超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性

金毅，孙姝，郭赟杰，谭慧俊，张悦

1.南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016 2.南京航空航天大学 民航学院，南京 211106

一般地，当进气道能通过调节自身几何型面改变其进气量或内流波系结构以匹配飞行条件和发动机工况时，称其为可调进气道。对于在宽马赫数范围内工作的超声速飞行器而言，可调进气道能兼顾低马赫数下的自起动能力和高马赫数下的气动性能，是工程应用中的一个重要发展趋势。目前可调进气道主要通过旋转［1-2］、平移［3］唇罩或调节喉道［4-8］等方式实现。其中喉道调节作为最常见的调节方式，能轻易改变进气道内通道中的激波位置和内收缩比（ICR），使进气道达到最佳工作性能，得到了广泛的应用。

由于可调进气道在喉道调节过程中往往会尽可能增大ICR以提高其临界性能，因此极易面临大ICR导致的不起动问题［9-11］。当不起动现象出现后需立即减小ICR使进气道实现再起动。然而由于喉道调节过程存在迟滞现象［11］，导致进气道的再起动ICR滞后于不起动ICR，且其再起动过程中出现了丰富的流态变化。进气道的再起动过程实质上是口部分离包逐步被吞入内通道的动态演化过程。具体地，随着ICR减小，进气道依次经历口部大尺度分离诱导的不起动流态、内收缩段中小尺度分离诱导的非设计流态和再起动流态。特别地，在进气道内收缩段中小尺度分离诱导的非设计流态下，虽内收缩段中存在偏离设计流态的复杂波系结构，但其并未影响进气道的口部流量捕获特性。因此根据经典教科书中的定义［12］判断进气道此时处于起动状态。该类特殊的非设计流态往往出现在可调超声速进气道的再起动过程中［11，13-14］，甚至在定几何进气道［15］的节流变化过程中同样存在此类流态。因此该类流态的内流结构及其工作性能值得关注和研究。

在进气道的性能参数中，下游节流特性直接决定了进气道的临界总压恢复性能和稳定裕度，是评价进气道工作性能优劣的重要标准之一。学者们通过在出口设置堵锥［16］或挡板［17］的方式对超声速进气道的下游节流特性开展了大量试验或仿真研究；结果表明下游节流造成的扰动以结尾激波的形式向上游传播［18-23］。当来流马赫数较低（一般小于2）时结尾激波为单道正激波［20］，当来流马赫数较高（一般大于2.5）时结尾激波以正激波串［21］或斜激波串［16-17，19，22-23］的形式存在。此外当结尾激波头波位于喉道附近时进气道处于临界状态。一旦下游节流度进一步增加，结尾激波就不能稳定存在于进气道内收缩段中，且会被迅速推出进气道口部，从而形成大范围的不起动流场结构。然而上述研究均是针对设计流态下的固定几何进气道开展的，其与可调进气道在非设计流态下的节流特性的区别仍有待研究。

针对以上问题，本文设计并加工了一个典型的矩形喉道可调超声速进气道，并在其出口设置了可移动堵锥以模拟其下游节流过程。同时利用高速纹影观测系统和动态压力测量系统在来流马赫数为2.9的自由射流超声速风洞中开展了试验研究。笔者先对比研究超声速可调进气道在设计和非设计流态下的通流内流结构，接着对比研究设计和非设计流态下进气道的节流特性，最后对比研究设计和非设计流态下进气道节流过程及流动机理。

1 研究对象

研究对象为喉道可调的矩形超声速进气道，其试验模型如图1所示。进气道主体由外压缩面、唇罩、侧板、压缩面侧喉道可调机构和泄流系统组成；其中进气道两侧为竖直侧板，在试验中具备便于流动光学检测和易于模型安装的优点。此外进气道的喉道调节过程主要通过四连杆机构实现。同时在进气道出口处设置可移动堵锥以模拟其下游节流过程。进气道具体设计参数如下：工作马赫数范围为0～4、激波封口马赫数为4、外压缩面楔角为9°、唇罩压缩角为7°、总长为365.20 mm、捕获高度为40.42 mm、入口高度为24.16 mm、出口高度为27 mm、矩形内通道的宽度为40 mm。可调喉道的高度能在8.22～19.97 mm变化，对应的ICR变化范围为1.21～2.94。由于研究的可调超声速进气道具有工作ICR大和工作马赫数范围宽的特点，其内收缩段中的激波/边界层干扰现象严重且内流波系结构变化范围大。因此出于实际工程应用的控制需求，内收缩段压缩面侧布置了分布式泄流系统。该泄流系统由分布式泄流缝、独立集气腔和限流喉道组成，共使用了16条流向宽度为0.5 mm、展向长度为32 mm的分布式泄流缝。当通道内的低能流经过泄流缝后由2个独立集气腔收集，随后从宽度为2 mm的限流喉道排出。此外为获得进气道的动态压力数据，在试验模型外压缩面和唇罩上分别开设了C1～C13和R1～R12共25个动态压力测点；同时为获得进气道流场的试验纹影，在侧板上开设了尺寸为145 mm×29 mm的矩形光学观察窗。而且为保证进气道内通道的气密性，在试验模型连接处均进行了密封处理。

图1 试验模型Fig.1 Test model

在风洞试验过程中，进气道的喉道调节机构和可移动堵锥分别由独立的直线步进电机驱动。在喉道调节过程中ICR定义为进气道入口面积和可调喉道面积之比。在下游节流过程中对堵塞度（TR）的定义为

式中：Ath，plug为进气道出口和堵锥之间的最小截面积；Aout为进气道的出口面积。此外为观察到节流过程中的稳定流场结构，试验中使用台阶式调节喉道和进锥的方式，对应的ICR和堵塞度变化示意图如图2所示，图中t为时间，电机信号的上升沿表示堵锥固定于当前ICR或TR，下降沿表示喉部四连杆驱动机构或堵锥以12 mm/s的速度向上游运动。

图2 试验过程中ICR和TR变化示意图Fig.2 Schematic diagrams of variations of ICR and TR during test

2 试验条件及测试手段

试验均在南京航空航天大学的自由射流超声速风洞中完成。该风洞运行系统主要由入口处的蝶阀、整流段、名义马赫数为3.0的拉瓦尔喷管、测试段、扩压器、闸板阀、真空罐和真空泵组成；其中方形拉瓦尔喷管出口尺寸为200 mm×200 mm，测试段两侧开设有尺寸为280 mm×205 mm的矩形光学观察窗，真空罐的体积为400 m³。风洞运行过程如下：首先开启真空泵将真空罐内抽至真空条件，随后开启闸板阀使测试段内同样达到真空条件，紧接着开启入口处的蝶阀，大气环境的高压气流依次经过整流段、拉瓦尔喷管、测试段、扩压器向真空罐内的低压区流动，由此在测试段内建立了稳定的超声速流场。同时试验过程中记录了风洞测试段的来流条件，其中风洞的实际马赫数为2.9，来流总压和总温分别为102.6 kPa和290.5 K，风洞稳定运行时间不少于20 s。该风洞运行系统的可靠性在前期的研究［24-26］中已经得到了充分验证。

此外为获得进气道的壁面压力数据和流场结构，试验中分别使用了动态压力采集系统和高速纹影观测系统。在动态压力采集系统中使用了昆山双桥传感器有限公司生产的固有频率为50 kHz、满量程为100 kPa、测量精度为0.1%满量程的CYG-503A型动态压力传感器。其采集的动态压力信号由与之匹配的DAQ PCI-6255型数据采集卡获得，该采集卡最多能以256 kB/s的采样速率同时采集40个通道的压力数据，试验中采集卡的采样率为20 kHz。需要注意的是C6、R7和R12等动态压力测点损坏，因此在后续分析过程中将其剔除。在高速纹影观测系统中选择由Nikon公司生产的MEMRECAM HX-3型高速摄影仪，试验过程中将其帧率设置为6 000、分辨率为1 152×336、快门时间为2 μs。同时为更清晰地显示进气道的边界层及流动分离现象，纹影采集过程中均使用水平刀口。此外试验中使用外触发信号触发高速摄影仪，同时该信号被动态压力采集系统记录以实现动态压力采集系统和高速纹影观测系统的同步，便于后续数据分析。

3 进气道内流双解现象

在试验过程中进气道ICR的变化通过调节喉道面积而实现。初始状态下进气道处于小ICR的通流起动状态，随后正向调节喉道以增加ICR，当ICR过大导致进气道不起动后反向调节喉道以减小ICR，直至进气道再起动。在上述过程中，当ICR=1.79～2.04时出现了流动响应迟滞现象。其中当ICR=1.79时存在设计流态和非设计流态的特殊双解流场。因此选择ICR=1.79的进气道流态开展针对性研究。

进气道设计和非设计流态下通流流场的试验纹影如图3所示，对应的壁面测点压力分布曲线如图4所示，图中p为压力，x为距离。首先进气道设计流态下的通流流场结构如图3（a）所示。其主要由外压缩激波①、唇罩激波②、口部压缩激波③和内通道反射波系④组成。当来流经过口部激波系减速后其静压显著增加，C3测点静压达到了约6.2倍来流静压（p0）；随后由于受肩部膨胀的影响，C4测点静压下降至4.8p0；接着在内通道中反射激波的作用下，C5测点静压增至6.1p0；最后在喉道下游的扩张段中超声速气流逐渐加速，其沿程静压呈下降趋势。该流态下进气道内流波系结构稳定，且内通道中无明显分离，是一类常见的设计流态。

图3 进气道双解通流流场（ICR=1.79）Fig.3 Dual-solution inlet unthrottled flowfields（ICR=1.79）

图4 进气道通流流场壁面压力分布Fig.4 Surface pressure distributions of inlet unthrottled flowfields

其次进气道非设计流态下的通流流场结构如图3（b）所示。由于内收缩段C1测点附近存在局部唇罩侧分离包⑤，导致其分离激波与唇罩激波②汇聚形成了一道更强的入射激波。该入射激波与口部压缩激波③相交后内收缩段压缩面侧形成了局部马赫杆结构⑥，且出现了小范围的压缩面侧分离包⑦。同样地，上述流场结构在进气道内通道中也形成了反射波系④。受唇罩侧分离包的分离激波和再附激波的影响，C1和C2测点的静压分别高达8.9p0和9.0p0；C3测点静压则受肩部膨胀的影响逐渐下降至6.5p0；随后C4测点静压在内通道中反射激波的作用下增至7.6p0；最后超声速气流在扩张段中逐渐加速，且沿程静压呈下降趋势。该状态下内收缩段中存在多处激波/边界层干扰导致的分离区，是一类特殊的非设计流态。

接着对该类特殊的非设计流态能稳定存在于内收缩段中的原因开展分析。当口部分离包进入内通道时，泄流系统能通过排除边界层分离内的低能流大幅减小压缩面侧的分离尺寸，使内收缩段中的分离区偏向唇罩侧。此时唇罩侧分离的肩部位置存在一个气动喉道，且该气动喉道的面积小于几何喉道。但从该气动喉道所在位置的波系结构可知主流仍然为超声速流动（并未减速至声速），表明气动喉道并未导致主流发生流动壅塞现象。此外唇罩侧分离和口部波系结构共同诱导出了压缩面侧的局部马赫杆结构，并在压缩面侧形成了远小于唇罩侧分离尺寸的小范围分离现象。该压缩面侧分离诱导的再附激波恰好入射到唇罩侧分离的再附点附近，导致唇罩侧分离下游形成了强逆压力梯度，阻止了唇罩侧分离继续向下游运动。也就是说在有限的通道内，唇罩侧分离诱导的复杂波系结构反作用于该分离包自身，形成了稳定“自持”的流动结构。

需要注意的是非设计流态下内收缩段中的压力较高，其喉道静压（pth）和泄流量均大于设计值。此外由于内收缩段中的复杂波系造成了额外总压损失，非设计流态下进气道喉道总压（p*th）小于设计值。结合式（2）中的理想气体总、静压关系式可得非设计流态下进气道喉道马赫数（Math）小于设计值。

式中：k为理想气体比热比。

图4补充给出了两类进气道流场壁面压力测点的脉动幅度对比。显然非设计流态下的内通道流场脉动幅度远大于设计流态下的脉动幅度。以内收缩段中压力脉动幅度最大的C1测点为例，使用傅里叶变换和连续小波变换进行了频域分析（如图5所示），图中功率谱密度（PSD）以其均方幅值（MSA）表征，f为频率。同时借助Morlet小波［27-28］以提高对频率的分辨能力，其波数设置为20。从图5（a）中可看出非设计流态下的进气道发生了明显的流场振荡，其呈现出了较宽的频率分布范围，对应的主频为72.9 Hz；而设计流态下的进气道并未发生明显的流场振荡现象。图5（b）中非设计流态下的小波频谱分析可进一步证明其流场振荡呈现出了宽频特征，且频率主要集中在100 Hz以下。这是因为C1测点附近分离包自身具备振荡特性，导致内收缩段中出现了一定频率的小幅振荡；此外下壁面侧的局部马赫杆结构具有不稳定特性，导致振荡呈现出了宽频特征。

图5 通流状态下进气道C1压力测点的频域分析Fig.5 Frequency domain analyses based on pressure signal slices from C1 of unthrottled inlet

4 进气道节流特性

第4节主要对第3节设计和非设计流态下进气道的节流特性开展对比研究。由于进气道构型两侧为竖直侧板，一旦内通道中的结尾激波越过侧板最前缘位置，那么其两侧将产生溢流，从而改变口部流量捕获特性。因此当监测到外压缩面最下游测点R11产生清晰的压力上升信号时判断进气道开始陷入不起动状态，此时对应的堵塞度为临界堵塞度，以TRC表示。此外定义在不起动状态出现的上一时刻进气道依然能维持稳定起动的状态为临界状态；定义临界状态下进气道的临界压比为出口静压（pC，以C13测点标定）与来流静压（p0）之比，以pC/p0表示。

图6给出了节流过程中的进气道壁面压力分布曲线。对于设计流态下的节流过程（图6（a）），当TR增加到32.4%时节流造成的压力扰动传递到C7测点附近；随后当TR逐步增加到41.7%时扰动传递到喉道附近；下一时刻，当TR为42.4%时C1及其下游测点静压均显著增加，且外压缩面上R11测点的静压升高，表明节流造成的扰动已经影响到了进气道的口部波系结构，进气道开始陷入不起动状态，该堵塞度对应为临界堵塞度；当TR为45.0%时外压缩面上大部分测点静压远高于通流状态，进气道不起动程度加剧。由于试验中采用台阶式进锥的方式，取TR为41.7%的稳定台阶下进气道的节流状态为临界状态，此时对应的临界压比为15.8。对于非设计流态下的节流过程（图6（b）），虽内通道中的初始压升较高，但其扰动传播过程和设计流态下相似。具体地在TR由0增加至40.0%的过程中扰动逐渐从进气道出口传递至喉道附近；随后当TR为41.7%时内通道中所有测点静压增加，且R11测点的静压升高，进气道开始陷入不起动状态，该堵塞度对应为临界堵塞度；当TR为45.0%时进气道不起动程度加剧。取TR为40.0%的稳定台阶下进气道的节流状态为临界状态，此时对应的临界压比为16.0。

图6 节流过程中的进气道壁面压力分布曲线Fig.6 Surface pressure distribution curves of inlet during throttling processes

作为总结，表1列出了设计和非设计流态的进气道节流特性对比，其中pth/p0为进气道通流状态下的喉道压比，定义为喉道静压（pth，以C4测点标定）和来流静压（p0）之比。不难看出非设计流态下内收缩段中的复杂流场使其喉道压比高于设计流态。而且虽非设计流态下喉道上游的复杂波系结构造成了额外的总压损失，但其整体节流性能与设计流态相当（临界压比分别为15.8和16.0）。

表1 设计和非设计流态的进气道节流特性对比Table 1 Comparison of throttling characteristics of inlet under designed and undesigned conditions

5 进气道节流过程及流动机理

本节分析设计和非设计流态下进气道的节流过程及流动机理。首先进气道设计和非设计流态下节流过程中的壁面压力变化曲线如图7所示。选择唇罩最上游测点C1、喉道稍上游测点C3、唇罩最下游测点C13和外压缩面最下游测点R11等关键测点进行对比分析，同时给出了堵锥电机的运动信号及其稳定台阶对应的堵塞度作为参考。对于设计流态下的节流过程，当TR达16.8%时C13测点压力开始呈现出随TR增大而增大的趋势；至TR达到41.7%的过程中，图7中其余测点压力值均保持不变；接着当TR为42.4%时，R11测点感受到了明显压升，喉道上游C1、C3测点压力产生了突变，表明进气道开始陷入不起动状态；随后进一步增加TR，各测点振荡幅度逐渐增加，进气道不起动程度加剧。非设计流态下C1和C3测点的静压和脉动幅值均高于设计流态，但其节流过程中的各测点静压变化趋势均与设计流态相似。当TR＞TRC时C1、C3和R11等压力测点均产生突变，进气道陷入不起动状态。这表明两类流态的进气道下游节流程度一旦超过某一临界值将迅速陷入不起动状态，即其均为“突变型”的节流不起动模式。

图7 进气道节流过程中的壁面压力变化曲线Fig.7 Surface pressure time histories during throttling processes

两类流态的进气道在节流过程中的试验纹影如图8所示。对于设计流态下的节流过程，下游节流造成的扰动以结尾激波串的形式向上游传播。为便于分析，图8中标出了喉道下游的背景激波a及其反射激波b、c，同时标出了压缩面侧的膨胀波d。当TR达32.4%时纹影观察窗内开始观察到结尾激波串头波，且头波呈“X”形，其上、下半支基本对称分布。由于内通道下壁面边界层较厚，其抵抗逆压力梯度的能力较差，当背景激波b入射在扩张段下壁面时会形成具有较大初始逆压力梯度的干扰区。在TR逐渐增至36.7%的过程中激波串头波下半支接触到了背景激波b在扩张段下壁面造成的干扰区，随后下壁面分离将快速向上游增长。而头波上半支受到了膨胀波d的影响，其边界层分离发展受限。因此该堵塞度下激波串核心区向上壁面偏转。随着TR继续增加，激波串头波上半支接触到背景激波a入射在上壁面造成的激波/边界层干扰区，上壁面边界层分离快速增长。在此过程中激波串的非对称性减弱。当TR达41.7%时结尾激波串头波运动到喉道附近，激波串头波形态基本呈对称分布。进一步增加TR，结尾激波串不能稳定存在于内收缩段中，其迅速向上游运动。当TR达42.4%时结尾激波串头波造成的初始分离位置刚好位于侧板前缘处，内通道完全被结尾激波造成的低能流占据，此时进气道开始陷入不起动状态。当TR为45.0%时进气道处于不起动状态，此时外压缩面上出现了大尺寸边界层分离，其诱导的分离激波导致口部的唇罩侧出现了溢流。

图8 进气道节流过程中的试验纹影Fig.8 Schlieren images of inlet during throttling processes

对于非设计流态下的节流过程，下游节流造成的扰动同样以结尾激波串的形式向上游传播，且一旦结尾激波串越过喉道，其将迅速向上游运动至进气道陷入不起动状态。需要注意的是在节流过程中设计和非设计流态下结尾激波串的分布形态存在区别。具体地对比两类流态的进气道在节流过程中TR为36.7%的流场，可看出设计流态下节流过程中的结尾激波串头波下半支明显前伸，然而非设计流态下节流过程中的结尾激波串头波上、下半支基本呈对称分布。这是因为非设计流态下的进气道喉道马赫数较低，一方面使喉道下游扩张段中的反射激波/边界层干扰强度减弱，另一方面也使结尾激波串上游马赫数降低，从而减小了结尾激波串的强度。

基于上述认识，可从流动损失的角度进一步分析在设计和非设计流态下进气道整体节流性能相当的机理。由于两类进气道在临界状态下结尾激波串头波均位于喉道附近，因此取该状态进行分析。此时整个进气道的流动损失由喉道上游波系结构和喉道下游结尾激波串共同造成。首先由于非设计流态下内收缩段中存在复杂波系结构，因此其喉道上游波系结构造成的流动损失大于设计值。其次由于非设计流态下的通流流场喉道马赫数小于设计值，使喉道下游结尾激波串造成的流动损失小于设计值。因此在喉道上、下游波系结构造成的流动损失的共同影响下设计和非设计流态下整个进气道的流动损失相近，进而导致两类进气道的整体节流性能相当。

此外由于激波串具备非定常特性［29-32］，因此进一步对设计和非设计流态下进气道在节流过程中的结尾激波串振荡特性进行分析。以进气道喉道下游的C7测点为例，对其动态压力信号开展频域分析（如图9所示）。可看出对于设计流态下的节流过程，在TR为32.4%～41.7%的范围区间内C7测点能感受到结尾激波串的振荡。其中当TR在38.3%附近时脉动能量最强，此时振荡呈现出宽频特征，其频率主要分布在600 Hz以下。对于非设计流态下的节流过程，C7测点仅能在TR为32.4%～34.9%时感受到结尾激波串的振荡。此时振荡同样呈现出宽频特征，但其频率主要分布在400 Hz以下。也就是说在节流过程中设计和非设计流态下进气道结尾激波串的振荡均具备宽频特征，但后者的激波串的振荡堵塞度范围区间和频率分布范围区间均更窄。造成该现象的原因在于相比于设计流态，非设计流态下进气道通流喉道马赫数更低，致使喉道下游激波/边界层干扰强度减弱、结尾激波串强度降低，进而导致结尾激波串振荡强度降低。

图9 进气道节流过程中C7压力测点的功率谱密度Fig.9 Power spectra density based on pressure signal slices from C7 of inlet during throttling processes

6 结论

1） 试验结果表明在超声速可调进气道的喉道正、反向调节过程中出现了设计和非设计流态的起动双解通流流场。其中设计流态下进气道内流结构正常建立，内通道无明显边界层分离。但非设计流态下进气道内收缩段中存在分离诱导的复杂波系，并形成了局部马赫杆结构，导致其整体压升相较于设计流态更高、喉道马赫数更低，且存在100 Hz以下的宽频、低频小幅振荡。

2） 虽非设计流态下喉道上游的复杂波系结构造成了额外的总压损失，但其整体节流性能与设计流态相当。设计和非设计流态的临界堵塞度分别为42.4%和41.7%，临界压比分别为15.8和16.0。

3） 在设计和非设计流态下进气道的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播，且当其头波位于喉道附近时进气道处于临界状态。此外设计流态下的结尾激波串出现了非对称的分布特征，但非设计流态下的结尾激波串基本呈对称分布。在振荡特性方面，设计和非设计流态下进气道结尾激波串的振荡均具备宽频特征，但后者的振荡堵塞度范围区间和频率分布范围区间均更窄。