非均匀来流的马赫数可控内收缩进气道设计

2023-07-28李永洲孙迪王仁华张堃元

航空学报 2023年12期

李永洲，孙迪，王仁华，张堃元

1.南昌航空大学飞行器工程学院，南昌 330063

2.中国航发控制系统研究所，无锡 214063

3.南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016

高超声速进气道作为超燃冲压发动机或组合发动机的核心部件，对整个推进系统性能的发挥至关重要。与轴对称进气道［1］、二元进气道［2］和侧压式进气道［3］相比，内收缩进气道具有良好的压缩效率，流量系数和适应性以及攻角不敏感等优势，成为当前研究的热点［4-7］，目前已经被国内外一些试飞器采用［8-9］。20 世纪60 年代，国内外研究人员开始对以Busemann 进气道［10］为代表的内收缩进气道开展研究。截至目前，设计内收缩进气道的基准流场主要有Busumann 流场、倒置等熵喷管基准流场［11］、等压比和等楔角基准流场［12］、内乘波基准流场［13］、ICFA （Internal Conical Flow “A”）+高次曲线基准流场［14］、压力和马赫数可控基准流场［15-16］等。

随着高超声速飞行器技术的不断发展，推进系统与飞行器机体的一体化设计愈发重要。为了突破升阻比屏障，高升阻比的乘波体再度成为研究热点［17］，因此乘波体和内收缩进气道以各自的优势有机组合成为前体与进气道一体化设计的重要发展方向，国内外进行了大量研究［18-20］。对美国SR-72 这类腹部进气布局的高超声速飞行器而言，乘波前体能够较好地适应进气道进口形状，在提供预压缩的同时会带来包含附面层的进口来流。NASA 早期的试验结果表明，来流马赫数Mai=6.0 / 4°攻角时飞行器前体的附面层在进气道进口对称面处将达到其高度的70%左右［21］，而且附面层内的亚声速部分几乎可以忽略，由此可见附面层内可以认为都是超声速流动［22-23］。此时，按照传统的均匀来流设计出来的进气道直接应用于实际飞行会对发动机乃至飞行器性能造成很大的影响。Lewis 和Astings［24］利用混合可压缩流动理论分析了附面层发展而来的非均匀流对进气道和燃烧室性能的影响，即使很薄的附面层也会对自由流特性产生显著影响。张堃元等［25］通过试验研究发现，非均匀来流会大幅降低侧压式进气道的起动性能和总压恢复系数。高雄［26］研究了超声速非均匀流的模拟方法，方兴军［27］根据出口速度分布完成了二维超声速内流道反设计，同时设计了出口速度均匀的轴对称基准流场，但是有黏时进气道出口仍存在很大对涡，仅靠出口参数分布控制涡流效果不好。周航和金志光［28］对非均匀来流的三维曲面激波反问题开展初步研究，提出了一种无黏微元密切轴对称流场前缘入射激波的求解方法。

国内外研究表明，针对腹部进气布局的高超声速飞行器，由于设计方法限制，内收缩进气道很难与任意给定的飞行器前体进行完全一体化设计。为了降低二者一体化设计难度，需要约束前体构型以提升进气道来流的均匀性，目前的进气道设计也基本都采用均匀来流进行简化，但是这会对二者设计的灵活性以及总体性能的提升产生不利影响。此外，乘波前体与内收缩进气道一体化设计现处于初期阶段，存在对非均匀来流设计认识不足的问题。鉴于弯曲激波压缩的优势［5］，乘波体开始采用曲面外锥基准流场来提升性能［29］，这会进一步加剧进气道进口来流的非均匀性。此时，若进气道设计可以主动适应非均匀来流条件，乘波前体的设计自由度便能大大提升，有利于开展飞行器总体的优化设计。因此，本文考虑乘波前体附面层以及前缘弯曲激波造成的进气道进口非均匀来流分布，发展一种来流马赫数非均匀的马赫数分布可控内收缩进气道设计方法。在来流马赫数和壁面马赫数分布规律同时给定的前提下，通过有旋特征线法设计轴对称基准流场，然后结合流线追踪技术生成圆形进口内收缩进气道，同时与传统基于均匀来流设计的内收缩进气道进行对比。最后，通过数值仿真研究2 种进气道无黏和有黏条件下的流场特征和工作特性，为乘波前体与内收缩进气道一体化设计提供一种新途径。

1 非均匀来流的基准流场设计及特征

1. 1 非均匀来流的基准流场设计

非均匀来流的马赫数可控基准流场的结构见图1，是典型的“两波三区”结构：两波为入射激波AC 和反射激波CD，三区分别为：① 入射激波波前区；② 入射激波与反射激波的波间区；③ 反射激波的波后调整区。入射激波AC 通过给定AD 沿程马赫数分布规律进行反设计，反射激波CD 通过给定激波强度沿径向的分布进行反设计，CE 为反射激波所决定的曲线；EF 是与CE 相切的二次曲线。本文设计方法与已有设计方法［10-16］最大的区别在于考虑了乘波前体造成的进气道进口马赫数非均匀分布。

图1 非均匀来流的马赫数可控基准流场结构Fig.1 Basic flowfield structure with controlled Mach number under non-uniform inflow

对于非均匀来流马赫数Mai（R）可为任意曲线规律，本文选取简单的线性分布规律：

式中：a1和b1为系数；R 为径向坐标；Rc为中心体半径；Ri为进口半径。壁面AD 段马赫数分布也取线性分布：

式中：Maf为起始点A 的马赫数；x 为轴向坐标；c1为分布系数。反射激波CD 沿径向的强度分布σr（R）取常数。非均匀来流的马赫数分布可控基准流场的设计参数包括：非均匀来流马赫数Mai（R），进口半径Ri=0.25 m，中心体半径Rc=0.20Ri，前缘压缩角δc=5°，马赫数分布规律Ma（x）。为了减弱设计的进气道喉道横向压力梯度造成的涡流区，反射激波强度应尽可能弱，径向总压恢复系数分布σr（R）=0.995。给定R=Ri时Mai=6.0 和R=Rc时Mai=4.0，代入式（1）可以得出a1=3.5，b1=10。

非均匀来流的马赫数分布可控基准流场是二维轴对称流场且全场超声速，可以采用有旋特征线法（Method of Characteristic， MOC）进行反设计。虽然采用MOC 方法设计基准流场已经比较成熟［12-16］，但是本文需要对来流马赫数输入、激波点单元和压缩面反设计单元进行改进。对于各种来流马赫数分布，主要通过高次曲线进行拟合，复杂的分布可以分段拟合或者直接给定来流数据文件。激波点单元过程将非均匀来流马赫数作为输入条件，数据文件需要采用样条差值，这样才可以给出待求点位置变化时对应的自由流参数值。压缩面反设计单元主要存在当来流马赫数分布比较复杂时与压缩面马赫数分布系数匹配问题，可以通过自动调整系数完成基准流场设计，也可以进一步采用多目标优化方法使总体性能更优。此外，在某些参数条件下出现了特征线交叉，通过在相交点终止特征线进行处理。按照上述设计参数，编写特征线程序并完成基准流场BF1 反设计，特征线网格见图2。该基准流场总收缩比Rct=7.45，内收缩比Rci=2.46，唇口点到前缘点长度Lc=2.50Ri，总长度Lt=3.65Ri。

图2 基准流场BF1 特征线网格Fig.2 Characteristic line grids of BF1

为了检验设计程序的有效性，采用Fluent 软件的二阶无黏计算结果进行校核［27，29］，图3 给出了基准流场BF1 马赫数等值线。前缘入射激波为弯曲激波，由于越靠近中心体来流马赫数越小，造成前缘激波弯曲程度不断变大。前缘激波打在中心体起始点，流量系数为1.00。反射激波的总压恢复系数为0.995，造成其强度较弱且近似为直线。红色虚线为特征线程序MOC 计算的前缘入射激波和反射激波形状，与计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics， CFD）软件计算结果完全吻合。

图3 BF1 马赫数等值线Fig.3 Mach number isoclines of BF1

进口来流马赫数严格按照线性分布规律给定，壁面马赫数也是线性分布规律，出口马赫数基本也是线性分布，范围在1.4～3.7 之间，出口流量平均马赫数为2.88，如图4 所示。

图4 BF1 来流和出口马赫数的径向分布Fig.4 Radial Mach number distribution of intake and exit plane for BF1

图5是经过反射激波的径向总压恢复系数σr（R）分布，CFD 计算结果与目标值（Target）吻合良好。

图5 BF1 反射激波总压恢复系数的径向分布Fig.5 Radial distribution of total pressure recovery coefficient of reflected shock for BF1

图6给出了等熵压缩面AD 的沿程马赫数分布，特征线程序MOC 计算结果与CFD 计算的沿程马赫数分布一致，二者与预先给定目标值的马赫数分布曲线也完全重合。上述结果表明，非均匀来流的马赫数分布可控基准流场有旋特征线程序正确有效。

图6 BF1 壁面的沿程马赫数分布Fig.6 Mach number distribution of wall for BF1

1. 2 非均匀来流的基准流场特征分析

图7给出了基准流场BF1 内部不同位置处的流线及对应的沿程马赫数分布，由于来流马赫数非均匀，越向中心体靠近来流马赫数越低，前缘入射激波后马赫数也不断降低，等熵压缩段各流线的马赫数分布基本保持了线性分布规律且几乎平行。反射激波前后的马赫数沿径向分布为两条平行的直线，经过反射激波后R/Ri≤0.8 的流线马赫数继续线性降低且斜率基本相等，出口处马赫数分布越靠近中心体越小且差距较大。

图7 BF1 的流线及对应的沿程马赫数分布Fig.7 Streamlines and corresponding Mach number distribution for BF1

平板发展的附面层内速度分布为典型的二次曲线，非线性来流马赫数也取这种超声速分布：

式中：系数a2、b2和c2分别为3、20 和-40，具体分布曲线见图8，随着向中心体靠近，来流马赫数下降梯度不断增加。按照该来流马赫数分布完成基准流场设计，记作BF2，其他设计参数均保持与BF1 相同。基准流场BF2 总收缩比为7.13，内收缩比为2.39，唇口点到前缘点长度Lc=2.65Ri，总长度Lt/Ri=3.90，比BF1 长6.8%。

图8 来流马赫数的非线性分布Fig.8 Nonlinear distribution of inflow Mach number

图9给出了基准流场BF2 内部不同位置处的流线及对应的沿程马赫数分布，在非线性来流马赫数条件下，前缘入射激波仍为上凸弯曲激波且封口，流量系数为1.00，反射激波较弱，整个流场结构符合设计预期。此外，越靠近中心体前缘激波后马赫数越低，等熵压缩段各流线的马赫数分布基本保持了线性分布规律且R/Ri＜0.95 时相互平行，反射激波后也是线性马赫数分布规律。以上可以看出，不论来流马赫数是线性分布还是非线性分布，二者基准流场的特点几乎相同。

图9 BF2 的流线及对应的沿程马赫数分布Fig.9 Streamlines and corresponding Mach number distribution for BF2

为了深入研究非均匀来流的基准流场特点，取来流马赫数Mai（R）线性分布设计点（式（1））的面平均马赫数Mai=5.22，按照传统均匀来流设计马赫数分布可控基准流场［16］进行对比，记为BF3，其他设计参数均保持与BF1 相同。基准流场BF3 总收缩比为7.83，内收缩比为2.36，唇口点到前缘点长度Lc=2.57Ri，总长度Lt/Ri=3.69，比BF1 长1.1%。BF3 的流场结构和不同位置的流线沿程马赫数分布见图10，均匀来流条件下前缘入射激波打在中心体起始点，实现了流量全捕获，反射激波在出口截面截止，出口平均马赫数为2.79。沿着不同径向的流线，越靠近中心体前缘激波强度越大，波后马赫数越小且它们连线为上凸曲线；对于入射激波与反射激波之间的等熵压缩区，不同流线的沿程马赫数都按照等梯度下降，越接近中心体下降梯度越大，这与BF1 基准流场存在明显差别。反射激波波前马赫数分布非均匀而波后马赫数差别很小，在后面调整区马赫数继续近似直线下降，出口马赫数越靠近中心体越小。与基准流场BF3 相比，非均匀来流基准流场BF1 和BF2 可以更好地保持壁面给定的马赫数分布规律，因此其设计具有更好的可控性。

图10 BF3 的流线及对应的沿程马赫数分布Fig.10 Streamlines and corresponding Mach number distribution for BF3

表1 给出了基准流场的总体性能参数，由于BF1 和BF2 来流马赫数非均匀，所以来流总压按照流量平均给出，下标e 表示出口截面。可以看出，不同来流马赫数分布对基准流场性能影响不同，相对线性分布的BF1，二次曲线分布的BF2性能更低，增压比和总压恢复系数分别降低了5.3% 和1.0%。与均匀来流的BF3 相比，BF1增压比减小了6.6%，而总压恢复系数提高了2.5%。总体而言，来流马赫数非均匀的基准流场具有较高的压缩效率。

表1 基准流场的总体性能参数Table 1 General performance of basic flow field

对基准流场BF1 和BF3 的总压恢复系数进行分析，图11 是经过二者前缘入射激波的总压恢复系数，二者趋势相同，越靠近中心体总压恢复系数越小。区别在于0.625＜R/Ri≤1.00 时BF3总压恢复系数更大，R/Ri=0.625 时二者相等，0.2≤R/Ri＜0.625 时BF1 的总压恢复系数更大，加之反射激波的总压恢复系数都是0.995，因此造成BF1 的出口总压恢复系数大于BF3。究其原因，随着向中心体靠近，BF1 的非均匀来流马赫数从6.0 降为4.0，相对BF3 的Mai=5.22 均匀来流，靠近壁面部分BF1 的激波强度（Maisinβ）更强，总压损失更大，但是靠近中心体BF1 的来流马赫数不断减小造成激波强度降低，从而总压恢复系数下降变缓。对于均匀来流BF3，入射激波为弯曲激波且越靠近中心体激波角越大（图10），总压损失下降梯度变大。此外，二者总压恢复系数相等点对应的来流马赫数为5.06 而不是5.22，这是因为BF1 的前缘入射激波更加弯曲（图7），即激波角更大，因此对应的来流马赫数应更小。

图11 BF1和BF3前缘入射激波总压恢复系数径向分布Fig.11 Radial distribution of total pressure recovery coefficient of incident shock for BF1 and BF3

2 进气道构型设计

为了考察基于非均匀来流的基准流场设计的内收缩进气道特性，根据表1 选取线性分布的基准流场BF1，然后在给定圆形进口投影条件下完成进气道设计并进行数值仿真研究。首先，基于基准流场BF1，进口圆形半径为95 mm 且下部与基准流场相切（图12（a）），采用流线追踪技术生成进气道无黏构型（Inlet1-Inv），见图12（b）。Inlet1-Inv 的总收缩比Rct=6.83，内收缩比Rci=2.38，唇口板上凸，这是采用上凸中心体的缘故。相对基准流场BF1，Inlet1-Inv 的总收缩比和内收缩比下降较大。在均匀来流的基准流场BF3中按照同样的方法设计出圆形进口内收缩进气道无黏构型（Inlet2-Inv），见图12（c），其总收缩比Rct=7.54，内收缩比Rci=2.39，Inlet2-Inv 唇口板上凸程度相对更加平缓。

图12 进气道圆形进口及气动构型Fig.12 Circular intake and aerodynamic configuration of inlets

文献［30］给出了一种附面层计算方法，其通过数学函数计算位移厚度：

式中：a3和b3为系数。

最后，按照该位移厚度分别对2 种进气道无黏构型沿流线进行附面层修正，修正后进气道Inlet1-Vis 总收缩比和内收缩比分别降为4.65 和1.87，Inlet2-Vis 总收缩比和内收缩比分别降为5.24 和1.89。进气道采用等直隔离段，长度都取7 倍喉道当量直径，总体性能参数按流量平均得出。

3 数值计算方法

3. 1 数值计算模型和边界条件

采用Fluent 软件求解，无黏时采用二阶迎风格式求解欧拉方程。有黏时，通量差分采用Advection Upstream Splitting Method （AUSM）格式，湍流模型为两方程的Re-Normalization Group（RNG） k-ε 模型，近壁处采用标准壁面函数。流动方程，k 方程和ε 方程均选择二阶迎风格式离散。分子黏性系数采用Sutherland 公式计算，壁面取绝热无滑移和固体边界条件，压力远场和压力出口边界条件。各残差指标至少下降3 个数量级并且流量沿程守恒时认为收敛。文献［15，31-32］对该计算方法进行了校核，结果表明，该方法能较准确地模拟内收缩进气道的复杂流场结构，具有较高的可信度。计算条件是来流静压p0=2 549.22 Pa，静温T0=221.55 K。

3. 2 网格无关性验证

为了消除网格分辨率对计算结果的影响，需要进行网格无关性验证来确保计算结果的准确性。由于进气道模型和流动的对称性，取其一半进行计算，对壁面和激波附近的网格进行加密处理。选取进气道Inlet1-Vis 将网格划分成3 个不同等级，分别为网格量32 万的粗网格（Coarse），网格量136 万的中等网格（Middle），网格量598 万的细网格（Fine），中等计算网格和边界条件如图13 所示。按照设计点的非均匀来流马赫数条件（式1）分别进行有黏数值计算，结果见图14和表2。

表2 不同网格等级的进气道总体性能参数Table 2 General performance of inlet with different grid levels

图14 不同网格下进气道顶板与对称面交线的沿程静压分布Fig.14 Pressure distribution along intersecting line of top wall and symmetry plane for different grids.

图14 给出了不同网格等级下进气道顶板与对称面交线的沿程静压分布，3 套网格都可以捕捉流场的主要特征，但是隔离段内粗网格的压力偏差相对较大，相对中等网格偏差在9%以内。中等网格和细网格的压力分布基本一致，偏差在1.4% 以内。表2 给出对应的出口总体性能参数，中等网格与细网格只有出口总压恢复系数相差0.2%，与粗网格相差2.1%。以上说明中等及以上等级网格可以获得更准确的计算结果，因此本文计算均采用中等尺度网格。

4 无黏计算结果分析

4. 1 进气道的流场特点

无黏条件下，在设计点对无黏构型Inlet1-Inv 进行三维数值计算，Inlet1-Inv 的来流马赫数按照式（1）给定。图15 给出了进气道对称面的马赫数等值线图，Inlet1-Inv 的前缘曲激波紧贴唇口，唇口反射激波准确打在喉道截面，由于波后气流方向朝上（图9），喉道之后产生了膨胀波扇，喉道上部转折处产生了激波，波后马赫数降为1.83。膨胀波和激波在隔离段内相交并反射，造成比较复杂的波系结构。图16 是进气道沿程横截面的马赫数等值线图，外压段是典型的轴对称激波且紧贴进气道前缘，流量系数达到1.00，隔离段内波系复杂，激波膨胀波交替反射。总体而言，Inlet1-Inv 喉道前的波系位置与基准流场BF1 完全相同，流场结构也基本一致，说明流线追踪进气道很好地保持了基准流场特点，基准流场直接决定内收缩进气道的总体性能。

图15 无黏设计点时Inlet1-Inv 对称面马赫数等值线图Fig.15 Mach isoclines of symmetry plane of Inlet1-Vis at design point under inviscid condition

图16 无黏设计点时Inlet1-Inv沿程横截面马赫数等值线图Fig.16 Mach isoclines of cross sections of Inlet1-Vis along flow direction at design point under inviscid condition

Inlet1-Inv 顶板与对称面交线的马赫数分布见图17，其与基准流场BF1 吻合良好，说明流线追踪进气道也可以保持非均匀来流的基准流场马赫数分布规律，因此合理选取基准流场的马赫数分布规律可以设计出满足要求的内收缩进气道。

图17 无黏设计点时Inlet1-Inv 顶板与对称面交线的沿程马赫数分布Fig.17 Mach number distribution along intersecting line of top wall and symmetry plane at design point under inviscid condition of Inlet1-Inv

4. 2 进气道的总体性能

表3 给出了进气道Inlet1-Inv 设计点的无黏总体性能，φ 为流量系数，D 为总阻力，CD为总阻力系数：

表3 无黏设计点时Inlet1-Inv 的总体性能参数Table 3 General performance of Inlet1-Inv at design point under inviscid condition

式中：ρ0和v0分别为来流密度和平均速度，A 为进气道进口捕获面积；下标th 表示喉道。与基准流场BF1 相比（表1），Inlet1-Inv 喉道截面的性能与基准流场差别很小，总压恢复系数相对降低0.9%。经过隔离段内复杂波系，增压比略有增加而出口总压恢复系数相对喉道下降了4.2%。这些说明流线追踪进气道可以保持非均匀来流的基准流场总体性能且性能较高。

5 有黏计算结果分析

5. 1 设计点进气道的流场特点

在各自设计点对黏性修正后构型Inlet1-Vis和Inlet2-Vis 进行三维有黏计算，获得此时的流场与性能特点。两种进气道的有黏流场结构见图18～图20，二者喉道前的流场结构良好，核心区的波系和参数基本保持了各自基准流场的特点。反射激波基本打在肩点处（图18），其强度较弱未造成顶板附面层分离，但是波后主流的方向仍然偏上造成肩部后产生了膨胀波系。图19 同样可以看出，外压段横截面波系是锥形激波且紧贴进气道前缘线，流量系数都达到1.00，说明黏性修正效果比较理想。唇口板与隔离段转折处产生的激波较强，喉道之后气流在激波造成的横向压力梯度下沿侧板附面层开始向对称面方向下洗，下洗的气流在对称面处相遇并与厚的顶板附面层相互作用，形成对涡并不断发展卷吸变大，流场畸变增大，总体性能变差，因此限制内收缩进气道的涡流是个需要深入研究的问题。相对Inlet2-Vis，Inlet1-Vis 来流的非均匀性造成隔离段入口马赫数更加不均匀，加上顶板更厚的附面层，隔离段内流场更加复杂，上部也存在小范围的低速区，主流区约占出口面积的一半，出口均匀性和性能均变差（图20）。

图18 有黏设计点时对称面的马赫数等值线图Fig.18 Mach isoclines of symmetry plane at design point under viscous condition

图19 有黏设计点时沿程横截面马赫数等值线图Fig.19 Mach isoclines of cross sections along flowdirection at design point under viscous condition

图20 有黏设计点时喉道和出口的马赫数等值线图Fig.20 Mach isoclines of throat and exit plane at design point under viscous condition

为了研究非均匀来流对均匀流设计的内收缩进气道影响，按照Inlet1-Vis 设计点的线性分布来流条件（式（1））对Inlet2-Vis 进行有黏计算，图21 和图22 给出对应的流场结构。非均匀来流条件下，越靠近唇口板来流马赫数越小，前缘激波变得更加弯曲，在唇口附近有明显的溢流，流量系数降为0.96，但是激波基本仍为内锥形激波。相对均匀来流的Inlet2-Vis 流场（图18（b）～图20（b）），此时顶板附面层发展更快且喉道截面的均匀性变差，隔离段流动更加复杂，进而造成出口主流区明显变小，总体性能下降。与相同非均匀来流的Inlet1-Vis 流场（图18（a）～图20（a））相比，二者流场特征基本相同，Inlet2-Vis 的出口对涡区更大，损失也更大。

图21 有黏非均匀来流时Inlet2-Vis 对称面、喉道和出口截面的马赫数等值线图Fig.21 Mach isoclines of symmetry plane， throat and exit of Inlet2-Vis for non-uniform inflow under viscous condition

图22 有黏非均匀来流时Inlet2-Vis 沿程横截面马赫数等值线图Fig.22 Mach isoclines of Inlet2-Vis cross sections for non-uniform inflow under viscous condition

5. 2 设计点进气道的总体性能

表4 给出有黏条件下两种进气道的性能参数，经过附面层修正，Inlet1-Vis 和Inlet2-Vis 都实现了全流量捕获。相对无黏总体性能（表3），Inlet1-Vis 增压比和总压恢复系数均有明显下降，喉道总压恢复系数下降了20.2%，阻力系数增加了27.2%。涡流区对进气道性能影响明显，Inlet1-Vis 和Inlet2-Vis 的总压恢复系数从喉道至出口分别下降了28.2%和20.1%。

表4 有黏设计点时进气道总体性能参数Table 4 General performance of inlets at design point under viscous condition

相对均匀来流的Inlet2-Vis，非均匀来流的Inlet1-Vis 压缩效率降低，出口总压恢复系数和增压比分别下降了12.7%和8.9%，但是Inlet1-Vis 总体性能仍然较高。此外，将Inlet2-Vis 的均匀来流改为非均匀来流（式（1）），总体性能整体降低，出口总压恢复系数和增压比分别下降了13.9%和4.9%。

在相同非均匀来流条件下，Inlet2-Vis 总收缩比更大，增压比高于Inlet1-Vis，但是Inlet1-Vis 整体性能更优，其流量系数和出口总压恢复系数分别提高了4.2%和1.3%，尤其流量系数增加对提升发动机推力有利。

上述研究表明，前体来流的非均匀性会造成进气道流场分布不均匀和总体性能显著降低，若采用均匀来流条件下进气道总体性能进行整个发动机性能评估，推力会偏高。

5. 3 非设计点进气道的流场特点及总体性能

为了研究非设计点时Inlet1-Vis的特性，首先根据式（1）确定非均匀来流马赫数，此时系数a1=2.28、b1=10，然后按照该来流条件进行三维有黏计算，图23 和图24 给出了对应的流场结构。前缘入射激波仍然是弯曲激波，激波角大于设计点（图18（a）），与唇口之间存在较大溢流窗口。由于来流马赫数变小，唇口反射激波和隔离段内激波系均变弱，隔离段内低速区明显小于设计点。喉道和出口截面马赫数分布与设计点（图20（a））类似，只是出口涡流区更小。

图23 有黏非设计点时Inlet1-Vis 对称面、喉道和出口截面的马赫数等值线图Fig.23 Mach isoclines of symmetry plane， throat and exit of Inlet1-Vis at off-design point under viscous condition

图24 有黏非设计点时Inlet1-Vis 沿程横截面马赫数等值线图Fig.24 Mach isoclines of Inlet1-Vis cross sections along flow direction at off-design point under viscous condition

由图24 可以看出，非设计点时外压段横截面激波开始变得平直，尤其是靠近两侧位置。前缘激波不断抬起，与进气道前缘线距离不断变大，进而溢流量也不断增加，此时流量系数降为0.88。隔离段内仍存在涡流区，但是明显弱于设计点（图19）。

表5 是有黏条件下Inlet1-Vis 非设计点的总体性能，相对设计点（表4），随着来流马赫数降低，流量系数和增压比明显减小，总压恢复系数和阻力系数增加，出口总压恢复系数和阻力系数分别增加了18.0%和30.4%。此外，Inlet1-Vis非设计点的总体性能较高，流量系数高达0.88，隔离段内涡流区造成总压恢复系数从喉道至出口相对降低了24.6%，但是出口总压恢复系数仍然达到0.630，此时增压比为15.6。