溫鄰君，張旭

(1.國家知識(shí)產(chǎn)權(quán)局專利局專利審查協(xié)作河南中心，鄭州450002；2.中國燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)

唇緣鈍化對(duì)高超聲速進(jìn)氣道氣動(dòng)特性影響的數(shù)值研究

溫鄰君1，張旭2

(1.國家知識(shí)產(chǎn)權(quán)局專利局專利審查協(xié)作河南中心，鄭州450002；2.中國燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)

采用二維數(shù)值模擬方法，詳細(xì)探討了高超聲速飛行條件下唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)特性的影響，給出了唇緣鈍化前后進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)與非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。研究表明：唇緣鈍化使進(jìn)氣道流場顯著復(fù)雜化，惡化了進(jìn)氣道氣動(dòng)性能，降低了進(jìn)氣道抵抗出口反壓干擾的能力。通常情況下，隨著鈍化半徑的增大，進(jìn)氣道的流量捕獲小幅上升，出口馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)下降；在激波相干結(jié)構(gòu)強(qiáng)烈作用時(shí)，進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨鈍化半徑的增大呈現(xiàn)非單調(diào)性變化。本研究可為進(jìn)氣道構(gòu)型的二次設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；鈍化唇緣；高超聲速進(jìn)氣道；激波相干；氣動(dòng)特性；數(shù)值模擬

1 引言

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速進(jìn)氣道，需捕獲足夠多的空氣并進(jìn)行高效率的減速壓縮，為燃燒室提供一定壓力、溫度和流量的空氣。初步設(shè)計(jì)時(shí)，進(jìn)氣道唇罩前緣等迎風(fēng)部位通常設(shè)計(jì)得非常尖銳，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)性能需求。然而在高超聲速條件下，這些尖銳部位極易氣動(dòng)燒蝕，且其尖銳構(gòu)型的工藝成本極高，必須對(duì)唇緣等部位進(jìn)行適度鈍化處理，以承受一定的氣動(dòng)熱負(fù)荷[1-2]，同時(shí)降低加工成本。因此，研究唇緣鈍化前后進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性，對(duì)進(jìn)氣道的構(gòu)型設(shè)計(jì)具有重要指導(dǎo)意義和工程價(jià)值。

唇緣鈍化會(huì)直接改變進(jìn)氣道的波系結(jié)構(gòu)、流量捕獲能力及流場品質(zhì)。首先，鈍化唇緣將產(chǎn)生脫體弓形激波，以及局部高溫高壓、強(qiáng)熵梯度的亞聲速氣流，使進(jìn)氣道流場復(fù)雜化[1-5]。其次，為盡量滿足發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)進(jìn)氣道高流量捕獲的需求，進(jìn)氣道外壓縮波(斜激波或等熵壓縮波)常匯聚于唇口，導(dǎo)致外壓縮波與唇緣弓形激波相互作用，產(chǎn)生復(fù)雜的激波相干結(jié)構(gòu)，誘發(fā)嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱問題，使進(jìn)氣道流場結(jié)構(gòu)進(jìn)一步復(fù)雜化[6-12]。Edney[8]通過大量實(shí)驗(yàn)研究總結(jié)了六類激波相干結(jié)構(gòu)(Type I～VI)，且相干結(jié)構(gòu)類型及伴隨的熱負(fù)荷取決于入射斜激波與弓形激波相交的位置。其中，Type I、II、V導(dǎo)致激波與邊界層相互作用；TypeⅢ導(dǎo)致剪切層與壁面邊界層相互作用；Type IV為超聲速射流，內(nèi)嵌于亞聲速激波層，兩側(cè)以剪切層分界，并在壁面處以一道正激波結(jié)束；Type VI導(dǎo)致膨脹波與邊界層相互作用。除Type VI引起的熱負(fù)荷略有降低外，其他幾類均導(dǎo)致局部熱流和壓力顯著上升。盧洪波等[9-12]數(shù)值分析了等熵壓縮波/弓形激波的相互作用，獲得了二者作用的流態(tài)和熱流特性，并提出了控制唇口氣動(dòng)熱載荷的等熵波設(shè)計(jì)原則；此外，還結(jié)合簡化二元進(jìn)氣道數(shù)值分析了唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道的反向影響，給出了唇緣鈍化原則。

以上研究為進(jìn)氣道的二次設(shè)計(jì)奠定了理論基礎(chǔ)，但幾乎未結(jié)合實(shí)際進(jìn)氣道構(gòu)型，難以直接應(yīng)用于進(jìn)氣道工程設(shè)計(jì)，且未涉及非設(shè)計(jì)工況下唇緣鈍化前后進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性。為此，本文通過數(shù)值計(jì)算，詳細(xì)探討唇緣鈍化前后典型二元進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和非設(shè)計(jì)工況下的氣動(dòng)特性。

2 進(jìn)氣道構(gòu)型及計(jì)算概述

2.1 進(jìn)氣道構(gòu)型

唇緣無鈍化時(shí)進(jìn)氣道的構(gòu)型如圖1(a)所示，為內(nèi)外混合壓縮式二元進(jìn)氣道，總收縮比為6.25，內(nèi)收縮比約為1.89，理想捕獲高度H0=100 mm，喉道高度Hth=16 mm。外壓部分由三楔面組成，對(duì)應(yīng)氣流轉(zhuǎn)折角依次為6.6°、3.8°和5.1°，設(shè)計(jì)工況(來流馬赫數(shù)Ma∞=6、飛行高度H=26 km)下三道外壓斜激波匯聚于尖唇緣的頂點(diǎn)。唇罩內(nèi)折，內(nèi)折角為2.6°。內(nèi)壓縮面與隔離段之間采用一定的圓弧過渡，以提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)[13]。

唇緣鈍化時(shí)進(jìn)氣道的構(gòu)型如圖1(b)所示，其中RC為鈍化半徑。本文采用文獻(xiàn)[11]中的ELM處理唇罩前緣，以盡可能降低其對(duì)進(jìn)氣道流場和性能的影響。唇緣鈍化后，進(jìn)氣道理想捕獲高度略微增加，幅度隨RC的增大而增加。

圖1 典型二元進(jìn)氣道模型Fig.1 The schematic of intake model

2.2 計(jì)算概述

采用商業(yè)軟件CFD++的有限體積法求解二維湍流N-S方程，湍流模型為SSTk-ω。CFD++在高超聲速領(lǐng)域及氣動(dòng)熱方面的可靠性經(jīng)過很多文獻(xiàn)[11，14-16]驗(yàn)證，且其采用的二階守恒型TVD格式和網(wǎng)格分界面物理量的近似黎曼求解器Harten-Lax-van Leer Contact處理方式，能很好地捕捉激波及滑移線等物理間斷面，同時(shí)還能保證數(shù)值格式的正守恒性[17-19]。

唇緣鈍化時(shí)進(jìn)氣道的計(jì)算域如圖2所示，采用多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。鈍化唇緣前的計(jì)算域采用C型網(wǎng)格，且區(qū)域較大，可更好地捕捉流動(dòng)細(xì)節(jié)。計(jì)算域左側(cè)與上側(cè)邊界采用遠(yuǎn)場邊界條件，給定為均勻來流條件。通流條件下，右側(cè)邊界采用出流邊界條件，由內(nèi)部插值確定。反壓條件下，進(jìn)氣道出口直接施加給定反壓，分析唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道抗反壓能力的影響。所有壁面均采用無滑移絕熱條件。通過網(wǎng)格加密及壁面法向第一層網(wǎng)格大小分析，整個(gè)計(jì)算域網(wǎng)格數(shù)隨鈍化半徑不同在22.3萬～25.1萬間變化，壁面法向第一層網(wǎng)格大小取1 μm。計(jì)算時(shí)全場殘差降至1×10-6量級(jí)以下或出現(xiàn)較穩(wěn)定平臺(tái)為收斂條件。

圖2 唇緣鈍化時(shí)進(jìn)氣道的計(jì)算域及網(wǎng)格Fig.2 Computational domain and mesh

3 設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)特性

3.1 通流特性

圖3給出設(shè)計(jì)工況(Ma∞=6，H=26 km)下不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場分布?？梢?，唇緣無鈍化時(shí)，三道外壓激波基本匯聚于尖唇緣頂點(diǎn)，但略靠近唇緣外側(cè)，不存在激波/弓形激波的相互作用，且進(jìn)氣道存在少量溢流。唇緣鈍化后，唇緣前首先產(chǎn)生一道脫體弓形激波，并與外壓激波相互作用，但二者作用時(shí)三道外壓激波未匯聚。結(jié)合Wieting[20]對(duì)雙斜激波/弓形激波相互作用的研究結(jié)果——分散雙斜激波/弓形激波作用可降低熱負(fù)荷——可知，本文所選的鈍化方式在設(shè)計(jì)工況下可降低唇緣熱負(fù)荷。隨著鈍化半徑的增大，外壓激波與弓形激波作用的位置，由弓形激波的上超聲速部分變化到下超聲速部分，但未觀察到明顯的激波相干結(jié)構(gòu)，這可能是計(jì)算網(wǎng)格不夠密集和外壓激波強(qiáng)度相對(duì)較弱所致。根據(jù)文獻(xiàn)[10]、[11]可知，唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響，主要體現(xiàn)在進(jìn)氣道內(nèi)流道部分的唇口激波形態(tài)和強(qiáng)度上，故本文未觀察到的流動(dòng)結(jié)構(gòu)對(duì)考察唇緣鈍化的進(jìn)氣道性能幾乎沒有影響。

圖4給出了通流狀態(tài)下進(jìn)氣道的流量捕獲、出口馬赫數(shù)及出口總壓，隨唇緣鈍化半徑的變化關(guān)系，其中縱坐標(biāo)采用尖唇緣進(jìn)氣道對(duì)應(yīng)參數(shù)歸一化處理?？梢姡S著鈍化半徑的增大，進(jìn)氣道流量捕獲能力增強(qiáng)，但出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)降低。結(jié)合圖3可知，流量捕獲變化趨勢(shì)是由于鈍化半徑增大導(dǎo)致有效迎風(fēng)捕獲高度增加造成的；而出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)變化趨勢(shì)，是由于鈍化半徑增大，導(dǎo)致進(jìn)氣道捕獲的唇緣駐點(diǎn)區(qū)低能流增加，和唇口激波變曲且強(qiáng)度增大兩方面原因所致。當(dāng)鈍化半徑增大到1.50 mm，即RC/Hth=9.38%時(shí)，流量捕獲僅增加2.30%，而出口馬赫數(shù)降低4.75%，總壓恢復(fù)系數(shù)下降7.61%。這意味著唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道性能影響很大，其中對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的影響最為顯著。

圖3 設(shè)計(jì)工況下不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場分布Fig.3 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius at design operating conditions

圖4 設(shè)計(jì)工況下進(jìn)氣道性能參數(shù)隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.4 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius at design operating conditions

3.2 反壓特性

圖5為反壓作用下不同唇緣鈍化對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道馬赫數(shù)分布云圖，其中進(jìn)氣道出口反壓pb為來流靜壓p∞的137倍?？梢?，唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流道激波串形態(tài)幾乎沒有影響，即不同鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道內(nèi)流道激波串均為非對(duì)稱的斜激波串結(jié)構(gòu)，且受壓縮面?zhèn)冗吔鐚虞^厚影響，激波串起始位置較上游側(cè)均位于壓縮面?zhèn)取＝Y(jié)合圖6所示的壁面壓力分布，唇緣鈍化削弱了進(jìn)氣道抵抗下游反壓干擾能力，即同樣出口反壓作用下，激波串起始位置隨唇緣鈍化半徑的增大而向上游移動(dòng)，激波串長度相應(yīng)增加。當(dāng)鈍化半徑增大到1.50 mm時(shí)，激波串起始位置若以壓縮面?zhèn)褥o壓抬升位置來衡量，則激波串長度增加了36.37%倍喉道高度；若以唇罩側(cè)靜壓抬升位置來衡量，則激波串長度增加了74.34%倍喉道高度。然而，由于位于進(jìn)氣道內(nèi)流道部分的唇口激波強(qiáng)度隨距唇罩內(nèi)壁面距離的增加而減弱，貼近唇罩側(cè)的氣流流動(dòng)損失較大，抵抗下游干擾能力更弱，且這種差異隨鈍化半徑的增大而加劇。

圖5 設(shè)計(jì)工況下pb/p∞=137時(shí)不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場分布Fig.5 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26 km andpb/p∞=137

圖6 設(shè)計(jì)工況下pb/p∞=137時(shí)不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道壁面靜壓沿程分布Fig.6 Wall pressure distributions of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26km andpb/p∞=137

4 非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)特性

4.1 低馬赫數(shù)特性

圖7為低馬赫數(shù)工況(Ma∞=5，H=26 km；下同)下不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道馬赫數(shù)分布云圖?？梢?，來流馬赫數(shù)低于設(shè)計(jì)值時(shí)，三道外壓激波抬起，并分別與唇口激波作用，作用位置均位于唇罩側(cè)，進(jìn)氣道存在溢流。這主要是由于來流馬赫數(shù)降低導(dǎo)致同等氣流轉(zhuǎn)折角對(duì)應(yīng)的激波角增大所致。隨著鈍化半徑的增大，位于進(jìn)氣道內(nèi)流道部分的唇口激波強(qiáng)度增加，作用在壓縮面上的位置向上游移動(dòng)，所誘導(dǎo)的分離區(qū)分離點(diǎn)相應(yīng)向上游移動(dòng)。

圖8給出了低馬赫數(shù)工況下進(jìn)氣道主要性能參數(shù)隨唇緣鈍化半徑的變化趨勢(shì)?？梢?，隨著鈍化半徑的增大，進(jìn)氣道流量捕獲能力增強(qiáng)，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)降低。當(dāng)鈍化半徑增大到1.50 mm時(shí)，流量捕獲僅增加4.17%，而出口馬赫數(shù)降低13.2%，總壓恢復(fù)系數(shù)降低21.6%，這說明低馬赫數(shù)下唇緣鈍化效應(yīng)的影響更加顯著。

4.2 高馬赫數(shù)特性

圖9為高馬赫數(shù)工況(Ma∞=7，H=26 km；下同)下不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道馬赫數(shù)分布云圖?？梢?，來流馬赫數(shù)高于設(shè)計(jì)值時(shí)，同等氣流轉(zhuǎn)折角對(duì)應(yīng)的激波角減小，三道外壓激波匯聚后再與唇口激波作用，并入射到唇罩內(nèi)側(cè)。唇緣無鈍化時(shí)，唇罩內(nèi)側(cè)未觀察到明顯的流動(dòng)分離。唇緣鈍化后，外壓激波入射到唇罩內(nèi)側(cè)，誘使流動(dòng)分離，且分離區(qū)隨鈍化半徑的增大而增大，這主要是由于鈍化導(dǎo)致唇罩內(nèi)壁附近氣流動(dòng)壓頭低所致。

圖10給出了高馬赫數(shù)下進(jìn)氣道主要性能參數(shù)隨唇緣鈍化半徑的變化趨勢(shì)，可見其分布規(guī)律與低馬赫數(shù)下的一致。當(dāng)鈍化半徑增大到1.50 mm時(shí)，流量捕獲增加1.56%，出口馬赫數(shù)降低3.77%，總壓恢復(fù)系數(shù)降低3.45%。綜合Ma∞=5、6、7時(shí)同一鈍化半徑下，進(jìn)氣道各性能參數(shù)的相對(duì)變化幅度不難發(fā)現(xiàn)，鈍化效應(yīng)影響程度隨來流馬赫數(shù)的升高而減小。

圖7 低馬赫數(shù)下不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場分布Fig.7 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=5,H=26 km

圖8 低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道性能參數(shù)隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.8 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=5,H=26 km

圖9 高馬赫數(shù)下不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道流場分布Fig.9 Flow characteristics of intake with different blunted cowl-lip radius atMa∞=7,H=26 km

4.3 攻角特性

圖11給出了正、負(fù)攻角(α=±2°)下進(jìn)氣道主要性能參數(shù)隨唇緣鈍化半徑的變化趨勢(shì)。可見，正攻角下的分布規(guī)律與低馬赫數(shù)下的一致。當(dāng)鈍化半徑增大到1.50 mm時(shí)，流量捕獲增加2.81%，出口馬赫數(shù)降低7.51%，總壓恢復(fù)系數(shù)降低12.71%。

圖10 高馬赫數(shù)下進(jìn)氣道性能參數(shù)隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.10 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=7,H=26 km

圖11 設(shè)計(jì)工況下正負(fù)攻角時(shí)進(jìn)氣道性能參數(shù)隨唇緣鈍化半徑的變化Fig.11 Variation of intake performance parameters with blunted cowl-lip radius atMa∞=6,H=26 km andα=±2°

圖12 設(shè)計(jì)工況下α=-2°時(shí)不同唇緣鈍化半徑對(duì)應(yīng)的唇緣局部流場結(jié)構(gòu)(馬赫數(shù)云圖)Fig.12 Flow characteristics around blunted cowl-lip with different radius atMa∞=6,H=26 km andα=-2°

負(fù)攻角下的分布規(guī)律與正攻角下的明顯不同。隨著鈍化半徑的增大，流量捕獲先快速后平緩增加，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)則是先快速下降而后上升再平緩下降。這主要是由于鈍化半徑增大，導(dǎo)致外壓激波與唇緣弓形激波作用位置不同產(chǎn)生不同相干結(jié)構(gòu)引起，如圖12所示。負(fù)攻角時(shí)，三道外壓激波先匯聚為一道很強(qiáng)的斜激波，再與唇緣弓形激波強(qiáng)烈作用，產(chǎn)生Edney[8]定義的激波相干結(jié)構(gòu)。當(dāng)鈍化半徑較小時(shí)，匯聚后的外壓激波與唇緣弓形激波的上超聲速部分相交，產(chǎn)生圖12(a)所示的Type V結(jié)構(gòu)。當(dāng)鈍化半徑增大時(shí)，匯聚后的外壓激波與唇緣弓形激波的強(qiáng)解區(qū)相交，產(chǎn)生圖12(b)所示的Type IV結(jié)構(gòu)。當(dāng)鈍化半徑增大到較大值時(shí)，匯聚后的外壓激波與唇緣弓形激波的下超聲速部分相交，產(chǎn)生圖12(c)所示的Type II+結(jié)構(gòu)。對(duì)比這三種局部流動(dòng)不難發(fā)現(xiàn)，位于內(nèi)流道的唇口激波的強(qiáng)度與形態(tài)明顯不同，其中Type II+結(jié)構(gòu)對(duì)應(yīng)的唇口激波更接近直線且強(qiáng)度最弱。可見，隨著鈍化半徑的增大，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)先快速下降而后上升，是因?yàn)榇骄壘植考げㄏ喔山Y(jié)構(gòu)所致。當(dāng)鈍化半徑增大到一定程度后，激波相干結(jié)構(gòu)逐漸變?yōu)門ype II+結(jié)構(gòu)時(shí)，馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨鈍化半徑的增大而增加；當(dāng)激波相干結(jié)構(gòu)始終保持Type II+結(jié)構(gòu)時(shí)，受進(jìn)氣道捕獲的駐點(diǎn)區(qū)低能流增加的影響，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨鈍化半徑的增大而下降。

5 結(jié)論

針對(duì)三道外壓縮激波組成的典型二元進(jìn)氣道，探討了唇緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)特性的影響，給出了唇緣鈍化前后二元高超聲速進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)與非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性，有助于進(jìn)氣道構(gòu)型的二次設(shè)計(jì)。主要研究結(jié)論為：

(1)唇緣鈍化將產(chǎn)生弓形激波，當(dāng)其與外壓激波作用而未產(chǎn)生激波相干結(jié)構(gòu)時(shí)，進(jìn)氣道的流量捕獲隨鈍化半徑的增大而小幅上升，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)則明顯下降，其中出口總壓恢復(fù)系數(shù)的變化幅度最大。同一鈍化半徑下，進(jìn)氣道各性能參數(shù)相對(duì)變化幅度隨來流馬赫數(shù)的升高而減小。

(2)當(dāng)唇緣弓形激波與外壓激波強(qiáng)烈作用而產(chǎn)生激波相干結(jié)構(gòu)時(shí)，出口馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨鈍化半徑的增大呈現(xiàn)非單調(diào)性變化。

(3)唇緣鈍化產(chǎn)生的強(qiáng)熵梯度流場，降低了進(jìn)氣道抵抗出口反壓干擾的能力；同等反壓下，進(jìn)氣道內(nèi)流道容納激波串能力隨鈍化半徑的增大而降低。

[1]Curran E T，Murthy S N B.Scramjet propulsion[M].Res?ton，VA：AIAA，2000.

[2]Herser W H，Pratt D T.Hypersonic airbreathing propulsion [M].Washington DC：AIAA，1993.

[3]Ambrosio A，Wortman A.Stagnation point shock detach?ment distance for flow around spheres and cylinders in air [J].Journal of the Aerospace Sciences，1962，29(7)：875—875.

[4]Billig F S.Shock-wave shapes around spherical-and cy?lindrical-nosed bodies[J].Journal of Spacecraft and Rock?ets，1967，4(6)：822—823.

[5]Lukasiewicz J.Blast-wave hypersonic flow analogy-theory and application[J].American Rocket Society Journal，1962，32(9)：1341—1346.

[6]Craig R R，Ortwerth P J.Experimental study of shock im?pingement on a blunt leading edge with application of hy?personic inlet design[R].AFAPL-TR-71-10，1971.

[7]Wieting A R.Shock interference heating in scramjet en?gines[R].AIAA 90-5238，1990.

[8]Edney B.Anomalous heat transfer and pressure distribu?tions on blunt bodies at hypersonic speeds in the presence of an impinging shock[C].Sweden：Aeronaut.Res.Inst.，1968.

[9]Lu Hong-bo，Yue Lian-jie，Xiao Ya-bin，et al.Interaction of isentropic compression waves with a bow shock[J]. AIAA Journal，2013，51(10)：2474—2484.

[10]盧洪波.高超聲速進(jìn)氣道典型高熱負(fù)荷區(qū)的流動(dòng)特性研究[D].北京：中國科學(xué)院力學(xué)研究所，2014.

[11]Lu H B，Yue L J，Chang X Y.Flow characteristics of hy?personic inlets with different cowl-lip blunting methods [J].Sci.China-Phys.Mech.Astron.，2014，57(4)：741—752.

[12]盧洪波，岳連捷，肖雅彬，等.高超聲速進(jìn)氣道唇緣鈍化流動(dòng)的數(shù)值研究[R].CSTAM 2011-2749，2011.

[13]張曉嘉，梁德旺，黃國平.二元高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)壓縮通道/隔離段曲面構(gòu)型[J].推進(jìn)技術(shù)，2008，9(1)：49—53.

[14]Boyce R R，Hillier R.Shock-induced three-dimensional separation of an axisymmetric hypersonic turbulent bound?ary layer[R].AIAA 2000-2226，2000.

[15]Boyce R R，Gerard S，Paull A.The HyShot scramjet flight experiment-flight data and CFD calculations compared [R].AIAA 2003-7029，2003.

[16]Ogawa H，Grainger A L，Boyce R R.Inlet starting of high-contraction axisymmetric scramjets[J].Journal of Pro?pulsion and Power，2010，26(6)：1247—1258.

[17]Nagdewe S P，Shevare G R，Kim H D.Study on the numer?ical schemes for hypersonic flow simulation[J].Shock Waves，2009，19：433—442.

[18]Batten P，Leschziner M A，Goldberg U A.Average-state jacobians and implicit methods for compressible viscous and turbulent flows[J].J.Comput.Phys.，1997，137：38—78.

[19]Toro E F.Riemann solvers and numerical methods for flu?id dynamics:a practical introduction[M].3rd ed.New York：Springer-Verlag，2009.

[20]Wieting A R.Multiple shock-shock interference on a cy?lindrical leading edge[R].AIAA 91-1800，1991.

Investigation on aerodynamic characteristics of hypersonic intake with blunted cowl-lip

WEN Lin-jun1，ZHANG Xu2
(1.Patent Examination Cooperation Center of the Patent Office，SIPO，Zhengzhou 450002，China；2.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

At hypersonic flight conditions,the sharp cowl-lip leading edge must be blunted because of se?vere aerodynamic heating.The effects of cowl-lip bluntness on aerodynamic characteristics of hypersonic intake were researched using two-dimensional numerical simulation.At a wide range of operation condi?tion,flow characteristics and performance of hypersonic intake with or without blunted cowl-lip were ob?tained to direct the secondary modification of hypersonic intake configuration.Results showed that cowl-lip bluntness made the internal flow-field complex,deteriorated the intake performance,and weakened the ability of holding shock interference.The mass-capture of intake increases with the increase of blunted cowl-lip radius while Mach number and total pressure recovery at the exit reduces remarkably.From the oc?currence of shock interference pattern,it can be noted that Mach number and total pressure recovery at the exit presents a non-monotonic variation with the increase of blunted cowl-lip radius.

scramjet；blunted cowl-lip；hypersonic intake；shock wave interference；aerodynamic characteristics；numerical simulation

V231.3

A

1672-2620(2016)01-0007-07

2014-06-05

溫鄰君(1986-)，男，河南洛陽人，助理工程師，主要從事與航空發(fā)動(dòng)機(jī)有關(guān)的發(fā)明專利實(shí)質(zhì)審查及研究工作。