一种进气道自起动特性检测方法

李祝飞，高文智，李 鹏，姜宏亮，杨基明

(中国科学技术大学，合肥 230027)

0 引言

进气道能否自起动，关乎整个吸气式高超声速飞行器飞行试验的成败。2011年6月美国进行了X-51A第二次飞行试验，超燃冲压发动机在由乙烯燃料转换到JP7碳氢燃料的过程中，出现了进气道不起动。虽然飞行器试图调整到有利于进气道再起动的状态，但没有奏效，最终导致试验未能达到预期目标［1］。高超声速进气道在设计过程中，为了获得良好的自起动性能，普遍采用经典的Kantrowitz起动界限［2］作为进气道自起动的内收缩比(ICR)界限，造成进气道效率的大大降低而失去其实用价值［3］。Kantrowitz界限假定进气道入口前存在一道正激波，因而不适用于高超声速进气道。由于高超声速进气道几何形式的多样性和内部流动的复杂性，目前还没有较好的理论对高超声速进气道的起动特性进行准确和全面的预报［3-4］。风洞实验无疑成为重要的研究手段之一。文献［5-6］的风洞实验结果表明，Kantrowitz自起动界限对于高超声速进气道往往过于保守。研究高超声速进气道自起动特性的快速实验检测方法，对预报进气道的自起动性能具有重要意义。

开展定几何进气道自起动实验的关键是在有效的试验时间内先迫使进气道不起动，然后移除导致不起动的因素，考察进气道能否再起动。进气道的再起动是认定进气道在类似条件下，具有自起动能力的直接证据［7-8］。在常规风洞中，由于试验时间足够长(10s量级)，多采用依据节流原理设计的机构，调节流道的出口面积迫使进气道不起动。这些机构有时兼做流量计使用，如文献［7］使用的流量计、文献［8］使用的堵塞锥，而文献［9-10］则直接使用较为简易的节流挡板。在脉冲设备中，路德维希管风洞试验时间相对较长(数百毫秒量级)，文献［11］使用可控装置喷射高压气体产生流动堵塞，迫使进气道不起动。激波风洞以其灵活的运行方式、较为低廉的运行费用，在地面实验设备中占有重要地位。在激波风洞短暂的试验时间内(10ms量级)，若能迫使进气道不起动，将为进气道起动特性的研究提供快速的测试方法和丰富的实验结果。

本项研究正是在激波风洞中对高超声速进气道进行实验，探究进气道的起动特性。前期开展的研究表明，激波风洞运行初期的非定常效应有助于进气道起动［12-13］。考虑到激波风洞有限的试验时间，不易实现对进气道的主动控制。发展了一种在隔离段内设置轻质堵块的方法，来抑制激波风洞的这种助起动效应，并迫使进气道在风洞运行初期不起动。借助于所发展的检测方法，获得了进气道自起动以及起动/不起动双解区［14］的流动特征。

1 实验设备及实验模型

1.1 实验设备

实验在中国科学技术大学的KDJB500反射型激波风洞中进行，来流Ma数为5.9。风洞(见图1)由内径0.14m的激波管、出口直径0.3m的型面喷管、截面积0.5m×0.5m的试验段和体积约10m3的真空罐组成。激波管驱动段长10m，被驱动段长14m。采用平衡接触面运行方式［15］，利用氮气驱动空气，平衡后来流总压约1MPa，总温约800K，试验时间约为40ms。

图1 KDJB500激波风洞示意图Fig.1 Schematic of the shock tunnel

风洞配备有高速摄影系统、数字延时器、64通道程控测压放大器和数据采集系统。实验时，由安装在喷管喉道上游激波管壁上的压电式压力传感器CH1输出的电信号经电荷放大器放大后，进入数字延时器。在t=20ms时刻，数字延时器同步触发高速摄影系统和数据采集系统。所有传感器输出的电信号及同步触发信号都被数据采集系统采集。实验中设置的高速摄影系统的典型拍摄频率为20k fps，曝光时间1/216 ms。数据采集系统的信号采样率为1MHz，实验记录系统覆盖风洞运行全过程，并且能够清晰地捕捉进气道内强非定常的流动特征。

1.2 实验模型

高超声速进气道实验模型为二元混压式进气道(如图2)，由两级压缩外压缩段、水平唇罩、等直隔离段和无压缩的侧板组成，流道宽度为54mm。为了研究内收缩比对进气道起动性能的影响，模型唇罩的装配位置可以沿流向调节，隔离段的下壁面也可以衬入平板减小隔离段的高度，以获得不同的内收缩比。在实验来流条件下，内收缩段入口平均Ma数为4.1，据此设计进气道模型的内收缩比可调范围为1.40～2.21，以获得从自起动到不起动等多种丰富的流动现象。不过，为了突出重点和分解难点，这里主要关注内收缩比分别为1.65和2.06两种典型状态。模型侧板上安装有光学玻璃，便于对进气道的内部流动进行纹影观测。沿唇罩中心线布置有压阻式压力传感器，监测壁面压强的动态变化。实验前隔离段内可以设置轻质的可吹除堵块，迫使进气道在风洞运行前期出现不起动。

图2 高超声速进气道实验模型Fig.2 The test model of hypersonic inlet

2 实验结果与分析

2.1 自起动过程

实验前ICR=1.65的进气道隔离段内放置了一个轻质堵块。由于观察范围的限制，实验过程中堵块不能完全被观测到，连接于堵块上的标记物可以监测堵块的移动。

图3给出了堵块作用过程的纹影照片序列。t=24.25ms气流进入进气道，由于堵块的存在，下游流动很快发生壅塞，压强急剧升高(见图5)，进而形成向上游传播的激波(t=24.50ms)。这一过程中，一方面气流在不断地流入进气道，上游的流场逐渐建立，唇口激波逐渐形成，肩部的分离区也在缩小；另一方面，下游流动壅塞产生的激波继续向上游传播，进气道内压强迅速升高，堵块的位置也在加速后移。t=24.80ms上游流场建立过程形成的波系与下游壅塞产生的向上游传播的波系相互干扰并融合，肩部的分离区逐渐扩大，分离激波被向上游推出。t=25.00ms分离激波被推出内收缩段，唇口出现脱体激波。随着分离区的不断扩大，分离激波继续向上游移动，气流从唇口上方溢出，进气道的捕获流量下降，进气道不起动，进气道内的压强开始逐渐下降。t=25.50ms进气道内无明显的波系特征，表明进气道内主要为亚声速流动。t=26.00ms标记物的大幅移动表明堵块已经被吹出隔离段，进气道的流通能力开始恢复。

随着进气道内压强的下降，分离区逐渐缩小，分离激波开始回撤(如图4)。t=27.20ms分离激波进入内收缩段，随着分离区的缩小，分离激波被吞入，进气道起动。t=28.15ms进气道内流场的波系结构已经建立，唇口激波在隔离段上下壁面间多次反射，并引起激波/边界层干扰。与不起动时相比，进气道内的压强也下降到较低的水平(见图5)。

图3 Run T024，ICR=1.65进气道堵块作用过程纹影图Fig.3 Schlieren images of the obstacle action

图4 Run T024，ICR=1.65进气道自起动过程纹影图Fig.4 Schlieren images of the inlet self-starting

图5 Run T024，ICR=1.65进气道唇罩壁面不同测点压强-时间历程Fig.5 Pressure time history of the inlet self-starting

作为对比，图6给出了实验前没有设置堵塞物的条件下，ICR=1.65进气道的纹影照片序列。进气道很容易起动，并一直保持起动状态，相应的壁面压强信号(见图7)也反映出与图5后期相同的特征。因此，流场纹影和壁面压强测量结果都清晰地表明，ICR=1.65进气道具有自起动能力。

图6 Run T039，ICR=1.65进气道起动纹影图Fig.6 Schlieren images of the inlet starting

图7 Run T039，ICR=1.65进气道唇罩壁面不同测点压强-时间历程Fig.7 Pressure time history of the inlet starting

2.2 起动/不起动双解区

在特定的来流条件下，进气道的内收缩比是影响进气道起动性能的重要参数。通过在ICR=1.65的基准进气道隔离段下壁面衬入2mm厚的平板，减小基准进气道的喉道面积，得到了ICR=2.06的进气道构型。进一步考察了增大内收缩比对进气道起动性能的影响。

图8显示了ICR=2.06进气道事先没有设置堵塞物时的实验纹影照片序列，进气道起动过程的压强变化历程如图9所示。由于激波风洞运行初期非定常效应的辅助作用［13］，进气道内的超声速流场很快建立，进气道一直处于起动状态。t=35ms进气道起动时的纹影照片表明，ICR=2.06时唇口激波入射在肩点，进气道肩点的分离区与图6中ICR=1.65进气道起动时的流场相比明显减小。

图8 Run T050，ICR=2.06进气道起动纹影Fig.8 Schlieren images of the inlet starting

图9 Run T050，ICR=2.06进气道唇罩壁面不同测点压强-时间历程Fig.9 Pressure time history of the inlet starting

在隔离段内设置轻质堵块后，对ICR=2.06的进气道进行自起动能力测试的实验结果如图10所示。图10中预先设置的轻质堵块被气流吹出进气道的过程与图3类似。然而，在堵块被吹出流道后(t=29.8ms)，没有出现与图4类似的进气道自起动过程。进气道内收缩段入口处存在大规模的流动分离区，分离激波与唇口的脱体激波相互干扰。这一流动结构，在实验时间内，能够较为稳定地存在。相应的壁面压强变化历程(见图11)与图9中进气道起动时的压强信号相比，在堵块被吹出流道后，进气道内的压强仍然较高。

图8和图10的实验结果表明，在实验来流条件下，ICR=2.06的进气道处于起动/不起动的双解区。对于相同构型的进气道，由于事先是否设置轻质堵块的差别，进气道最终有可能处于起动状态或不起动状态，取决于进气道进入该工作点的路径，这也是进气道起动迟滞现象的一种体现。进气道经过激波风洞运行初期的非定常效应辅助起动后，进入该工作点(如图8)，则进气道将会保持起动；而进气道由不起动状态进入该工作点(如图10)，进气道将一直不起动。可见，在激波风洞中，既可以利用风洞运行初期的助起动效应，获得大内收缩比进气道起动状态的数据(有别于常规风洞结果)，也可以通过本文发展的设置轻质堵块的方法"关闭"助起动效应，获得大内收缩比进气道不起动状态的数据(与常规风洞结果类似)。

图10 Run T052，ICR=2.06进气道不起动纹影Fig.10 Schlieren images of the inlet un-starting

图11 Run T052，ICR=2.06进气道唇罩壁面不同测点压强-时间历程Fig.11 Pressure time history of the inlet un-starting

图12 给出了本研究的两组内收缩比进气道的起动性能与文献［6］的对比结果。在激波风洞中，采用本文发展的实验方法获得的进气道自起动内收缩比界限与常规风洞得到的结果具有可比性。在激波风洞中开展进气道起动/不起动双解区实验，具有一定的潜力和优势。

图12 进气道自起动内收缩比极限Fig.12 Self-starting limits of the inlets

3 结论

发展了一种在激波风洞中考察进气道自起动能力的快速检测方法。采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段，对二元高超声速进气道的实验表明，该方法可以用于进气道自起动能力的检测。随着内收缩比的增大，进气道的自起动能力下降。激波风洞中可以开展进气道自起动以及起动/不起动双解区的实验，为进气道起动性能的研究提供丰富的实验结果。

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