唇口處產(chǎn)生溢流，流量曲線迅速降低。

4 結(jié) 論

通過試驗(yàn)和數(shù)值仿真結(jié)合的方法對(duì)一種Bump/前體一體化進(jìn)氣道的起動(dòng)遲滯現(xiàn)象展開研究。來流條件Ma=5.0，采用蓄熱式加熱器對(duì)上游氣流進(jìn)行加熱，穩(wěn)定段總壓1.59MPa，試驗(yàn)段靜溫91.67K。研究并分析了進(jìn)氣道迎角起動(dòng)性能，具體結(jié)論如下：

(1) 通過風(fēng)洞試驗(yàn)捕捉到進(jìn)氣道隨迎角變化由不起動(dòng)轉(zhuǎn)化為起動(dòng)的動(dòng)態(tài)過程，獲得進(jìn)氣道自起動(dòng)迎角為-1.3°，進(jìn)氣道自不起動(dòng)迎角大于10.0°。

(2) 采用的數(shù)值仿真方法對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)流場(chǎng)、進(jìn)氣道自起動(dòng)/自不起動(dòng)過程的描述與試驗(yàn)結(jié)果基本對(duì)應(yīng)。

(3) 進(jìn)氣道自起動(dòng)過程中，在迎角起動(dòng)雙解區(qū)兩側(cè)由分離區(qū)主導(dǎo)流量變化，雙解區(qū)大部分區(qū)域以及起動(dòng)后的流量變化由迎角主導(dǎo)；進(jìn)氣道自不起動(dòng)過程中，大尺度分離區(qū)形成前,迎角主導(dǎo)流量變化，分離區(qū)形成后,流量突降，最終形成遲滯環(huán)。