王晨曦，譚慧俊，*，張啟帆，孫姝

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院 江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016 2.南京航空航天大學(xué) 民航學(xué)院，南京 210016

高超聲速進(jìn)氣道低馬赫數(shù)不起動(dòng)和再起動(dòng)試驗(yàn)

王晨曦1，譚慧俊1，*，張啟帆1，孫姝2

1.南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院 江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016 2.南京航空航天大學(xué) 民航學(xué)院，南京 210016

為拓展對(duì)高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)機(jī)理的認(rèn)識(shí)，對(duì)一截短的二元高超聲速進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)不起動(dòng)現(xiàn)象和再起動(dòng)現(xiàn)象進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。試驗(yàn)中分別通過(guò)改變進(jìn)氣道攻角和在通道下游設(shè)置堵錐形成流動(dòng)壅塞的方法來(lái)模擬進(jìn)氣道來(lái)流馬赫數(shù)的改變和燃燒室內(nèi)釋熱導(dǎo)致的流動(dòng)壅塞。試驗(yàn)中采用高速紋影技術(shù)和動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量技術(shù)對(duì)上述動(dòng)態(tài)過(guò)程中的瞬態(tài)流動(dòng)結(jié)構(gòu)和壁面動(dòng)態(tài)壓力信號(hào)特征進(jìn)行了記錄。研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)進(jìn)氣道處于低馬赫數(shù)不起動(dòng)時(shí)，其口部分離包誘導(dǎo)激波受分離包自身振蕩特性的影響，在唇口附近連續(xù)的小幅振蕩，進(jìn)而給整個(gè)進(jìn)氣道通道內(nèi)引入了一類無(wú)基頻的小幅壓力擾動(dòng)。而該擾動(dòng)隨著馬赫數(shù)的增加，進(jìn)氣道恢復(fù)起動(dòng)后逐漸消失。此外，還捕捉到了進(jìn)氣道再起動(dòng)過(guò)程中分離包吞入的遲滯現(xiàn)象，進(jìn)氣道從“小喘”階段恢復(fù)至起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，由于下游高壓的存在使得分離包未能完全吞回，并出現(xiàn)了類似低馬赫數(shù)不起動(dòng)時(shí)的無(wú)基頻小幅振蕩。該振蕩直至通道下游完全敞開、口部分離包被吞入才逐漸消失，至此進(jìn)氣道也順利地恢復(fù)到了起動(dòng)狀態(tài)。

高超聲速進(jìn)氣道；低馬赫數(shù);不起動(dòng)；再起動(dòng)；遲滯

作為吸氣式高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵氣動(dòng)部件以及機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化的重要因素，高超聲速進(jìn)氣道(簡(jiǎn)稱高超進(jìn)氣道，下同)的設(shè)計(jì)形式和工作特性直接影響著推進(jìn)系統(tǒng)整體效能的發(fā)揮，為此一直以來(lái)有大量的研究工作致力于各類高超進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法與性能改善。

一般，當(dāng)進(jìn)氣道的捕獲特性未因內(nèi)部流態(tài)的變化而受到影響時(shí)，稱進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)，否則為不起動(dòng)狀態(tài)[1]?？梢姴黄饎?dòng)作為高超聲速進(jìn)氣道中的一種典型非正常工作狀態(tài)，一旦進(jìn)氣道進(jìn)入到該狀態(tài)，其流場(chǎng)品質(zhì)急劇惡化，并伴隨著總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)的驟降。隨之帶來(lái)的劇烈的波系運(yùn)動(dòng)和壁面壓強(qiáng)振蕩，不僅會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性嚴(yán)重惡化甚至熄火，還加大了對(duì)飛行器的控制難度[2]。縱觀近年來(lái)國(guó)際上一系列高超聲速飛行計(jì)劃，如1998年美國(guó)航空航天局與俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院聯(lián)合進(jìn)行的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)[3]、2007年美國(guó)DARPA(Defense Advanced Research Projects Agency)與澳大利亞Queensland大學(xué)聯(lián)合進(jìn)行的飛行試驗(yàn)[4]以及2011年6月美國(guó)空軍進(jìn)行的X-51A高超聲速飛行器第二次飛行試驗(yàn)[5]中,均是由于出現(xiàn)了進(jìn)氣道不起動(dòng)現(xiàn)象，進(jìn)而直接導(dǎo)致了飛行試驗(yàn)的失敗或者未達(dá)到預(yù)期的目標(biāo)。為此，有必要對(duì)其開展針對(duì)性的研究工作。

自O(shè)swatitsch[6]于1944年首次觀測(cè)到超聲速進(jìn)氣道的振蕩流態(tài)(即喘振)以來(lái)，已有大量關(guān)于進(jìn)氣道不起動(dòng)流態(tài)方面的研究[7-15]。近年來(lái)，得益于高速紋影攝像和瞬態(tài)壓強(qiáng)測(cè)試技術(shù)的發(fā)展，Tan[16-17]、Wagner[18-19]和Li[20]等針對(duì)廣義的高超進(jìn)氣道模型對(duì)其下游堵塞導(dǎo)致的不起動(dòng)動(dòng)態(tài)過(guò)程進(jìn)行了細(xì)致的刻畫。研究結(jié)果表明，高超聲速進(jìn)氣道的不起動(dòng)流態(tài)極易表現(xiàn)為振蕩流態(tài)，且可分為相對(duì)溫和的“小喘”和劇烈的“大喘”2種。除上述2種典型的振蕩類型之外，Chang等[21]還在其高超進(jìn)氣道不起動(dòng)試驗(yàn)中觀察到了兩種新奇的振蕩類型：一種是混合了“小喘”和“大喘”的振蕩形式，另一種是間歇振蕩形式。此外Zhang等[22]還發(fā)現(xiàn)在典型的“大喘”振蕩形式中還耦合著高頻低振幅的二次諧振，且該諧振的產(chǎn)生和聲學(xué)振蕩息息相關(guān)。之后，Jiao[23]和Zhang[24]等在對(duì)工作在超額定工況下高超進(jìn)氣道的不起動(dòng)流場(chǎng)研究中，發(fā)現(xiàn)了一種表現(xiàn)為進(jìn)口前脫體弓形波小幅振蕩的“局部不起動(dòng)”現(xiàn)象。

可以看到目前關(guān)于高超聲速進(jìn)氣道不起動(dòng)的研究工作仍主要是集中在流場(chǎng)振蕩相對(duì)劇烈的下游流動(dòng)壅塞導(dǎo)致的不起動(dòng)現(xiàn)象，然而對(duì)于流場(chǎng)振蕩相對(duì)溫和的喉道發(fā)生流動(dòng)壅塞的不起動(dòng)現(xiàn)象以及進(jìn)氣道再起動(dòng)過(guò)程中的非定常特性卻鮮有相關(guān)的試驗(yàn)研究。鑒于上述兩種現(xiàn)象的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化相對(duì)較小，因此近年來(lái)的研究還是停留在仿真[25-27]和定常的測(cè)量手段[28-29]上，而這顯然不能夠完全揭示其中的現(xiàn)象和流動(dòng)機(jī)理。對(duì)此，本文結(jié)合一截短的高超聲速進(jìn)氣道模型，針對(duì)其在低馬赫不起動(dòng)和再起動(dòng)過(guò)程中出現(xiàn)的非定常流動(dòng)現(xiàn)象開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，并對(duì)其中的流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了分析。

1 研究對(duì)象

為配合現(xiàn)有的風(fēng)洞條件(最大風(fēng)洞馬赫數(shù)為3.8)，并盡可能真實(shí)地模擬高超聲速進(jìn)氣道中的流動(dòng)，在設(shè)計(jì)相應(yīng)的進(jìn)氣道模型時(shí)，假設(shè)該進(jìn)氣道的上游還存在一級(jí)壓縮面為10°折轉(zhuǎn)角的虛擬壓縮面，經(jīng)過(guò)該壓縮面后，可使高超聲速來(lái)流減速至風(fēng)洞馬赫數(shù)范圍內(nèi)，因此該實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯?shí)際上為將一級(jí)壓縮面截短后的高超聲速進(jìn)氣道(圖1)。該進(jìn)氣道設(shè)計(jì)在風(fēng)洞來(lái)流馬赫數(shù)3.8狀態(tài)下封口，二級(jí)壓縮面和唇罩處的氣流折轉(zhuǎn)角分別為10°和8°，進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比為1.53。喉道口后緊接的等截面隔離段通道高為15 mm、寬為40 mm，且和風(fēng)洞自由流方向的夾角為10°，以匹配虛擬一級(jí)壓縮面的氣流偏折。在模型內(nèi)流道的兩側(cè)安裝有兩塊光學(xué)玻璃以進(jìn)行流場(chǎng)顯示，其可視區(qū)域?yàn)?10 mm×15 mm，在高度方向覆蓋了整個(gè)內(nèi)通道。此外，為了獲得瞬態(tài)的壁面壓強(qiáng)信息，在進(jìn)氣道模型的前體壓縮面(測(cè)點(diǎn)R1-R9)和內(nèi)通道上下壁面(測(cè)點(diǎn)C1-C13和測(cè)點(diǎn)D1-D7)上共布置了29個(gè)動(dòng)態(tài)壓力傳感器，具體如圖1所示。然而若干個(gè)傳感器在試驗(yàn)過(guò)程中出現(xiàn)了損壞，損壞的測(cè)點(diǎn)在圖中使用空心黑框進(jìn)行了標(biāo)注，并在隨后的壓力數(shù)據(jù)處理中被剔除。

另外，在流道的出口設(shè)置了二元楔形堵塊來(lái)模擬燃燒可能導(dǎo)致的流動(dòng)堵塞。楔形堵塊的全頂角為40°，其尖點(diǎn)位于燃燒室流道的半高處，可在步進(jìn)電機(jī)的控制下沿流向移動(dòng)，以在流道出口附近形成可控的流動(dòng)壅塞。出口堵塞度TR定義為

TR=(1-Ath,plug/Acombustor)×100%

(1)

式中：Ath,plug為堵塊附近形成的喉道面積;Acombustor為燃燒室橫面積。

圖1 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Wind tunnel test model

2 試驗(yàn)條件及測(cè)試手段

本文中的風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)的超聲速流動(dòng)機(jī)理試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行。該試驗(yàn)臺(tái)為一自由射流式超聲速風(fēng)洞，其主要由過(guò)渡段、穩(wěn)定段、噴管段、試驗(yàn)艙以及下游真空罐組成。風(fēng)洞采用真空抽吸式運(yùn)行，上游為環(huán)境大氣，下游與真空罐相連通，運(yùn)行過(guò)程中，試驗(yàn)臺(tái)將環(huán)境空氣直接吸入，并通過(guò)噴管加速至超聲速，在經(jīng)過(guò)試驗(yàn)段后通過(guò)擴(kuò)壓器收集，最后進(jìn)入真空罐內(nèi)。通過(guò)下游真空罐的抽吸，可以保證風(fēng)洞連續(xù)運(yùn)行的時(shí)間t>20 s。風(fēng)洞通過(guò)其上游較大口徑的過(guò)渡段直接從大氣中收集氣體，不僅避免了下吹式風(fēng)洞所需的復(fù)雜供氣系統(tǒng)，而且使來(lái)流的均勻性更好，提高了風(fēng)洞流場(chǎng)的品質(zhì)。風(fēng)洞噴管出口尺寸為200 mm×200 mm，試驗(yàn)艙的兩側(cè)壁安裝有厚度20 mm的光學(xué)玻璃作為光學(xué)觀察窗，尺寸為280 mm×205 mm，以便對(duì)試驗(yàn)艙內(nèi)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牧鲌?chǎng)進(jìn)行光學(xué)觀測(cè)。由于單個(gè)噴管只能滿足特定馬赫數(shù)的試驗(yàn)需求，為此風(fēng)洞噴管設(shè)計(jì)為可更換部件，并設(shè)計(jì)和加工了多個(gè)典型馬赫數(shù)(最高為Ma=3.8)的噴管。依據(jù)本文的研究目標(biāo)，對(duì)應(yīng)的研究工作主要在相對(duì)較低的馬赫數(shù)Ma=3.0下開展，表1給出了此時(shí)風(fēng)洞相應(yīng)的來(lái)流參數(shù)。

試驗(yàn)中通過(guò)在模型上安置動(dòng)態(tài)壓力傳感器對(duì)壓力進(jìn)行實(shí)時(shí)記錄。傳感器固有頻率為50 kHz，壓力傳感器感轉(zhuǎn)換出來(lái)的電信號(hào)采用NI公司的6255采集卡進(jìn)行采集，其采樣時(shí)間覆蓋了風(fēng)洞的整個(gè)工作過(guò)程，單通道采樣率為20 kB/s。另外，采用瑞士IDT公司的MotionPro Y5高速攝影儀對(duì)模型的進(jìn)口段及內(nèi)流道流態(tài)進(jìn)行了觀察，本試驗(yàn)中的拍攝頻率設(shè)置為1 500幀/s。為了滿足高速拍攝時(shí)攝影儀對(duì)進(jìn)光量的需求，試驗(yàn)中專門定制了高亮度的LED燈作為光源，并配備了400 mm f/5.6鏡頭 (Nikon Nikkor)進(jìn)行拍攝。在試驗(yàn)過(guò)程中，當(dāng)風(fēng)洞流場(chǎng)完全建立后，利用外部脈沖信號(hào)觸發(fā)高速攝影儀，該觸發(fā)信號(hào)同時(shí)還被數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄，以實(shí)現(xiàn)壓力測(cè)量與紋影攝像間的同步。

表1 超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)的試驗(yàn)條件Table 1 Test conditions of supersonic wind tunnel test

3 不起動(dòng)過(guò)程

為了探究該進(jìn)氣道在低來(lái)流馬赫數(shù)下的進(jìn)氣道不起動(dòng)特性，本文擬通過(guò)調(diào)節(jié)模型的攻角α達(dá)到改變進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)的目的，從而模擬實(shí)際情況下來(lái)流馬赫數(shù)的變化。對(duì)此本文在來(lái)流馬赫數(shù)Ma=3.0狀態(tài)下選擇了3個(gè)攻角，其具體的攻角狀態(tài)和進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)如表2所示。試驗(yàn)中為了排除來(lái)自通道下游的影響，試驗(yàn)過(guò)程中下游堵錐將一直被設(shè)定在完全放開的狀態(tài)(TR=0%)。

依照表2中進(jìn)口前馬赫數(shù)由低到高的排布規(guī)律，本文首先選取了0°攻角下對(duì)應(yīng)進(jìn)口馬赫數(shù)Ma=2.5的狀態(tài)進(jìn)行分析。圖2給出了該狀態(tài)下進(jìn)氣道隨風(fēng)洞起動(dòng)時(shí)的流場(chǎng)紋影照片，可以看到此刻即使進(jìn)氣道下游堵錐已完全放開，進(jìn)口前仍存在一較大的分離包。與此同時(shí)，該分離包的誘導(dǎo)激波已完全跨過(guò)進(jìn)氣道唇罩，產(chǎn)生了一定程度的溢流，也就是說(shuō)此時(shí)的進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)。鑒于下游已完全放開，且口部存在巨大的分離包堵塞了通道，因此可將此時(shí)的不起動(dòng)現(xiàn)象歸為喉道壅塞導(dǎo)致的不起動(dòng)。結(jié)合試驗(yàn)測(cè)得的紋影數(shù)據(jù)來(lái)看，該狀態(tài)下的低馬赫數(shù)不起動(dòng)流場(chǎng)并非穩(wěn)態(tài)定常的，其內(nèi)部充斥著一定強(qiáng)度的非定常性。為此，在圖3中分別給出了試驗(yàn)中口部分離包分別處于最大和最小狀態(tài)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，可以看到分離包誘導(dǎo)激波在進(jìn)氣道唇口附近不停地?cái)[動(dòng)。

針對(duì)上述振蕩流場(chǎng)，接下來(lái)繼續(xù)結(jié)合瞬態(tài)壓力數(shù)據(jù)對(duì)其進(jìn)行進(jìn)一步的分析。鑒于其不起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的非定常性，本文選取了一段長(zhǎng)1 s的壓力樣本區(qū)間，旨在排除瞬態(tài)效應(yīng)的影響，并從中計(jì)算得到了進(jìn)氣道壁面靜壓p的時(shí)均值paver(圖3(a))和脈動(dòng)均方根值prms(圖3(b))沿程分布曲線。壓力數(shù)據(jù)均采用來(lái)流靜壓p0進(jìn)行無(wú)量綱化處理?？梢钥吹剑?由于進(jìn)口部分離包在不斷地漲大和縮小， 而越靠近進(jìn)口的測(cè)點(diǎn)受分離區(qū)內(nèi)高壓的影響越大，因此前體壓縮面測(cè)點(diǎn)的壓力脈動(dòng)值

表2 低馬赫不起動(dòng)研究車次狀態(tài)Table 2 Run list in low Mach number unstart process

圖2 0°攻角下進(jìn)氣道通流不起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.2 Unstart flow pattern of inlet flow passage at α=0°

圖3 0°攻角下進(jìn)氣道通流不起動(dòng)階段沿程靜壓分布Fig.3 Distribution of static pressure of unstarted inlet flow passage at α=0°

不斷增大，同樣也伴隨著時(shí)均壓力的增大。而到了進(jìn)氣道進(jìn)口段，在通道內(nèi)唇罩激波、反射激波的作用下，壓縮面?zhèn)鹊膲毫r(shí)均值依舊持續(xù)上升，而其壓力脈動(dòng)值受激波入射位置影響較大，因此呈現(xiàn)出小幅的波浪式起伏。于此同時(shí)，在另一側(cè)的唇罩，最上游的C1測(cè)點(diǎn)由于受到分離誘導(dǎo)激波的連續(xù)掃掠，其時(shí)均值(14.2p0)和脈動(dòng)值(0.9p0)均為極大值，而緊接其后的C2測(cè)點(diǎn)則是在分離包后膨脹扇的作用下壓力大幅下降。在此之后的通道內(nèi)時(shí)均壓力依舊不斷升高，最后穩(wěn)定在10p0左右，并且通道內(nèi)上下壁面的壓力非常接近，這也就是說(shuō)此時(shí)通道后半段內(nèi)的流速已相對(duì)較低，通道內(nèi)無(wú)明顯的波系結(jié)構(gòu)。而另一方面，通道內(nèi)下游測(cè)點(diǎn)由于遠(yuǎn)離了作為擾動(dòng)源的分離包，且下游并無(wú)堵錐的干擾，其壓力脈動(dòng)均方根值也將不斷減小，最后趨于穩(wěn)定在0.09p0附近。

由上文的分析可知，該進(jìn)氣道在0°攻角下未能起動(dòng)，且表現(xiàn)出了一定幅度的振蕩。為了獲得該流場(chǎng)的振蕩特性，圖4給出了整個(gè)流程中壓力脈動(dòng)最大的C1測(cè)點(diǎn)壓力功率譜密度(Power Spectral Density,PSD) 分布，以表征整個(gè)流場(chǎng)的振蕩特性,f為頻率?？梢钥吹紺1測(cè)點(diǎn)壓力信號(hào)中并未出現(xiàn)穩(wěn)定的周期性振蕩和振蕩基頻，其振蕩能量主要集中在400 Hz以下。而該振蕩頻率較接近無(wú)窮遠(yuǎn)下游反饋影響下的分離流振蕩頻率[30]，即該擾動(dòng)主要是來(lái)自于分離包自身的非定常性。且通道下游敞開，缺乏形成穩(wěn)定振蕩反饋的聲速截面，因此該分離包的壓力擾動(dòng)并未在下游得到放大和反饋，進(jìn)而也未出現(xiàn)穩(wěn)定的振蕩基頻。

圖4 0°攻角下進(jìn)氣道通流不起動(dòng)階段 C1測(cè)點(diǎn)壓力信號(hào)Fig.4 Pressure signals of C1 point in unstarted inlet flow passage at α=0°

圖5 -2°攻角下進(jìn)氣道通流不起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.5 Unstart flow pattern of inlet flow passage at α=-2°

圖6 -2°攻角下進(jìn)氣道通流不起動(dòng)階段靜壓分布Fig.6 Distribution of static pressure of unstarted inlet flow passage at α=-2°

接下來(lái)通過(guò)減小進(jìn)氣道攻角，以獲得進(jìn)口馬赫數(shù)的增大對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律。圖5首先給出的是-2°攻角下進(jìn)氣道隨風(fēng)洞起動(dòng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，雖然口部分離包依舊存在較大幅度的振蕩，但是其在形態(tài)上較0°攻角狀態(tài)已大幅減小。并且當(dāng)分離包處于最大狀態(tài)時(shí)，其分離誘導(dǎo)激波才剛跨過(guò)唇罩。而當(dāng)分離包處于最小狀態(tài)時(shí)，其已完全退回到進(jìn)口段內(nèi)，對(duì)應(yīng)的分離誘導(dǎo)激波強(qiáng)度也大大減弱。也就是說(shuō)在該狀態(tài)的大部分時(shí)間內(nèi)，該進(jìn)氣道仍是處于起動(dòng)狀態(tài)的。同樣的，在圖6中給出了此時(shí)進(jìn)氣道的沿程壓力的時(shí)均值和脈動(dòng)均方根值的分布。時(shí)均值分布上，壓縮面?zhèn)葴y(cè)點(diǎn)的壓力變化趨勢(shì)和0°攻角的非常相似，均呈現(xiàn)出一種連續(xù)上升的趨勢(shì)。唇罩側(cè)的壓力由于受分離包誘導(dǎo)斜激波后移的影響，唇罩壓力的極大值點(diǎn)也逐漸向下游移動(dòng)，在這之后的通道下游，上下壁面壓力的時(shí)均值逐漸靠近，并趨于穩(wěn)定。另一方面，在脈動(dòng)均方根值分布上，和前文的試驗(yàn)結(jié)果也非常相似，由于受到分離包誘導(dǎo)激波不停掃掠的影響，其進(jìn)口段唇罩側(cè)測(cè)點(diǎn)壓力的均方根值要遠(yuǎn)大于壓縮面的和通道內(nèi)的。除此之外，其極大值點(diǎn)也由之前的C1測(cè)點(diǎn)后移至C2測(cè)點(diǎn)。圖7給出了脈動(dòng)最劇烈的C2測(cè)點(diǎn)壓力功率譜密度分布，類似于圖4，并未出現(xiàn)明顯的振蕩基頻。

圖7 -2°攻角下進(jìn)氣道通流不起動(dòng)階段C2測(cè)點(diǎn) 壓力功率譜密度分布Fig.7 Distribution of power spectral density of C2 point in unstarted inlet flow passage at α=-2°

圖8 -4°攻角下進(jìn)氣道通流起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.8 Start flow pattern of inlet flow passage at α=-4°

在上文攻角狀態(tài)的基礎(chǔ)上，繼續(xù)減小攻角至-4°，進(jìn)口馬赫數(shù)增加至Ma=2.7。在進(jìn)氣道流場(chǎng)建立之初，在進(jìn)口段依舊存在一個(gè)分離包(圖8)，占據(jù)了通道約1/3的高度。但是該分離包并未出現(xiàn)類似上文的大幅振蕩，且其分離包誘導(dǎo)激波并未跨過(guò)唇罩，也就是說(shuō)此時(shí)進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)。另一方面，通道的沿程壓力在時(shí)均值(圖9)和脈動(dòng)均方根值(圖10)分布規(guī)律上和前述2個(gè)狀態(tài)相類似，但是其通道后半段上下壁面的時(shí)均壓力開始交替出現(xiàn)波動(dòng)，這表明通道內(nèi)開始出現(xiàn)較強(qiáng)的激波反射現(xiàn)象了。此外，由于分離包振蕩幅度的大幅減小，因此通道內(nèi)的壓力脈動(dòng)均方根值相較上文2個(gè)狀態(tài)也整體大幅降低。

圖9 -4°攻角下進(jìn)氣道通流起動(dòng)階段靜壓時(shí)均值分布Fig.9 Distribution of time-averaged static pressure of started inlet flow passage at α=-4°

圖10 -4°攻角下進(jìn)氣道通流起動(dòng)階段靜壓脈動(dòng) 均方根值分布Fig.10 RMS static pressure distribution of started inlet flow passage at α=-4°

然而在試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，圖8(a)所示的口部分離包狀態(tài)并不是穩(wěn)定的狀態(tài)，在隨后的穩(wěn)定吹風(fēng)過(guò)程中，分離包將突然被完全吞入通道內(nèi)(圖8(b))。為了區(qū)分2個(gè)狀態(tài)，本文稱留有分離包的狀態(tài)為未完全起動(dòng)狀態(tài)，分離包被吞入為完全起動(dòng)狀態(tài)。由于沒(méi)有了分離包及其誘導(dǎo)激波的影響，其上唇罩側(cè)的壓力時(shí)均值大幅降低，而上進(jìn)口段測(cè)點(diǎn)的壓力脈動(dòng)均方根值也是隨之同步降低。對(duì)于該現(xiàn)象，本文認(rèn)為此時(shí)的進(jìn)氣道恰好處于非常敏感的臨界起動(dòng)狀態(tài)，因此初始進(jìn)氣道隨風(fēng)洞起動(dòng)時(shí)在進(jìn)口處產(chǎn)生了較大的分離包。但是該流場(chǎng)并不是穩(wěn)定的，在受到擾動(dòng)后，該分離包將被完全吞入通道內(nèi)，至此進(jìn)氣道就實(shí)現(xiàn)了完全起動(dòng)。

4 再起動(dòng)過(guò)程

由上文的分析可知，該進(jìn)氣道在-4°攻角下就已實(shí)現(xiàn)了起動(dòng)，但是其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)并不穩(wěn)定。對(duì)此，本文接下來(lái)將繼續(xù)減小攻角至-6°(進(jìn)口馬赫數(shù)Ma=2.8)，在保證進(jìn)氣道能正常起動(dòng)的同時(shí)，通過(guò)對(duì)尾錐電機(jī)的控制獲得了進(jìn)氣道從起動(dòng)到不起動(dòng)再起動(dòng)的全過(guò)程，并檢驗(yàn)了該進(jìn)氣道在此狀態(tài)下的再起動(dòng)能力。首先給出的是進(jìn)氣道通流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)(圖11)，此刻進(jìn)氣道捕獲波系正常建立，進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)，且在進(jìn)口段未再出現(xiàn)大范圍的分離，進(jìn)口處產(chǎn)生的激波和膨脹扇交替反射并向下游傳去。

試驗(yàn)中，通過(guò)控制電機(jī)臺(tái)階式進(jìn)錐+退錐組合的控制方式獲得了該進(jìn)氣道從起動(dòng)到不起動(dòng)，最后再起動(dòng)的全動(dòng)態(tài)過(guò)程。這其中進(jìn)錐和退錐的次數(shù)均為10次(錐位01-10為進(jìn)錐，錐位10-19為退錐)，為了增強(qiáng)進(jìn)/退錐的可對(duì)比性，進(jìn)錐和退錐的行程為一一對(duì)應(yīng)的，表3中列出了進(jìn)退錐過(guò)程中各錐位所對(duì)應(yīng)的堵塞度TR值。

圖11 -6°攻角下進(jìn)氣道通流起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.11 Start flow pattern of inlet flow passage at α=-6°

接下來(lái)將進(jìn)一步地對(duì)該再起動(dòng)過(guò)程進(jìn)行深入的分析，為了獲得對(duì)整個(gè)動(dòng)態(tài)過(guò)程最直觀的認(rèn)識(shí)，圖12中給出了整個(gè)進(jìn)錐和退錐過(guò)程中的最下游D7測(cè)點(diǎn)的壓力時(shí)間曲線?？梢钥吹秸麄€(gè)壓力歷程大體上以錐位10為對(duì)稱軸，呈對(duì)稱分布。但是在進(jìn)氣道剛進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)(02-03錐位)和回到起動(dòng)狀態(tài)前的(17-18錐位)壓力信號(hào)特性存在較大差異，存在一定的遲滯。對(duì)此，接下來(lái)將逐步展開詳細(xì)的對(duì)比和分析。

由圖12可以看到在錐位02下游壓力仍未傳至D7測(cè)點(diǎn)，在隨后的錐位03(TR=20.2%)出現(xiàn)了明顯的壓力振蕩，但是其振蕩幅值卻遠(yuǎn)低于后續(xù)錐位的壓力振蕩幅值，該種類型的振蕩往往被稱為“小喘”狀態(tài)。圖13中詳細(xì)給出了該錐位平臺(tái)下的最下游測(cè)點(diǎn)壓力信號(hào)時(shí)間歷程和其功率譜密度分布?？梢钥吹剑m然該狀態(tài)下的壓力振蕩幅度并不穩(wěn)定，但是其壓力信號(hào)的功率譜密度分布中已出現(xiàn)了明顯的能量集中，即振蕩基頻。

結(jié)合紋影結(jié)果，圖14中給出了在該“小喘”階段口部分離包依次處于最大和最小狀態(tài)時(shí)刻的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)?？梢钥吹剑词故窃诳诓糠蛛x包處于最小的狀態(tài)時(shí)，其分離誘導(dǎo)激波依然位于進(jìn)口前，并未被吞入通道內(nèi)。整個(gè)“小喘”過(guò)程表現(xiàn)為口部分離誘導(dǎo)激波在進(jìn)氣道口外的小幅振蕩。而通道內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較第3節(jié)中的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)顯得更加復(fù)雜，且振蕩幅度也更大。對(duì)此，圖15中也同樣給出了壓力時(shí)均值和脈動(dòng)均方根值的沿程分布曲線。對(duì)比上文的低馬赫數(shù)不起動(dòng)狀態(tài)的結(jié)果(圖3)發(fā)現(xiàn)，兩者的壓力時(shí)均值分布規(guī)律非常相似，但是脈動(dòng)值在通道內(nèi)的變化規(guī)律卻存在較大的差別。低馬赫數(shù)不起動(dòng)狀態(tài)下的通道壓力脈動(dòng)值沿程基本保持不變，但是在“小喘”狀態(tài)下卻呈現(xiàn)出沿流向不斷增大的趨勢(shì)。這是由于下游堵錐的前移在通道下游形成了流動(dòng)壅塞，因此由上游分離包產(chǎn)生的擾動(dòng)在往下游傳播的過(guò)程中得到了放大。

表3 錐位和對(duì)應(yīng)的堵塞度

圖12 -6°攻角下再起動(dòng)過(guò)程D7測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)信號(hào)和 電機(jī)控制信號(hào)的時(shí)間歷程Fig.12 Pressure time histories of D7 point and motor control signals of restart process at α=-6°

圖13 -6°攻角下進(jìn)氣道“小喘”階段D7測(cè)點(diǎn)壓力 信號(hào)(TR=20.2%)Fig.13 Pressure signals of D7 point for inlet at α=-6° during little buzz period (TR=20.2%)

圖14 -6°攻角下進(jìn)氣道“小喘”不起動(dòng)流場(chǎng) 結(jié)構(gòu)(TR=20.2%)Fig.14 Unstart flow pattern of inlet at α=-6° during little buzz period (TR=20.2%)

隨著堵塞度的增大，進(jìn)氣道出口流動(dòng)壅塞程度加劇，進(jìn)氣道進(jìn)入到“大喘”振蕩階段。無(wú)論是其通道內(nèi)的壓力脈動(dòng)量(圖12)還是口外不起動(dòng)波系運(yùn)動(dòng)幅度均將得到大幅增長(zhǎng)(圖16)。由上文可知，近年來(lái)國(guó)內(nèi)外的學(xué)者對(duì)“大喘”振蕩現(xiàn)象和機(jī)理的研究已開展了大量的研究工作，并取得了一定的共識(shí)。其中，Tan[16]提出了一種以進(jìn)口溢流量為擾動(dòng)源，對(duì)流、激波串運(yùn)動(dòng)和聲波3種擾動(dòng)傳播方式相互接力構(gòu)成的擾動(dòng)信號(hào)閉環(huán)模式。然而由于該部分并不是本文的研究重點(diǎn)，因此本文在這就不再進(jìn)行過(guò)多的贅述。

圖15 -6°攻角下進(jìn)氣道“小喘”不起動(dòng)階段 靜壓分布(TR=20.2%)Fig.15 Distribution of static pressure of unstart inlet at α=-6° during little buzz period (TR=20.2%)

依照表3中的錐位和堵塞度對(duì)應(yīng)關(guān)系可見，當(dāng)堵錐前進(jìn)至第10個(gè)錐位(TR=61.2%)后，堵錐開始回退，也即導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)的因素將被逐漸移除，進(jìn)氣道進(jìn)入到再起動(dòng)階段。為了對(duì)比在喘振階段中流場(chǎng)的歷史效應(yīng)和進(jìn)錐時(shí)序的影響，表4中列出了典型喘振錐位下的D7測(cè)點(diǎn)喘振特性參數(shù)。可以看到在出現(xiàn)“大喘”的堵塞度下，D7測(cè)點(diǎn)的壓力脈動(dòng)特性無(wú)論是振蕩基頻、時(shí)均值還是脈動(dòng)均方根值均只決定于此刻的堵塞度，與其歷史錐位無(wú)關(guān)。然而在“小喘”堵塞度(TR=20.2%)下，進(jìn)錐時(shí)(錐位03)和退錐時(shí)(錐位17)的壓力脈動(dòng)特性卻出現(xiàn)了偏差，雖然此時(shí)兩者均保持著穩(wěn)定的振蕩，但是退錐時(shí)的壓力脈動(dòng)量和頻率要明顯大于進(jìn)錐時(shí)的。

然而存在于上述兩個(gè)“小喘”錐位中振蕩特性的偏差，在其各自的下一個(gè)對(duì)稱錐位02和錐位18中得到了放大。結(jié)合圖13可以看到，進(jìn)錐錐位02通道最下游測(cè)點(diǎn)仍未受到下游高壓的干擾，其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和沿程壓力特性和通流流場(chǎng)相同。然而在同樣堵塞度下的退錐錐位18卻出現(xiàn)了明顯的壓力振蕩?？梢娫谶M(jìn)氣道從之前的“小喘”喘振狀態(tài)恢復(fù)至起動(dòng)流場(chǎng)前，流場(chǎng)出現(xiàn)了遲滯現(xiàn)象。對(duì)此，接下來(lái)將進(jìn)一步對(duì)比分析“小喘”錐位17和遲滯錐位18的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和振蕩特性，以增進(jìn)對(duì)該類現(xiàn)象的理解和認(rèn)識(shí)。

圖16 -6°攻角下進(jìn)氣道“大喘”不起動(dòng)流場(chǎng) 結(jié)構(gòu)(TR=61.2%)Fig.16 Unstart flow pattern of inlet at α=-6° during big buzz period (TR=61.2%)

表4 典型喘振錐位下的D7測(cè)點(diǎn)喘振特性參數(shù)Table 4 Characteristic parameters of typical plug positions under buzz state

ParameterPlugposition0911071305150317TR/%56．756．747．5647．5638．4438．4420．220．2Frequency/Hz254256239237222222178186Time?averaged(p0)13．0113．0412．3512．2911．6411．7210．6010．62RMS(p0)2．762．742．582．582．292．330．500．69

圖17 -6°攻角進(jìn)氣道錐位18下流場(chǎng)結(jié)構(gòu) (TR=11.1%)Fig.17 Flow pattern of inlet at α=-6°,plug 18 (TR=11.1%)

圖18 -6°攻角進(jìn)氣道錐位18下D7測(cè)點(diǎn)壓力信號(hào) (TR=11.1%)Fig.18 Pressure signals of D7 point of inlet at α=-6°,plug 18(TR=11.1%)

首先，圖17中給出了錐位18下對(duì)應(yīng)的振蕩流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，對(duì)比之前的“小喘”振蕩流場(chǎng)(圖14)可見，兩者均表現(xiàn)為口部分離誘導(dǎo)激波在進(jìn)口處的小幅振蕩，但是其激波振蕩幅度較“小喘”階段有所減弱。而在壓力信號(hào)方面，圖18給出了錐位18下D7測(cè)點(diǎn)的壓力時(shí)間曲線及其功率譜密度分布，可見錐位18下的壓力信號(hào)并未出現(xiàn)如之前“小喘”時(shí)的周期性壓力振蕩，反而呈現(xiàn)出一種類似上文所描述的低馬赫數(shù)不起動(dòng)中出現(xiàn)的無(wú)規(guī)律振蕩。更進(jìn)一步的，圖19對(duì)比給出了錐位17和錐位18下的沿程壓力時(shí)均值和脈動(dòng)值分布曲線，可以看到在時(shí)均值分布上，2個(gè)錐位基本重合，只是在進(jìn)口段分離包位置，由于其分離包振蕩幅度的減小，錐位18的壓力時(shí)均值要略低于錐位17。然而兩者在壓力脈動(dòng)值分布規(guī)律上卻相差較大(圖19(b))，尤其在進(jìn)氣道通道內(nèi)，錐位17呈現(xiàn)為沿程遞增的變化趨勢(shì)，而錐位18則整體維持在一個(gè)較低值(0.13p0)?？梢娫阱F位18時(shí)，進(jìn)氣道通道下游并未形成類似錐位17的流動(dòng)壅塞，因此無(wú)法對(duì)上游分離包產(chǎn)生的擾動(dòng)進(jìn)行放大和反饋，進(jìn)而無(wú)法建立周期性振蕩。并且錐位18的沿程壓力脈動(dòng)值分布和低馬赫不起動(dòng)狀態(tài)的分布(圖3)非常相似，其沿程壓力脈動(dòng)峰值均出現(xiàn)在喉道附近，且通道內(nèi)壓力脈動(dòng)值也維持在一個(gè)較低值附近(0.1p0)。

圖19 錐位17及錐位18下壓力分布對(duì)比Fig.19 Comparison of pressure distribution under plug 17 and plug 18

綜上可知，隨著堵錐不斷回退，在進(jìn)氣道從“小喘”狀態(tài)向起動(dòng)狀態(tài)過(guò)渡的過(guò)程中，將先跳出“小喘”振蕩階段進(jìn)入到類似低馬赫不起動(dòng)的口部分離包自激振蕩階段，同時(shí)在該過(guò)程中捕捉到了口部分離包吞入的遲滯現(xiàn)象。之后伴隨著堵錐的繼續(xù)回退，口部分離包被吞入通道內(nèi)，進(jìn)氣道才恢復(fù)到初始的完全起動(dòng)狀態(tài)。并且可以看到此時(shí)和初始通流狀態(tài)的沿程壓力分布基本完全重合(圖20)，也就是說(shuō)該進(jìn)氣道在此狀態(tài)下能夠順利的再起動(dòng)。

圖20 -6°攻角下進(jìn)氣道起動(dòng)和再起動(dòng)時(shí)刻壓力時(shí) 均值分布Fig.20 Time-averaged pressure distribution during inlet start and restart at α=-6°

5 結(jié) 論

1) 試驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)進(jìn)氣道處于低馬赫數(shù)不起動(dòng)時(shí)，在進(jìn)氣道口部形成了一個(gè)巨大的分離包，該分離包的誘導(dǎo)激波受分離包自身振蕩特性的影響，在唇口附近連續(xù)的小幅振蕩，進(jìn)而給整個(gè)進(jìn)氣道通道內(nèi)引入了一類無(wú)基頻的小幅壓力擾動(dòng)。

2) 隨著進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)的增大，進(jìn)氣道口部分離包逐漸縮小并回退至通道內(nèi)，進(jìn)氣道從不起動(dòng)狀態(tài)過(guò)渡至起動(dòng)狀態(tài)。并在臨界狀態(tài)下，還捕捉到了進(jìn)氣道口部分離包被完全吞入實(shí)現(xiàn)完全起動(dòng)的動(dòng)態(tài)過(guò)程。

3) 當(dāng)進(jìn)氣道處于“小喘”狀態(tài)時(shí)，雖然其小幅的振蕩流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和低馬赫數(shù)不起動(dòng)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)相似，但是由于通道下游形成的壅塞構(gòu)成了擾動(dòng)反饋回路，因此其通道內(nèi)的壓力振蕩表現(xiàn)出了明顯的振蕩頻率特性。

4) 在進(jìn)氣道再起動(dòng)過(guò)程中的分離包吞入階段捕捉到了遲滯現(xiàn)象，進(jìn)氣道從“小喘”階段恢復(fù)至起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，由于下游高壓的存在使得分離包未能完全吞回，流場(chǎng)出現(xiàn)了類似低馬赫不起動(dòng)時(shí)的無(wú)基頻小幅振蕩。最后該振蕩隨著通道下游完全敞開、口部分離包的吞入而逐漸消失，進(jìn)氣道也順利地恢復(fù)到了起動(dòng)狀態(tài)。

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TestoflowMachnumberunstartandrestartprocessesofhypersonicinlet

WANGChenxi1，TANHuijun1，*，ZHANGQifan1，SUNShu2

1.JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystem,CollegeofEnergyandPowerEngineering，NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.CollegeofCivilAviation,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

Toenrichtheunderstandingofthemechanismforhypersonicinletunstart,awindtunneltestisconductedtoinvestigatethelowMachnumberunstartandrestartofatruncatedtwo-dimensionalhypersonicinlet.Byvaryingtheinletangleofattackandthedownstreamchokingdegree,thevariationoftheinletflowMachnumberandheatreleaseofcombustioninrealflightconditionsaresimulatedinthistest.Thehigh-speedSchlierenimagingtechnologyandtime-resolvedpressuremeasurementsareusedtorecordtheinstantaneousflowpatternandsurfacepressuresignals.TheresultsshowthatduringtheunstartprocessatlowMachnumber,theseparationbubbleinducedobliqueshockisinfluencedbytheoscillationcharacteristicoftheseparationbubble,andoscillatesslightlyaroundthecowlliptointroduceatypeofsmall-amplitudedisturbancewithoutbasefrequency.ThisdisturbancegraduallydisappearswiththeincreaseoftheMachnumberandrestartoftheinlet.Hysteresisofswallowofseparationbubbleisalsoobservedinthetest.Whentheinletrecoveriesfromthelittlebuzzlestatetothestartstate,theseparationbubblecannotbefullyswallowedduetothepresenceofhighpressuredownstreamduringtherestartprocess,andexhibitsasasmall-amplitudeoscillationsimilartotheoneinlowMachnumberunstartprocess.Theoscillationdoesnotdisappearuntiltheinletexitisfullyopenandtheseparationbubbleintheentranceisswallowedsimultaneously,andthentheinletreturnstostartsuccessfully.

hypersonicinlet;lowMachnumber;unstart;restart;hysteresis

2017-01-18；Revised2017-02-09；Accepted2017-03-20；Publishedonline2017-04-111021

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10.7527/S1000-6983.2017.121146

V211.3

A

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2017-01-18；退修日期2017-02-09；錄用日期2017-03-20；< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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國(guó)家自然科學(xué)基金(11532007)

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