曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究

卫 锋, 周 正, 李 莉, 贺旭照

(中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点实验室, 四川 绵阳 621000)

曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究

卫 锋, 周 正, 李 莉, 贺旭照*

(中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点实验室, 四川 绵阳 621000)

为了研究新型一体化曲外锥乘波前体进气道在低马赫数端的自起动、抗反压特性及侧滑对性能的影响，基于几何约束及钝度修型的实用化风洞实验模型，采用进气道节流系统，在来流马赫数3.0、3.5和4.0，迎角-4°～6°范围内，不同堵锥位置状态下获得了一体化曲外锥乘波前体进气道的表面压力分布及流场高清纹影。实验结果表明，实验模型在来流马赫数3.5和4.0时具备自起动能力；在0°迎角，来流马赫数3.5和4.0，最大抗反压能力分别约为24和33倍来流压力；侧滑角对一体化曲外锥乘波前体进气道的流量捕获和流动压缩性能影响相对较弱。曲外锥乘波前体进气道具有同超燃冲压燃烧室、高超声速飞行器进行一体化设计的特性。

曲面锥；乘波前体；进气道；自起动；抗反压；实验研究

0 引 言

数次吸气式高超声速飞行试验[1]都未达到预期的加速比和飞行马赫数，说明该类飞行器的推阻特性还需进一步优化提升。从空气动力学的角度看，解决推阻匹配问题，就要增加飞行器的升阻比[2]和提高发动机的流量捕获性能[3]。

乘波构型是高升阻比飞行器的最佳选择[2]，但基于现有乘波体设计方法获得的飞行器外形，存在容积率较低、异形结构及不易调节的气流压缩能力等缺陷[4-5]。在高超声速条件下可以设计出具有优良性能的进气道[6-8]，但此类设计往往未充分考虑与飞行器前体的流动参数及几何外形的一体化；加之乘波压缩面的异型曲面结构增大了进气道和乘波体的匹配难度，采用人工修型匹配，会带来附加的升阻比及进气性能损失，使乘波体和进气道集成后，很难达到单独设计的指标[5]。

在高超声速飞行器机体推进一体化设计方面，目前开展了一些研究工作。O’Neill[9]采用锥导乘波体，在锥形流场中流线追踪出进气道的唇罩，而进气道近似采用二维构型几何变换获得。Takashima[10]和O’Brien[11]采用密切锥方法[12]生成前体，前体对称面部分有相对平缓的区域，通过贴合二维进气道的方法完成乘波体和进气道的耦合。Starkey[13]采用变楔角法生成乘波前体，在前体对称面附近设计了同样的平缓区域，贴合二维进气道与乘波体耦合。You[14]和Li[15]沿着展向采用密切内锥/外锥的方法获得一体化的前体进气道。现有的研究多停留在概念设计阶段，并未对设计的前体进气道系统进行详细的流动结构及参数匹配分析研究以确认设计方法的可行性。同时一体化前体进气道在宽范围内的流动压缩特性以及与燃烧室的匹配特性也应重点关注；设计的新型构型也必须具有高容积特性和良好的结构工程可实现性。作者前期构建了一套密切曲内锥乘波前体进气道(Osculating Inward turning Cone Warerider forebody Inlet (OICWI))的设计方法[16-17]，并完成了仿真和实验研究[17-18]，证明一体化内锥乘波前体进气道具有优良的流动压缩性能，满足与燃烧室的匹配需求，但在容积和结构实现方面，存在进一步提升的空间。作者进一步发展了一体化曲外锥乘波前体进气道(Curved Cone Waverider forebody Inlet(CCWI))技术，完成了理论和实用构型的分析仿真工作[19]，结果表明CCWI构型结构外凸饱满，具有良好的流量捕获特性及流动压缩能力，实现了曲外锥乘波体[20-21]和类二元进气道符合气动规律的一体化设计。

一款新型前体进气道，自起动、抗反压性能及侧滑对进气道压缩能力的影响，都是评价其工程可用性的重要指标，这些性能的研究必须面对显著的非定常分离流动现象，数值仿真方法还不足以解决此类问题。本文基于几何约束及钝度修型的CCWI风洞实验模型，在来流马赫数3.0、3.5和4.0，迎角-4°～6°范围内，采用进气道节流系统在不同堵锥位置，获得一体化CCWI构型的表面静压、动态压力分布及流场高清纹影。研究CCWI构型在低马赫数端的自起动、抗反压特性及侧滑对性能的影响规律。

1 实验模型及实验系统介绍

密切曲外锥乘波前体进气道的设计，采用了包含乘波外压缩和进气道内通道的一体化流线追踪和密切曲外锥技术。在前体进气道的唇口平面，定义进气道唇口型线(Inlet Capture Curve, ICC)和前体前缘线(Front Capture Tube, FCT)。沿ICC曲线，找到其曲率中心，构造一系列密切面。在密切面内，基于获得的内外流匹配的轴对称基准流场和密切面内激波、前缘点和基准流场的对应关系，流线追踪获得一体化进气道的机体压缩面和唇罩型线。本文模型设计点为来流马赫数5.5、轴对称基准流场初始直锥角为10°、唇口角0°。CCWI构型详细设计方法及其通流性能分析参见文献[19]。数值模拟研究结果表明： 采用内外流匹配的一体化流线追踪技术，实现了曲外锥乘波体和类二元进气道符合气动压缩规律的整体式一体化设计[22]，理论结果与仿真结果吻合较好；在设计状态，乘波前体及内收缩段切除，对理论构型的基本压缩性能无影响；考虑前缘钝度、隔离段修型及黏性效应后，流量系数仍达到0.95，整体压缩性能满足发动机入口需求。

基于上述数值结果，得到的实验构型如图1所示，考虑风洞试验段尺寸的限制，实验模型长607.5mm，捕获面积7000mm2。隔离段长120mm，约为7倍的喉道处对称面高度，出口的宽高比为5.2。前体前缘钝度0.5mm，唇罩前缘钝度0.25mm。总收缩比4.6，内收缩比1.57。

Fig.1Threedimensionalviewofthegeometricallyconstrainedexperimentalmodel

实验是在中国空气动力研究与发展中心0.6m三声速风洞[23]中进行的，该风洞试验马赫数范围为0.4～4.5，试验段截面为方形，尺寸为0.6m×0.6m，实验段长度1.575m。本次试验马赫数为4.03、3.53和3.01，表1为对应的风洞来流参数。

表1 风洞自由来流条件Table 1 Wind tunnel freestream flow conditions

图2为实验系统示意图。实验模型通过矩形转圆形转接段和堵锥筒连接。堵锥有效移动区间0～100mm，对应完全打开和全部堵塞状态。在每次实验前，模型迎角设0°，锥位为0；当风洞完全起动、流场稳定以后(一般设定稳压时间5s)，模型运动到需要的迎角，然后堵锥按照预设值逐次前进，并在每个位置保持3s以获得稳定流态，此时采集模型表面静压和皮托压力等数据。在进气道进入完全不起动状态后，堵锥进入退锥过程，和进锥的锥位次序相对应。图3为试验模型安装在风洞试验段的实物照片。

Fig.3PhotographofthefullyassembledCCWImodelintheSITWT’stestsection

图4为实验系统静压/皮托压及动态压力测点位置示意图。模型表面分布了110个静压测点，分别位于机体和唇罩对称面上及乘波前体的另2个密切面上；隔离段出口平面布置了25个皮托压力探针，分布在5个截面上。压力采集是型号为Pressure Systems Inc. Model 9016的电子压力扫描系统。进气道外压缩区域量程为0～50kPa；进气道内通道量程为0～200kPa；皮托压力和流量测量系统的量程为0～500kPa。测量精度为满量程的0.06%。实验模型的外部流场采用高速纹影系统进行观测。试验采用的纹影系统最高帧频为2000帧/s，最大像素为800pixel×800pixel，可根据需求调整。在进气道内收缩段对称面豁口位置上(见图4红点)，布置了1个量程为200kPa的Kulite动态压力传感器，用来定量检测进气道起动/自起动现象，传感器精度为满量程的0.1%，采样频率50kHz。

2 自起动特性研究

图5为Ma∞=4.0，迎角(AOA) 0°时，进锥和退锥过程中，实验模型对称面机体侧(A line)的静压分布。可以看出，随着锥位增加，进气道反压上升，高压区在进气道内部持续前传，在锥位xc=65mm处达到临界点。堵锥位置若持续增大，对称面静压分布如图5中xc=67.5mm分布线所示，由高反压引起的流场扰动传至进气道内收缩段豁口前，此时进气道已经完全不起动，内通道压力平缓上升，没有出现明显的激波反射现象，气流处于亚声速状态。此时，堵锥位置逐渐后退，随着堵锥持续后退，压升区域逐渐缩回内通道，进气道又重新恢复起动状态。例如当堵锥位置后退至xc=60mm时，压升区域已完全缩回内通道内，和进锥时xc=60mm时的压力分布完全重合。从机体侧对称面静压进锥退锥过程中的分布来看，CCWI在Ma∞=4.0，迎角0°时具备自起动能力，且自起动过程未见明显流动迟滞现象。进一步后退堵锥xc<55mm，内通道出现斜激波反射造成的压力波动现象，进气道处于完全通流状态，气流处于超声速的起动状态。

Fig.5Staticpressuredistributionsonbodyside’ssymmetricwallatdifferentthrottlingpositionsatMa∞=4.0,AOA=0°

图6(a)为CCWI构型在来Ma∞=4.0，迎角0°时，CCWI不起动和自起动后的纹影照片。当进气道不起动时，在唇口前部机体侧出现明显的非定常分离激波流动结构；显著特征为分离激波、大范围分离区和由分离引起的外溢唇罩激波。需要指出的是，这种分离流动结构以一定频率间歇性出现；而当进气道完全起动后，流场中前体激波及设计的等熵压缩波清晰可见，前体边界层结构也有较高分辨，对应的流场结构如图6(a)中标识。图6(b)为CCWI自起动过程中动态压力监测点上的脉动压力信号随时间的分布图。在进气道不起动时，检测点上存在周期性的喘振信号，说明此时进气道以一定频率在起动和不起动之间快速切换，进气道进入了由高反压引起的喘振状态。在不起动到起动过程中，喘振在89.5～90s间，周期逐渐拉长，然后突然消失。当进气道恢复完全起动状态后，监测点上喘振压力脉动消失。

图6Ma∞=4.0、迎角0°时，不起动和自起动纹影照片和动态压力测点信号图

Fig.6UnstartandrestartschlierenmapsatMa∞=4.0,AOA=0°anddynamicpressuredistributionduringCCWI’srestarting

图7(a)为CCWI构型在来流Ma∞=3.5、迎角0°时，CCWI不起动和自起动后的纹影照片。图7(b)为CCWI在自起动过程中动态压力监测点上的脉动压力信号随时间的变化图。整体的流动结构和动态压力分布趋势和Ma∞=4.0、迎角0°时的结果一致，不再赘述。CCWI在Ma∞=3.5的状态具备自起动能力，只是Ma∞=3.5时，前体激波离进气道唇口更远一些；不起动时，动态压力监测点上的喘振压力峰值要低一些。

图8(a)为CCWI构型在来流Ma∞=3.0、迎角0°堵锥放空时的纹影照片。图8(b)为动态压力监测点上的脉动压力信号分布图。进气道在该状态下，即使反压很低，唇口附近也存在明显的分离涡及由此引起的唇口区域的分离激波、唇罩外溢分离激波结构；与图6(a)中的流动结构不同的是，分离流动结构无间歇持续存在。动态压力信号则表现出无规则的大振幅脉动，说明进气道在Ma∞=3.0时不能实现起动。

图9给出了Ma∞=4.0、迎角0°，进气道处于起动和由反压导致的不起动状态，及Ma∞=3.0，迎角0°进气道由低马赫数来流导致的不起动状态时，脉动压力传感器测量信号的功率谱密度图。功率谱密度采用文献[25]介绍的方法换算，对应图9功率谱密度的原始压力-时间信号图如图6(b)和8(b)所示。在Ma∞=4.0、迎角0°，进气道由高反压导致不起动时，功率谱密度整体分布在106Pa2/Hz以上，存在26.6Hz的喘振基准频率峰值，在53.4和80Hz附近存在和基准喘振频率共振的次峰值，其成因文献[25]有详述。当进气道完全处于起动状态后，整体的功率谱较不起动时低数个数量级，在102Pa2/Hz级附近，且无明显的峰值频率。当进气道在Ma∞=3.0，处于由低马赫数导致的不起动状态时，其整体的功率谱密度较进气道在Ma∞=4.0完全起动时的高，处在105Pa2/Hz附近，但并无明显的峰值，其分布形态完全不同于由反压导致的不起动功率谱密度分布，说明此时的脉动处在一个宽频范围内的不稳定状态。从上文的分析可以定量核实CCWI在Ma∞=4.0的不起动-自起动特性及Ma∞=3.0时的不起动特性。CCWI在Ma∞=3.5不起动-自起动状态下的功率谱密度分布和Ma∞=4.0状态下的类似，不再赘述。

图7Ma∞=3.5、迎角0°时，不起动和自起动纹影照片和动态压力测点信号图

Fig.7UnstartandrestartschlierenmapsatMa∞=3.5,AOA=0°anddynamicpressuredistributionduringCCWI’srestarting

图8Ma∞=3.0、迎角0°时，不起动纹影照片和动态压力测点信号图

Fig.8UnstartschlierenmapsanddynamicpressuredistributionatMa∞=3.0,AOA=0°

Fig.9Spectraofdynamicpressuresignalsduringstart,unstartatMa∞=4.0andunstartatMa∞=3.0,AOA=0°

图10给出了Ma∞=4.0，迎角0°及4°时，在进气道堵锥向前移动过程中，测得的进气道流量系数的变化情况。当进气道起动时，其流量系数分别在0.68和0.79左右，且不同起动堵锥位置的均方差小于2%。当进气道处于不起动状态时，其流量捕获系数明显小于起动时的数值，且随着进锥量的增加，流量捕获系数持续减小。这个过程在流态上对应的是进气道由小喘向大喘的过渡。到达最大进锥位置后，进气道流量系数减小到0.55和0.66左右，减小量达到15%左右。需指出的是，实验测得的不起动状态的流量是一个平均值，而真实不起动状态的流量是伴随喘振现象的一个非稳定脉动量。

3 抗反压性能研究

对于高超声速前体进气道，获得内通道-隔离段的抗反压性能，是确定与其匹配的燃烧室最大允许压力及设计燃烧室型面/释热规律的十分关键的参数。从进气道通流起动，到不起动状态，一般设定10个左右的进锥位置。定义机体侧对称面(A line)压升前传到喉道附近时的隔离段出口压力，为进气道所能承受的最大反压。如图11所示，在Ma∞=4.0、迎角6°，在堵锥从0mm进锥到70mm位置的过程中，反压逐步增高，至锥位62.5mm处，压力升高区域已经前传到喉道附近，随后当锥位进一步增加至65mm时，进气道将不起动。此时认定锥位62.5mm时，隔离段出口的压力即为Ma∞=4.0、迎角6°时，进气道的最大抗反压数值。通过以上方法，研究了一体化CCWI实验模型，在Ma∞=4.0、迎角为-4°、0°、4°及6°和Ma∞=3.0、迎角0°时的最大抗反压性能。图12为获得的马赫数4.0和3.5条件下的进气道最大抗反压数值。可以看出实验模型的最大反压能力随着马赫数和迎角的增加而增大：马赫数4.0时为35倍左右的来流压力，马赫数3.5，迎角0°时为24倍的来流压力。目前限于进锥位置数量的限制，并不能完全精确获得内通道压升刚好到达喉道位置时的隔离段出口压力，但给出的结果对确定燃烧室内的最大压力限制仍具有重要指导意义。

Fig.11Staticpressuredistributiononbodyside’ssymmetricwallatMa∞=4.0,AOA=6°asthrottlingconemovingforward

4 侧滑对CCWI性能的影响

性能良好的高超声速飞行器前体进气道，其压缩及流动特性应该对飞行器侧滑角不敏感。本节通过实验研究了侧滑对CCWI构型性能的影响。图13为Ma∞=4.0、迎角0°和不同侧滑角条件下，CCWI构型对称面上的压力分布。可以看出，外压缩段对称面压力分布基本没有受侧滑影响；在内通道，侧滑角4°以内的压力分布基本无差别；在侧滑角6°时，在内通道x=150mm附近的激波反射局部区域，压力分布略高于无侧滑的情况；在其他位置，侧滑造成的压力分布差别都很小。通过实验数据换算得到侧滑角4°时的流量系数，仅比侧滑0°时的小1.5%(流量测量实验方法见文献[18])。图14为不同侧滑角下隔离段出口的皮托压力分布，图中黑点为皮托压力测点位置。侧滑角β=0°时，隔离段出口皮托压力沿对称线z=0mm的对称性较好，由于流动在机体侧形成较厚边界层，同时由于边界层和激波的作用，使边界层进一步增厚，导致靠近下部机体侧的低皮托压区域明显大于唇罩侧。侧滑角小于4°时，流动核心区域的皮托压分布均匀，靠近机体侧的低皮托压区域，略向迎风侧移动，这表明侧滑形成的侧向流动对低能流区域有一定的吹离效应。侧滑角β=6°时，侧向流动的吹离能力更强，迎风方向核心流动区域的皮托压力增加，背风方向的皮托压力减小；靠近机体侧的低皮托压力区域，进一步向迎风侧扩张移动。总的来说，在侧滑角不大于4°时，侧滑对CCWI性能的影响并不明显。

Fig.13StaticpressuredistributiononsymmetricwallatdifferentsideslipanglesatMa∞=4.0,AOA=0°

Fig.14PitotpressuredistributionsinisolatedexitplaneatdifferentsideslipanglesatMa∞=4.0,AOA=0°

5 结 论

基于构建的新型CCWI一体化高超声速前体进气道构型，开展了马赫数4.0、3.5和3.0条件下的实验研究。研究了一体化CCWI构型的自起动、最大抗反压及侧滑性能，获得如下结论：

(1) 一体化CCWI构型在来流马赫数4.0和3.5，迎角-4°～6°都可以实现自起动；来流马赫数3.0时，进气道不能起动。

(2) 进气道的最大抗反压性能在来流马赫数4.0时为35倍左右来流压力，在来流马赫数3.5时为25倍来流压力。

(3) 侧滑对一体化CCWI构型流动压缩性能及隔离段出口均匀度的影响较小，侧滑角4°时相较无侧滑时的流量系数只减小1.5%。

实验结果表明，曲外锥乘波前体进气道性能良好。下一步可以开展此类进气道同超燃冲压燃烧室及飞行器的一体化研究，为吸气式高超声速飞行器的一体化设计提供一种新的解决方案，推动乘波特性推进流道的工程化应用。

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ExperimentalstudiesofCurvedConeWaveriderforebodyInlet(CCWI)atlowMachnumberrange

Wei Feng, Zhou Zheng, Li Li, He Xuzhao*

(Science and Technology on Scramjet Laboratory, Hypervelocity Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center, Miangyang Sichuan 621000, China)

The self-start ability, anti-backpressure performance and side slip influences to the performance of the Curved Cone Waverider forebody Inlet(CCWI) were experimentally studied in the present paper. Based on the geometrically constrained and bluntly modified practical CCWI wind tunnel experimental model, using the inlet throttling systems, the static pressure distributions and high resolution sherilen maps of the CCWI’s flow field were obtained at free steam Mach numbers(Ma∞) 3.0, 3.5 and 4.0 at different throttling cone positions. The experimental results show that the integrated CCWI model can self-start atMa∞3.5 and 4.0. At the angle of attack 0°, its maximum anti-back pressure abilities is about 24 and 33 times of the free stream static pressure(p∞) atMa∞3.5 and 4.0, respectively. Side slip has little influence on mass flow capture and flow compression abilities for CCWI. The study on CCWI can be used for practical integration studies with scramjet engine and air-breathing vehicles.

curved cone;waverider;inlet;self-start;anti-backpressure;experimental study

2017-04-25;

2017-09-07

国家自然科学基金(51376192)

*通信作者 E-mail: hexuzhao@sina.com

WeiF,ZhouZ,LiL,etal.ExperimentalstudiesofCurvedConeWaveriderforebodyInlet(CCWI)atlowMachnumberrange.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 1-7. 卫 锋, 周 正, 李 莉, 等. 曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究. 实验流体力学, 2017, 31(6): 1-7.

1672-9897(2017)06-0001-07

10.11729/syltlx20170049

V235.213

A

卫锋(1987-)， 男，四川绵阳人，硕士，助理研究员。研究方向：高超声速气动布局及内外流一体化技术。通信地址：四川省绵阳市二环路南段6号19信箱01分箱(621000)。E-mail：wf_nudt@hotmail.com

(编辑：杨 娟)