超声速二元混压进气道边界层吸除方案设计与试验

杨乐天，杜绵银，刘 斌，张卫民

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

0 引 言

进气道是超声速发动机最为重要的部件之一，其功能是使迎面的高速空气流减速增压，将气流的动能转化为位能，提高气流压强，并为发动机提供所需要的空气流量。超声速二元混压式进气道以其优良的性能，在近期研制的多种冲压发动机中得到了广泛的应用，例如美国的“GQM-163A”掠海靶弹，欧洲正在研制的“流星（Meteor）”空空导弹和俄罗斯研制的“R-77M”空空导弹等。

当来流马赫数达到2.5以上时，进气道内的边界层与多种形式的激波相互干扰效应开始变得明显，这将使进气道出口流场畸变加剧，总压恢复系数下降，有时还造成进气道流量壅塞，严重时会造成进气道喘振。解决这一问题的常用方法就是在激波与边界层干扰的区域进行边界层吸除，将边界层中的低能量气流抽走，从而抑制边界层分离，减小进气道出口流场畸变。在上世纪60～70年代，美国就已开展了有关超声速进气道边界层吸除的研究［1-3］。近年来，国内对边界层去除也进行了相关的研究。梁德旺等［4］对不同孔板厚径比和开孔率的多孔板进行了实验，建立了边界层抽吸孔板小孔马赫数与孔板前后压差、孔板厚径比、孔板开孔率间的关系，并总结了边界层抽吸孔板小孔马赫数的经验公式。袁化成等［5］在不同抽吸开孔率下，对某高超声速二元进气道二维流场进行了数值模拟，发现抽吸可以有效降低进气道的起动马赫数和再起动马赫数，改善进气道流动性能，提高进气道总压恢复系数。常军涛等［6］在不同抽吸开孔率下，对某高超声速二元进气道二维流场进行了数值模拟，结果表明采取边界层抽吸技术能够提高进气道的抗反压能力。张红军等［7］设计了一种带边界层吸除型式的超声速轴对称进气道并进行了风洞试验，结果表明在Ma=4.0时，进气道临界总压恢复系数达到了0.43，较常规同类进气道的总压恢复系数提高了约30%。

对带有边界层吸除装置的超声速二元混压式进气道进行了初步设计，对进气道流场进行了数值模拟和风洞试验，获得了马赫数2.5，3.0，3.5，迎角α=0°，-2°，-4°，-8°条件下的进气道性能，并考察了马赫数3.0时的偏航特性。结果表明，通过合理的边界层吸除，可以较好地改善进气道的综合性能。

1 进气道设计

1.1 设计条件

设计的进气道为两楔段四波系，进气道起动马赫数2.5，封口马赫数2.8，设计点马赫数3.0，最大飞行马赫数3.5。飞行高度10km。除此之外，还有进气道的出口宽度、进气道外轮廓尺寸、设计点流量等约束条件。

1.2 设计方案

选取第一楔角为δ1=9.5°，第二楔角为δ2=11.5°。唇口内型面与水平面夹角11°，唇口结构角5°，唇口高度为84.4mm。在封口马赫数下，体外压缩产生的波系均交于唇口处，由此几何关系和激波理论即可确定进气道的外压缩型面。起动所需的喉道高度由文献［8］确定。

边界层吸除入口的位置应位于激波与边界层相互干扰强烈的区域。Bobby W.Sanders［1］指出，最有利的吸除位置在激波的反射点后以及正激波后，综合考虑各种因素，将吸除入口放置于唇口斜激波稍后一点的区域处，吸除入口的宽度为10mm。吸除出口连接于外界环境，吸除入口与吸除出口间以一吸除腔连接。为减小进气道阻力，更好地吸除低能边界层，将吸除入口、吸除出口和吸除腔体均向后倾斜60°。进气道亚声速扩压段的等效扩张角为4.8°。最后的设计结果如下图所示。

图1 超声速二元混压进气道示意图Fig.1 The sketch of supersonic inlet

2 数值模拟

2.1 计算模型

为了进行更好的比较，分别对无边界层吸除装置和图1所示的带边界层吸除装置的进气道进行了数值模拟研究。

采用CFD 软件求解二维N-S方程，流场数值计算采用耦合显示解法，选用二阶迎风格式。湍流模型选用标准κ-ε模型，近壁区采用标准壁面函数法处理。计算的收敛准则是各方程残差下降4个数量级且进气道出口流量稳定。

计算中用到的边界条件有：压力远场边界、压力出口边界、无滑移绝热固壁边界和针对吸除入口、吸除出口的内部边界。为了粘性计算和激波捕捉的需要，在内通道壁面处、进气道入口处、唇口处、喉道附近、吸除入口和出口附近等变化较为剧烈的地方进行了网格加密。

2.2 计算结果

数值模拟主要针对以下工况：来流马赫数Ma=2.5、3.0、3.5，迎角0°，侧滑角0°。表1和表2分别给出了无边界层吸除装置和带边界层吸除装置进气道的数值模拟结果。

由计算结果可知，随着来流马赫数的增加，进气道所能承受的反压迅速增大，而总压恢复系数则随之降低，出口马赫数也有增加的趋势。比较表1和表2可知，在无边界层吸除装置时，进气道能承受的临界反压和与之对应的总压恢复系数均较带边界层吸除装置时的小，而流量系数则相应地要更大。在封口马赫数以上时，无边界层吸除装置进气道的流量系数接近于1.0；而对于带边界层吸除装置的进气道而言，由于有吸除流量的影响，进气道流量系数均小于1.0：在Ma=3.0时，吸除流量较小，为2.2%；在Ma=3.5时，吸除流量在6%附近。

表1 进气道数值模拟结果：无边界层吸除（α=β=0°）Table 1 The computation results：without boundary layer bleed（α=β=0°）

表2 进气道数值模拟结果：带边界层吸除（α=β=0°）Table 2 The computation results：with boundary layer bleed（α=β=0°）

图2～4分别给出了Ma=2.5、3.0、3.5时带边界层吸除装置的进气道在临界反压下的马赫数分布云图。由图2可知，结尾正激波稳定于喉道前端、边界层吸除入口的后部。正激波的波后气流马赫数在0.8附近。边界层吸除装置较好地抑制了反射激波在下表面引起的分离，进而使得亚声速扩压段的分离较小，进气道的临界总压恢复系数达到0.811。数值模拟的结果表明进气道此时可以起动，即进气道内部流场可以建立。此时进气道处于亚额定工作状态，存在较大的溢流，流量系数为0.842。

图2 Ma=2.5时进气道马赫数云图（α=β=0°）Fig.2 Mach number contours（Ma=2.5，α=β=0°）

在Ma=3.0时，由图3可知，两楔段产生的斜激波均入射到唇口内。结尾正激波稳定于边界层吸除入口附近。边界层吸除装置较好地抑制了唇口斜激波在下表面产生的分离。与Ma=2.5相比，此时的结尾正激波强度较大，亚声速扩压段分离也更大，导致了总压恢复系数下降为0.619。

图3 Ma=3.0时进气道马赫数云图（α=β=0°）Fig.3 Mach number contours（Ma=3.0，α=β=0°）

在Ma=3.5时，如图4所示，两楔段产生的斜激波与唇口处的边界层干扰强烈，在唇口内侧产生了较大的分离。由于边界层吸除装置的存在，进气道下表面的分离依然被抑制。但进气道本身压缩能力有限，正激波在喉道附近的上表面造成了严重分离，这也进一步导致了亚声速扩压段的分离更大。此时的总压恢复系数为0.377。

图4 Ma=3.5时进气道马赫数云图（α=β=0°）Fig.4 Mach number contours（Ma=3.5，α=β=0°）

3 风洞试验

3.1 试验模型

在二维进气道型面的基础上横向拉伸90mm 后得到三维模型，再按照1：3的缩尺比得到风洞试验用的模型，如图5所示。进气道两侧壁厚2mm，并带有75°后掠角。试验过程中保证模型外压缩段和唇口处于观察窗内，以便进行纹影录像。

测压点布置如图6～7所示。其中测点1～31用于测量沿程静压。在模型出口前方是测量总压的测压耙，如图7所示，共布置21个总压测点和同截面3个静压点（测点21～23）。

试验是在中国航天空气动力技术研究院FD-06风洞中进行的。FD-06风洞属于半回流、暂冲式亚跨超声速风洞。试验段截面尺寸为0.6m×0.6m，试验段长度1.575m。超声速试验时，通过更换不同喷管块来改变马赫数（Ma=1.53～4.45）。试验马赫数范围为2.5～3.5，迎角范围为0～-8°，侧滑角范围为0～4°。试验时，对于每一个工况，通过连续改变与模型出口相连接的堵锥位置来模拟出口处的反压。在每一个堵锥位置，测得进气道壁面静压和出口截面总压，并据此计算出总压恢复系数、流量系数等。

图5 进气道试验模型示意图Fig.5 The sketch of the supersonic inlet for wind tunnel test

图6 进气道沿程静压点示意图Fig.6 The sketch of the static pressure taps on the supersonic inlet

图7 进气道出口总压点示意图Fig.7 The sketch of the total pressure taps on the supersonic inlet

3.2 试验结果与分析

表3给出了临界状态下的试验结果。由试验结果可知，进气道在各马赫数下均表现出较好的性能。在起动马赫数Ma=2.5、α=0°时，总压恢复系数σ=0.790；在设计点马赫数Ma=3.0、α=0°时，总压恢复系数达到了0.6附近，而流量系数在0.95以上，而在β=4°、α=-2°时，总压恢复系数也达到了0.590；在最大马赫数Ma=3.5、α=0°时，总压恢复系数为0.371。在各马赫数下，随着迎角的减小，外压缩段斜激波增强，喉道处的正激波损失减小，使得总压恢复系数和出口马赫数均随着迎角的减小而增大。同时，流量系数也随着迎角的减小而增大，特别在亚额定状态Ma=2.5时更为明显，这是由于外压缩段的斜激波与进气道水平轴线间的夹角变小，气流经过斜激波时，方向偏转引起的溢流减小。在各马赫数下，出口马赫数均稳定在0.3～0.4附近。

表3 临界状态下进气道试验结果Table 3 The test results of the inlet in critical state

从表3中还可看出，在有迎角的某些状态下，流量系数大于1.0，这是由于在有迎角的情况下，有效捕获面积增大而计算流量系数时仍采用零迎角时的捕获面积造成的。

试验结果和计算结果相比，变化趋势一致，但试验得到的总压恢复系数和流量系数较低，随着马赫数的增加，这种差距逐渐减小。

图8～10 给出了各马赫数下的流量特性曲线。随着马赫数的提高，进气道的流量系数逐渐增加，而临界总压恢复系数逐渐降低。进气道在低马赫数时，亚临界范围较大，在进气道到达临界点后，伴随流量系数的下降，总压恢复系数在一定范围内还能保持稳定，进气道工作稳定。随着马赫数的提高，亚临界范围逐渐变窄，在Ma=3.5时，进气道只有很小的一个亚临界区域，达到临界点后较易发生喘振。

图8 进气道流量特性曲线（Ma=2.5，α=β=0°）Fig.8 The curve of mass flow ratio characteristics（Ma=2.5，α=β=0°）

图9 进气道流量特性曲线（Ma=3.0，α=β=0°）Fig.9 The curve of mass flow ratio characteristics（Ma=3.0，α=β=0°）

图10 进气道流量特性曲线（Ma=3.5，α=β=0°）Fig.10 The curve of mass flow ratio characteristics（Ma=3.5，α=β=0°）

4 结 论

应用工程设计方法，结合数值模拟，设计了一种带边界层吸除装置的超声速二元混压式进气道，并对其进行了风洞试验研究。分析表明：

（1）计算模拟和试验均表明，进气道在Ma=2.5时能起动，具有稳定的内部流场，较大的亚临界区域。 （2）在设计点马赫数Ma=3.0，α=0°时，进气道临界总压恢复系数可达0.6附近，并随着迎角的减小而进一步增大。进气道在侧滑角β=4°时，仍然具有较高的总压恢复系数为0.590。

（3）在最大飞行马赫数Ma=3.5，α=0°时，进气道的临界总压恢复系数为0.377。

（4）计算结果与试验结果的趋势较为一致，且数值较为吻合，表明数值模拟可以为类似进气道的设计提供参考依据。在进气道喉道前端进行合理流量的边界层吸除可以有效提高进气道的总压恢复系数，增强进气道稳定工作能力。该设计对同类进气道的设计具有一定的指导意义。

［1］ BOBBY W.SANDERS，ROBERT W.Cubbison.Effect of bleed-system back pressure and porous area on the performance of an axisymmetric mixed-compression inlet at Mach 2.50［R］.NASA TM X-1710，1968.

［2］ SYBERG J，KONCSEK J L.Bleed system design technology for supersonic inlets［R］.AIAA 72-1138，1972.

［3］ WILFORD F.WONG.The application of boundary layer suction to suppress strong shock-induced separation in supersonic inlets［R］.AIAA 74-1063，1974.

［4］ 梁德旺，钱华俊.抽吸孔板的气动实验及边界层抽吸数值模拟［J］.航空学报，2002，23（6）：512-516.

［5］ 袁化成，梁德旺.抽吸对高超声速进气道起动能力的影响［J］.推进技术，2006，27（6）：525-528.

［6］ 常军涛，鲍文，崔涛，等.抽吸对高超声速进气道抗反压能力的影响［J］.航空动力学报，2008，23（3）：505-509.

［7］ 张红军，忻贤钧，白葵，等.超声速进气道边界层吸除方案设计及实验［J］.实验流体力学，2008，22（1）：88-91.

［8］ 董家峰.弹用二元混压超声速进气道设计与试验研究［R］.西北工业大学，2007.