高超二元曲面压缩进气道前缘激波特性分析

Fig． 2 Pressure deflection polar
高超二元等熵压缩进气道前缘激波特性分析 图 3 是一典型的二元楔加等熵压缩进气道波系
图谱。其中等熵压缩波在进气道攻角状态下未与前 缘激波相交。δ0 为进气道初始楔角， α 为进气道来流 攻角， δ = δ0 + α； β 为进气道前缘激波角。 β － δ 为前 缘激波与进气道初始楔之间夹角。 在前缘激波进入 到进气道内压缩段的超额定状态下， β － δ 角度越大， 前缘激波进入到进气道内压缩段的距离 （ L s ） 越短。 L s 越短， 进气道在超额定状态下与唇口板内侧的激 波附面层干扰越小， 进气道超额定状态稳定工作裕度 越大。 根据斜激波关系式
Analysis of Leading Edge Shock on Hypersonic Curved Ｒamp TwoDimensional Inlet
GAO Xiong1 ，LI Dajin2 ，ZHU Shoumei2 ，MAN Yanjin2
（ 1． The 31st Ｒesearch Institute of CASIC，Beijing 100074 ，China； 2． Science and Technology on Scramjet Laboratory，The 31st Ｒesearch Institute of CASIC，Beijing 100074 ，China）
=
( β － δ )min
4 γ －1 + =0 ( γ + 1 ) Ma2 γ + 1 进而得到 1 sin2 β =2 +
( β － δ )min
( γ － 1关系反映在图 3 中。 其中图 中点划线为方程 （ 3 ） 所示的随马赫数变化得到的极 值曲线。以马赫数 Ma = 6. 0 为例， 当 δ ＜ 11. 7 ° 时， 激 波与楔面间夹角 β － δ 随着 δ 的增加而减小， 反之则 增加。如果等熵压缩进气道初始楔角为 8 ° ， 则进气 道在攻角 3. 7 ° 时激波与楔面夹角最小， 即此时进气 道前缘激波进入内压缩段的长度最大 。当然， 以上结 实际状态中需要考虑壁面粘性 果只是无粘计算结果， 修正和二元进气道侧向溢流引起的前缘激波形状变 化。所以， 如果进气道需要工作在超额定状态下， 那 么需要根据进气道稳定工作攻角边界选择进气道起 始压缩角， 合理应用图 3 中各马赫数下的前缘激波 与楔面夹角大小的关系。 图 3 中进气道在马赫数 Ma = 4. 0 ～ 5. 0 ， β－δ随 着马赫数的增长梯度远大于马赫数 Ma = 5. 0 ～ 7. 0 。 马赫数 Ma = 4. 0 ～ 5. 0 时， 进气道前缘激波一般未封 口， 此时随着马赫数的变化和攻角的变化， 前缘激波 相对进气道楔面的变化梯度较大 ， 进气道流量系数的 变化梯度也较大。图 4 是前缘激波与楔面夹角的极 小值随马赫数变化关系。 也能发现马赫数 Ma = 5. 0 ～ 7. 0 范围内进气道前缘激波与初始楔夹角的变化 梯度相较马赫数 Ma = 4. 0 ～ 5. 0 要小。 2. 2
高
1 2 2 2 雄 ，李大进 ，朱守梅 ，满延进
*
（ 1． 中国航天科工集团三十一研究所，北京 100074 ； 2． 中国航天科工集团三十一研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，北京 100074 ）
摘
要: 不同的二元进气道前缘激波压缩方式直接影响进气道性能参数 ，尤其是流量系数。详
细分析研究了两种类型的高超二元曲面压缩进气道前缘激波随攻角和来流马赫数变化的特性 。计算 结果显示，对于初始楔加等熵压缩的二元曲面进气道 ，在给定的初始楔角下，随着进气道攻角的增 大前缘激波与压缩面之间的夹角先减小后增大 ，随着来流马赫数的增大，前缘激波与压缩面之间的 夹角减小; 而对于等压力梯度分布控制的弯曲激波压缩二元曲面进气道，随着进气道攻角或来流马 赫数的增加，前缘激波与压缩面间的夹角都增大。通过理论和计算分析表明，是斜激波与马赫波不 同的相交模式造成了两种曲面压缩进气道的前缘激波随进气道攻角和来流马赫数变化的特性不同 。 关键词: 高超声速; 进气道; 弯曲激波; 等熵压缩; 超额定状态 中图分类号： V235. 213 文献标识码： A 4055 （ 2013 ） 090115305 文章编号： 1001-
［9 ］ ［7 ］
Fig. 1
Intersection of shocks of the same family［15］
对双模态 超 燃 冲 压 发 动 机 具 有 理 想 的 性 能 匹 配 特 ［10 ～ 13 ］ 。 性 为了提高进气道流量系数， 简单的方法是降低进 气道前缘激波封口点马赫数， 但是导致的结果是在高 马赫数下前缘激波进入进气道内压缩段唇口板一侧 ， ［14 ］ 即进气道进 入 超 额 定 工 作 状 态 。 在 超 额 定 状 态 前缘激波特性将显著影响进气道内压缩通道的激 下， 波附面层干扰以及进气道稳定工作范围。 所以有必 要研究来流马赫数和攻角变化状态下的前缘激波特 性。 本文针对高超二元等熵曲面压缩进气道和弯曲 激波曲面压缩进气道前缘激波的攻角特性和速度特 性展开研究。 2． 1
Abstract： Different leading edge shock on hypersonic curved ramp twodimensional inlet directly influences the inlet performance， specially， the flow coefficient． A detailed analysis and investigation was performed on the variation characteristics of leading edge shock generated by two different inlets response to the variation of inlet attack angle and inflow Mach number． The calculation results reveal that for wedgeisentropic twodimensional inlet，the angle between the leading edge shock and compression surfaces decreases in advance，then increases with increase of the inlet attack angle． However， the angle always decreases with the increase of the free stream Mach number，whereas，for twodimensional hypersonic curved shock compression inlet with the law of constant pressure gradient，the angle between the leading edge shock and compression surfaces decreases with increase of both the attack angle and the free stream Mach number． According to theory and calculation analysis，different oblique shock and Mach wave interaction mode causes different characters of leading edge shock generated by two different inlets response to the variation of inlet attack angle and inflow Mach number． Key words： Hypersonic； Inlet； Curved shock wave； Isentropic compression； Supernormal condition
高超进气道作为超燃冲压发动机气流压缩部 ［2 ］ ， 其性能直接影响整台发动机的推力性能 和
［3 ］ 比冲性 能 。 高 超 二 元 进 气 道 具 有 压 缩 面 结 构 简 单， 压缩波系主要表现为二维特征， 波系单一， 激波附
面层干扰可以简化在二维平面等优势
［4 ］
。 此外， 二
元进气道可以充分利用飞行器前体的预压缩作用 ， 适 合升力体气动布局的高超声速飞行器使用 。 高超二元进气道的设计基本都采用内压缩和外 压缩的混压形式。 超声速流动在内压缩通道具有更 高的压缩效率， 而且内压缩通道有助于降低迎风阻 ［5 ］ 力。Emanmi 研究了四种可能的进气道内外压缩系 统形式， 包括起始压缩角为 0° 的纯等熵压缩、 内外压 缩各为一道斜激波的压缩、 多道斜激波压缩和弯曲唇 口板的多道斜激波压缩。 目前高超二元进气道外压 缩段主要采用多道斜激波压缩、 楔加等熵压缩和弯曲 激波压缩。三种压缩方式本质区别在于外压缩段沿 ［6 ］ 程压力分布的不同 。 而进气道外压缩面沿程压力 分布决定了前缘激波压缩特性。 高超二元进气道的外压缩面 沿流向的压力梯 ［8 ］ 度分布呈现多样化的形式 。 传统多级楔压缩的压 力沿程分布表现为阶跃上升， 极易在压缩拐角处发生 激波附面层干扰； 楔加等熵压缩的曲面压缩方式使得 压力分布急剧上升， 不利于进气道唇 在压缩面末端， 口反射波与顶板附面层的稳定发展。 目前的研究发 现， 指定沿程压力分布的弯曲激波曲面压缩系统
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高超二元进气道前缘激波特性分析
高超二元等熵压缩进气道的外压缩段一般为初
1155 第 34 卷 第 9 期 高超二元曲面压缩进气道前缘激波特性分析 1 tan ( β － δ ) 2 γ －1 = + tanβ γ + 1 Ma2 sin2 β γ + 1 两边求导， 得到 d ( tan ( β － δ ) ) d ( tanβ ) －2 1 + 2 γ + 1 Ma sin2 β （ 2） （ 1）