高超聲速內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道型面流場(chǎng)重構(gòu)

王衛(wèi)星，朱婷，張仁濤，李宥晨

1. 南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，南京 210016 2. 中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200120

近年來(lái)，三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道由于其壓縮效率高、流量捕獲特性好、軸向尺寸小等優(yōu)點(diǎn)[1-4]逐漸成為各國(guó)學(xué)者研究的熱點(diǎn)。內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道性能主要受設(shè)計(jì)方法與基準(zhǔn)流場(chǎng)2個(gè)因素影響，目前針對(duì)這2方面國(guó)內(nèi)外均開(kāi)展了大量研究工作。內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法方面， Smart等[5-8]采用幾何過(guò)渡方法設(shè)計(jì)了方轉(zhuǎn)橢圓的三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道——矩轉(zhuǎn)橢圓(REST)進(jìn)氣道，賀旭照等[9]采用特征線法獲得了兩類進(jìn)口異形、出口圓形的截面漸變式三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，尤延鋮等[10-13]設(shè)計(jì)了氣動(dòng)過(guò)渡的變截面內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道，肖雅斌等[14]通過(guò)調(diào)整吻切面內(nèi)基準(zhǔn)流場(chǎng)中心線位置提出了等收縮比變截面三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法。Matthews和Jones[15]采用特征線方法設(shè)計(jì)了等壓比的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道。基準(zhǔn)流場(chǎng)設(shè)計(jì)方面，張堃元團(tuán)隊(duì)系統(tǒng)開(kāi)展了基于壁面壓升規(guī)律[16]、馬赫數(shù)分布規(guī)律[17]控制的基準(zhǔn)流場(chǎng)設(shè)計(jì)方法。喬文友等[18]基于逆特征線法提出了沿程壓縮規(guī)律和喉道流場(chǎng)參數(shù)同時(shí)可控的基準(zhǔn)流場(chǎng)設(shè)計(jì)方法,該方法在滿足給定壓縮規(guī)律的同時(shí)可以使喉道截面內(nèi)的速度方向與軸線平行。同時(shí)，喬文友等[19]基于特征線法開(kāi)展了喉道速度方向可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)。上述研究主要集中在三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方面，基本建立了該類進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)體系，流場(chǎng)重構(gòu)與控制涉及較少。

同時(shí)，內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道存在自起動(dòng)困難、流場(chǎng)參數(shù)分布不均[20-21]等突出流動(dòng)問(wèn)題，這些給進(jìn)氣道馬赫數(shù)工作范圍與抗反壓能力帶來(lái)不利影響，需要采取相應(yīng)的流動(dòng)控制措施，目前該方面也開(kāi)展了相關(guān)研究。南向軍等[22]采用唇口部分切除措施改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。該技術(shù)措施結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，無(wú)需額外調(diào)節(jié)裝置，但進(jìn)氣道排除了高品質(zhì)氣流，不利于進(jìn)一步改善推進(jìn)系統(tǒng)的性能。田方超等[23-24]系統(tǒng)分析了內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道口面形狀及泄流槽對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響，研究指出一定范圍內(nèi)進(jìn)氣道口面寬高比越大,自起動(dòng)能力越強(qiáng)；將泄流槽布置于分離包后部可有效改善進(jìn)氣道自起動(dòng)性能。Jacobsen等[25]、Andreas和Ali[26]為了提高三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道的自起動(dòng)性能，加裝了“滑動(dòng)門”和“可移動(dòng)唇罩”，通過(guò)調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的溢流量和收縮比改善進(jìn)氣道的自起動(dòng)性能。該方案可以有效改善進(jìn)氣道的自起動(dòng)性能，但增加了結(jié)構(gòu)與調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)復(fù)雜程度。

為了探求改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道自起動(dòng)性能與提高流場(chǎng)參數(shù)分布均勻性的新方法，本文作者團(tuán)隊(duì)[20]在圓形出口內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流動(dòng)特征研究基礎(chǔ)上，初步開(kāi)展了基于進(jìn)氣道型面的流場(chǎng)重構(gòu)研究[21]，研究發(fā)現(xiàn)該措施能夠大幅度改善進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能與自起動(dòng)性能，提高進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)參數(shù)分布均勻性。本文作者團(tuán)隊(duì)[27]分析了唇罩內(nèi)型面對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流動(dòng)的影響，研究發(fā)現(xiàn)唇罩內(nèi)型面在一定程度上可以改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)，但改善效果有限。本文在文獻(xiàn)[20-21,27]的研究基礎(chǔ)上，開(kāi)展流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道流動(dòng)特性影響的研究，為型面流場(chǎng)重構(gòu)技術(shù)的應(yīng)用與參數(shù)選取提供支撐和參考。

1 研究對(duì)象及計(jì)算方法

1.1 流場(chǎng)重構(gòu)研究思路

為了便于對(duì)比分析基于型面的流場(chǎng)重構(gòu)機(jī)制與效果，提出本文的研究思路，首先簡(jiǎn)要介紹原型進(jìn)氣道的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)性能。

原型進(jìn)氣道由內(nèi)錐流場(chǎng)采用流線追蹤獲得，構(gòu)型與文獻(xiàn)[27]相同，如圖1(a)所示。該進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為6.0，總收縮比、內(nèi)收縮比分別為6.4、1.9，屬于大內(nèi)收縮比進(jìn)氣道，隔離段長(zhǎng)徑比與面積擴(kuò)張比分別為8.8、1.24。在設(shè)計(jì)條件下進(jìn)氣道隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)、最大抗反壓能力與自起動(dòng)馬赫數(shù)分別為0.374、182、6.3。設(shè)計(jì)狀態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1(b)給出了原型進(jìn)氣道唇罩激波干擾區(qū)壁面及橫截面壓力(P/P0)分布，從壁面壓力分布可以看出在干擾區(qū)存在較大的橫向壓力梯度，從橫截面流線及壓力分布可以看出在唇罩激波(CS)干擾下近壁面發(fā)生流動(dòng)分離，產(chǎn)生了分離激波(SS)、再附激波(RS)，近壁面形成λ波結(jié)構(gòu)。流動(dòng)是三維的，在λ波下方為流向渦，圖中給出了流向渦的發(fā)展軌跡(圖中虛線所示)。

圖1(c)展示了壁面摩擦力線，從中可以清晰分辨出流向渦的分離線(圖中實(shí)線所示)與再附線(圖中虛線所示)以及流向渦的錐角a。

圖1(d)給出了近壁面流線與內(nèi)流道橫截面總壓恢復(fù)(σ)分布圖，從圖可以看出在唇罩激波/側(cè)壁邊界層干擾誘發(fā)了三維流向渦，該流向渦促進(jìn)了低能流向壓縮面一側(cè)的遷移堆積，進(jìn)而在壓縮面一側(cè)形成較大的低壓低速區(qū)，影響進(jìn)氣道的抗反壓性能以及下游燃燒室的流場(chǎng)組織。

圖1 原型進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)Fig.1 Flow field structure of basic inlet configuration

由上述分析可知唇罩激波與側(cè)壁邊界層干擾誘發(fā)的三維流向渦是影響流場(chǎng)參數(shù)分布的一個(gè)關(guān)鍵因素，流向渦產(chǎn)生、發(fā)展及其強(qiáng)度主要由唇罩激波與側(cè)壁邊界層干擾主導(dǎo)，該激波/側(cè)壁邊界層干擾受激波強(qiáng)度與邊界層分布影響，而進(jìn)氣道構(gòu)型影響波系結(jié)構(gòu)與邊界層發(fā)展及分布[20-21]。

沿著上述思路，從調(diào)控唇罩激波/側(cè)壁邊界層干擾強(qiáng)度以及流向渦發(fā)展軌跡角度出發(fā)，開(kāi)展基于型面的流場(chǎng)重構(gòu)研究。前期初步研究發(fā)現(xiàn)內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道構(gòu)型能夠有效調(diào)控唇罩激波、外壓縮波結(jié)構(gòu)及邊界層發(fā)展與分布[21]，而中心線型直接影響進(jìn)氣道構(gòu)型，因此本文主要針對(duì)中心線型開(kāi)展參數(shù)化研究。

圖2給出了基于型面流場(chǎng)重構(gòu)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道構(gòu)型，圖中標(biāo)示了流場(chǎng)重構(gòu)型面。流場(chǎng)重構(gòu)型面設(shè)計(jì)時(shí)遵循的約束條件為：在進(jìn)氣道馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)流場(chǎng)重構(gòu)型面壓縮產(chǎn)生的外壓縮波打入唇罩內(nèi)側(cè)，確保進(jìn)氣道的流量捕獲特性不變；進(jìn)氣道總收縮比不變。在上述約束條件下將部分外壓縮面與內(nèi)流道設(shè)計(jì)成如圖2所示的流場(chǎng)重構(gòu)型面，該型面與上下游型面相切，且進(jìn)氣道喉道截面與流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線當(dāng)?shù)卮怪薄?/p>

圖2 基于型面流場(chǎng)重構(gòu)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道Fig.2 Inward turning inlet with flow reconstruction based on configuration

起始角是中心線型的關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)，如圖3所示。本文將受控型面中心線起始點(diǎn)與水平方向的夾角定義為中心線起始角φ；受控型面中心線起點(diǎn)與終點(diǎn)之間的豎直高度為中心線偏距D，水平長(zhǎng)度為L(zhǎng)，采用D/L表征中心線的無(wú)量綱偏距參數(shù)；受控型面中心型線末端與下游型面中心線相切即中心型線末端斜率為0。在上述約束下，采用三次多項(xiàng)式獲得中心型線。

在給定長(zhǎng)度L，D/L=0.16條件下，通過(guò)改變進(jìn)氣道中心線起始角度φ，調(diào)整流場(chǎng)重構(gòu)型面的構(gòu)型，研究其對(duì)進(jìn)氣道流動(dòng)及性能參數(shù)的影響。本文中心線起始角選取φ=7.5°、10°、12.5°、15°、17.5°、20°。

圖3 進(jìn)氣道流場(chǎng)重構(gòu)型面中心型線Fig.3 Centerline profile of flow field reconstruction surface of inlet

1.2 計(jì)算方法及校驗(yàn)

本文研究主要涉及到內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道唇罩激波/邊界層干擾誘發(fā)的流向渦等復(fù)雜流動(dòng)，橫向二次流動(dòng)是其主要流動(dòng)特征之一，這對(duì)計(jì)算方法的預(yù)測(cè)精度要求較高，因此需要開(kāi)展計(jì)算方法校驗(yàn)工作。

本文所采用計(jì)算方法為對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行全黏性Navier-Stokes數(shù)值仿真，采用中心差分格式離散黏性通量，無(wú)黏對(duì)流通量采用AUSM格式離散。湍流模型選用k-ωSST(Shear Stress Transport)模型，采用理想氣體模型，氣體黏性采用Sutherland公式，并考慮比熱隨溫度的變化。

文獻(xiàn)[28]給出了掃掠激波/平面邊界層干擾風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，該干擾流動(dòng)在激波根部存在呈錐形的主旋渦即激波誘導(dǎo)的流向渦，近壁區(qū)存在顯著的橫向二次流，這一流動(dòng)特征與本文所關(guān)注的進(jìn)氣道主要流動(dòng)特征一致，可以用于本文計(jì)算方法校驗(yàn)。其模型主要尺寸與測(cè)點(diǎn)位置如圖4所示，試驗(yàn)來(lái)流條件如表1所示。

圖4 Sharp Fin結(jié)構(gòu)示意圖與測(cè)點(diǎn)位置Fig.4 Measuring point and structure diagram of Sharp Fin

表1 試驗(yàn)來(lái)流條件
Table 1 Incoming flow conditions of test

參數(shù)δ0/mmMa0θs/(°)P*/kPaT*/K數(shù)值4.52.910689 276

該試驗(yàn)獲得了不同站位橫截面上的速度方向即當(dāng)?shù)貍?cè)滑角β和皮托壓Pt沿高度方向的分布，如圖5所示。從圖可以看出氣流當(dāng)?shù)貍?cè)滑角沿高度方向變化較大，近壁區(qū)氣流的側(cè)滑角大于主流區(qū)，表明近壁區(qū)存在顯著的橫向二次流。由圖可見(jiàn)CFD結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，因此本文所采用的數(shù)值仿真方法能夠較為精確地預(yù)測(cè)以橫向二次流、流向渦為特征的復(fù)雜流動(dòng)，可以用于本文進(jìn)氣道內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)的研究。

圖5 側(cè)滑角和皮托壓對(duì)比Fig.5 Comparison of sideslip angle and pitot pressures

本文近壁面網(wǎng)格進(jìn)行局部加密處理，y+保持在1左右。計(jì)算給定無(wú)滑移絕熱固壁、壓力遠(yuǎn)場(chǎng)、壓力出口等邊界條件。來(lái)流條件如表2所示，表中H0、Ma0、P0、T0、α分別為飛行高度、來(lái)流馬赫數(shù)、靜壓、靜溫和攻角。

表2 來(lái)流條件Table 2 Incoming flow conditions

2 結(jié)果分析

2.1 進(jìn)氣道流動(dòng)特征

圖6給出了不同中心線型進(jìn)氣道方案對(duì)稱面壓力及馬赫數(shù)分布,同時(shí)給出了流場(chǎng)重構(gòu)型面的起點(diǎn)與終點(diǎn)。從壓力分布可看出，隨著中心線起始角φ增大，流場(chǎng)重構(gòu)型面產(chǎn)生的外壓縮波(圖中長(zhǎng)虛線所示) 逐漸增強(qiáng)并向唇罩側(cè)彎曲，唇罩激波與該壓縮波相干位置逐步向唇罩一側(cè)移動(dòng)，唇罩激波及其透射激波減弱(圖中實(shí)線所示)、透射激波空間分布向唇罩一側(cè)偏轉(zhuǎn)(順時(shí)針)，并且其在壓縮面肩部反射點(diǎn)逐步由膨脹區(qū)前部向后部移動(dòng)；唇罩透射激波減弱及順時(shí)針偏轉(zhuǎn)，直接影響流向渦的強(qiáng)度與空間發(fā)展軌跡。流場(chǎng)重構(gòu)型面外壓縮波的透射激波不斷變強(qiáng)，其在唇罩內(nèi)型面的反射點(diǎn)逐步向上游移動(dòng)(圖中點(diǎn)虛線所示)，同時(shí)該透射激波的反射波在壓縮面肩部的反射點(diǎn)也逐漸向上游移動(dòng)。這樣導(dǎo)致唇罩透射波與上述反射波在壓縮面肩部逐漸靠近，增大了壓縮面肩部局部逆壓梯度，不利于流動(dòng)穩(wěn)定。從馬赫數(shù)分布可看出，φ=15°時(shí)上述壓縮波系與肩部邊界層干擾誘發(fā)了小的流動(dòng)分離(圖中圓圈所示)，加速了下游邊界層的發(fā)展。

圖6 進(jìn)氣道對(duì)稱面流場(chǎng)參數(shù)分布Fig.6 Parameter distributions of symmetrical plane flow field of inlet

為了直觀顯示內(nèi)流道流場(chǎng)參數(shù)分布，本文沿流向給出了內(nèi)流道一系列橫截面，依次標(biāo)記為X1～X6，如圖7所示。圖7同時(shí)給出了進(jìn)氣道近壁面流線、壁面壓力分布以及橫截面流場(chǎng)參數(shù)分布，其中虛線表征流向渦的發(fā)展軌跡。從圖7中可以看出，流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線起始角影響流向渦的產(chǎn)生、發(fā)展與空間分布。從壁面壓力分布可以看出隨著中心線起始角增大，流場(chǎng)重構(gòu)型面產(chǎn)生的壓縮波增強(qiáng)，壓縮面一側(cè)壁面壓力逐漸增大。

為了更加直觀反映壁面橫向壓力分布，圖8給出了內(nèi)流道進(jìn)口截面壁面周向壓力與邊界層厚度分布及進(jìn)口截面流場(chǎng)參數(shù)分布。從圖8(a)可以看出，隨著流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線起始角增大，該型面產(chǎn)生的外壓縮波增強(qiáng)，由壓縮面一側(cè)指向唇罩側(cè)的橫向壓差增大，這將加劇低能流向唇罩側(cè)遷移(如圖7近壁面流線——箭頭所示)，影響邊界層周向分布。圖8(b)給出了φ=10°時(shí)內(nèi)流道進(jìn)口截面周向邊界層厚度分布。從圖8(b)中可以直觀看出，與原型方案(Basic Inlet)相比，流場(chǎng)重構(gòu)方案(Flow Field Reconstruction inlet,FFR)在上述橫向壓差驅(qū)動(dòng)下發(fā)生低能流橫向遷移，壓縮面邊界層變薄兩側(cè)邊界層變厚，邊界層周向分布更加均勻。圖8(c)展示了原型進(jìn)氣道與φ=10°流場(chǎng)重構(gòu)進(jìn)氣道內(nèi)流道進(jìn)口截面流場(chǎng)參數(shù)分布，圖中左側(cè)為總壓恢復(fù)等值圖，右側(cè)為馬赫數(shù)等值圖。從圖8(c)可以看出與原型進(jìn)氣道相比，流場(chǎng)重構(gòu)進(jìn)氣道對(duì)稱面邊界層較薄，向兩側(cè)邊界層厚度減小速度較緩，周向分布更加均勻。

圖7 進(jìn)氣道近壁面流線及橫截面流場(chǎng)參數(shù)分布Fig.7 Streamlines near wall and flow field parameters distribution at cross-sections of inlet

圖8 內(nèi)流道進(jìn)口截面流場(chǎng)參數(shù)分布Fig.8 Distribution of flow field parameters at inlet cross-section

從圖8還可以看出，隨著中心線起始角增大，唇罩透射激波減弱且空間分布向唇罩側(cè)(即順時(shí)針)偏轉(zhuǎn)，激波干擾區(qū)橫向壓差減小，流向渦空間分布由壓縮面一側(cè)沿周向向唇罩側(cè)偏移，且流向渦發(fā)展軌跡空間上波動(dòng)變小。流向渦的發(fā)展與空間分布影響流場(chǎng)空間參數(shù)分布。從圖7可知當(dāng)中心線起始角φ<15°時(shí)，隨著φ增大，沿程橫截面上的低壓低速區(qū)逐步由壓縮面一側(cè)沿周向向兩側(cè)擴(kuò)展，壓縮面一側(cè)低壓低速區(qū)變小。當(dāng)中心線起始角φ≥15°時(shí)，流場(chǎng)參數(shù)分布發(fā)生較大變化。此時(shí)流場(chǎng)重構(gòu)型面壓縮波進(jìn)一步增強(qiáng)，唇罩激波及其透射激波進(jìn)一步減弱且透射激波繼續(xù)沿順時(shí)針偏轉(zhuǎn)，導(dǎo)致唇罩激波干擾區(qū)橫向壓差進(jìn)一步減小，唇罩激波與側(cè)壁邊界層誘發(fā)的流向渦強(qiáng)度減弱且傳輸方向角進(jìn)一步減小。從流向渦發(fā)展軌跡線可以看出流向渦由壓縮面一側(cè)沿周向往唇罩一側(cè)偏移，在近唇罩壁面兩側(cè)形成了低速低壓區(qū)，如圖7中圓圈所示。

2.2 進(jìn)氣道出口性能

圖9給出了進(jìn)氣道隔離段出口流場(chǎng)參數(shù)分布，左側(cè)為總壓恢復(fù)系數(shù)分布，右側(cè)為馬赫數(shù)分布。從圖可知，中心線起始角影響隔離段出口參數(shù)分布。與原型方案對(duì)比，整體上隨著中心線起始角增大，出口截面壓縮面一側(cè)低速低壓區(qū)減小。當(dāng)中心線起始角φ<15°時(shí)，出口流場(chǎng)結(jié)構(gòu)類似，且隨著中心線起始角增大，出口流場(chǎng)參數(shù)分布更加均勻。當(dāng)中心線起始角φ≥15°時(shí)，出口流場(chǎng)參數(shù)分布出現(xiàn)較大變化，壓縮面一側(cè)低速低壓區(qū)持續(xù)減小，在出口下方兩側(cè)形成新的低速低壓區(qū)(圖中虛線圓圈所示)，且隨著角度增大而增大。因此，流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線起始角φ選取很關(guān)鍵，不宜過(guò)大。本文所研究進(jìn)氣道方案，φ<15°。

由此可見(jiàn)，通過(guò)中心線起始角調(diào)整中心線與流場(chǎng)重構(gòu)型面，進(jìn)而改變波系結(jié)構(gòu)、重構(gòu)壓力分布，可以調(diào)控流向渦的產(chǎn)生、發(fā)展、空間分布，進(jìn)而影響流場(chǎng)參數(shù)空間分布。分析認(rèn)為中心線起始角10°≤φ≤15°時(shí)，進(jìn)氣道出口流場(chǎng)周向均勻性能夠獲得較大改善。

圖9 進(jìn)氣道隔離段出口流場(chǎng)參數(shù)分布Fig.9 Distribution of flow field parameters at outlet of inlet isolator

圖10給出了進(jìn)氣道性能參數(shù)隨流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線起始角的變化規(guī)律。從圖可知，在研究范圍內(nèi)隨著中心線起始角增大，隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)、馬赫數(shù)均先增大后減小，出口總壓恢復(fù)系數(shù)最大相對(duì)變化率約為30.0%。由圖還可看出當(dāng)中心線起始角φ<12.5°時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)與馬赫數(shù)變化較?。欢?dāng)中心線起始角φ>12.5°時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)與馬赫數(shù)近似線性下降。分析認(rèn)為φ>12.5°時(shí)，流場(chǎng)重構(gòu)型面產(chǎn)生的激波及其反射波系增強(qiáng)，導(dǎo)致了相對(duì)較大的流動(dòng)損失。

隨著中心線起始角增大，進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)先下降后近似保持不變(φ≥17.5°)，分析認(rèn)為這主要得益于壓縮面邊界層變薄與進(jìn)氣道內(nèi)收縮比減??；在研究范圍內(nèi)，抗反壓能力隨中心線起始角變化不大。綜合考慮進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、抗反壓能力、自起動(dòng)性能以及流場(chǎng)參數(shù)分布，對(duì)于本文所研究進(jìn)氣道方案建議流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線φ取10°。

進(jìn)氣道原型方案隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)σout=0.374，抗反壓能力為182倍來(lái)流靜壓，自起動(dòng)馬赫數(shù)為6.3。φ=10°時(shí)流場(chǎng)重構(gòu)方案進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)、抗反壓能力、自起動(dòng)馬赫數(shù)分別為：0.500、230、5.2；與原型方案相比，φ=10°流場(chǎng)重構(gòu)方案總壓恢復(fù)系數(shù)、抗反壓能力分別提升33.7%、26.4%，自起動(dòng)馬赫數(shù)下降1.1?？梢?jiàn)本文研究的型面流場(chǎng)重構(gòu)措施在改善流場(chǎng)參數(shù)分布的同時(shí)，能夠大幅改善進(jìn)氣道的性能。

圖10 進(jìn)氣道性能參數(shù)隨中心線起始角變化規(guī)律Fig.10 Variation law of inlet performance parameters with initial angle of centerline

3 結(jié) 論

1) 型面流場(chǎng)重構(gòu)措施能夠調(diào)控流向渦的產(chǎn)生、傳輸及強(qiáng)度，改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道流場(chǎng)參數(shù)分布。研究結(jié)果表明：與原型進(jìn)氣道相比，型面流場(chǎng)重構(gòu)方案流向渦傳輸路徑由壓縮面沿周向向兩側(cè)偏移，壓縮面低能流堆積減弱，內(nèi)流道流場(chǎng)分布更加均勻。隨著流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線起始角增大，上述趨勢(shì)增強(qiáng)。

2) 流場(chǎng)重構(gòu)型面中心線影響進(jìn)氣道性能。在研究范圍內(nèi)，隨著中心線起始角增大，隔離段出口總壓恢復(fù)系數(shù)均先增大后減小，進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)先下降后近似保持不變。

3) 型面流場(chǎng)重構(gòu)措施可以改善進(jìn)氣道性能。與進(jìn)氣道原型方案相比，φ=10°型面流場(chǎng)重構(gòu)方案總壓恢復(fù)系數(shù)、抗反壓能力分別提升33.7%、26.4%，自起動(dòng)馬赫數(shù)下降1.1。