唇缘钝化对高超声速进气道气动特性影响的数值研究

温邻君，张旭

(1.国家知识产权局专利局专利审查协作河南中心，郑州450002；2.中国燃气涡轮研究院，成都610500)

唇缘钝化对高超声速进气道气动特性影响的数值研究

温邻君1，张旭2

(1.国家知识产权局专利局专利审查协作河南中心，郑州450002；2.中国燃气涡轮研究院，成都610500)

采用二维数值模拟方法，详细探讨了高超声速飞行条件下唇缘钝化对进气道气动特性的影响，给出了唇缘钝化前后进气道在设计与非设计状态下的气动特性。研究表明：唇缘钝化使进气道流场显著复杂化，恶化了进气道气动性能，降低了进气道抵抗出口反压干扰的能力。通常情况下，随着钝化半径的增大，进气道的流量捕获小幅上升，出口马赫数、总压恢复系数下降；在激波相干结构强烈作用时，进气道出口马赫数和总压恢复系数随钝化半径的增大呈现非单调性变化。本研究可为进气道构型的二次设计提供指导。

超燃冲压发动机；钝化唇缘；高超声速进气道；激波相干；气动特性；数值模拟

1 引言

超燃冲压发动机的高超声速进气道，需捕获足够多的空气并进行高效率的减速压缩，为燃烧室提供一定压力、温度和流量的空气。初步设计时，进气道唇罩前缘等迎风部位通常设计得非常尖锐，以满足发动机气动性能需求。然而在高超声速条件下，这些尖锐部位极易气动烧蚀，且其尖锐构型的工艺成本极高，必须对唇缘等部位进行适度钝化处理，以承受一定的气动热负荷[1-2]，同时降低加工成本。因此，研究唇缘钝化前后进气道的气动特性，对进气道的构型设计具有重要指导意义和工程价值。

唇缘钝化会直接改变进气道的波系结构、流量捕获能力及流场品质。首先，钝化唇缘将产生脱体弓形激波，以及局部高温高压、强熵梯度的亚声速气流，使进气道流场复杂化[1-5]。其次，为尽量满足发动机对进气道高流量捕获的需求，进气道外压缩波(斜激波或等熵压缩波)常汇聚于唇口，导致外压缩波与唇缘弓形激波相互作用，产生复杂的激波相干结构，诱发严酷的气动热问题，使进气道流场结构进一步复杂化[6-12]。Edney[8]通过大量实验研究总结了六类激波相干结构(Type I～VI)，且相干结构类型及伴随的热负荷取决于入射斜激波与弓形激波相交的位置。其中，Type I、II、V导致激波与边界层相互作用；TypeⅢ导致剪切层与壁面边界层相互作用；Type IV为超声速射流，内嵌于亚声速激波层，两侧以剪切层分界，并在壁面处以一道正激波结束；Type VI导致膨胀波与边界层相互作用。除Type VI引起的热负荷略有降低外，其他几类均导致局部热流和压力显著上升。卢洪波等[9-12]数值分析了等熵压缩波/弓形激波的相互作用，获得了二者作用的流态和热流特性，并提出了控制唇口气动热载荷的等熵波设计原则；此外，还结合简化二元进气道数值分析了唇缘钝化对进气道的反向影响，给出了唇缘钝化原则。

以上研究为进气道的二次设计奠定了理论基础，但几乎未结合实际进气道构型，难以直接应用于进气道工程设计，且未涉及非设计工况下唇缘钝化前后进气道的气动特性。为此，本文通过数值计算，详细探讨唇缘钝化前后典型二元进气道设计和非设计工况下的气动特性。

2 进气道构型及计算概述

2.1 进气道构型

唇缘无钝化时进气道的构型如图1(a)所示，为内外混合压缩式二元进气道，总收缩比为6.25，内收缩比约为1.89，理想捕获高度H0=100 mm，喉道高度Hth=16 mm。外压部分由三楔面组成，对应气流转折角依次为6.6°、3.8°和5.1°，设计工况(来流马赫数Ma∞=6、飞行高度H=26 km)下三道外压斜激波汇聚于尖唇缘的顶点。唇罩内折，内折角为2.6°。内压缩面与隔离段之间采用一定的圆弧过渡，以提高进气道的总压恢复系数[13]。

唇缘钝化时进气道的构型如图1(b)所示，其中RC为钝化半径。本文采用文献[11]中的ELM处理唇罩前缘，以尽可能降低其对进气道流场和性能的影响。唇缘钝化后，进气道理想捕获高度略微增加，幅度随RC的增大而增加。

图1 典型二元进气道模型Fig.1 The schematic of intake model

2.2 计算概述

采用商业软件CFD++的有限体积法求解二维湍流N-S方程，湍流模型为SSTk-ω。CFD++在高超声速领域及气动热方面的可靠性经过很多文献[11，14-16]验证，且其采用的二阶守恒型TVD格式和网格分界面物理量的近似黎曼求解器Harten-Lax-van Leer Contact处理方式，能很好地捕捉激波及滑移线等物理间断面，同时还能保证数值格式的正守恒性[17-19]。

唇缘钝化时进气道的计算域如图2所示，采用多块结构化网格。钝化唇缘前的计算域采用C型网格，且区域较大，可更好地捕捉流动细节。计算域左侧与上侧边界采用远场边界条件，给定为均匀来流条件。通流条件下，右侧边界采用出流边界条件，由内部插值确定。反压条件下，进气道出口直接施加给定反压，分析唇缘钝化对进气道抗反压能力的影响。所有壁面均采用无滑移绝热条件。通过网格加密及壁面法向第一层网格大小分析，整个计算域网格数随钝化半径不同在22.3万～25.1万间变化，壁面法向第一层网格大小取1 μm。计算时全场残差降至1×10-6量级以下或出现较稳定平台为收敛条件。

图2 唇缘钝化时进气道的计算域及网格Fig.2 Computational domain and mesh

3 设计点的气动特性

3.1 通流特性

图3给出设计工况(Ma∞=6，H=26 km)下不同唇缘钝化半径对应的进气道流场分布。可见，唇缘无钝化时，三道外压激波基本汇聚于尖唇缘顶点，但略靠近唇缘外侧，不存在激波/弓形激波的相互作用，且进气道存在少量溢流。唇缘钝化后，唇缘前首先产生一道脱体弓形激波，并与外压激波相互作用，但二者作用时三道外压激波未汇聚。结合Wieting[20]对双斜激波/弓形激波相互作用的研究结果——分散双斜激波/弓形激波作用可降低热负荷——可知，本文所选的钝化方式在设计工况下可降低唇缘热负荷。随着钝化半径的增大，外压激波与弓形激波作用的位置，由弓形激波的上超声速部分变化到下超声速部分，但未观察到明显的激波相干结构，这可能是计算网格不够密集和外压激波强度相对较弱所致。根据文献[10]、[11]可知，唇缘钝化对进气道性能的影响，主要体现在进气道内流道部分的唇口激波形态和强度上，故本文未观察到的流动结构对考察唇缘钝化的进气道性能几乎没有影响。

图4给出了通流状态下进气道的流量捕获、出口马赫数及出口总压，随唇缘钝化半径的变化关系，其中纵坐标采用尖唇缘进气道对应参数归一化处理。可见，随着钝化半径的增大，进气道流量捕获能力增强，但出口马赫数和总压恢复系数降低。结合图3可知，流量捕获变化趋势是由于钝化半径增大导致有效迎风捕获高度增加造成的；而出口马赫数和总压恢复系数变化趋势，是由于钝化半径增大，导致进气道捕获的唇缘驻点区低能流增加，和唇口激波变曲且强度增大两方面原因所致。当钝化半径增大到1.50 mm，即RC/Hth=9.38%时，流量捕获仅增加2.30%，而出口马赫数降低4.75%，总压恢复系数下降7.61%。这意味着唇缘钝化对进气道性能影响很大，其中对总压恢复系数的影响最为显著。

图3 设计工况下不同唇缘钝化半径对应的进气道流场分布Fig.3 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius at design operating conditions

图4 设计工况下进气道性能参数随唇缘钝化半径的变化Fig.4 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius at design operating conditions

3.2 反压特性

图5为反压作用下不同唇缘钝化对应的进气道马赫数分布云图，其中进气道出口反压pb为来流静压p∞的137倍。可见，唇缘钝化对进气道内流道激波串形态几乎没有影响，即不同钝化半径对应的进气道内流道激波串均为非对称的斜激波串结构，且受压缩面侧边界层较厚影响，激波串起始位置较上游侧均位于压缩面侧。结合图6所示的壁面压力分布，唇缘钝化削弱了进气道抵抗下游反压干扰能力，即同样出口反压作用下，激波串起始位置随唇缘钝化半径的增大而向上游移动，激波串长度相应增加。当钝化半径增大到1.50 mm时，激波串起始位置若以压缩面侧静压抬升位置来衡量，则激波串长度增加了36.37%倍喉道高度；若以唇罩侧静压抬升位置来衡量，则激波串长度增加了74.34%倍喉道高度。然而，由于位于进气道内流道部分的唇口激波强度随距唇罩内壁面距离的增加而减弱，贴近唇罩侧的气流流动损失较大，抵抗下游干扰能力更弱，且这种差异随钝化半径的增大而加剧。

图5 设计工况下pb/p∞=137时不同唇缘钝化半径对应的进气道流场分布Fig.5 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26 km andpb/p∞=137

图6 设计工况下pb/p∞=137时不同唇缘钝化半径对应的进气道壁面静压沿程分布Fig.6 Wall pressure distributions of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26km andpb/p∞=137

4 非设计点的气动特性

4.1 低马赫数特性

图7为低马赫数工况(Ma∞=5，H=26 km；下同)下不同唇缘钝化半径对应的进气道马赫数分布云图。可见，来流马赫数低于设计值时，三道外压激波抬起，并分别与唇口激波作用，作用位置均位于唇罩侧，进气道存在溢流。这主要是由于来流马赫数降低导致同等气流转折角对应的激波角增大所致。随着钝化半径的增大，位于进气道内流道部分的唇口激波强度增加，作用在压缩面上的位置向上游移动，所诱导的分离区分离点相应向上游移动。

图8给出了低马赫数工况下进气道主要性能参数随唇缘钝化半径的变化趋势。可见，随着钝化半径的增大，进气道流量捕获能力增强，出口马赫数和总压恢复系数降低。当钝化半径增大到1.50 mm时，流量捕获仅增加4.17%，而出口马赫数降低13.2%，总压恢复系数降低21.6%，这说明低马赫数下唇缘钝化效应的影响更加显著。

4.2 高马赫数特性

图9为高马赫数工况(Ma∞=7，H=26 km；下同)下不同唇缘钝化半径对应的进气道马赫数分布云图。可见，来流马赫数高于设计值时，同等气流转折角对应的激波角减小，三道外压激波汇聚后再与唇口激波作用，并入射到唇罩内侧。唇缘无钝化时，唇罩内侧未观察到明显的流动分离。唇缘钝化后，外压激波入射到唇罩内侧，诱使流动分离，且分离区随钝化半径的增大而增大，这主要是由于钝化导致唇罩内壁附近气流动压头低所致。

图10给出了高马赫数下进气道主要性能参数随唇缘钝化半径的变化趋势，可见其分布规律与低马赫数下的一致。当钝化半径增大到1.50 mm时，流量捕获增加1.56%，出口马赫数降低3.77%，总压恢复系数降低3.45%。综合Ma∞=5、6、7时同一钝化半径下，进气道各性能参数的相对变化幅度不难发现，钝化效应影响程度随来流马赫数的升高而减小。

图7 低马赫数下不同唇缘钝化半径对应的进气道流场分布Fig.7 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=5,H=26 km

图8 低马赫数下进气道性能参数随唇缘钝化半径的变化Fig.8 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=5,H=26 km

图9 高马赫数下不同唇缘钝化半径对应的进气道流场分布Fig.9 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=7,H=26 km

4.3 攻角特性

图11给出了正、负攻角(α=±2°)下进气道主要性能参数随唇缘钝化半径的变化趋势。可见，正攻角下的分布规律与低马赫数下的一致。当钝化半径增大到1.50 mm时，流量捕获增加2.81%，出口马赫数降低7.51%，总压恢复系数降低12.71%。

图10 高马赫数下进气道性能参数随唇缘钝化半径的变化Fig.10 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=7,H=26 km

图11 设计工况下正负攻角时进气道性能参数随唇缘钝化半径的变化Fig.11 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26 km andα=±2°

图12 设计工况下α=-2°时不同唇缘钝化半径对应的唇缘局部流场结构(马赫数云图)Fig.12 Flow characteristics around blunted cowl-lip with different radius atMa∞=6,H=26 km andα=-2°

负攻角下的分布规律与正攻角下的明显不同。随着钝化半径的增大，流量捕获先快速后平缓增加，出口马赫数和总压恢复系数则是先快速下降而后上升再平缓下降。这主要是由于钝化半径增大，导致外压激波与唇缘弓形激波作用位置不同产生不同相干结构引起，如图12所示。负攻角时，三道外压激波先汇聚为一道很强的斜激波，再与唇缘弓形激波强烈作用，产生Edney[8]定义的激波相干结构。当钝化半径较小时，汇聚后的外压激波与唇缘弓形激波的上超声速部分相交，产生图12(a)所示的Type V结构。当钝化半径增大时，汇聚后的外压激波与唇缘弓形激波的强解区相交，产生图12(b)所示的Type IV结构。当钝化半径增大到较大值时，汇聚后的外压激波与唇缘弓形激波的下超声速部分相交，产生图12(c)所示的Type II+结构。对比这三种局部流动不难发现，位于内流道的唇口激波的强度与形态明显不同，其中Type II+结构对应的唇口激波更接近直线且强度最弱。可见，随着钝化半径的增大，出口马赫数和总压恢复系数先快速下降而后上升，是因为唇缘局部激波相干结构所致。当钝化半径增大到一定程度后，激波相干结构逐渐变为Type II+结构时，马赫数和总压恢复系数随钝化半径的增大而增加；当激波相干结构始终保持Type II+结构时，受进气道捕获的驻点区低能流增加的影响，出口马赫数和总压恢复系数随钝化半径的增大而下降。

5 结论

针对三道外压缩激波组成的典型二元进气道，探讨了唇缘钝化对进气道气动特性的影响，给出了唇缘钝化前后二元高超声速进气道在设计与非设计状态下的气动特性，有助于进气道构型的二次设计。主要研究结论为：

(1)唇缘钝化将产生弓形激波，当其与外压激波作用而未产生激波相干结构时，进气道的流量捕获随钝化半径的增大而小幅上升，出口马赫数和总压恢复系数则明显下降，其中出口总压恢复系数的变化幅度最大。同一钝化半径下，进气道各性能参数相对变化幅度随来流马赫数的升高而减小。

(2)当唇缘弓形激波与外压激波强烈作用而产生激波相干结构时，出口马赫数和总压恢复系数随钝化半径的增大呈现非单调性变化。

(3)唇缘钝化产生的强熵梯度流场，降低了进气道抵抗出口反压干扰的能力；同等反压下，进气道内流道容纳激波串能力随钝化半径的增大而降低。

[1]Curran E T，Murthy S N B.Scramjet propulsion[M].Res⁃ton，VA：AIAA，2000.

[2]Herser W H，Pratt D T.Hypersonic airbreathing propulsion [M].Washington DC：AIAA，1993.

[3]Ambrosio A，Wortman A.Stagnation point shock detach⁃ment distance for flow around spheres and cylinders in air [J].Journal of the Aerospace Sciences，1962，29(7)：875—875.

[4]Billig F S.Shock-wave shapes around spherical-and cy⁃lindrical-nosed bodies[J].Journal of Spacecraft and Rock⁃ets，1967，4(6)：822—823.

[5]Lukasiewicz J.Blast-wave hypersonic flow analogy-theory and application[J].American Rocket Society Journal，1962，32(9)：1341—1346.

[6]Craig R R，Ortwerth P J.Experimental study of shock im⁃pingement on a blunt leading edge with application of hy⁃personic inlet design[R].AFAPL-TR-71-10，1971.

[7]Wieting A R.Shock interference heating in scramjet en⁃gines[R].AIAA 90-5238，1990.

[8]Edney B.Anomalous heat transfer and pressure distribu⁃tions on blunt bodies at hypersonic speeds in the presence of an impinging shock[C].Sweden：Aeronaut.Res.Inst.，1968.

[9]Lu Hong-bo，Yue Lian-jie，Xiao Ya-bin，et al.Interaction of isentropic compression waves with a bow shock[J]. AIAA Journal，2013，51(10)：2474—2484.

[10]卢洪波.高超声速进气道典型高热负荷区的流动特性研究[D].北京：中国科学院力学研究所，2014.

[11]Lu H B，Yue L J，Chang X Y.Flow characteristics of hy⁃personic inlets with different cowl-lip blunting methods [J].Sci.China-Phys.Mech.Astron.，2014，57(4)：741—752.

[12]卢洪波，岳连捷，肖雅彬，等.高超声速进气道唇缘钝化流动的数值研究[R].CSTAM 2011-2749，2011.

[13]张晓嘉，梁德旺，黄国平.二元高超声速进气道内压缩通道/隔离段曲面构型[J].推进技术，2008，9(1)：49—53.

[14]Boyce R R，Hillier R.Shock-induced three-dimensional separation of an axisymmetric hypersonic turbulent bound⁃ary layer[R].AIAA 2000-2226，2000.

[15]Boyce R R，Gerard S，Paull A.The HyShot scramjet flight experiment-flight data and CFD calculations compared [R].AIAA 2003-7029，2003.

[16]Ogawa H，Grainger A L，Boyce R R.Inlet starting of high-contraction axisymmetric scramjets[J].Journal of Pro⁃pulsion and Power，2010，26(6)：1247—1258.

[17]Nagdewe S P，Shevare G R，Kim H D.Study on the numer⁃ical schemes for hypersonic flow simulation[J].Shock Waves，2009，19：433—442.

[18]Batten P，Leschziner M A，Goldberg U A.Average-state jacobians and implicit methods for compressible viscous and turbulent flows[J].J.Comput.Phys.，1997，137：38—78.

[19]Toro E F.Riemann solvers and numerical methods for flu⁃id dynamics:a practical introduction[M].3rd ed.New York：Springer-Verlag，2009.

[20]Wieting A R.Multiple shock-shock interference on a cy⁃lindrical leading edge[R].AIAA 91-1800，1991.

Investigation on aerodynamic characteristics of hypersonic intake with blunted cowl-lip

WEN Lin-jun1，ZHANG Xu2
(1.Patent Examination Cooperation Center of the Patent Office，SIPO，Zhengzhou 450002，China；2.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

At hypersonic flight conditions,the sharp cowl-lip leading edge must be blunted because of se⁃vere aerodynamic heating.The effects of cowl-lip bluntness on aerodynamic characteristics of hypersonic intake were researched using two-dimensional numerical simulation.At a wide range of operation condi⁃tion,flow characteristics and performance of hypersonic intake with or without blunted cowl-lip were ob⁃tained to direct the secondary modification of hypersonic intake configuration.Results showed that cowl-lip bluntness made the internal flow-field complex,deteriorated the intake performance,and weakened the ability of holding shock interference.The mass-capture of intake increases with the increase of blunted cowl-lip radius while Mach number and total pressure recovery at the exit reduces remarkably.From the oc⁃currence of shock interference pattern,it can be noted that Mach number and total pressure recovery at the exit presents a non-monotonic variation with the increase of blunted cowl-lip radius.

scramjet；blunted cowl-lip；hypersonic intake；shock wave interference；aerodynamic characteristics；numerical simulation

V231.3

A

1672-2620(2016)01-0007-07

2014-06-05

温邻君(1986-)，男，河南洛阳人，助理工程师，主要从事与航空发动机有关的发明专利实质审查及研究工作。