李永洲， 张堃元， 孙迪

1.南京航空航天大学 能源与动力学院， 南京 210016 2.中国航天科技集团公司 西安航天动力研究所， 西安 710100 3.中国航天科技集团公司 西安航天动力技术研究所， 西安 710025

抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响

李永洲1,2,*， 张堃元1， 孙迪3

1.南京航空航天大学 能源与动力学院， 南京 210016 2.中国航天科技集团公司 西安航天动力研究所， 西安 710100 3.中国航天科技集团公司 西安航天动力技术研究所， 西安 710025

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案，并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响，获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性：在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力，相对原型进气道，设计点(Ma=6.0)放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%，临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外，在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力，Ma=5.0，攻角AOA=4° 时实现了自起动，此时放气流量为0.78%的进口捕获流量，起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。

内收缩进气道； 抽吸； 风洞试验； 起动性能； 涡流区

高性能的高超声速进气道是超燃冲压发动机乃至整个飞行器成功的关键[1]，对Ma=5～7一级碳氢燃料飞行器，进气道的压缩效率每提高1%，推进系统的比冲可以增加3%～5%[2]。相比传统的二元、轴对称和侧压式进气道，三维曲面压缩的内收缩进气道具有更高的压缩效率，良好的流量捕获能力、非设计点性能以及适应性，加之设计过程的逆向性，近年来受到研究人员的广泛重视，已成为当前研究的热点[3-4]，并可能再次革新整个飞行器的总体方案[5-6]。

对于腹部进气布局的高超声速飞行器，进气道采用矩形进口便于模块化安装和前体的一体化设计[7]，而相对矩形燃烧室，椭圆和圆形燃烧室具有重量轻、浸润面积小以及便于热防护等优势。为了同时满足上述进气道进/出口设计要求，多种矩形进口转椭圆/圆出口内收缩进气道的设计方法被提出[8-11]。但是，这类进气道的隔离段内存在一个明显的涡流区，不但造成出口均匀性变差，而且总体性能和抗反压能力也随之降低。此外，虽然流线追踪技术使得内收缩进气道前缘后掠，在低马赫数下可以更好地起动，但是并没有完全解决起动问题[12]。文献[13]通过移动唇口的变几何方式实现了低马赫数起动，这会增加结构的复杂性和重量，同时对结构的可靠性提出了严苛要求。因此，设计人员希望可以在定几何条件下改善进气道的起动性能。

抽吸是传统二元、轴对称和侧压式进气道中流动控制行之有效的方法[14-16]，通过合理地设计槽/孔的位置和形式等，不但可以提升进气道的起动性能，而且可以提高总体性能。本文作者针对圆形进口内收缩进气道，设计了5种典型抽吸方案，并通过数值仿真研究了其对内收缩进气道涡流区和起动性能的影响，结果表明效果良好[17]。本文作为上述工作的延续，针对文献[18]的高性能方转圆内收缩进气道构型和流场特点，设计了抽吸方案，并通过设计点和非设计点的风洞试验研究了抽吸对这类方转圆进气道总体性能和自起动能力的影响。

1 方转圆进气道构型设计

本文研究的方转圆内收缩进气道即原型进气道的设计细节见文献[18]，首先设计了反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场，然后结合流线追踪和截面渐变技术设计出方转圆进气道。该进气道设计点马赫数Mai=6.0，为了保证其在来流马赫数Ma=5.0时可以自起动，参考此时唇口封闭处横截面的平均马赫数来设定内收缩比Rci，Rci最终取1.40，大于Kantrowitz限制(Rci=1.34)[19]，对应的总收缩比为5.78，等直隔离段为7倍喉道当量直径。风洞试验模型由方转圆进气道、隔离段、测量段和支撑底板等部件构成，具体见图1。进气道捕获面积为0.014 6 m2，喉道直径0.056 7 m，总长1.14 m。风洞试验已表明该进气道在宽马赫数范围内具有较高的性能[18,20]。

2 数值计算方法

采用Fluent软件求解三维N-S方程，通量差分采用Roe-Flux Difference Split (FDS)格式，湍流模型为Re-Normalization Group (RNG)k-ε模型，近壁采用标准壁面函数法并使用二阶迎风格式离散各方程。选用理想气体模型并考虑比热随温度的变化，分子黏性系数用Sutherland公式计算。壁面取绝热无滑移和固体边界条件，进口取压力远场边界条件，出口采用压力出口边界条件。由于模型和流动的对称性，取一半模型进行计算，加密壁面附近的网格，使得其主要区域的y+在30左右，总网格单元为86万左右。各残差指标至少下降3个数量级并且流量沿程守恒时认为收敛。

自起动马赫数按照准定常过程进行计算，首先计算获得较低来流马赫数时的不起动流场，在此基础上，不断提高来流马赫数直至进气道重新起动，此时的来流马赫数即为自起动马赫数，每次计算的来流马赫数增量为0.1。

文献[20-23]进行了网格无关性分析和算例校验，结果表明，本文的计算方法能够较准确地模拟高超声速进气道起动、不起动和自起动时的内部复杂流动结构，可信度较高。

3 抽吸方案设计

对原型进气道开展三维黏性数值计算，根据获得的流场结构进行抽吸槽初步设计，然后对抽吸槽进行参数化研究后选取较优的方案进行风洞试验。为了减小进气道隔离段内的涡流区，应该将抽吸槽开在顶板对称面附近下洗气流集中区域[17]。图2给出了设计点(Ma=6.0)和超额定点(Ma=7.0)时喉道附近的下洗气流分布，图中p为当地静压，p0为来流静压。可以看出，高马赫数(Ma=7.0)时气流下洗得更加严重而且还有小的分离包。在顶板对称面开纵向抽吸槽将Ma=6.0和Ma=7.0时的下洗气流均排出，可以减小宽马赫数范围内的涡流区。为了尽可能地提高抽吸效率，对抽吸槽的长度和宽度进行参数化研究，优化后的抽吸方案见图3，其给出了抽吸槽A的具体几何尺寸和相对位置投影，投影面与对称面垂直，其中点划线表示对称面，虚线表示喉道截面。槽A的起始位置位于Ma=7.0时下洗气流集中区域前沿附近，若继续沿流向加长该槽，在溢流量增加的同时出口涡流区变化很小。

图2 原型进气道壁面的静压分布与极限流线Fig.2 Surface static pressure distributions and limit streamlines of the original inlet

图3 抽吸槽A的几何尺寸和相对位置投影图Fig.3 Projection of the geometries and relative location of bleeding slot A

为了研究抽吸对进气道自起动性能的影响，首先对原型进气道不起动状态下的流场结构进行分析。图4给出了Ma=3.8时原型进气道典型的不起动流场以及三维分离包形状(分离区的界定以零流向速度流面为准)。内压段入口附近存在较大范围的分离包，分离包主要分布在顶板对称面附近以及侧板上，对称面附近分离包的高度和展向宽度均最大，侧板上的分离包更加靠前且范围较大但是高度较低，这点与圆形进口进气道不同，主要与方转圆进气道侧板更长，附面层发展更厚有关。为了提高进气道的自起动性能，将抽吸槽开在分离包内[17]，但是考虑到多模块进气道侧板放气困难，本文仅将抽吸槽开在顶板。图5给出了较优的抽吸方案，对称面上有1道较宽的纵向抽吸槽B1，沿展向左右对称布置1道较窄的纵向槽B2和B3。槽B1主要位于对称面附近分离包的前部，长度约为其2/3，宽度约为其最高处对应的宽度。槽B2和B3靠近顶板内侧，对其宽度和间距进行了参数化研究，合适的间距便可将两侧板上的分离包吸除而无需将槽设置在两侧板的分离包内。

图4 原型进气道的典型不起动流场及分离包(Ma=3.8)Fig.4 Typical unstart flow field and separation bubble of the original inlet (Ma=3.8)

基于上述研究，在原型进气道试验模型上设置抽吸槽以开展试验研究，具体见图6，抽吸槽开设在顶板上，与自由来流呈90°。靠前的3个抽吸槽(B1～B3)位于分离包内，主要用于提高进气道低马赫数时的自起动性能，靠后的抽吸槽A位于气流下洗集中区，主要用于减小涡流区。

图5 抽吸槽B的几何尺寸和相对位置投影图Fig.5 Projection of the geometries and relative location of bleeding slot B

图6 带抽吸槽的进气道试验模型及堵块Fig.6 Wind tunnel test model for the inlet with bleeding slots and blocking devices

4 风洞试验

4.1 试验条件

在南京航空航天大学∅500 mm高超声速风洞(NHW)中进行试验，NHW风洞是一座高压下吹-真空抽吸暂冲式风洞，试验名义马赫数分别为5、6、7和8，每次吹风时间持续约8 s。本文试验来流条件见表1，其中p*为来流总压，T*为来流总温。

表1 风洞试验来流条件Table 1 Stream conditions of wind tunnel test

试验中，通过Pressure System Inc.(PSI)公司的电子压力扫描阀和动态压力传感器直接测量进气道的沿程静压分布、出口截面的静压和皮托压，总体性能参数通过这些测量值换算并按照流量加权平均获得。进气道共54个沿程静压测点，出口截面有33个总压测点，呈“米”字型布置，每排耙按照等环面法沿径向布4个测点，中间1个点作为参考数据。在与8排耙相对应的出口壁面位置沿周向布置8个静压测点，采用步进电机前后移动堵锥来模拟出口不同反压。另外，通过静压测点监测通道内的波系结构，并采用∅300 mm的纹影系统来观察进气道波系结构。

4.2 抽吸对进气道的影响

4.2.1 设计点时进气道的通流特性

本节的抽吸是指仅打开后部抽吸槽A而前部3个抽吸槽关闭，图7给出了通流(无反压)条件下顶板、唇口板和侧板沿程静压的分布，图中CFD表示数值计算结果，Test表示风洞试验结果。图7(a)表明，顶板外压缩面的压力分布呈典型的反正切曲线，进入隔离段内，由于抽吸槽位于顶板对称面附近且为纵向，前缘激波的反射激波打在抽吸槽内，此处压力无突升，但是槽的后沿激波和唇口反射激波打在顶板喉道之后造成此处压力突升，而后膨胀加速减压。虽然顶板附面层较厚，但是通过放气使其低速流减小，附面层不易分离，从而避免了产生额外波系，波系结构简单。另外，顶板与唇口板存在压力波峰/波谷交替出现的情况。总体而言，数值计算结果与试验结果基本吻合，这与不放气时存在一定差别[18]，说明本文数值计算方法对涉及到较弱的激波/附面层相互作用流场时可信度更高。

图7 设计点时顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布Fig.7 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall at design point

图8给出了出口截面马赫数分布，试验与数值计算结果分布趋势一致，上部存在高速主流区，下部存在明显的对涡区。数值计算的主流区内马赫数分布较均匀，都在3.35左右，风洞试验的差距稍大，平均在3.30左右且主流区更大一些。与原型进气道相比[18]，抽吸时进气道的出口截面主流区范围和马赫数更大，说明抽吸对减小出口涡流区有效。

图8 设计点时出口的马赫数分布 Fig.8 Mach number distributions on exit plane at design point

抽吸时进气道设计点的性能参数见表2，其中：φ为流量系数，σ为总压恢复系数，pe/p0为增压比，Mae为出口马赫数。数值计算得到的出口马赫数和增压比与试验吻合较好，试验测得的总压恢复系数提升了2.6%。流量系数的测量不佳，这是由于试验中采用了有限测点难以表征复杂流场特征尤其是低速区，导致流量相对增加了15%，但也间接说明该进气道具有高的流量捕获能力。总体而言，数值计算结果可以反映进气道的实际性能，本文的计算方法可用于放气状态下的通流计算。与原型进气道试验结果相比[18](σ=0.561，pe/p0=26.2)，放气量为0.99%的实际捕获流量时，出口总压恢复系数提高了3.8%，增压比近似相等。

以上研究说明，与原型进气道相比，通过在下洗气流集中区开纵向槽减小了涡流区，进而提高了出口均匀性和总体性能。

表2设计点时出口截面的总体性能参数

Table2Generalperformanceparametersonexitplaneatdesignpoint

Itemφσpe/p0MaeTest1．0800．58225．82．82CFD0．9390．56723．52．81

4.2.2 设计点时进气道的反压特性

图9 设计点时不同反压下顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布Fig.9 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall with different back pressure at design point

试验过程中利用进气道出口的节流堵锥模拟反压，图9给出了不同反压pe/p0时进气道顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布。随着出口反压不断提高，顶板、唇口板和侧板的静压扰动位置不断向前移动。当pe/p0=150时，顶板和侧板的扰动点都基本接近喉道，唇口板扰动点在喉道之后，此时反压即为临界反压。将反压继续增加到161倍时，扰动点传至外压段，进气道处于不起动状态。与原型进气道相比，经过开槽抽吸，临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。这是由于顶板附面层较厚是导致最大抗反压能力下降的关键因素[18]，因此将顶板附面层排出有利于提高抗反压能力。

试验测得临界和不起动状态时出口马赫数分布如图10所示。与原型进气道一致[18]，临界状态时高速主流区位于上部，下部为低速亚声速区，此时出口平均马赫数为1.06。不起动时，流道内亚声速区进一步扩大，出口全场亚声速，平均马赫数降为0.67。

图11给出了进气道出口截面的总压恢复系数和马赫数随反压变化曲线，随着出口反压不断提升，总压恢复系数和出口马赫数随之下降，临界反压之前梯度不断减小。临界反压时，出口平均马赫数和总压恢复系数分别为1.06和0.216。表3给出了进气道不起动状态下某一时刻的性能参数，出口平均马赫数降为0.67，总压恢复系数降为0.135。

图10 设计点时临界和不起动状态时出口的马赫数分布Fig.10 Mach number distributions on exit plane under critical and unstart conditions at design point

图11 设计点时出口总压恢复系数和马赫数随反压变化Fig.11 Total pressure recovery coefficient and Mach number vs back pressure on exit plane at design point

表3设计点时典型反压下出口截面的总体性能参数

Table3Generalperformanceparametersonexitplanewithtypicalbackpressureatdesignpoint

Conditionσpe/p0MaeCritical0．2161501．06Unstart0．1351610．67

4.2.3Ma=5.0, AOA=4° 时进气道的自起动性能

由于原型进气道的内收缩比(Rci=1.40)远高于Ma=5.0，攻角AOA=4° 时Kantrowitz限制(Rci=1.20)，数值计算结果表明原型进气道此时无法自起动，因此，本文自起动试验中同时打开了前部抽吸槽B1、B2和B3而关闭了后部抽吸槽A。预先给定一个锥位使打开抽吸槽的进气道处于不起动状态，此时通过观察纹影发现明显“喘振”现象，然后不断向后退锥，某一时刻“吐出”的不起动波系进入到通道内，而且纹影显示波系稳定(图12)、沿程静压分布与通流情况基本相同，说明进气道再次起动，即进气道在Ma=5.0，AOA=4° 时具有自起动能力，放气量为来流捕获流量的0.78%(CFD)。上述结果表明在顶板分离区开3道纵向抽吸槽的确可以有效吸除分离包，提高进气道的自起动能力，但是3个槽作用大小需要进一步详细研究。

图12 Ma=5.0, AOA=4° 时进气道自起动后的纹影Fig.12 Schlieren image of the inlet self-starting at Ma=5.0, AOA=4°

进气道自起动过程中不同反压pe/p0时顶板的沿程静压分布曲线如图13所示，进气道开始(pe/p0=150)是不起动状态，反压已经前传至外压段。随着出口反压不断降低，压力扰动点不断后移，某一时刻“吐出”的气流被完全“吞入”，此时的反压称为“下临界反压”，其可以作为评估进气道最大抗反压能力的参考。该进气道的“下临界反压”pe/p0=103，对应的出口平均马赫数和总压恢复系数分别是1.05和0.429。

图13 Ma=5.0，AOA=4° 时自起动过程中不同反压时顶板的沿程静压分布Fig.13 Static pressure distributions on top wall with different back pressure in self-starting process at Ma=5.0, AOA=4°

图14 Ma=5.0, AOA=4° 时不起动和再起动时出口的马赫数分布Fig.14 Mach number distributions on exit plane under unstart and restart conditions at Ma=5.0, AOA=4°

试验测得不起动和再起动时进气道出口马赫数分布如图14所示。不起动时全场亚声速，出口平均马赫数为0.60，增压比为110，总压恢复系数为0.270。再起动后，出口为超声速，主流区约占3/4，出口平均马赫数为2.12，此时对应的增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600，性能明显提升。

5 结 论

1) 在进气道顶板下洗气流集中区域开槽可以减小出口涡流区和提高抗反压能力。在设计点(Ma=6.0)，放气流量为0.99%的实际捕获流量时，出口总压恢复系数提高了3.8%，此时增压比近似相等；临界反压从135倍来流静压提高到了150倍，同时总压恢复系数提高了2.9%。

2) 在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力。Ma=5.0，AOA=4° 时实现了自起动，此时放气流量为0.78%的进口捕获流量，起动后增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。

3) 在设计点，当出口反压小于临界反压时，随着反压的增加，出口马赫数和总压恢复系数的下降梯度不断减小，且高速区均在出口截面上部。

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Effectofsuctiononperformanceofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransition

LIYongzhou1,2,*,ZHANGKunyuan1,SUNDi3

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

Varioussuctionschemesaredesignedforaninwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionwithcontrolledMachnumberdistribution.Experimentsandnumericalsimulationsareconductedtoanalyzetheinfluenceoftheschemeontheperformanceoftheinlet.Theoperationcharacteristicsofthedesignpointandtheself-startingperformanceareobtained.Theexperimentalresultsvalidatethatsuctioncanefficientlyimprovetheperformanceoftheinlet.Thebleedinginthedownwashconcentrationregionofthetopwallcanobviouslyreducetheexitvortexregionandimprovethebackpressureresistance.Comparedwiththoseoftheoriginalinlet,thetotalpressurerecoverycoefficientincreasesby3.8%andthecriticalbackpressureincreasesfrom135timesofthefreestreamstaticpressureto150timesattheexitsectiononthedesignpoint(Ma=6.0),whentherelativebleedingfluxis0.99%.Inaddition,thebleedingintheseparationregionofthetopwallcanpromotethestartingability.WhenMa=5.0andAOA=4°,theinletrealizesself-startingwiththerelativebleedingfluxbeing0.78%.Whentheinletrestarts,thecorrespondingcompressionratioandthetotalpressurerecoverycoefficientattheexitsectionare30.6and0.600,respectively.

inwardturninginlet;suction;windtunneltest;startingperformance;vortexregion

2015-12-24；Revised2016-01-23；Accepted2016-03-04；Publishedonline2016-03-091447

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160309.1447.008.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(90916029,91116001)

2015-12-24；退修日期2016-01-23；录用日期2016-03-04； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-03-091447

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160309.1447.008.html

国家自然科学基金 (90916029,91116001)

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

李永洲， 张堃元， 孙迪． 抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响J． 航空学报,2016,37(12):3625-3633.LIYZ,ZHANGKY,SUND.Effectofsuctiononperformanceofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3625-3633.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0065

V231.3

A

1000-6893(2016)12-3625-09

李永洲男， 博士， 工程师。主要研究方向： 高超声速推进技术和内流气体动力学。Tel.: 029-85208061E-mail: nuaa-2004@126.com

张堃元男， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 高超声速推进技术和内流气体动力学。Tel.: 025-84892201-2100E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

孙迪女， 硕士， 工程师。主要研究方向：高超声速气动热力学。Tel.: 029-85208061E-mail: sinda.y@163.com

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