期刊在线 | 一种超声速进气道侧壁面流场控制研究

来源：中国科协航空发动机产学联合体

伴随着飞行器的发展，飞行器的动力装置也得到了巨大的发展。当飞行Ma超过3时，涡轮喷气发动机性能急剧下降[1]。亚燃冲压发动机具有结构简单、超声速飞行状态下效率高、工作马赫数范围宽等优点，可以为多种吸气式超声速飞行器提供动力。由于冲压发动机在军事应用上具有重要的战略意义[2,3]，受到广泛研究。

超声速进气道的作用是将高速来流的动能转换为压力势能，为发动机燃烧室提供低速高压的气体。超声速进气道的性能直接影响发动机的性能，乃至整个飞行器的工作状态（巡航距离、飞行速度等）[4]。对超声速进气道的性能评价，主要包括总压恢复系数、流量系数、承受反压比等参数[5]。

气流在管道内流动时，由于气体的粘性作用，沿着流动方向壁面上有边界层的发展，边界层分离的必要条件是有逆压力梯度和粘性，所以在强逆压力梯度流动中，很可能发生边界层分离[6]。在超声速进气道中，气流从超声速减速至亚声速通常通过激波来完成。激波后压力突然跃升，所以激波边界层干扰是超声速进气道中不可避免的流动问题[7]。根据边界层流场结构可以将激波边界层干扰分为三类：激波与层流、转捩段以及湍流边界层干扰[8]。关于激波边界层干扰研究已开展了近70年，美国早在1946就对激波边界层干扰问题进行了研究，发现激波的形状和压力分布对边界层的流态有重要的影响[9]。随着计算技术的发展，数值计算成为重要的研究手段，文献[10]通过DNS方法对压缩角激波边界层干扰问题开展了研究，发现湍流被激波干扰后被加强了。邓学蓥等[11,12,13]在1990年通过实验对后掠压缩拐角模型引起的激波与湍流边界层干扰进行了研究，发现激波边界层干扰的上游影响区呈现出柱形区或者是锥形。董威等提出了一种高效求解二维激波边界层干扰问题的算法，且与实验结果吻合令人满意[14]。

激波打在有边界层的壁面时，激波给边界层施加一个强逆压力梯度，使边界层加厚，甚至有可能导致边界层分离[15]，边界层的加厚和分离包的产生会使流通面积减小，导致进气道总压恢复系数和流量系数下降[16,17]。有研究表明，进气道的流动损失减少1%，发动机的推力就会增加1.5%。因此，减缓激波边界层干扰问题成为超声速/高超声速流动的研究重点之一。学者们对此问题也开展了较多研究，并提出了在激波边界层附近采用泄流和吸除的流场控制是比较常用和有效的方法。研究表明，在超声速进气道内设置合适的抽吸孔，可以避免不利的激波边界层干扰，提高进气道内的总压恢复系数[18]。文献[19]提出在喉道处开抽吸缝可以提高进气道性能。边界层吸除技术可以达到一定的流动控制目的，但这种方法会带来额外的消耗[20,21]，有学者对泄流构型的典型几何参数也进行了优化研究[16,22]。

因为进气道的唇罩和前体压缩激波强度较大，引起的激波边界层干扰对进气道性能影响较大，所以对于二元超声速进气道的激波边界层干扰研究主要集中在这两个位置。在多级压缩超声速进气道中，激波边界层干扰会在压缩拐角处诱发壁面边界层分离，压缩激波与唇口处边界层干扰也会诱发壁面边界层分离，且分离是不稳定的，会影响到进气道的起动性能[23]。激波边界层干扰引起的分离，使得气流的再附区会出现热流以及压力的峰值，对结构的气动力、气动热性也有重要影响[20]。

而由于二元进气道侧壁通常与来流方向平行，一般不会产生激波，所以研究人员对二元进气道侧壁边界层的影响研究相对较少。但实际工作中侧壁面的边界层发展会受到前体压缩面激波前后逆压力梯度的影响，侧壁边界层厚度也会迅速发展，反过来又会影响到靠近侧壁面附近的压缩面流场，导致进气道气动性能的下降。

本文通过数值仿真的方法分析超声速进气道侧壁附近的流场特点，提出了一种侧壁开缝的壁面设计方法用于改善侧壁对进气道性能的影响，并研究侧壁开缝的典型几何参数对进气道性能的影响规律，得到了对进气道性能影响较大的关键参数，并与原型进气道进行主要性能参数的比较。

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数值研究方法

对超声速二元进气道，当气流流过侧壁面时，由于粘性作用，在侧壁面上会有边界层的发展，又由于前体压缩面上的激波会施加给侧壁面边界层一个强逆压力梯度，使侧壁面边界层加厚甚至可能产生分离包。进气道的有效流通面积减小，反过来影响前体的激波压缩，导致进气道的流量系数以及总压恢复系数等性能降低。图1给出某前体三级压缩的二元超声速进气道设计马赫数下的侧壁面以及下壁面的表面极限流线图，可以发现在第二道压缩激波与侧壁面接触处，表面极限流线发生了强烈的汇聚，可以判断此处产生了分离。由给出的四处放大部位图可以发现：位置1由于逆压力梯度影响，靠近侧壁面的下壁面处发生回流，与侧壁面来流相撞，形成一个半鞍点，分离由此开始。

位置2为第三道压缩激波拐角处，由于前体激波给予的逆压力梯度，此处出现了分离焦点。位置3为侧壁面靠近唇口处，此处由于唇口影响，产生一个鞍点，形成两道分离线，一道沿侧壁面内侧，另一道沿侧壁面流出唇口外侧。位置4是侧壁面产生回流与下壁面来流相撞产生一个半鞍点。由此分析可知，由于压缩激波与边界层的干扰影响，使得侧壁面及侧壁与前体角区等多处出现了分离，较大影响了进气道的正常流场。