高超声速进气道唇缘钝化流动的波系配置及热 负荷特性研究

脱体距离
/R
0.41 0.42 0.42 0.43 [2] 0.42
4 超临界态的波系配置及热负荷分析
Y/R=-2、-1.5、-1、-0.5、0、0.125 时，入 射斜激波打在唇口驻点的下侧，入射斜激波波 后气流全部被进气道捕获，进气道的流量捕获 系数等于 1 ，将其记为超临界态。马赫数云 图、壁面热负荷及压力分布分别如图 6、 7 所 示。其中热流和压力分别用无斜激波入射时的 驻点 Qst 4.06MW / m 、 Pst 1.02 10 Pa 无量纲 处理，下文相同，不另作说明。斜激波交于弓
图 1 理想进气道模型
发现钝化半径的大小与进气道起动性能息息相 关。国内也做了相关的跟踪研究，王晓栋 [5] 和 周忠平 [6] 也分析了前缘钝化半径对下游流场的 影响。前缘钝化的问题研究已经比较深入，一 体化设计要求进气道前缘钝化与飞行器前缘耦 合考虑。 唇罩前缘（唇缘）钝化问题除了存在与前 缘类似的现象外，还存在其独特的流动现象— —激波 / 激波相干问题。 Edney[7] 根据入射斜激 波与弓形激波相互作用的位置不同，提出了六 类激波相干结构。Keyes 和 Hains[8]对六类激波 相干结构进行了理论与实验分析，考察了壁面 压力与热流分布，发现第四类相干结构是非定 常的，其引起的压力抬升量、热流增量最大。
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次，夹杂剪切层的掺混与反射，流动损失比较 大。气流经过激波的数次反射，进气道出口处 的气流静温提高，不利于燃烧室的释热。剪切 层两侧除了压力和速度方向相同外，其他参数 一般均不相同。剪切层两侧的速度大小的不同 使得两侧流体存在很大的剪切力，剪切力作用 下剪切层将会卷起、转捩，形成开尔文-赫姆霍 兹不稳定性，导致进气道内的流场品质下降。 激波在进气道内流道数次反射，在反射位置与 边界层相互作用，极容易引起边界层分离，进 一步降低进气道的气动流道面积。 随着入射斜激波交于弓形激波的位置逐渐 向下声速线靠近，二者相互作用的波系形态与
表 1 钝头体驻点热流、压力与壁面第一层网格雷诺数变化关系 压力 壁面第一层网格 热流 网格雷诺数 Q st ( MW / m 2 ) Re n Pst / p n ( 106 m)
10 5 1 0.1 245.8 122.9 24.6 2.5 3.51 3.92 4.06 4.07 [14] 4.49 46.25 46.52 46.58 46.74 46.82
Kn / R ，其中 为分子平均自由程，R 钝 化 半 径 。 Kn 0.2 ， N-S 方 程 成 立 ； Kn 0.03 ，无需考虑滑移效应。为了便于分 析不同飞行高度下的 Kn 数，将其转化为 Ma 与 Re 的关系式。假设不同海拔高度下，气体
分子在微观上满足波尔兹曼分布律，于是有：
形激波的下声速线附近及以下位置，二者相互 作用产生斜激波和剪切层。斜激波和剪切层均 被进气道捕获，激波在进气道内流道反射数
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热流分布也随之变化。Y/R=-2、-1.5 时的马赫 数云图如图 6(a)、(b)所示。斜激波交于弓形激 波下声速线的远下游，产生的是两道弱斜激波 和一道剪切层,剪切层位于进气道内流场的核心 区。从图 7(a)、(b)中的 Y/R=-2、-1.5 曲线可以 看出，唇罩壁面热流、压力分布完全相同，峰 值热流、压力和驻点的热流、压力完全相同， 这说明斜激波打在唇口脱体激波下声速线远下 游，基本不影响唇口的热流与压力分布，只影 响进气道的内流场。Y/R=-1、 -0.5 时的马赫数 云图如图 6(c)、(d)所示。斜激波交于弓形激波 下声速线的近下游，产生的是一道略强的斜激 波和一道剪切层 , 剪切层与唇罩内壁形成收缩 的喷管，驻点亚声速气流经其膨胀加速到超声 速，进入进气道内部。图 7(a)、(b)中的 Y/R=1、-0.5 的曲线表明，随斜激波作用在唇口的位 置向驻点区域靠近，唇口内侧壁面的热流和压 力逐渐增加，而峰值热流有所下降，激波脱体 距离有所增加，详细机理分析见 7 节。 Y/R=0、0.125 时的马赫数云图如图 6(e)、(f)。 斜激波相交于弓形激波的下声速线附近，产生 的是一道稍强的斜激波和一道剪切层，剪切层 与唇口内壁面摩擦流过，驻点附近的亚声速气 流经剪切层与壁面作用位置转而流向唇口外 侧。图 7(a)、(b)中的 Y/R=0、0.125 的曲线表 明，其唇口壁面热流与压力分布呈现双峰，一 个峰值位于驻点附近，另一峰值位于剪切层与 壁面相互作用处。Y/R=0 时，最大值峰值热流 在 驻 点 附 近 ， 比 驻 点 热 流 下 降 了 20% 。 Y/R=0.125 时，最大值峰值热流在剪切层与壁 面相互作用处，比驻点热流抬升了 30%，另一 峰值热流下降了 40%，位于驻点上侧 20°处。 超临界态时，入射斜激波与弓形激波相互 作用的区域位于进气道内流道，对进气道的流 场影响较大，唇口壁面热流分布比较小、与驻 点热流量级相当。
(c) 亚临界态 图 3 入射斜激波与进气道唇口的相对位置
k BT
，
为进一步分析唇缘钝化对进气道的影响， 结合某二元进气道外压段由两道外压波与等熵
m UR
，

卢洪波等：高超声速进气道唇缘钝化流动的波系配置及热负荷特性研究
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Ma 推得： Kn R 2 Rg T Re 2
图 4 数值计算模型
2 流动控制方程及边界条件的适用性分析
唇缘钝化尺度直接关系到进气道的性能， 钝化半径越大对进气道气动性能影响越大，因 此钝化尺度必须选择合适，即在气动热可承受 的范围内须尽量小。本文利用数值分析来研究 唇缘钝化流动，必须考虑流动控制方程及边界 条件的适用性。无量纲参数 Kn 是衡量连续介 质假设及边界条件的适用性依据。
[2] [1]
的关键技术，由进气道、隔离段、燃烧室、尾 喷管组成。高超声速进气道主要任务的是：在 流动损失尽可能小、流场尽可能均匀的前提 下，为发动机捕获足够的空气流量并提供有效 地压缩。为达到这一任务，进气道的压缩面前 缘及唇缘通常设计成尖楔状，如图 1 所示。
。 Ambrosio 和
Wortman 通过大量实验数据建立了与钝化半 径相关的弓形激波脱体距离经验公式， Billig[3] 拟合了与钝化半径相关的弓形激波形状经验关 系式，而 Ault 和 Van wie[4]初步实验研究了前 缘钝化半径对进气道外压及起动性能的影响，
1 问题与建模
工艺与气动热使高超声速进气道的唇口普 遍存在 1~3mm 的钝化，唇口钝化势必影响进 气道的流场和性能。根据斜激波打在进气道唇 口的位置，分为三种状态：超临界态、临界 态、亚临界态。超临界态如图 3(a)所示，入射 斜激波打在唇口内侧，唇口前缘处在自由来流 状态。临界态如图 3(b)所示，入射斜激波打在 唇口前缘附近，唇口处在激波相互作用区域。 亚临界态如图 3(c)所示，入射斜激波打在唇口 外侧，唇口处在斜激波后来流。
Re n U n / ，数值格式采用 CFD++
软件的二阶 TVD 格式+连续型限制器，流通矢 量采用黎曼法求解。表 1 表明，当壁面第一层 网格小一定程度即网格雷诺数小于 30，壁面热 流不随壁面第一层网格的减小而变化，但是数 值计算所得二维圆柱驻点热流比 Fay-Riddell[14] 公式预测的小 9.3%。数值计算所得驻点压力与 理论预测的吻合得很好，误差不到 1‰。激波 脱体距离相对误差也相当小，最大误差不到 2%。气动热一直是计算流体力学的难题，相对
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高超声速进气道唇缘钝化流动的波系配置及热 负荷特性研究
卢洪波 岳连捷 肖雅彬 陈立红 张新宇
（ 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室（筹），北京海淀区 100190）
摘要 本文通过数值方法，计算研究了超临界、临界、亚临界态的高超声速进气道唇缘钝化流动的波 系结构和热负荷特性。研究表明，超临界态的波系结构位于进气道内流道，对进气道的内流场影响 比较大，峰值热流与驻点热流相当；临界态的波系结构作用于进气道唇口驻点附近，引起壁面热流 与压力骤增，而且流动是非定常的，进气道容易喘振；亚临界的波系结构位于进气道唇口外侧，对 进气道的内流场影响比较小，峰值热流与波后气流的驻点热流相当，但流量捕获能力稍弱一些。此 外，还发现超临界态的峰值热流与弓形激波脱体距离呈负相关特性。 关键词 高超声速进气道，钝化唇缘，激波相干，气动热
兹曼常量， m 分子质量。
(1)
果相差一个量级 [12,13]。流动和计算条件不同， 热流计算所需的网格也不相同。根据进气道实 际钝化尺寸及典型工作状态，取钝化半径为 1mm 、 飞 行 马 赫 数 Ma 6 、 飞 行 高 度 为 值分析，参数下文相同，不另作说明。不同壁 面第一层网格大小的计算结果如表 1 所示，其 中壁面第一层网格大小以壁面网格雷诺数 Re n 来 衡 量 ， 壁 面 网 格 雷 诺 数 定 义 为 26Km 、壁面温度为 Tw 294 .44 K ，进行数
由于进气道位于飞行器的迎风面，高速气 流被减速和滞止、巨大动能转化为内能，气体 温度骤增，对进气道表面进行气动热加热，使 得尖前缘与唇缘等部位极容易烧蚀。因此必须 对进气道压缩面前缘和唇缘进行钝化，避免气 动烧蚀。此外，工艺也不能达到理想的尖楔 状。可见实际的进气道普遍存在钝化现象，如 图 2 所示。
引
言
超燃冲压发动机是高超声速吸气式飞行器
进气道压缩面前缘（前缘）钝化之后，附 体斜激波变成脱体弓形激波，前缘附近存在局 部高温高压的亚声速区，流场的不均匀性增 强。伴随脱体弓形激波产生的激波层和熵层直 接影响钝头下游边界层的发展，进而影响下游 的外压缩波。国外众多学者对此作了深入的研 究，获得了很多成果
[11]
根据进气道唇口存在多
激波相干问题研究了双斜激波与弓形激波相干 模型，发现汇聚的入射激波与弓形激波相干引 起的热流最严重。然而前人的工作主要集中在 激波/激波相干的热特性，未考虑其流动特性对 进气道性能的影响，无法解答唇缘钝化后进气 道的流动特性。因此很有必要结合激波/激波相 干的流动与热特性，对钝化唇缘的进气道流动 特性展开研究。 本文结合高超声速进气道实际唇缘钝化尺 寸及典型工作状态，数值分析了钝化唇缘的波 系配置与热负荷特性,为高超声速进气道唇缘钝 化设计提供参考依据。