密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

贺旭照，周 正，毛鹏飞，乐嘉陵

（1.中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室，四川绵阳 621000；2.中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心，四川绵阳 621000）

0 引 言

乘波体具有升阻比高的优点，适合作为吸气式高超声速飞行器的机体。乘波体要在吸气式高超声速技术中获得应用，必须解决同进气道、尾喷管及推进流道的一体化问题。针对乘波体和进气道一体化问题，学术界进行了深入的讨论和分析［1－2］，认为需解决乘波体与进气道一体化设计、乘波体进气道位置匹配、流量捕获提升、与燃烧室匹配等技术问题［1］。

在工程实践中，多类飞行器都采用或部分采用了乘波前体进气道的一体化思路，但一体化设计方法尚未公开。从文献外形图片上判断［3－5］，这些飞行器的乘波前体进气道一体化过程中不同程度地采用了几何修型和几何渐变技术，以达到乘波体和进气道的匹配。采用几何修型和渐变技术的不足之处在于设计凭借经验，乘波体和进气道的匹配不完全符合气动原理，在几何融合后，乘波体和进气道的性能将受到明显影响，性能会低于原有单独设计指标，且进气道出口流动参数偏离设计值及产生明显畸变，不利于进气道和燃烧室的匹配。

本文给出了一种基于密切轴对称和流线追踪理论的密切内锥乘波前体进气道（OICWI）一体化设计方法。通过对设计的密切内锥乘波前体进气道的理论设计和数值模拟结果的对比验证，确认了设计方法的正确性，给出了这种一体化前体进气道粘性状态和非设计状态上的气动性能评估结果，并完成了该一体化乘波前体进气道理论设计构型Ma数5～7的风洞试验验证研究。

1 基准内锥流场设计及分析

基准内锥流场是通过特征线方法设计获得的［6－7］，流场结构示意图如图1所示。基准内锥流场包含以下几个部分：（1）直线激波压缩区域E′HB，此区域是由部分ICFA（Internal Conical Flow A）流场型面产生的［6，8］，用于生成具有直线基本形状的内锥乘波体。（2）外压缩区域HIB，HI段由与E′H型面相切的三次曲线构成，通过调整HI型线来调整内外压缩比。（3）激波反射区域IBJ，此区域由入射激波反射到一定半径的内锥中心体后产生，反射激波BI与HI型线相交于I点。（4）消波控制区域IJFG，此区域通过在IF型线上给定锥面型线及对应马赫数分布，基于流量匹配消波设计原理，获得消除壁面激波反射的中心体型线JG。

图2为采用上述方法设计的一个基准内锥流场的马赫数等值线图。设计来流马赫数6，初始激波角为17°，内锥中心体半径Rc＝0.55Rs（Rs为内锥前缘半径），给定基准内锥出口马赫数Maout＝3.8。

图1 基准内锥流场结构Fig.1 Basic inward turning cone flow field structure

图2 用特征线法设计的基准内锥Ma等值线Fig.2 Inward turning cone Mach number contour by MOC design

2 一体化密切内锥乘波前体进气道设计

一体化密切内锥乘波前体进气道（OICWI）设计是在密切内锥（OIC）［6］设计方法基础上，将OIC方法及流线追踪技术应用到乘波体和进气道的一体化设计中［10］。在前体进气道唇口截面上的设计示意如图3所示，首先定义下凹的前体进气道唇口激波型线ICC，ICC曲线采用（1）式的超椭圆型线定义。L为确定ICC曲线宽度和高度的方法因子，本次设计φ＝3、n＝2、θ＝0.8，ICC曲线宽度为300mm。

前体进气道前缘型线FCT采用平直段＋二次曲线形式构成，二次曲线和平直段光滑衔接。

沿着ICC曲线，生成ICC曲线的曲率中心，例如在ICC曲线的B点处，生成对应的曲率中心A。ICC曲线上的某点（B点）和自身的曲率中心（A点）就形成了密切面，在密切面内，A点对应基准内锥的对称轴，B点对应初始激波与中心体的交汇点，D点对应前体进气道前缘FCT曲线与初始激波的水平交汇点。

如图4所示，在密切面AB内，一体化乘波前体进气道的上表面和进气道下压缩面通过如下方法获得：在AB密切面上，找到对应的乘波前体前缘点D，D点与直线初始激波EB水平相交，沿着交点向后在基准内锥流场内进行流线追踪，就获得了一体化乘波前体进气道的上压缩面；唇口之后的进气道下压缩面由对应的中心体型线获得（在无粘设计中中心体型线实际上也是一条无粘流线）。在实际设计中，仅选择ICC曲线的一部分（BB′段）作为进气道捕获段，对应的进气道唇口捕获面为BB′CC′。进气道的侧面由对应的密切面构成，在图5中的投影即为BC和B′C′。图5为采用上述方法设计的一体化密切内锥乘波前体进气道（OICWI）。一体化乘波前体进气道宽0.3m，乘波前体长0.33m，总长0.68m，流道捕获宽度0.14m。进气道在0°迎角时的总收缩比为4.47，进气道内收缩比为1.85。

图3 唇口截面上的密切方法示意图Fig.3 Osculating methods sketch map in the OICWI cowl lip plane

图4 在密切面AB内的流线追踪方法Fig.4 OICWI streamline tracing methods in the osculating plane AB

图5 密切曲面内锥乘波前体进气道三维视图Fig.5 3Dview map of the designed OICWI

3 一体化密切内锥乘波前体进气道性能数值分析

对一体化密切内锥乘波前体进气道在设计状态下的无粘和粘性性能进行了数值模拟，同理论设计结果进行了对比。数值模拟采用CFD软件AHL3D［11］进行，无粘通量采用3阶MUSCL差值的AUSMPW＋格式，湍流模型采用k－w TNT两方程模型，采用壁面函数修正技术［9，12－13］，计算网格总数约200万。

图6为前体进气道对称面上的无粘马赫数和压力等值线云图，从图中可看出，流场结构和基准内锥流场完全一致，前体入射激波相交于进气道唇口，唇口的反射激波符合消波设计，没有在隔离段内产生激波反射。图7为前体进气道对称面上的粘性数值模拟马赫数和压力等值线云图，从图中可看出，由于粘性的存在，进气道在内通道出现了一定强度的激波反射。图8为粘性和无粘模拟结果在前体进气道唇口截面上的马赫数云图，从图中可看出，进气道唇口与无粘计算的前体激波完全贴合，表明在理论设计状态此类前体进气道可以完全捕获前体压缩空气；在粘性状态下，由于粘性边界层的排挤作用，进气道唇口包含在前体产生的激波面内，从流量系数上看，设计状态下无粘流量系数为1，粘性流量系数为0.967。图9为进气道隔离段出口截面上粘性和无粘数值模拟结果的马赫数和压力等值线分布图，在进气道出口截面上无粘计算的马赫数和压力参数分布均匀，质量加权马赫数为3.8，质量加权压升为10.3，和理论设计结果完全一致；粘性计算的结果核心流区域的马赫数和压力分布也比较均匀，质量加权压升值为14.28，质量加权马赫数为3.18。

图6 OICWI对称面无粘Ma和压力云图Fig.6 Inviscid Mach number and pressure contour in OICWI’s symmetry plane

图7 OICWI对称面粘性Ma和压力云图Fig.7 Viscous Mach number and pressure contour in OICWI’s symmetry plane

图8 进气道唇口截面粘性和无粘Ma数等值线比较Fig.8 Viscous and inviscid Mach number contour comparison in inlet cowl lip plane

图9 进气道隔离段出口粘性和无粘Ma和压力分布对比Fig.9 Viscous and inviscid Mach number and Pressure comparison in isolate exit plane

表1给出了一体化前体进气道出口马赫数、总压恢复、压升系数、流量捕获等的理论设计、无粘模拟和粘性模拟结果的对比参数。可以看出，无粘计算和理论设计结果是完全吻合的，从前体进气道的流场结构看，无粘流场结构也和理论设计完全吻合，这两点说明密切曲面内锥乘波前体进气道的设计方法是正确的。

表1 OICWI设计条件理论、无粘、粘性计算结果对比Table 1 Comparison of theory，invicsid and viscousresults of OICWI at design condition

表2给出了来流马赫数4、5和6粘性湍流条件下数值模拟获得的进气道隔离段出口参数，流量系数是按照0°迎角理论捕获面积对应捕获流量换算的，一体化前体进气道在马赫数6和4，0°迎角条件下的流量系数分别可以达到0.97和0.75。

表2 OICWI非设计条件粘性结果Table 2 Viscous results of OICWI at off design condition

4 一体化密切内锥乘波前体进气道试验研究

风洞试验是在中国空气动力研究与发展中心Φ0.5m高超声速风洞中开展的，试验段尺寸：Φ0.5m，Ma范围：4.9～11.7，控制精度：±0.005，可模拟高度：20～48km大气条件。采用PSI9016－9116型号压力测量系统测量进气道内壁面沿程静压，满量程精度为0.05%FS（满量程的0.05%）。采用纹影结合高速CCD采集方法进行流场显示，设置高速CCD分辨率为896×704，帧频为125fps。

为了便于流场观察及提升进气道自启动性能［14－15］，增加了进气道内收缩段的溢流斜豁口，前体进气道的前缘唇口钝度为1mm。开展了进气道自启动性能数值评估。图10给出了来流马赫数5和106倍反压条件下，进气道不启动状态流场对称面马赫数云图和反压消除后进气道恢复启动后对称面马赫数云图。

图10 乘波前体进气道在106倍反压下不启动和反压撤除后恢复启动状态对比Fig.10 The comparison of unstart in 106times back pressure and restart when back pressure released for OICWI

图11为一体化乘波前体进气道在马赫数4.95、总压p0＝0.74MPa、总温T0＝363K条件下，迎角4°～－2°时的流场纹影图。图12为一体化乘波前体进气道在马赫数5.96、p0＝1.44MPa、T0＝475K条件下，迎角4°～－2°时的流场纹影图。图13为一体化乘波前体进气道在马赫数6.97、p0＝3.02MPa、T0＝602K条件下，迎角4°～－2°时的流场纹影图。从试验获得的纹影照片来看，一体化乘波前体进气道在马赫数5～7，迎角4°～－2°都能顺利实现启动，前体进气道流场中包含2个主要波系，第一道为乘波前体压缩激波，第二道为唇口反射激波，这两道激波都呈现明显三维特征。在马赫数5～7非设计状态范围内，头部激波距离进气道唇口的位置都非常近，表明非设计状态下的溢流较小，表明此型进气道具有较好流量捕获特性。

针对试验马赫数5.96、总压p0＝1.44MPa、总温T0＝475K、0°迎角状态，开展了计算试验的对比研究。图14为马赫数5.96、0°迎角，进气道机体压缩面计算和试验压力分布比较，图15为马赫数5.96、0°迎角，进气道唇口压缩面计算和试验压力分布比较。从计算试验的对比结果看，计算试验的压力分布一致，进气道机体面压力在乘波前体部分经过头激波压缩后逐渐上升，进气道上下表面的压力在经过唇罩三维斜激波压缩后迅速上升，然后在隔离段内出现明显斜激波串。

图11 一体化乘波前体进气道在马赫数4.95，p0＝0.74MPa，T0＝363K条件下，迎角4°～－2°时的流场纹影图Fig.11 Shadow graph map for OICWI at Ma4.95，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 0.74MPa，total temperature 363K

图12 一体化乘波前体进气道在马赫数5.96，p0＝1.44MPa，T0＝475K条件下，迎角4°～－2°时的流场纹影图Fig.12 Shadow graph map for OICWI at Ma5.96，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 1.44MPa，total temperature 475K

图13 一体化乘波前体进气道在马赫数6.97，p0＝3.02MPa，T0＝602K条件下，迎角4°～－2°时的流场纹影图Fig.13 Shadow graph map for OICWI at Ma6.97，angle of attack from 4°to－2°，total pressure 3.02MPa，total temperature 602K

图14 马赫数5.96，0°迎角，进气道机体压缩面计算和试验压力分布比较Fig.14 The experiment and computation pressure comparison in inlet body side at Ma5.96，AOA＝0°

图15 马赫数5.96，0°迎角，进气道唇口压缩面计算和试验压力分布比较Fig.15 The experiment and computation pressure comparison in inlet cowl side at Ma5.96，AOA＝0°

5 结 论

给出了密切曲面内锥乘波前体进气道（OICWI）的一体化设计方法，对其性能进行了计算分析，并完成了该进气道的风洞试验及计算对比研究。结果表明，密切曲面内锥乘波前体进气道具有以下特点：

（1）前体进气道设计采用流线追踪和密切内锥技术一体化成型，设计符合气动原理；

（2）对前体进气道的形状、内收缩比及出口参数的控制调节可以通过调整唇口激波型线（ICC）、前缘型线（FCT）及基准内锥流场实现，设计灵活方便；

（3）理论设计结果和设计状态无粘数值模拟结果吻合一致，验证了密切曲面内锥乘波前体进气道一体化设计方法是正确的；

（4）数值模拟结果表明，前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率，三维状态下的溢流小；

（5）试验研究表明该型进气道在Ma5～7条件下顺利启动，获得了该型前体进气道的基本流场结构，试验和计算压力分布吻合较好。

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