（力学专业论文）高超声速进气道试验研究与数值模拟.pdf

国防科学技术大学研究生院学位论文 摘要 本文采用试验研究和数值模拟结合的方法对高超声速进气道进行了研究。 在高超声速风洞中针对二维和三维进气道启动性能开展了试验，通过壁面压 力测量、纹影、油流等手段对进气道启动和不启动流场结构进行了研究。试验发 现启动进气道流场波系清晰，不启动流场在顶板边界层存在大范围分离区。三维 进气道流场结构复杂，呈现出明显的三维特征。试验结果表明内收缩比、第一级 唇口角度、总收缩比、唇口前缘钝度等因素对进气道启动性能有很大影响。合理 的几何参数选择有利于进气道启动。 此外，利用混合网格对二维进气道粘性流场进行了数值模拟，计算结果与试 验数据比较符合，证明本文的混合网格计算程序用于进气道流场数值模拟是可行 的。 主题词：高超声速，进气道，启动特性，风洞试验，数值模拟 第i 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = 1 1 i i i i if i i = = = = = = = a b s t r a c t i nt h i sd i s s e r t a t i o n b o t he x p e r i m e n t a la n dn u m e r i c a im e t h o d sa r ei n v o l v e d t or e s e a r c ho nt h eh y p e r s o n i ci n l e t ah y p e r s o n i cw i n dt u n n e it e s ti s p e r f o r m e dt oi n v e s t i g a t et h es t a r t i n g c h a r a c t e r i s t i c so f2 da n d3 dg e o m e t r i ci n l e t s t a r t u n s t a r tf l o wf i e l di ss t u d i e db y w a l is t a t i cp r e s s u r em e s s u r e m e n t s c h l i e r e na n dw a l is u r f a c eo i if l o wp a t t e r n t h e r e s u l t ss h o wt h a tt h es h o c k sa n d e x p a n s i v ew a v e sa r ec l e a r l yi ns t a r ti n l e tf l o w f i e l d ，w h i l et h e r ei sal a r g es c a l es e p a r a t i o nr e g i o ni nt h ef o r e b o d yb o u n d a r y l a y e ro fu n s t a r ti n l e tf l o wf i e l d t h ef l o wf i e l do f3 di n l e ti sv e r yc o m p l e x i t p r e s e n t s d i s t i n c t3 dc h a r a c t e r i s t i c s t h er e s u l t si n d i c a t e t h a tt h e s t a r t i n g c h a r a c t e r i s t i c so fh y p e r s o n i ci n l e ti s g r e a t l yi n f l u e n c e db yi n n e rc o n t r a c t i v e r a t i o ，t h ef i r s tw e d g ea n g l ea n dt h eb l u n t e dw e d g eo ft h ec o w l p r o p e rc h o i c eo f g e o m e t r i cp a r a m e t e r si si nf a v o ro fi n l e ts t a r t i n gc h a r a c t e r i s t i c s o t h e r m o r e v i s c o u sf l o w si nh y p e r s o n i ci n l e ta r es i m u l a t e dt h r o u g hs o l v i n g t h e2 dn a v i e r - s t o k e se q u a t i o n so nh y b r i dg r i d s a n dt h er e s u l t sa r ea c c o r d a n t w i t he x p e r i m e n t a ld a t a i ti sp r o v e dt h a tt h ec o m p u t a t i o n a ip r o g r a mo ft h i s p a p e r i sf e a s i b l et os i m u l a t et h eh y p e r s o n i ci n l e tf l o w k e w o r d s ：h y p e r s o n i c ，i n l e t ，s t a r t i n gc h a r a c t e r i s t i c s ，t u n n e lt e s t ， n u m e r i c a is i m u l a t i o n 第i i 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 表目录 表2 1不同内收缩比试验结果对比1 2 表2 2 不同第一级唇口角度试验结果对比1 4 表2 3 不同唇口前缘钝度试验结果对比1 6 表3 1进气道a 不同第一级唇口角试验结果对比一2 4 表3 2 进气道a 不同内收缩比试验结果对比2 5 表3 3进气道a 不同总收缩比试验结果对比2 6 表3 4 进气道b 不同出口角度试验结果对比。2 7 表3 5 进气道b 不同唇口后掠角试验结果对比2 8 表3 6 进气道b 有无油流试验结果对比一2 9 第1 i i 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 图目录 图1 1s c r a m 导弹四模块发动机2 图1 2h r e 发动机3 图1 3x 一4 3 试验飞行器3 图1 4h y f l y 高超声速导弹。3 图1 5“冷 计划3 图1 6 “鹰 计划3 图1 7j a p h a r 飞行器模型。4 图1 8c i a m 二维进气道6 图1 9 三维侧压式进气道。6 图1 1 0o s w a t i s c h 轴对称进气道6 图1 1 1r e s t 进气道。6 图1 1 2b u s e m a n n 进气道。6 图2 1 进气道启动限制1 0 图2 2 激波边界层干扰示意图1 0 图2 3 ( 0 4 4 0 m m 自由射流试验系统11 图2 4 压力扫描阀1 l 图2 5高速数字摄影仪1 1 图2 6 二维进气道立体图1 2 图2 7 二维进气道主要尺寸1 2 图2 8不同收缩比压力分布曲线1 3 图2 9 进气道不启动流场纹影图1 4 图2 1 0不同第一级唇口角压力曲线1 4 图2 1 1五= 5 。时流场纹影图1 5 图2 1 2a = 7 。时流场纹影图1 5 图2 1 3 不同唇口前缘钝度压力曲线1 7 图2 1 4r = 0 2 m m 时流场纹影图1 7 图2 1 5r = 2 m m 时流场纹影图1 7 图2 1 6 风洞工作过程理想压力图1 8 图2 1 7 风洞工作过程实际压力图1 8 图2 1 8 风洞启动过程流场纹影图1 9 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 图2 1 9 图2 2 0 图2 2 1 图3 1 图3 2 图3 3 图3 4 图3 5 图3 6 图3 7 图3 8 图3 9 图3 1 0 图3 1 1 图3 1 2 图3 1 3 图3 1 4 图3 1 5 图3 1 6 图3 1 7 图3 1 8 图4 1 图4 2 图4 3 图4 4 图4 5 图5 1 图5 2 图5 3 图5 4 图5 5 图5 6 图5 7 图5 8 风洞工作稳定时流场纹影图1 9 启动进气道压力变化曲线2 0 不启动进气道压力变化曲线2 0 侧板激波诱导分离示意图2 2 进气道实物图2 3 进气道主要尺寸2 3 流量系数与侧板前移距离关系示意图2 4 进气道a 不同第一级唇口角压力曲线2 5 进气道a 不同内收缩比压力曲线2 6 改变内收缩比的两种方式示意图2 6 进气道a 不同总收缩比压力曲线2 7 进气道b 不同出口角度压力曲线2 8 进气道b 不同唇口后掠角压力曲线2 9 进气道b 有无油流压力曲线2 9 启动进气道顶板壁面油流图31 数值计算得到的壁面流线图3 1 启动进气道流场马赫数分布图3 l 启动进气道流场纹影图3 1 不启动进气道流场纹影图3 2 不启动进气道顶板壁面油流图3 3 不启动进气道流场马赫数分布图3 3 混合网格示意图3 5 三角形单元示意图3 9 格心格式控制体3 9 交界面数据传递示意图4 7 混合网格计算程序流程图4 7 计算网格图4 8 压力等值线图4 9 密度等值线图4 9 进气道流场计算混合网格划分5 0 启动进气道流场压力等值线图5 0 隔离段流场压力等值线图5 0 启动进气道顶板压力计算结果与试验对比5 1 不启动进气道流场马赫数等值线图5 2 第v 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = i i ii = = = = 图5 9 不启动进气道流线图5 2 图5 1 0 不启动进气道顶板压力计算结果与试验对比5 2 图5 1 l流量系数与马赫数关系5 4 图5 1 2 总压恢复系数与马赫数关系5 4 图5 1 3 冲压比与马赫数关系5 5 图5 1 4出口马赫数与马赫数关系5 5 图5 15马赫数4 时压力等值线图5 5 图5 1 6 马赫数5 时压力等值线图5 5 图5 1 7 马赫数6 时压力等值线图5 5 图5 18 流量系数与攻角关系5 7 图5 1 9 总压恢复系数与攻角关系5 7 图5 2 0 冲压比与攻角关系5 7 图5 2 1出口马赫数与攻角关系5 7 图5 2 2 攻角2 。时流场压力等值线图5 7 图5 2 3攻角2 。时流场压力等值线图5 8 图5 2 4 攻角4 。时流场压力等值线图。5 8 第v i 页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意。 学位论文题目： 壶超虚逮进氢道达验班塞量数焦搓拯 学位论文作者签名： 芏互继宏日期：肋暑年川月2 8 日 学位论文版权使用授权书 本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书。) 学位论文题目：直超虚速进氢道达验丛窒生数值搓挞 学位论文作者签名：兰翌些日期：溯8 年7 f 月2 8 日 作者指导教师签名： 堡垒l 鉴： 日期：矽艿年ff 月刁日 国防科学技术大学研究生院学位论文 第一章引言弟一早jii 1 1 高超声速进气道的应用背景和意义 高超声速飞行器技术是指飞行马赫数大于5 ，以超燃冲压发动机为动力的飞行 器技术。它的应用范围包括高超声速巡航导弹、高超声速飞机、空天飞机和单级 天地往返运输系统。自上世纪5 0 年代以来，经过几十年的探索，以美国为代表的 多个国家在技术上取得重大突破，标志着高超声速技术从概念和原理探索阶段进 入到了以某种高超声速飞行器为应用背景的先期技术开发阶段。 超燃冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力装置，是高超声速飞行器研制 中的关键环节。它相对于火箭的最大区别是直接捕获来流空气，而不需自带氧化 剂，具有比冲高、有效载荷大、可重复使用、飞行成本低的特点；它的核心技术 是超声速燃烧，这是与亚燃冲压发动机的本质区别，后者在马赫数大于5 时来流 被减速至亚声速时静温过高，导致燃料发生离解吸收大量能量，发动机推力下降， 甚至得不到正推力。由于其具有极大的应用前景和潜在的军事价值，世界上主要 军事强国都投入了大量人力、物力，开展相关技术研究【l - 3 】。 进气道是超燃冲压发动机的重要部件，它的作用是捕获和压缩空气，降低来 流速度、提高静压和温度，为燃烧室输送稳定、均匀的气流。它的性能直接影响 到燃烧室以及发动机整体性能，是影响高超声速飞行器发展水平的关键环节，因 此越来越受到研究人员的重视。进气道研究涉及空气动力学、计算流体力学、传 热学、材料学等学科，并且相互交叉。目前的研究手段主要有数值计算和风洞模 拟试验，两者联系紧密，缺一不可。 评价进气道性能的指标主要包括捕获流量系数、压力恢复系数、扩压比、阻 力系数和出口流场畸变度。这些因素往往相互影响、相互制约，甚至相互矛盾， 因此在评价进气道性能的时候不能通过单一指标做出结论，而需要进行综合分析。 高超声速进气道另一个重要工作性能是低马赫数下的启动性能，进气道是否顺利 启动影响到飞行器能否转入冲压模态飞行、并实现加速。启动性能是进气道研究 中的一个重点，也是一个难点。 尽管经过广大科研人员多年的努力，高超声速进气道研究工作取得得了重大 突破，但我们应该注意到还有许多问题需要系统深入研究。进气道构造看似简单， 其内部流动机理却比较复杂，包括激波与激波干扰、激波与边界层干扰等问题。 激波干扰是引起边界层分离的主要原因，分离区增大到一定程度就会阻塞进气道 喉部，产生大量溢流，从而导致进气道不启动。另外进气道类型、几何构型和尺 寸都对启动性能有重大影响。在现有的研究基础上进气道性能还可以有很大提升， 第1 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 相关机理有待继续探索，在大量试验基础上通过理论分析和经验总结，得到进气 道设计的普遍原则最终实现工程应用。 1 , 2 国内外高超声速进气道研究概况 1 2 1 超燃研究概况 2 0 世纪5 0 年代末开始超燃冲压发动机技术研究以来，经过几十年的发展，美 国、俄罗斯、法国、英国、1 3 本、澳大利亚和印度等国在9 0 年代陆续取得了技术 上的重大突破。从目前发展状况和趋势来看，各国的首要应用目标是高超声速巡 航导弹，然后是高超声速飞机和空天飞机。下面对国内外芨展概况做简单介绍。 1 美国研究概况i - 7 1 美国超燃冲压发动机研究始于1 9 6 4 年。它提出了超燃冲压发动机( s c r a m ) ( 见图11 ) 、高超声速研究用发动机计划( h r e p ) ( 见图12 ) 和国家空天计划( n a s p ) 等研制计划，但由于种种原因均中途夭折。在1 9 9 5 年n a s p 下马之后，美国放弃 了天地往返系统的应用目标，确定了以高超声速巡航导弹为突破口，采取了循序 渐进的策略。1 9 9 6 年国防高级研究计划局( d a r p a ) 伟i j 定了快速反应导弹演示器计 划( a r k m d ) , 目标是研制一种飞行马赫数6 - 8 ，采用碳氢燃料发动机，射程 8 0 0 k m 1 2 0 0 k m 的高超声速导弹。根据这一思想，美国空军提出了采用乘波体气动 布局、飞行马赫数8 、射程1 7 0 0 k i n 的空对地巡航导弹计划。美国海军提出了高超 声速武器技术o t w t ) 计划，提出分两步走思想，目标是研制飞行马赫数6 5 的巡航 导弹。1 9 9 7 年1 月n a s a 于兰利中心德莱顿飞行研究中心签订合同，正式启动 h y p e r - x 计划。h y p e r - x 计划的试验飞行器代号为x 4 3 ，共有a 、b 、c 、d 四个 型号。其中x - 4 3 a 采用液氢燃料双模态超燃冲压发动机( 见图1 3 ) ，运用了发动 机与机身一体化技术，并且在2 0 0 4 年3 月2 7 日进行的飞行试验中实现了高度 3 0 k m ，m a 数68 3 条件下成功飞行。同年1 1 月1 6 日又成功实现了m a 数9 8 的飞 行试验。美军海军研究中心与d a r p a 在2 0 0 2 年启动了高超声速飞行计划( h y f l y ) ( 见图14 ) ，主要目的是演示从飞机、水面舰艇和潜艇发射的高超声速巡航导弹。 2 0 0 5 年1 月2 6 日成功进行了第一次飞行试验，此后还相继进行了4 次飞行试验。 此外还有美国空军的h y t e c h 计划与h y s e t 计划，以及先进空间运输计划( a s t p ) 。 图1 1s c r a m 导弹四模块发动机 第2 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 孽厂 3 j 营k 。二 图12h r e 发动机 圈13x 4 3 试验飞行嚣 菇垒 削14 h y f l y 高超声速导弹 2 俄罗斯研究概况1 8 , 9 1 俄罗斯超燃冲压发动机研究水平处于世界领先地位，具有代表性的研究单位 是俄罗斯中央航空发动机研究所。俄罗斯主要的研制计划有冷( k h o l o d ) _ i _ i 划( 见圈 15 ) 、鹰( i g l a ) 计划( 见图16 ) 、鹰3 l 计划和彩虹d - 2 计划。1 9 9 1 年1 1 月2 7 日， 冷计划e 行器在高度3 5 k m 、飞行马赫数5 6 条件下实现了超燃冲压发动机工作模 态。此后一直到1 9 9 8 年，该计划还分别与法国和美国合作进行了4 次飞行试验。 鹰计划试验飞行器为升力体布局配有3 台二维液氢燃料超燃冲压发动机。2 0 0 1 年6 月成功进行了飞行试验。彩虹d 一2 计划由俄罗斯彩虹设计局和巴拉诺夫中央 航空发动机研究院共同实施，该计划试飞器进行了大量地面试验，但近年来相关 报道较少 图1 5 “冷”计划闰1 6 “鹰”计划 3 法国研究概况m 1 4 上世纪9 0 年代法国航空航天研究院和法国航空航天一马特拉公司合作实施了 第3 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = ：= = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = = | = = = = = = = = = p r o m e t h e e 计划，目标是研制出一种采用碳氢燃料双模态超燃冲压发动机为动力装 置的空对地导弹。该计划巾试验飞行器采用了可变几何进气道，飞行马赫数范围 是18 - 8 。2 0 0 3 年进行了发动机燃烧试验，2 0 0 4 年开始了全尺寸模型地面试验。1 9 9 7 年开始，法国航空航天研究院还与德国航空航天研究院共同开展了j a p h a r 计划 ( 见图17 ) ，该计划研究重点是液氢燃料双模态发动机，目的是论证飞行马赫数 4 8 的飞行器的可行性。 图17j a p h a r 飞行器模型 4 其它国家研究概况1 1 ”j 日本1 9 8 9 年提出了超声速高超声速运输推进系统( h y p r ) 计划，e l 的是研制 出适用于飞行马赫数为5 的超声i 村高超声速飞机的推进系统。它已经证明一种由 变循环的涡扇发动机和甲烷燃料超燃冲压发动机构成的组合循环发动机( c c e ) 的 可行性。澳大利亚、美国、英国、德国、韩国和日本在1 9 9 9 年联合启动了h y s h o t 计划。该计划于2 0 0 1 年1 0 月和2 0 0 2 年7 月在澳大利亚进行了两次飞行试验，发 动机均采用固定几何二维进气道，并在进气道喉部设置了边界层抽吸槽以利于进 气道启动，其中第二次试验中实现了超声速燃烧，持续时间6 s 。 5 国内研究概况u “”1 上世纪8 0 年代一些学者丌始了对超声速燃烧以及超燃发动机技术的研究。近 年来在国家8 6 3 计划支持下，超燃技术研究迅猛发展，以航天科工集团、中科院 力学所和国防科技大学为代表的，批科研院所在相关技术上所均取得了重大突 破。尽管起步较晚，但在国家的大力扶持和广大研究人员的努力下，超燃技术发 展形势一片良好，同时需要深入探索和亟待解决的关键问题还很多。总的来讲， 我国的超燃冲压发动机技术还处于初步发展阶段。 12 2 进气道研究概况 高超声速进气道的研究与超燃发动机的研究基本是同时进行的。高超声速进 气道按照有无可动部件可分为固定几何进气道和变几何进气道。按照进气道相对 于机体的位置可分为头部进气和下颌进气两类。按照压缩面的位置又可分为内压 第4 页 溺。_ t 国防科学技术大学研究生院学位论文 式、外压式和混合压缩式三种。最常见的分类方法是按照构型来分类，主要有轴 对称进气道、二维进气道、三维侧压进气道三种，此外还有、r e s t 进气道、内乘 波迸气道等非常规进气道1 2 5 2 6 】。 二维进气道( 见图1 8 ) 依靠飞行器前体进行预压缩，构型相对简单，流场结 构也基本保持了二维特性。它与三维进气道相比附加阻力较小，总压恢复性能更 高，是研究最早也是最普遍的一类进气道 2 7 , 2 8 】。比如美国h y t e c h 计划中设计的进 气道就是固定几何、侧板前掠的二维进气道。同样在x 4 3 a 演示验证飞行器中也 采用了二维进气道1 7 。俄罗斯中央空气动力学研究所曾针对二维进气道进行了系列 试验，获得了马赫数4 1 0 ，雷诺数1 0 5 1 0 6 条件下进气道性能数据，同时研究了楔 面和侧板边界层与激波相互干扰问题，以及真实气体效应和前缘钝体对进气道性 能的影响 2 9 1 。法国的变几何进气道多采用了二维进气道，如前文提到的j a p h a r 计划就是通过铰链控制外罩来实现几何调节【3 0 3 1 1 ，可以提高进气道在低马赫数时 的启动性能和飞行性能，也有利于增大射程。 三维进气道( 见图1 9 ) 不仅通过前体楔面压缩来流，还利用侧板进行横向压 缩，在相同压缩量时比二维进气道前体要短，摩擦阻力更小，同时边界层厚度也 更小，不易分离。三维进气道侧板与外罩之间的溢流窗使其在低马赫数时启动性 能较好，在高马赫数飞行时阻力相对二维进气道较小。但是，其中的三维激波与 边界层干扰复杂，流场结构还未完全弄清，如何配置压缩面和组织波系值得深入 研究。上世纪8 0 年代，原苏联c i a m 对三维侧压进气道进行了大量计算和试验研 究，分析了来流条件、飞行攻角、进气道表面冷却度以及通过抽吸、喷射和节流 等流动控制方法对进气道性能的影响。j a h u d g e n s 开展了马赫4 条件下带前掠侧 板进气道研究，发现在压力梯度作用下部分气流会从侧板与顶板之间的溢流窗溢 出，启动性能得到改善，同时侧板激波会从前向后被拉直，提高了进气道出口流 动均匀度1 32 。n a s al e w i s 中心的r f e r n a n d e z 完成了带8 。顶板压缩的侧压进气 道风洞试验，研究了该进气道在马赫数4 、5 、6 时的启动性能【3 3 1 ，s y u n g s t e r 针对 该构型进气道进行了数值模拟【3 4 j 。此外，日本n a l 和三菱重工也发表了有关三维 侧压进气道的研究报告【3 5 1 。南航张堇元教授在国内较早进行了三维侧压进气道研 究，先后研究了等溢流角弯曲前缘的侧压式进气道，设计了复杂的三维曲面侧压 缩面，使进气道在非均匀流和均匀流中都有较好的工作性能【3 6 】。中国空气动力学 研究发展中心和三院3 1 所也进行了大量的数值计算和试验研究【3 7 ，3 引。 轴对称进气道在设计点处的流量系数大，抗反压能力较强，在不同攻角和侧 滑角时性能保持了一致性。采用这一构型进气道的有俄罗斯冷计划和美国h r e 计 划等。轴对称进气道中有代表性的是o s w a t i s c h 型进气道( 见图1 1 0 ) ，文献提出 了这种进气道的设计方法并开展了风洞试验【3 9 】。以上提到的轴对称进气道都是外 第5 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 折转式的，利用外罩使气流向中心偏转形成圆形通道的进气道称为内转式轴对称 进气道，比如b u s e m a n n 进气道( 见图11 2 ) 。b l l s e m a n n 进气道是纯内压缩进气道 它依靠外罩将来流等熵压缩，再经过一道激波使流向转为水平方向，具有压缩效 率高，湿面积小的优势。但是它在低马赫数时启动性能较差，v a nw i e 【4 等人在此 基础上提出了流线追踪方法来改进。通过流线追踪方法町以得到不同于常规平面 和锥面的三维压缩曲面，从而设计出新颖独特的进气道。 e 如n a s a 兰利中心的 m i c h a e l ks m a r t 和c a r l at r e x l e 一4 ”等人设计的r e s t 进气道( 见图11 1 ) ，该进气 道入口截面为矩形，压缩面为空间三维曲面，由入口的矩形逐渐过渡到燃烧室的 椭圆形。试验和计算表明，r e s t 进气道在马赫数4 - 6 范围内工作性能较好。 气= = 壬= ：= = 藿匡薹摹j 幽18c i a m 二维进气道崮19 二维侧压式进气道 l 二二，| 臣j 蔷嗣 图1 1 0o s w a t i s c h 轴对称进气道圈11 1r e s t 进气道 圉11 2b u s e m a n n 进气道 卜一 i 第6 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 上述几种类型的迸气道各有特点、各有优势，很难从单一的目标出发来评定 它们的优劣，需要根据飞行器任务目标来选择合适类型的进气道。 1 3 进气道研究手段和方法 高超声速进气道研究手段有理论分析、实验研究和数值模拟三种【4 2 粕】。 理论分析是在研究流体运动规律基础上，建立各种简化的流动模型，形成描 述流动的各类控制方程；在一定假设和条件下，经过解析推导和运算，得到问题 的解析解或者简化解。它可以用最小的代价给出规律性的结果或变化趋势。但是， 描述流体运动的控制方程一般是非线性的，只有极少数情况可以得到解析解，与 工程相关的复杂流动问题几乎无法仅仅依靠理论分析来解决。 实验研究一直是流体力学研究的主要手段，通过建立水洞、风洞、激波管、 电弧加热器等设备，直接测量得到速度、压力、力矩以及和热力学有关的参数。 一般来说它的结果真实可靠，是高超声速进气道研究不可缺少的手段。但是实验 中很难完全满足所有的相似准则，而且存在洞壁效应、支架干扰和测量误差，它 的运行成本高、研究周期长，可获得信息有限，实验状态不可能完全重复，因此 实验研究受到一定的限制。 计算流体力学是相对年轻的一门学科，经过近3 0 年迅速发展已经成为流体力 学研究必不可少的手段。数值模拟成本低、周期短，得到的流场信息量大，可以 模拟全流场空间结构，得到的结果对于理论分析和实验研究有很好的参考价值。 进气道研究中将理论分析、实验研究和数值模拟有机结合，发挥各自优势， 弥补单一手段的不足。理论分析为实验研究和数值模拟提供了理论指导，通过实 验可以验证数值计算的可靠性，依靠理论分析和数值模拟结果可以从有限的实验 结果中挖掘处更多的有用信息。三者相辅相成、缺一不可，通过合理利用可以利 用可以缩短研究周期，实现效费比最大化。 1 4 本文的工作 本文的工作包括了试验研究和数值模拟两部分。试验部分重点考察了几何构 型对进气道启动性能的影响，数值模拟部分主要是采用了混合网格计算程序对进 气道流场和性能进行计算。具体如下： 第一章简单介绍了高超声速进气道的发展历程和研究现状。 第二章首先给出了进气道启动的定义，简要介绍了风洞系统和试验设备。然 后进行了二维进气道风洞试验，考察了内收缩比、第一级唇口角度等参数对进气 道启动性能的影响，此外还分析了风洞启动过程对进气道启动的影响。 第7 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 第三章开展了三维侧压进气道试验，对两个进气道性能进行了优化，并简要 分析了进气道流场结构。 第四章介绍了非结构网格的数据排序方法，在非结构网格上采用r o e 格式空 间离散、时间方向采用四步r u n g e k u t t a 求解r a n s 方程，并与结构网格程序耦合 形成了混合网格计算程序。 第五章利用编制的混合网格程序对二维进气道流场进行了数值模拟，分析了 启动和不启动流场结构，还计算了启动状态的进气道在不同来流条件的工作性能。 第六章是全文的工作总结。 第8 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 第二章高超声速二维进气道试验研究 二维进气道构型比较简单，主要通过多级前体楔面对来流进行预压缩，再在 机体与外罩构成的内通道里进一步压缩，到达减速增压的目的。由于没有侧面压 缩，激波也是二维情况，因此流动相对简单。本章在课题组已有经验的基础上， 设计加工了一个外罩可更换的二维进气道模型，在自由射流试验系统中开展了针 对启动特性的进气道试验，分析了内收缩比、第一级唇口角度等因素对进气道启 动性能的影响，并定性说明了风动启动过程对进气道启动的影响。 2 1 迸气道启动问题 进气道的启动性能是进气道设计中必须首要考虑的性能指标。超燃冲压发动 机正常工作是以进气道顺利启动为前提的，如果进气道不启动，发动机则不能正 常点火，产生不了足够推力，飞行器无法实现自主飞行。高超声速进气道启动问 题是是进气道研究的关键和难点之一。 s c o t td h o l l a n d 对进气道启动的定义是【4 5 】：进气道内部形成了稳定的斜激波 系，并且外罩激波是附体的、稳定的，这是对进气道启动状态的描述。他还将进 气道的启动过程分为自启动和脉冲启动。自启动是指当造成进气道不启动的影响 因素消除后，进气道不需通过改变喉部面积就能启动；脉冲启动是指当进气道投 放到风洞中受到来流冲击作用而启动。 内收缩比定义为进气道内收缩段入1 3 面积和喉部面积之比，用c 置。表示。对 于存在内压缩段的进气道，启动性能都会受到c r b , 的限制。内压式进气道启动性 能与内收缩比和马赫数的关系可用图2 1 中曲线表示。按照等熵条件假设，可以计 算出维持进气道内为超声速流动状态时的临界收缩比，也就是启动的最大收缩比 c 心。根据k a n t r o w i t z 限制，当进气道入口出现正激波后能够重新启动的最大收 缩比称为a 咖咖。理论上讲，在一定马赫数条件下，收缩比小于a 咖恤时进 气道能够自启动，收缩比介于吧和a 黾啪池之间时进气道有可能脉冲启动。图 2 1 中c 是自启动区，b 是脉冲启动区，a 是不启动区。实际的进气道流场中由于 壁面摩擦和激波损失，等熵假设不成立，启动收缩比要小于c r m 。；进气道是通过 一系列斜激波完成压缩的，总压损失要比正激波损失小，a k 乜过于严格。与 图中收缩比随马赫数变化曲线相比，实际的脉冲启动曲线比c 如。曲线更靠上，自 启动曲线a k 咖曲线更靠下，即a 和c 面积变大，b 面积变小。 进气道不启动时，标志是在内收缩段入口前形成了分离区。图2 2 是二维进气 第9 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 道激波与边界层干扰的示意图。唇口激波入射到顶板边界层后，波后的高压沿边 界层中亚声速区向上游传播，导致边界层增厚，形成分离区。分离区前根部产生 了一系列压缩波，并逐步汇聚成一道激波，即分离激波。分离激波波后压力上升 又使分离更严重。来流过分离区最高点后又膨胀加速，最后在分离区后根部依靠 一些列压缩波使流向重新与壁面平行。分离区内流速较低，可以看作是一个等压 区。它可以看作是一个虚拟的凸起壁面，它使流道发生改变，极大地影响了流场 结构。对于进气道流场来说，它会阻塞进气道出口，产生大量溢流，致使进气道 的捕获流量减小，发动机不能正常工作。 a o 委罟 叶 o n o o 1234567 t i l i l e l ll l i n l l 埘 图2 1 进气道启动限制【4 6 1 s 分囊渔 r 图2 2 激波边界层干扰示意图【4 7 1 2 2 试验设备及模型 本文所开展的进气道试验都是在国防科大高超声速推进中心p 4 4 0 m m 高焓自 由射流试验系统中完成的( 见图2 3 ) 。该系统由加热器、试验舱、引射器、测控 系统和各类供应管路组成，具有连续工作时间长、稳定可靠的特点。通过改变空 气加热器工作参数可以连续调节总温和总压，并且可以通过更换喷管喉部来改变 第1 0 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 喷管出口马赫数，能够模拟马赫数4 、5 、6 ，高度2 0 2 5 k i n 的飞行条件。本章试验 中马赫数为4 ，单位雷诺数6 6 x 1 0 6 m 。 试验中用于压力测量的设备是p r e s s u r es y s t e mi n c 的9 1 1 6 智能紧凑型压力扫 描阎( 见图24 ) 。它由前端数据交换机和若干采集模块组成，通过网络与计算机 连接，最大采样频率5 0 0 h z ，精度- e 00 5 f s ，完全满足试验的动态响应和测量精 度要求。用于纹影观察的设备有o o m m 双镜式纹影仪和p h o l r o n 队s t c a m - u l t i m a a p x 高速数字摄影仪( 见图2 5 ) 。 图2 3 矿4 4 0 m m 自由射流试验系统 图2 a 压力扫描阀图2 5 高速数字摄影仪 本章试验的二维进气道模型立体图和主要尺寸如图2 6 、图2 7 所示。进气道 外压缩段由三级折转楔面构成，根据已有经验将第一、第二和第三级折转角分别 设计为7 度、6 度、6 度，在设计状态时满足“s h o c ko l l l i p ”准则，即当来流马赫 数为6 时三道楔面激波在外罩唇口前缘处交忙。内压缩段中，在肩部采用了二级 折转来减弱膨胀波强度，沿顶板中心线布置了一定数量的静压测孔，用来测量试 验过程中壁面的压力分布。侧板后掠角4 5 。，无侧压角，焊接固定在基体上，并 在两侧都开有纹影观察窗口。唇口底板内表面也采用了多级折转，将三个折转角 分别标记为点、最和抗，它依靠螺钉连接在侧板上，气密性良好，可方便进行拆 换。 第1 1 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 图2 6 二维进气道立体图 图2 7 二维进气道主要尺寸 2 3 试验结果分析 本章试验的目的是研究设计的二维进气道在非设计状态下的启动性能，并对 影响启动性能的因素进行分析。目前的研究结果表明影响进气道启动的因素主要 有内收缩比、反压以及边界层发展和分离。试验中设计了多块唇口底板，分别考 察内收缩比、第一级唇口角和钝唇口前缘对进气道启动性能的影响。 2 3 1 内收缩比对进气道启动的影响 固定第一级唇口角4 = 3 。，内收缩比c 如分别为1 6 、1 6 8 和1 8 5 。试验结果 见表2 1 。 表2 1 不同内收缩比试验结果对比 n o 4 c r t 是否启动 13 。1 6启动 23 o 1 6 8启动 3 3 。 1 8 5不启动 第1 2 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 图2 8 不同收缩比压力分布曲线 图2 8 是试验测得的顶板中心线处静压分布图，横坐标代表测量点至进气道前 缘的距离。由图可以看出，n o 1 和n o 2 中前体楔面激波和唇口激波导致的压力 突跃很好地从曲线中反映出来，内收缩段激波反射和肩部膨胀波反射引起的压力 变化也容易分辨出来，整个曲线反映了典型的进气道启动时压力分布。 为了考察该进气道在来流m a = 4 时的启动收缩比，进行了c 足。= 1 8 5 的试验。 n o 3 曲线中，在x = 3 0 0 m m 处压力开始急剧升高，并在3 1 0 m m 3 6 0 m m 之间形成 压力平台，这正是分离区的大致范围。我们认为进气道c r 加此时已经超过启动收 缩比，过大的反压通过边界层中亚声速区向前传播，造成唇口激波诱导的边界层 分离区显著增大，来流在分离泡前根部受阻转向，并在分离泡前形成了一道分离 激波，导致波后压力突然增大。 c r m = 1 8 5 时纹影图像见图2 9 。由于观察窗口尺寸有限，本次试验未能观察 到完整的分离激波，但根据压力曲线和图中信息，可以看出分离激波大概位置。 图中可以发现第一级唇口激波没有到达顶板，它的影响范围只有进气道入口高度 1 3 左右，说明入口处超声速主流区受分离区挤压而变小，相当一部分来流经过分 离激波与唇口前缘之间区域发生溢流。第二级和第三级唇口角处激波不很明显并 且影响范围比第一级小，整个内收缩段内观察不到激波反射，可见进气道内部流 场大部分处于亚声速流动状态。通过以上分析，可以判断出进气道未启动。根据 试验结果，我们认为本文设计的三级前体楔面构型二维进气道在m a - - - 4 时启动动收 缩比介于1 6 8 和1 8 5 之间。 第1 3 页 国防科学技术大学研究生院学位论文 圈2 9 进气道不启动流场纹影蚓 2 3 2 第一级唇口角度对进气道启动性能影响 相关研究表明：第一级唇u 激波入射至顶板边界层是引起分离的主要原因。 在相同来流条件f d f 狞l d 、决定了激波强度的强弱，激波强度越大则边界层越容 易发生大的分离，引起进气道小启动。四次试验中进气道c 以均为1 6 ，总折转角 都为1 9 。，点分别为0 。、3 。、5 。和7 。，试验结果见表2 2 表22 不同第一级唇口角度试验结果对比 4 如蠡 c r ! 。 是否启动 o6 ，1 1 。，8 。 启动 3 。1 0 。6 。 启动 5 。，6 。8 。启动 7 。，0o ，j 2 616 启动 图21 0 不同第一级唇口角压力曲线 从图21 0 中可以看出：在x - 3 8 0 m m 处各条压力曲线