迎角变化引起的高超声速进气道起动迟滞现象试验研究

徐尚成, 王 翼, 苏 丹, 范晓樯, 王振国

(国防科学技术大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室, 长沙 410073)

0 引 言

超燃冲压发动机的工作原理为捕获一定量的气流使其减速增压，然后在燃烧室内组织燃烧，从而产生推力[1]。进气道作为超燃冲压发动机的关键部件，其性能直接决定了发动机的工作效率，尤其是进气道的起动性能直接影响发动机的工作范围。因此，开展进气道起动性能的研究很有必要[2-3]。

文献[3]指出高超声速进气道起动过程中存在迟滞现象，即进气道由不起动转变为起动，但不能通过这一过程的逆向路径由起动转变为不起动[4]。目前国内外学者对马赫数和内收缩比引起的进气道迟滞现象开展了大量研究[5-8]，但对迎角(Angle of attcck,AOA)引起的进气道迟滞研究相对较少，对迎角引起进气道流动状态变化的内在机理还有待进一步认识[9]。另一方面，高超声速飞行器在飞行中需进行复杂的机动，研究迎角对进气道起动的影响对明晰飞行器飞行包线有重要意义。

常军涛等[10-11]以二维进气道为研究对象，研究迎角变化引起的高超声速进气道不起动/再起动过程中的流动特征，并从流动稳定性角度阐释其产生的原因，分析了高超声速进气道自起动/再起动性能随迎角变化的规律。文献[12]指出马赫数、内收缩比和迎角等的变化都可造成进气道起动迟滞，同时发现进气道入口处的大尺度分离区是迟滞现象产生的关键。但总的来看，目前对迎角引起的进气道迟滞研究还相对较少，对迎角变化对进气道自起动/再起动的作用机理理解还不够深入，同时对迎角引起进气道迟滞现象还未展开系统的试验研究。

以文献[13-14]设计得到的Bump/前体一体化进气道为研究对象，研究迎角变化引起的进气道起动迟滞现象。通过试验和数值仿真结合的方法研究进气道迎角起动能力，分析迎角引起的迟滞现象中进气道的性能。

1 研究对象

进气道模型由底座、进气道前体前锥、进气道前体后锥和唇罩4部分组成，模型总长度285mm，进气道唇口对应的角度为90°，侧板采用前掠形式。进气道前体的前锥对应模型设计中的激波依赖域，为锥型，模型状态如图1所示。已有的研究表明，锥尖形状会导致驻点热流过大，为避免这种情况出现，对锥尖进行钝化处理，以减小驻点热流[15]。后锥在原轴对称进气道的基础上进行了Bump/前体一体化改造[16]，将壁面曲线在对称面附近抬升比较高，在两侧抬升比较低，从而在后锥上形成中间高，两侧低的Bump形状, Bump/前体一体化进气道具体参数可参考文献[16]。研究表明, Bump/前体一体化改造通过前体型面产生的横向压力梯度对分离区进行重构，使进气道起动性能得到极大提升。

图1进气道模型示意图

2 试验装置和计算方法

2.1 试验装置及模型

试验在国防科技大学LF-220自由射流风洞中进行，试验装置如图2所示。风洞喷管出口直径220mm，试验马赫数范围3.0～6.0，总压范围0.1～4.0MPa，总温范围300～700K，最大运行时间大于60s。配置有压力采集系统、纹影观测系统和五自由度迎角机构等测量测试设备。

试验选用马赫数为5.0的喷管，采用蓄热式加热器对上游气流进行加热，稳定段总压1.59MPa，试验段静温91.67K，运行流量为4.16kg/s。采用PSI压力传感器对模型壁面压力进行测量，采样频率为100Hz。通过纹影设备对进气道唇口附近流场进行观测，使用Photron Fastcam SA5高速相机，图像分辨率为1024pixel×1024pixel，拍摄速率1250帧/s。

2.2 数值计算方法

采用基于有限体积法的三维N-S方程求解器进行数值模拟，湍流模型为标准k-ε模型。为减少计算量，取模型关于竖直对称面的一半为计算对象，采用结构网格，并保证相邻网格之间过渡光滑，尽量保证网格正交性以提高计算精度。对计算域入口、模型锥尖、唇口及进气道内通道等复杂流动区域的网格进行加密处理。设置边界层网格以尽可能准确描述近壁流动。在这种设置下，壁面y+在大部分区域均小于0.25。壁面网格划分如图3所示。

壁面采用无滑移绝热边界，计算域入口为远场来流，计算域出口采用压力出口，计算域两侧采用对称边界条件，对流通量为0。

图2 风洞系统实物图

图3 壁面网格划分示意图

3 分析与讨论

3.1 进气道起动迟滞试验研究

通过改变迎角分别得到进气道自起动迎角和自不起动迎角。其中，自起动迎角获得方法为：首先将进气道置于大迎角状态，营造进气道不起动流场；然后逐渐减小迎角，直到进气道起动，进气道进入起动状态时所对应的迎角为进气道自起动迎角。进气道自不起动迎角获得方法为：首先将进气道置于小迎角甚至负迎角状态，营造进气道起动流场；然后逐渐增大迎角，当进气道进入不起动状态时所对应的迎角为进气道自不起动迎角。

为排除流场是否稳定建立的疑虑，模型在特定迎角下会有一定时间的停留，使得模型在该迎角状态下形成稳定的流动。具体表现为，设定模型在初始迎角下停留3s，在其他迎角下停留1s，进气道自起动迎角第1次试验的时序设定具体参数请见表1。试验数据表明，上述延迟时间完全满足进气道建立稳定流场结构所需的时间。

表1 进气道自起动迎角第1次试验时序设定Table 1 Time sequence of the first experiment in the self-starting process

图4为模型迎角按设定时序减小过程中流场的纹影变化。AOA=8.0°时前体激波与风洞激波相交形成马赫盘，此时由于阻塞度过大，风洞未起动。随着迎角减小，模型迎风面积减小，在AOA=4.0°时风洞起动，前体形成锥型激波，进气道入口前产生大尺度分离泡，分离激波打在唇口附近，此时进气道处于不起动状态。随着迎角的进一步减小，前体激波角度不断增大，但分离泡一直存在。直到迎角减小至AOA=-1.5°，进气道入口处的分离泡消失，结合对称面压力分布的变化可以发现进气道进入起动状态。由上述分析可知，进气道的自起动迎角在-1.0°～-1.5°之间。

图4 进气道迎角起动试验过程中对称面纹影图(试验1)

Fig.4Schlierenimagesondifferentattackanglesduringthestartingprocess(firstexperiment)

为进一步精确确定进气道的自起动迎角，对试验时序进行重新调整，展开第2组试验，表2为进气道自起动迎角第2次试验时序设定。试验中依然给定AOA=8.0°营造进气道不起动流场，但增加了-1.0°～-1.5°的迎角间隔。

表2 进气道自起动迎角第2次试验时序设定Table 2 Time sequence of the second experiment in the self-starting process

图5为按设定时序减小过程中流场结构的迎角变化，其变化过程与第1组试验相似，都经历风洞开启—风洞不起动—风洞起动—进气道不起动—进气道起动—风洞关闭的过程。由纹影图可以看出，当模型迎角减至-1.3°时，分离泡及分离激波消失，进气道进入起动状态。由此，可认为进气道自起动迎角为AOA=-1.3°。

图6为自起动迎角试验2中典型迎角状态下模型壁面沿程压力分布。随着迎角的减小，壁面沿程压升随之变小。由图可知,在AOA=-1.3°时,其内收缩段内压力比AOA=-1.2°状态下的压力明显偏小。这是由于此时进气道进入起动状态，大尺度分离区消失，进气道内压力大幅下降。

图5 进气道迎角起动试验过程中对称面纹影图(试验2)

Fig.5Schlierenimagesondifferentattackanglesduringthestartingprocess(secondexperiment)

图6 不同迎角状态下进气道壁面沿程压力分布

Fig.6Wallpressuresalongflowdirectionwithdifferentanglesofattack

表3为进气道自不起动试验中的迎角时序变化，设定迎角由-1.5°增大至10.0°。图7为进气道迎角逐渐增大过程中其对称面的纹影变化。当迎角AOA=-1.5°时，进气道处于起动状态，随着迎角的增大，前体激波逐渐靠近唇口，但进气道依然处于起动状态。当AOA=10.0°时，由于前体对气流的压缩量变大，前体激波变为弯曲激波，进气道依然处于起动状态。由于迎角设备的转向范围限制，无法进一步增大迎角以形成不起动流场。可以认为试验中进气道自不起动迎角大于10.0°。

表3 进气道自不起动迎角试验时序设定Table 3 Time sequence of the experiment in the self-unstarting process

可以看出迎角变化对高超声速进气道起动迟滞有显著作用。试验中，进气道自起动迎角AOA=-1.3°，而自不起动迎角大于10.0°。这也意味着有超过11.0°的迎角范围位于进气道起动双解区。在起动性能研究中可通过有效手段使位于双解区的进气道流动状态发生变化，从而提高进气道迎角起动性能。

图7 模型迎角增大过程中流场结构变化图

Fig.7Schlierenimageswithdifferentanglesofattackduringtheself-unstartingprocess

进气道起动/不起动的最大差别是入口处是否形成大尺度分离区。当进气道处于不起动状态时，唇口处由于分离区的存在而形成溢流，唇口外激波也在分离激波和唇口溢流的影响下变为弓形激波，进气道内收缩段内始终维持较高的静压水平；当进气道进入起动状态时，大尺度分离区消失，进气道内形成顺畅的流动。

对于不起动进气道，当迎角减小至临界值，进气道不起动状态失稳，并迅速建立起动流场结构。进气道通过分离区及波系结构实现来流动压和背压的匹配。流动状态失稳即意味着该流场结构无法实现来流动压和背压的匹配，需要建立新的流场结构来实现新的平衡。当迎角减小，前体对气流的压缩程度变小，意味着来流动压增大，此时分离区后移，分离激波强度增加，对应的背压也增大，从而实现分离区的自持稳定。当迎角减小至临界迎角，分离区的调整无法产生足够大的背压来对抗不断增大的来流，此时分离区失稳，进气道进入起动状态。

3.2 进气道迟滞现象分析

3.2.1 数值仿真与试验对比

采用数值仿真方法对上述试验过程进行计算。选择典型工况下的数值计算结果和对应的试验结果进行对比。

(1) 进气道起动状态下的流场

图8为进气道起动状态下对称面纹影计算与试验结果对比。由图可见，计算与试验结果得到前体激波角度基本一致，进气道入口处的流场结构也基本相同。图9为进气道起动状态下对称面压力分布计算与试验结果，可以看出，二者对压力走向及分离区位置的判断基本一致。

图8 进气道起动流场对称面纹影数值与试验结果对比

Fig.8Schlierenimagesofstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

图9 进气道起动流场对称面压力分布数值与试验结果对比

Fig.9Wallpressuredistributionofstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

(2) 进气道不起动状态下的流场

图10为进气道不起动状态下对称面纹影的计算与试验结果对比。可以看出，二者的流场结构相似，进气道入口处大尺度分离区位置和大小基本相同。图11为进气道不起动状态下对称面压力分布计算与试验结果。不起动状态下内收缩段的压力维持在较高水平，数值结果和试验结果在前体段有较好的对应，对大尺度分离区位置的判断也基本一致，但发现分离区处数值计算得到的压力值稍低于试验结果。考虑到分离泡内流动的复杂性以及试验和仿真计算带来的误差，依然可以认为二者对进气道流动状态及分离区的压力分布判断基本一致。

图10 进气道不起动流场对称面纹影数值与试验结果对比

Fig.10Schlierenimagesofunstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

图11 进气道不起动流场对称面压力分布数值与试验结果对比

Fig.11Wallpressuredistributionofunstartinginletshowingcomparisonofthenumericalsimulationwiththeexperimentdata

(3) 进气道迎角自起动/自不起动

图12为进气道迎角自起动和自不起动过程中位于大尺度分离区内测点的压力试验和数值计算结果。图中测点压力随迎角的变化形成迟滞环。在进气道自起动过程中，壁面压力一直维持在较高水平。随着迎角减小，试验结果和数值计算下的压力均下降。当迎角减小至AOA=-1.3°，试验测得的压力值突然急剧下降；当迎角变为AOA=-2.7°时，数值计算得到的压力值也突然下降。结合流场结构发现，压力突降处进气道进入起动状态。可以看出，试验和数值结果对进气道由不起动到起动的临界迎角判断相差不大，流动状态变化前后的压力也基本对应。在进气道自不起动过程中，随着迎角不断增大，测点压力的数值结果和试验结果均不断增大，二者符合程度很高。在AOA=13.0°时，数值计算下的压力值突然跃升，进气道进入不起动状态。

图12 进气道迎角自起动/自不起动过程中进气道内通道测点压力试验和数值计算结果

Fig.12Wallpressureatinternalsectionoftheinletintheprocessofself-starting/-unstarting

3.2.2 进气道迎角自起动/自不起动过程分析

图13为数值计算得到的进气道自起动/自不起动过程中对称面马赫数的分布情况，其中，图13(a)中从左至右为进气道自起动过程，图13(b)中从右至左为进气道自不起动过程。在自起动过程中，当AOA=13.0°时，进气道入口处存在大尺度分离区，唇口处存在溢流。随着迎角的减小，气流压缩程度变小，唇口溢流也减小。当AOA=-2.5°时，气流压缩程度进一步减弱，分离区进入内收缩段，尺度稍有变小，唇口溢流消失。当AOA=-4.0°时，大尺度分离区消失，进气道进入起动状态。在进气道自不起动过程中，随着迎角的增大，前体激波越来越靠近唇口，气流压缩程度不断增大。当迎角增大至AOA=13.0°时，进气道进入不起动状态。

图13 进气道自起动((a)，从左至右)/自不起动过程((b)，从右至左)对称面马赫数分布

Fig.13Machnumberdistributionsonthesymmetryplanesintheself-startingprocess((a),fromlefttoright)andtheself-unstartingprocess((b),fromrighttoleft)

图14为数值计算得到进气道自起动/自不起动过程中流量变化。迎角引起进气道流量变化主要的2个因素为前体激波不封口造成的流量损失和大尺度分离区造成的唇口溢流。进气道自起动过程中迎角由AOA=15.0°减至10.0°时，流量曲线在0.03kg/s左右波动，这是因为此时流量变化主要由大尺度分离区主导，对迎角变化不敏感。随着迎角的进一步降低，流量曲线开始缓慢下降，此时迎角对流量的影响开始显现。当AOA=0°时，流量曲线开始上升，通过分析流场结构发现，此时分离区尺度变小，并且不断后移，唇口溢流显著减小，此时进气道流量变化再次由分离区主导。当AOA=-2.7°时，流量曲线开始下降，此时进气道进入起动状态，大尺度分离区消失，流量仅由迎角决定。可以看出进气道自起动过程中，在迎角起动双解区两侧，分离区主导流量变化，双解区大部分区域及起动后的流量变化由迎角主导。

图14 进气道自起动/自不起动过程中流量变化

进气道自不起动过程中流量变化较为简单。随着迎角增大，进气道流量不断增大，流量曲线的变化由迎角主导。当AOA=13.0°时，流量突然下降，然后维持在较低水平，此时进气道入口处出现大尺度分离区，唇口处产生溢流，流量曲线迅速降低。

4 结 论

通过试验和数值仿真结合的方法对一种Bump/前体一体化进气道的起动迟滞现象展开研究。来流条件Ma=5.0，采用蓄热式加热器对上游气流进行加热，稳定段总压1.59MPa，试验段静温91.67K。研究并分析了进气道迎角起动性能，具体结论如下：

(1) 通过风洞试验捕捉到进气道随迎角变化由不起动转化为起动的动态过程，获得进气道自起动迎角为-1.3°，进气道自不起动迎角大于10.0°。

(2) 采用的数值仿真方法对进气道起动/不起动流场、进气道自起动/自不起动过程的描述与试验结果基本对应。

(3) 进气道自起动过程中，在迎角起动双解区两侧由分离区主导流量变化，双解区大部分区域以及起动后的流量变化由迎角主导；进气道自不起动过程中，大尺度分离区形成前,迎角主导流量变化，分离区形成后,流量突降，最终形成迟滞环。