马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

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 2100162.中国航天科技集团公司 西安航天动力研究所， 西安 7101003.中国航天科技集团公司 西安航天动力技术研究所， 西安 710025

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

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 2100162.中国航天科技集团公司 西安航天动力研究所， 西安 7101003.中国航天科技集团公司 西安航天动力技术研究所， 西安 710025

基于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，设计了方转圆内收缩进气道，并对其进行自由射流试验和数值仿真，获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征，总体性能优良且出口涡流区较小，上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561，增压比为26.2，临界反压约为135 倍来流静压，对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时，进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。

内收缩进气道； 基准流场； 马赫数分布规律； 风洞试验； 截面渐变

高超声速进气道作为吸气式发动机的关键部件，对整个推进系统的性能至关重要。近年来，一种有别于传统的高超声速进气道——内收缩进气道越来越引起研究人员的重视，此类进气道具有捕获流量高、压缩效率较高、浸润面积小、非设计点性能优及适应性广等优点，加之其设计过程具有一定的逆向性，避免了传统进气道正向设计的盲目性[1-6]。正是基于这种优势，它将成为进气道未来发展的必然趋势并可能引起高超声速飞行器总体方案的革新[7-8]。

对腹部进气的高超声速飞行器，从机体与推进系统一体化设计出发，进气道通常采用矩形进口，这不但可以使得经过前体压缩的来流均匀，而且也便于模块化安装。椭圆/圆形燃烧室在结构重量、浸润面积、热防护、减阻及角区流动控制方面要明显优于矩形燃烧室[9]，因而各国学者对矩形进口转椭圆/圆出口的内收缩进气道设计方法进行了大量研究。Smart[10]基于倒置等熵喷管基准流场，采用截面渐变函数光滑处理得到类矩形转椭圆进气道型面，并进行了风洞试验。Taylor和Vanwie[11]采用截短的Busemann流场，通过截面渐变函数实现矩形进口到圆形出口的光滑过渡。Gollan和Ferlemann[12]采用参数化的方法进行矩形转椭圆进气道设计，只需对型面进行参数修改便可以设计出新的进气道直至符合要求。Sabean和Lewis[13]以期望的出口均匀度为目标用优化的方法进行了矩形到圆的内通道设计。尤延铖等[14]采用三次曲线基准流场，结合流追踪技术和吻切轴对称理论设计了方转椭圆内乘波式进气道并进行高焓风洞试验。肖雅彬等[15]发展了一种等收缩比的变截面进气道设计方法，其基准流场是样条曲线。南向军等[16]基于压力可控的基准流场，设计了矩形转圆内收缩进气道并进行了风洞试验。

从内收缩进气道的设计流程可以看出，截面渐变的进气道性能也直接由基准流场决定，提高进气道总体性能必须由基准流场入手。目前研究的轴对称基准流场[9-18]大多是典型的“两波三区”结构，较强的前缘激波不但会造成设计的进气道压缩效率降低，而且较强的唇口反射激波也容易引起不起动。因此，文献[19]将这道前缘激波分解为一道较弱的弯曲激波和部分等熵压缩波，提出了一种新型的“四波四区”结构基准流场，可以获得更高的压缩效率。本文在以上研究基础上，进一步采用弥散反射激波中心体来减弱反射激波强度，设计了马赫数分布可控的弥散反射激波中心体基准流场。然后，基于该基准流场，结合截面渐变技术设计了方进口转圆形出口内收缩进气道。通过风洞试验来验证上述马赫数分布可控基准流场和变截面内收缩进气道设计方法的可行性，获得此类进气道在设计点时的通流状态、反压状态的工作特性及总体性能。

1 弥散反射激波中心体基准流场设计

首先按照文献[19]设计等直中心体的“四波四区”基准流场，型面设计马赫数Mai=6.0，进口半径Ri=0.25，中心体半径Rc/Ri=0.1，前缘压缩角δ=3.8°，压缩面采用反正切马赫数分布规律进行反设计。通过调整参数使其初始段之后产生的等熵压缩波尽可能在中心体处靠近前缘入射激波，这样可以在提高压缩效率的同时缩短基准流场的长度。适当的减小系数b可以进一步降低基准流场的内收缩比。

为了进一步提高进气道宽马赫数范围尤其是设计点的性能，文献[20]表明在基准流场中使用弥散反射激波的“下凹圆弧”中心体是一种可行的方法。因此，在上述等直中心体“四波四区”基准流场基础上，本文也通过改变中心体母线来弥散反射激波。中心体母线起始点切线保持与该处气流方向一致以实现消波，结尾段母线尽可能保持与水平方向相切以使出口气流转为水平。当然，该中心体母线也可以由给定的参数分布规律进行反设计，设计方法与压缩面反设计方法相同。最终选取了综合性能较优的基准流场总收缩比Rct为7.72，内收缩比Rci为2.13，长度L/Ri=4.96。

图1给出了设计点的流场结构，R为径向坐标。该流场是典型的“四波四区”结构，前缘激波打在中心体起始点，并产生了很弱的反射激波。初始段之后的压缩面发出的等熵压缩波未与前缘激波相交但有所汇聚，其反射激波也很弱，两道反射激波间压缩区很小。该基准流场压缩效率较高，在增压比p/p0为24.7时，出口总压恢复系数σ高达0.952，此时出口马赫数Mae为3.41。相对等直中心体基准流场，设计点在增压比近似相等时，出口总压恢复系数提高了5.1%。上述研究表明，通过弥散反射激波进一步提高了基准流场的压缩效率，但是这种“下凹圆弧”中心体会造成进气道外阻有所增加，需要综合考虑。

图1 设计点时基准流场的流场结构Fig.1 Basic flowfield structure at design point

2 方转圆内收缩进气道试验模型设计

基于上节的基准流场，结合流线追踪与截面渐变技术，设计出方转圆内收缩进气道。为了进一步保证缩比后的方转圆进气道在Ma=5.0时可以自起动，按照此时唇口封闭处的横截面平均马赫数来设定内收缩比，后切部分唇口使内收缩比略大于Kantrowitz起动限制，取为1.40，对应的总收缩比降为5.78，等直隔离段长度取7倍的喉道直径。具体的风洞试验模型见图2，由方转圆进气道、圆形等直隔离段、测量段和支撑底板等部件构成。方转圆进气道捕获面积为0.014 6 m2，喉道直径为56.7 mm，总长为1 141 mm。

3 试验设备和研究手段

试验在南航∅500 mm 高超声速风洞(NHW)中进行，NHW风洞是一座高压下吹-真空抽吸暂冲式高超声速风洞，它主要包括高压气源系统、高压阀门、金属板蓄热式加热器、热阀、稳定段、喷管、试验段、扩压器、真空系统、电气控制系统、数据采集处理系统、简易攻角支撑机构、∅300 mm 彩色纹影系统和计算机视频数字摄录采集系统等。NHW风洞有4套轴对称喷管，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。本次试验来流马赫数Ma=6.0，来流总压为0.76 MPa,来流总温为490 K。图3给出了试验模型在风洞中的安装照片。

图2 方转圆进气道风洞试验模型 Fig.2 Inlet wind tunnel test model for the inlet with rectangular-to-circular shape transition

图3 安装在风洞中的进气道模型Fig.3 Inlet model in the wind tunnel

试验过程中需要采集进气道的沿程静压分布、出口截面的静压和皮托压，同时辅以数值仿真结果对流场进行分析，总体性能参数通过换算按照流量加权平均获得。压力测量设备为美国Pressure System Inc.(PSI)公司的电子压力扫描阀和动态压力传感器。首先，进气道和隔离段内沿程静压测点共54个，顶板在唇口封闭点前后静压测点较密以便于监测进气道是否起动以及是否达到临界反压。其次，在隔离段出口截面采用“米”字皮托耙共33个总压测点，每排耙沿径向布4个测点，按照等环面法布置，中间置1个点作为参考数据，与8排皮托耙相对应在隔离段出口壁面沿周向布置8个静压测点。最后，选取一个PSI测点测量来流总压，采用步进电机调节堵锥来施加出口反压。通过静压测点数据获得沿程的静压分布并监测通道内的波系结构，采用Φ300 mm 的纹影系统来观察进气道外压段的波系结构。数值仿真采用Fluent软件，湍流模型为Re-Normalization Group(RNG)k-ε模型，近壁采用标准壁面函数法，加密壁面附近的网格，网格总数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。

4 试验结果分析

4.1 Ma=6.0,AOA=0° 时进气道的通流特性

在设计点(Ma=6.0，攻角AOA=0°)对进气道进行风洞试验，此时无反压即通流状态。图4给出顶板、唇口板和侧板上的沿程静压分布，纵坐标采用来流静压无因次化，Test表示试验结果，CFD表示数值仿真结果。数值仿真结果与风洞试验吻合较好，尤其是顶板外压缩面的压力分布呈典型的反正切曲线，压力梯度先增加后减小，这是基准流场采用反正切马赫数分布规律的结果。虽然设计进气道时使用了截面渐变技术，但是压缩面仍然可以保持着相同的分布规律。由于入射激波的反射激波、唇口激波以及肩部膨胀波的反射与相交，进入隔离段后，顶板、唇口板和侧板的静压都出现了大幅的波动且顶板和唇口板的波峰/波谷相互交错，侧板上静压变化幅度最小。

从图4(a)可以看出，数值计算的前缘激波的反射激波打在顶板的位置更加靠前，在x=0.7 m处存在较大的压力阶跃，随后在肩部经过唇口激波及其反射激波，压力进一步上升，但是肩部的分离包以及之后的膨胀型面使其压力有所下降，隔离段内波系反射复杂。试验结果表明，前缘激波的反射激波打在肩部附近且唇口激波更加靠后，因此顶板的静压在肩部附近开始明显阶跃，之后经过肩部后的膨胀型面压力下降。由于此时肩部附近几乎不存在分离包，不会产生额外的诱导波系，如诱导斜激波和膨胀波，因此隔离段内反射波系结构更加简洁。以上研究表明，虽然数值仿真方法可以较准确地模拟出进气道流场的主要特征，但是对分离的预测以及附面层的发展高于试验，进而造成隔离段内静压分布存在一定差别。

图4 Ma=6.0,AOA=0° 时顶板、唇口板与侧板的沿程静压分布Fig.4 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall for Ma=6.0, AOA=0°

图5给出了进气道的纹影照片，气流从左向右流动，外部的激波系中第1道明显的激波是由唇口板的前部前缘产生，后面1道较弱的激波由后部的唇口板前缘产生。由于进气道长度和结构的限制，前缘入射激波被侧板挡住且唇口封闭处在纹影窗之后，因此无法观测到该激波。

图5 Ma=6.0,AOA=0° 时进气道的纹影图Fig.5 Schlieren photograph of inlet for Ma=6.0, AOA=0°

从图6可以看出，试验测得的出口截面马赫数分布左右基本对称，与数值仿真的分布趋势大体一致，上部存在高速主流区，下部存在对涡区，主流区的平均马赫数在3.3左右，低速区马赫数对应也较好。风洞试验的主流区更大一些，约占出口截面的三分之二，数值仿真的主流区约占二分之一。这与数值仿真的附面层偏厚以及发生小分离有关，进而造成对涡在隔离段内发展更快，出口涡流区更大。

表1给出了设计点时进气道的总体性能，试验测得的出口总压恢复系数达到0.561，对于总收缩比5.78的进气道而言，总体性能较高。此外，数值仿真的出口马赫数和增压比与试验吻合较好，但试验测得的总压恢复系数相对提高了3.1%，这是因为试验测得的出口主流区更大。试验测量的流量系数为1.092，大于1.0，说明在出口不均匀的超声速区利用有限测点的皮托耙测量流量效果不佳，根据流量测量的经验，在出口后接上流量筒将测量截面马赫数控制在亚声速且较均匀进行测量比较准确。总体而言，虽然试验结果略优于数值仿真结果，但是数值仿真结果也基本反映了进气道的实际性能，可以用来进行辅助分析。

图6 Ma=6.0,AOA=0° 时出口的马赫数分布及流线Fig.6 Mach number distributions and streamlines of exit plane for Ma=6.0, AOA=0°

表1Ma=6.0,AOA=0°时进气道出口截面的总体性能参数

Table1GeneralperformanceofexitplaneforMa=6.0,AOA=0°

Itemφσp/p0MaeTest1．0920．56126．22．79CFD0．9470．54425．12．73

4.2 Ma=6.0，AOA=0° 时进气道的反压特性

试验过程中利用尾部节流堵锥模拟了燃烧室反压，图7给出了不同反压下顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布，可以看出，随着出口反压不断增加，进气道内通道静压扰动起始位置不断前移。当出口反压为135倍来流静压时，扰动点基本接近喉道截面，此时对应为临界反压。若进一步增加反压，进气道进入不起动状态，进气道表现为周期性的“喘振”，图8给出了某一瞬时的纹影照片，外压段的激波系出现了大幅振荡(方框区域)，而其他波系结构与起动时的流场相同(图5)。随着出口反压增加，对于受扰动区域的静压，在顶板上不断升高，唇口板上出现了上下波动，侧板介于二者之间，而且顶板的压力升高起始点大于唇口板和侧板。参考数值仿真结果(图9)进行分析：随着出口反压升高，在隔离段内产生平衡此反压的分叉激波或者激波串，超声速气流经过这些激波系，在与亚声速气流的掺混过程中不断地减速增压，直至亚声速流占据大部分管道。由于顶板附面层更厚，一方面是外压缩面的发展，另一方面是横向压差使其唇口侧的低能附面层气流向顶板下洗堆积，因此附面层声速线高，顶板上激波压升前传的距离更远，附面层抬升更高，由此形成的诱导激波使其压升起始点前移，而该激波造成的压升和激波后膨胀波-压缩波的加速减压在附面层内弥散，更多的是一种亚声速扩压过程，因此静压不断上升。唇口板的附面层较薄，激波波根距离压缩面较近，激波串内剧烈的静压波动可以轻易渗透附面层而作用在压缩面上，静压出现了明显的波动。另外，从图9可以看出，顶板的诱导激波可以使其唇口侧附面层分离，这样会出现压力突升而后膨胀下降的情况，见图7(b)。

图7 Ma=6.0,AOA=0° 时不同反压下顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布Fig.7 Static pressure distributions with different back pressure on top wall, cow wall and side wall for Ma=6.0, AOA=0°

图8 喘振时进气道瞬时的纹影照片Fig.8 Instantaneous schlieren photograph of surge

图9 Ma=6.0,AOA=0° 时80倍反压下对称面的流场结构(CFD)Fig.9 Mach number distribution on symmetric plane with 80 times of the free stream pressure for Ma=6.0, AOA=0°(CFD)

总体来看，受外压段影响，进气道顶板的附面层较厚，反压前传距离更远并引发大面积分离直至进气道不起动，它是耐反压的关键，因此在考虑提高进气道抗反压能力时可以从减小顶板附面层厚度入手。

图10给出了临界和不起动状态时出口截面的马赫数分布，临界状态时高速主流区仍然位于上部且为超声速区，下部为亚声速区，出口平均马赫数为1.12。当反压继续增加使进气道不起动时，出口截面大部分为亚声速区，但是局部为低超声速，出口平均马赫数为0.86。这说明在高反压时，进气道内通道的流态涉及复杂的超声速增压和亚声速扩压过程。

进气道出口的总压恢复系数和马赫数随反压的变化规律如图11所示，随着出口反压增加，出口马赫数和总压恢复系数近似线性下降。当在临界状态时，出口流量平均马赫数为1.12，总压恢复系数为0.210，可承受135倍的来流静压(表2)。当进一步增加反压，使其总压恢复系数和出口马赫数都降低，出口平均马赫数降为 0.86，进气道处于不起动时的“喘振”状态，表2给出了某一喘振时刻的性能参数。

图10 Ma=6.0,AOA=0° 时临界和不起动状态时出口的马赫数分布Fig.10 Mach number distribution at exit plane on critical and unstart condition for Ma=6.0, AOA=0°

图11 Ma=6.0,AOA=0° 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 at exit plane for Ma=6.0, AOA=0°

表2Ma=6.0,AOA=0°时典型反压下进气道出口截面的总体性能参数

Table2GeneralperformanceofexitplanewithtypicalbackpressureforMa=6.0,AOA=0°

Conditionσp/p0MaeCriticalcondition0．2101351．12Unstartcondition0．1621460．86

4.3 Ma=6.0,AOA=4° 攻角时进气道的通流特性

为了研究方转圆进气道的攻角特性，选取4° 攻角进行试验，图12给出了通流条件下顶板、唇口板和侧板上的沿程静压分布。数值仿真结果与风洞试验吻合良好而且压力突升点位置也吻合较好，这表明数值仿真的流场结构与试验结果基本相同。由于攻角的存在，使其前缘压缩角增加，整个型面相对变陡，所以压缩面沿程静压增大，顶板外压缩面的压力分布仍然呈典型的反正切曲线。攻角的存在使其前缘激波的反射激波变弱且在顶板的入射点更加靠后，唇口激波打在肩点附近，与肩点后膨胀波的作用，强度较弱，隔离段内反射波系间距较大且清晰，试验测得两个明显的压力波峰。另外，进气道对称面的低速区相对0°攻角时显著减小。上述结果说明，数值仿真对于简单波系的流场效果较好，如果涉及到激波附面层相干造成的复杂波系，数值仿真精度有所降低，这也是当前数值模拟重点解决的问题。

图12 Ma=6.0，AOA=4° 时顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布Fig.12 Static pressure distributions on top wall, cowl wall and side wall for Ma=6.0, AOA=4°

图13给出了进气道的风洞纹影照片，与图5的波系结构类似，只是外部存在一道明显的唇口板前缘激波，是典型的起动流场结构。

图13 Ma=6.0，AOA=4°时进气道纹影照片 Fig.13 Schlieren photograph of inlet for Ma=6.0, AOA=4°

图14给出了出口截面马赫数分布，数值仿真表明存在两对对涡，上部存在一对较大的对涡，但是二者并未在对称面相遇；下部存在一对较小的对涡且二者在对称面相遇。试验结果表明，上部和下部都存在一对对涡，但是对涡较小且上部对涡相遇。数值仿真和风洞试验的主流区平均马赫数近似在3.0左右，主要差别在于上部涡流区位置的预测，与0°攻角相比(图7(a))，攻角造成了上部产生了较大涡流区但下部的涡流区也相应减小。

图14 Ma=6.0，AOA=4°时出口的马赫数分布及流线Fig.14 Mach number distributions and streamlines of the exit plane for Ma=6.0, AOA=4°

表3给出了进气道4°攻角时的总体性能，数值仿真的出口马赫数和总压恢复系数与试验吻合较好，流量系数的差别仍然较大。试验测得的增压比更高，一方面是进气道出口流场复杂，静压分布不均，试验采用线性插值处理会造成一定误差；另一方面是试验测得的出口涡流区较小。总体而言，试验结果略优于数值仿真，增压比在39.2时总压恢复系数达到0.463。与0°攻角时试验结果相比，增压比增加了13，同时总压恢复下降了17.5%。

表3Ma=6.0，AOA=4°时进气道出口截面的总体性能参数

Table3GeneralperformanceoftheexitplaneforMa=6.0，AOA=4°

Itemφσp/p0MaeTest1．3820．46339．22．49CFD1．2050．45833．62．53

5 结 论

1) 具有弥散反射激波中心体的“四波四区”基准流场通过减弱前缘入射激波和反射激波强度进一步提高了压缩效率，设计点Ma=6.0时出口总压恢复系数相对等直中心体基准流场增加了5.1%，达到了0.952。

2) 该进气道可以较好地保持基准流场的波系特征，顶板外压段的压力分布均具有反正切曲线特征，总体性能良好且出口涡流区较小，表明上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561，出口马赫数为2.79，增压比为26.2。临界反压约为135倍来流静压，此时出口总压恢复系数降至0.210。

3) 随着出口反压的增加，进气道出口平均马赫数和总压恢复系数近似线性下降，出口截面的上部都存在一个高速区。顶板的压力升高起始点大于唇口板和侧板，是耐反压的关键。

4) 当带4° 攻角时，相对设计点0° 攻角，进气道的增压比增至39.2，同时总压恢复系数下降为0.463，出口截面上部产生了较大涡流区但下部的涡流区也相应减小。

5) 数值仿真较好地模拟了进气道流场的主要特征，顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布和出口马赫数分布与试验结果基本吻合，验证了数值方法的可靠性。

[1] HEISER W H, PRATT D T. Hypersonic airbreathing propulsion [M].Reston: AIAA Inc., 1994.

[2] YOU Y C. An overview of the advantages and concerns of hypersonic inward turning inlets: AIAA-2011-2269 [R]. Reston: AIAA, 2011.

[3] BILLIG F S, KOTHARI A. Streamline tracing: technique for designing hypersonic vehicles [J]. Journal of Propulsion and Power, 2000, 16(3):465-471.

[4] 李永洲， 张堃元， 朱伟， 等. 双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计[J]. 航空动力学报, 2015, 30(3): 563-570.

LI Y Z, ZHANG K Y, ZHU W, et al. Design for inward turning basic flowfield with controlled center body and two incident curved shock waves[J]. Journal of Aerospace Power, 2015, 30(3): 563-570 (in Chinese).

[5] 张堃元. 基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展[J], 航空学报, 2015, 36(1): 274-288.

ZHANG K Y. Research progress on hypersonic inlet reverse design based on curved shock compression system[J]. Acta Aeronautica et Astronamtica Sinica, 2015, 36(1): 274-288 (in Chinese).

[6] 王骥飞， 蔡晋生， 段焰辉. 高超声速内收缩进气道分步优化设计方法[J]. 航空学报, 2015, 36(12): 3759-3773.

WANG J F, CAI J S, DUAN Y H. Multistage optimization design method of hypersonic inward turning inlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(12): 3759-3773 (in Chinese).

[7] BULMAN M J, SIEBENHAAR A. The rebirth of round hypersonic propulsion: AIAA-2011-2269[R]. Reston: AIAA, 2006.

[8] BILLIG F S, JACOBSEN L S. Comparison of planar and axisymmetric flow paths for hydrogen fueled space access vehicle: AIAA-2003-4407[R]. Reston: AIAA, 2003.

[9] SMART M K. Design of three-dimensional hypersonic inlets with rectangular-to-elliptical shape transition[J]. AIAA Journal of Power and Propulsion, 1999, 15(3): 408-416.

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

[11] TAYLOR T, VANWIE D. Performance analysis of hypersonic shape-changing inlets derived from morphing streamline traced flowpaths: AIAA-2008-2635[R]. Reston: AIAA, 2008.

[12] GOLLAN R J, FERLEMANN P G. Investigation of REST-class hypersonic inlet designs: AIAA-2011-2254[R]. Reston: AIAA,2011.

[13] SABEAN J W, LEWIS M J. Computational optimization of a hypersonic rectangular-to-circular inlet[J]. Journal of Propulsion and Power, 2001, 17 (3): 571-578.

[14] YOU Y C, LIANG D W, GUO R W. High enthalpy wind tunnel tests of three-dimensional section controllable internal waverider hypersonic inlet: AIAA-2009-0031[R]. Reston: AIAA, 2009.

[15] XIAO Y B, YUE L J, CHEN L H, et al. Iso-contraction-ratio methodology for the design of hypersonic inward turning inlets with shape transition: AIAA-2012-5978[R]. Reston: AIAA, 2012.

[16] 南向军， 张堃元， 金志光， 等. 矩形转圆形进气道马赫5正8° 攻角启动性能分析[J]. 南京航空航天大学学报, 2012, 44(2): 146-151.

NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G, et al. Start characteristics of hypersonic inlets with rectangular to circular shape transition atMa5 with attack angle 8°[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012, 44(2): 146-151 (in Chinese).

[17] MÖLDER S, SZPIRO J. Busemman inlet for hypersonic speeds[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1966, 3(8): 1303-1304.

[18] 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).

[19] 李永洲， 张堃元， 罗蕾， 等. 高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进[J]. 航空动力学报, 2013, 28(11): 2543-2552.

LI Y Z, ZHANG K Y, LUO L, et al. Modified axisymmetric basic flowfield for hypersonic inward turning inlet[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(11): 2543-2552 (in Chinese).

[20] 南向军， 张堃元， 金志光. 采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究[J]. 航空学报, 2014, 35(1): 90-96.

NAN X J, ZHANG K Y, JIN Z G. Experimental study of hypersonic inward turning inlets with innovative basic flowfield[J]. Acta Aeronautica et Astronamtica Sinica, 2014, 35(1): 90-96 (in Chinese).

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.: 029-85208061

E-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.: 025-84892201-2100

E-mail: zkype@nuaa.edu.cn

孙迪女， 硕士， 工程师。主要研究方向： 高超声速气动热动力学。

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Experimentalinvestigationonahypersonicinwardturninginletofrectangular-to-circularshapewithcontrolledMachnumberdistribution

LIYongzhou1,2,*,ZHANGKunyuan1,SUNDi3

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

BasedontheaxisymmetricbasicflowfieldwithdiffusingreflectedshockcenterbodyandarctangentMachnumberdistribution,aninwardturninginletwithrectangular-to-circulartransitionisdesigned.Theexperimentonthewindtunnelandnumericalsimulationareconductedtoobtaintheoperationcharacteristicsofthedesignpoint.Theexperimentalresultsindicatethatthepressuredistributionofthetopwallischaracterizedbyanarctangentcurve.Theinletisofgoodoverallperformance,andthevortexregionissmall.Inconclusion,thedesignmethodproposedisfeasibleandefficient.Forthedesignpoint,thetotalpressurerecoverycoefficientis0.561andthecompressionratiois26.2attheexitsection.Thecriticalbackpressureisabout135timesofthefreestreamstaticpressure,andthecorrespondingtotalpressurerecoverycoefficientis0.210.With4°attackangle,thecompressionratioincreasesby49.6%butthetotalpressurerecoverycoefficientdecreasesby17.5%attheexitsection.

inwardturninginlets;basicflowfield;Machnumberdistribution;windtunneltest;shapetransition

2015-10-13；Revised2015-12-28；Accepted2016-01-28；Publishedonline2016-02-221127

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(90916029,91116001)

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

2015-10-13；退修日期2015-12-28；录用日期2016-01-28； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-02-221127

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160222.1127.006.html

国家自然科学基金 (90916029,91116001)

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李永洲， 张堃元， 孙迪．马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究J．航空学报,2016,37(10):2970-2979.LIYZ,ZHANGKY,SUND.Experimentalinvestigationonahypersonicinwardturninginletofrectangular-to-circularshapewithcontrolledMachnumberdistributionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(10):2970-2979.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0035

V231

A

1000-6893(2016)10-2970-10