马赫数可控的方转圆内收缩进气道非设计点工作特性

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

马赫数可控的方转圆内收缩进气道非设计点工作特性

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

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，并对其进行风洞试验和数值仿真研究，获得该进气道非设计点(Ma=5.0和Ma=7.0)的工作特性和自起动特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征，出口涡流区小且总体性能优良。Ma=5.0和Ma=7.0时出口总压恢复系数分别为0.647和0.443，对应的增压比分别为20.0和32.7。Ma=5.0时，进气道不但可以捕获约90%的自由来流，而且能够自起动(内收缩比高于Kantrowitz限制)，下临界反压为64倍来流静压，对应的出口马赫数和总压恢复系数分别为1.32和0.409。上述结果表明，本文设计方法可以获得高性能的矩形转圆内收缩进气道。

内收缩进气道； 基准流场； 马赫数分布规律； 风洞试验； 自起动

近年来，一种非传统的高超声速进气道——内收缩进气道越来越受到设计人员的关注，这类进气道采用三维曲面压缩，具有压缩效率高、捕获流量高、浸润面积小、非设计点性能优及适应性广等优点，且设计过程具有一定逆向性[1-4]。正是基于这种优势，它将成为进气道未来的发展趋势并可能引起飞行器总体方案的革新[5-6]。

从高超声速飞行器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[7]，因而各国学者对矩形进口转椭圆/圆出口内收缩进气道设计方法进行了大量研究。Smart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[8]。Gollan和Ferlemann等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[9]。Sabean和Lewis以期望的出口均匀度为目标用优化的方法进行了矩形转圆的内通道设计[10]。Taylor和van Wie[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。尤延铖等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[12]。肖雅彬等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[13]。南向军等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[14]。

内收缩进气道的性能直接由基准流场决定，提高进气道性能必须由基准流场入手。目前研究的轴对称基准流场大多是典型的“两波三区”结构[11-16]，较强的前缘激波及其反射激波不但会造成设计的进气道压缩效率降低，而且也容易引起不起动。因此，文献[17]设计了弥散反射激波中心体的“四波四区”基准流场，并基于该流场设计了方转圆内收缩进气道进行风洞试验，获得了设计点(Ma=6.0)的工作特性。本文作为上述工作的延续，在非设计点(马赫数5.0和7.0)进行风洞试验和数值仿真研究，获得此时进气道的工作特性和自起动特性，进一步验证文献[17]的矩形转圆进气道设计方法。

1 弥散反射激波中心体基准流场特征

按照文献[18]设计等直中心体的“四波四区”轴对称基准流场，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。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，在上述等直中心体基准流场基础上，通过改变中心体母线来弥散反射激波[17]。参数化研究后选取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(Ma=6.0)的流场结构，该流场是典型的“四波四区”结构，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，反射激波被弥散，强度很弱。在出口增压比p/p0为24.7时，总压恢复系数σ高达0.952。图2给出了超额定状态(Ma=7.0)时的流场结构，中心体初始段存在等熵膨胀波，前缘入射激波波前马赫数增加，此处激波强度变大，但是反射激波相对较弱，在出口增压比(p/p0=32.3)略高于等直中心体基准流场(p/p0=31.1)的同时总压恢复系数相对提高了5.7%，达到了0.890。Ma=5.0时总压恢复系数为0.975，相对等直中心体时增加了3.8%，此时增压比为21.3，相对减小了12.5%。以上说明，在非设计点通过弥散反射激波也可以提高基准流场的压缩效率。

图2 Ma=7.0时基准流场的流场结构Fig.2 Basic flowfield structure for Ma=7.0

2 进气道试验模型

基于上节的基准流场，结合流线追踪与截面渐变技术[7]，设计出方转圆内收缩进气道。为了保证进气道在Ma=5.0时可以自起动，按照此时唇口封闭处的横截面的平均马赫数来设定内收缩比Rci，后切部分唇口使Rci降为1.40，稍大于Kantrowitz起动限制(Rci=1.34)[19]，对应的总收缩比降至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3，由方转圆进气道、隔离段、测量段、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。

图3 方转圆进气道风洞试验模型Fig.3 Wind tunnel test model for the inlet with rectangular-to-circular shape transition

3 研究方法

3.1 试验条件

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，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。本文试验来流马赫数Ma=5.0，来流总压为0.74 MPa，来流总温为480 K；试验来流马赫数Ma=7.0，来流总压为1.40 MPa，来流总温为581 K。

试验过程中需要采集进气道沿程静压分布、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PSI(Pressure System Inc.)公司的电子压力扫描阀和动态压力传感器。进气道和隔离段内沿程静压测点共54个，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。选取一个PSI测点测量来流总压，采用步进电机调节堵锥来模拟出口反压。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∅300 mm的纹影系统来观察进气道外压段的波系结构。

3.2 数值计算方法及验证

采用Fluent软件进行有粘计算，通量差分采用Roe-Flux Differenc Split(FDS)格式，湍流模型为Re-Normalization Group (RNG)k-ε模型，近壁处采用标准壁面函数。流动方程、k方程、ε方程均选择二阶迎风格式离散。由于模型和流场的对称性，取一半进行计算，壁面附近的网格局部加密，使得其主要区域的第1层网格高度y+在30左右，网格总数约86万。采用理想气体模型并考虑比热随温度的变化，分子黏性系数采用Sutherland公式计算，壁面取绝热无滑移和固体边界条件，压力远场和压力出口边界条件。计算时监测全场残差的平均值及进气道出口截面的流量，以各方程的残差均下降3个数量级，同时保证出口截面的流量已经稳定为收敛准则。

图4 顶板和唇口板的沿程静压分布Fig.4 Static pressure distribution on top wall and cowl wall

4 结果与分析

4.1 Ma=7.0时进气道的通流特性

在超额定状态Ma=7.0对进气道进行风洞试验，此时堵锥完全放开，进气道处于超声速通流状态。图5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，CFD表示数值仿真，图6给出了进气道的纹影图片。数值仿真结果和风洞试验趋势大致相同，尤其是外压段顶板压力分布吻合良好，呈典型的反正切分布规律。图5(a)也可以看出，在喉道附近数值仿真结果与试验差别较大，数值仿真流场在此处存在分离包，诱导激波使其顶板上静压突升靠前。试验结果表明顶板在此处的分离包很小，压力突升点几乎位于肩点，之后经过反射激波系，压力不断上升，这也造成唇口板有明显的压力跃升。对于侧板上的静压分布，数值仿真结果与试验吻合较好。图6的波系结构表明进气道处于起动状态，只存在一道明显的外罩激波。总之，Ma=7.0时更强的激波系强度使隔离段内激波与附面层相干严重，数值仿真结果与风洞试验差别变大。

图5 Ma=7.0时顶板、唇口板和侧板的沿程静压分布Fig.5 Static pressure distribution on top wall, cowl wall and side wall for Ma=7.0

图7可以看出，试验测得的出口马赫数分布左右对称，与数值仿真的趋势大体一致，主流区的平均马赫数都在3.7左右。但是，试验的主流区面积更大，尤其是出口截面中心区仍然保持较高的马赫数。数值仿真的对涡区约占出口的2/3，这与喉部附近数值计算的分离密切相关。图8 是试验测得的出口总压恢复系数分布，截面存在明显的高能区和低能区且高能区在截面上部，总压恢复系数约为0.48，低能区主要位于顶板。

图6 Ma=7.0时进气道的纹影图Fig.6 Schlieren image of inlet for Ma=7.0

图7 Ma=7.0时出口截面的马赫数分布Fig.7 Mach number distribution on exit plane for Ma=7.0

图8 Ma=7.0时出口截面的总压恢复系数分布Fig.8 Total pressure recovery coefficient distribution on exit plane for Ma=7.0

表1给出了Ma=7.0时进气道的总体性能参数，压缩效率较高。试验与数值仿真结果的增压比近似相等，出口马赫数Mae和总压恢复系数试验值更大，总压恢复系数相对提高了4.5%，这主要是因为随着来流马赫数的增加，隔离段内激波强度变强，数值计算的分离区和出口涡流区更大，造成总压损失和出口畸变均增大。对于流量系数φ，试验值与数值计算差别较大，试验值相对增加了25%。分析其原因：试验采用的是总静压方法，风洞研究早已表明，测量截面的速度系数在0.6～1.0之间，则管道的流量测量较为准确，这就需要在进气道出口后再增加一个收缩段整流。但是，考虑到风洞实际尺寸，该收缩段也不会太长，这样在文中测量截面的速度系数远大于1.0且极不均匀的条件下，采用有限的总压加壁面静压测点就难以准确测量流量系数[23]。另外，文献[24]的研究表明，即使测量截面速度系数在0.6左右，总静压的不均匀性和近壁面流动会造成计算值与实际值相差15%以上。

表1 Ma=7.0时进气道出口截面的总体性能参数Table 1 General performance of exit plane for Ma=7.0

4.2 Ma=5.0时进气道的通流特性

图9给出亚额定状态Ma=5.0时顶板、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的静压分布趋势吻合良好，外压段的顶板压力分布仍然呈反正切曲线特征，而且压力突升点的位置基本一致，这表明数值仿真的流场波系与试验接近。由于来流马赫数减小，激波强度减弱且附面层发展较慢，激波附面层相干减弱，进气道不易分离，因此低马赫数时数值仿真准确度提高。结合图10的数值仿真结果对顶板静压分布进行分析，前缘激波的反射激波打在顶板上造成第1次压力突升，接着经过肩部附近的膨胀扇使其压力有所降低，再经过唇口激波及其反射激波使其压力进一步跃升，之后隔离段内激波和膨胀波的影响使其出现了两次升降。

图9 Ma=5.0时顶板、唇口板和侧板沿程静压分布Fig.9 Static pressure distribution on top wall, cowl wall and side wall for Ma=5.0

图11可以看出，低马赫数时出口截面较均匀，主流区超过出口截面的一半。数值仿真结果与试验吻合较好，包括主流区的面积和马赫数大小，但是由于试验出口测点有限，无法给出流场的细节特征。图12中试验测得的出口总压恢复系数分布趋势与马赫数分布一致，高能区位于上部且面积远大于底部的低能区。

图10 Ma=5.0时对称面的静压等值线图(CFD)Fig.10 Static pressure contour plots on symmetry plane for Ma=5.0 (CFD)

图11 Ma=5.0时出口截面的马赫数分布 Fig.11 Mach number distribution on exit plane for Ma=5.0

图12 Ma=5.0时出口截面的总压恢复系数分布Fig.12 Total pressure recovery coefficient distribution on exit plane for Ma=5.0

图13 出口截面水平和竖直方向的皮托压分布 Fig.13 Pitot pressure distribution in horizontal and vertical direction on exit plane

综上分析可知，在低来流马赫数时数值计算方法具有较高的可信度，可以用来辅助试验结果分析，刻画流场的细节。

表2给出了Ma=5.0时进气道的总体性能，其具有高的压缩效率。数值仿真得到的出口增压比、马赫数和总压恢复系数与试验吻合都较好，流量系数的差别仍然较大。试验测得的总压恢复系数略高，这与测点位于附面层之外以及有限测点无法反映流场细节有关。流量系数的数值仿真结果与试验相差5%，相对Ma=7.0时差别变小，这是因为其出口更加均匀的缘故，但是也说明该进气道流量捕获能力较高。

表2 Ma=5.0时进气道出口截面的总体性能参数Table 2 General performance of exit plane for Ma=5.0

4.3 Ma=5.0时进气道的自起动特性

在Ma=5.0的自起动试验中，首先通过给定一个锥位使进气道不起动，通过观测纹影发现出现“喘振”，来流以一定的频率被不断地“吞入”又再次“吐出”进气道，造成外压段波系前后振荡，见图14(a)给出的瞬时纹影图，然后不断退锥使其“吐出”的不起动波系再次进入到通道内且纹影显示波系稳定(图14(b))，此时沿程静压和出口马赫数的分布与通流情况基本一致，进气道进入起动状态，即该进气道在Ma=5.0时具有自起动能力，也说明Kantrowitz曲线给定的内收缩比偏保守。

图14 Ma=5.0时进气道自起动过程的纹影照片 Fig.14 Schlieren image of self-starting process for Ma=5.0

图15 Ma=5.0时自起动过程中不同反压下顶板的沿程压力分布Fig.15 Pressure distribution on top wall with different back pressure in the self-starting process for Ma=5.0

退锥的过程中，在预先设定的位置都给定一段稳定采集数据时间，图15给出了进气道自起动过程中不同反压下顶板的沿程静压分布，可以看出，进气道在起始位置是不起动状态，起始压升点在顶板的外压段而且对应的压升小于当地正激波压比，说明该压升是由分离包的诱导激波产生，这种由分离引起的不起动称为“软不起动”[25]。随着堵锥不断后移，出口反压不断减小，“吐出”的气流在某一时刻将被完全“吞入”，此时对应的反压称为“下临界反压”。通常所说的临界反压称为“上临界反压”，过程正好相反，其反压是不断增加直至进气道不起动。二者相比，“下临界反压”更小，但仍可以用来作为进气道最大抗反压能力的参考。该进气道的“下临界反压”为64倍来流静压，对应的出口平均马赫数达到了1.32，总压恢复系数为0.409。另外，在高反压(pe/p0≥48)时，顶板压力沿流向不断上升，在低反压时存在上下波动。

图16的试验结果可以看出，进气道不起动时，出口截面马赫数和总压恢复系数分布趋势相同，上部为高速高能区，下部为低能区。全场亚声速，出口平均马赫数为0.67，此时对应的总压恢复系数和增压比分别为0.191和73.0。

图16 Ma=5.0时不起动状态下出口截面的马赫数和总压恢复系数分布Fig.16 Mach number and total pressure recovery coefficient distribution on exit plane under unstart condition for Ma=5.0

5 结 论

1) 具有弥散反射激波中心体的“四波四区”基准流场在非设计点具有较高的压缩效率。相对等直中心体基准流场，超额定状态Ma=7.0时其出口增压比和总压恢复系数分别提高了3.8%和5.7%，总压恢复系数高达0.890。

2) 进气道在非设计点较好地保持了基准流场的波系特征，外压段的顶板压力均呈反正切曲线分布，总体性能良好且出口涡流区较小。Ma=5.0和7.0时出口总压恢复系数分别为0.647和0.443，对应的增压比分别为20.0和32.7，Ma=5.0时可以捕获约90%的自由来流。

3) 进气道Ma=5.0时可以自起动，Kantrowitz曲线用来指导内收缩比的选取偏保守。另外，该进气道属于“软不起动”，出口截面全场亚声速且上部速度更高。

4)Ma=5.0时“下临界反压”为64倍来流静压，其可以作为进气道最大抗反压能力的参考，此时对应的出口平均马赫数为1.32，总压恢复系数为0.409。

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

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

[3] TIAN C, LI N, GONG G H, et al. A parameterized geometry design method for inward turning inlet compatible waverider[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(5): 1135-1146.

[4] MALO-MOLINA F J, GAITONDE D V, EBRAHIMI H B, et al. Three-dimensional analysis of a supersonic combustor coupled to innovative inward-turning inlets[J]. AIAA Journal,2010, 48(3): 572-582.

[5] BULMAN M J, SIEBENHAAR A. The rebirth of round hypersonic propulsion: AIAA-2006-5035[R]. Reston: AIAA, 2006.

[6] 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.

[7] 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.

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

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

[10] 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.

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

[12] 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.

[13] 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.

[14] 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).

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

[16] 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).

[17] 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.

LI Y Z, ZHANG K Y, SUN D. Experimental investigation on a hypersonic inward turning inlet of rectangular-to-circular shape transition with controlled Mach number distribution[J]. Acta Aeronautica et Astronamtica Sinica, 2016, 37(10): 2970-2979 (in Chinese).

[18] 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).

[19] KANTROWITZ A, DONALDSON C. Preliminary investigation of supersonic diffusers: NACA-WR L-713[R]. Reston: NASA, 1945.

[20] REINARTZ B U, HERRMANN C D, BALLMANN B, et al. Aerodynamic performance analysis of a hypersonic inlet isolator using computation and experiment[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003, 19(5): 868-875.

[21] 王翼. 高超声速进气道启动问题研究[D]. 长沙： 国防科学技术大学, 2008.

WANG Y. Investigation on the starting characteristics of hypersonic inlet[D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2008 (in Chinese).

[22] 刘凯礼. 高超声速进气道动/稳态攻角特性研究[D]. 南京： 南京航空航天大学，2012.

LIU K L. Research on aerodynamic characteristics of hypersonic inlets with dynamic/steady angle-of-attack[D]. Nanjing: Nanjing university of Aeronautics and Astronautics, 2012 (in Chinese).

[23] KITAMURA E, MITANI T, SAKURANAKA N, et al. Evaluating the aerodynamic performance of scramjet engines by pressure measurement: AIAA-2003-7053 [R]. Reston: AIAA, 2003.

[24] 王红， 马明明. 某型发动机空气流量计算影响因素研究[J]. 燃气涡轮试验与研究, 2010, 23(3): 22-26.

WANG H, MA M M. Study on the factors affecting airflow calculation of an aero-engine[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2010, 23(3): 22-26 (in Chinese).

[25] VAN WIE D M, KWOK F T, WALSH R F. Starting characteristics of supersonic inlets: AIAA-1996-2914[R]. Reston: AIAA, 1996.

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， 硕士， 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。

Tel.: 029-85208061

E-mail: sinda.y@163.com

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

Off-designperformancecharacteristicsofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionwithcontrolledMachnumberdistribution

LIYongzhou1,2,*,ZHANGKunyuan1,SUNDi3

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

BasedontheaxisymmetricbasicflowfieldofdiffusingreflectedshockcenterbodywitharctangentMachnumberdistribution,aninwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionisdesigned.Windtunnelexperimentandnumericalsimulationareconductedtoobtaintheoff-designperformancecharacteristicsandself-startingcharacteristics.Theexperimentalresultsindicatethatthetopwallpressuredistributionisofarctangentcurve.Theinlethasgoodoverallperformanceandsmallvortexregionatexitsection.ForMa=5.0andMa=7.0,thetotalpressurerecoverycoefficientofexitsectionis0.647and0.443,respectively,andthecorrespondingcompressionratiois20.0and32.7,respectively.ForMa=5.0,theinletcouldcaptureabout90%ofthefreestreamandself-startdespiteitsinternalcontractionratiobeingabovetheKantrowitzlimit;thelowercriticalbackpressureoftheinletisabout64timesofthefreestreamstaticpressure,andthecorrespondingMachnumberandtotalpressurerecoverycoefficientofexitsectionare1.32and0.409,respectively.Theresultsdemonstratethathigh-performanceinwardturninginletswithrectangular-to-circularshapetransitioncanbedesignedbythemethodproposedinthispaper.

inwardturninginlets;basicflowfield;Machnumberdistribution;windtunneltest;self-starting

2015-11-02；Revised2015-12-02；Accepted2016-03-01；Publishedonline2016-03-091417

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160309.1417.002.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(90916029,91116001)

2015-11-02；退修日期2015-12-02；录用日期2016-03-01； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-03-091417

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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内收缩进气道非设计点工作特性J． 航空学报,2016,37(11):3263-3272.LIYZ,ZHANGKY,SUND.Off-designperformancecharacteristicsofinwardturninginletwithrectangular-to-circularshapetransitionwithcontrolledMachnumberdistributionJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(11):3263-3272.

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10.7527/S1000-6893.2016.0060

V231.3

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1000-6893(2016)11-3263-10