一种亚燃冲压进气道扩张段分离的控制方法＊

徐义华，曾卓雄，邓禾根

（南昌航空大学，南昌 330063）

0 引言

超声速冲压发动机要求进气道能够在宽的马赫数范围内具有良好的起动特性、较高的空气流量捕获系数、较高的总压恢复系数、良好的出口流场品质以及较高的抵抗燃烧形成高压的能力等性能［1］，这些性能与进气道的几何构形紧密相关，对边界层、壁面摩擦、边界层与激波的相互影响［2］等也相当敏感，各性能指标之间相互耦合、相互制约，导致超声速进气道技术非常复杂。

超声速冲压进气道扩张段中激波与边界层相互干扰引起边界层严重分离［3－4］，使得进气道性能尤其是总压恢复和抗反压能力严重降低，甚至还会引起进气道出口流场参数的低频大幅振荡［5］，如果能够有效的减弱这种分离现象，将使得进气道的性能大为改善，文中就是基于这点展开研究工作的。

1 控制原理

文中进气道设计马赫数3.0，起动马赫数2.2，依据文献［5］的设计方法获得外压段和唇口段（内压段）的几何参数，喉道段长度取为高度的3倍，扩张段采用单侧扩张，扩张角为3°，没有出口转折段，如图1所示，并将此进气道构型记为模型A。

图1 进气道结构示意图

超音速冲压进气道扩张段中存在的气流分离现象是激波和边界层干扰引起的［4］，只有当激波具有足够强度且边界层足够厚的时候才可能发生这种分离，由于减弱激波强度难以实现，文中采用了减弱边界层厚度的方法。控制原理如图2所示，部分喉道段壁面O1A1、O2A2可绕O1、O2旋转，当O1A1、O2A2旋转到合适角度时就可以将边界层从来流中恰好完全剥离出去，此时，A1在扩张段斜壁面的反向延长线上，并将此时的进气道构型记为模型B。

图2 气流分离主动控制原理示意图

2 数值方法

流场计算利用FLUENT软件求解二维N- S方程，选取SSTk-ω湍流模型，采用结构化网格，壁面网格局部加密以保证在边界层内有一定数目的网格，网格过渡均匀（图3）。进气道出口给定燃烧室反压。所有残差指标下降3个数量级且变化平稳表示数值计算结果收敛。

图3 模型B数值计算网格

为了验证文中采用的数值方法特别是SSTk-ω湍流模型的可靠性，对文献［6］中喉道长度为79.3mm、△＝0%的进气道构型在Ma∞＝2.5时的试验进行了数值模拟，结果如图4（b）所示，通过和实验纹影照片图4（a）对比可以看出，数值模拟能够准确获得激波系结构以及激波边界层干扰引起的分离区的大小和结构，因此文中选用的数值模拟方法是合理的。

图4 数值模拟校验

3 结果分析

文中只对设计马赫数3.0时的进气道性能进行了研究。

对于亚燃冲压发动机，随着出口反压（Pout）的增加，进气道结尾激波链会不断前移并最终被推出进气道而导致不起动，因此实际发动机一般要求结尾激波链位于扩张段前端靠近喉道的位置，且当燃烧室不稳定工作导致Pout增加时，结尾激波链的前端不会进入内压段。

图5 不同Pout的马赫数云图

从图5可以看出，随着Pout的升高，激波链不断前移，对于模型A当Pout增加到0.44MPa时，激波链前端已经进入内压段，所以进气道Pout最大值在0.43～0.44MPa之间，对于模型B，Pout最大值在0.54～0.55MPa之间，进气道的抗反压能力明显增加，增幅约为25.29%。此外，对于模型B，当Pout接近最大值时，边界层分离现象得到明显改善。

图6为模型A下侧壁面和模型B上侧壁面沿来流方向的压强分布，可以看出，压力出现长距离的振荡且振幅不断减小，这是由于此处存在激波链造成的［7］，振荡距离就等于激波链的长度。当Pout相同时，模型B的激波链长度明显小于模型A。对于模型B，当Pout接近最大值时，激波链已基本消失，即结尾激波链变为一道正激波，这也反映了分离现象的减弱。

图7 出口σ分布

由于扩张段长度不变，激波链长度的减小会给激波链后的高速流和两侧的低速流提供更长的混合距离，从而导致进气道出口流场均匀度的改善，这点从不同Pout时进气道出口的σ分布可以看出（图7），由于来流总压不变，σ的大小和变化趋势就反映了出口总压（Ptout）的大小和变化趋势。随着Pout的增加，进气道出口总压更加均匀，模型B的出口总压均匀度较模型A好得多，特别是当Pout接近最大值时，模型B出口总压分布相当均匀。

表1 不同Pout的出口总压畸变强度

若定义进气道出口总压畸变强度等于出口总压最大值和最小值之差与平均值的比值（ΔPtout／Ptout），则不同Pout的ΔPtout／Ptout见表1，模型BΔPtout／Ptout的最小值较模型A减小了约50.18%，且进气道出口总压畸变强度所反映的出口总压均匀度随Pout和模型的变化和对图7的分析结果完全相同。

表2 不同Pout的出口总压恢复系数

表2为Pout对模型A、B总压恢复系数σ的影响，可见，不仅模型B的抗反压能力远高于模型A，前者σ的最大值也大于后者，增加了约15.68%。

4 结论

文中提出了一种基于边界层剥离技术的亚燃冲压进气道扩张段中气流分离的控制方法，并对其进行了详细的数值模拟研究，研究表明该控制方法：

1）可以有效控制激波边界层干扰引起的气流分离现象，使得结尾激波链长度大为减小直至基本消失。

2）可使进气道的抗反压能力提高了约25.29%，最大总压恢复系数增加了约15.68%，进气道出口流场均匀度大为改善，总压畸变强度最小值减少了约50.18%。

［1］John J Mahoney.Inlets for supersonic missiles：AIAA E－education series［M］.AIAA，1990.

［2］Schmisseur J D，Datta V.Gaitonde numerical investigation of new topologies in strong crossing shock－wave／Turbulent boundary layer interactions，AIAA 2000－0931［R］.AIAA，2000.

［3］Hamed A.Flow Separation in shock wave－boundary layer interactions at hypersonic speeds，NASA CR 4274［R］.NASA，1990.

［4］Hamed A，Shang J.Survey and assessment of the validation date for shock wave boundary layer interaction in supersonic inlets AIAA 1989－2939［R］.AIAA，1989.

［5］刘晓伟，何国强，秦飞.宽马赫数固冲二元进气道设计与研究［J］.宇航学报，2008，29（5）：1577－1582.

［6］C D Herrmann，W W Koschel.Experimental investigation of the internal compression inside a hypersonic intake，AIAA 2002－4130［R］.AIAA，2002.

［7］Kaname Kawatsu，Shunsuke Koik.Pseudo－shock wave produced by backpressure in straight and diverging rectangular ducts，AIAA 2005－3285［R］.AIAA，2005.