潘成劍，李怡慶，安 平，尤延鋮

(廈門大學(xué)航空系，福建廈門361005)

逆向泄流槽在三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道中的應(yīng)用

潘成劍，李怡慶，安 平，尤延鋮

(廈門大學(xué)航空系，福建廈門361005)

采用逆向開槽技術(shù)，對三維內(nèi)乘波式高超聲速進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)起動和抗反壓能力進(jìn)行研究，提出了逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽兩種方案。數(shù)值研究結(jié)果表明：逆向泄流槽在三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道自起動和抗反壓過程中起到氣動開關(guān)作用。進(jìn)氣道不起動或反壓過高時，泄流槽處于開啟狀態(tài)；進(jìn)氣道起動后，泄流槽接近氣動關(guān)閉狀態(tài)，對進(jìn)氣道總體性能影響較小。兩種逆向泄流槽都拓寬了三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)起動范圍，提高了進(jìn)氣道的抗反壓能力。其中，逆向倒角泄流槽比逆向直泄流槽具有更寬的低馬赫數(shù)起動范圍和更強(qiáng)的抗反壓能力。

逆向泄流槽；內(nèi)乘波式進(jìn)氣道；自起動；抗反壓；高超聲速；數(shù)值模擬

1 引言

高超聲速進(jìn)氣道是超燃沖壓發(fā)動機(jī)的重要組成部分，其性能的優(yōu)劣直接影響發(fā)動機(jī)乃至高超聲速飛行器的整體性能[1]。內(nèi)乘波式進(jìn)氣道是一類具有三維內(nèi)收縮特征的高超聲速進(jìn)氣道[2～4]，具有流量系數(shù)大、壓縮效率高、浸潤面積小及適應(yīng)性廣等特點[5～7]，但高的流量捕獲也為其低馬赫數(shù)起動和抗反壓能力增加了負(fù)擔(dān)。因此，研究如何有效降低內(nèi)乘波式進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)，拓寬其工作范圍，對推動此類進(jìn)氣道的工程應(yīng)用具有重要意義。

進(jìn)氣道降低起動馬赫數(shù)的方法，通?？煞譃樽儙缀畏椒ê投◣缀螚l件下的其它方法兩類。變幾何方法主要是根據(jù)不同的來流馬赫數(shù)，通過適當(dāng)調(diào)整進(jìn)氣道收縮比來實現(xiàn)。由于內(nèi)乘波式進(jìn)氣道三維型面復(fù)雜，與常規(guī)的二元進(jìn)氣道相比，變幾何方法較難應(yīng)用。此外，變幾何還會增加結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性和重量，對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和工作可靠性提出更為嚴(yán)峻的考驗。

附面層抽吸是一類最常見的定幾何條件下的起動措施[8，9]。從原理上講，較優(yōu)的進(jìn)氣道抽吸方案應(yīng)兼顧進(jìn)氣道設(shè)計狀態(tài)和非設(shè)計狀態(tài)兩方面的性能。在設(shè)計狀態(tài)，希望抽吸方案對進(jìn)氣道性能的影響不大，特別是抽吸造成的流量損失不能太大；在非設(shè)計狀態(tài)，希望抽吸方案能有效排除進(jìn)氣道內(nèi)的低能氣流，以最小的流量損失換取進(jìn)氣道在指定條件下的自起動。抽吸方案多采用順流向開槽或開孔，這些槽或孔將進(jìn)氣道內(nèi)一部分低能邊界層排出，減小了邊界層厚度，從而抑制激波附面層干擾引起的分離，改善進(jìn)氣道自起動性能。但順流向抽吸會加劇設(shè)計狀態(tài)的進(jìn)氣道流量損失，影響進(jìn)氣道的總體性能。對此，本文提出了逆向開槽的抽吸概念和方法，并針對逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽兩種方案，數(shù)值研究了不同開槽方式對三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道低馬赫數(shù)起動性能和抗反壓能力的影響。

2 進(jìn)氣道設(shè)計與泄流槽參數(shù)

采用文獻(xiàn)[10]提出的ICFD三維內(nèi)收縮基本流場，通過吻切錐理論[11]和流線追蹤方法[12，13]，將三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道與乘波前體一體化設(shè)計[14，15]，最終得到如圖1所示的進(jìn)氣道構(gòu)型。進(jìn)氣道的設(shè)計馬赫數(shù)為6.5，總收縮比為5.2，內(nèi)收縮比約為1.8，總長度2 600 mm。隔離段出口中心線與水平線夾角為2°。設(shè)計狀態(tài)下可實現(xiàn)全流量捕獲。

圖1 內(nèi)乘波式進(jìn)氣道剖面圖Fig.1 Cutaway diagram of internal waverider-derived hypersonic inlet

圖2給出了一種新型逆向泄流槽方案，其中逆向倒角泄流槽為直泄流槽的改型，通過對逆向直泄流槽下游壁面的根部進(jìn)行倒圓處理，可增大兩槽的流通面積，縮短兩槽距離。圖中1號槽喉道寬20 mm，單邊橫向深70 mm；2號槽喉道寬35 mm，單邊橫向深65 mm。兩槽下游壁面與水平方向的夾角為65°。2號槽位于來流馬赫數(shù)Ma∞=4.0時下唇口反射激波與進(jìn)氣道上壁面相交的位置，1號槽位于2號槽上游水平距離為145 mm的位置。兩槽由進(jìn)氣道內(nèi)壁向進(jìn)氣道外壁略微擴(kuò)張。

圖2 逆向泄流槽進(jìn)氣道軸測圖Fig.2 Internal waverider-derived hypersonic inlet with reverse bleed slots

3 CFD計算方法與條件

對內(nèi)乘波式進(jìn)氣道進(jìn)行全三維粘性定常數(shù)值模擬。全局采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對流場參數(shù)變化劇烈之處局部加密。先以一階迎風(fēng)格式計算，在獲得主要流場特征后，再用二階迎風(fēng)格式續(xù)算，得出結(jié)果。考慮到氣體的高溫效應(yīng)，計算中使用了變比熱的熱完全氣體模型，湍流模型選用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型。

分別計算原型進(jìn)氣道和兩種逆向泄流槽方案的自起動性能和抗反壓能力，來流條件見表1。

表1 來流條件Table 1 Incoming flow conditions

4 計算結(jié)果分析

4.1 原型進(jìn)氣道

圖3為本文設(shè)計的內(nèi)乘波進(jìn)氣道原型方案(無泄流槽)在Ma∞=3.5時的對稱面馬赫數(shù)及壓比分布。可見，Ma∞=3.5時，其表現(xiàn)為一個典型的高超聲速進(jìn)氣道不起動流場。進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口附近存在較大的逆壓梯度，為上壁面邊界層內(nèi)流速較低的氣體提供了逆向回流動能，最終導(dǎo)致原型進(jìn)氣道方案邊界層的嚴(yán)重分離。分離包前緣形成一道分離激波，來流經(jīng)過分離激波后方向發(fā)生拐折，偏離進(jìn)氣道下唇口。另外，由于分離包的存在，進(jìn)氣道喉道面積急劇減小，導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動，其實際捕獲流量不能滿足發(fā)動機(jī)正常工作的需求。

圖3 Ma∞=3.5時無槽進(jìn)氣道流場及壓比Fig.3 Flowfield and pressure ratio of inlet without bleed slots at Ma∞=3.5

為驗證該進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)自起動性能，以圖3不起動流場為初場，將Ma∞增大到4.0，此時的進(jìn)氣道流場及壓比如圖4所示?？梢?，分離包仍停留在內(nèi)收縮段入口，無法被吞入，進(jìn)氣道仍處于不起動狀態(tài)。相比于Ma∞=3.5的流場，Ma∞=4.0的分離包更細(xì)長，起始位置更靠前。這是因為Ma∞增大后，來流激波更貼近進(jìn)氣道下唇口，波后壓力升高，迫使分離包向內(nèi)收縮段內(nèi)移動；上游的壓升無法抵抗內(nèi)收縮段內(nèi)的高壓，分離包只有通過改變自身的形狀來調(diào)節(jié)前后壓差，直到在某一位置與上游來流相平衡，該平衡位置就是分離的起始位置。分離導(dǎo)致的分離激波造成了一定的溢流，而溢流帶來了流量減少，在一定程度上緩解了內(nèi)收縮段內(nèi)的流通壓力。

圖4 Ma∞=4.0時無槽進(jìn)氣道流場及壓比分布Fig.4 Flowfield and pressure ratio of inlet without bleed slots at Ma∞=4.0

4.2 逆向直泄流槽方案

由于原型進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比較大，Ma∞=4.0時進(jìn)氣道仍無法自起動，因此須采用輔助手段來降低進(jìn)氣道的起動馬赫數(shù)。圖5(a)為Ma∞=3.5時逆向直泄流槽進(jìn)氣道的流場圖，從圖中可看出進(jìn)氣道已處于起動狀態(tài)。與未開槽的進(jìn)氣道相比，該進(jìn)氣道分離包中的低能氣體已基本從兩個泄流槽加速排出(圖5(b))。由于內(nèi)收縮段的高壓為近壁面低能氣流提供了回流動能，使分離包不斷生成，與從兩個泄流槽排出的流量達(dá)到平衡狀態(tài)，因此分離包無法完全消除，但這并不影響進(jìn)氣道起動。Ma∞提高為4.0時，入射激波波后壓力升高，打破了原有平衡，使分離包被吞入進(jìn)氣道，如圖6所示。來流經(jīng)過兩個逆向泄流槽，在兩槽入口截面形成膨脹波系，膨脹波后氣流撞在槽的迎風(fēng)壁面上，勢必產(chǎn)生激波，氣流經(jīng)過激波后又回到主流區(qū)，只有少量氣流從泄流槽排出，達(dá)到氣動關(guān)閉的效果。可見，當(dāng)進(jìn)氣道不起動時，兩個逆向泄流槽對分離包的抽除作用明顯，降低了進(jìn)氣道的起動馬赫數(shù)，改善了進(jìn)氣道的自起動性能。當(dāng)進(jìn)氣道起動時，兩個逆向泄流槽在氣動上達(dá)到關(guān)閉狀態(tài)，對進(jìn)氣道收縮比影響不大。

圖5 Ma∞=3.5時直泄流槽進(jìn)氣道流場Fig.5 Flowfield of inlet with straight bleed slots atMa∞=3.5

圖6 Ma∞=4.0時直泄流槽進(jìn)氣道流場Fig.6 Flowfield of inlet with straight bleed slots atMa∞=4.0

當(dāng)進(jìn)氣道感受到下游擾動，如燃燒室燃料噴射、燃燒等造成的反壓過高時，均可能導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動，所以研究高超聲速進(jìn)氣道的抗反壓能力也至關(guān)重要。文獻(xiàn)[16]的研究表明，進(jìn)氣道采用附面層抽吸措施，可降低起動馬赫數(shù)和提高進(jìn)氣道的抗反壓能力。本文對帶有逆向泄流槽的內(nèi)乘波式進(jìn)氣道的抗反壓能力進(jìn)行了數(shù)值模擬。在設(shè)計馬赫數(shù)狀態(tài)下，分別在進(jìn)氣道出口施加200倍和210倍來流靜壓，以模擬進(jìn)氣道反壓，結(jié)果如圖7、圖8所示。

從圖7(a)可知，該進(jìn)氣道可承受200倍靜壓。進(jìn)氣道正常工作狀態(tài)下，為平衡進(jìn)氣道出口高壓，隔離段內(nèi)會形成激波串并逐漸前移。波后氣流速度迅速降低，近壁面的低速氣體在高壓作用下形成回流。此時，相對于波后的回流氣體，逆向泄流槽成為順向泄流槽。同時，由于泄流槽結(jié)構(gòu)上略微擴(kuò)張，當(dāng)回流氣體前移至2號槽時，在槽的前緣形成一道激波，波后的低速氣流迅速從泄流槽加速排出，一定程度上緩解了隔離段的高壓。如圖7(b)所示，由于2號泄流槽的減壓作用，足以使進(jìn)氣道承受200倍靜壓，并使前后壓差達(dá)到平衡，高壓氣流無法繼續(xù)前移，從而使1號槽基本處于關(guān)閉狀態(tài)。另外，圖7(a)、圖8(a)中還顯示，靠近進(jìn)氣道下壁面的弓形激波，比上壁面附近的激波位置更靠前。這是由于2號槽的減壓作用，使上壁面附近的壓力比下壁面的壓力低。

圖7 直泄流槽進(jìn)氣道200倍靜壓流場Fig.7 Flowfield of straight bleed slots with 200 times static-pressure

圖8 直泄流槽進(jìn)氣道210倍靜壓流場Fig.8 Flowfield of straight bleed slots with 210 times static-pressure

當(dāng)進(jìn)氣道出口反壓增大到210倍來流靜壓時，2號槽的減壓作用已無法完全抵消隔離段的壓力增益，高壓氣流繼續(xù)前移。由于1號槽的流向位置離下唇口很近，當(dāng)上壁面的激波到達(dá)1號槽時，下壁面的弓形激波已溢出。由圖8(b)的壓力分布可知，內(nèi)收縮段入口形成一道正激波，用于自動調(diào)節(jié)前壓縮段和內(nèi)收縮段間的壓差。一部分氣流從進(jìn)氣道壁面附近溢出并形成溢流激波。可見，該進(jìn)氣道無法承受210倍靜壓。

4.3 逆向倒角泄流槽

對比以上兩反壓結(jié)果可知，在該進(jìn)氣道抗反壓過程中，2號槽排出部分高壓低速氣流，降低了隔離段內(nèi)的壓力，增強(qiáng)了進(jìn)氣道的抗反壓能力。但由于兩槽距離較遠(yuǎn)，且1號槽位置過于靠前，在抗反壓過程中，無法感受到下游的高壓低速氣流，從而始終保持氣動關(guān)閉狀態(tài)，對進(jìn)氣道抗反壓能力的提升沒有做出貢獻(xiàn)。欲進(jìn)一步增強(qiáng)進(jìn)氣道抗反壓能力，須充分利用1號槽的泄流作用。

相比于逆向直泄流槽，逆向倒角泄流槽的兩槽最近距離縮短。同時，兩槽的喉道面積有所增大，意味著不起動狀態(tài)下兩槽與分離包的直接接觸面積增大。理論上講，這有助于低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道分離包的排移，拓寬進(jìn)氣道低馬赫數(shù)起動范圍。本文通過對逆向泄流倒角槽進(jìn)氣道起動性能的研究驗證這一點。當(dāng)Ma∞=3.5時，進(jìn)氣道已處于起動狀態(tài)(圖9)。相比于直泄流槽流場，此時進(jìn)氣道內(nèi)的分離包已完全被倒角泄流槽排出。同時，由圖5的流線走勢可知，兩個逆向倒角泄流槽處于氣動關(guān)閉狀態(tài)?？梢娔嫦虻菇切沽鞑鄄挥绊戇M(jìn)氣道的起動性能。

如圖10所示，當(dāng)進(jìn)氣道出口壓力為200倍來流靜壓時，倒角泄流槽與直泄流槽結(jié)果(圖7)大致相同，2號槽排出部分高壓低速氣體，降低隔離段壓力。同時，來流在1號槽入口截面形成膨脹波系，膨脹波后氣流撞上1號槽迎風(fēng)面倒角形成斜激波。來流經(jīng)過斜激波偏折回主流，只有少部分氣體從1號槽排出，使1號槽處于氣動關(guān)閉狀態(tài)。略微不同的是，在水平方向上，倒角泄流槽產(chǎn)生的斜激波比直泄流槽產(chǎn)生的激波更靠后，激波角略微增大，強(qiáng)度更強(qiáng)。

圖9 Ma∞=3.5時倒角泄流槽進(jìn)氣道流場Fig.9 Flowfield of inlet with chamfered bleed slots atMa∞=3.5

圖10 倒角泄流槽進(jìn)氣道200倍靜壓流場Fig.10 Flowfield of chamfered bleed slots with 200 times static-pressure

圖11 倒角泄流槽進(jìn)氣道210倍靜壓流場Fig.11 Flowfield of chamfered bleed slots with 210 times static-pressure

當(dāng)出口壓力增大為210倍來流靜壓時，如圖11所示，進(jìn)氣道內(nèi)的高壓氣流已行至內(nèi)收縮段入口。與200倍靜壓的情況相同，來流在2號槽倒角處形成斜激波，波后的低速回流氣體從2號槽加速排出，減小了隔離段壓力。此時，1號槽倒角處形成的斜激波使其感受到下游的高壓，從而使1槽處于氣動開啟狀態(tài)，小部分氣流從槽中抽出，輔助2號槽實現(xiàn)進(jìn)氣道減壓，幫助進(jìn)氣道承受住210倍靜壓。繼續(xù)增大反壓至215倍來流靜壓，如圖12所示，隔離段內(nèi)低速回流氣體全部前移至1號槽，并從兩個泄流槽排出。經(jīng)兩槽共同作用，進(jìn)氣道內(nèi)低速回流區(qū)變小，增大了進(jìn)氣道實際流通面積，減小了進(jìn)氣道內(nèi)壓力，最終使內(nèi)壓縮段的高反壓氣體回撤到1號槽附近。可見，對兩個逆向泄流槽倒角之后，進(jìn)氣道抗反壓能力進(jìn)一步提高。

圖12 倒角泄流槽進(jìn)氣道215倍靜壓流場Fig.12 Flowfield of chamfered bleed slots with 215 times static-pressure

表2 Ma∞=4.0和6.5時的通流性能對比Table 2 Flow performance of inlet atMa∞=4.0,6.5

表2為Ma∞=4.0和Ma∞=6.5狀態(tài)下進(jìn)氣道的通流性能對比。在進(jìn)氣道正常工作狀態(tài)下，逆向倒角泄流槽引起的流量損失為1%，對進(jìn)氣道總體性能影響不大。Ma∞=6.5時，進(jìn)氣道實現(xiàn)全流量捕獲，泄流槽根部引入激波的增壓作用，使進(jìn)氣道的壓比有所增大，總壓恢復(fù)略有降低。但總的來看，逆向倒角泄流槽對進(jìn)氣道的性能影響不大。

5 結(jié)論

(1) 逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽都能有效排除進(jìn)氣道內(nèi)低能氣體，拓寬三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道低馬赫數(shù)自起動范圍，提高進(jìn)氣道抗反壓能力。

(2) 逆向泄流槽在三維內(nèi)乘波式進(jìn)氣道自起動和抗反壓過程中起到氣動開關(guān)作用：進(jìn)氣道不起動或反壓過高時，泄流槽處于開啟狀態(tài)，排出壅塞在進(jìn)氣道內(nèi)的低能氣體；進(jìn)氣道起動后，逆向泄流槽的流量損失小于1%，接近于氣動關(guān)閉狀態(tài)，對進(jìn)氣道總體性能影響較小。

(3)相比于逆向直泄流槽，逆向倒角泄流槽對進(jìn)氣道內(nèi)低能氣體的抽除能力更強(qiáng)，能承受更高的反壓，使進(jìn)氣道具有更寬的低馬赫數(shù)自起動范圍和抗反壓能力。

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Application of Reverse Bleed Slots in Internal Waverider-Derived
Hypersonic Inlet

PAN Cheng-jian，LI Yi-qing，AN Ping，YOU Yan-cheng
(Department of Aeronautics，Xiamen University，Xiamen 361005，China)

Two bleed-slot patterns were applied to the internal waverider-derived hypersonic inlet.Both of them consisted of two parallel slots and reverse to the incoming flow direction.The geometric shapes of the two slot patterns were similar except for the curved chamfer on the slot surface near the inlet wall.Numeri?cal simulations were carried out to examine the influence of bleeding systems on the inlet performance.The results show that reverse bleed slots behave independently on the inlet flow status.When the inlet is un-started or the back-pressure is too high,the bleeding slots are fully opened to receive more spillage.On the other hand,the slots are aerodynamically self-adapted to be closed once the inlet is started,which re?sults in a little effect on the inlet performance.Both straight and chamfered reverse bleed slots can lower the starting Mach number,and increase the back-pressure resistance of the internal waverider-derived hyper?sonic inlet.In particular,the chamfered slots have a better performance than the straight one regarding the capability of back-pressure resistance.

reverse bleed slots；internal waverider-derived inlet；self-starting；back-pressure resistance；hypersonic；numerical simulation

V235

A

1672-2620(2013)06-0040-06

2013-11-15；

2013-12-11

國家自然科學(xué)基金(51006051)

潘成劍(1988-)，男，福建泉州人，碩士研究生，主要從事內(nèi)流流體力學(xué)研究。