高超声速内转式进气道型面流场重构

2020-04-15王卫星朱婷张仁涛李宥晨

航空学报 2020年3期

王卫星，朱婷，张仁涛，李宥晨

1. 南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016 2. 中国商飞上海飞机设计研究院，上海 200120

近年来，三维内转式进气道由于其压缩效率高、流量捕获特性好、轴向尺寸小等优点[1-4]逐渐成为各国学者研究的热点。内转式进气道性能主要受设计方法与基准流场2个因素影响，目前针对这2方面国内外均开展了大量研究工作。内转式进气道设计方法方面， Smart等[5-8]采用几何过渡方法设计了方转椭圆的三维内转式进气道——矩转椭圆(REST)进气道，贺旭照等[9]采用特征线法获得了两类进口异形、出口圆形的截面渐变式三维内转式进气道，尤延铖等[10-13]设计了气动过渡的变截面内转式进气道，肖雅斌等[14]通过调整吻切面内基准流场中心线位置提出了等收缩比变截面三维内转式进气道设计方法。Matthews和Jones[15]采用特征线方法设计了等压比的内转式进气道。基准流场设计方面，张堃元团队系统开展了基于壁面压升规律[16]、马赫数分布规律[17]控制的基准流场设计方法。乔文友等[18]基于逆特征线法提出了沿程压缩规律和喉道流场参数同时可控的基准流场设计方法,该方法在满足给定压缩规律的同时可以使喉道截面内的速度方向与轴线平行。同时，乔文友等[19]基于特征线法开展了喉道速度方向可控的内转式进气道设计。上述研究主要集中在三维内转式进气道设计方面，基本建立了该类进气道的设计体系，流场重构与控制涉及较少。

同时，内转式进气道存在自起动困难、流场参数分布不均[20-21]等突出流动问题，这些给进气道马赫数工作范围与抗反压能力带来不利影响，需要采取相应的流动控制措施，目前该方面也开展了相关研究。南向军等[22]采用唇口部分切除措施改善内转式进气道的起动性能。该技术措施结构简单，无需额外调节装置，但进气道排除了高品质气流，不利于进一步改善推进系统的性能。田方超等[23-24]系统分析了内转式进气道口面形状及泄流槽对进气道起动性能的影响，研究指出一定范围内进气道口面宽高比越大,自起动能力越强；将泄流槽布置于分离包后部可有效改善进气道自起动性能。Jacobsen等[25]、Andreas和Ali[26]为了提高三维内转式进气道的自起动性能，加装了“滑动门”和“可移动唇罩”，通过调节进气道的溢流量和收缩比改善进气道的自起动性能。该方案可以有效改善进气道的自起动性能，但增加了结构与调节机构复杂程度。

为了探求改善内转式进气道自起动性能与提高流场参数分布均匀性的新方法，本文作者团队[20]在圆形出口内转式进气道流动特征研究基础上，初步开展了基于进气道型面的流场重构研究[21]，研究发现该措施能够大幅度改善进气道的气动性能与自起动性能，提高进气道内部流场参数分布均匀性。本文作者团队[27]分析了唇罩内型面对内转式进气道流动的影响，研究发现唇罩内型面在一定程度上可以改善内转式进气道流场，但改善效果有限。本文在文献[20-21,27]的研究基础上，开展流场重构型面中心线设计参数对进气道流动特性影响的研究，为型面流场重构技术的应用与参数选取提供支撑和参考。

1 研究对象及计算方法

1.1 流场重构研究思路

为了便于对比分析基于型面的流场重构机制与效果，提出本文的研究思路，首先简要介绍原型进气道的流场结构与气动性能。

原型进气道由内锥流场采用流线追踪获得，构型与文献[27]相同，如图1(a)所示。该进气道设计马赫数为6.0，总收缩比、内收缩比分别为6.4、1.9，属于大内收缩比进气道，隔离段长径比与面积扩张比分别为8.8、1.24。在设计条件下进气道隔离段出口总压恢复系数、最大抗反压能力与自起动马赫数分别为0.374、182、6.3。设计状态流场结构如图1所示。

图1(b)给出了原型进气道唇罩激波干扰区壁面及横截面压力(P/P0)分布，从壁面压力分布可以看出在干扰区存在较大的横向压力梯度，从横截面流线及压力分布可以看出在唇罩激波(CS)干扰下近壁面发生流动分离，产生了分离激波(SS)、再附激波(RS)，近壁面形成λ波结构。流动是三维的，在λ波下方为流向涡，图中给出了流向涡的发展轨迹(图中虚线所示)。

图1(c)展示了壁面摩擦力线，从中可以清晰分辨出流向涡的分离线(图中实线所示)与再附线(图中虚线所示)以及流向涡的锥角a。

图1(d)给出了近壁面流线与内流道横截面总压恢复(σ)分布图，从图可以看出在唇罩激波/侧壁边界层干扰诱发了三维流向涡，该流向涡促进了低能流向压缩面一侧的迁移堆积，进而在压缩面一侧形成较大的低压低速区，影响进气道的抗反压性能以及下游燃烧室的流场组织。

图1 原型进气道流场结构Fig.1 Flow field structure of basic inlet configuration

由上述分析可知唇罩激波与侧壁边界层干扰诱发的三维流向涡是影响流场参数分布的一个关键因素，流向涡产生、发展及其强度主要由唇罩激波与侧壁边界层干扰主导，该激波/侧壁边界层干扰受激波强度与边界层分布影响，而进气道构型影响波系结构与边界层发展及分布[20-21]。

沿着上述思路，从调控唇罩激波/侧壁边界层干扰强度以及流向涡发展轨迹角度出发，开展基于型面的流场重构研究。前期初步研究发现内转式进气道构型能够有效调控唇罩激波、外压缩波结构及边界层发展与分布[21]，而中心线型直接影响进气道构型，因此本文主要针对中心线型开展参数化研究。

图2给出了基于型面流场重构的内转式进气道构型，图中标示了流场重构型面。流场重构型面设计时遵循的约束条件为：在进气道马赫数工作范围内流场重构型面压缩产生的外压缩波打入唇罩内侧，确保进气道的流量捕获特性不变；进气道总收缩比不变。在上述约束条件下将部分外压缩面与内流道设计成如图2所示的流场重构型面，该型面与上下游型面相切，且进气道喉道截面与流场重构型面中心线当地垂直。

图2 基于型面流场重构的内转式进气道Fig.2 Inward turning inlet with flow reconstruction based on configuration

起始角是中心线型的关键设计参数，如图3所示。本文将受控型面中心线起始点与水平方向的夹角定义为中心线起始角φ；受控型面中心线起点与终点之间的竖直高度为中心线偏距D，水平长度为L，采用D/L表征中心线的无量纲偏距参数；受控型面中心型线末端与下游型面中心线相切即中心型线末端斜率为0。在上述约束下，采用三次多项式获得中心型线。

在给定长度L，D/L=0.16条件下，通过改变进气道中心线起始角度φ，调整流场重构型面的构型，研究其对进气道流动及性能参数的影响。本文中心线起始角选取φ=7.5°、10°、12.5°、15°、17.5°、20°。

图3 进气道流场重构型面中心型线Fig.3 Centerline profile of flow field reconstruction surface of inlet

1.2 计算方法及校验

本文研究主要涉及到内转式进气道唇罩激波/边界层干扰诱发的流向涡等复杂流动，横向二次流动是其主要流动特征之一，这对计算方法的预测精度要求较高，因此需要开展计算方法校验工作。

本文所采用计算方法为对流场进行全黏性Navier-Stokes数值仿真，采用中心差分格式离散黏性通量，无黏对流通量采用AUSM格式离散。湍流模型选用k-ωSST(Shear Stress Transport)模型，采用理想气体模型，气体黏性采用Sutherland公式，并考虑比热随温度的变化。

文献[28]给出了扫掠激波/平面边界层干扰风洞试验结果，该干扰流动在激波根部存在呈锥形的主旋涡即激波诱导的流向涡，近壁区存在显著的横向二次流，这一流动特征与本文所关注的进气道主要流动特征一致，可以用于本文计算方法校验。其模型主要尺寸与测点位置如图4所示，试验来流条件如表1所示。

图4 Sharp Fin结构示意图与测点位置Fig.4 Measuring point and structure diagram of Sharp Fin

表1 试验来流条件
Table 1 Incoming flow conditions of test

参数δ0/mmMa0θs/(°)P*/kPaT*/K数值4.52.910689 276

该试验获得了不同站位横截面上的速度方向即当地侧滑角β和皮托压Pt沿高度方向的分布，如图5所示。从图可以看出气流当地侧滑角沿高度方向变化较大，近壁区气流的侧滑角大于主流区，表明近壁区存在显著的横向二次流。由图可见CFD结果与试验结果吻合较好，因此本文所采用的数值仿真方法能够较为精确地预测以横向二次流、流向涡为特征的复杂流动，可以用于本文进气道内部复杂流动的研究。

图5 侧滑角和皮托压对比Fig.5 Comparison of sideslip angle and pitot pressures

本文近壁面网格进行局部加密处理，y+保持在1左右。计算给定无滑移绝热固壁、压力远场、压力出口等边界条件。来流条件如表2所示，表中H0、Ma0、P0、T0、α分别为飞行高度、来流马赫数、静压、静温和攻角。

表2 来流条件Table 2 Incoming flow conditions

2 结果分析

2.1 进气道流动特征

图6给出了不同中心线型进气道方案对称面压力及马赫数分布,同时给出了流场重构型面的起点与终点。从压力分布可看出，随着中心线起始角φ增大，流场重构型面产生的外压缩波(图中长虚线所示) 逐渐增强并向唇罩侧弯曲，唇罩激波与该压缩波相干位置逐步向唇罩一侧移动，唇罩激波及其透射激波减弱(图中实线所示)、透射激波空间分布向唇罩一侧偏转(顺时针)，并且其在压缩面肩部反射点逐步由膨胀区前部向后部移动；唇罩透射激波减弱及顺时针偏转，直接影响流向涡的强度与空间发展轨迹。流场重构型面外压缩波的透射激波不断变强，其在唇罩内型面的反射点逐步向上游移动(图中点虚线所示)，同时该透射激波的反射波在压缩面肩部的反射点也逐渐向上游移动。这样导致唇罩透射波与上述反射波在压缩面肩部逐渐靠近，增大了压缩面肩部局部逆压梯度，不利于流动稳定。从马赫数分布可看出，φ=15°时上述压缩波系与肩部边界层干扰诱发了小的流动分离(图中圆圈所示)，加速了下游边界层的发展。

图6 进气道对称面流场参数分布Fig.6 Parameter distributions of symmetrical plane flow field of inlet

为了直观显示内流道流场参数分布，本文沿流向给出了内流道一系列横截面，依次标记为X1～X6，如图7所示。图7同时给出了进气道近壁面流线、壁面压力分布以及横截面流场参数分布，其中虚线表征流向涡的发展轨迹。从图7中可以看出，流场重构型面中心线起始角影响流向涡的产生、发展与空间分布。从壁面压力分布可以看出随着中心线起始角增大，流场重构型面产生的压缩波增强，压缩面一侧壁面压力逐渐增大。

为了更加直观反映壁面横向压力分布，图8给出了内流道进口截面壁面周向压力与边界层厚度分布及进口截面流场参数分布。从图8(a)可以看出，随着流场重构型面中心线起始角增大，该型面产生的外压缩波增强，由压缩面一侧指向唇罩侧的横向压差增大，这将加剧低能流向唇罩侧迁移(如图7近壁面流线——箭头所示)，影响边界层周向分布。图8(b)给出了φ=10°时内流道进口截面周向边界层厚度分布。从图8(b)中可以直观看出，与原型方案(Basic Inlet)相比，流场重构方案(Flow Field Reconstruction inlet,FFR)在上述横向压差驱动下发生低能流横向迁移，压缩面边界层变薄两侧边界层变厚，边界层周向分布更加均匀。图8(c)展示了原型进气道与φ=10°流场重构进气道内流道进口截面流场参数分布，图中左侧为总压恢复等值图，右侧为马赫数等值图。从图8(c)可以看出与原型进气道相比，流场重构进气道对称面边界层较薄，向两侧边界层厚度减小速度较缓，周向分布更加均匀。

图7 进气道近壁面流线及横截面流场参数分布Fig.7 Streamlines near wall and flow field parameters distribution at cross-sections of inlet

图8 内流道进口截面流场参数分布Fig.8 Distribution of flow field parameters at inlet cross-section

从图8还可以看出，随着中心线起始角增大，唇罩透射激波减弱且空间分布向唇罩侧(即顺时针)偏转，激波干扰区横向压差减小，流向涡空间分布由压缩面一侧沿周向向唇罩侧偏移，且流向涡发展轨迹空间上波动变小。流向涡的发展与空间分布影响流场空间参数分布。从图7可知当中心线起始角φ<15°时，随着φ增大，沿程横截面上的低压低速区逐步由压缩面一侧沿周向向两侧扩展，压缩面一侧低压低速区变小。当中心线起始角φ≥15°时，流场参数分布发生较大变化。此时流场重构型面压缩波进一步增强，唇罩激波及其透射激波进一步减弱且透射激波继续沿顺时针偏转，导致唇罩激波干扰区横向压差进一步减小，唇罩激波与侧壁边界层诱发的流向涡强度减弱且传输方向角进一步减小。从流向涡发展轨迹线可以看出流向涡由压缩面一侧沿周向往唇罩一侧偏移，在近唇罩壁面两侧形成了低速低压区，如图7中圆圈所示。

2.2 进气道出口性能

图9给出了进气道隔离段出口流场参数分布，左侧为总压恢复系数分布，右侧为马赫数分布。从图可知，中心线起始角影响隔离段出口参数分布。与原型方案对比，整体上随着中心线起始角增大，出口截面压缩面一侧低速低压区减小。当中心线起始角φ<15°时，出口流场结构类似，且随着中心线起始角增大，出口流场参数分布更加均匀。当中心线起始角φ≥15°时，出口流场参数分布出现较大变化，压缩面一侧低速低压区持续减小，在出口下方两侧形成新的低速低压区(图中虚线圆圈所示)，且随着角度增大而增大。因此，流场重构型面中心线起始角φ选取很关键，不宜过大。本文所研究进气道方案，φ<15°。

由此可见，通过中心线起始角调整中心线与流场重构型面，进而改变波系结构、重构压力分布，可以调控流向涡的产生、发展、空间分布，进而影响流场参数空间分布。分析认为中心线起始角10°≤φ≤15°时，进气道出口流场周向均匀性能够获得较大改善。

图9 进气道隔离段出口流场参数分布Fig.9 Distribution of flow field parameters at outlet of inlet isolator

图10给出了进气道性能参数随流场重构型面中心线起始角的变化规律。从图可知，在研究范围内随着中心线起始角增大，隔离段出口总压恢复系数、马赫数均先增大后减小，出口总压恢复系数最大相对变化率约为30.0%。由图还可看出当中心线起始角φ<12.5°时，总压恢复系数与马赫数变化较小；而当中心线起始角φ>12.5°时，总压恢复系数与马赫数近似线性下降。分析认为φ>12.5°时，流场重构型面产生的激波及其反射波系增强，导致了相对较大的流动损失。

随着中心线起始角增大，进气道自起动马赫数先下降后近似保持不变(φ≥17.5°)，分析认为这主要得益于压缩面边界层变薄与进气道内收缩比减小；在研究范围内，抗反压能力随中心线起始角变化不大。综合考虑进气道出口总压恢复系数、抗反压能力、自起动性能以及流场参数分布，对于本文所研究进气道方案建议流场重构型面中心线φ取10°。

进气道原型方案隔离段出口总压恢复系数σout=0.374，抗反压能力为182倍来流静压，自起动马赫数为6.3。φ=10°时流场重构方案进气道总压恢复系数、抗反压能力、自起动马赫数分别为：0.500、230、5.2；与原型方案相比，φ=10°流场重构方案总压恢复系数、抗反压能力分别提升33.7%、26.4%，自起动马赫数下降1.1。可见本文研究的型面流场重构措施在改善流场参数分布的同时，能够大幅改善进气道的性能。