賀旭照,周 正,張俊韜,賀元元,吳穎川

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室，四川 綿陽 621000)

0 引 言

高超聲速飛行器的推阻余量小，要實現(xiàn)經(jīng)濟飛行，部件和整體都需精細設(shè)計。通常，馬赫數(shù)6.0的巡航飛行器的發(fā)動機捕獲面積占飛行器0°迎角迎風面積的一半左右[1]，需要開展飛行器和發(fā)動機高度一體化的精細設(shè)計，使飛行器、發(fā)動機都能獲得較好的升阻和流量壓縮特性。高超聲速飛行器要獲得較高的升阻比，采用乘波方案構(gòu)型是一個極具發(fā)展前景的選擇[2]，但目前常用的乘波飛行器設(shè)計方法尚存在(如容積率不高、氣流壓縮能力不易調(diào)節(jié)、壓縮面局部存在異形結(jié)構(gòu)等[3])。設(shè)計一種性能優(yōu)良的進氣道不難[4-8]，但若要兼顧與前體的流動參數(shù)及幾何外形的一體化[9-12]，則需開展深入研究。此外，通過人工修型匹配來解決乘波壓縮面的異形曲面結(jié)構(gòu)問題，會使得一體化設(shè)計集成后的乘波體構(gòu)型和進氣道很難達到各自獨立的設(shè)計指標[13-15]，從而導(dǎo)致升阻比、進氣性能乃至飛行器整體性能的損失。

近年來，本文研究團隊提出了乘波(前)體、進氣道、隔離段一體化流線追蹤設(shè)計的新思路。研究了一體化內(nèi)錐乘波構(gòu)型和內(nèi)收縮進氣道的實現(xiàn)方法，形成了密切曲面內(nèi)錐乘波前體進氣道(Osculating Inward turning Cone Warerider forebody Inlet,OICWI)的設(shè)計思路和構(gòu)建方法[16-17]，完成了相關(guān)仿真和實驗研究[17-18]，證明一體化內(nèi)錐乘波前體進氣道具有優(yōu)良的流動壓縮性能，滿足與燃燒室匹配的需求?；谔嵘莘e及增強實用性的考慮，進一步發(fā)展了一體化曲外錐乘波前體進氣道(Curved Cone Waverider forebody Inlet,CCWI)技術(shù)，完成了理論構(gòu)型的分析仿真和自啟動、抗反壓等實驗研究工作[19]，CCWI結(jié)構(gòu)外凸飽滿，實現(xiàn)了曲外錐乘波體[20-21]和類二元進氣道遵循流場特性規(guī)律和流動機理的一體化設(shè)計，在自啟動、抗反壓和流動壓縮能力等方面具有良好性能。

流量捕獲特性是高超聲速進氣道的重要特性之一。本文針對一體化CCWI，開展了流量特性精細測量分析以及實驗與仿真的對比研究，以驗證上述設(shè)計方法的先進性和實用性?；趯嶒灲Y(jié)果，直觀展示不同進錐位置上的流量測量截面馬赫數(shù)云圖，分析由進錐位置引起的流量測量均方根誤差。在以實驗、仿真手段獲得新型乘波前體進氣道流量捕獲特性的同時，對比校核實驗和仿真研究工具。

1 曲外錐乘波前體進氣道構(gòu)型

密切錐方法由Sobieczky最早提出并發(fā)展完善，賀旭照等[20]進一步提出了密切曲錐乘波體設(shè)計方法，并利用密切軸對稱技術(shù)并結(jié)合一體化流線追蹤技術(shù)，形成了曲外錐乘波前體進氣道的設(shè)計方法。

如圖1(a)所示，在唇口截面定義下凸的唇口型線(Inlet Capture Curve,ICC)和前緣型線(Front Capture Tube,FCT)。在ICC上的任一點E，其曲率中心為點A，連線AE所在的面形成一個密切面。AE和FCT相交于點B；如圖1(b)所示，在密切面內(nèi)，沿點B水平向前，與A′E(基準流場的前緣激波)相交于點B′；在基準流場中，由B′點開始，由前至后追蹤出一條流線，并將該流線按圖1(a)和(b)中對應(yīng)的各點在圖1(a)中進行三維變換，可以得到一條密切面AE內(nèi)的機體側(cè)壓縮型線。同法，將唇罩型線EF變換至AE內(nèi)，可獲得一條AE面內(nèi)的唇罩型線，從而在密切面AE內(nèi)得到2條不同壓縮型線的三維構(gòu)型。ICC上的每個點都按照與點E相同的構(gòu)建方法進行處理，即可形成整個機體側(cè)及唇罩側(cè)的三維壓縮面，如圖1(c)所示。

圖1 一體化曲外錐乘波前體進氣道設(shè)計方法示意圖Fig.1 Schematic map of CCWI design method

基于圖1所示的理論模型獲得了本文的實驗?zāi)Ｐ蚚19]。將實驗?zāi)Ｐ脱貓D1(c)中密切面內(nèi)的黑色虛線進行切除，以適應(yīng)風洞實驗段展向截面尺寸。為增強進氣道啟動特性，對唇口側(cè)壁進行了前掠修型，并將異形的CCWI喉道幾何變形為矩形[22]，如圖2所示。

圖2 隔離段幾何變形示意圖Fig.2 Schematic map of isolate’s geometric transition

實驗?zāi)Ｐ烷L607.5 mm，捕獲面積7000 mm2；隔離段長120 mm，其出口寬高比為5.2；前體前緣、唇罩前緣的鈍化半徑分別為0.50和0.25 mm；總收縮比為4.60，內(nèi)收縮比為1.57。三維模型如圖3 所示。

圖3 實驗?zāi)Ｐ偷娜S視圖Fig.3 Three dimensional view of the geometric constrained experimental model

2 實驗系統(tǒng)

實驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)的0.6 m×0.6 m跨超聲速風洞[23]中進行。該風洞標稱的實驗馬赫數(shù)范圍為0.4～4.5；超聲速實驗段長1.575 m，截面為0.6 m×0.6 m。本文實驗馬赫數(shù)Ma=3.01、3.53、4.03，總壓0.63 MPa，總溫288 K，單位雷諾數(shù)3.09×107/m，絕熱壁面條件。

采用節(jié)流實驗系統(tǒng)，如圖4所示，實驗?zāi)Ｐ屯ㄟ^轉(zhuǎn)接段(截面為矩形過渡至圓形)與圓形截面的流量筒連接，流量筒后端連接堵錐和直線步進電機，用以控制隔離段反壓。模型支架固連于流量筒外部，支架和外部作動機構(gòu)連接。堵錐有效移動區(qū)間為0～100 mm，堵錐位置xc=0和100 mm時，分別對應(yīng)流量筒完全打開和全部堵塞。圖5為模型安裝實物圖。

圖4 實驗系統(tǒng)示意圖Fig.4 Schematic map of the experimental systems

圖5 安裝于實驗段內(nèi)的模型Fig.5 Photograph of the fully assembled CCWI model in wind tunnel’s test section

在每次實驗前，模型迎角設(shè)為0°，錐位放空；當風洞完全啟動、流場穩(wěn)定后，模型運動至所需迎角，然后堵錐按預(yù)設(shè)位置逐次前進就位，并在每個位置保持3 s，以獲得穩(wěn)定流態(tài)，此時采集模型表面靜壓和皮托壓力等數(shù)據(jù)；當出現(xiàn)進氣道完全不啟動狀態(tài)時，進行退錐，完成一次實驗過程。

圖6為測壓點位置示意圖。共布置靜壓測點110個；隔離段出口截面H-H內(nèi)布置25個皮托壓力測點，5個一組分別布置于5個平面上；12個總壓測點和4個表面靜壓測點分布于流量筒中部的E-E截面上。測壓孔通過密封金屬管、聚乙烯軟管與電子掃描系統(tǒng)連接；采用高速紋影系統(tǒng)對實驗流場進行外部觀測。

圖6 實驗系統(tǒng)靜壓及皮托壓力測點位置示意圖Fig.6 Three views of the OCCWI experimental model

3 流量測量結(jié)果和分析

基于流量筒上的12個總壓測點和4個靜壓測點數(shù)據(jù)可以獲得流量系數(shù)φ。式(1)為φ的計算公式，該公式考慮了總壓在空間上的非均勻特性。

(1)

式中：

pi為靜壓測點i的值，pt,j為總壓測點j的值；sj為總壓測點j的控制區(qū)域面積，sj之和等于流量筒的總截面積；A0為前體進氣道的捕獲面積；q(λ∞)pt,∞為基于自由來流參數(shù)計算獲得的流量因子。

圖7為通流條件下來流馬赫數(shù)Ma∞=3.0、3.5和4.0時的唇口區(qū)域紋影圖(迎角α=0°)?？梢钥闯觯篗a∞=3.0時，一體化CCWI沒有完全啟動；Ma∞=3.5和4.0時，前體進氣道是完全啟動的。通過進錐、退錐過程，也證實了Ma∞=3.5和4.0時的自啟動性能。

圖7 實驗?zāi)Ｐ痛娇趨^(qū)域紋影圖(Ma∞=3.0、3.5和4.0,α=0°)Fig.7 Schlieren maps(Ma∞=3.0,3.5,4.0,α=0°)

圖8為Ma∞=4.0、迎角α=0°、不同錐位條件下的流量筒E-E截面上的馬赫數(shù)分布云圖及對應(yīng)的流量系數(shù)φ(圖中小黑圈表示總壓測點位置，xc為流量筒堵錐的位置)。馬赫數(shù)是通過亞聲速條件下的總壓和靜壓關(guān)系換算得到的，靜壓采用的是E-E截面上的靜壓測點平均值。從圖中可見，在對應(yīng)的堵錐位置，流量筒E-E截面上的馬赫數(shù)都小于0.5，處于亞聲速狀態(tài)。在E-E截面上，顯然馬赫數(shù)分布不是均勻的，但其均勻度隨xc的增大而逐步提升，即堵塞比越大，均勻度越好。

圖8 不同錐位條件下流量筒E-E截面上的馬赫數(shù)云圖(Ma∞=4.0,α=0°)Fig.8 Mach number distributions in E-E plane at different throttling cone positions(Ma∞=4.0,α=0°)

圖9為在Ma∞=4.0、α=-4°～6°狀態(tài)下通過非均勻的流量公式計算得到的各堵錐位置的進氣道流量系數(shù)。除進氣道不啟動和未完全堵塞的狀態(tài)，在各有效堵錐位置獲得的流量系數(shù)一致性較好。如圖10所示，每個測點都有一個上、下邊界(即誤差帶)，計算得到其均方根誤差在2%以內(nèi)。不同迎角下的流量系數(shù)隨xc的增大而呈減小趨勢，這是由于在進錐過程中，實驗時間一般要持續(xù)數(shù)十秒，風洞總壓呈略微減小趨勢，導(dǎo)致進入進氣道內(nèi)的物理流量隨時間略微降低，而在計算流量系數(shù)時所采用的是風洞運行的平均狀態(tài)參數(shù)。

圖10為不同馬赫數(shù)和迎角下的流量系數(shù)分布圖。可以看出：在Ma∞=4.0、α=0°時，流量系數(shù)可達0.68左右；流量系數(shù)隨迎角近似呈線性變化，在α=4°時流量系數(shù)為0.80。在Ma∞=3.5、迎角0°時，流量系數(shù)為0.60左右；Ma∞=3.0時，由于進氣道沒有完全啟動，此時的流量系數(shù)僅有0.47。從實測流量系數(shù)來看，實驗數(shù)據(jù)一致性好，CCWI構(gòu)型在Ma∞=4.0和3.5時的流量捕獲率高。

圖9 來流馬赫數(shù)4.0時各堵錐位置的進氣道流量系數(shù)Fig.9 Mass flow ratios at different throttling cone positions with Ma∞=4.0

圖10 不同馬赫數(shù)和迎角下的流量系數(shù)分布圖Fig.10 Mass flow ratios under different incoming flow conditions

4 流量特性實驗和數(shù)值仿真對比驗證

數(shù)值仿真采用了CFD軟件AHL3D。AHL3D是一款自主開發(fā)的高超聲速流動數(shù)值仿真軟件，具有較好的可靠性[23]。為驗證仿真軟件以及網(wǎng)格劃分策略的可靠性，對比分析了數(shù)值仿真和實驗結(jié)果。如圖11所示，模型共4754萬個網(wǎng)格點，劃分為92個物理塊，在內(nèi)流方向分布了1251個網(wǎng)格點以盡量精確模擬內(nèi)通道的激波結(jié)構(gòu)。壁面法向第一層網(wǎng)格間距為10-6m，由此換算得到的壁面y+在1以內(nèi)。湍流模型選用k-ωSST兩方程模型，無黏通量格式為AUSMPW+。計算狀態(tài)和實驗狀態(tài)相同(來流馬赫數(shù)4.03)。

圖12為靜壓測量線A、B、C和F上(見圖6)的仿真和實驗結(jié)果對比(Ma∞=4.0、α=4°)，圖中下方2條橫向細線為機體側(cè)和唇罩側(cè)對稱面的型線。在外壓縮段，仿真與實驗結(jié)果幾乎重合；在內(nèi)壓縮段，可以觀察到明顯的激波反射現(xiàn)象，盡管個別峰值位置的仿真和實驗結(jié)果略有偏差，但仿真和實驗結(jié)果的整體符合度還是很高的。

圖11 仿真計算網(wǎng)格示意圖Fig.11 Schematic map of the experimental model’s simulation grids

圖12 各靜壓測量線上的仿真和實驗結(jié)果對比Fig.12 Static pressure comparison between experimental and CFD results

圖13為通流狀態(tài)下隔離段出口皮托壓力的仿真和實驗結(jié)果對比(Ma∞=4.0、α=-4°、0°和4°)，圖中黑點表示皮托壓力測點位置?？梢钥闯觯浩ね袎毫υ诤诵牧鲃訁^(qū)域分布較為均勻，隨著迎角的增大而增大，仿真和實驗結(jié)果規(guī)律一致；盡管實驗數(shù)據(jù)的核心流動區(qū)域面積比仿真計算的略小，但兩者的皮托壓力分布規(guī)律和數(shù)值范圍整體吻合度較高；核心流動區(qū)域的皮托壓力高于近壁區(qū)的數(shù)值。

圖13 隔離段出口皮托壓力實驗和數(shù)值仿真結(jié)果對比Fig.13 Pitot pressure comparison between experimental and CFD results

圖14為Ma∞=4.0、α=-4°～6°時仿真計算和實驗獲得的流量系數(shù)對比。α=0°時，計算和實驗結(jié)果幾乎完全重合，且隨迎角變化的線性度較好；α=4°和6°時實驗值略大于計算值，α=-4°時則略小于計算值，都在誤差帶范圍內(nèi)。其可能的原因是：在仿真方面，α=0°時的計算與實驗結(jié)果吻合很好，隨著迎角增大，偏差變得明顯，根據(jù)對圖12的分析(在外壓縮段，仿真與實驗結(jié)果基本重合；而內(nèi)壓縮段個別峰值位置存在明顯偏差)，可以初步判斷，有可能偏差點的綜合效應(yīng)反映到總體宏觀的流量系數(shù)上，造成大迎角下偏差凸顯；在實驗方面，有迎角時，模型承受更大的法向力，由于模型及支撐系統(tǒng)的靜氣動彈性影響，實際迎角和理論迎角產(chǎn)生偏離，這可能也是大迎角下仿真和實驗結(jié)果存在偏差的原因之一。

圖14 計算和實驗獲得的流量系數(shù)在不同來流條件下的比較Fig.14 Mass flow ratio under different incoming flow conditions obtained from experimental data and CFD simulations

通過以上對比分析，說明本文采用的仿真計算工具和計算策略對通流條件下的一體化CCWI構(gòu)型流動特性的數(shù)值模擬是可靠的，可以應(yīng)用于寬來流狀態(tài)下的CCWI構(gòu)型通流特性數(shù)值模擬，以獲得更寬范圍內(nèi)的一體化CCWI模型性能參數(shù)。

圖15為一體化CCWI構(gòu)型的流量系數(shù)隨馬赫數(shù)和迎角變化的計算結(jié)果。在Ma∞=6.0條件下，α=0°、4°和6°時的流量系數(shù)分別為1.00、1.20和1.30。注意到該CCWI理論構(gòu)型的設(shè)計馬赫數(shù)為5.5，考慮鈍度、黏性及部分模型幾何切除后，在Ma∞=6.0、α=0°時的流量系數(shù)正好可以達到1.00。Ma∞=4.0時，α=0°、4°和8°時的流量系數(shù)分別為0.68、0.78和0.87，流量系數(shù)隨迎角的線性增長性較好。

圖15 一體化CCWI構(gòu)型的流量系數(shù)隨來流馬赫數(shù)和迎角的變化曲線Fig.15 Mass flux ratio of CCWI at Ma∞=6.0 and 4.0

5 結(jié) 論

曲外錐乘波前體進氣道(CCWI)具有較優(yōu)的性能，可為乘波體與推進系統(tǒng)的一體化耦合設(shè)計提供一種性能良好的新型前體進氣道壓縮系統(tǒng)。針對一體化CCWI，本文完成了流量特性精細測量分析以及實驗與仿真的對比研究，得到如下結(jié)論：

一體化曲外錐乘波前體進氣道構(gòu)型具有良好的流量捕獲能力，在來流馬赫數(shù)為3.5、4.0和6.0時，0°迎角下的流量系數(shù)分別為0.60、0.68和1.00；在節(jié)流系統(tǒng)充分壅塞的條件下，流量測量均方根誤差在2%以內(nèi)；仿真所獲流量特性和實驗結(jié)果一致，隨迎角變化的線性度較好；采用經(jīng)過驗證的仿真方案獲得的馬赫數(shù)6.0條件下的流量系數(shù)合理可信，該型進氣道在高低馬赫數(shù)條件下都具有較好的流量捕獲特性。

本文從實驗和仿真兩個方面獲得了新型乘波前體進氣道的流量捕獲特性，開展了計算、實驗對比研究，可為相關(guān)新型前體進氣道一體化技術(shù)研究提供借鑒參考。