喬文友，余安遠，楊大偉，樂嘉陵2,

1. 西南科技大學 燃燒空氣動力學研究中心，綿陽 621010 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室，綿陽 621000 3. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 吸氣式高超聲速技術研究中心，綿陽 621000

近十幾年來，高超聲速飛行器的設計已經成為航空航天領域的一個熱點，前體/進氣道的一體化設計是其中的關鍵[1-2]。高超聲速飛行器的一體化設計分別對飛行器前體和進氣道提出了更高的要求[3]。對飛行器前體而言，不但要為進氣道提供高品質的預壓縮流場，還應確保進氣道捕獲足夠的流量。相對于傳統(tǒng)的升力體結構，乘波前體可以抑制兩側來流，因而不但具有較高的升阻比，而且還可控制來流的橫向偏轉角，目前已經成為高超聲速飛行器設計領域一個主要的研究方向[4-5]。對于進氣道來說，在對來流進行高效壓縮的同時還應滿足結構形狀、作用力矩及熱防護等要求。目前，內轉式進氣道由于其優(yōu)越的氣動性能，在吸氣式高超聲速推進系統(tǒng)設計中的應用越來越廣泛。

在腹部進氣的一體化設計中，由于內轉式進氣道入射激波曲面一般為三維內收縮錐形狀，這使得進氣道唇口與飛行器前體激波很難貼合，進而帶來較大的流量損失。此外，內轉式進氣道對來流的均勻性要求較高，進一步加大了內轉式進氣道與飛行器前體進行一體化設計的難度。如HSSW和SR72的前體兩側存在較大的溢流，嚴重影響了進氣道的流量捕獲系數。因此，采用現有內轉式進氣道設計方法很難將內轉式進氣道的唇口型線與前體激波匹配起來，從而影響進氣道的流量捕獲系數。這是因為在設計過程中，如果根據捕獲截面形狀在入射激波中截取進氣道唇口型線，幾乎無法使進氣道唇口型線貼近前體激波曲面；反之，如果采用進氣道入射激波與前體激波相慣的方式確定進氣道的唇口型線，則很難有效控制進氣道的捕獲截面形狀和尺寸，進而難以控制進氣道的捕獲流量。

對于腹部進氣的一體化設計構型，目前普遍采用的設計方案主要有：① 優(yōu)化前體的一體化設計[6-9]，主要針對前體進行優(yōu)化使進氣道入口附近流場盡可能均勻，這類設計方案應用最為廣泛;② 飛 行器前體與進氣道共用基本流場的腹部進氣方式，如賀旭照[10]和尤延鋮[11]等提出的一體化構型；③ 直接在非均勻來流上設計內轉式進氣道的一體化設計方法，主要有澳大利亞昆士蘭大學Smart團隊[12]。這些方案中，前兩種對前體約束較多，設計靈活性較低；第3種方案雖然關注了進氣道唇口型線與前體激波的關系，但很難同時兼顧高流量捕獲與捕獲截面形狀可控的矛盾。為降低內轉式進氣道與飛行器前體一體化設計時的流量損失，并在設計過程中有效控制進氣道的捕獲截面的形狀，需要發(fā)展一種新型的內轉式進氣道一體化設計方法。

本文針對這一問題發(fā)展了一種基于前體激波的乘波前體/內轉式進氣道一體化設計方法，通過調整入射激波形狀，使捕獲截面形狀和進氣道唇口型線能夠與前體激波實現較好匹配，同時兼顧高流量捕獲與捕獲截面形狀可控，并對該進氣道的氣動性能和流動特征進行數值研究。

1 入射激波形狀和沿程馬赫數可控的基本流場設計

目前內轉式進氣道大都采用吻切流方法設計，其中基本流場對進氣道的氣動性能起著決定性的作用。經過最近十幾年的研究，內轉式進氣道的基本流場已經從開始的Busemann流場發(fā)展到性能更加優(yōu)越的彎曲入射激波基本流場。南京航空航天大學張堃元團隊[13-15]對內轉式進氣道基本流場開展了比較深入的研究，提出了沿程壓力/馬赫數分布可控的基本流場設計方法，使進氣道的氣動性能得到較大提升。廈門大學尤延鋮團隊[16-17]在此基礎上還進一步發(fā)展了特征線-流線的流場推進方式，拓展了基本流場的設計方法。這些基本流場設計方法均是通過調節(jié)壓縮面的沿程參數(指定壓縮面形狀或壓力/馬赫數分布規(guī)律)來確定入射激波的，在一體化設計中便會面臨前面所述的問題。

為拓展內轉式進氣道與前體匹配的靈活性，本文通過給定的入射激波形狀和沿程馬赫數分布設計基本流場，設計原理如圖1所示。具體設計步驟為：① 給定入射激波AF的形狀，然后應用逆特征線法[18-19]求解入射激波波后依賴域ABF的流場；② 將入射激波AF的波后依賴域ABF的出口BF作為等熵壓縮段的入口，給定壓縮面BC的沿程馬赫數分布，應用特征線法確定等熵壓縮段區(qū)域BCF的流場參數；③ 給定中心體FD的變化規(guī)律，以等熵壓縮段BCF的流場參數作為來流條件，應用特征線法求解反射激波CF的形狀以及整流區(qū)域CDF的流場參數分布。根據該方法的原理可知，應用該方法可通過調節(jié)入射激波形狀，使捕獲截面與前體激波能夠較好匹配。

2 可匹配前體激波形狀的內轉式進氣道設計方法

本文針對典型的乘波前體，設計與前體激波能夠較好匹配的內轉式進氣道。進氣道的整個設計過程,尤其入射激波形狀的設計需要基于前體激波形狀進行。在設計過程中還需給定捕獲截面形狀以增強內轉式進氣道設計方法的靈活性。具體設計包括前體激波確定和與前體匹配的內轉式進氣道設計兩方面。

2.1 前體激波確定

本文采用與法國JAPHAR計劃飛行器[20]類似的乘波前體，并在前緣設置直徑為4 mm的鈍化前緣。用ICEM軟件生成計算網格，為確保前體激波形狀準確性，計算網格量約為1 500萬。計算來流條件為海拔30 km的高空，飛行馬赫數為7.0；應用商業(yè)軟件Fluent求解該前體的流場結構，對流通量采用二階迎風Roe格式，氣體參數采用分段多項式擬合，黏性系數采用Sutherland公式計算，湍流模型采用Re-Normalization Group (RNG)k-ε模型，壁面為絕熱固壁，近壁邊界采用非平衡壁面函數處理，邊界網格加密確保壁面附近第1層網格y+<10，計算域進出口分別采用壓力遠場和壓力出口邊界條件。本文采用的計算方法已經在文獻[21]中進行了驗證，結果表明該方法完全可以模擬內轉式進氣道中的流動現象。前體構型及數值模擬結果如圖2所示，圖中Ma為馬赫數，VX、VY、VZ為X、Y、Z3個方向的速度分量，圖2(b)中等X截面左側為縱向偏轉角(arctan(VY/VX))等值線圖，右側為橫向偏轉角(arctan(VZ/VX))等值線圖。

圖2 乘波前體的數值模擬結果Fig.2 Results of numerical simulation of waverider forebody

由圖2(a)可知，受鈍化前緣影響，前體激波脫體。前體下方氣流的均勻性如圖2(b)所示，氣流的縱向偏轉角基本上都在4.3°左右；鈍化前緣處的橫向偏轉角大于2°，主流區(qū)域大都分布在0°～1° 之間。綜合分析前體下方氣流的偏轉角分布發(fā)現，縱向偏轉角分布比較均勻，在設計過程中只需對此調節(jié)進氣道基本流場的軸線方向；橫向偏轉角的影響僅局限于前緣附近區(qū)域，設計中對此不做特殊處理。

綜合分析圖2的計算結果可知，雖然給定前體的流場無法實現全流量捕獲，但流場的均勻性較好，仍然可與內轉式進氣道進行一體化設計。因此，本文的內轉式進氣道將基于該前體激波形狀進行，忽略來流均勻性的影響。

2.2 與前體匹配的內轉式進氣道設計

內轉式進氣道的設計采用吻切流方法進行，基本流場的設計則是整個進氣道設計方法的核心，設計步驟如下：

1) 確定可全流量捕獲的進氣道唇口型線(Inlet Full Capture Curve, IFCC)

給定捕獲截面形狀如圖3所示，其邊界可分為前體捕獲流管曲線(Flow Capture Tube, FCT)和進氣道捕獲型線(Inlet Capture Curve, ICC)。其中，FCT由前體前緣線決定，ICC則根據設計需求給定。這兩者交點順來流方向投影至前緣上的點為上唇罩點。本文給定ICC的表達式為

y=a1+b1z+c1z2+d1z3+e1z4z∈[-1,1]

(1)

式中：a1、b1、c1、d1和e1均為無量綱系數，給定a1=1，b1=1.367 80×10-13，c1=4.276 04×10-1，d1=-2.580 16×10-13，e1=5.723 95×10-1。

圖3 可全流量捕獲的進氣道唇口型線Fig.3 Inlet full capture curve

將ICC分別沿y方向和z方向等比例縮放至捕獲截面實際尺寸，然后順來流方向投影至前體激波曲面(如圖2(a))上得到IFCC，如圖3所示。由此可知，當前體完全乘波時，IFCC便與前體前緣線相交，從而以確保進氣道實現全流量捕獲。

2) 確定進氣道基本流場入射激波形狀

將前體激波下游主流方向作為基本流場中心體軸線的方向，將整個前體繞z軸旋轉4.3°，使基本流場前方來流基本保持水平方向。根據IFCC和中心體半徑確定中心體軸線的縱向位置，將IFCC繞中心體軸線旋轉得到一個回轉曲面，該曲面的子午線即為可實現全流量捕獲的入射激波(Inlet Full Capture Incident Shock, IFCIS)，如圖4(a)所示。也就是說，IFCIS為理論上可實現全流量捕獲的入射激波形狀。

將中心體軸線與y軸所在平面定為一個基本平面，并將上唇罩點在中心體軸線的垂點作為基本流場的原點。在改平面內，基于中心體軸線、原點以及過原點與軸線垂直的坐標軸構造基本流場的相對坐標系。整個基本流場的設計均在相對坐標系內完成，設計進氣道時只需將在基本流場內追蹤的流場還原至絕對坐標系即可。

將上唇罩點繞中心體軸線旋轉至基本平面確定基本流場入射激波的起始點，如圖4(b)所示，圖中R為徑向。由圖4(b)可知，由于前體并未完全乘波，使得進氣道上唇罩點與IFCC存在一定距離。因此，在實際中進氣道無法實現全流量捕獲。為確保進氣道具有較高的流量捕獲能力，應在用吻切流方法設計內轉式進氣道時，在確保入射激波物理上存在的前提下盡可能靠近IFCIS。本文給定入射激波形狀表達式為

y=a2+b2x+c2x2+d2x3

(2)

式中：a2、b2、c2和d2為系數。然而，激波存在性問題在數學上還沒有被證明，因此在設計中還需根據激波波后依賴域的特征線網格進行迭代。

為檢驗本文方法的效果，給出了兩條入射激波IS-1和IS-2。其中，IS-1為盡可能靠近IFCIS的入射激波，用以檢驗進氣道波系匹配的效果。由發(fā)動機原理可知，進氣道的捕獲流量對發(fā)動機的推力至關重要。進氣道唇口前突至前體激波上游雖然可以有效提升捕獲流量，但前體激波與進氣道唇口處入射激波之間的相互干擾對總壓恢復系數會產生一定影響。為進一步分析這兩道激波之間的相互干擾對氣動性能的影響，本文設計了入射激波IS-2。該激波中部略微前突至IFCIS上游，從而使進氣道唇口略微前突至前體激波上游。這兩道激波的設計參數分別為

圖4 基本流場入射激波的設計原理圖Fig.4 Design schematic of incident shock in basic flow field

IS-1：a2=1，b2=-2.213 60×10-1，c2=2.702 94 ×10-2，d2=-6.892 41×10-3。

IS-2：a2=1，b2=-2.315 15×10-1，c2=1.694 69×10-2，d2=-4.964 63×10-3。

3) 求解基本流場

基本流場的求解原理如圖1所示：由前體激波下游的流場參數確定基本流場的來流馬赫數為6.21，然后應用激波關系式根據給定的入射激波形狀確定波后流場參數，再應用逆特征線法[18-19]求解入射激波的波后依賴域流場，最后結合壓縮面的沿程馬赫數分布和下邊界形狀求解整個基本流場的參數分布。

壓縮面的沿程馬赫數分布采用三次樣條控制，控制參數如圖5(a)所示。圖中xs、Mas、θs與xe、Mae、θe分別為壓縮面的起始點(圖1中點B)和壓縮面的末端控制點(圖1中點C)處的軸向位置、馬赫數和切線的傾角，xm和Mam為樣條曲線中部控制點的軸向位置和馬赫數。其中，起始位置參數由給定的入射激波形狀控制，其余參數需要根據設計要求給定?；玖鲌鱿逻吔鏔D的給定采用分段函數，其表達式為

(3)

式中：ξ=x-xF，xF為進氣道下唇罩點(圖1中的點F)的軸向位置；L為控制長度；a3、b3和c3為三次多項式的系數；RF和RL分別為點F處和xF+L處的中心體半徑。

為便于對應用IS-1和IS-2兩種激波形狀設計的進氣道對比，本文給定相同的沿程馬赫數分布和下邊界形狀。具體的設計參數為

壓縮面：tanθs=0.2、xe= 5.2，Mae=4.3，tanθe=0.3，xm=0.7xs+0.3xe，Mam=0.6Mas+0.4Mae。

下邊界：a3=0.179 98，b3=-0.197 85，c3=-2.9×10-3，L=0.8，RF=9.612 62×10-2，RL=0.4RF。

圖5 基本流場壓縮邊界的沿程馬赫數分布曲線和馬赫數分布云圖Fig.5 Curve of Mach number distribution along compression boundary and contours of Mach number of basic flow field

應用特征線法求解得到基本流場如圖5(b)所示，基本流場的總體性能如表1所示。表中CR為總收縮比，ICR為內收縮比，Mae、πe和σe分別為基本流場出口的馬赫數、壓比和總壓恢復系數。結合本文基本流場的設計方法可知，入射激波IS-1損失較小，但壓縮邊界末端馬赫數(Mae)相同必然導致反射激波上游等熵壓縮所占比重和氣流偏轉角的上升。在相同的下邊界形狀下，溢流口處反射激波的強度必然上升，從而使反射激波的損失增大。在入射激波和溢流口處反射激波的共同作用下，兩個基本流場出口的總壓恢復系數相當。此外，較小的入射激波損失使得收縮比較大，但相同的壓縮邊界沿程馬赫數分布以及下邊界形狀卻使兩個基本流場的內收縮比基本一致。

表1 基本流場氣動性能Table 1 Aerodynamic performance of basic flow field

4) 生成進氣道型面

圖6 內轉式進氣道型面的設計原理圖Fig.6 Design schematic of inward-turning inlet profile

無黏的進氣道型面生成原理如圖6所示。首先將基本流場入射激波繞中心體軸線旋轉得到入射激波曲面，該曲面與乘波前體在絕對坐標系中的交線即為進氣道上唇口，將ICC順來流方向投影至入射激波曲面得到進氣道下唇口；然后，將進氣道的上下唇口離散為系列點，并根據這些點與中心體軸線的距離在基本流場中追蹤出系列流線，將這些流線偏轉至相應的離散點處，得到無黏的進氣道型面。

本文給定進氣道喉道截面形狀為橢圓，其長短軸之比為1.9。因此，在設計過程中需要通過橫截面過渡技術進行光順。本文應用流線融合技術[22]以及黏性修正技術[23]設計喉道截面可控的進氣道構型。兩個進氣道的總收縮比均為10.0，內收縮比分別為1.98和2.03。

一體化設計中，為便于進氣道與燃燒室匹配，給定隔離段出口為1.3倍喉道面積的圓，長度約7.0倍的喉道當量半徑，出口截面法向與遠前方來流一致。給定隔離段對稱面處上下邊界形狀，并應用商業(yè)軟件UG中的掃掠命令直接生成隔離段的型面。上下邊界的設計非本文研究的重點，不再贅述。最終的進氣道構型如圖6(c)所示。

3 數值模擬

為進行熱防護，在進氣道唇口位置也設置直徑4 mm的鈍化前緣，在進氣道外圍設計唇罩，并通過數值模擬檢驗本文設計方法的效果。數值模擬采用Fluent軟件進行，計算方法與前體流場數值模擬相同。由于模型和流動均為對稱結構，在計算過程中取一半模型生成網格計算。用ICEM軟件生成總數為880萬的結構化網格，壁面附近網格進行加密確保壁面第1層網格y+<10。計算采用來流條件進行初始化，以檢驗進氣道在工作馬赫數范圍內的氣動性能。分別在設計點和不同來流條件下進行數值模擬，檢驗進氣道的氣動性能，同時分析進氣道唇口與前體激波略微干擾時對氣動性能的影響。計算來流條件如表2所示,表中Ma∞為來流馬赫數，H為飛行高度，p∞和T∞為來流靜壓和靜溫。

3.1 設計點時進氣道的氣動性能

圖7給出了應用入射激波IS-1和IS-2設計的進氣道在Ma∞=7.0時的馬赫數分布云圖。由于進氣道鈍化前緣的影響，前體激波與唇口附近產生的局部脫體激波相互干擾，使進氣道的入射激波無法貼近進氣道唇口。然而，進氣道對稱面處的入射激波依然保持貼口，一方面說明前體下方流場的非均勻性對進氣道的影響很小，進而說明該前體和內轉式進氣道可以進行較好的一體化設計；另一方面說明本文基本流場設計方法和黏性修正技術可有效用于此類前體的一體化設計。

表2 計算來流條件Table 2 Incoming flow conditions of calculation

圖7 設計點等X截面和對稱面處的馬赫數分布云圖Fig.7 Mach number contours of X-section and symmetric plane at design point

根據圖4(b)中入射激波IS-1、IS-2與IFCIS的關系可知，基于IS-1設計的進氣道唇口型線基本處在前體激波下游，而基于IS-2設計的進氣道則會有部分唇口前突至前體激波上游。由圖7中前體激波與進氣道唇口的位置關系可知，進氣道的唇口型線與入射激波之間的位置關系基本符合給定的設計條件，說明本文方法可以通過設計入射激波形狀以實現進氣道與前體的匹配。在鈍化前緣的影響下，進氣道唇口附近的波系結構已經發(fā)生明顯變化，因此還需對進氣道內部的流場結構以及氣動性能做進一步分析。

圖8給出了進氣道等X截面壓力分布云圖和極限流線分布，局部放大圖分別給出了進氣道上唇口附近的壓比(π)分布云圖和隔離段內等X截面的總壓恢復系數(σ)云圖。極限流線經過前體激波后基本不發(fā)生偏轉，與圖2中流線偏轉角的分布基本一致。根據進氣道上唇口附近的壓力分布分析可知，由于進氣道上唇口向下游“凹進”(如圖6(b)和圖8所示)產生由兩側至對稱面的橫向壓力梯度，使極限流線向對稱面處逐漸偏轉。在溢流口發(fā)出的反射激波附近，極限流線迅速匯聚并形成較強的流向渦進入隔離段。這是因為溢流口處的反射激波較強，加上此處附面層已經在進氣道外壓縮段內充分發(fā)展，厚度較大，導致激波/附面層干擾強度較大，最終產生了流向渦結構。

圖8 設計點等X截面的壓比和總壓恢復系數云圖及進氣道極限流線分布Fig.8 Pressure ratio and total pressure recovery coefficient contours of X-section and limit streamlines of inlet at design point

在隔離段內部，進氣道兩側的流向渦逐漸向頂部匯聚，使低能流區(qū)域迅速增大。

3.2 進氣道的總體氣動性能

圖9和圖10分別給出了不同來流馬赫數下，應用入射激波IS-1和IS-2設計的進氣道(稱為IS-1和IS-2構型)對稱面和隔離段出口的馬赫數云圖。表3給出了相應的氣動性能,表中φ為流量捕獲系數，Maf、πf、σf和ηKE分別為隔離段出口的馬赫數、壓比、總壓恢復系數和動能效率。從圖9、圖10和表3可以看出，在兩個進氣道的流場結構、出口馬赫數分布以及流場參數基本一致。這說明，當入射激波形狀略有差異時，應用相同的等熵壓縮段設計參數得到的進氣道流場也基本一致。進一步說明，本文基本流場的設計方法可以靈活控制進氣道的壓縮規(guī)律和壓縮程度。

圖9 IS-1構型對稱面和隔離段出口馬赫數云圖Fig.9 Mach number contours of symmetric plane and isolator exit section of IS-1 configuration

綜合分析圖9和圖10中的流場結構發(fā)現，來流經前體激波和進氣道入射激波兩級壓縮，這兩道激波隨飛行馬赫數的降低逐漸遠離進氣道唇口，加大了進氣道溢流，有利于提升進氣道的起動性能。此外，經兩級激波壓縮的進氣道可有效縮短進氣道的長度，進而減輕結構重量[24]。

圖10 IS-2構型對稱面和隔離段出口馬赫數云圖Fig.10 Mach number contours of symmetric plane and isolator exit section of IS-2 configuration

進氣道型面Ma∞φMafπfσfηKEIS-1構型4.50.6842.0521.60.6500.967 7 5.00.7452.2625.60.6020.968 8 6.00.8612.7931.10.5670.975 6 7.00.9623.1640.50.5000.977 7 IS-2構型4.50.7222.0022.60.6400.966 45.00.7762.2522.70.5950.968 06.00.8872.7929.50.5560.974 67.00.9763.1738.90.4870.976 7

隔離段內部的流動結構可結合圖8進行分析，進氣道溢流口發(fā)出的反射激波與附面層相互干擾產生較強的流向渦。在隔離段內，流向渦與上表面的低能流匯聚促使流動損失區(qū)域迅速增大，并在出口產生較大的低能流區(qū)域。溢流口下游雖然沒有較厚的附面層，但是依然產生了較小的流向渦結構。由圖8可知，這對流向渦結構的產生過程為：在溢流口附近較小的橫向壓力梯度作用下，溢流口處鈍化前緣產生的低能流只能順流向進入隔離段；然而在隔離段內部，激波(尤其是肩部發(fā)出的二次反射激波)與壁面相交產生了由兩側至對稱面的橫向壓力梯度，進一步與附面層的相互干擾使低能流向對稱面處匯聚并產生一對方向相反的流向渦結構。

結合表3中的總壓恢復系數σf和動能效率ηKE進行分析可知，當來流馬赫數降低時，隔離段內的激波/附面層干擾強度降低，使得隔離段內和出口的流場品質顯著提升。

由表3可知，在設計點基于IS-2設計的構型比IS-1構型總壓恢復系數σf和動能效率ηKE分別降低2.60%和1.02‰，而流量捕獲系數φ則提升1.45%。這是因為入射激波IS-2的中部相對于IS-1略微前移，導致IS-2構型的唇口在基本流場軸向的投影面積增大，相當于增大了進氣道的實際捕獲面積。換言之，雖然這兩個構型的唇口在自由來流方向上的投影面積相同，但受前體預壓縮的影響，IS-2構型的唇口在前體預壓縮氣流方向上的投影面積(也可稱為相對前體的捕獲截面積)更大。

伴隨來流馬赫數的降低，IS-2構型的流量捕獲系數相對于IS-1構型略有提升，而總壓恢復系數和動能效率的損失卻相對較小。這說明IS-2構型中前體激波與入射激波的干擾對整個進氣道氣動性能的影響較?。粡牟东@流量角度而言，這種設計反而更有利于提升發(fā)動機的推力。

由此可知，當進氣道唇口略微前突時，前體激波與進氣道入射激波的相互干擾未必會對進氣道的氣動性能產生較大影響。此外，當進氣道的流量捕獲系數與總壓恢復系數和動能效率不能兼顧時，對于進氣道設計還需在總體層面結合燃燒室與噴管的性能進行考慮。對于本文提出的設計方法來說，則完全可以根據總體需求設計波系結構，使進氣道的氣動性能進一步提升。

仍然需要強調的是，雖然將進氣道唇口略微前突至前體激波上游時會帶來激波干擾和熱防護問題，但從提升流量捕獲等總體性能而言，將進氣道唇口稍前突還是有利的。

3.3 壁面溫度對波系結構的影響

在高超聲速條件下，絕熱固壁與等溫壁面條件對計算結果有較大影響。而且，在工程實踐中壁面也并非完全的絕熱固壁。為進一步檢驗本文設計方法在高超聲速條件下的應用效果，還需開展等溫壁面的數值模擬，檢驗壁面溫度對本文設計方法的影響。

由于IS-2進氣道的入射激波與前體激波在設計點存在一定干擾，流場狀態(tài)更為復雜。因此采用該構型進行設計狀態(tài)下等溫壁面的數值模擬更具代表性。壁面溫度Tw選取巡航狀態(tài)1 000 K和風洞試驗狀態(tài)300 K兩種情況。計算網格和其余計算條件設置與絕熱固壁條件下的算例一致。計算結果如圖11～圖12和表4所示。

如圖11所示，進氣道入射激波、前體激波以及唇罩激波依然相互干擾，而且各激波的相對位置與圖7中絕熱固壁結果相差很小。這是因為壁面溫度主要影響的區(qū)域包括進氣道和前體的鈍化前緣以及進氣道的壁面附近。這些影響主要體現在氣體熱效應強度以及黏性的大小。在馬赫數為7.0的來流條件下，氣體熱效應僅在鈍化前緣附近有一定影響，對主流區(qū)域的激波形狀影響不大。對于黏性來說，經黏性修正后，前體激波以及進氣道入口激波的形狀在一定程度上兼顧了黏性的影響。這種情況下，這兩道激波形狀主要由前緣附近的型面和兩側溢流情況決定。雖然壁面溫度對附面層厚度有一定的影響，但從激波關系式來看，這些影響并不能使激波形狀產生太大的變化。

圖12給出了進氣道對稱面的溫度(T/T∞)分布。從圖12中可以看出，由于壁面散熱的影響，附面層內的溫度隨壁面溫度的降低而降低，這必然會導致附面層內馬赫數上升。此外，受流場結構影響，對稱面處溫度邊界層與主流之間的分界面形狀沒有發(fā)生較大的變化。這主要是因為在進氣道內部壁面溫度只能影響通道內的黏性，進而影響到附面層的厚度、激波/附面層相互干擾的強度以及通道渦的大小。但是壁面溫度并不能消除這些流動現象。這是因為通道內部的激波是由于氣流在通道內部強制偏轉產生，通道渦則是通過激波/附面層相互干擾產生，并不受壁面溫度直接控制。因此，壁面溫度對該進氣道通道內部的流場結構不會產生太大影響。

圖12 進氣道對稱面溫度分布云圖Fig.12 Temperature contours of inlet symmetric plane

Tw/KφMafπfσfηKE1 0000.9783.2536.30.5100.964 13000.9833.3433.60.5290.950 6

由表4可知，隨壁面溫度降低，進氣道流量捕獲系數、隔離段出口截面馬赫數、總壓恢復系數均有所上升。流量捕獲系數的變化原因為：進氣道鈍化前緣與前方脫體激波的距離隨壁面溫度降低而降低，在一定程度上抑制了溢流。由于壁面散熱使附面層內的黏性影響降低，并間接導致附面層內馬赫數上升。這就使得進氣道通道內部的激波附面層干擾強度降低，進而使隔離段出口壓比下降?？倝夯謴拖禂瞪仙饕袃煞矫嬖颍孩?壁面溫度降低使得進氣道內部黏性損失降低；② 隔離段出口馬赫數上升，導致進氣道對氣流的壓縮程度降低，間接降低了進氣道壓縮氣流的總壓損失，最終使總壓恢復系數上升。但是由于進氣道壁面的散熱效果隨壁面溫度降低而增強，使進氣道出口截面氣流總焓降低，最終導致動能效率降低。

對于本文的設計方法來說，最重要的部分便是入射激波形狀的設計方法。通過等溫壁面的研究發(fā)現，壁面溫度對進氣道入射激波形狀的影響很小，沒有必要在設計方法中專門考慮這種因素。

4 結 論

本文針對典型的乘波前體，開展了基于前體激波的乘波前體/內轉式進氣道一體化設計方法研究，得到如下結論：

1) 本文發(fā)展的內轉式進氣道設計方法可靈活控制進氣道捕獲截面的形狀，使進氣道唇口型線盡可能靠近前體激波，實現進氣道與前體激波的匹配。數值模擬結果表明，在馬赫數為7.0的來流條件下基于該方法設計的進氣道流量捕獲系數可以達到0.976，隔離段出口的馬赫數、壓比和總壓恢復系數分別達到3.17、38.9和0.487，在馬赫數4.5～7.0的范圍內均可有效工作。

2) 通過本文研究發(fā)現，當乘波前體下方流場的均勻性較好，且速度方向偏轉角度較小時，仍然可以應用本文方法設計性能較好的內轉式進氣道。

3) 發(fā)展了基于進氣道入射激波形狀和波后沿程馬赫數分布的基本流場設計方法。應用該方法不但可以通過調節(jié)入射激波形狀使進氣道唇口型線和前體激波實現較好匹配，還可以通過沿程馬赫數分布有效提升進氣道的氣動性能，進一步提升了內轉式進氣道在一體化設計過程中的靈活性。

4) 數值模擬結果表明，當進氣道唇口略微前突至前體激波上游時，流量捕獲系數提升1.45%，而總壓恢復系數和動能效率則分別下降2.6%和1.02‰。這說明，進氣道唇口略微前突至前體激波上游時，進氣道的氣動性能還有一定的提升。

5) 通過等溫壁面的數值模擬發(fā)現，在馬赫數7.0的來流條件下，壁面溫度對喉道上游流場影響較小，在基本流場的設計中可不做專門處理。但是，壁面溫度對隔離段內的影響較為明顯，為此還需要結合整個流場的流動機理進行深入研究。