凌 崗, 李祝飛, 肖豐收, 姜宏亮, 劉坤偉, 高文智, 楊基明

(1. 中國科學(xué)技術(shù)大學(xué) 近代力學(xué)系, 合肥 230027; 2. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

與層流相比，湍流因其既有可能造成顯著增加摩阻、熱流等弊端又具有抑制分離、增強(qiáng)混合等潛在優(yōu)勢(shì)的雙重特點(diǎn)而常常成為飛行器，尤其是高超聲速飛行器研制中一個(gè)十分微妙的考慮因素。一般來說，從飛行器外流的氣動(dòng)力(摩阻)/氣動(dòng)熱(熱流)角度考慮，多將湍流影響作為不利因素而盡量推延其產(chǎn)生過程；而另一方面，從內(nèi)流的進(jìn)氣道起動(dòng)以及燃料混合等角度考慮，卻又往往設(shè)法強(qiáng)化其影響和作用。作為冰山一角，本文以進(jìn)氣道起動(dòng)問題為關(guān)注點(diǎn)，在給出近期觀測(cè)到的低雷諾數(shù)實(shí)驗(yàn)中一些新結(jié)果的同時(shí)，也力圖對(duì)其中的機(jī)理問題進(jìn)行探討和分析。

進(jìn)氣道“起動(dòng)”狀態(tài)，一般來說是指當(dāng)進(jìn)氣道內(nèi)部的流動(dòng)現(xiàn)象沒有改變進(jìn)氣道流量捕獲特性時(shí)，進(jìn)氣道是起動(dòng)的[1]。引起進(jìn)氣道不起動(dòng)的主要因素有：來流馬赫數(shù)過低，捕獲的流量難于全部通過喉道；激波邊界層等復(fù)雜干擾引起分離，造成流動(dòng)壅塞；反壓過高，超出隔離段承受能力等等[2]。特別是流動(dòng)分離引起的進(jìn)氣道入口處壅塞，是最基本也是最復(fù)雜的一個(gè)問題。此外，在壓縮面的高逆壓梯度區(qū)(如壓縮拐角)的層流分離也會(huì)促使流場(chǎng)惡化并降低進(jìn)氣道捕獲而影響性能。為了抑制流動(dòng)分離，一般期望進(jìn)氣道入口處的流動(dòng)為湍流流動(dòng)。因此，采用轉(zhuǎn)捩帶來實(shí)現(xiàn)強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩也就成為高超聲速進(jìn)氣道研制中最為普遍的措施之一[3-4]。由于地面實(shí)驗(yàn)多采用縮尺模型，不同設(shè)備雷諾數(shù)往往差異較大[5]，實(shí)際飛行中雷諾數(shù)隨高度和速度也會(huì)有較大變化，加之進(jìn)氣道流動(dòng)中上下游耦合效應(yīng)明顯，使得強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩以及分離控制過程比一般的簡(jiǎn)單構(gòu)型要復(fù)雜得多。

作者在前期的研究中，對(duì)進(jìn)氣道不同縮尺條件下的起動(dòng)情況進(jìn)行了比較，結(jié)果表明進(jìn)氣道模型尺度縮小，進(jìn)氣道起動(dòng)性能會(huì)有所降低，并指出了雷諾數(shù)是導(dǎo)致縮尺模型起動(dòng)性能降低的主要原因[6]。本文在此基礎(chǔ)上，針對(duì)近期所發(fā)現(xiàn)的很低雷諾數(shù)條件下進(jìn)氣道反而呈現(xiàn)起動(dòng)特征的異?，F(xiàn)象開展了進(jìn)一步的考察和計(jì)算模擬分析，旨在對(duì)其機(jī)理能獲得較為合理的認(rèn)識(shí)。

1 實(shí)驗(yàn)與計(jì)算方法

實(shí)驗(yàn)在中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)激波實(shí)驗(yàn)室的KDJB-500激波風(fēng)洞進(jìn)行，為了抑制激波風(fēng)洞運(yùn)行初期的非定常效應(yīng)對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)的輔助作用，在進(jìn)氣道出口預(yù)先設(shè)置輕質(zhì)堵塊來模擬進(jìn)氣道自起動(dòng)實(shí)驗(yàn)[7]。實(shí)驗(yàn)中采用的是高超聲速二元混壓式進(jìn)氣道，外壓段采用兩級(jí)壓縮，唇口為尖前緣設(shè)計(jì)，內(nèi)收縮比為1.77，通過前后移動(dòng)唇口位置可以改變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比。圖1給出了實(shí)驗(yàn)中采用的進(jìn)氣道模型，模型總長(zhǎng)度440mm，寬度為54mm，隔離段高度為10mm，其它具體尺寸參照文獻(xiàn)[8]。實(shí)驗(yàn)來流馬赫數(shù)為M∞=5.9，基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)為Reref=5.1×106m-1，實(shí)驗(yàn)中保持總溫為810K不變，通過變化來流密度即變化總壓來改變實(shí)驗(yàn)單位雷諾數(shù)。實(shí)驗(yàn)中采用高速紋影[8]觀測(cè)流場(chǎng)來判別進(jìn)氣道的起動(dòng)特性。

圖1 二元進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

計(jì)算采用Fluent商用軟件進(jìn)行N-S方程數(shù)值求解，湍流模型選擇S-A模型，通量格式采用AUSM格式。邊界條件采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件、壓強(qiáng)出口條件和等溫?zé)o滑移固壁，粘性系數(shù)采用Sutherland公式計(jì)算。計(jì)算以低馬赫數(shù)(如M∞=3)得到進(jìn)氣道不起動(dòng)流場(chǎng)，然后以上一步的收斂解作為初場(chǎng)，逐步增加來流馬赫數(shù)進(jìn)行續(xù)算，直至進(jìn)氣道起動(dòng)，所對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)即為自起動(dòng)馬赫數(shù)[9]。為便于實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，本文采用激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中M∞=5.9條件相同的動(dòng)壓和總溫配置得到各馬赫數(shù)下的來流條件。

2 低雷諾數(shù)下進(jìn)氣道異常起動(dòng)實(shí)驗(yàn)結(jié)果

為研究雷諾數(shù)對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)的影響，對(duì)進(jìn)氣道在不同單位雷諾數(shù)下進(jìn)行了一系列的實(shí)驗(yàn)研究。圖2給出了基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)條件下進(jìn)氣道自起動(dòng)實(shí)驗(yàn)紋影(t′+0對(duì)應(yīng)于激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)開始建立的時(shí)刻)。從圖中可以看出，在氣流進(jìn)入進(jìn)氣道時(shí)(0.35ms)，由于輕質(zhì)堵塊的堵塞作用，氣流被推出進(jìn)氣道，進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)(1.45ms)；當(dāng)輕質(zhì)堵塊被吹走，進(jìn)氣道恢復(fù)暢通，即引起進(jìn)氣道不起動(dòng)的因素消除之后，分離激波隨即被吞入隔離段，進(jìn)氣道又能夠迅速建立起穩(wěn)定的超聲速流場(chǎng)(7.95ms)，表明在此狀態(tài)下進(jìn)氣道能夠?qū)崿F(xiàn)自起動(dòng)。在此后的試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)，波系結(jié)構(gòu)一直很穩(wěn)定，進(jìn)氣道始終保持著起動(dòng)狀態(tài)(10.5ms、13ms、17.5ms)。

以圖2結(jié)果為參照基準(zhǔn)，在不斷降低來流單位雷諾數(shù)的條件下重復(fù)上述實(shí)驗(yàn)。圖3分別給出了單位雷諾數(shù)降低到基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)的1/2和1/3時(shí)的紋影顯示結(jié)果。從圖中可明顯看出，當(dāng)單位雷諾數(shù)降低到基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)的1/2時(shí)，在輕質(zhì)堵塊被吹除和隔離段恢復(fù)暢通之后，進(jìn)氣道入口始終有大范圍的分離存在，隔離段內(nèi)無法形成穩(wěn)定的超聲速流場(chǎng)。也就是說，此時(shí)進(jìn)氣道不能實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)(圖3(a))，這與通常所建立的進(jìn)氣道起動(dòng)能力隨雷諾數(shù)降低而下降的認(rèn)識(shí)相一致[6]。

圖2 基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)下進(jìn)氣道自起動(dòng)過程紋影照片

然而，當(dāng)單位雷諾數(shù)進(jìn)一步降低到基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)的1/3時(shí)，在堵塊被吹除后，隔離段內(nèi)又重新建立起超聲速特征十分明顯的波系結(jié)構(gòu)(圖3(b))，從這一流場(chǎng)結(jié)構(gòu)判斷，進(jìn)氣道此時(shí)又呈現(xiàn)出自起動(dòng)的特征。這與作者的最初預(yù)期(即降低雷諾數(shù)應(yīng)該不能自起動(dòng))剛好相反，而且反復(fù)實(shí)驗(yàn)的結(jié)果均重復(fù)了上述異常起動(dòng)現(xiàn)象。以基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)條件下的進(jìn)氣道正常起動(dòng)結(jié)果(圖2)為參照，對(duì)比低雷諾數(shù)下的異常起動(dòng)流場(chǎng)(圖3(b))，其波系差異并不十分明顯，只是圖3(b)的波系與下壁面的反射作用區(qū)域有一定的外移，表明該處存在相對(duì)較厚的局部低速流動(dòng)區(qū)域；另外，通過仔細(xì)觀察高速紋影動(dòng)畫也可發(fā)現(xiàn)，盡管超聲速流場(chǎng)起主導(dǎo)作用，但仍可看出其波系結(jié)構(gòu)存在些許波動(dòng)，讀者可從圖3(b)中不同時(shí)刻紋影照片(17.7ms、18.8ms、19.6ms、24.5ms)的細(xì)微差異來判別。

(a) 1/2Reref

(b) 1/3Reref

上述異常起動(dòng)現(xiàn)象與目前已有的相關(guān)概念，即雷諾數(shù)降低不利于進(jìn)氣道起動(dòng)的認(rèn)識(shí)[6]出現(xiàn)了明顯的矛盾。因此，不論是從流動(dòng)控制還是認(rèn)識(shí)規(guī)律的角度，探明其機(jī)理無疑是十分必要的。

3 異常起動(dòng)現(xiàn)象機(jī)理和影響因素分析

3.1流態(tài)影響模擬分析

考慮到實(shí)驗(yàn)中采用的模型尺度較小，在低單位雷諾數(shù)下，前體壓縮面邊界層更趨于層流狀態(tài)，而通常的認(rèn)識(shí)則是層流更不利于進(jìn)氣道起動(dòng)。不過在以往的研究中，大多關(guān)注的是湍流狀態(tài)，對(duì)層流狀態(tài)下的進(jìn)氣道起動(dòng)特性尚未見到較為系統(tǒng)的文獻(xiàn)報(bào)道。為此，有必要對(duì)低雷諾數(shù)條件下層流和湍流的流態(tài)影響進(jìn)行一定的分析探討。

為便于和實(shí)驗(yàn)結(jié)果比較，分別對(duì)不同單位雷諾數(shù)條件時(shí)的流場(chǎng)進(jìn)行了自起動(dòng)數(shù)值模擬，在基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)和單位雷諾數(shù)降低到1/2時(shí)選擇湍流S-A模型，而在單位雷諾數(shù)降低到1/3時(shí)則選擇層流和湍流模型同時(shí)進(jìn)行對(duì)比計(jì)算。圖4分別給出了不同單位雷諾數(shù)下的數(shù)值紋影結(jié)果。通過與圖2和圖3的實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，圖4(a)-(c)的數(shù)值紋影結(jié)果與相應(yīng)條件下的實(shí)驗(yàn)紋影照片有較高的吻合度，特別是在圖4(c)的層流狀態(tài)下，計(jì)算和實(shí)驗(yàn)結(jié)果(見圖3(b))高度地相似，進(jìn)氣道呈現(xiàn)明顯的起動(dòng)狀態(tài)，只是較基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)時(shí)，下壁面的低速流區(qū)域更加明顯。與之相比，圖4(d)所采用的湍流模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)(圖3(b))的差異則非常明顯。

(a) 1Reref, 湍流(S-A)數(shù)值紋影

(b) 1/2Reref, 湍流(S-A)數(shù)值紋影

(c) 1/3Reref, 層流數(shù)值紋影

(d) 1/3Reref, 湍流(S-A)數(shù)值紋影

可見，從數(shù)值結(jié)果來看，當(dāng)單位雷諾數(shù)降低到1/3時(shí)，在湍流流態(tài)下進(jìn)氣道是明顯的不起動(dòng)狀態(tài)，而在用層流模型計(jì)算時(shí)，進(jìn)氣道反而呈現(xiàn)出起動(dòng)狀態(tài)，而且流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和實(shí)驗(yàn)照片也有著較高的吻合度。這一結(jié)果更促使作者將注意力轉(zhuǎn)向流態(tài)的影響方面。

3.2強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)考察

為進(jìn)一步考核異常起動(dòng)是否與層流相關(guān)，將來流條件設(shè)定為基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)的1/3，通過添加轉(zhuǎn)捩帶進(jìn)行強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩，再次進(jìn)行模型進(jìn)氣道的自起動(dòng)實(shí)驗(yàn)考察。轉(zhuǎn)捩帶采用的是一種菱形擾流器，在壓縮拐角上游(即第一級(jí)壓縮面)不同位置添加形狀為3mm×3mm，厚度為1.5mm的正方形擾流器組成的轉(zhuǎn)捩帶，來促進(jìn)層流邊界層向湍流邊界層轉(zhuǎn)捩[10]。每組轉(zhuǎn)捩帶由流向相距10mm、展向間距5mm的2×10擾流器陣列組成。圖5給出了轉(zhuǎn)捩帶添加方式示意圖，為獲得不同的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩效果，在距前緣10mm的上游和距壓縮拐角10mm的下游可分別安置一組或同時(shí)安置兩組轉(zhuǎn)捩帶以考察其對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)的影響。

圖6是添加轉(zhuǎn)捩帶后的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。其中圖6(a)為本實(shí)驗(yàn)中擾動(dòng)效果最強(qiáng)的上下游同時(shí)安置轉(zhuǎn)捩帶的情況。從該紋影圖中可以看出，此時(shí)顯然進(jìn)氣道不能實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)。對(duì)比相同來流條件下未加擾動(dòng)的圖3(b)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果不難發(fā)現(xiàn)，二者流場(chǎng)結(jié)構(gòu)差異顯著，因?yàn)榍罢叱尸F(xiàn)的是自起動(dòng)狀態(tài)。而另一點(diǎn)需要指出的則是，此時(shí)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)(圖6(a))與相同來流條件下的湍流數(shù)值模擬結(jié)果(圖4(d))卻有著相似之處。也就是說，采取了較強(qiáng)的強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩措施之后，所得到的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與湍流的數(shù)值模擬相一致，均表明進(jìn)氣道處于不能自起動(dòng)的狀態(tài)。

圖5 添加擾流器后的進(jìn)氣道模型

圖6(b)～(c)所示實(shí)驗(yàn)結(jié)果是在相對(duì)擾動(dòng)較弱的、只添加一組強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩帶的條件下得到的，其中圖6(b)和(c)分別對(duì)應(yīng)僅在第一級(jí)壓縮面的上游和下游添加擾流器的情況。有意思的是，雖然二者實(shí)驗(yàn)條件的差別僅僅只是擾流器的位置略有不同，但與之對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道自起動(dòng)特性卻出現(xiàn)了兩極分化：前者顯然處于不能自起動(dòng)的狀態(tài)，而后者則表現(xiàn)出自起動(dòng)的特征。換言之，在接近前緣處添加一組轉(zhuǎn)捩帶達(dá)到了與上下游同時(shí)安置兩組轉(zhuǎn)捩帶相當(dāng)?shù)男Ч?見圖6(b)和圖6(a))，而僅在接近壓縮拐角的下游處安置轉(zhuǎn)捩帶則與未采取強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩措施的結(jié)果相近(見圖6(c)和圖3(b))。關(guān)于下游強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩帶效果不明顯的原因?qū)⒃诤笪闹薪Y(jié)合相關(guān)的數(shù)值分析進(jìn)行討論。需要強(qiáng)調(diào)的是，作者為排除偶然因素所帶來的隨機(jī)性，經(jīng)過多次重復(fù)實(shí)驗(yàn)，所得到的結(jié)果都是一致的。

(a) 上下游同時(shí)加轉(zhuǎn)捩帶

(b) 僅上游加轉(zhuǎn)捩帶

(c) 僅下游加轉(zhuǎn)捩帶

上述結(jié)果表明，在本實(shí)驗(yàn)的低雷諾數(shù)條件下，通過采取強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩的措施，實(shí)現(xiàn)了進(jìn)氣道由起動(dòng)特征向不起動(dòng)特征的轉(zhuǎn)變。這一結(jié)果進(jìn)一步支持了前文數(shù)值分析所得出的結(jié)論，即在雷諾數(shù)很低的情況下，層流模型所計(jì)算得到的進(jìn)氣道流場(chǎng)呈現(xiàn)自起動(dòng)特征，而湍流模型則反之。顯然，這與常規(guī)高超聲速進(jìn)氣道助起動(dòng)的概念相矛盾。因?yàn)樵谝延械难芯恐?，通常的目的是促使層流邊界層向湍流邊界層轉(zhuǎn)捩，以有利于抑制分離并提供入口暢通的進(jìn)氣道起動(dòng)條件，這在諸如X-43A及X-51A等相關(guān)研究已經(jīng)有著非常廣泛的應(yīng)用[11-14]。因此，對(duì)于本實(shí)驗(yàn)所觀察到的這類異常起動(dòng)現(xiàn)象的內(nèi)在本質(zhì)及其機(jī)理無疑有必要進(jìn)行深入的探討。

3.3異常起動(dòng)的機(jī)理探討

前文通過強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩以及層流與湍流流場(chǎng)的模擬分析，均表明流態(tài)影響應(yīng)該是低雷諾數(shù)下進(jìn)氣道異常起動(dòng)問題的關(guān)鍵因素；另外，與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的吻合也為數(shù)值模擬的合理性提供了有力的支持。鑒于數(shù)值結(jié)果中含有豐富的信息，這給進(jìn)一步的機(jī)理探討提供了有價(jià)值的素材。這里重點(diǎn)針對(duì)兩個(gè)需要澄清的問題進(jìn)行探討：一是為什么層流條件下進(jìn)氣道反而會(huì)呈現(xiàn)起動(dòng)特征，其機(jī)理是什么？二是實(shí)驗(yàn)中所觀察到的異常起動(dòng)現(xiàn)象是否屬于真正意義上的起動(dòng)？

圖7 給出了1/3基準(zhǔn)雷諾數(shù)條件下，分別采用層流和湍流(S-A)模型計(jì)算得到的前體進(jìn)氣道流場(chǎng)沿對(duì)稱面的馬赫數(shù)分布。圖中除了馬赫數(shù)的信息之外，激波和分離區(qū)的結(jié)構(gòu)也較為直觀地顯示出來。從圖7(a)的層流數(shù)值結(jié)果可以看出，進(jìn)氣道入口處的主體結(jié)構(gòu)與實(shí)驗(yàn)所觀察到的所謂起動(dòng)狀態(tài)相符，尤其是入口的唇口上部，唇口激波延伸到接近喉部的大部分區(qū)域，表現(xiàn)出良好的暢通狀態(tài)；與之相比，采用湍流模型計(jì)算得到的結(jié)果(圖7(b))則不同，分離泡占據(jù)著入口的大部分空間，該分離泡所帶來的入口堵塞效果可以認(rèn)為是造成進(jìn)氣道不起動(dòng)的關(guān)鍵因素。

(a) 層流結(jié)果

(b) 湍流結(jié)果

下面的問題是，具有抑制分離的湍流為什么會(huì)反而造成更為惡劣的分離泡堵塞效果？通過仔細(xì)考察圖7(a)的近壁流場(chǎng)不難發(fā)現(xiàn)，層流狀態(tài)下并不是沒有出現(xiàn)分離，事實(shí)上由于其更弱的抑制分離的能力，使得分離區(qū)很容易沿著壁面向上游延伸，幾乎遍布整個(gè)前體壓縮面區(qū)域。這種大范圍的分離區(qū)對(duì)外流場(chǎng)所產(chǎn)生的效果，相當(dāng)于將壁面外移，重新形成一條相對(duì)光滑的有效壁面，從而為剩余部分的入口流道提供了較為有利的通暢條件。另外，基于這一認(rèn)識(shí)，也可以對(duì)前文實(shí)驗(yàn)中僅在接近壓縮拐角的下游添加轉(zhuǎn)捩帶的圖6(c)結(jié)果給出合理解釋。由于此條件下轉(zhuǎn)捩帶基本淹沒在分離區(qū)之中，其擾動(dòng)效果難以體現(xiàn)，因此可以認(rèn)為此時(shí)轉(zhuǎn)捩帶并沒有達(dá)到強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩的目的。

對(duì)湍流來說情況則不同，其強(qiáng)的抑制分離的能力如果足以阻止分離泡的形成無疑將有助于進(jìn)氣道的起動(dòng)。但是一旦不能阻止分離泡的形成，而分離區(qū)又難以向上游擴(kuò)展的話，則難免會(huì)形成相對(duì)集中的激波-分離強(qiáng)干擾區(qū)。從圖7(b)可以看出，分離泡迫使來流出現(xiàn)明顯的向上拐折，形成較強(qiáng)的分離激波，該分離激波與唇口壁面作用產(chǎn)生的高壓又反過來為分離泡的存在提供了強(qiáng)的逆壓梯度。

因此，從這個(gè)意義上說，層流條件下，逆壓梯度及時(shí)通過分離區(qū)向上游“釋放”在一些特殊情況也有可能有利于維持進(jìn)氣道的通暢。

然而，需要強(qiáng)調(diào)的是，本文所觀察到的異常起動(dòng)現(xiàn)象是否屬于真正意義上的起動(dòng)是值得商榷的。因?yàn)檫M(jìn)氣道的起動(dòng)，一般來說是指進(jìn)氣道內(nèi)部的流動(dòng)現(xiàn)象不改變進(jìn)氣道流量捕獲特性[1]。但從上述討論中可知，層流條件下前體壓縮面分離區(qū)的形成無疑已經(jīng)改變了進(jìn)氣道的流量捕獲特性。因此，嚴(yán)格地說此時(shí)進(jìn)氣道并不具備起動(dòng)所需要的條件，因?yàn)槿肟谙掠蔚牧鲃?dòng)狀態(tài)是很容易通過分離區(qū)對(duì)其上游流場(chǎng)產(chǎn)生影響的，而且前體壓縮面大范圍的分離也迫使前體激波外移，造成入口處更多的溢流。事實(shí)上，數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，在圖7所對(duì)應(yīng)的來流條件下，盡管層流結(jié)果表現(xiàn)出更為通暢的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，但其流量系數(shù)卻僅為0.68，約為湍流結(jié)果(0.76)的89%。由此可見，這種異常的所謂“起動(dòng)”狀態(tài)只不過是以一種“柔和”的方式產(chǎn)生了溢流，而實(shí)際上是并不能被視為起動(dòng)的。

為了進(jìn)一步刻畫層流和湍流條件下進(jìn)氣道在流量捕獲方面的相關(guān)特征，圖8給出了分別基于層流和湍流模型數(shù)值模擬所得到的流量系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化情況。該結(jié)果對(duì)應(yīng)的內(nèi)收縮比同樣為1.77。湍流的模擬結(jié)果表明，基準(zhǔn)雷諾數(shù)條件下的自起動(dòng)馬赫數(shù)為5.8，可以看出其流量系數(shù)較為陡峭地提升，而1/3基準(zhǔn)雷諾數(shù)條件下仍未起動(dòng)。另一方面，對(duì)層流來說，盡管馬赫數(shù)4以上呈現(xiàn)起動(dòng)狀態(tài)，但其流量系數(shù)不僅始終明顯低于湍流的情況，而且其隨馬赫數(shù)的變化曲線中也未表現(xiàn)出湍流那樣的陡峭改變。當(dāng)然，層流模擬的喉道附近流場(chǎng)并不十分穩(wěn)定，唇口激波與前體分離區(qū)的相互耦合作用會(huì)帶來流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的些許波動(dòng)，這在圖3(b)和圖6(c)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果中也有所體現(xiàn)。因此，數(shù)值計(jì)算中的流量系數(shù)取值，是在喉道下游接近隔離段出口處的相對(duì)穩(wěn)定部位取平均而得出的。

圖8 不同雷諾數(shù)和兩種流態(tài)下流量系數(shù)的數(shù)值結(jié)果比較

總之，流量系數(shù)的降低表明層流在流場(chǎng)結(jié)構(gòu)上所呈現(xiàn)的“起動(dòng)”狀態(tài)并不是真正意義上的起動(dòng)。其流量捕獲的減少將會(huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)性能的下降；但就流場(chǎng)結(jié)構(gòu)而言，喉道附近和隔離段所形成的通道以及相對(duì)穩(wěn)定的波系結(jié)構(gòu)對(duì)燃燒室則提供了一個(gè)良好的入口環(huán)境。因此，相對(duì)于劇烈的激波邊界層干擾形成分離泡及其引起的不起動(dòng)狀態(tài)來說尚有一定可利用的潛力。

4 結(jié)束語

通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方法，對(duì)進(jìn)氣道在低單位雷諾數(shù)下異常起動(dòng)的現(xiàn)象進(jìn)行了考察和機(jī)理探討，得出以下認(rèn)識(shí)：

(1) 在低單位雷諾數(shù)下，對(duì)本文的二元進(jìn)氣道構(gòu)型來說，激波風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，會(huì)出現(xiàn)隨著來流單位雷諾數(shù)降低又重新出現(xiàn)自起動(dòng)特征的異常起動(dòng)現(xiàn)象。該結(jié)果與層流模型計(jì)算得到的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相符，而與湍流模擬結(jié)果差異顯著。

(2) 數(shù)值模擬分析表明，層流情況下，由于分離區(qū)向前體壓縮面大范圍地延伸，緩解了進(jìn)氣道入口的逆壓梯度，從而在喉道處可以形成主體為超聲速的通暢流道；而湍流情況下，進(jìn)氣道入口處激波/邊界層干擾形成過分集中的分離泡則呈現(xiàn)明顯的壅塞狀態(tài)。

(3) 盡管層流情況下進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)出較為通暢的類似起動(dòng)的特征，但其流量系數(shù)仍明顯低于湍流的情況。因此，實(shí)驗(yàn)上所觀察到的這種異常起動(dòng)現(xiàn)象嚴(yán)格地說并不屬于真正意義上的起動(dòng)狀態(tài)。

另外，需要說明的是，本文所觀察到的流動(dòng)結(jié)果是在本文實(shí)驗(yàn)特定構(gòu)型條件下得到的，因此，對(duì)于其它不同構(gòu)型的進(jìn)氣道來說是否出現(xiàn)類似情況還需要進(jìn)一步研究。

參考文獻(xiàn):

[1]Van Wie D M, Kwork F T, Walsh R F. Starting characteristics of supersonic inlets[R]. AIAA 1996-2914.

[2]Van Wie D M. Scramjet inlet[M]. AIAA, New York, 2000.

[3]Scott A Berry, Robert J Nowak, Thomas J Horvath. Boundary layer control for hypersonic airbreathing vehicles[R]. AIAA-2004-2246.

[4]趙慧勇, 周瑜, 倪鴻禮, 等. 高超聲速進(jìn)氣道邊界層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2012, 26(1): 1-6.

Zhao Huiyong, Zhou Yu, Ni Hongli, et al. Test of forced boundary-layer transition on hypersonic inlet[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(1): 1-6.

[5]Pulsonetti M V, Stalker R. A study of scramjet scaling[R]. AIAA-1996-4533.

[6]凌崗, 李祝飛, 肖豐收, 等. 一種二元高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性的尺度效應(yīng)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2014, 28(3): 26-31.

Ling Gang, Li Zhufei, Xiao Fengshou, et al. Scale effects on the starting characteristics of a 2D hypersonic inlet[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(3): 26-31.

[7]李祝飛, 高文智, 李鵬, 等. 一種進(jìn)氣道自起動(dòng)特性檢測(cè)方法[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2013, 27(4): 14-18.

Li Zhufei, Gao Wenzhi, Li Peng, et al. A test method for inlet self-starting ability detection[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2013, 27(4): 14-18.

[8]李祝飛, 高文智, 李鵬, 等. 二元高超聲速進(jìn)氣道激波振蕩特性實(shí)驗(yàn)[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2012, 33(05): 676-682.

Li Zhufei, Gao Wenzhi, Li Peng, et al. Experimental investigation on the shock wave oscillation behaviors in a two-dimensional hypersonic inlet flow[J]. Journal of Propulsion Technology, 2012, 33(5): 676-682.

[9]游進(jìn), 夏智勛, 王登攀, 等. 高超聲速進(jìn)氣道再起動(dòng)特性及其影響因素?cái)?shù)值模擬[J]. 固體火箭技術(shù), 2011, 34(2): 161-166.

You jin, Xia Zhixun, Wang Dengpan, et al. Numerical study on influencing factors of restarting characteristics for a hypersonic inlet[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2011, 34(2): 161-166.

[10] 黃舶, 李祝飛, 賈立超, 等. 二維高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)激波-邊界層相互干擾[J]. 中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 41(12): 1084-1089.

Huang Bo, Li Zhufei, Jia Lichao, et al. Shockwave-boundary layer interaction in 2D hypersonic inlets[J]. Journal of University of Science and Technology of China, 2011, 41(12): 1084-1089.

[11] 戰(zhàn)培國, 胥家常. 吸氣式高超聲速飛行器邊界層控制研究概述[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2008, 22(1): 95-100.

Zhan Peiguo, Xu Jiachang. The review of boundary layer control for hypersonic air-breathing vehicle[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2008, 22(1): 95-100.

[12] Berry S, Daryabeigi K, Auslender A,et al. Boundary Layer Transition on X-43A[R]. AIAA 2008-3736.

[13] Borg M P, Schneider S P. Effect of freestream noise on roughness-induced transition for the X-51A forebody[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008,45(6): 1106-1116.

[14] Babinsky H, Li Y, Pitt Ford C W. Microramp control of supersonic oblique shock-wave/boundary-layer interactions[J]. AIAA Journal, 2009, 47(3): 668-675.

作者簡(jiǎn)介:

凌崗(1981-) ，男,江蘇無錫人,碩士研究生, 工程師。研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)。通信地址: 安徽合肥中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)近代力學(xué)系(230027)。E-mail: ling005@mail.ustc.edu.cn.