一種進(jìn)氣道自起動(dòng)特性檢測(cè)方法

李祝飛，高文智，李 鵬，姜宏亮，楊基明

(中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)，合肥 230027)

0 引言

進(jìn)氣道能否自起動(dòng)，關(guān)乎整個(gè)吸氣式高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)的成敗。2011年6月美國(guó)進(jìn)行了X-51A第二次飛行試驗(yàn)，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在由乙烯燃料轉(zhuǎn)換到JP7碳?xì)淙剂系倪^(guò)程中，出現(xiàn)了進(jìn)氣道不起動(dòng)。雖然飛行器試圖調(diào)整到有利于進(jìn)氣道再起動(dòng)的狀態(tài)，但沒(méi)有奏效，最終導(dǎo)致試驗(yàn)未能達(dá)到預(yù)期目標(biāo)［1］。高超聲速進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)過(guò)程中，為了獲得良好的自起動(dòng)性能，普遍采用經(jīng)典的Kantrowitz起動(dòng)界限［2］作為進(jìn)氣道自起動(dòng)的內(nèi)收縮比(ICR)界限，造成進(jìn)氣道效率的大大降低而失去其實(shí)用價(jià)值［3］。Kantrowitz界限假定進(jìn)氣道入口前存在一道正激波，因而不適用于高超聲速進(jìn)氣道。由于高超聲速進(jìn)氣道幾何形式的多樣性和內(nèi)部流動(dòng)的復(fù)雜性，目前還沒(méi)有較好的理論對(duì)高超聲速進(jìn)氣道的起動(dòng)特性進(jìn)行準(zhǔn)確和全面的預(yù)報(bào)［3-4］。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)無(wú)疑成為重要的研究手段之一。文獻(xiàn)［5-6］的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，Kantrowitz自起動(dòng)界限對(duì)于高超聲速進(jìn)氣道往往過(guò)于保守。研究高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)特性的快速實(shí)驗(yàn)檢測(cè)方法，對(duì)預(yù)報(bào)進(jìn)氣道的自起動(dòng)性能具有重要意義。

開(kāi)展定幾何進(jìn)氣道自起動(dòng)實(shí)驗(yàn)的關(guān)鍵是在有效的試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)先迫使進(jìn)氣道不起動(dòng)，然后移除導(dǎo)致不起動(dòng)的因素，考察進(jìn)氣道能否再起動(dòng)。進(jìn)氣道的再起動(dòng)是認(rèn)定進(jìn)氣道在類(lèi)似條件下，具有自起動(dòng)能力的直接證據(jù)［7-8］。在常規(guī)風(fēng)洞中，由于試驗(yàn)時(shí)間足夠長(zhǎng)(10s量級(jí))，多采用依據(jù)節(jié)流原理設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)，調(diào)節(jié)流道的出口面積迫使進(jìn)氣道不起動(dòng)。這些機(jī)構(gòu)有時(shí)兼做流量計(jì)使用，如文獻(xiàn)［7］使用的流量計(jì)、文獻(xiàn)［8］使用的堵塞錐，而文獻(xiàn)［9-10］則直接使用較為簡(jiǎn)易的節(jié)流擋板。在脈沖設(shè)備中，路德維希管風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間相對(duì)較長(zhǎng)(數(shù)百毫秒量級(jí))，文獻(xiàn)［11］使用可控裝置噴射高壓氣體產(chǎn)生流動(dòng)堵塞，迫使進(jìn)氣道不起動(dòng)。激波風(fēng)洞以其靈活的運(yùn)行方式、較為低廉的運(yùn)行費(fèi)用，在地面實(shí)驗(yàn)設(shè)備中占有重要地位。在激波風(fēng)洞短暫的試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)(10ms量級(jí))，若能迫使進(jìn)氣道不起動(dòng)，將為進(jìn)氣道起動(dòng)特性的研究提供快速的測(cè)試方法和豐富的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

本項(xiàng)研究正是在激波風(fēng)洞中對(duì)高超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，探究進(jìn)氣道的起動(dòng)特性。前期開(kāi)展的研究表明，激波風(fēng)洞運(yùn)行初期的非定常效應(yīng)有助于進(jìn)氣道起動(dòng)［12-13］?？紤]到激波風(fēng)洞有限的試驗(yàn)時(shí)間，不易實(shí)現(xiàn)對(duì)進(jìn)氣道的主動(dòng)控制。發(fā)展了一種在隔離段內(nèi)設(shè)置輕質(zhì)堵塊的方法，來(lái)抑制激波風(fēng)洞的這種助起動(dòng)效應(yīng)，并迫使進(jìn)氣道在風(fēng)洞運(yùn)行初期不起動(dòng)。借助于所發(fā)展的檢測(cè)方法，獲得了進(jìn)氣道自起動(dòng)以及起動(dòng)/不起動(dòng)雙解區(qū)［14］的流動(dòng)特征。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

實(shí)驗(yàn)在中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)的KDJB500反射型激波風(fēng)洞中進(jìn)行，來(lái)流Ma數(shù)為5.9。風(fēng)洞(見(jiàn)圖1)由內(nèi)徑0.14m的激波管、出口直徑0.3m的型面噴管、截面積0.5m×0.5m的試驗(yàn)段和體積約10m3的真空罐組成。激波管驅(qū)動(dòng)段長(zhǎng)10m，被驅(qū)動(dòng)段長(zhǎng)14m。采用平衡接觸面運(yùn)行方式［15］，利用氮?dú)怛?qū)動(dòng)空氣，平衡后來(lái)流總壓約1MPa，總溫約800K，試驗(yàn)時(shí)間約為40ms。

圖1 KDJB500激波風(fēng)洞示意圖Fig.1 Schematic of the shock tunnel

風(fēng)洞配備有高速攝影系統(tǒng)、數(shù)字延時(shí)器、64通道程控測(cè)壓放大器和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。實(shí)驗(yàn)時(shí)，由安裝在噴管喉道上游激波管壁上的壓電式壓力傳感器CH1輸出的電信號(hào)經(jīng)電荷放大器放大后，進(jìn)入數(shù)字延時(shí)器。在t=20ms時(shí)刻，數(shù)字延時(shí)器同步觸發(fā)高速攝影系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。所有傳感器輸出的電信號(hào)及同步觸發(fā)信號(hào)都被數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集。實(shí)驗(yàn)中設(shè)置的高速攝影系統(tǒng)的典型拍攝頻率為20k fps，曝光時(shí)間1/216 ms。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的信號(hào)采樣率為1MHz，實(shí)驗(yàn)記錄系統(tǒng)覆蓋風(fēng)洞運(yùn)行全過(guò)程，并且能夠清晰地捕捉進(jìn)氣道內(nèi)強(qiáng)非定常的流動(dòng)特征。

1.2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

高超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槎靿菏竭M(jìn)氣道(如圖2)，由兩級(jí)壓縮外壓縮段、水平唇罩、等直隔離段和無(wú)壓縮的側(cè)板組成，流道寬度為54mm。為了研究?jī)?nèi)收縮比對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響，模型唇罩的裝配位置可以沿流向調(diào)節(jié)，隔離段的下壁面也可以襯入平板減小隔離段的高度，以獲得不同的內(nèi)收縮比。在實(shí)驗(yàn)來(lái)流條件下，內(nèi)收縮段入口平均Ma數(shù)為4.1，據(jù)此設(shè)計(jì)進(jìn)氣道模型的內(nèi)收縮比可調(diào)范圍為1.40～2.21，以獲得從自起動(dòng)到不起動(dòng)等多種豐富的流動(dòng)現(xiàn)象。不過(guò)，為了突出重點(diǎn)和分解難點(diǎn)，這里主要關(guān)注內(nèi)收縮比分別為1.65和2.06兩種典型狀態(tài)。模型側(cè)板上安裝有光學(xué)玻璃，便于對(duì)進(jìn)氣道的內(nèi)部流動(dòng)進(jìn)行紋影觀測(cè)。沿唇罩中心線(xiàn)布置有壓阻式壓力傳感器，監(jiān)測(cè)壁面壓強(qiáng)的動(dòng)態(tài)變化。實(shí)驗(yàn)前隔離段內(nèi)可以設(shè)置輕質(zhì)的可吹除堵塊，迫使進(jìn)氣道在風(fēng)洞運(yùn)行前期出現(xiàn)不起動(dòng)。

圖2 高超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.2 The test model of hypersonic inlet

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 自起動(dòng)過(guò)程

實(shí)驗(yàn)前ICR=1.65的進(jìn)氣道隔離段內(nèi)放置了一個(gè)輕質(zhì)堵塊。由于觀察范圍的限制，實(shí)驗(yàn)過(guò)程中堵塊不能完全被觀測(cè)到，連接于堵塊上的標(biāo)記物可以監(jiān)測(cè)堵塊的移動(dòng)。

圖3給出了堵塊作用過(guò)程的紋影照片序列。t=24.25ms氣流進(jìn)入進(jìn)氣道，由于堵塊的存在，下游流動(dòng)很快發(fā)生壅塞，壓強(qiáng)急劇升高(見(jiàn)圖5)，進(jìn)而形成向上游傳播的激波(t=24.50ms)。這一過(guò)程中，一方面氣流在不斷地流入進(jìn)氣道，上游的流場(chǎng)逐漸建立，唇口激波逐漸形成，肩部的分離區(qū)也在縮??；另一方面，下游流動(dòng)壅塞產(chǎn)生的激波繼續(xù)向上游傳播，進(jìn)氣道內(nèi)壓強(qiáng)迅速升高，堵塊的位置也在加速后移。t=24.80ms上游流場(chǎng)建立過(guò)程形成的波系與下游壅塞產(chǎn)生的向上游傳播的波系相互干擾并融合，肩部的分離區(qū)逐漸擴(kuò)大，分離激波被向上游推出。t=25.00ms分離激波被推出內(nèi)收縮段，唇口出現(xiàn)脫體激波。隨著分離區(qū)的不斷擴(kuò)大，分離激波繼續(xù)向上游移動(dòng)，氣流從唇口上方溢出，進(jìn)氣道的捕獲流量下降，進(jìn)氣道不起動(dòng)，進(jìn)氣道內(nèi)的壓強(qiáng)開(kāi)始逐漸下降。t=25.50ms進(jìn)氣道內(nèi)無(wú)明顯的波系特征，表明進(jìn)氣道內(nèi)主要為亞聲速流動(dòng)。t=26.00ms標(biāo)記物的大幅移動(dòng)表明堵塊已經(jīng)被吹出隔離段，進(jìn)氣道的流通能力開(kāi)始恢復(fù)。

隨著進(jìn)氣道內(nèi)壓強(qiáng)的下降，分離區(qū)逐漸縮小，分離激波開(kāi)始回撤(如圖4)。t=27.20ms分離激波進(jìn)入內(nèi)收縮段，隨著分離區(qū)的縮小，分離激波被吞入，進(jìn)氣道起動(dòng)。t=28.15ms進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)已經(jīng)建立，唇口激波在隔離段上下壁面間多次反射，并引起激波/邊界層干擾。與不起動(dòng)時(shí)相比，進(jìn)氣道內(nèi)的壓強(qiáng)也下降到較低的水平(見(jiàn)圖5)。

圖3 Run T024，ICR=1.65進(jìn)氣道堵塊作用過(guò)程紋影圖Fig.3 Schlieren images of the obstacle action

圖4 Run T024，ICR=1.65進(jìn)氣道自起動(dòng)過(guò)程紋影圖Fig.4 Schlieren images of the inlet self-starting

圖5 Run T024，ICR=1.65進(jìn)氣道唇罩壁面不同測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)-時(shí)間歷程Fig.5 Pressure time history of the inlet self-starting

作為對(duì)比，圖6給出了實(shí)驗(yàn)前沒(méi)有設(shè)置堵塞物的條件下，ICR=1.65進(jìn)氣道的紋影照片序列。進(jìn)氣道很容易起動(dòng)，并一直保持起動(dòng)狀態(tài)，相應(yīng)的壁面壓強(qiáng)信號(hào)(見(jiàn)圖7)也反映出與圖5后期相同的特征。因此，流場(chǎng)紋影和壁面壓強(qiáng)測(cè)量結(jié)果都清晰地表明，ICR=1.65進(jìn)氣道具有自起動(dòng)能力。

圖6 Run T039，ICR=1.65進(jìn)氣道起動(dòng)紋影圖Fig.6 Schlieren images of the inlet starting

圖7 Run T039，ICR=1.65進(jìn)氣道唇罩壁面不同測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)-時(shí)間歷程Fig.7 Pressure time history of the inlet starting

2.2 起動(dòng)/不起動(dòng)雙解區(qū)

在特定的來(lái)流條件下，進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比是影響進(jìn)氣道起動(dòng)性能的重要參數(shù)。通過(guò)在ICR=1.65的基準(zhǔn)進(jìn)氣道隔離段下壁面襯入2mm厚的平板，減小基準(zhǔn)進(jìn)氣道的喉道面積，得到了ICR=2.06的進(jìn)氣道構(gòu)型。進(jìn)一步考察了增大內(nèi)收縮比對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響。

圖8顯示了ICR=2.06進(jìn)氣道事先沒(méi)有設(shè)置堵塞物時(shí)的實(shí)驗(yàn)紋影照片序列，進(jìn)氣道起動(dòng)過(guò)程的壓強(qiáng)變化歷程如圖9所示。由于激波風(fēng)洞運(yùn)行初期非定常效應(yīng)的輔助作用［13］，進(jìn)氣道內(nèi)的超聲速流場(chǎng)很快建立，進(jìn)氣道一直處于起動(dòng)狀態(tài)。t=35ms進(jìn)氣道起動(dòng)時(shí)的紋影照片表明，ICR=2.06時(shí)唇口激波入射在肩點(diǎn)，進(jìn)氣道肩點(diǎn)的分離區(qū)與圖6中ICR=1.65進(jìn)氣道起動(dòng)時(shí)的流場(chǎng)相比明顯減小。

圖8 Run T050，ICR=2.06進(jìn)氣道起動(dòng)紋影Fig.8 Schlieren images of the inlet starting

圖9 Run T050，ICR=2.06進(jìn)氣道唇罩壁面不同測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)-時(shí)間歷程Fig.9 Pressure time history of the inlet starting

在隔離段內(nèi)設(shè)置輕質(zhì)堵塊后，對(duì)ICR=2.06的進(jìn)氣道進(jìn)行自起動(dòng)能力測(cè)試的實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖10所示。圖10中預(yù)先設(shè)置的輕質(zhì)堵塊被氣流吹出進(jìn)氣道的過(guò)程與圖3類(lèi)似。然而，在堵塊被吹出流道后(t=29.8ms)，沒(méi)有出現(xiàn)與圖4類(lèi)似的進(jìn)氣道自起動(dòng)過(guò)程。進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口處存在大規(guī)模的流動(dòng)分離區(qū)，分離激波與唇口的脫體激波相互干擾。這一流動(dòng)結(jié)構(gòu)，在實(shí)驗(yàn)時(shí)間內(nèi)，能夠較為穩(wěn)定地存在。相應(yīng)的壁面壓強(qiáng)變化歷程(見(jiàn)圖11)與圖9中進(jìn)氣道起動(dòng)時(shí)的壓強(qiáng)信號(hào)相比，在堵塊被吹出流道后，進(jìn)氣道內(nèi)的壓強(qiáng)仍然較高。

圖8和圖10的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在實(shí)驗(yàn)來(lái)流條件下，ICR=2.06的進(jìn)氣道處于起動(dòng)/不起動(dòng)的雙解區(qū)。對(duì)于相同構(gòu)型的進(jìn)氣道，由于事先是否設(shè)置輕質(zhì)堵塊的差別，進(jìn)氣道最終有可能處于起動(dòng)狀態(tài)或不起動(dòng)狀態(tài)，取決于進(jìn)氣道進(jìn)入該工作點(diǎn)的路徑，這也是進(jìn)氣道起動(dòng)遲滯現(xiàn)象的一種體現(xiàn)。進(jìn)氣道經(jīng)過(guò)激波風(fēng)洞運(yùn)行初期的非定常效應(yīng)輔助起動(dòng)后，進(jìn)入該工作點(diǎn)(如圖8)，則進(jìn)氣道將會(huì)保持起動(dòng)；而進(jìn)氣道由不起動(dòng)狀態(tài)進(jìn)入該工作點(diǎn)(如圖10)，進(jìn)氣道將一直不起動(dòng)?？梢?jiàn)，在激波風(fēng)洞中，既可以利用風(fēng)洞運(yùn)行初期的助起動(dòng)效應(yīng)，獲得大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道起動(dòng)狀態(tài)的數(shù)據(jù)(有別于常規(guī)風(fēng)洞結(jié)果)，也可以通過(guò)本文發(fā)展的設(shè)置輕質(zhì)堵塊的方法"關(guān)閉"助起動(dòng)效應(yīng)，獲得大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道不起動(dòng)狀態(tài)的數(shù)據(jù)(與常規(guī)風(fēng)洞結(jié)果類(lèi)似)。

圖10 Run T052，ICR=2.06進(jìn)氣道不起動(dòng)紋影Fig.10 Schlieren images of the inlet un-starting

圖11 Run T052，ICR=2.06進(jìn)氣道唇罩壁面不同測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)-時(shí)間歷程Fig.11 Pressure time history of the inlet un-starting

圖12 給出了本研究的兩組內(nèi)收縮比進(jìn)氣道的起動(dòng)性能與文獻(xiàn)［6］的對(duì)比結(jié)果。在激波風(fēng)洞中，采用本文發(fā)展的實(shí)驗(yàn)方法獲得的進(jìn)氣道自起動(dòng)內(nèi)收縮比界限與常規(guī)風(fēng)洞得到的結(jié)果具有可比性。在激波風(fēng)洞中開(kāi)展進(jìn)氣道起動(dòng)/不起動(dòng)雙解區(qū)實(shí)驗(yàn)，具有一定的潛力和優(yōu)勢(shì)。

圖12 進(jìn)氣道自起動(dòng)內(nèi)收縮比極限Fig.12 Self-starting limits of the inlets

3 結(jié)論

發(fā)展了一種在激波風(fēng)洞中考察進(jìn)氣道自起動(dòng)能力的快速檢測(cè)方法。采用高速紋影拍攝同步壁面壓強(qiáng)測(cè)量的手段，對(duì)二元高超聲速進(jìn)氣道的實(shí)驗(yàn)表明，該方法可以用于進(jìn)氣道自起動(dòng)能力的檢測(cè)。隨著內(nèi)收縮比的增大，進(jìn)氣道的自起動(dòng)能力下降。激波風(fēng)洞中可以開(kāi)展進(jìn)氣道自起動(dòng)以及起動(dòng)/不起動(dòng)雙解區(qū)的實(shí)驗(yàn)，為進(jìn)氣道起動(dòng)性能的研究提供豐富的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

［1］ Second hypersonic flight ends prematurely，brings new flight test data［N］.Edwards Air Force Base，Calif.，15thJune，2011.

［2］ KANTROWITZ A，DONALDSON CD.Preliminary investigation of supersonic diffusers［R］.NACA-WR-L-713，1945.

［3］ MOLDER S，TIMOFEEV E V，TAHIR R B.Flow starting in high compression hypersonic air inlets by mass spillage［R］.AIAA 2004-4130，2004.

［4］ VAN WIE D M，KWOK F T，WALSH R F.Starting characteristics of supersonic inlets［R］.AIAA 96-2914，1996.

［5］ 王成鵬，程克明.高超進(jìn)氣道臨界起動(dòng)特征［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23(6)：997-1001.

［6］ SUN B，ZHANG K Y.Empirical equation for self-starting limit of supersonic inlets［J］.Journal of Propulsion and Power，2010，26(4)：874-875.

［7］ SMART M K，TREXLER CA.Mach 4 performance of hypersonic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition［J］.Journal of Propulsion and Power，2004，20(2)：288-293.

［8］ SMART M K.Experimental testing of a hypersonic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition［J］.Journal of Propulsion and Power，2001，17(2)：276-283.

［9］ 楊大偉，余安遠(yuǎn)，劉偉雄，等.高超聲速進(jìn)氣道自起動(dòng)特性高焓風(fēng)洞試驗(yàn)研究［C］.中國(guó)力學(xué)學(xué)會(huì)學(xué)術(shù)大會(huì)，2011.

［10］盧傳喜，王鐵軍，蒲旭陽(yáng)，等.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道再起動(dòng)性能風(fēng)洞試驗(yàn)研究［C］.第十四屆全國(guó)激波與激波管學(xué)術(shù)會(huì)議，2010：118-123.

［11］ BUTTSWORTH D，SMART M.Development of a ludwieg tube with free piston compression heating for scramjet inlet starting experiments［R］.AIAA 2010-588，2010.

［12］李祝飛，黃舶，賈立超，等.激波風(fēng)洞中高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)問(wèn)題實(shí)驗(yàn)研究［C］.第三屆高超聲速科技學(xué)術(shù)會(huì)議，2010.

［13］LIZ，HUANGB，YANGJ.A novel test of starting characteristics of hypersonic inlets in shock tunnel［R］.AIAA 2011-2308，2011.

［14］VEILLARD X，TAHIR R，TIMOFEEV E，et al.Limiting contractions for starting simple ramp-type scramjet intakes with overboard spillage［J］.Journal of Propulsion and Power，2008，24(5)：1042-1049.

［15］陳強(qiáng).激波管流動(dòng)的理論和實(shí)驗(yàn)技術(shù)［M］.合肥：中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)五系講義，1975.