进气道激波-边界层两种控制方法数值模拟研究

熊有德，李仁府，周 玲

(1.华中科技大学 能源与动力工程学院，武汉 430074；2.华中科技大学 航空航天学院，武汉 430074；3.北京理工大学 宇航学院，北京 100081)

0 引 言

激波-边界层干扰是高速飞行中的重要现象之一。通常情况下，在高速进气道中，唇口激波前后的强逆压梯度使压缩面上边界层内的低能气体发生形变，甚至分离。分离的边界层会导致流场畸变，带来大量的能量损失，降低总压恢复[1]，恶化进气道内的流场品质，同时减小流道的流通面积，严重时甚至产生壅塞，导致进气道无法起动。因此，激波-边界层干扰对进气道的性能有着重要影响。对激波-边界层干扰进行控制，改善进气道性能，有利于高速飞行器安全稳定地运行。

对于激波-边界层干扰的控制方法，国内外均有广泛的研究。设计的主要思路是通过改变边界层内的平均速度分布来改变边界层的特征[2]。传统的激波-边界层控制方法包括边界层抽吸[3]、吹除[4-5]、涡流发生器[6]等，近年来，一些其他控制方法也得到了发展，包括合成射流[7]和等离子体[8-10]主动控制技术等，但这些方法都有各自的缺点：抽吸控制会带来捕捉流量的损失[11]；吹除需要提供高压气源，增加了系统的复杂性[12]；涡流发生器则会带来附加阻力和高热流，对热防护有较高要求[13]；等离子体激励需要耗费额外能量以及相应的控制机构，技术上比较复杂,目前还处于实验研究阶段[14]。

针对以上控制方法的缺陷，Rolston[15]，Lin[16]，Pasquariello[17]以及苏纬仪[18]等人研究了一种无流量损失的被动吹吸控制方法(Passive Blowing and Bleeding,PBB)，其原理如图1所示。该方法是将激波-边界层干扰造成的分离区内的高压气体通过通道引流到分离区前方低压区，进行吹除。由于边界层底层低能气体从激波-边界层干扰区域泄除，边界层底层抗逆压梯度的能力得到提高， 抑制了分离区的产生，提高了进气道性能，达到了控制的目的。同时由于泄除部分流量最终又被进气道捕获，因此不会造成流量损失。然而，在实际的飞行过程中，需要进气道能够在较宽的马赫数范围正常工作。不同马赫数下，进气道内分离区位置发生变化，导致被动吹吸控制方法性能有所改变。

图1 被动吹吸控制原理图Fig.1 Schematic diagram of passive blowing and bleeding control

与被动吹吸控制将分离区底层气体引流到前方低压区不同，传统的泄压控制将其直接泄除，因此理论上在变工况情况下性能稳定，控制效果较好，已经有了一些实际的应用，但其关联系统较为复杂[19]，而且会带来放气阻力、捕获流量损失等负面影响[12]。

目前，国内外对这两种控制方法单独研究较多，对比研究较少，因此，本文的主要目的是选用典型进气道，运用数值计算方法，对被动吹吸控制和泄压控制这两种方法进行对比模拟，分析其性能差异，并比较不同马赫数工况下两种控制方法的性能变化。

1 进气道模型、计算方法及算例验证

1.1 进气道模型

本文选取德国宇航局(DLR)设计的GK-01二元混压式进气道模型为研究对象[20]。该模型结构及相关尺寸如图2所示。模型内收缩比为6.25，实验马赫数为7，攻角为0°，静压为169.1 Pa，静温为46.3 K，单位雷诺数为4×106m-1，壁面温度为300 K。

图2 GK-01进气道示意图[20]Fig.2 Sketch of intake in GK-01[20]

在实验马赫数条件下，计算得到该进气道分离区在x=0.38 m到x=0.42 m范围内，因此，本文设计的被动吹吸模型结构如图3(a)所示，边界层低能气体在0.416 6 m至0.419 0 m处吸除，宽度为2.4 mm，在x=0.391 m处吹除，喉道宽度约为1.8 mm。吹吸两点通过圆弧过渡与管道连接。同时为便于和被动吹吸控制作比较，将传统泄压控制模型的泄除点设置在同样位置，泄除管长12 mm，如图3(b)所示。

图3 被动吹吸和泄压控制结构图Fig.3 Structure diagram of PBB and pressure relief control

1.2 计算方法

计算采用ANSYS CFX求解器求解稳态可压缩Navier-Stokes方程。湍流粘性系数由SST两方程模型求出。同时，为了准确地捕捉激波和激波之间、激波和边界层之间的干扰，采用了高精度对流差分格式和湍流差分格式。计算时，先以来流参数初始化流场，在迭代计算过程中，各项平均残差降低到10-6以下，认为计算达到收敛。

1.3 计算网格

由于GK-01进气道为二元进气道，为节省计算资源，采用二维网格进行计算，CFX自动在展向延伸一个网格点。为了验证网格无关性，划分了粗网格、中网格和细网格三套网格，其网格数量及具体设置如表1所示。

表1 三种条件下网格数量Table 1 Grid sizes of three cases

1.4 算例验证

为了验证计算方法的准确性，首先对马赫数7工况下GK-01进气道流动进行模拟，并进行网格无关性验证。

图4给出了三种网格条件下进气道上下壁面压力系数对比图。可以看到，上下壁面压力分布基本与实验数据[21]吻合。除了粗网格与其他两套网格计算结果略有差异外，中、细网格计算结果差别不大，认为网格达到收敛性要求。为了节省计算时间，均采用中网格进行计算。

图4 上下壁面压力系数对比图Fig.4 Comparison of pressure coefficient on upper wall and lower wall

图5给出了计算得到的流场结构图和实验纹影[22]对比图。从图中可以看出，计算得到的进气道外的斜激波、唇口入射激波和反射激波以及分离区位置与实验结果基本一致。结合图4的进气道上下壁面压力系数分布也与实验结果吻合的结论，本文计算方法准确性得到验证。

图5 流场结构对比图Fig.5 Comparison of flow structures

2 计算结果

2.1 施加控制后对流场的影响

2.1.1 流场结构变化

图6～7分别为马赫数7工况下，三种进气道模型喉部附近的压力分布图和流线分布图。由图可见，当不施加控制时，进气道喉部产生激波-边界层干扰，由于喉道前方存在普朗特-迈耶膨胀区，静压较低，激波前后的逆压梯度很大，激波后的高压气体通过边界层逆流向上，使边界层产生大规模的分离，分离区大概在x=0.384 6 m到x=0.420 6 m之间，长度为0.036 0 m，高度为0.006 2 m，占进气道喉道面积的40%。当施加了被动吹吸控制后，分离区内的高压气体经过流道并在前方泄除，分离区内的压力从无控制时的约2 400 Pa下降到2 000 Pa，减小了逆压梯度，抑制了分离区向前发展，前方的低压膨胀区明显扩大。分离区的起始位置和结束位置分别变为x=0.396 3 m和0.415 7 m，长度为0.019 4 m，减小了46%，高度为0.003 9 m，减小37%。同样，在泄压控制中，分离区高压气体被直接泄除，压力下降到1 350 Pa，分离区长度减小到0.018 7 m，高度减小到0.003 1 m。直接泄压控制对分离区减小效果更加明显。

图6 三种进气道模型的等压力线分布(Ma=7)Fig.6 Distribution of pressure contours of three different inlet models (Ma=7)

图7 三种进气道模型的流线分布(Ma=7)Fig.7 Distribution of streamlines of three different inlet models (Ma=7)

2.1.2 流场均匀性比较

图8对比了三种进气道模型在x=0.41 m和x=0.43 m截面X方向速度型分布。其中，x=0.41 m截面位于分离区内，x=0.43 m截面位于控制区域下游。由x=0.41 m处速度截面图可以看到，施加控制后，分离区最大回流速度均得到大幅减小，且零速度线的高度得到降低。两种控制都提高了分离区边界层的速度，有利于抑制分离。由x=0.43 m速度截面图可以看到，施加控制后速度型面均更加饱满，提高了进气的均匀性。

图8 X方向速度截面图Fig.8 Velocity profiles at X direction

图9为x=0.43 m截面处总压分布图，可以看到施加了两种控制后，边界层的总压均得到了提升。在马赫数7工况下，来流总压为6.983×105Pa，不施加控制时，进气道出口质量平均总压为1.227×105Pa，进气道的总压恢复系数为17.57%。施加被动吹吸控制后，出口质量平均总压为1.303×105Pa，总压恢复系数为18.66%。而施加泄压控制后，出口质量平均总压为1.369×105Pa，总压恢复系数增加到19.60%，但同时有6.478×10-3kg/s的流量被泄除，占总捕获流量8.842×10-1kg/s的0.73%。

图9 x=0.43 m处总压分布截面图Fig.9 Profiles of total pressure at x=0.43 m

2.2 不同马赫数工况下进气道性能比较

为了进一步比较两种控制方法的性能，计算了不同马赫数工况下三种进气道模型的表现。计算马赫数从7.7到5.0，间隔0.1。

图10～11为不同马赫数工况下，三种进气道总压恢复及质量流率变化曲线。可以看到，当马赫数减小到6.5时，不施加控制的进气道总压恢复和质量流率突然下降，此时进气道进入不起动状态，分离区占据流道大片区域，分离激波被推出内收缩段，产生大量溢流。当采用被动吹吸控制和泄压控制之后，进气道不起动马赫数分别下降至5.6和5.0，有较大幅度的降低，同时总压恢复系数分别有1%和2%的提升。由流场结构图可以看出，泄压控制对分离的抑制作用更强，因此,总压恢复系数和不起动性能的改善更加明显，但同时也带来了质量流率的损失。

图10 总压恢复变化Fig.10 Variations of total pressure recovery

图11 质量流率变化Fig.11 Variations of mass flow rate

图12为不同马赫数下，三种进气道静压比的变化曲线。可以看到，当采用泄压控制时，由于泄除了一部分气体，进气道增压比明显下降，减弱了进气道的总压缩强度,而被动吹吸控制静圧比基本不变。

图12 静压比变化Fig.12 Variations of static pressure ratio

3 结 论

本文对不加控制、施加被动吹吸控制和泄压控制三种高速进气道进行二维数值模拟，比较了两种控制方法在流场结构、流场均匀性方面的作用效果,计算了不同马赫数下三种进气道的性能并加以比较,得到如下结论：

(1)施加被动吹吸控制及泄压控制均能减小高速进气道喉部因激波-边界层干扰引起的分离区，提高总压恢复系数。其中传统的泄压控制对流场品质的改善更为明显。

(2)两种控制方式均能大幅降低进气道不起动马赫数，有利于低马赫数条件下进气道的正常工作,其中泄压控制的效果更优。

(3)与泄压控制相比，被动吹吸控制的优点在于不会带来捕获流量的损失以及静压比的下降。