圆形出口内转式进气道流动特征

1.南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室， 南京 210016 2.中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室， 绵阳 621000

圆形出口内转式进气道流动特征

王卫星1，2,*, 郭荣伟1

1.南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室， 南京 210016 2.中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室， 绵阳 621000

采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征。研究表明：设计状态在近壁面唇罩激波诱发了二次流，进而发展形成流向涡，造成低能流堆积，隔离段出口流场分布不均，消弱了进气道的抗反压能力。有攻角条件下，口面激波偏离唇罩前缘，激波形态发生改变，激波波面中部展向具有准二维特性，压缩面两侧气流压缩变弱，激波层变薄，出现局部膨胀区；有攻角条件下的无黏流场，在进气道压缩段形成三维流向涡，该流向涡促进高能高速气流向壁面迁移，改善了黏性条件下隔离段出口流场的均匀度。

流向涡； 激波形态； 流场特性； 内转式进气道； 数值仿真

吸气式高超声速推进技术是目前研究的热点，高超声速进气道作为推进系统的关键部件，备受重视，各国学者及研究机构已开展大量的研究[1-4]。对于高超声速进气道，总压恢复系数、抗反压能力、非设计点的流量系数及自起动能力等是其主要的性能指标，也是进气道研究的焦点问题。与其他类型的进气道相比，三维内转式进气道依靠其乘波及部分等熵压缩的特点，在流量系数与总压恢复方面具有优势，成为进气道研究的热点。

早在20世纪60年代，美国Johns Hopkins大学在SCRAM(Supersonic Combustion Ramjet)高超声速导弹方案中采用了内转式进气道——Busemann进气道[5-6]，但受限于当时的设计与加工技术水平，该类进气道在相当长一段时间没有得到发展。随着设计与加工技术的进步，进入21世纪该类进气道获得了长足的发展。美国空军实验室研制了一种Jaw三维内转式进气道，与常规二元进气道相比，该进气道获得了24.87% 的推力增益[7-8]，表现出了较大的优势。Smart等[9-11]设计了REST(Rectangular to Elliptical Shape Transition)三维内转式进气道，该进气道成功实现了方形进口向椭圆形出口的过渡设计，并完成了试验验证，但该型面过渡技术还处于几何过渡层面。南京航空航天大学尤延铖等[12-14]开展了气动过渡变截面内转式进气道设计技术的研究，并进行了数值仿真及试验验证。同时，牛津大学Matthews和Jones[15]设计了一种扇形进口的模块化乘波式进气道，对比分析了进气道方案对飞行器总体性能的影响。2007年6月，美国与澳大利亚联合开展了Hycause高超飞行器的飞行试验，该飞行器进气道也采用了三维内转式构型[16]。洛克希德·马丁公司为美国下一代高超飞行器FALCON提出的HCV(Hypersonic Cruise Vehicle)方案也采用了两侧进气的三维内转式进气道[17]。南京航空航天大学孙波和张堃元教授等对Busemann进气道和截短的Busemann进气道开展了细致的研究[18-20]。可见，三维内转式进气道在国内外均成为研究的热点。

内转式进气道的性能受2个方面的影响。一是设计方法，特别是变截面的三维进气道设计。采用直接几何过渡设计能够实现进气道进出口形状可控，但该方法改变了基准流场的流动特征，影响其性能。尤延铖等[12]发展了基于吻切轴对称理论的三维变截面内乘波式进气道设计方法，实现了气动过渡，保全了基准流场的气动特征，提高了进气道的性能。影响内转式进气道性能的另一个因素为基准流场，基准流场是获得进气道构型的基础，直接影响进气道的性能，是改善进气道性能的关键。目前，在这方面开展了大量的研究工作。尤延铖和梁德旺[21]分析了型线对基准流场性能的影响，给出了设计参数对性能的影响规律。贺旭照等[22]分析评估了基于轴对称喷管的三维内转式进气道，发展了基于逆置等熵轴对称喷管的三维内转式进气道设计方法。张堃元等近期系统开展了基于壁面压升规律[23-24]、马赫数分布规律[25]控制的基准流场设计方法，给出了多种变化规律，基于此设计了三维内转式进气道并采用数值仿真与试验手段分析了进气道性能。

从以上介绍可知，目前三维内转式进气道是研究的热点，是一个重要的发展方向。但研究还主要集中在设计方法与基准流场方面，对进气道本身的关注点在进气道的整体气动性能方面。内转式进气道沿流向各截面湿润周长逐渐减小，当地边界层厚度增长较快。进气道内通道存在激波反射、激波/边界层干扰以及强的横向压力梯度，内部流场较为复杂。因此，黏性条件下其内部流场结构与无黏流场有较大的差别，有黏条件下进气道气流的流动特征需要深入分析，以便进一步重构其内部流场改善其性能，这方面的研究工作涉及相对较少，有待开展，本文将就此问题开展初步研究。

1 进气道设计

内转式进气道设计的第一步是基准流场的选定。本文着重分析该类进气道的流场特征，因此基准型线采用简单的多项式表述。其描述方程为

y=0.002 66x3-0.01x2-0.122 3x+1

基准流场进口半径取单位1，中心体半径取0.2。进气道设计马赫数为6.0，0°攻角，针对上述基准型线在Ma=6.0的条件下采用特征线法开展基准流场的计算。图1为基准流场。

图1 基准流场

Fig.1 Basic flow field

基于以上基准流场采用流线追踪技术开展进气道的设计。图2为进气道设计及进气道构型，图2(a)中0为中心体；1为基准流场物理壁面；2为前缘曲面激波；3为反射曲面激波；4为圆形喉道截面；5为进气道型面。进气道设计给定出口即4所指的圆形出口，采用逆向流线追踪获得进气道型面。

图2 进气道设计及进气道构型

Fig.2 Design of inlet and inlet mode

依据文献[26]给出的边界层修正方法对该进气道进行了黏性修正。进气道喉道与隔离段衔接的肩部进行了光顺过渡处理。修正后的进气道构型如图2(b)所示。该进气道总收缩比为3.6，内收缩比为1.6，设计马赫数为6.0，自起动马赫数为4.4。隔离段长度/平均直径为9，扩张比为1.6。来流条件见表1，攻角为0°～15°。

表1 来流参数

本文对流场进行无黏与全黏性Navier-Stokes方程求解，黏性通量采用二阶迎风格式离散，无黏对流通量采用AUSM(Advection Upstream Splitting Method)格式离散。湍流模型选用SST(Shear-Stress Transport)模型，采用理想气体模型并考虑其比热及导热系数随温度的变化。

进气道计算区域及边界条件如图3所示，壁面给定无滑移绝热壁。网格在近壁面及前缘进行了加密处理，总网格数约为200万。

图3 进气道计算区域及边界条件

Fig.3 Calculation area and boundary conditions of inlet

采用上述方法计算分别得到设计条件下未修正进气道的无黏流场以及修正后进气道的激波结构，如图4所示。可以看出，无黏和黏性流场结构相同，均存在压缩激波及反射激波，与基准流场波系结构特征一致。从无黏流场可以看出压缩激波紧贴进气道进口前缘，可见本文进气道设计方法是正确的。修正后的进气道压缩激波依然保持较好的贴口特性，表明本文采用的黏性修正方法有效合理。

图4 进气道波系结构(Ma=6.0)

Fig.4 Shock waves of inlet (Ma=6.0)

2 结果与分析

2.1 设计状态内转式进气道流场特征分析

基于第1节所述，在设计状态下，进气道无黏流场理论上具备基准流场的所有特征。

图5为无黏条件下进气道流场的流线分布。从图5(a)中可以看出，在每个通过对称轴的切面内流线分布特征与图1所示的基准流场一致。图5(b)为进气道近壁面流线，可以看出近壁面气流流动稳定，气流在激波及型面的扰动下发生偏转，并且理论上每条流线的偏转方向均指向生成该进气道基准流场的对称轴。

图5 进气道无黏流场流线分布(Ma=6.0)

Fig.5 Distribution of streamline of inlet inviscid flow (Ma=6.0)

不同于无黏流场，有黏条件下，虽然通过黏性修正能够保证前缘压缩激波在设计状态封口，继承其优良的流量捕获特性，但其内部流动与基准流场存在较大的差异。

受黏性影响，在近壁面形成边界层，边界层内的低能流在横向压差的驱动下容易产生横向流动，进而形成二次流与流向涡结构。

图6为黏性条件下进气道流动参数分布。可以看出，受唇罩激波影响，在进气道内通道壁面上形成了横向压力梯度。图6同时给出了横跨唇罩激波横截面上的流动参数分布(右上图)，其中左侧是压力分布图，右侧是马赫数分布图。可以看出，唇罩激波下游压力高，上游压力低，壁面处的压力梯度由唇罩侧指向压缩面一侧(如图6中箭头所示)。此压力梯度在无黏流场中也存在，这不是问题的关键，关键是近壁面边界层内的低能流。从右侧图可以看出在近壁面存在边界层，并且由于该类型进气道湿润面积逐渐减小导致边界层发展相对较快边界层较厚。从图6中横截面上的二维流线可以看出，在压差驱动下近壁面的低能流发生由唇罩激波后指向波前的横向迁移，形成二次流动。该二次流在唇罩激波前后压差的驱动下沿程逐渐增强，最终形成三维的流向涡，如图7所示。

图6 进气道流动参数分布(Ma=6.0)

Fig.6 Distribution of flow parameter of inlet (Ma=6.0)

图7 进气道流线分布(Ma=6.0， α=0°)

Fig.7 Distribution of streamline of inlet (Ma=6.0, α=0°)

图7分别给出了进气道近壁面与空间的流线分布，可以清楚看到内流道形成了一对复杂的三维流向涡。压缩面一侧的流向涡沿流向顺时针旋转，这种涡结构导致低能流由唇罩一侧向压缩面一侧堆积。压缩面一侧气流流动路径较长，边界层发展本身较厚，加之流向涡导致的低能流堆积，压缩面一侧边界层厚度进一步增加，进气道内流道流动不对称。同时唇罩一侧气流在内通道反射激波的干扰下形成了沿流向逆时针旋转的流向涡，其强度及影响空间相对减小。该流向涡导致在对称面唇罩一侧低能流堆积。这种对涡结构导致对称面两侧的高能气流部分被卷到进气道内通道两侧。

图8为对称面总压分布。图中：σ为总压恢复系数。可以看出流动不对称，压缩面一侧边界层较厚。图9给出了隔离段出口流动参数分布，左图为总压恢复，右图为马赫数。可以看出，高速高能气流主要分布在两侧，其区域呈现月牙形，在压缩面与唇罩一侧形成近圆形(图中上部虚线)与椭圆形(下部实线)的低速低能区。可见，有黏条件下内转式进气道出口流动参数分布不均匀。

图8 对称面总压分布(Ma=6.0)

Fig.8 Total pressure contours on symmetrical plane (Ma=6.0)

流动参数分布对进气道的抗反压能力与下游的燃烧组织影响很大，在此仅分析其对抗反压能力的影响。图9所示的流动参数分布，在反压作用下隔离段内激波串结构复杂且极为不对称。在低速低能区反压扰动易前传，激波串激波波根较靠近上游，形成抗反压能力的短板，严重消弱进气道的抗反压能力。图10(a)给出了反压条件下对称面的马赫数等值图(p/p0为局部压力比)，可以看出隔离段内激波结构不对称，在压缩面一侧压力扰动迅速前传。图10(b)给出了流场中的零速度面，可以直观看出，分离区前缘位置不一致，压缩面一侧最靠前。

图9 隔离段出口流动参数分布(Ma=6.0)

Fig.9 Flow parameter distribution at outlet of isolator (Ma=6.0)

图10 109倍反压条件下进气道流动参数分布(Ma=6.0)

Fig.10 Distribution of flow parameter when inlet undergoes 109 times back pressure (Ma=6.0)

图11 总收缩比为6.0的内转式进气道在Ma=6.0、α=0°条件下的流线分布

Fig.11 Distribution of streamline of inward turning inlet with total contraction ratio of 6.0 at Ma=6.0， α=0°

以上分析了总收缩比为3.6的内转式进气道在设计点的流动特征，为了进一步分析该类进气道流动特征的共性，本文设计了总收缩比为6.0，设计马赫数为6.0的圆形出口内转式进气道，并对其流动特征进行了分析。图11为在设计点该进气道近壁面流线分布及局部放大图。可以看出与上述进气道流动特征相同，在唇罩激波干扰下形成流向涡。可见，流向涡是该类进气道的一个重要流动特征。

2.2 有攻角条件下内转式进气道流场特征分析

内转式进气道设计攻角一般是0°，在设计条件下，进气道口面压缩激波理论上与基准流场的波面吻合。但进气道一般在一定攻角条件下工作，有攻角条件下进气道的口面激波形态以及内部流动特性值得关注，本节将对此分析。

图12为无黏条件下，Ma=6.0、攻角α=15°时进气道的口面激波形态(马赫数等值面，近似表征激波面)，与图4(b)对比可以发现：①进气道唇罩处激波不再贴口(图中圆圈所示)，表明存在溢流；②激波形态发生改变，在相同轴向位置上激波面不再是等曲率半径的曲面，中部近似平面，在两侧激波层变薄甚至局部出现膨胀区(图12中白色虚框所示区域)。

图13为Ma=6.0，攻角α=0°、5°、10°、15°时进气道压缩段3个典型截面的激波形态。可以看出,α=0°时，各截面上激波呈现圆弧形，保全了基准流场前缘压缩激波的特征；α>0°时，激波中部偏离α=0°时的激波波面外移，表明激波远离唇罩，这将造成唇罩外侧溢流。还可以看出，攻角越大，激波外移量越大；有攻角条件下，激波不再呈现圆弧形，激波中部展向具有准二维特征，如图12 所示的口面激波。从图13中可以直观看出，与α=0°时相比，α>0°时进气道压缩面两侧局部激波层变薄(图中虚圈所示区域)，与图12所示特征一致。

图12 Ma=6.0、α=15°条件下的进气道口面激波

Fig.12 Compression shock of inlet at Ma=6.0, α=15°

图13 不同攻角条件下的进气道口面激波

(Ma=6.0) Fig.13 Compression shock waves on leading edge at different angles of attack (Ma=6.0)

进气道激波形态与其内部流场压力及流线分布是耦合的。图14为Ma=6.0，攻角α=0°、15°时进气道壁面上的压力分布及壁面流线。可以看出，α=0°时壁面压力向下游逐渐增大，与基准流场压力分布特征一致。α=15°时，壁面压力整体上沿下游方向逐渐增大，但在压缩面周向上分布不均，口面低压区向下游拖出一明显的低压带(图14 中白色虚框所示)。壁面流线分布也发生较大改变，部分流线向对称面汇聚。

图14 不同攻角条件下进气道壁面压力分布(Ma=6.0)

Fig.14 Pressure distribution at wall of inlet under different angles of attack (Ma=6.0)

以上描述了有攻角条件下内转式进气道流场的宏观特征，下面分析其成因。

分析认为内转式进气道仅在设计点保全基准流场的流动特征，并且进气道流场具有轴对称特性。但对于基于轴对称基准流场设计的进气道，有攻角条件下来流具有部分二维特性，轴对称的来流条件不再满足，其流动将发生一定的变化。

内转式进气道型面可以分成两部分，一部分为压缩面，另一部分为唇罩，如图15所示。图15还给出了进气道压缩面前缘速度分解示意图。在前缘，来流速度可以在垂直和平行于当地前缘2个方向上分解，其中平行于当地前缘的气流与自由来流的夹角定义为θ，该气流分量不产生压缩效应；垂直于当地前缘的气流受当地型面影响将被压缩，产生激波，其气流转折角定义为δ。

图15 进气道前缘速度分解图

Fig.15 Resolution of velocity at leading edge of inlet

在前缘上等弧长取25个点，沿前缘线从前向后编号依次增大，其中点“0”位于前缘中间，点“24”位于压缩面与唇罩的分界处，点“18”为进气道压缩面展向最宽处，如图16所示。分别对各个点处的速度进行分解，求出θ、δ，采用斜激波关系式近似求出当地激波角及压比。

图16 进气道前缘点分布

Fig.16 Distribution of points along leading edge of inlet

Ma=6.0时，以攻角α=15°为例分析进气道前缘当地的气动参数。图17为前缘线上当地气动参数随位置的变化，其中横坐标为图16所示的位置编号。可以看出，沿前缘线从前向后，当地气流转折角先增大后减小，编号点“15”以后当地气流转折角小于“0”号位置的气流转折角，编号“21”位置向后当地气流转折角出现负值即出现局部膨胀区。同时研究发现，攻角越小，该局部膨胀区越靠后。从图17(b)可知气流与当地前缘线的夹角θ沿前缘后移先快速下降后缓慢减小。该角度减小意味着垂直于当地前缘的马赫数分量减小。垂直于当地前缘的马赫数分量是产生压缩效应的主导因素，其与当地气流转折角共同决定激波的强度及激波角的大小。图17(c)给出了前缘不同位置的当地激波角，可以看出沿前缘向后即随着位置编号增大激波角先增大后减小，需要注意的是“21”号点以后气流膨胀。激波强度呈现单调变化规律，从图17(d)可以看出沿前缘向后压比下降，其中“21”号点处压比接近1，其下游气流局部膨胀。这种压力分布与图16所示壁面压比分布规律一致。激波角与气流转折角之差为激波层夹角λ，如图17(e)所示。可以看出，当地激波层夹角λ沿前缘向后先增大在编号“12”位置最大，后略有变化。激波层夹角λ与型面空间形态共同决定激波波面空间形态。该进气道压缩面呈簸箕形，型面逐渐向上卷起，在编号“12”位置之前当地激波层夹角λ逐渐增大，两者共同作用使在对称面两侧呈现展向上近似平面的波面，如图12和图13所示。压缩面两侧由于当地型面与水平面夹角较大，并且过了展向最宽处(“18”号点)，进气道前缘线是内收的，此处激波波面与水平面夹角较大，对应图12白色虚框所示区域。壁面压力分布靠近对称面的压力较大，向两侧逐渐减小，在局部膨胀区压力最小，唇罩一侧同样是靠近对称面压力较大，向两侧逐渐减小。

以上从理论上分析了前缘不同位置的激波强度、激波角及激波层夹角，所得变化规律与CFD计算结果吻合。

进气道流场的参数是耦合统一的，流线肯定受攻角影响。图18分别为Ma=6.0条件下，α=0°，15°攻角时的空间流线图。可知，在设计点即α=0°时，流线分布整齐，保全了基准流场的特征。α=15°时，无黏条件下近壁面流线严重偏离基准流场流线的分布，流场形成了两对反向的流向涡。分析认为这与激波波后气流流动的方向相关。随着攻角增大，当地气流与前缘夹角θ增大，这意味着垂直前缘的速度分量增大，波后气流向对称面偏转。

图19为不同攻角条件下近壁面的三维流线分布。可以看出，有攻角条件下近壁面流线分别向压缩面与唇罩方向偏转，并且攻角越大气流偏转越大，随着气流偏转增大最终形成三维的流向涡。从图19可以看出，α=12°时近壁面流动形成流向涡结构，α=15°时流向涡进一步增强。

以上分析了攻角对内转式进气道无黏流场的影响，实际流动是有黏的，以下将分析攻角对有黏流场流动特征的影响。

图20为Ma=6.0，有攻角条件下，考虑黏性时进气道流线分布。攻角α=0°时，进气道压缩面与唇罩的压力分布及近壁面流线分布与无黏流场一致，未出现气流偏转。α>0°时，进气道压缩面与唇罩的压力分布及近壁面流线分布也与无黏流场一致，气流向两侧偏转。最大不同是：由于唇罩近壁面气流向唇罩前缘偏转并沿着前缘低压带形成了沿流向逆时针旋转的涡结构，一定程度上抑制了唇罩激波诱发的二次流，近壁面气流形成的流向涡减弱。图20同时给出了主流的空间流线分布，对比可以发现，α=0°在进气道压缩段内气流稳定未出现明显的横向迁移，与无黏流场流动特征一致。内通道气流受激波干扰及近壁面横向二次流影响也形成了旋涡结构，但是整体涡偏弱。α=15°时，气流在压缩段既发生横向偏转形成流向涡，与无黏流场流动特征一致。在内通道该流向涡在压差等驱动下进一步增强，由于该流向涡处在核心流中，其强度越大越有利于流场中部的高能流向压缩面顶部迁移，有利于改善隔离段出口的流场分布。

图17 Ma=6.0、α=15°时进气道前缘当地气动参数

Fig.17 Local aerodynamic parameters at leading edge of inlet at Ma=6.0， α=15°

图21为Ma=6.0，有攻角条件下隔离段出口流场的气动参数分布。与图9中α=0°时隔离段出口流场对比可以发现，有攻角条件下隔离段出口上下部位的低能低速区减小，并且攻角越大，流场均匀度越好。

可见，有攻角条件下，内转式进气道内部流动发生了较大的改变，压缩面流向涡的形成增强了高能高速气流向近壁面的迁移能力，改善了隔离段出口的流场。

图18 无黏条件下进气道空间流线分布(Ma=6.0)

Fig.18 Distribution of spatial streamlines of inlet under non-viscosity (Ma=6.0)

图19 无黏条件下进气道近壁面三维流线分布(Ma=6.0)

Fig.19 Distribution of streamlines near wall of inlet under non-viscosity (Ma=6.0)

图20 黏性条件下进气道流线分布(Ma=6.0)

Fig.20 Distribution of streamlines of inlet considering viscosity (Ma=6.0)

图21 黏性条件下隔离段出口参数分布(Ma=6.0)

Fig.21 Flow parameter distribution at outlet of isolator considering viscosity (Ma=6.0)

3 结 论

1) 设计状态，唇罩激波在近壁面低能低速区造成横向压力梯度诱发较强的二次流进而发展成流向涡，造成低能流的堆积，隔离段出口流场分布不均，消弱了进气道的抗反压能力。

2) 有攻角条件下，激波偏离唇罩，气流在唇罩外侧溢流；进气道口面激波形态发生改变，激波波面中部在展向上具有准二维特性，压缩面两侧激波较弱存在局部膨胀区。

3) 攻角对进气道内部流动影响较大，无黏流场在压缩段形成流向涡结构，该流向涡有利于改善黏性条件下的隔离段出口流场。攻角越大，隔离段出口流场越均匀。

[1] TAN H J, GUO R W. Experimental study of the unstable-unstarted condition of a hypersonic inlet at Mach 6[J]. Journal of Propulsion and Power, 2007, 23(4): 783-788.

[2] BARBER T J, HIETT D, FASTENBERG S. CFD modeling of the hypersonic inlet starting problem: AIAA-2006-123[R]. Reston: AIAA, 2006.

[3] BOON S, HILLIER R. Mach 6 hypersonic inlet flow analysis at incidence: AIAA-2006-3036[R]. Reston: AIAA, 2006.

[4] 袁化成， 郭荣伟. 矩形截面高超声速进气道气动设计及试验验证[J]. 南京航空航天大学学报， 2009， 41(4)： 423-428. YUAN H C, GUO R W. Design and experimental verification of hypersonic inlet with rectangular section[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2009, 41(4): 423-428 (in Chinese).

[5] BILLIG F S. SCRAM-A supersonic combustion ramjet missile: AIAA-1993-2329[R]. Reston: AIAA, 1993.

[6] VAN WIE D, MOLDER S. Applications of Busemann inlet designs for flight at hypersonic speeds: AIAA-1992-1210[R]. Reston: AIAA, 1992.

[7] MALO F J, GAITONDE D V. Numerical investigation of an innovative inward turning inlet: AIAA-2005-4871[R]. Reston: AIAA, 2005.

[8] MALO F J, GAITONDE D V. Analysis of an innovative inward turning inlet using an Air-JP8 combustion mixture at Mach 7: AIAA-2006-3041[R]. Reston: AIAA, 2006.

[9] SMART M K, TREXLER C A. Mach 4 performance of a fixed-geometry hypersonic inlet with rectangular-to-ellipitical shape transition: AIAA-2007-0026[R]. Reston: AIAA, 2007.

[10] SMART M K, WHITE J A. Computational investigation of the performance and back-pressure limits of a hypersonic inlet: AIAA-2002-0508[R]. Reston: AIAA, 2002.

[11] SMART M K. Experimental testing of a hypersonic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition: AIAA-1999-0085[R]. Reston: AIAA, 1999.

[12] YOU Y C, LIANG D W, HUANG G P. Cross section controllable hypersonic inlet design using streamline tracing and osculating axisymmetric concepts: AIAA-2007-5379[R]. Reston: AIAA, 2007.

[13] YOU Y C, LIANG D W, GUO R W. Numerical research of three-dimensional sections controllable internal waverider hypersonic inlet: AIAA-2008-4708[R]. Reston: AIAA, 2008.

[14] YOU Y C, LIANG D W, GUO R W, et al. High enthalpy wind tunnel tests of three-dimensional section controllable internal waverider hypersonic inlet: AIAA-2009-0009[R]. Reston: AIAA, 2009.

[15] MATTHEWS A J, JONES T V. Design and test of a modular waverider hypersonic intake: AIAA-2005-2279[R]. Reston: AIAA, 2005.

[16] WALKER S H, RODGERS F, ESPOSITA A L. Hypersonic collaborative Australia/United States experiment (HYCAUSE): AIAA-2005-3254[R]. Reston: AIAA, 2005.

[17] WALKER S H, RODGERS F. Falcon hypersonic technology overview: AIAA-2005-3253[R]. Reston: AIAA, 2005.

[18] 孙波， 张堃元， 金志光， 等. 流线追踪Busemann进气道设计参数的选择[J]. 推进技术， 2007， 28(1)： 55-59. SUN B, ZHANG K Y, JIN Z G, et al. Selection of design parameters for stream traced hypersonic Busemann inlets[J]. Journal of Propulsion Technology, 2007, 28(1): 55-59 (in Chinese).

[19] 孙波， 张堃元. Busemann进气道风洞试验及数值研究[J]. 推进技术， 2006， 27(1)： 58-60. SUN B, ZHNAG K Y. Experimental investigation and numerical simulation[J]. Journal of Propulsion Technology, 2006, 27(1): 58-60 (in Chinese).

[20] 孙波， 张堃元， 王成鹏, 等. Busemann进气道无粘流场数值分析[J]. 推进技术, 2005， 26(3)： 242-247. SUN B, ZHANG K Y, WANG C P, et al. Inviscid CFD analysics of hypersonic Busemann inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2005, 26(3): 242-247 (in Chinese).

[21] 尤延铖， 梁德旺. 内乘波式进气道内收缩基本流场研究[J]. 空气动力学学报， 2008， 26(2)： 203-207. YOU Y C, LIANG D W. Investigation of internal compression flowfield for internal waverider-derived inlet[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2008, 26(2): 203-207 (in chinese).

[22] 贺旭照， 乐嘉陵， 宋文燕， 等. 基于轴对称喷管的三维内收缩进气道的是设计与初步评估[J]. 推进技术， 2010， 31(2): 147-152. HE X Z, LE J L, SONG W Y, et al. 3D inward turning inlet design basing on axisymmetric nozzle and its preliminary assessment[J]. Journal of Propulsion Technology, 2010, 31(2): 147-152 (in Chinese).

[23] 南向军， 张堃元， 金志光. 基于反正切曲线压升规律设计高超内收缩进气道[J]. 航空动力学报， 2011， 26(11)： 2571-2577. NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G. Design of hypersonic inward turning inlets with basic flowfield using arc tangent curve law of pressure rise[J]. Journal of Aerospace Power, 2011, 26(11): 2571-2577 (in Chinese).

[24] 南向军， 张堃元， 金志光， 等. 矩形转圆形高超声速内收缩进气道数值及试验研究[J]. 航空学报， 2011， 32(6): 988-996. NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G, et al. Numerical and experimental investigation of hypersonic inward turning inlets with rectangular to circular shape transition[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(6): 988-996 (in Chinese).

[25] 李永洲， 张堃元， 南向军. 基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计[J]. 航空动力学报， 2012， 27(11): 2484-2491. LI Y Z, ZHANG K Y, NAN X J. Design of hypersonic inward turning inlets base on concept of controllable Mach number distribution[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(11): 2484-2491 (in Chinese).

[26] DRAYNA T W, NOMPELIS I, CANDLER G V. Hypersonic inward turning inlets: design and optimization: AIAA-2006-297[R]. Reston: AIAA, 2006.

王卫星 男， 博士， 讲师。主要研究方向： 高超声速进气道设计、 流动机理。

Tel: 025-84892200-2415

E-mail: wangweixing@nuaa.edu.cn

郭荣伟 男， 学士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 内流空气动力学、 电磁隐身。

Tel: 025-84892444

E-mail: guoweifang@nuaa.edu.cn

Received： 2015-01-28； Revised： 2015-02-01； Accepted： 2015-04-19； Published online： 2015-05-06 10:03

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150506.1003.002.html

Foundation item： Open Fund of Science and Technology on Scramjet Laboratory (STSKFKT2014002)

*Corresponding author. Tel.： 025-84892200-2415 E-mail: wangweixing@nuaa.edu.cn

Flow characteristics of an inward turning inlet with circular outlet

WANG Weixing1, 2, *, GUO Rongwei1

1.JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystem，CollegeofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.ScienceandTechnologyonScramjetLaboratory,HypervelocityAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The flow characteristics of an inward turning inlet are numerically studied. The results show that at design condition, the secondary flow near the wall is induced by the cowl shock and the streamwise vortex is generated in isolator, which will cause the flow with low velocity and low total pressure to accumulate. The distribution of the aerodynamic parameters at the isolator outlet is even, which will weaken the back-pressure capacity of inlet. With angle of attack, the compression shock departs the leading edge of cowl lip and the shock wave structure changes. The middle part of the shock wave presents quasi-two-dimensional feature in the span-wise. The shock wave is weak on the two sides of compression surface and the expansion waves occur in local zone. The streamwise vortex presents in the compression section without viscosity with angle of attack, and this streamwise vortex will enhance the transfer of the flow with high total pressure from the core flow region to the wall, so the evenness of flow at the outlet of isolator is improved under viscosity.

streamwise vortex; shock wave structure; flow characteristics; inward turning inlet; numerical simulation

2015-01-28；退修日期：2015-02-01；录用日期：2015-04-19； < class="emphasis_bold">网络出版时间：

时间： 2015-05-06 10:03

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20150506.1003.002.html

高超声速冲压发动机技术重点实验室开放基金 (STSKFKT2014002)

.Tel.： 025-84892200-2415 E-mail: wangweixing@nuaa.edu.cn

王卫星， 郭荣伟. 圆形出口内转式进气道流动特征[J]. 航空学报， 2016, 37(2): 533-544. WANG W X, GUO R W. Flow characteristics of an inward turning inlet with circular outlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 533-544.

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

10.7527/S1000-6893.2015.0108

V211.3

： A

： 1000-6893(2016)02-0533-12

*