曲錐前體/內轉進氣道一體化設計與試驗研究

鄭曉剛, 李中龍, 李怡慶, 張 旭, 朱呈祥,*, 尤延鋮,*

(1. 廈門大學 航空航天學院, 福建 廈門 361005; 2. 中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院, 成都 610500; 3. 南昌航空大學 飛行器工程學院, 南昌 330063)

0 引 言

臨近空間飛行器的發(fā)展已經(jīng)成為目前國際上競相爭奪空間技術的焦點之一[1-3]。自20世紀60年代以來的大量研究充分表明，推進系統(tǒng)與機體的一體化設計是實現(xiàn)高超聲速飛行的關鍵，而推進系統(tǒng)與機體一體化的核心之一則是飛行器前體和進氣道的一體化[4]。高超聲速進氣道按照幾何外形特征可主要分為二元進氣道、軸對稱外轉折進氣道、側壓式進氣道以及三維內轉進氣道等幾大類；而高超聲速飛行器的前體則可分為翼身融合體、旋成體、升力體及乘波體等。

自Nonweiler[5]首次提出楔導乘波理論以來，楔導乘波體已被廣泛應用于高超聲速飛行器的一體化設計中[6-7]。Ferguson[8]基于楔導乘波理論完成了整個推進系統(tǒng)與飛行器機體的一體化設計，該設計方法考慮了平面流動條件下的楔導乘波體與進氣道的耦合問題。20世紀90年代，Sobieczky等[9]提出了給定激波形狀反求流場生成體的吻切乘波理論(Osculating Cone method)，拓展了乘波體的設計方法?；诖朔椒?，Takashima等[10]提出了能夠實現(xiàn)外流乘波體與內流二維進氣道耦合的一體化設計方法。在國內，尤延鋮等進一步將外流乘波理論拓展至內收縮流動，提出了同時使用外流乘波體與內流三維內轉進氣道的雙乘波一體化設計方案[11-12]，解決了高超聲速內外流的一體化設計問題。賀旭照[13-14]與范曉檣[15]等以前體/進氣道一體化為研究對象，提出了各種類型的乘波進氣道與前體的一體化設計方案，并通過試驗研究與數(shù)值模擬給出了對應方案的氣動特性。可以看到，目前國內外高超聲速飛行器一體化的研究重心主要在乘波前體與進氣道的匹配設計上。

然而，乘波前體在容積率、迎角特性及非設計點的工作性能方面存在一定缺陷。另一類曲錐前體構型因其結構簡單、容積率大且迎角特性好等優(yōu)點在飛行器機體和導彈布局中受到格外重視[16-17]。國內外學者對曲錐前體構型的飛行器一體化設計也開展了大量的研究[18-20]。但是，多數(shù)研究主要著眼于進氣道的設計問題，并未研究曲錐前體與進氣道之間的相互作用，尤其是捕獲形狀的選擇與進氣道基本流場的關系，以及迎角對進氣道性能的影響等。針對此類問題，廈門大學的李怡慶等提出了一種曲錐前體/三維內轉進氣道的一體化設計方法[21]，并著重分析了曲錐前體條件下進氣道捕獲形狀的設計要素及其對此類一體化方案外形和性能的影響。

本文在文獻[21]的基礎上，著重探討進氣道側壁外擴角這一影響因素對此類一體化構型氣動性能的影響，設計了具有不同外擴角的兩種一體化構型并開展了風洞試驗研究。通過更換進氣道唇罩部件實現(xiàn)進氣道入口捕獲形狀以及壓縮形式的轉變，以期驗證曲錐前體條件下進氣道側壁外擴角這一設計要素對一體化構型氣動性能的影響。

1 曲錐前體/內轉進氣道一體化設計方法

文獻[21]對曲錐前體的流動特征進行了詳細的分析，認為對曲錐前體與三維內轉進氣道進行一體化設計時應將進氣道靠近錐尖布置以達到有效利用曲錐前體的預壓縮效果。同時，從提高一體化構型流量捕獲特性的角度出發(fā)，進氣道捕獲形狀(Flow Capture Tube, FCT)建議選用外擴構型以盡量避免一體化構型在迎角飛行狀態(tài)下出現(xiàn)的側壁橫向溢流。這些要素在進行一體化設計時都需著重考慮。

曲錐前體與三維內轉進氣道一體化設計方法的主要步驟如下：

(1) 確定進氣道捕獲面積及捕獲形狀

圖1給出了曲錐前體與三維內轉進氣道的幾何布局形式，三維內轉進氣道位于曲錐前體的腹部。進氣道的捕獲形狀由曲錐頂點O，進氣道側前緣點B，側壁終點D以及進氣道唇口點C決定。因此，將圖1中ODC所圍區(qū)域定義為捕獲形狀(因捕獲形狀具有對稱性，故取一半進行分析)。其中OBA所圍區(qū)域代表由錐頂點至進氣道入口的外壓縮部分，而ABDC區(qū)域則表示由進氣道入口到進氣道出口的內壓縮部分。進氣道捕獲面積由發(fā)動機流量需求確定，而捕獲形狀則主要根據(jù)三維內轉進氣道入口側壁的外擴角θ、進氣道捕獲形狀的圓心角δ和前體與進氣道外壓縮段總長度Le確定，如圖1所示。通過合理的配置上述參數(shù)，即可確定進氣道入口形狀。

圖1 曲錐前體/內轉進氣道幾何布局示意圖

(2) 設計進氣道入口的三維形狀

三維內轉進氣道的優(yōu)點之一是在進氣道入口產生的入射激波能夠將入口完全封閉，流體無法穿越激波“泄露”到進氣道外部，從而實現(xiàn)設計狀態(tài)的全流量捕獲。借鑒該思路，欲使進氣道具有高流量捕獲的特性，曲錐前體與三維內轉進氣道產生的入射激波應盡量封閉下游的內轉進氣道入口。

圖2給出了一體化設計時進氣道入口形狀的生成示意圖。捕獲形狀的AB用以控制曲錐前體與進氣道的連續(xù)過渡。因此將AB邊沿流向水平投影至曲錐表面便可獲得圖2中的三維形狀A′B′，即為內轉進氣道的入口前緣型線。將C點沿流向投影至曲錐激波表面得到入口點C′，并且根據(jù)C′點和A′點的位置以及當?shù)氐钠骄R赫數(shù)確定三維內轉進氣道的入射內錐激波角。將BDC邊的沿流向投影至三維內轉激波面，便可獲得內轉進氣道入口的三維側壁形狀B′D′C′。至此，一體化過程中內轉進氣道的三維入口形狀A′B′D′C′便已確定，如圖2所示。

圖2 內轉進氣道入口形狀設計

(3) 根據(jù)進氣道入口三維形狀及位置，生成三維內收縮基本流場，得到進氣道壓縮型面

根據(jù)圓錐母線構型及三維內轉進氣道入口位置，確定基本流場入口條件。本文取進氣道入口處的平均馬赫數(shù)作為基準流場入口馬赫數(shù)。根據(jù)上文得到的三維內轉進氣道入射內錐激波角可得到基準流場。以進氣道入口形狀為基礎，在基準流場中進行流線追蹤并于反射激波處截斷，便可得到與曲錐前體匹配良好的三維內轉進氣道構型。

2 曲錐前體/內轉進氣道一體化構型試驗與數(shù)值方法

2.1 一體化試驗模型設計

如上所述，針對此類一體化構型，進氣道捕獲形狀的設計主要由三維內轉進氣道入口側壁的外擴角θ、進氣道捕獲形狀的圓心角δ、前體與進氣道外壓縮段總長度Le、側壁前緣點位置4個要素決定，其中入口側壁的外擴角對整體性能的影響尤為顯著。因此，本文專門針對不同的進氣道側壁外擴角展開風洞試驗研究。

在來流馬赫數(shù)Ma=6.0，迎角α=0°條件下，設計了兩套曲錐前體與三維內轉進氣道一體化風洞試驗模型, 如圖3所示。兩模型均選擇內收縮錐基本流場的下半?yún)^(qū)布局入口形狀，且具有相同的曲錐前體，僅通過更換唇罩部件實現(xiàn)進氣道捕獲形狀與壓縮形式之間的轉變。如圖4所示,綠色實線代表模型1唇罩形狀，藍色實線代表模型2唇罩形狀?？梢钥吹剑Ｐ?具有明顯的外擴構型，而模型1唇口側壁的外擴角略小于零。為有效比較兩模型之間的差別，在設計之初保證兩模型具有基本相同的總收縮比、內收縮比以及捕獲面積。表1給出了兩模型的唇口形狀設計參數(shù)，其中TCR代表試驗模型的總收縮比，ICR代表模型的內收縮比，Ac代表模型的捕獲面積。需要說明的是，本文設計的試驗模型由于采用內收縮錐下半?yún)^(qū)進行流線追蹤，因此D′點位于B′點上游。相較D′點位于B′點下游而言，該方案在相同流量捕獲的情況下迎風面積更小，有助于降低一體化構型的阻力。

圖3 曲錐前體/內轉進氣道一體化試驗模型

圖4 兩試驗模型的唇罩形狀示意圖

δ/(°)θ/(°)Le/mTCRICRAc/m2模型 152.48-11.770.5186.02.950.01302模型 252.4852.480.4706.02.970.01297

試驗模型的測點均通過聯(lián)通管道將氣流引入曲錐前體內部進行測量。通過以上設計，能夠將靜壓測量系統(tǒng)完全布置于曲錐前體之內，無需在模型外側布置靜壓測量腔，在最大程度上實現(xiàn)了保型設計。需要特別指出的是，由于模型設計時考慮唇罩的可更換性，本文將進氣道唇罩與曲錐前體采用螺紋連接，當需要更換部件時，僅需拆卸唇罩部位即可。圖5給出了試驗模型的拆解示意圖。

圖6給出了曲錐前體/內轉進氣道一體化試驗模型的裝配圖。試驗模型總長1675 mm，其中曲錐前體加內轉進氣道部分長度為900 mm?？紤]到進氣道出口為腰型，而下游反壓調節(jié)裝置需要一個圓形入口。本文在進氣道下游設計了一段過渡段，該過渡段總長240 mm，出口為直徑75 mm的正圓。過渡段后連接長徑比為7、直徑為75 mm的等直圓柱段，在等直圓柱段的出口設置反壓調節(jié)錐以改變下游的反壓，模擬進氣道出口條件。

圖5 曲錐前體/內轉進氣道一體化試驗模型拆解圖

圖6 一體化試驗模型裝配圖

2.2 風洞試驗設備

本文試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高超聲速空氣動力研究所的脈沖燃燒風洞中完成。該風洞噴管出口直徑為600 mm，采用燒氫補氧的方式來獲取高的來流總焓。馬赫數(shù)為6時，來流總壓為4.8 MPa，來流總溫為1480 K。風洞的有效工作時間大于300 ms。為延長試驗時間并擴大均勻區(qū)范圍，在試驗模型之外額外安裝了擴壓器裝置，經(jīng)延長后的有效時間大于400 ms。在風洞內安裝時，在各個迎角狀態(tài)下，模型前緣錐點(O′)至唇口點(C′)連線的中點在高度方向上應與噴管中心重合，最大程度保證進入進氣道內部氣流的均勻性。試驗過程中采用紋影設備對流場狀態(tài)進行顯示，相機分辨率為1024 pixel×1024 pixel，幀頻為4000 fps，紋影窗口顯示范圍為300 mm，選取進氣道唇口附近流場進行拍攝。圖7給出了模型照片以及安裝在風洞中的相對位置。本文在該風洞中對兩試驗模型分別在通流狀態(tài)及加反壓條件下進行測試，以驗證一體化設計方法的可行性并探討外擴角對進氣道性能的影響。

試驗過程中采集的參數(shù)主要包括：沿程靜壓、進氣道出口截面靜壓、皮托壓和進氣道流量。其中，沿程靜壓測點分別布置在曲錐前體的上、下壁面，進氣道的上、下壁面以及側壁。由于曲錐彈身與進氣道為一體化設計，為準確描述，下文將曲錐彈身上壁面與進氣道下壁面稱為壓縮側，進氣道上壁面稱為唇罩側，進氣道側壁稱為側壁面。試驗中數(shù)據(jù)采樣長度為3 s，覆蓋整個試驗過程，采樣頻率為40 kHz。圖8給出了某次試驗的風洞后室總壓、進氣道內壁面測點以及進氣道出口皮托壓信號隨時間的變化曲線，橫坐標單位為s?？梢钥闯?，模型各點動態(tài)信號與風洞后室基本同步，表明測試系統(tǒng)的響應速率是足夠的。從圖中還能看出，該次試驗有效數(shù)據(jù)時間段大于300 ms。

圖7 風洞試驗中試驗模型安裝位置示意圖

Fig.7Schematicofinstallationpositionofthetestmodelinthewindtunnel

圖8 典型測點動態(tài)壓力信號時間歷程

2.3 數(shù)值模擬計算條件與網(wǎng)格

為更加準確地分析試驗模型的三維流動特征,本文還對兩試驗模型在設計狀態(tài)下進行了全粘的數(shù)值模擬。計算軟件采用商用CFD軟件ANSYS Fluent。選用的湍流模型為SSTk-w模型，方程的離散選擇二階迎風格式，通量類型選擇AUSM格式。分子粘性系數(shù)采用Surtherland公式計算。計算過程中假設流體為量熱完全氣體，壁面為絕熱、無滑移、固體邊界。

鑒于試驗模型的對稱性，僅采用半模進行數(shù)值仿真。圖9給出了試驗模型1的網(wǎng)格結構，模型2與之類似。其中，藍色網(wǎng)格部分邊界條件設置為無滑移絕熱壁面，黑色網(wǎng)格設置為對稱面邊界，粉色網(wǎng)格為壓力遠場，而橙色網(wǎng)格則設置為壓力出口邊界。兩模型總網(wǎng)格數(shù)均為500萬左右。對近壁面網(wǎng)格進行了等比加密處理，近壁面y+小于10。由于一體化構型三維造型的復雜性，對生成的網(wǎng)格進行了全局正交性優(yōu)化。此外，為了提高激波形狀的捕獲精度，對網(wǎng)格進行了自適應處理。

圖9 試驗模型1網(wǎng)格結構圖

3 曲錐前體/內轉進氣道一體化模型試驗及數(shù)值結果對比

3.1 通流狀態(tài)對比分析

本文在設計通流工況(Ma=6.0,α=0°)下，提取兩試驗模型數(shù)值模擬結果對稱面激波形態(tài)與紋影結果進行對比，如圖10和11所示(p0為來流靜壓)。可以發(fā)現(xiàn)，在該試驗工況下，試驗結果基本還原了預期的波系結構，前緣產生的入射激波匯于進氣道唇口位置，最大程度抑制了唇罩側的溢流，也證明了該一體化設計方法的可行性。

(a) CFD壓比云圖

(b) 紋影圖

Fig.10Shockwaveonthesymmetryplaneofmodel1underdesignconditions

值得注意的是，由于前緣激波為圓錐激波，因此僅能保證三維激波將進氣道唇口封閉，在側壁處不可避免會存在橫側向溢流。由于紋影設備僅能獲取對稱面內的激波形態(tài)，無論前體激波或后體激波，試驗結果與數(shù)值模擬結果均基本吻合，因此本文利用數(shù)值模擬結果進一步分析模型的三維流動特征。圖12為兩試驗模型的局部流線示意圖，圖中橙色實線代表模型的理論捕獲形狀?？梢钥吹?，對于試驗模型1，由于進氣道側壁不具有外擴角，經(jīng)過前緣激波壓縮后的流線出現(xiàn)偏折，進氣道側壁未能實現(xiàn)有效的流量捕獲;而對于試驗模型2，外擴的進氣道側壁構型能夠很好地減弱橫向溢流損失，因此，試驗模型2具有相對較好的流量捕獲能力，這在后續(xù)的試驗結果中可以得到進一步驗證。

(a) CFD壓比云圖

(b) 紋影圖

Fig.11Shockwaveinthesymmetryplaneofmodel2underdesignconditions

圖12 試驗模型流線示意圖

圖13給出了2套模型在設計通流狀態(tài)下壓縮側的沿程靜壓比的試驗與數(shù)值對比，其中灰色細實線為試驗模型壓縮側及唇罩側的構型曲線。可以看到，數(shù)值模擬的結果與試驗結果基本吻合。同時，對比兩模型數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，兩模型在x=0.6 m至x=0.7 m之間出現(xiàn)壓力抬升，且模型2的壓力突變位置相對于模型1更靠近流場上游，這是由于模型2進氣道入口側壁外擴，導致側壁產生了較強的壓縮效果，該壓縮向對稱面處匯聚，使得流場壓力突變位置提前。此外，兩模型在壓縮側的壓力分布均呈現(xiàn)出階梯式的上升規(guī)律，結合圖14的對稱面流場馬赫數(shù)分布可以發(fā)現(xiàn)，該階梯的第一級壓升由邊界層分離產生的誘導激波引起，第二級壓升則由唇口反射激波與邊界層再附激波共同作用產生。其中，模型2由于壓縮側分離誘導激波較強且反射激波提前，因此其壁面下游沿程壓比的峰值達到模型1的2倍以上。

(a) 試驗模型 1

(b) 試驗模型 2

Fig.13Pressureratioontherampsurfacesoftwotestmodelsunderdesignconditions

(a) 試驗模型 1

(b) 試驗模型 2

Fig.14Machnumbercontoursonthesymmetryplaneoftwotestmodels

同時，圖14分離包內的二次流線圖說明兩試驗模型的分離流動并未沿流向產生持續(xù)發(fā)展的渦流結構，而主要表現(xiàn)為由兩側向對稱面匯聚的特征，且模型2強于模型1。因此，圖15進一步提取了兩模型內流通道不同特征截面的流動特征進行分析?？梢园l(fā)現(xiàn)，試驗模型1周向反射激波強度基本相同，具有較好的三維壓縮特征，經(jīng)過激波壓縮后，波后馬赫數(shù)較為均勻；而試驗模型2兩側激波強度顯著強于唇口反射激波強度，側壓特征較為明顯，這就導致試驗模型2兩側氣流向對稱面匯聚的趨勢更加強烈，形成圖14(b)中的流線上洗效應。此外，兩模型的低能流區(qū)域都集中于對稱面中心位置，因此，雖然兩模型都出現(xiàn)了面積較大的低能流區(qū)域，但整個內流通道仍然具有較大的流通面積，并未嚴重影響進氣道的起動及性能。

(a) 試驗模型 1

(b) 試驗模型 2

3.2 反壓特性對比分析

除了通流情況下的高超聲速進氣道性能之外，決定進氣道能否與燃燒室匹配工作的另一重要的性能指標是反壓特性，尤其是最大抗反壓能力。在高焓風洞試驗中，本文采取調節(jié)出口堵錐位置的方式，分別模擬了兩套試驗模型進氣道下游的反壓條件，同時采集了測量截面的皮托壓、壁面靜壓以及擴張段與流量筒壁面沿程靜壓分布。此外，通過間接測量的方法獲

得了進氣道流量捕獲系數(shù)。本試驗針對兩模型分別在設計工況(Ma=6.0，α=0°)下進行了3次錐位調整。堵塞度定義為堵錐喉道處面積與等直流量筒截面積之比，即0%堵塞度表示流量筒出口處于完全開啟，而100%堵塞度則表示出口完全堵死。圖16給出了兩試驗模型反壓狀態(tài)下壓縮側沿程靜壓分布規(guī)律。隨堵塞度的增加，出口截面壓強不斷升高，沿程壁面靜壓受擾動的流向位置不斷前移。圖中黑色虛線表示最大反壓狀態(tài)，橙色虛線表示反壓不起動狀態(tài)，而灰色細實線為試驗模型壓縮側及唇罩側的構型曲線。

(a) 試驗模型 1

(b) 試驗模型 2

Fig.16Pressureratioontherampsurfacesoftwotestmodelsunderback-pressureconditions

從圖中可以發(fā)現(xiàn)，試驗模型2在堵塞度為16%時內流通道中尚未產生激波串流動(見圖16(b))，而當堵塞度增加至20%時，壓縮側在第23號壁面測點位置出現(xiàn)壓力突變，而壓力突變之前的沿程靜壓分布與堵塞度16%時基本重合，因此可判定，該堵塞度情況下激波位于第23測點附近，此時激波串位于進氣道喉道下游，尚未進入進氣道內流通道；當堵塞度增加至21%時，壓力擾動前傳至第6號壁面測點，可以看到，該測點已位于進氣道入口之前，此時進氣道不起動。因此，試驗模型2在設計狀態(tài)(Ma=6.0，α=0°)下，堵塞度為20%的狀態(tài)對應其最大反壓狀態(tài)，此時進氣道承受反壓為53.03倍來流靜壓。若繼續(xù)增加反壓，進氣道將出現(xiàn)周期性的“喘振”，無法穩(wěn)定工作。

反觀試驗模型1在不同堵塞度情況下的壁面壓力分布曲線(見圖16(a))，抗反壓能力卻有顯著的不同。在堵塞度20%時，流道內激波串已前傳至第20測點附近，而該測點上游的流場未受到影響，此時出口反壓達到來流靜壓的55.89倍，超過試驗模型2的最大反壓狀態(tài)。堵塞度進一步增大，出口反壓也隨之增加，當堵塞度增加至39%時，出口反壓高達來流靜壓的139.01倍，此時，壁面靜壓受擾動的流向位置前移至第15測點，該測點位于進氣道喉道截面上游，測點之前流場未受擾動，測點之后壓力持續(xù)升高，進氣道仍處于起動狀態(tài)，但反壓已對進氣道喉道之前的內部流場產生了影響；進一步將出口堵塞度增大至57%，壓力脈動迅速前傳至第7測點，該測點位于進氣道唇口附近，進氣道出現(xiàn)“喘振”的不起動現(xiàn)象。

綜上所述，在本文設計條件下，雖然外擴構型有助于提高此類一體化構型進氣道的流量捕獲能力，但從其最大抗反壓能力的角度出發(fā)，具有三維周向等強度壓縮特點的內流通道能夠更好地拓寬一體化構型的工作范圍。從試驗結果來看，試驗模型2相對于模型1具有更大的壓縮量，而增壓比的提高有助于進氣道抗反壓能力的提高，但根據(jù)試驗結果可以很明顯地發(fā)現(xiàn)試驗模型1抗反壓能力較大。可見，流場均勻性對整體構型的抗反壓能力產生了主要影響，該特征在設計過程中應著重考慮。

3.3 性能參數(shù)對比分析

通過調節(jié)出口堵塞度，最終獲得了測量截面的皮托壓與壁面壓力試驗數(shù)據(jù)，進而可獲得進氣道在各狀態(tài)下的流量捕獲系數(shù)Φ，如表2所示。前文結合試驗紋影與數(shù)值模擬結果獲得的三維流場結構已簡要說明了兩類一體化構型在流量捕獲能力方面存在的差別，表2中顯示的數(shù)據(jù)進一步驗證了該結論的正確性。對比兩試驗模型可以看出，除不起動狀態(tài)外，試驗模型2在各狀態(tài)下的流量捕獲系數(shù)均高于0.95，這正是因為進氣道側壁外擴帶來的優(yōu)勢。而前文分析中發(fā)現(xiàn)，較大的側壁外擴角對進氣道內部流場的組織是不利的，試驗模型1因其三維周向壓縮的特點(圖15)，在內流通道中具有更均勻的流場結構，該流動特征對提升一體化構型的起動與抗反壓能力均起到積極作用。

表2 試驗模型1、2流量捕獲系數(shù)對比Table 2 Mass flow rate ratio of two test models

表3和4進一步給出了兩套試驗模型的抗反壓能力與喉道性能的對比。其中，p0代表來流靜壓，p/p0代表出口截面壓比，pthroat/p0代表喉道截面壓比，pthroat,t/p0,t代表喉道截面與來流的總壓比。針對抗反壓性能，試驗模型1表現(xiàn)出明顯優(yōu)于模型2的特征，最大抗反壓能力達到135.91倍的來流靜壓，而模型2僅能抵抗下游53.03倍的來流靜壓。此外，兩模型的喉道性能存在較大差別。試驗模型2因其較強的側壓特征，將馬赫數(shù)6.0的高超聲速來流壓縮至2.44，且由于較紊亂的內流特征(圖15)，導致喉道總壓恢復系數(shù)僅為0.357；而試驗模型1在相同工況下則具有0.523的總壓恢復系數(shù)，喉道馬赫數(shù)為2.93。根據(jù)前文所述，兩模型具有相同的總收縮比與內收縮比，可以發(fā)現(xiàn)不同的入口形式與壓縮形式對進氣道整體氣動性能產生了顯著的影響。因此，在設計曲錐前體進氣道一體化構型時必須著重考慮其流量捕獲能力與出口氣動性能之間的相互關系，盡量綜合兩者之間的相互影響。

表3 試驗模型1、2抗反壓能力對比Table 3 Back-pressure performance of two test models

表4 試驗模型1、2喉道性能對比Table 4 Throat performance of two test models

4 結 論

本文介紹了具有高流量捕獲能力的曲錐前體與三維內轉進氣道一體化的設計方法。針對進氣道側壁外擴角這一設計因素，設計了具有不同捕獲形狀的兩種一體化構型，并完成了兩類模型在設計狀態(tài)下的風洞試驗及計算對比研究。得出如下結論：

(1) 曲錐前緣產生的初始入射激波在設計通流狀態(tài)下能夠很好封閉進氣道唇罩，進而起到抑制唇罩溢流和提高一體化構型流量捕獲能力的效果。同時，通流狀態(tài)下，風洞試驗獲得的一體化構型壓縮側的沿程壓力分布與數(shù)值模擬的結果基本吻合，體現(xiàn)了該類一體化設計方法的可靠性。

(2) 受下壁面氣流分離影響，試驗模型2抗反壓能力小于試驗模型1，最大反壓分別為53.03與139.01倍來流靜壓。

(3) 對比兩試驗模型的流量捕獲特性，試驗模型2在各反壓狀態(tài)下的流量捕獲系數(shù)均高于0.95，而試驗模型1最大流量捕獲系數(shù)為0.821。

(4) 此類一體化構型外擴角的增加，在提高流量捕獲的同時削弱了構型的抗反壓能力及進氣道出口性能。因此，設計此類一體化構型時，需要兼顧外擴角對一體化構型流量捕獲及出口性能的影響，選擇合適的外擴角以生成符合需求的一體化設計方案。