冲压发动机超声速进气道研究进展_侯早

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超声速燃烧与高超声速推进

超声速燃烧与高超声速推进俞刚;范学军【摘要】50多年的努力和曲折经历证明了超声速燃烧冲压发动机概念的可行性.本文对影响超燃冲压发动机技术成熟的主要因素作了扼要的分析.高超声速推进的首要问题是净推力,利用超声速燃烧获得推力遇到各种实际问题的制约,它们往往互相牵制.几次飞行试验表明高超声速飞行需要的发动机净推力仍差强人意,液体碳氢燃料(煤油)超燃冲压发动机在飞行马赫数5上下的加速和模态转换过程,成为高超声速吸气式推进继续发展的瓶颈.研究表明,利用吸热碳氢燃料不仅是发动机冷却的需要也是提高发动机推力和性能的关键举措,燃料吸热后物性改变对燃烧性能的附加贡献对超燃冲压发动机的净推力至关重要.当前,实验模拟技术和测量技术相对地落后,无法对环境、尺寸和试验时间做到完全的模拟.计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)逐渐成为除实验以外唯一可用的工具,然而,超声速燃烧的数值模拟遇到湍流和化学反应动力学的双重困难.影响对发动机的性能作正确可靠的评估.提出双模态超燃冲压发动机模态转换、吸热碳氢燃料主动冷却燃料催化裂解与超声速燃烧耦合、燃烧稳定性、实验模拟技术与装置、内流场特性和发动机性能测量、数值模拟中的湍流模型、煤油替代燃料及简化机理等研究前沿课题,和未来5～10年重点发展方向的建议.%After the long and strenuous efforts covering more than 50 years and the tortuous experiences,feasibility of the scramjet concept has finally been proven.In this paper,the main factors influencing the technical maturity of the scramjet engine are briefly analysed.A matter of utmost concern for this new type of air-breathing engine is the net thrust.The production of engine thrust using supersonic combustion encountered a number of practical requirements which were often foundto contradict each other.Several flight tests showed that the net engine thrust was still not as good as expected.The acceleration capability and mode transition of scramjet with liquid hydrocarbon fuels (kerosene) operating at flight Mach numbers about 5 has become the bottleneck preventing scramjet engine from continuing development.Research showed that the use of endothermic hydrocarbon fuels is not only necessary for engine cooling but also a critical measure for improving engine thrust and performance.Changes of thermo-physical-chemical characteristics of endothermic fuels during heat absorption make additional contributions to the combustion performance which is essential to the scramjet net thrust.Currently,the technology of experimental simulation and measurement is still lagging behind the needs.The complete duplication or true similarity of atmospheric flight environment,engine size and test duration remainsimpossible.Therefore,computational fluid dynamics (CFD) has become an important tool besides experiment.However,nunerical simulation of supersonic combustion encountered challenges which come from both turbulence and chemical kinetics as well as their interaction.It will inevitably affect the proper assessment of the engine perfornance.Several frontiers of research in this developing field are pointed out:mode transition in the dual-mode scramjet,active cooling by endothermic hydrocarbon fuel with catalytic cracking coupled with supersonic combustion,combustion stability,experimental simulation and development of test facilities,measurements of the inner flow-fieldcharacteristics and engine performance,turbulence modeling,kerosene surrogate fuels and reduced chemical kinetic mechanisms,and soon.Also,directions for future research efforts are proposed and suggestions for the next 5-10 years are given.【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2013(043)005【总页数】23页(P449-471)【关键词】超声速燃烧;高超声速推进;超燃冲压发动机;吸热碳氢燃料;燃烧稳定性;模态转换【作者】俞刚;范学军【作者单位】中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V231.11.1 超声速燃烧与高超声速推进超音速燃烧是一种燃料在超声速气流中混合与燃烧的物理化学过程,这种概念源自超声速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压发动机),由美籍意大利空气动力学家安东尼奥·费里在1950年代提出 (Ferri et al.1962,Weber et al. 1958).这种发动机的特点是几何形状简单,没有任何转动部件,由进气道、燃烧室和尾喷管3大部件组成,其中进气道通过收缩壁面将高超声速空气来流压缩到适合燃烧的温度与压力,然后气流与燃料在燃烧室混合燃烧释热、转变成高温高压气体后通过尾喷管膨胀产生推力.燃料与空气来流燃烧可以是亚声速,也可以是超声速,取决于飞行速度.当飞行速度超过5倍声速时,进气道壁面的压缩不再能把高超声速的空气来流转变为适合燃烧的温度与压力,而且空气开始离解,如果进入燃烧室的气流速度为超声速,这些弊端就能得以化解,超声速燃烧于是应运而生(Murthy and Curran 1991,Curran 2000).通常,当飞行速度超过5倍声速或马赫数5.0以上时、气流的动能将占气流总能量的80%以上,会对流动起控制作用.此外,5倍声速亦是不需要考虑空气离解的最高飞行马赫数,钱学森在20世纪40年代将这种流动定名为高超声速(Hypersonic)(Heiser and Pratt 1994).由于超燃冲压发动机是吸气式高超声速推进唯一的候选者,因此,基本上它也是高超声速推进的同义语.超声速燃烧冲压发动机只需要携带燃料,氧气可从大气中吸取,具有涡轮喷气发动机和火箭发动机不具备的性能优点,有可能开发成为飞得更高、更快的高超声速飞行器.未来还有可能发展成为更加便捷、安全和低成本的天地往返运输系统,提高我们进入空间和利用空间的能力.1.2 解决超声速燃烧遇到的实际问题有巨大的挑战性超燃冲压发动机由3个部件组成,但是仅有燃烧室是主动部件,推力靠燃料燃烧释热产生,被认为是发动机的心脏.因此,发动机的性能很大程度上取决于燃烧室的性能.然而,决定燃烧室性能的超声速燃烧过程十分复杂,燃烧流场中充满激波、混合、湍流、边界层,以及它们与化学反应动力学的相互作用,是气体动力学领域最后尚未解决的几个难题之一,也是气体动力学与物理学、化学交叉学科的新生长点.由于现象过于复杂,对它的认知和现状仍可借用 Enrico Ferm i精辟的话语概括“We are still confused,but at a higher level”(Heiser and Pratt 1994).超声速燃烧的理论问题虽然极为复杂,但是利用超声速燃烧获得推力遇到的实际问题更具挑战性.因为高超声速飞行的空气阻力巨大,发动机的推力克服阻力后是否还有足够的净推力一直存在疑虑和争议.法国人将它归结为推力与阻力之间的较量(Aero-Propulsion Balance),据他们估计,当飞行马赫数为 2时，获得 1份纯推力时喷管仅需要产生 2份推力克服1份阻力,而当飞行马赫数为8时获得1份纯推力则需要喷管产生 7份推力克服 6份阻力(Francos and Laurent 2002).所以,高超声速飞行巨大的阻力导致可用的纯推力可能非常临界.作为发动机正能量的唯一来源的超声速燃烧必须充分利用好.至少,捕获的超声速空气流与注入燃料混合后必需形成均匀的燃料空气混合物进行有效的燃烧.此外,全部过程须在一个合理的长度(时间)内完成,并且在发动机中不引起和少引起激波以便减少阻力损失.总之,对一切可能影响推力的正反因素都需要做到锱铢必究.然而,棘手的是上述各种因素的要求往往相互牵制导致顾此失彼.1.3 6分钟巡航230英里飞行试验经过50多年的曲折经历和最近10多年的努力,超声速燃烧和超燃冲压发动机的研究在美国进入飞行试验的阶段.2004年NASA氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验机X-43A,在第2次马赫数7的飞行试验中测到了加速度,表明有了净推力.据报道获得的发动机性能数据与CFD的计算结果保持了很好的一致性,称其误差落在标准偏差之内(Curtis Peebles 2008,Cur-tis Peebles 2011).空军代号为X-51A的吸热碳氢燃料超燃冲压发动机的飞行试验,2011年以来不断地失利,终于在2013年5月1日的第4次飞行试验中实现了从马赫数4.8加速到马赫数5.1、实现了6分钟巡航230英里的创举(Guy Norris 2013).氢燃料和碳氢燃料超燃冲压发动机飞行试验的成功演示,表明技术的成熟程度,同时也证明了超燃冲压发动机产生的推力能够克服高超声速飞行巨大的空气阻力获得净推力.因此,有理由相信超燃冲压发动机概念的可行性,其挑战性的科学技术问题已经找到解决的方法,包括燃烧室中的燃料混合、点火、稳定燃烧,以及实验和测量技术.相信吸热碳氢燃料的应用和贡献起了“临门一脚”的关键性作用(Norries 2001).1.4 面临挑战依然严峻,双模态超燃冲压发动机成为发展的瓶颈盘点50多年来的主要成就,氢燃料超燃冲压发动机马赫数7的飞行虽然只进行了11s但测得有加速度,然而马赫数9.8的飞行试验则未能测得明显的加速度 (Curtis Peebles 2008),说明马赫数越高净推力越难获得.X-51获得成功的第1次飞行试验虽然运行时间达200 s,但是没有达到从马赫数4.75自主动力飞行加速到马赫数大于5的预计目标.X-51的第2和第3次都以失败告终,最近2013年5月1日的第4次飞行虽然获得成功,但是试验前非常低调,取消了计划飞行马赫数6的目标,最终只加速到5.1,为历时数年的X-51飞行试验计划打上句号.结果亦说明,碳氢燃料超燃冲压发动机比氢燃料超燃冲压发动机更难以获得净推力.时至今日,美国的超燃冲压发动机研究已进入飞行试验阶段,研究计划必然有所调整和侧重,通过每年国际大会的报告可以看出端倪.广泛的基础性研究和关键技术研究的活动明显减少.在超声速燃烧研究方面比较关注的主要是双模态超燃冲压发动机的模态转换和吸热碳氢燃料的超声速燃烧等问题.当然,这种状况仅限美国而已.双模态超燃冲压发动机,顾名思义是把亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机合二为一,这不仅合理也是未来高超声速吸气式推进和组合式发动机技术发展通向实际应用必经之途.但是,亚燃冲压和超燃冲压两种模态的几何通道迥然不同,要想在运行过程中改变发动机几何通道想法,按目前的科技水平尚无具体可行的技术途径.唯一可行的是如何利用发动机的固定几何通道做文章,其中受到比较一致认可的是“热壅塞喉道＋预燃激波串”的概念(Heiser and Pratt 1994),虽然这种利用气动原理实现模态转换的理论早已提出,但是进展不大(Sullins 1993,Jensen and Braend lein 1996,M orrison 1997),至今仍停留在理论分析和实验室规模的研究阶段.注意到X-43飞行试验是越过模态转换过程直接飞马赫数7和10,没有加速过程.X-51A第4次飞行试验虽然从马赫数4.8开始获得0.3个马赫数的加速,显然并没有完成从亚声速燃烧到全超声速燃烧的转换,模态转换仅走了一小步.当然,前进一小步得来亦不易.所以,面临的挑战还是十分严峻,剩下的模态转换和加速任务应该更艰巨,成为制约高超声速吸气式推进通向实际应用的瓶颈.关于吸热碳氢燃料在超燃冲压发动机中的应用问题,由于碳氢燃料的燃烧特性远逊于氢燃料,其性能是否能满足发动机的要求一直存有疑虑,直到2001年美国的性能发动机(Performance Test Engine,PTE)利用经过裂解的吸热碳氢燃料首次获得净推力才得以消除 (Norries 2001).表明应用吸热碳氢燃料对发动机获得净推力的重要性.然而,后续的研究很少发表.1.5 影响超燃冲压发动机技术成熟的因素高超声速推进技术几十年的发展和技术成熟程度显然远不能与火箭技术相比.究其原因,人为的因素是计划制定者对困难估计不足,如《Road to Mach 10》一书的作者所述“把潜在的可能 (potentiality)当成现实(reality)”(Curtis 2008).具体表现为研发计划的大起大落和左右摇摆.当然,归根到底还是技术上的原因,吸气式发动机与火箭不同的特点是吸气,这正所谓是“成也萧何败也萧何”,正因为吸的是高超声速空气,高超声速的高焓高压特性导致地面试验、CFD数值模拟和飞行试验3方面存在巨大的困难.由于高超声速飞行的气动热物理条件,现在还没有一种地面试验装置能同时对所有参数,包括环境、尺寸和试验时间做到完全的重复,也即在一个试验装置上不可能满足对所有参数都模拟的要求(Tishkoff et al.1997),所以实验结果不等于真实结果.此外,CFD数值模拟理应作为补充对实际复杂过程的规律提供深入的理解,但是许多起控制作用的因素,包括激波、边界层、湍流、化学动力学及与湍流的相互作用等知之不多或未知,从而限制了利用CFD模拟这些现象的能力.而且,试验结果的不确定性,也影响对CFD结果的确认.飞行试验的必要性是由于地面试验和CFD计算中存在这些不可克服的不确定性,导致发动机是否真正具有克服空气阻力的净推力需要通过自由飞行试验才能证明.然而,飞行试验要受技术和经费的双重限制,任何微小失误都会导致前功尽弃,纵观这些年X-43A和X-51的几次飞行试验,真正成功的几率很低,不过20%～30%.凡此种种,必然会限制超燃冲压发动机技术的发展和成熟.2.1 燃料选择与应用燃料对发动机的运行能力起重要作用.根据燃料的反应速率、热值和热沉(冷却能力)等3个方面性能的综合考虑,一般认为美国JP型的碳氢燃料能用到马赫数4～8的发动机,但是马赫数6以上将有重要的技术挑战,需要利用有催化反应的吸热碳氢燃料,典型的如为美空军SR-71高空侦察机研制的JP-7.液体甲烷有可能用于马赫数大于8,但马赫数10以上需要利用氢燃料(Tishkoff et al.1997).由于发动机实际尺寸重量的严格限制,气流在燃烧室中的驻留时间仅允许1m s左右.要求选择的燃料能尽可能快地燃烧释热.氢燃料反应速度快、热值高,双原子分子,有关的物理化学性质研究也比较透彻成熟,因而成为首选.氢燃料超声速燃烧的研究从1950年代经过1980年代美国空天飞机计划NASP,到2004年美国X-43A的飞行试验达到顶点.与氢燃料超声速燃烧的研究平行,JP型航空煤油超声速燃烧的研究在美国也一直是间歇性地在进行.美国空天飞机计划NASP终止以后,美国空军转向主攻吸热碳氢燃料超声速燃烧的研究.碳氢燃料(液体)与氢燃料相比具有容易储存、携带,便于实际应用的优点,但重要的缺点是化学反应速度慢(比氢慢了3～5个数量级)、热值低(单位质量的热值只有氢的1/3)和有限的热沉(单位质量的热沉只有氢的1/6),特别是液体碳氢燃料与空气混合成可燃气体之前,还需要经过雾化和气化过程.X-51A的飞行试验证明这些缺点在一定程度上是可以克服的.这应该归功于吸热碳氢燃料的热物理特性和在超燃冲压发动机上的成功应用 (Ianovsky et al.1993,Huang etal.2003,M aurice et al. 2001,Kay 1992,Yu et al.2005,Yu et al.2006).因为氢燃料在马赫数4～8没有优势,所以丧失它在近期军事应用中的地位,但是在未来需要更高马赫数的跨大气层飞行研究中有重要的地位.2.2 利用吸热碳氢燃料不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键超燃冲压发动机燃烧室气流温度有可能高达3000 K,其热负荷已超过了现有材料结构的允许极限.所以碳氢燃料超声速燃烧的问题必须和发动机的热管理协同考虑.换言之,燃料除了为发动机提供热源之外,还须用作冷却剂,利用燃料的吸热量对燃烧室进行主动冷却应该是最合理的选择.按估算飞行马赫数6时燃烧室中的热流可达2.0～2.5MW/m2,而当飞行马赫数7时燃烧室中的热流更高达3.0～3.5MW/m2(Lander and Nixon 1971).航空煤油所能提供的显热远小于氢气,从常温吸热到 1000 K的吸热量大约是2300 kJ/kg,基本上只能满足马赫数 6以下飞行器的冷却要求,但对于更高的马赫数,额外的吸热量必须通过吸热裂解反应的化学吸热量提供.研究表明,裂解反应可以把1000 K煤油的吸热量提高50%,约3500 kJ/kg,达到马赫数8飞行的冷却要求 (Lander and Nixon 1971,Kay et al.1992,W iese 1992,Edwards 1996,Edwards 2003).如图1所示.美国的联合技术研究公司(UTRC)于1990年代就已从事吸热碳氢燃料 JP-7的研究,大量有关 JP-7的基础研究包括物态、吸热量、裂解等热物性及相应的超声速燃烧特性研究在这个时期完成,促成了美国空军的性能发动机(PTE)在前期研究成果的基础上,于2001年利用裂解的 JP-7燃料获得正 (净)推力 (Norries 2001).中国科学院力学研究所从2000年开始,利用国产航空煤油RP-3对加热煤油的物理化学性质以及超声速燃烧特性方面做了大量的基础研究 (Yu et al.2000,Yu et al.2001,Yu et al. 2002,Yu et al.2003,Fan et al.2004,Yu et al. 2005,Fan et al.2005,Fan et al.2006a,Fan et al.2006b).图 2是国产航空煤油 RP-3的 TD物态变化图,RP-3的化学成分类似于美国的航空煤油JetA,它的临界点在630 K,25 atm 左右.该图能很好地区分液态区,气/液两相区,临界点,气态区和超临界态区.在超临界态下煤油的密度类似于液体,扩散性能类似于气体.所以RP-3裂解后注入燃烧室立即变成气态与空气混合,免除了燃料(液体)的雾化和气化过程.此外,裂解反应产生的小分子的碳氢燃料化学反应速度快,比煤油分子更适合超声速燃烧对燃料反应速度的要求,相对于液体煤油裂解态煤油的超声速燃烧性能可能有10%～15%的提高(Yu et al.2005,Yu et al.2006,Fan et al. 2007a,Fan et al.2007b,Fan etal.2008,Zhong et al.2008,Fan et al.2009,Zhong et al.2009a, Zhong etal.2009b,Zhong et al.2010),参见图3.所以,利用吸热碳氢燃料应该可以一举解决发动机燃烧室的冷却和性能问题,它不仅是冷却的需要也是提高燃烧性能的关键. 必须指出,被动冷却方法即利用耐高温复合材料也许可以解决发动机的热防护问题,但是,无法获得燃料吸热后热物理性质改变对燃烧性能的附加贡献,这些附加贡献对于超燃冲压发动机临界状态的净推力至关重要.2.3 燃烧室壁孔注射 (Flashwallinjection)获得实际应用燃料空气混合是超声速燃烧首先必须解决的问题.早在1980年代,由于美国空天飞机计划NASP吸气式跨大气层飞行的任务,提出飞行马赫数8以上的氢燃料超燃冲压发动机的需求,燃烧室进口气流马赫数有可能达到高超声速,于是燃料与空气的混合成为当时主要的困难.为了利用一切有利于增加推力的因素,甚至连燃料射流的动量都要加以利用,因此燃料射流必须平行地注入空气流,而平行射流主要依靠扩散混合,由于超声速气流中的压缩性对混合层的稳定性影响比较强(在同样的密度比条件下其混合扩展率仅有不可压混合层的 1/3),所以混合效率很低,达不到快速混合的目的,必须在平行混合的条件下考虑混合增强的方法.导致包括斜坡混合(ram p injector)在内的各种混合增强的手段的提出.这些方法依靠产生旋涡,将空气卷入燃料核心,增大燃料与空气的接触面积,从而提高扩散混合的效果.随着 1990年代NASP计划的终止,这些研究成果也被搁置(Seiner andKenzakowski2001,Cutmark et al. 1989,D rummond 1992,Riggins 1991,Billig 1998).另一方面,燃料横向混合与空气发生动量交换,主要依靠对流作用所以混合效率高.当燃烧室中的气流马赫数相对低时,利用燃料射流动量的必要性不大,所以燃料通过燃烧室壁孔横向注射 (flash wall injection)(Donbar et al. 2001),通常能提供良好的燃料射流穿透深度和相对快的近场混合.许多实验表明如果用燃料射流穿透深度除以喷咀出口直径,则无量纲穿透深度与燃料射流动量与气流动量之比成正比.但燃料射流与横向超声速气流相互作用产生弓形激波和局部三维流将会增加气流的总压损失.为了增强混合的效果又提出了伸入气流中间的支板混合 (strutsinjector)(Brandstetter et al.2002).支板混合综合了所有有利于混合的因素,而且支板基座下游的回流区还能起稳定火焰的作用.但是后来的研究发现,混合的优化、高的混合和燃烧效率可能还不是对推力起主导作用的因素.内部摩擦力能使发动机推力遭受很大的损失.因此一方面应避免燃烧室内部湿面积过大,要特别小心侵入式燃料喷嘴支板的应用,因为除了难以处理的冷却要求之外,支板波阻造成的气流总压损失也很可观.所以实际上,从整个系统的性能协调优化考虑.为了使发动机的纯推力最大,往往需要放弃最完全的混合作为代价.乍看这似乎对混合的论述有些自相矛盾,然而这恰恰是超声速燃烧复杂诡谲之处.混合效果的完全程度与气流总压损失是一对矛盾,例如燃料平行混合和垂直混合是两个极端情形.处理时往往顾此失彼,要做到顾此而不失彼.研究人员注意到壁面喷注孔的形状还可以改进.即利用非圆形孔,包括椭圆形和楔形孔,它们能减弱弓形激波和减少分离,而且喷咀出口还可以设法产生旋涡增强混合.这些努力试图在减少总压损失的同时能够保持混合效果不减.此外,同样是燃料通过壁面小孔横向喷注混合,仿照物理斜坡提出气动斜坡混合(aeroram p in jector)概念(Raym ond et al.1998),气动斜坡对混合增强的效果也许不及物理斜坡,但它没有棘手的冷却问题,而且重要的是,可以降低物理斜坡诱导的波阻损失.总之,尽管混合和混合增强问题受到过不止一代超声速燃烧研究人员的重视,但是事实情况是,美国空军所开发的发动机,包括性能试验发动机PTE、飞行重量发动机GDE、直到飞行试验X-51A的发动机,燃料喷注的方式虽然没有明确地说明,但根据空军所属单位发表的有关研究报告及各种讯息推测,燃料应该是通过壁面小孔横向注入.说明他们实际上是接受了这种简单有效但并非完美无缺的燃料混合方法.当然,燃料射流喷注孔的形状和分布以及方向会有讲究(Gallimore et al.2001).此外,对于轴对称特别是圆截面的燃烧室不存在壁角边界层而且热负荷均匀,缺点是尺寸较大的圆形截面燃料从壁面注入难以达到芯流部分,因此伸入气流的吊板式(pylon)和支板式(strut)燃料喷注手段仍得到注意(Hirano et al.2007).2.4 超声速点火与稳定燃烧是发动机正常运行的必要条件碳氢燃料的点火延迟时间比较长,在超燃燃烧室气流条件下能有效地点火燃烧一般需要外加点火器,最常见的如火花塞、等离子火炬等.而火花塞这种点火方式大都是分布在壁面,所以点火源基本上分布在附面层内的亚音速区域,这种依靠从亚音速区域热扩散和组分扩散的方式向超音速区域点火的方式效率不高,对于结构尺寸较大的发动机超音速主流区有可能难以完全着火.当注意到点火延迟时间随温度增加呈指数下降的关系时,不难想到只要适当提高当地气流的温度就能有助于缩短点火延迟时间实现自动点火,相对的点火延迟时间顺序从大到小为:甲烷,JP10,庚烷重整的吸热碳氢燃料,乙烯,氢 (M eredith and Spadaccini 2001),此外,等离子火炬的动量有助于将高温火焰引入超声速区,特别是氢和乙烯化学反应快,适当加以利用可以提高点火的能力 (Sung et al. 1999,M elissa et al.2003,Li et al.1997),而且它们与空气混合能产生大量促进点火的OH自由基,是不错的引导火焰 (Yu et al.2004).对于涉及点火机理等深层次的基础问题,如碳氢燃料点火所需的能量、热源持续的时间、有无火焰传播速度或如何定义由哪些因素决定?火焰传播速度和空气主流速度之间的关系又是怎样?这些研究还是需要的,以便为发动机设计提供基本的指导原则.超声速气流中燃烧稳定与否涉及发动机能否正常运行,由于燃烧室中气流驻留时间很短,能完成混合的时间很有限.火焰在其发展初期就可能被大量的低温混合物冲淡,。

主动流动控制增大高超飞行器来流捕获量研究进展

对于外压缩型高超声速进气道，最佳的几何构型是
众所周知的 “ 波在唇口上 ”ＳＬ，ｓｏｋｏ－ｉ）激（Ｏｈｃ — ｎｌ Ⅲ，如ｐ图１示，压缩斜激波汇集在唇Ｖ上，反射波进入进气所Ｉ
型可变的进气道，但是改变几何构型的机械系统将非常
减小或避免溢流，但是运行加速器需要大量的能量，同样导致总压损失பைடு நூலகம்：第三种方法是在第一种方法的基础上
采用平行和垂直于流动的磁场形态来加速来流．主要应用与来流马赫数低于设计值的情况。美国普林斯顿大学的ＲＢＭｉｓ等人１通过第一种方．．ｌｅ３，４１
等离子体和各种磁流体装置进行流动控制，可以用于增
大程度的改变激波斜面附近的气流流动特性．同时还可以减小波前波后压力比，达到ｌ．％。产生的洛伦兹９６６
大来流捕获量，实现高超声速进气道性能的改善。
１１磁流体主动流动控制．
０引言
高超声速技术被认为是２世纪航空航天技术新的制１高点．航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后的第三个
划时代的里程碑。超燃冲压发动机是高超飞行器的心脏，
流马赫数低于设计值时．一部分压缩空气不能进人进气道，导致所谓的 “ 出 ” 发溢
足设计工况的情况，在进气道前体位置放置磁流体发生
１２虚拟唇口．

高超声速进气道启动问题研究

高超声速进气道启动问题研究一、本文概述随着航空技术的飞速发展，高超声速飞行器作为未来空天一体化的重要组成部分，正日益受到人们的关注。

高超声速进气道作为飞行器的关键部件，其性能的好坏直接影响到飞行器的整体性能。

高超声速进气道启动问题成为了航空领域研究的热点之一。

本文旨在对高超声速进气道启动问题进行深入研究，分析影响其启动的关键因素，探讨提高进气道启动性能的方法。

文章首先介绍了高超声速进气道的基本原理和分类，然后重点分析了进气道启动过程中的气流分离、激波结构变化等关键问题，以及这些问题对进气道启动性能的影响。

在此基础上，文章提出了一些改进进气道启动性能的措施，包括优化进气道设计、改进控制系统等。

文章通过数值模拟和实验研究验证了这些措施的有效性，为高超声速飞行器的设计和优化提供了有益的参考。

二、高超声速进气道的基本原理与分类高超声速进气道是超音速飞行器的关键部件，其主要功能是在高速飞行时，有效地将外界的空气引入发动机，并进行压缩，以满足发动机燃烧室的需求。

进气道设计的好坏直接影响到飞行器的性能与安全性。

基本原理：高超声速进气道的基本原理基于流体动力学。

当飞行器以高超声速飞行时，前方的空气受到强烈的压缩和加热，形成激波。

进气道的设计需要确保这些激波能够稳定地形成，并有效地将压缩后的空气引入发动机。

同时，进气道还需处理由于高速度产生的气流分离、激波振荡等问题，以确保气流的稳定与连续。

分类：根据进气道的设计和工作原理，高超声速进气道主要分为两大类：内进气道和外进气道。

内进气道：内进气道通常位于飞行器的机身或发动机内部。

这种设计能够有效地减少空气阻力，提高飞行器的整体性能。

内进气道的设计复杂，需要精确控制气流的方向和速度，以确保其能够稳定地工作。

外进气道：外进气道位于飞行器的外部，通常与机身或机翼融为一体。

这种设计相对简单，但可能会增加飞行器的空气阻力。

外进气道通常适用于速度较低或需要更大空气流量的场景。

无论是内进气道还是外进气道，都需要经过精心的设计和优化，以确保其在高超声速飞行时能够提供稳定、连续的气流，满足发动机的需求。

PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展

PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展徐惊雷【摘要】The special requirement for the measurement of the supersonic fiowfield is analysized, and the major difficult and the corresponding solution about using the art PIV technique in the measurement of the super/hypersonic flowfield is concluded. The analysis is mainly focused on the major requirement on the trace particle, the characteristics of the particle and the different method to put it in the flowfield. Finally the recent development of the PIV measurement of the super/hypersonic flowfield is introduced and summarized, mainly focused on the PIV measurement of the hypersonic shock wave/boundary layer interactions in the hypersonic flow and the PIV measurement of the internal flowfield of the key components of the scramjet propulsion system. The result provided the useful information for the relative researchers.%本文分析了超声速流场对测量技术的特殊要求，归纳了目前将粒子影像测速仪（particleimageve．locimetry，PIV）技术应用于超声速流场的测量时所面临的主要技术难点以及主要的解决方法，分析了超声速流场中所用PIV粒子的主要要求、粒子特性、投放方法等，介绍了PIV技术在超声速、高超声速流场测量中最新的国内外进展，特别是给出了国内外关于高超声速流场中激波／附面层的相互干扰，以及高超声速飞行器超燃冲压发动机主要部件内流场的PIV试验研究的最新进展．【期刊名称】《力学进展》【年(卷),期】2012(042)001【总页数】10页(P81-90)【关键词】PIV;超声速;高超声速;示踪粒子;激波／附面层干扰【作者】徐惊雷【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V411.41 引言粒子影像测速仪 (particle image velocimetry,PIV)技术是在流场显示技术的基础上,利用先进的图像处理技术发展起来的一种最新的流动测量技术.它综合了单点测量和流动显示技术的优点,既具有高精度和高分辨率,又能够获得平面流场显示的整体结构和瞬态以及平均图像.PIV技术最先在 20世纪 80年代中期用作固体材料的应力测量,但由于它能够在不干扰流场的情况下,获得整个瞬时以及时均的速度场,并且可以进一步得到涡量场等参数,很快便在流场测量中获得了应用.随着照相技术和计算机技术的不断发展,现在已经成为流场测量的主要手段之一.目前常规PIV测试系统的空间分辨率已经达到毫米级以下,若通过提高图像采集和处理的精度,其空间分辨率还可以更高(如果采用Micro-PIV系统,则空间分辨率还要高,通常情况下可以达到10µm量级).下面仅就常规PIV系统在一般实际超声速流动测量当中的应用,进行介绍与分析.2 超声速流场对测量技术的特殊要求由于 PIV测量清晰度高,测速范围宽 (如目前国内典型的PIV系统,其理论上的测速范围在0.01∼1200 m/s),足以满足绝大多数流场研究的需要,特别是它能够在基本不干扰流场的情况下,获得整个瞬时以及时均的定量结果,这一特性在超声速、高超声速等流动中具有很大的吸引力.以超声速燃烧冲压发动机进、排气系统为例,其流动本质是高度非均匀、非定常的复杂的三维流动问题,流场中存在流动参数变化梯度很大的激波、滑流面、分离剪切层,涉及了大量关于激波/激波、激波/膨胀波、激波/附面层相互作用,以及由此造成的附面层分离、大尺度分离涡和回流区等复杂现象,如图1∼图4所示[1-4].面对这样复杂的流场,传统的流场测量方法就有了一些局限性:壁面压力测量只能得到壁面附近离散点上的压力值,不能获得整个流动区域内的速度分布,而且受实验费用和复杂性的限制,实际测点分布不可能太密,壁面上压力测量的空间分辨率不高；采用Pitot管测流场,探头的引入势必会影响原有流场,而且由于事先无法确定气流方向,造成Pitot管不能对准气流.这对一个高度非均匀、非定常、复杂三维流场而言,显然无法满足要求.如果采用总压耙,虽然可以多点同时测量,但不同Pitot管之间有相互影响,总压耙对流场的干扰也将进一步加大,每个位置上测量点个数也不能太多,而且无法对准气流的问题依然存在；纹影照片虽然可以给我们提供一个完整、清晰的全流场印象,但它主要提供定性结果,不能定量描述速度场,特别是在带回流涡和分离区的气流密度变化梯度不大的区域内,纹影测量的效果会进一步下降等等. 因此,超声速流场中特有的激波等现象对于测量技术而言是一个很大的挑战:气流经过激波时在很短的距离内速度急剧减小,同时由于气流的压缩性和高空低雷诺数的影响,附面层和剪切层也会比较厚,导致激波/附面层的干扰问题更加突出,流场结构复杂.高速气流的可压缩性还会导致PIV测量过程中的另外两个难题:示踪粒子的浓度在测量区域内变化很大,即在高压低速区粒子密集,而在低压高速区粒子分布相对稀少,使得流场测量、试验数据处理与分析的难度大大增加；而且流场中的光的折射率是各向异性的,从而导致光学测量中光线传播的失真[5].因此在超声速流场中进行PIV测量,是目前国际上热点的研究内容之一.关于PIV的测量原理、系统组成、早期的应用情况,该技术的权威Adrian已经做了详细的综述[6].在20世纪90年代中期,PIV开始用于可压缩流场的测量.下面只针对PIV在高速可压缩流中的应用进行讨论.图1 进气道+隔离段子午面马赫数等值线[1]图2 进气道+隔离段水平面上压力等值线[2]图3 NASA Ames研究中心非对称喷管纹影图[3]图4 高超声速进气道纹影图[4]3 超声速流场中PIV测量的技术难点及相关进展高速可压流场的速度测量是一个流场测量技术上的极大挑战,因为“相比亚声速流动而言,它有范围更宽的流动时间尺度和长度尺度——通常要宽一个数量级”[7].与流体可压缩性相关的激波等现象,决定了流场当中的最小长度尺度接近分子平均自由程.而PIV这类通过添加粒子来测速的技术,因为流速高、粒子在测量流场当中的驻留时间很短,因此常常还要受到有限测量时间的制约.研究表明:当粒子跨过激波时,由于惯性作用,它随波后气流速度下降的速度是时间的指数函数[8],不可能做到完全跟随,而粒子的滑移速度也会在激波后达到最大值,如果不采用特殊的处理手段,这时候测出的激波会弥散,测量误差也会达到最大.此外,跨激波不仅有很大的速度梯度,而且还有可压缩性造成的很大的粒子浓度差,这时粒子的影像记录与图像处理就很困难,测量精度也会大受影响.因此,“在可压流中,粒子对紊流等高频脉动量有迟滞响应,在大的速度梯度后跟随性有迟滞,这成为PIV在高速可压流测量中的主要误差来源”[9-10].另外,尽管目前所使用的Nd:Yag激光脉冲时间很短(一般情况下小于10 ns),理论上讲可将粒子瞬时影像记录下来,但在实际测量当中,激光的脉冲时间间隔更主要地是受影像采集和数据传输的最短时间的限制(以前大约只有1µs[7],现在有所改善,如可以到0.3µs),再加上高速气流流过有限通流长度的时间限制,如典型的超声速燃烧冲压发动机燃烧室内气流驻留的时间大约在 1 ms,因此这个问题会更难处理.而且,目前主流的PIV技术是基于跨帧记录两幅粒子影像,再做互相关处理的方法,因此影像中必须有足够多的粒子,一般要求每个查问区内的粒子个数不少于15个[6],这样就使空间分辨率受到限制.因此如何提高跨激波的空间分辨率,是PIV成功应用于超声速流、高超声速流的关键技术之一,对此文献 [11-13]已做了有益的探索.其中文献[13]提出的基于“非各向同性查问窗”的自适应分辨率查问技术,在高速可压流场测量中尤其具有吸引力,因为跨激波和黏性剪切层时,速度脉动变化是强烈的各向异性,此时粒子的影像位移在激光的脉冲时间间隔内,在不同的方向上差异是很大的. 2003年,文献[7]利用这种技术成功测量了来流M∞=6(V∞=1740 m/s)的高超声速气流绕圆球的流场(图5)和楔—板组合体在来流M∞=2的可压缩流场(图6).其中前者是当时所测流速和马赫数最高的PIV测量结果.实验的高压气罐为10 m3,驱动气压50 MPa,被驱动气压0.5 MPa,产生历时1∼2 ms的M∞=6的气流.示踪粒子采用直径300 nm的铝粉,用流化床给粉器将粒子加入.采用双Nd:Yag脉冲激光器,脉冲功率140 mJ,片光宽300 mm,采用1024×1280像素的CCD,查问区为32×32,所得结果见 (图 7).楔—板组合体PIV测量在M∞=2的下吹式风洞中进行,主要研究了具有大梯度的可压缩分离剪切层.粒子采用氧化钛粉,用10 MPa的旋风分离器产生,并用二维的粒子添加耙投放,含粒子的流动区域截面积为60 mm×30 mm,粒子平均浓度为10/mm3,实测的分离剪切层的厚度为2 mm左右,所得结果见(图8).该文所做的工作,很有借鉴意义.图5 M6气流绕圆球的PIV影像图6 M2气流绕楔–板组合体的纹影图7 M6气流绕圆球的PIV测量结果图8 M2气流绕楔–板组合体的PIV速度示踪粒子的特性及其投放问题是所有PIV实验研究中的关键问题,文献[14]对示踪粒子做了全面、深入、细致的研究.一般对PIV中所用粒子的主要要求是:粒子要有高的光散射性(信噪比)和好的气动跟随性,然而这两个要求常常是互相矛盾的,实际使用时常常要折衷处理.由于PIV是整场测量,因此即使采用高性能激光器,经过激光片分散后,单个粒子上得到的激光能量密度也会降低,通常低于一般的激光多普勒测速仪 (LDV),因此对高信噪比的要求是不利的.而且,为了获得流场中足够多的细节,PIV要求的粒子浓度也比LDV高,这使得在超声速、高超声速流场中一些诸如激波、强剪切层、大尺度涡区等典型的流动结构中应用PIV得到好的测量结果是比较困难的,因为如何在这些复杂的流动结构中有效地进行示踪粒子的投放本身就是一个很棘手、很关键的问题.此外,希望PIV粒子的大小合适、分布均匀,以消除大粒子过强的信号和小粒子产生的背景噪声等对最终测量结果的不利影响.一般情况下,不可压流的 PIV测量中,示踪粒子的尺寸为1∼10µm,它满足“要小于最小的湍流涡尺寸”的基本要求,所需激光功率也相对较小,但在可压流当中,由于气流以及粒子的运动速度更高、惯性越大,从而对粒子跟随性的要求更高,因此粒子直径还要再小,从而要求使用更高的激光脉冲能量(一般要求≥100 mJ).另外,虽然铝粉、钛粉等直径较小,折射率较高,但它们在气流中的分散性不好,特别是在粒子浓度较高、较干燥时,容易由于静电作用而积聚(研究表明该积聚效应与小粒子的浓度的平方有关[14]),从而造成不均匀、不稳定的粒子流,并且影响最终的实验结果.此外,文献 [14]中介绍了用于产生 100∼1 000 nm铝粉粒子的发生器,讨论了球形粒子阻力的计算方法,给出了不同大小、不同种类粒子在紊流中的频率响应特性,介绍了已经在流体中使用过的粒子及其特性,并且对比了液体、固体示踪粒子的优缺点,讨论了采用凝结法、雾化法生成液体粒子和直接从固体粉末产生固体粒子的技术途径和优缺点,因此是PIV粒子讨论的经典文献.对于超声速气流的PIV测量而言,最关键的技术还是粒子的撒播与控制技术,其主要的问题在于示踪粒子在高速气流中形成各向异性的非均匀分布,一般而言,其产生的原因在于以下几点:(1)在测试段上游,粒子本身的撒播是非均匀的,特别是对那些在线投放的、混合很差的粒子而言影响更大,而超声速流场中大多数采用在线投放的方法;(2)激波、膨胀波等造成气体的密度发生剧烈的变化,以及常常伴随产生的黏性剪切层也会对示踪粒子的分布带来很大的不利影响;(3)对于那些常见的旋流区域,如涡、分离区、附面层等,粒子往往会被高速甩出,从而造成分布的不均匀.文献 [9]专门研究了球形粒子在超声气流中的运动,回顾了各种估算球形粒子所受流动阻力的理论,并将其中的 Cunningham方法加以推广,提出了一种可以综合考虑稀薄气体效应、气体可压缩性、流动Re数(以粒子直径和粒子与气体之间速度差为特征长度和特征速度的Re数)的影响的、估算球形粒子阻力系数CD的统一关系式,该式可在所有努森斯数(Kn)范围、Re≤200的范围内适用,并与斜激波的实验结果做了对比,符合很好.关于PIV技术在超声速燃烧冲压发动机流场中的应用,目前也有一些很有价值的研究结果.代表性的如:文献[15]用PIV测量了相当于飞行马赫数Ma=5的双模态超声速燃烧冲压发动机中燃烧室内的氢气/空气的超声速流场,进口Ma=2,进口总温1200 K,所用粒子为铝粉,直径300 nm.测量得到了燃料喷注楔面下游的掺混尾迹流和燃烧尾迹流的速度场,讨论了粒子投放、图像提取、数据处理、实验数据可信度等问题,并将结果与CFD做了对比. 测量所用的片光宽 12 mm,厚0.8 mm,脉冲时间10 ns,脉冲间隔100 ns,激光功率100 mJ,并对所得的图像进行了特殊的过滤处理以获得更好的实验结果.通过估算速度测量的不确定度、空间精度、非均匀粒子等各种因素的影响,最后得到的总实验误差大约为6%.此外,文献[16]用PIV测量了下吹式风洞中高超声速尖劈绕流流场,来流M∞=6,速度V∞=930 m/s,总温519 K,总压6.9 MPa,尖劈为15°楔角,粒子采用铝粉,通过流化床给粉器添加.文献[17]用PIV测量激波风洞,最大M∞=4.5,最大V∞=1500 m/s,总温1300 K,总压25 MPa,风洞工作时间1∼2 ms,粒子采用氧化钛粉,直径320 nm,脉冲间隔1.5µs,粒子迟滞时间2.1µs,通过流化床添加粒子,并用旋风分离器减少粒子积团现象,保证平均每个查问区有10∼20个粒子.测量视场200 mm×200 mm,测量结果的标准偏差约为1%.以上研究充分表明:PIV测量技术完全可以应用于高速可压缩流动中.需要注意的是,PIV的最终测量精度不仅与粒子的光散射性、跟随性、粒子在空间的分布浓度与均匀程度、激光器和光学系统的性能等有关,还与这些粒子影像的处理方式有关.文献[18]对前人采用迭代法来组合使用互相关法和三点Gauss峰值装配法的图像处理方法进行了分析,指出虽然这类方法可将测量精度提高到 0.04像素量级,但它要求至少采用32×32像素以上的大查问区,导致了在取得高精度时并不能保证高的空间分辨率的问题.然后提出了一种新的基于梯度法的技术,用梯度法取代三点Gauss峰值装配法来计算亚像素(sub-pixel)中的位移,从而使得在13×13或更小的查问区内得到了0.01像素的精度,达到了高精度与高分辨率的统一.文献[19]用PIV测量了超声速燃烧冲压发动机模型的燃烧室内两种氢气喷嘴产生的不同流场,空气马赫数为2,气流速度最高1112 m/s,粒子为氧化钛、氧化铝、硅胶等.其中硅胶的光散射性好,性能稳定,“粒子在空气和氢气的Stokes数分别为0.011和0.068,远远小于0.25的保证跟随性的最低要求”[19].文献[19]中还给出了相应的粒子投放系统,如图9所示.图9 典型的PIV粒子投放系统[19]为了应对宽流场范围中 PIV测量的需求和困难,文献 [20]用 PIV测量了M∞ =2,最大V∞=500 m/s的下吹式风洞中上游脉冲射流对于圆柱绕流所形成的激波—附面层相互作用的影响,测量中并列使用了3个3M像素的CCD,因此总的测量区域扩大到68.4 mm×22.8 mm,采用Nd:Yag激光器,功率30 mJ,粒子采用氧化钛粉,用二级流化床和旋风分离器提供粒子,并在储气罐上游通道中由压缩氮气带入,3个脉冲延迟发生器用以控制同步器和各部件.由测量结果知:连续的射流注入使附面层分离激波的平均位置推迟了1/3圆柱直径,使间歇区尺寸减小20%,脉冲射流的效果与此类似,而且射流取消后,整个流场并不恢复到先前无脉冲射流的情况.但是,当粒子非常小时,还需要注意布朗运动对其最终测量结果的影响.文献 [21]恰恰就是利用布朗运动—分子热运动—气体温度三者之间的内在关系,用PIV测量了流体的温度.所用胶体粒子直径0.7µm,当温度变化范围达到25°时,测量精度达到3°.此外,文献[22]用PIV进行了湍流场测量,用模型谱函数(model spectrum function)给出了从物理分析中得到的必须满足的空间分辨率,并与热线风速仪的测量结果做了对比.文献[23]用 PIV测量流动加速度,这对获取更多流动信息、精确求解壁面上的压力载荷都是有益的探索.文献 [24]用2D自由涡流模型模拟了重粒子的轨迹,表明即使粒子直径较小,也会因离心力而不能很好地跟随,例如,1µm的粒子在1 s时间内才会从涡心消失,当然粒子越小该影响也就越小.作为最新的进展,文献[25]采用PIV研究了湍流附面层与激波的相互作用,而文献[26-27]则进一步研究了高超声速情况下的湍流附面层与激波的相互作用,特别是文献[27],通过在壁面附近采用分辨率自适应的查问窗技术,使得壁面法向的空间分辨率增大,获得了湍流附面层与激波相互作用流场清晰的结果,如图10所示.图10 湍流附面层与激波的相互作用的PIV结果文献[28]研究了来流马赫数7的二维双楔组合体产生的复杂流场,其应用背景包括高超声速进气道、从轨道返回大气层的飞行器等,具有典型的激波/激波、激波/附面层相互作用的现象,而这些会在壁面附近导致很高的局部热流和压力,从而影响控制面上的气动性能和飞行器的结构完整性.与纹影照片的对比分析表明:二者均可捕捉到激波的结构,不过囿于单个PIV曝光中的动态范围的限制,PIV对较弱的激波分辨不清,但是经过再附点和准正激波的速度场的变化却只有PIV能捕捉到[28].PIV 和CFD计算结果的对比分析表明:尽管在激波结构和激波后的速度分布方面二者符合得很好,但是在分离区的大小及其与外流之间的相互作用方面,二者还存在着一定的差异,如图11所示.不久前又有两篇相关的重要文献发表.其中,文献[29]针对超声速燃烧冲压发动机中燃烧室热态流场的PIV测量问题,专门设计了两套独特的流化床粒子添加装置,用来给燃料和空气加入示踪粒子,并且用试验进行了验证.利用电子显微镜扫描所采集的粒子样品,对示踪粒子进行了定量的测量,证实了空气中的示踪粒子比燃油中的粒子有更好的示踪效果.文献[30]在马赫数5来流条件下,针对进气道/隔离段的模型在高背压条件下不起动的动态过程进行了PIV测量,再现了在不起动过程中,不起动激波系在试验通道中逐渐向上游传播并且引起附面层分离的过程,给出了一个“强烈依赖于黏性效应的复杂的三维结构”.典型结果如图12所示.这些都表明:PIV作为超声速流场测量的有力武器,正在得到越来越广泛和深入的研究.图11 Ma=7的二维双楔组合体流场的PIV、纹影照片与CFD结果对比图12 在不起动过程5 ms时的流场4 国内应用PIV技术的研究进展国内近年来,主要对于不可压缩、跨声速、低超声速流场进行了PIV测量技术的研究,特别是在亚声速流动中,取得了一系列的成果.文献[31]主要对超音速冲击射流做了较为细致的 PIV实验、计算研究和噪声场的测量,获得了在不同的冲击工况下,呈轴对称和螺旋结构的冲击射流流场结构.文献 [32]运用 PIV研究了非定常自由来流下三角翼前缘涡瞬时结构的变化,得出了前缘集中涡的破裂点位置的移动规律.文献[33]利用高分辨率、高帧率PIV系统对平板湍流边界层中相干结构的多种空间尺度和边界层内 SL标度律在不同尺度下的具体表达形式进行了实验研究.文献[34]对旋流煤粉火焰在两种分级进风的情况下用PIV测量了燃烧室内的速度分布,研究了湍流拟序结构对旋流火焰的燃烧特性及一氧化氮排放的影响.文献[35]对出口马赫数1.6的自由喷流及喷流中放置尖劈的两种超音速流动进行了测量.文献[36]分析低速大尺寸压气机试验台转子近叶尖区域的立体PIV测量结果,发现在设计状态流场中的损失主要源于叶尖泄漏涡,而在近失速状态则主要源于叶尖泄漏涡和角区旋涡.申功炘和魏润杰等[37]用PIV成功进行了多种流体力学实验,如:1.5马赫超音速喷流,三角翼前缘涡破裂复杂流场测量,大型工程水洞流场校准,绕摆动圆柱卡门涡测量,锥阀管道模型和漩涡分离器内流场测量等.文献[38]在马赫数为3.8超声速风洞中,采用PIV技术测量了超声速光学头罩流场的速度分布.实验结果表明,示踪粒子在超声速流场中有很好的跟随性,采用的高精度速度场算法能够很好地反映超声速光学头罩流场的速度分布.文献[39]采用PIV测量了方腔通道内气体液雾两相交叉横向流的掺混,比较了3种喷嘴布置角度在不同气流速度下的掺混效果.文献[40]从图像前处理、区域离散、匹配原则、搜索方法和变形预测等方面总结了当时国内外互相关算法的发展过程.文献[41]通过摇滚/PIV/压力同步测量实验,对翼身组合体前体涡诱导的双极限环摇滚过程中流动特性及演化规律进行了系统的研究,并分析了前体涡诱导翼—身组合体双极限环摇滚的流动机理.作者所在课题组从2003∼2006年,针对超声速冲击射流进行了详细的实验研究,获得了喷管出口中心线M∞=1.754(V∞=473 m/s)、M∞=1.831(V∞=500 m/s)和M∞=3(V∞=621.3 m/s)的过膨胀冲击射流复杂流场的完整的流动图谱和精细的流场结构[42],并研究了不同冲击高度、不同的射流出口马赫数等因素对整个射流场的影响,如图12∼图15所示.2007∼2008年,针对高超声速推进系统中的非对称大膨胀比喷管(SERN)在过膨胀状态下的出口流场进行了初步的PIV实验研究[43],获得了这种流动中特有的内羽流激波、附面层的分离激波、附面层分离区、激波相交与干涉等现象,如图16所示.2009年6月,针对带模型进气道的、超声速燃烧冲压发动机等直隔离段内的流场进行了PIV实验研究[44],不仅获得了隔离段内激波串在流动方向上的大尺度的前后非定常脉动现象的PIV实验数据,而且发现了在几个较高的背压条件下,随机的、大幅度的“激波切换”现象,实验与相应的非定常计算数值模拟结果吻合.典型结果如图17所示.图13 Ma=1.83高度1.5D时滞止泡内回流涡结构图14 Ma=1.83高度2D时射流轴线及两侧速度分布图15 Ma=1.831高度为5D时的激波结构图16 Ma=3高度为4D时的平均流场图17图18 反压0.7大气压(5.14倍反压)流场速度矢量图综上所述,PIV作为一种新型的流场测量技术,在超声速、高超声速流动问题中具有广阔的应用前景,经过十余年的研究和摸索,积累了丰富的研究经验,测量方法、仪器设备、数据处理与分析等各方面都有了长足的进步.相信这一利器将在未来的科研和工作中发挥更大的作用.参考文献1 徐惊雷,张堃元.唇口对侧压式高超声速进气道及等直隔离段影响的数值分析.航空动力学报,2004,19(6):806-8102 徐惊雷,张堃元.马赫数对侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场的影响的数值分析.航空动力学报,2004,17(4):489-4943 Deere K A.An experimental and computational investigation of a translating throat single expansion ramp nozzle.AIAA-96-25404 张堃元.国家XXX计划XXXX进气道技术2002～2003年度研究报告.2003.176-185。

超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究

超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究徐雪平;王爱峰【摘要】为满足超声速二元进气道的气动性能和宽马赫数工作的要求,探索了一种气流角可调式进气道的方案,采用区间搜索优化算法,完成了设计马赫数3.5,起动马赫数2.0的几何可调进气道的最优设计.通过CFD数值结果验证了准确性.结果表明:①与设计值相比,最优设计的几何可调进气道在所有工作马赫数条件下的总体性能均得到较大提升;②通过优化算法估算得到的进气道的性能参数与CFD数值结果相差不大.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2014(014)019【总页数】7页(P135-141)【关键词】超声速;几何可调;二元进气道;优化算法;起动【作者】徐雪平;王爱峰【作者单位】中航发动机有限责任公司;中航空天发动机研究院有限公司,北京100028【正文语种】中文【中图分类】V231.3二元进气道[1]是目前超声速进气道设计中最热门的一种类型，它由前体构成的外压缩面、内压缩段和喉道段组成。

进气道的主要功能是超声速来流经过楔面形成的一系列斜激波压缩来流，为燃烧室提供所需品质的空气。

进气道应以尽量小的熵增损失完成来流的捕获和压缩，以提升冲压发动机的热力循环效率。

进气道的设计必须同时兼顾捕获率(流量捕获系数)、压缩能力(总压恢复系数)、宽马赫数工作和自起动等需求。

为了满足超声速飞行器宽马赫数飞行要求，进气道必须能够在宽马赫数下高效地工作。

金志光等[2]研究表明:定几何进气道无法从根本上解决宽马赫数范围的工作，变几何方案是必然的发展趋势。

常见的几何可调方式有:外罩伸缩式[3]和气流角可调式[4]，这两种调节方式从根本上来讲，都是在调节内压缩段的伸缩比。

内压缩段的伸缩比是决定进气道能否的起动的一个关键参数。

在二元进气道设计中，满足性能要求和结构要求的进气道型面构型往往有多种，这就需要通过优化设计算法来实现。

Safarik 等[5]、Smart等[6]以总压恢复系数为单目标，对超燃冲压发动机几何参数进行了优化设计;刘晓伟等[7]同样以总压恢复系数为单目标，采用遗传算法对宽马赫数固冲二元进气道进行了优化设计。

2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析

2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析余天宁;吴虎【摘要】为了更好解决航空发动机进气道的设计和匹配问题,应用多目标遗传算法进行2元超声速混压式进气道的优化设计.以流场数值计算结果为基础,分析了该进气道在不同来流马赫数、背压条件下的工作状态和流场特性,并得出该不可调2元超声速混压武进气道在不同来流马赫数下对流量系数φ的特性曲线图,将其特性数据导入某型涡轮喷气发动机的总体计算程序中,完成了进-发匹配分析,同时给出了进-发匹配规律.结果表明:不可调2元超声速混压式进气道在设计点具有较好的匹配性能,但具有良好匹配特性的工作范围有限.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)003【总页数】5页(P43-47)【关键词】超声速进气道;优化设计;进-发匹配;数值模拟;航空发动机【作者】余天宁;吴虎【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安710114;西北工业大学动力与能源学院,西安710114【正文语种】中文【中图分类】V228.7引用格式：余天宁，吴虎.2 元超声速混压式进气道的设计及近-发匹配分析[J].航空发动机，2016,42（3）：43-47.YU Tianning,WU Hu.Design for two-dimensional supersonic mixed compression inlet and analysis of inlet-engine matching[J].Aeroengine,2016,42(3):43-47.飞行来流马赫数Ma0>2.0的超声速飞行器一般采用混压式进气道的设计[1]，以获得较满意的综合性能。

应用多目标遗传算法对2元超声速混压式进气道进行优化设计，所选定的优化目标是使进气道在设计马赫数Mad下能获得较高的总压恢复系数和较低的阻力系数，同时还要保证在非设计状态的低Ma0条件下，在进气道内部的斜板处不会发生脱体激波的现象[2]。

超声速燃烧不稳定性研究进展

超声速燃烧不稳定性研究进展陈钱;张会强;周伟江;白鹏;杨云军【摘要】对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述,并对未来研究进行了展望.首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素;随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理;接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模;最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议.综述表明,超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究,特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响,在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理,基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型.%The present paper conducts a review of the research on the new field “supersonic combustion instability”.Firstly,the basic properties and affecting factors of the phenomena of the supersonic combustion instability are analyzed;then,several kinds of mechanisms of the supersonic combustion instability are discussed;thirdly,the modeling of the supersonic combustion instability based on the above mechanisms is summarized;finally,the directions of the supersonic combustion instability that need essential concern are suggested.The review demonstrates that the phenomenon,mechanisms and modeling of the supersonic combustion instability all need continuous researches.The future researches may focus on the effects of the combustion chamber configuration and fueling scheme on the phenomena of the scramjet combustion instability,further explore the mechanisms of the supersonic combustion instability in thecanonical flows such as supersonic mixing layers and jets,and further develop models of the supersonic combustion instability based on spatial and temporal evolution of the turbulent characteristics of the supersonic combustion systems.【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2018(039)001【总页数】8页(P1-8)【关键词】燃烧不稳定性;超声速燃烧;超燃冲压发动机;流动不稳定性;热声不稳定性【作者】陈钱;张会强;周伟江;白鹏;杨云军【作者单位】中国航天空气动力技术研究院,北京100074;清华大学航天航空学院,北京100084;中国航天空气动力技术研究院,北京100074;中国航天空气动力技术研究院,北京100074;中国航天空气动力技术研究院,北京100074【正文语种】中文【中图分类】V231.20 引言超声速燃烧从二十世纪五十年代后期起逐渐成为广受关注的重要研究领域[1]。

冲压发动机超声速进气道研究进展_侯早

第34卷第10期2008年10月火箭推进JOURNAL OF ROCKET PROPULSIONVol.34,№.5Oct.2008收稿日期：2008-03-06；修回日期：2008-06-24。

作者简介：侯早（1978—），男，工程师，研究领域为液体火箭发动机技术。

冲压发动机超声速进气道研究进展侯早，王福民，旷武岳（西安航天动力研究所，陕西西安710100）摘要：超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。

简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。

重点叙述了进气道的最新研究成果，主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST ）等的设计概念与方案。

最后概括了先进进气道的发展趋势。

关键词：冲压发动机；超声速进气道；概念创新中图分类号：V430文献标识码：A文章编号：(2008)05-0031-05Development of supersonic scramjet inletHou Zao,Wang Fumin,Kuang Wuyue（Xi'an Aerospace Propulsion Institute,Xi'an 710100,China ）Abstract ：Supersonic inlet is the key part of a supersonic air-breath engine.In this paper,typ -ical inlets used for supersonic engine are simply introduced,and recent achievements of inlets are described,including hypersonic sidewall compression inlet with constant spillage angle design at non-uniform incoming flow,strutjet compression scramjet inlets,a variable geometry inlet for dual mode ramjet,entirely outside compress supersonic “parameters inlet ”,a fixed-geometry hyperson -ic inlet with rectangular-to-elliptical shape transition （REST ）.Before an inlet design ,it is sug -gested that the design conception of inlet should be innovated,near and far scheming also should be designed.Multicipital point of view together design is especially important.Key words ：scramjet ；supersonic inlet ；concept innovation2008年10月火箭推进0引言从上世纪50年代开始，美、俄（前苏联）、法、德等西方国家先后开展了超声速推进技术研究，进气道就是其关键部件之一。

080630-高超声速技术研究和发展

MIMI（Module-To-Module)模型是几个相邻的模块构成，用以确定模块之间工作的相互影响.至此，模型试验已接近全部完成。
NASP计划的结束 1994年NASP计划宣布结束，主要原因有：经费困难，拨款连年减少；技术难度大，工作进展慢； NASA 与国会意见分歧。

高超声速冲压发动机 NASP最重要的研究内容是发展从超声速到高超声速飞行工作的超燃冲压发动机，开始是进行发动机模型研究，使用1/7 缩比的超声速燃烧冲压发动机。研究了多种模型,如GBL模型, A—C模型, SX20模型, SXPE和CDE模型, MIMI模型等.

以上试验验证了发动机流路设计方法，验证了几何尺寸，动压，试车台气体成分，粘性效应，附面层厚度的影响。
（2）在经济上，高超声速武器将提高作战的实效性。使用空天飞机，将降低到达地球低轨道的有效载荷发射费用，可从航天飞机的每公斤有效载荷一万美元，RLV的每公斤有效载荷一千美元，降到使用空天飞机的每磅一百美元，是解决人类进一步开发太空资源的重要手段，使空间开发更为现实；同时，提高了安全性和可靠性。
2. 2 NASP计划 1986年2月4日美国宣布推行NASP计划，研究水平起降，单级入轨的研究机X-30。 NASP计划目的是发展可完全重复使用、单级入轨、水平起降、超燃冲压发动机推进的空天飞机。

主要技术问题有：（1）确定在高马赫数的高超声速冲压发动机特性；（2）确定空天飞机飞行时，由层流附面层转换为紊流附面层的转捩点；（3）保证空天飞机高超声速飞行时的稳定性和可操作性。
X-51A计划主要目的

(1) X-43C: X-43C是NASA和空军联合发展的。飞行器长16英尺，装备三模块冲压发动机。使用碳氢燃料超燃冲压发动机，并用燃料冷却。飞行器被加速到马赫5，超燃冲压发动机启动，然后自行加速到马赫7。飞行持续 5分钟，演示验证飞行性能。该计划的实现将为发展高超声速巡航导弹创造条件。

二维非常规压缩型面超-高超声速进气道的设计概念

二维非常规压缩型面超-高超声速进气道的设计概念摘要:本文论述了在二维非常规压缩型面超-高超声速进气道的设计概念。

首先，研究了不同的设计参数对进气道的影响，然后分析不同参数的优化方法，以便满足空气流动的特定要求。

最后，提出设计理念，以及能够实现该理念的设计参数。

关键词：二维进气道，非常规压缩型面，高超声速，设计参数，优化方法。

正文：本文旨在研究二维非常规压缩型面超-高超声速应用在进气道设计上所涉及到的参数，并探讨相关的优化方法。

具体而言，首先分析了由设计参数（如尺寸、形状和材料等）所决定的流动行为，从而推断出进气道的特性和性能。

然后，结合空气流动的特性，分析不同设计参数的优化方案。

最后，提出了一种新的进气道设计理念，并基于此给出了设计参数。

研究表明，该设计理念能够促进空气流动的均匀性和流动效率，从而满足特定空气流动要求。

应用二维非常规压缩型面超-高超声速进气道的设计概念可以在多个行业应用，包括但不限于航空、汽车、船舶及其他涉及运动学力学方面的行业。

在航空上，使用此设计理念可以有效地解决飞机发动机进气道流动性能的问题，从而促进发动机的性能提升。

在汽车行业，在使用此类设计理念的汽车上，进气量和空气流动速度得到改善，这可以有效提高汽车的性能、加速性和燃料效率。

在船舶行业，应用二维非常规压缩型面超-高超声速进气道设计理念，能够提高进气道效率和油耗，从而提高船舶的空间利用率和行驶距离。

此外，该设计理念还可以应用于其他物理力学方面的行业，例如，可以用来优化空调系统的空气流动性能，使空调系统达到最佳的性能效果。

在实际应用中，使用二维非常规压缩型面超-高超声速进气道的设计概念可以有效地提高空气流动的流量、压力、噪声以及其他性能指标。

首先，该理念所引申出的设计参数可以有效地增加设备的旋转半径，有助于实现更小的外表尺寸和更低的摩擦力，因此可以提高流量和压力。

其次，该理念所提出的设计参数也可以有效地减少流体与容器壁面之间的耦合性和内部噪声，从而有效抑制外界的噪声。

反折式二元超声速进气道设计及数值研究

第２卷第４７期
文章编号：０６—９４（００）４— ０７— ４１０３８２１００６０
计
算
机
仿
真
２０月０年４１
反折式二元超声速进气道设计及数值研究
徐东来，陈凤明，飞超，蔡杨茂
（西北工业大学航天学院，陕西西安７０７）１０２
ＡＢＳＲＡＣＴ：ｌｗｒｇｅｅｔｅｕｅｓｎｃ２一ＤｎｅｓｐｏｏｅｏｒｄｃｘｅａｒｇｏｓｉｎｅｎＴＡｏｄａ，ｒｆｃｉ，ｓｐｒｏｉｌｖｉｌｔｉｒｐｓｄｔｅｕｅｅｔｒｌｄａｆｍｉｓｅｉｌｔａｄｎｌ
ｍｉｇａｈｐｌａｉｎｒｑｉｅｎｓｆｒｔｅｒｎｅｏｏ３５Ｍａｈ，ｔｅｓｈｍｅｉｗｒｅｕａｒｄｏｔｈｏｇｎｔｔｅａｐｉｔｅｕｒｍｅｔｏｈａｇｆ２ｔ．ｃｃｏｈｃｅｓｏｋｄｏｔｒｅｕ．ＴｒｕｈｃｉｎｍｅｃｉｌｔｎｗｔＬＥＮｕｒａｓｉｌｍｕａｉｉＦＵＴ，ｆｗｃａａｔｒｓｃｔｎｅｏｍａｃｆｒｆｃｉｅｉｌｔａｅａａｙｅｎｏｏｈｌｈｒｃｅｉｔｓａｄｐｒｒｎｅｏｅｅｔｎｅｒｎｌｚｄａｄｃｎ・ｏｉｆｌｖｐｅｔｅｉｓｉｔｒｔｒｓｒａｄｗｈｄｓｇｎｌｅａｕｅ．Ｒｅｕｔｓｏｈｔｎｅｅｓｍｅｃｐｕｅｏｏｄｔｎｅｅｔｅｉｌｔａｏｒｉｎｉｓｌｈｗｔａｄｒｔａａｔｒｄｆｗｃｎｉｏ，ｒｆｃｉｎｅｓｌｗｅｓｕｈｌｉｌｖｈｅｔｒａｒｇａｄｄｍｅｓｏｗｈｌｅｐｎｏａａｌｏａｒｓｕｅｒｃｖｒｅｏｍａｃｉｏｖｎｉｎｌｅｉｎ，ｘｅｎｌｄａｎｉｎｉｎ，ｉｋｅｉｇｃｍｐｂｅｔｔｌｅｓｒｏｅｙｐｒｒｎｅｗｔｃｎｅｔａｓｇｅｒｐｅｆｈｏｄ

法国冲压发动机研究进展

万方数据　万方数据　万方数据　万方数据兽黝年彳月第２期航天瑚造技术飞行马赫数为７．５的高温超燃燃烧试验计划，由于经发展方法。

详细研究介绍见文献咿１。

费的原因，于１９９５年被撒消。

但是，为了获得在模４．２．４ＬＥＡ：飞行试验项目拟状态下马赫数为７．５的性能数据，专门设计了一种２００３年初，法国启动了ＬＥＡ计划，将对一体化氢冷喷注支杆的小燃烧室（进口尺寸为０．１ｍ×０．１ｍ），的超燃冲压发动机进行实际飞行条件下的研究工作。

在ＡＴＤ５试验台上进行试验。

试验结果还可以用来分其试飞器长５ｍ，将从飞机上发射后被助推器加速至析热堵塞状态的双模态超燃冲脏发动机的特性。

预定的高度和马赫数，然后超燃冲压发动机工作，对应用尾喷管以及后体的基础研究结果，完善了计不同飞行马赫数下（Ｍａ＝４、６、８）一体化设计飞行算软件ＦＬｕ３Ｍ。

此外，在１９９６年进行了尾喷管概念器的推阻匹配问题进行评估，如．图１所示。

按计划，性验证试验［７１，选择两种类型的尾喷管，一种是二维将在２００９～２０１２年进行６次飞行试验。

详细研究介非对称的单膨胀斜面喷管（ＳⅡ斟）；另一种是轴称的绍见文献¨ｕＪ。

单膨胀斜面喷管。

由于超燃冲压发动机推进的高超声速飞行器存在着严重的推／阻矛盾，因此需要仔细地设计尾喷管，并要精确地估计到飞行器后体部分流动的特性。

按照ＰＲＥＰＨＡ计划，Ａｅｒｏｓｐａｔｉａｌｅ公司已在皮尔及斯地区建立了冲压，超燃冲压发动机试验台。

新的连管试验台可以进行模拟马赫数为６的超燃冲压发动机试验。

试验台的主要性能是总压８０ＭＰａ，总温１８００Ｋ，最大的空气流量为１００ｋ∥ｓ，最大的氢流量为１．５蚝，ｓ，燃烧室进口模拟马赫数为３．１。

试验台采用补氧的氢图１ＬＥＡ飞行器示意图燃烧加热器。

该试验台已于１９９５年调试完成。

为了初步了解在飞行状态下超燃冲压发动机的此外，还开展了氢燃料冷却的Ｃ／Ｃ结构研究和燃工作性能，法国与俄罗斯的ＣＩＡＭ合作，用助推器发料冷却的Ｃ／ＳＩＣ结构研究【ｌｌ，１３Ｊ。

冲压发动机发展现状与展望

冲压发动机发展现状与展望王祎摘要：对当今冲压发动机发展现状进行简要分析，说明我国加快发展冲压发动机技术以及开展相关计术研究的必要性。

分析了冲压发动机较传统发动机在当今空天一体化发展趋势中的优势、广泛的应用前景以及所面临的技术难题。

关键词：空天一体化、冲压发动机、高超声速飞行器、战略导弹动力装置、发展趋势前言冲压发动机包括亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机。

一般而言，亚燃冲压发动机工作马赫数范围是 1．5～5，而超燃冲压发动机工作马赫数在 5以上。

冲压发动机经济性比较好，结构相对简单，生产成本较低，适合于大量装备使用，具有适合于超声速和高超声速远程巡航飞行的显著特点。

多种整体式冲压发动机已经成功用于战术导弹，并继续得到广泛发展；以高超声速巡航导弹、高超声速飞机和未来低成本可重复使用天地往返运输系统为应用背景的超燃冲压发动机正受到技术先进国家的高度重视。

以超燃冲压发动机与火箭发动机组合的动力装置将可望用于未来的空天飞机上，从而实现先进的、经济的、可重复使用的天地往返运输系统，在空间控制和空间利用上将发挥重要作用。

吸气式高超声速巡航飞行的实现将使航空航天飞行出现崭新的面貌。

以冲压发动机为动力的巡航导弹具有很强的杀伤力和威慑力，必将对未来军事态势产生重大影响。

抓住冲压发动机技术发展的机遇，加速发展冲压发动机技术，势在必行。

1、冲压发动机的优势选择超音速飞行推进系统的几个关键指标是比冲高、推重比大和推阻比大。

火箭发动机与冲压发动机相比的关键问题是比冲问题。

由于火箭发动机自带氧化剂，而氧化剂又占推进剂总重的 70％～80%，所以火箭发动机的比冲很低。

冲压发动机由于自身不携带或者携带少量的氧化剂，所以其比冲比火箭发动机高4～6倍。

显然冲压发动机远比火箭发动机优越。

冲压发动机与涡喷发动机相比的关键指标是推重比。

在超音速和高超音速 (Ma=1．0～5．0M)飞行条件下，冲压发动机的推重比和推阻比均优于涡喷发动机。

虽然冲压发动机在飞行速度低于1．5M时，工作效率不很高，但当飞行速度大于1．5M 时，工作效率便超过一般的涡喷发动机。

超声速进气道与火箭冲压发动机性能匹配研究

Ａ，ｈ
＝９Ａ）一ｔ（（７Ａ）ｒ
（）２
口面积、冲压发动机喷管喉道、口面积等设计参出数。计算方法参见文献［］固冲发动机设计状态７。
为ｈ＝１ｍ，０＝．，０ｋＭａ２７燃料流量＝０６ｋ／，．ｇｓ
和相应的特征截面符号。固冲发动机的进气道采
用了两个二元超声速进气道。固冲发动机的设计
２００８年２月２日收到８
４进气道、）燃气发生器喷管和冲压喷管均为几
何不可调节，且燃气发生器装药满足预定的燃气并
流量规律；
５喷管流动中燃气成分 “ 结不变 ” 总温、）冻，比热比和气体常数均不变。
整个计算分为两个进程。第一个进程为设计
维普资讯
ｂ
ｌ２期冲压发动机性能匹配研究
１燃气发生器喷管具有临界截面，）内部工作不
受补燃室反压的影响；
ｌ进气道进口截面一
５６
图１固体火箭冲压发动机结构及特征截面标记
２进气道出口截面一３补燃室出口截面一
４冲压喷管出口５一一燃气发生器喉道７一冲压喷管喉道
关键词火箭发动机
固体燃料冲压
超声速进气道
稳定性
性能
中图法分类号
Ｖ３；２６
文献标志码
Ａ
近年来，由于吸气式火箭（冲压一火箭）动机发作为动力装置用于宇宙往返飞行器或战术导弹的

超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究

收稿日期；２０ —４２。收修改稿日期：２０ —７２０５０７０５０ —２
维普资讯
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．．垦至！兰．一主．．旦登堇
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大允许的燃烧室进口气流温度在１４１７Ｋ，允许的燃烧室进口Ｍａ与飞行Ｍａ的比值在０３～００４６．ｏ０４．５［当Ｍａ增加，允许的起动最大收缩比也增大对于一些几何结构的进气道，允许的起动收缩比可达到２。另外，如果希望在高收缩比下工作，进气道喉部流场要尽可能均匀［。在本文～３１］的设计中，固定几何高超进气道的收缩比先根据以下收缩比限制的经验公式［初步校核，然后再根】］
§
取。前体的形状由前体长度和多楔形体的偏转角决定，前体长度一般选接近整个发动机长度的一
（）外罩唇Ｉ平直ａ＝１
（ｂ）外罩唇Ｉ具有楔面＝１
图１混压式高超声速二维进气道结构简图
前体的外部压缩一般由二斜激波系、三斜激波系或四斜激波系组成，综合考虑压缩效率和总压恢复系数的影响，选择外压缩波系为三波系的混压式前体／进气道的方案较为普遍［］１。本文的二维进气道设计方案选择前体压缩为三斜激波系，前体长度Ｌ＝１０，前体预压缩楔角＝５，隔．ｍ。离段高度Ｈ＝０００．３ｍ，外罩唇口楔面角ａ：５，外压缩的３个楔面总转角为２．。。０８，进气道采用多模块结构。高超声速气流通过前体／气道的压缩，将使燃烧室进口气流温度大幅度升高，为了进防止气流热离解，必须要限制燃烧室进口气流温度，因此燃烧室进口气流Ｍａ要受到限制。一般最

高超声速飞行器二元进气道试验和计算

高超声速飞行器二元进气道试验和计算焦子涵;邓帆;袁武;王雪英;陈林;董昊【摘要】The performances of a two⁃dimensional inlet with hypersonic cruise vehicles configuration were investigated by wind tunnel experiments and CFD simulations in this article. A hypersonic cruise vehicle integrated aerodynamics and propulsion was de⁃signed. CFD simulations and two wind tunnel tests were carried out in two different wind tunnels to examine the hypersonic perform⁃ances of the inlet. Though analyzing the results of the first wind tunnel experiment, an improved test scheme was carried out. The pressure measuring experiments results show that:The inlet was able to start under free stream mach number from 5.0 to 6.0 atin⁃terval of 1.0 , even considering the yaw angle of 4°. The total pressure recovery coefficient and mass flow ratio of the inlet satisfied the requirements of design through analyzing the monitoring results. The total pressure recovery coefficient of the inlet decreased as the mach number of flow increased, mass flow ratio increased linearly as the angle of attack increased; the total pressure recovery coefficient and the mass flow ratio of experiment agreed well with the CFD results, even the angle of attack is more than 4°. There were differences of the changing trend of total pressure recovery coefficient and mass flow ratio between the two experiment results when the angle of attack is more than 4° because of the differences of the two test scheme, the problem of departure from the regular changing trend was solved after improving the test scheme.%设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器，针对进气道性能，分别在两座风洞开展通流试验研究。