采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析
高超声速进气道的设计、计算与实验研究
2、计算机模拟作为一种重要的研究手段，可以有效地预测和优化高超声速 进气道的性能。通过流体力学软件和商业软件的二次开发，可以实现进气道的参 数化设计、结构优化和性能预测等功能。
3、实验研究是高超声速进气道设计的重要环节，可以验证设计的有效性和 可靠性。通过实验设备的搭建、实验流程的制定和实验数据的采集与分析，可以 全面评估进气道的性能表现、稳定性和适应能力等方面的指标。
实验设备搭建需要依据进气道的实际工作场景，通常包括风洞、传感器、数 据采集系统和实验模型等。风洞主要用于模拟飞行过程中的气流环境，传感器用 于监测进气道的工作状态，数据采集系统用于记录实验数据，实验模型则用于展 示进气道的设计效果。
实验流程的制定需要遵循一定的规范和标准，以确保实验结果的准确性和可 靠性。通常包括实验前的准备、实验过程的控制以及实验数据的处理等。
然而，高超声速进气道的设计、计算与实验研究仍然存在一些问题和挑战。 例如，如何进一步提高进气道的效率、降低成本并缩短研发周期仍需进一步探讨 和研究。此外，实验设备和实验方法也需要不断更新和完善，以适应更高速度和 更复杂环境下的研究需求。
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高超声速进气道的设计、计算 与实验研究
目录
01 高超声速进气道设计 的基本原理和方法
03
高超声速进气道的实 验研究
02高超声速进气道的计 源自机模拟随着航空航天技术的快速发展，高超声速飞行器成为当今研究的热点之一。 高超声速进气道作为飞行器的重要部件，对其设计、计算与实验研究显得尤为重 要。本次演示将围绕高超声速进气道的设计、计算与实验进行研究，旨在为相关 领域提供参考和借鉴。
基于商业软件的二次开发则主要是为了提高进气道的适应性、降低成本以及 缩短研发周期。常用的商业软件包括ANSYS、SolidWorks和CATIA等，这些软件 可以通过二次开发，实现进气道的参数化设计、结构优化和性能预测等功能。
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。
高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究
高超声速一体化飞行器冷流状态气动特性研究金亮;柳军;罗世彬;王振国【摘要】采用数值模拟和风洞实验方法.对高超声速一体化飞行器缩比模型在发动机关闭以及发动机通流状态下的气动特性进行研究.实验中采用彩色纹影系统对缩比模型飞行器的超声速流场进行显示,并通过六分量应力天平测得了全机的升力、阻力和俯仰力矩,数值模拟气动力系数以及流场特征与实验结果吻合较好,同时分析了飞行器保持静稳定状态下的质心选择范围.结果表明进气道开启之后飞行器升力阻力以及抬头力矩显著下降,但此飞行器配平迎角仍较大.该实验结果验证了数值方法的可靠性并为飞行器构型设计提供了参考数据.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2010(024)001【总页数】4页(P42-45)【关键词】高超声速;气动性能;实验数据;数值分析【作者】金亮;柳军;罗世彬;王振国【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科技大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073【正文语种】中文【中图分类】V435.120 引言高超声速吸气式飞行器只能在高马赫数下工作,因此需要依靠助推火箭加速到工作马赫数。
在助推火箭工作过程中,往往需要将进气道入口关闭。
当达到工作马赫数后,助推火箭与飞行器分离,飞行器进气道开启,发动机内部流场开始建立。
当发动机流场稳定之后,发动机喷燃料、点火,飞行器开始自主飞行。
从助推火箭分离到发动机点火的短时间内,飞行器经历三种工作状态：发动机关闭、发动机通流和发动机点火。
在三种工作状态转变过程中,飞行器所受的合力与合力矩变化较大,并且由于在高超声速飞行条件下气动控制面效率较低,需要飞行器具有较好的飞行稳定性,因此研究发动机工作状态转变过程中的飞行可控性能对于高超声速飞行器一体化构型设计具有重要意义。
随着超燃冲压发动机技术的发展,国内[1-4]对高超声速一体化飞行器构型设计开展了较多的研究工作。
超音速进气道三维流场数值仿真与性能分析
例， 不仅要求其具有攻击 防区外远程或超 远程敌 方纵深 目标
的能力 ， 还要求其提高 自身 战场主动权 和火 力系统 的 自身生 存能力 。因此 ， 提高传统弹药 的射程 问题 已经成 为当今 战术 武器研究 的新 热点 ， 并受到世 界各 国的重视 。冲压发动 机凭 借其构 造简单 、 量轻 、 积小 、 重 体 推重 比大 、 成本 低等 一 系列
Ｗ ＡＮＧ Ｘｉｏ～ｒｎ ＪＡＮ Ｇｅ ａ ｏ ｇ，Ｉ Ｇ ｎ—ｚ ｕ， ＨＯＵ Ｃ ａ ｇ—ｓ ｅ ｇ ｈ Ｚ ｈｎ ｈｎ
（ ｏ ｅｅｏ ｅｈｎｃｌ ｎ ｉｅｒ ｇ Ｎ Ｕ Ｔ， ａｊ ｇＪ ｎ ｓ １０ ４ ｈｎ ） Ｃ ｌ ｇ ｆＭ ｃ ａｉ ｇ ｅｉ ， Ｊ Ｓ Ｎ ｎｉ ｉ ｇｕ２ ０ ９ ，Ｃ ｉａ ｌ ａＥ ｎ ｎ ｎ ａ ＡＢ Ｔ ＡＣＴ：ｏｍｎｍｉ ｅｉａ ｃｓ ｆａ ｊｔ ｓｉｅ ｒ ｅｔｅａｄｅｐｃ ｌ ｐｒ ｎｃｉ ｅ ｃｎｉ ｒｖ ｅｆｅ ＳＲ Ｔ ｉｉ ｚ ｒｓ ｔ ｅ ｍｅ ａｓ ｔ ｐｏ ｃｉ ｎ ｓｅｉ ｌ ｓ ｅｓ ｉ ｎ ｔ ａ ｏｅ ｈ ｒ ｅ ｓｎ ｏｒ ｓｄ ｊ ｌ ａｙ ｕ ｏ ｌ ｍｐ ｔ ｉ
击ｆ ＋ ， ＋ （ ＋ （ （ 告， Ｓ ） ） ）
＝０ 。
０ 唧 ２－ 。 １ － ＊ ０ １
式 中， 西为通用变量 ， 代表 ／Ｖ 、 Ｚ 、 Ｔ等求解 变量 ； 为广 义扩 ． ， Ｆ 散系数 ； 为广义源项。 定常情况下 ，
数值计算方法采用有 限体积法 ， 对式 （ ）中的对流项 采 １ 用二阶迎风离散格式进行离散 ， 对粘性项 采用 中心差分格式 离散。 初始条件处处为常数 即等 于来流 条件。 １边 界条件 进５ １ 设为压力远场 。 口边 界条件 ， 出 对于超声速一律外 推 ； 面采 壁 用无滑移绝热 固壁条件 ， ｕ ＝ ＝Ｗ ＝０ 即 。
211113269_基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验
第８卷㊀第２期２０２３年３月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.８㊀Ｎｏ.２Ｍａｒ.２０２３㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０００基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验余安远１ꎬ２ꎬ㊀曲俐鹏１ꎬ２ꎬ㊀刘建霞１ꎬ２ꎬ㊀杨大伟１ꎬ２ꎬ㊀李姝源１ꎬ㊀乐嘉陵１ꎬ２(１.中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所ꎬ四川绵阳６２１０００ꎻ２.中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机重点实验室绵阳分部ꎬ四川绵阳６２１０００)ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｏｎｔｈｅＳｔａｒｔｉｎｇＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｎＩｎｗａｒｄ￣ＴｕｒｎｉｎｇＩｎｌｅｔＢａｓｅｄｏｎＳｉｌｋ￣ＴｈｒｅａｄＦｌｏｗＶｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎＭｅｔｈｏｄＹＵＡｎ￣ｙｕａｎ１ꎬ２ꎬ㊀ＱＵＬｉ￣ｐｅｎｇ１ꎬ２ꎬ㊀ＬＩＵＪｉａｎ￣ｘｉａ１ꎬ２ꎬ㊀ＹＡＮＧＤａ￣ｗｅｉ１ꎬ２ꎬＬＩＳｈｕ￣ｙｕａｎ１ꎬ㊀ＬＥＪｉａ￣ｌｉｎｇ１ꎬ２(１.ＡｅｒｏｓｐａｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＣＡＲＤＣꎬＭｉａｎｙａｎｇ６２１０００ꎬＣｈｉｎａꎻ２.ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｎＳｃｒａｍｊｅｔＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＣＡＲＤＣꎬＭｉａｎｙａｎｇ６２１０００ꎬＣｈｉｎａ)摘㊀要:采用丝线法流动显示技术ꎬ在高超声速冷流暂冲式下吹风洞开展了快速获取内转进气道起动性能的实验研究ꎮ实验在中国空气动力研究与发展中心(ＣＡＲＤＣ)Φ０.５ｍ高超声速风洞中进行ꎬ来流Ｍａｃｈ数为５ꎮ实验模型为椭圆转圆形内转进气道ꎬ总收缩比为５.８ꎬ内部收缩比为１.７ꎬ喉部为直径５０ｍｍ的圆形截面ꎮ模型的肩部区域种植了长度与间隔可更换的丝线ꎬ为了改善进气道的起动性能ꎬ模型进气道的内压缩段开设了可以动态堵塞的泄流孔ꎬ在喉道下游设置了可动态节流的节流锥ꎮ实验获得了丝线长度㊁相邻丝线间隔的推荐值ꎬ同时表明ꎬ丝线流动显示技术能够快速㊁准确㊁直观㊁方便地判断进气道的起动状态ꎬ并能定量给出流动分离起始位置与分离结构ꎬ所采用的丝线流动显示技术丰富了高超声速风洞实验的流场可视化方法库ꎮ研究还表明ꎬ采用丝线流动显示技术ꎬ所研究的内转进气道在Ｍａ＝５时处于双解区ꎬ实验给出了进气道重起动及退出不起动的一种可行方案ꎮ关键词:丝线流动显示方法ꎻ内转进气道ꎻ起动特性ꎻ高超声速风洞实验㊀㊀㊀中图分类号:Ｖ２１１.４８ꎻＶ２１１.７１文献标志码:Ａ收稿日期:２０２２￣０７￣０２ꎻ修回日期:２０２２￣１１￣２９基金项目:１９１２项目子项２０１９￣ＪＣＪＱ￣ＤＡ￣００１￣０５７项目第一作者简介:余安远(１９７４￣)㊀男ꎬ研究员ꎬ主要研究方向为机体/推进一体化与内外流耦合ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｓｃｍｙｙａｙ＠ｑｑ.ｃｏｍ通信作者简介:刘建霞(１９８３￣)㊀女ꎬ副研究员ꎬ主要研究方向为飞行器总体设计ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｌｉｕｊｉａｎｘｉａ２００２＠１２６.ｃｏｍＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｗｉｔｈｓｏｍｅｓｉｌｋｔｈｒｅａｄｓｂｅｉｎｇｐｌａｎｔｅｄｏｎｔｈｅｓｈｏｕｌｄｅｒｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔａｎｄｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｆｌｏｗｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｂｅｉｎｇｕｓｅｄꎬｔｈｅｓｔａｒｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｎｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｗｅｒｅｒｅｓｅａｒｃｈｅｄｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｃｏｌｄ￣ｆｌｏｗｂｌｏｗ￣ｄｏｗｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ.ＴｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｗｅｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｉｎａΦ０.５ｍｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｏｆＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒ(ＣＡＲＤＣ).ＴｈｅＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｏｆｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｗａｓ５.Ｔｈｅｉｎｌｅｔｗａｓａｎｅｌｌｉｐｔｉｃａｌ￣ｔｏ￣ｃｉｒｃｌｅｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｉｎｌｅｔｗｉｔｈａｔｏｔａｌｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎｒａｔｉｏｏｆ５.８ꎬａｎｉｎｔｅｒｎａｌｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎｒａｔｉｏｏｆ１.７ａｎｄａｄｉａｍｅｔｅｒｏｆ５０ｍｍａｔｔｈｅｔｈｒｏａｔｒｏｕｎｄ￣ｓｅｃｔｉｏｎ.Ｔｈｅｒｅｃｏｍｍｅｎｄｅｄｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄａｎｄｔｈｅｒｅｃｏｍｍｅｎｄｅｄｉｎｔｅｒｖａｌｏｆｔｈｅａｄｊａｃｅｎｔｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄꎬｂｏｔｈｏｆｗｈｉｃｈｉｎｆｌｕｅｎｃｅｔｈｅｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｆｌｏｗꎬｗｅｒｅｏｂｔａｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｃａｎｑｕｉｃｋｌｙꎬａｃｃｕｒａｔｅｌｙꎬｉｎｔｕｉｔｉｖｅｌｙꎬａｎｄｃｏｎｖｅｎｉｎｔｌｙｊｕｄｇｅｔｈｅｒｅａｌ￣ｔｉｍｅｓｔａｒｔｉｎｇｓｔａｔｅｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｉｎｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓꎬａｎｄｃａｎｏｂｔａｉｎｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｐｏｓｉｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎａｎｄｔｈｅｆｌｏｗｓｔｒｕｃ￣ｔｕｒｅｏｆｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｚｏｎｅｗｈｅｎｔｈｅｉｎｌｅｔｄｏｅｓｎｏｔｓｔａｒｔ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓａｌｓｏｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｃｕｒｒｅｎｔｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｈａｓｄｏｕｂｌｅｓｔａｔｅｓａｔＭａ＝５.Ａｆｅａｓｉｂｌｅｗａｙｆｏｒｔｈｅｉｎｌｅｔｔｏｒｅｓｔａｒｔｏｒｑｕｉｔｕｎｓｔａｒｔｉｎｇｗａｓｇｉｖｅｎ.Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅꎬｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｃｕｒｒｅｎｔｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｅｎｒｉｃｈｅｓｔｈｅｆｌｏｗｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｌｉｂｒａｒｙꎬｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｆｏｒｔｈｅ第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验ｓｔａｒｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｒｅｓｅａｒｃｈｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔｉｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｆｌｏｗｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄꎻｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔꎻｓｔａｒｔｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓꎻｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ引㊀言内转进气道具有压缩效率高㊁阻力小㊁易与飞行器集成㊁便于和圆形或准圆形燃烧室进行一体化设计等特点ꎬ已引起世界各国学者的广泛关注[１￣４]ꎮ然而ꎬ内转进气道的几何结构中缺乏自然溢流窗ꎬ使得其起动性能成为最令人关心的问题之一ꎮ当进气道不起动时ꎬ内转进气道的捕获流量和总压力恢复大幅降低ꎬ喉道的Ｍａｃｈ数也因不起动而异常降低ꎬ这大大减小了推进流道的做功能力ꎬ从而大大减小了发动机的推力ꎬ还因溢流增加了附加阻力以及唇罩的外阻ꎬ甚至可能改变飞行器的力矩特性ꎮ它还可能导致内流中的波系产生剧烈激波振荡ꎬ并在通道中产生巨大的动态冲击ꎬ形成具有高度破坏性的动态热力学载荷[５]而难以控制[６￣９]ꎮ因此ꎬ研究内转进气道的起动性能对于使用此类进气道的飞行器的可靠运行至关重要ꎮ数值计算表明ꎬ内转进气道的起动性能除了可由内流的宏观性能(如截面流量㊁Ｍａｃｈ数㊁总压恢复系数等)反映外ꎬ还可由内转进气道的内流流动结构来表征ꎮ目前ꎬ对内转进气道内流流动结构的研究仍处于对其流动特征的认识积累阶段ꎬ对其流动结构和机理的描述尚未得到明确共识ꎮ这是因为ꎬ一方面ꎬ内转进气道中存在难以消除的横向压力梯度ꎬ三维激波与三维边界层本身就异常复杂ꎬ而二者之间的干扰导致流动结构更加复杂ꎻ另一方面ꎬ要想观察内转进气道的内流ꎬ需要在这种进气道上开设玻璃观察窗ꎬ但三维空间异形曲面玻璃在理论上虽可根据Ｍａｌｕｓ定律[１０]形成无畸变设计方法ꎬ但加工制造精度的不足会导致加工出的异形面玻璃窗存在着足以干扰流场的较大畸变ꎮ因此ꎬ迫切需要开发合适的流场观察和诊断方法ꎬ以在实验中逐步获得㊁识别和理解内转进气道复杂的三维流动结构[１１]ꎮ在流动可视化方法库中ꎬ有许多方法可用于流动可视化ꎬ如ＰＳＰ㊁ＴＳＰ㊁油流㊁磷热谱图㊁红外图像㊁阴影纹影㊁灯丝㊁热线㊁烟线㊁粒子法等ꎮ这些方法与高速相机相结合ꎬ可形成有效的动态实时流动可视化ꎮ一些粒子㊁烟线等方法可以结合ＰＩＶ㊁ＮＰＬＳ等对流动结构进行表征ꎬ其中丝线流动显示技术是低速风洞实验中常用的流动可视化技术[１２￣１５]ꎮ使用这种方法ꎬ在实验模型内流壁面观察区域粘贴或种植一些合适长度的丝线ꎬ根据每条丝线所指示的流动方向ꎬ可以得到靠近壁面的流动附着和分离情况ꎮ随着科学技术的发展ꎬ数码相机的分辨率和帧频都有了很大的提高ꎮ这使得使用丝线方法进行高超声速流动实时显示成为可能ꎮＰｈｏｔｒｏｎ公司在这些实验中生产的ＳＡ￣５高速相机ꎬ根据成像分辨率的大小ꎬ可以提供１００万帧频的最大拍摄速度ꎬ并且可以连接不同类型的镜头ꎬ以满足拍摄不同流场的需要ꎮ它可以拍摄整个风洞运行期间视窗流场流动的全方位照片ꎬ通过控制丝线的长度㊁直径㊁材质和间距ꎬ利用丝线流动显示技术和高速摄影技术ꎬ能获得观察对象壁面复现的流型流谱ꎬ已成为一种成熟的低速风洞流动显示技术ꎮ文献[１６]的研究表明ꎬ丝线方法在激波风洞中具有快速响应的能力ꎬ能够在毫秒量级瞬时设备中实时显示局部近壁流动特性ꎮ借鉴该文使用丝线的方法ꎬ本文在常规暂冲式下吹风洞中开展了高Ｍａｃｈ数内转进气道内流的丝线流动显示方法研究ꎬ并通过丝线流动显示方法开展了高超声速内转进气道起动性能的研究ꎮ１㊀模型与设备１.１㊀实验模型实验中使用的内转进气道的模型配置如图１所示[１７]ꎮ图中ꎬ内转进气道的设计Ｍａｃｈ数为６.５ꎬ总收缩比为５.８ꎬ内部收缩比为１.７ꎮ进气道采用双波系[１８]基准流场ꎬ并采用轴对称密切流面法构造得到ꎮ进气道的捕获口接近椭圆形ꎬ喉道截面为圆形ꎬ截面过渡方式为椭圆转圆ꎮ喉道后为等直隔离段ꎮ进气道捕获口面沿流向长度约为４４０ｍｍꎬ从口面前缘到喉部的长度为６００ｍｍꎬ喉部圆截面直径为５０ｍｍꎬ隔离长度为３００ｍｍꎮ３３气体物理２０２３年㊀第８卷(ａ)Ｔｈｒｅｅ￣ｖｉｅｗｇｅｏｍｅｔｒｙ㊀(ｂ)Ｔｈｒｅｅ￣ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｍｏｄｅｌｉｎｇ图１㊀进气道数模Ｆｉｇ.１㊀Ｉｎｌｅｔｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ:ｔｈｅｄｉｇｉｔａｌｇｅｏｍｅｔｒｉｃｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔ实验模型由进气道主体㊁泄流机构㊁节流机构以及支撑机构组成ꎮ进气道主体由进气道压缩段与等面积圆形隔离段通过法兰连接而成ꎬ主体材料选用不锈钢(１Ｃｒ１８Ｎｉ９Ｔｉ)ꎮ泄流机构安装在进气道的肩部ꎬ其上开设泄流区ꎬ包括若干直径３ｍｍ的泄流孔ꎬ所有泄流孔与模型内部的一个空腔相连ꎬ空腔的出口设置在进气道的外壁面上ꎬ并开设可以动态开关的门ꎬ在实验中可以实时控制该泄流门ꎬ从而动态控制泄流的开关[１９]ꎮ节流机构由电机与堵块构成ꎬ通过动态控制电机实现对进气道的节流ꎬ节流机构安装在模型的支撑上ꎮ模型的支撑机构选用３０ＣｒＭｎＳｉꎬ一端与进气道主体相连ꎬ另一端架设在风洞的攻角机构上ꎮ模型的风洞安装照片如图２所示ꎮ为了快速识别进气道的起动状态ꎬ使用丝线法流动显示技术ꎬ在进气道豁口附近的肩部安装了丝线模块ꎮ将丝线布置在进气道豁口附近的肩部ꎬ是因为此处流动结构易于观察ꎬ且是进气道是否起动的特征区域ꎮ丝线模块可以互换ꎬ不同模块的丝线参数(长度㊁间隔或种植密度等)不同ꎬ以开展包括丝线长度和间隔(丝线分布密度)等的参数化研究ꎮ丝线更换块位置如图３所示ꎮ图２㊀模型及支撑等附件及在风洞实验段的照片Ｆｉｇ.２㊀Ｗｈｏｌｅｍｏｄｅｌａｎｄｉｔｓｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｉｎｔｈｅｔｕｎｎｅｌ图３㊀进气道肩部的丝线结构Ｆｉｇ.３㊀Ｒｅｐｌａｃｅｍｅｎｔｂｌｏｃｋｗｉｔｈｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄ(ｗｉｔｈｂｌｅｅｄｉｎｇｏｒｉｆｉｃｅｓ)丝线起始位置距进气道前缘２６０ｍｍ处ꎮ丝线的粘贴和固定方法如下:在丝线更换块的表面上整齐地开设直径为１ｍｍ㊁间距为５ｍｍ的针眼ꎬ以方便种植丝线ꎮ丝线的材料选用柔质棉线ꎮ为了防止实验中丝线从丝线孔滑脱ꎬ将丝线在背风面打结并使用速干胶将结节固定在背风面上ꎮ由于泄流会改变进气道的起动性能ꎬ为了防止大量丝线孔(在研究丝线种植密度影响时有很多丝线孔未种植４３第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验丝线)存在的泄流对实验结果形成干扰ꎬ在丝线种植区域的背面使用密封胶垫将整个丝线区域压实ꎬ从而杜绝了丝线孔泄流的问题ꎮ图４是种植丝线后的替换块背面照片ꎮ图４㊀丝线模块的种植(左:密封前ꎻ右:密封后)Ｆｉｇ.４㊀Ｂａｃｋｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋｒｅｐｌａｃｅｍｅｎｔ(ｌｅｆｔ:ｗｉｔｈｏｕｔｓｅａｌｉｎｇꎻｒｉｇｈｔ:ｗｉｔｈｓｅａｌｉｎｇ)１.２㊀实验设备实验在中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所Φ０.５ｍ高超声速风洞中进行ꎮ该风洞是一个高超声速常温暂冲式下吹风洞ꎮ喷管出口直径为０.５ｍꎬ喷管出口置于一个较大的密封实验舱内ꎬ实验舱下游安装扩压器ꎬ其后接引射器ꎬ并与大气相通ꎮ为了防止实验段出现冷凝现象ꎬ在来流的上游使用电加热方法适当提高来流气流的总温ꎮ风洞名义Ｍａｃｈ数为５~１０ꎬ来流单位Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数为(０.３５~５.６)ˑ１０７/ｍꎬ风洞实验时间范围为６０~３６０ｓꎮ本实验采用Ｍａ＝５的喷管ꎬ实验段单位Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数为２.４４ˑ１０７/ｍꎮ表１给出了实验段主要参数ꎮ表１㊀风洞实验段参数Ｔａｂｌｅ１㊀ＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆｔｈｅｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌＮｏ.Ｍａ０ｔｏｔａｌｐｒｅｓｓｕｒｅ/Ｐａｔｏｔａｌｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ/ＫＲｅ/ｍ－１１４.９５１ ０１３ˑ１０６３５０２.４４ˑ１０７１.３㊀拍摄系统实验使用了两套拍摄系统ꎬ一套使用ＳＡ￣５高速相机拍摄进气道肩部的丝线流图像ꎮ帧频率选择为１０００~１５００ｆ/ｓꎬ曝光时间为１/１０００~１/３０００ｓꎮ相机固定在顶板外侧(顶板内侧是实验段)ꎮ为了拍摄需要ꎬ在顶板上安装玻璃窗ꎮ为了获得清晰的丝流图像ꎬ在风洞实验舱前上位置固定安装一个大功率ＬＥＤ灯ꎬ以照亮模型内通道中拍摄区域的丝线ꎬ以匹配高速相机的高帧频和短曝光时间ꎮ整个记录系统的布置如图５所示ꎮ图５㊀丝线拍摄系统Ｆｉｇ.５㊀Ｓｋｅｔｃｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｒｅｃｏｒｄｉｎｇｓｙｓｔｅｍ另一套使用第二台ＳＡ￣５Ａ高速相机拍摄内转进气道的波系阴影照片ꎮ图６显示了布置在实验段观察窗光路上的阴影系统主要部件的照片ꎮ在图中ꎬ点光源发出的光被球面反射器反射形成平行光ꎬ然后垂直通过进气道的子午面ꎬ并通过球面镜反射ꎬ最后进入高速相机并记录在ＣＣＤ中ꎮ图６㊀波系阴影拍摄系统Ｆｉｇ.６㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｆｏｒｔｈｅｓｃｈｌｉｅｒｅｎｗａｖｅｓ２㊀数值研究２.１㊀计算设置为了预测可能的实验结果ꎬ本文开展了内转进气道起动性能的ＲＡＮＳ数值计算ꎮ计算软件为ＡＨＬ３Ｄ并行计算流体软件[２０]ꎮ湍流模型采用ｋω￣ＳＳＴ模型ꎬ空间无黏通量采用ＳｔｅｇｅｒＷａｒｍｉｎｇ格式分裂ꎬ流体介质采用理想气体ꎮ计算区域离散为结构化网格ꎮ参考文献[２１]中的数值方法分别使用来流流场和零初场对计算区域进行初始化ꎮ计算区域的边界为自由流边界㊁无滑移绝热壁边界㊁对称面边界和自由压力出口边界ꎮ采用有限体积法和时间相关法推进计算ꎬ直至流场收敛(喉道截面流量残差㊁速度残差降至１０－４以下)ꎮ２.２㊀计算结果与分析数值计算[１７ꎬ２２]得到了进气道在表１条件下的双解ꎬ三维流场分别如图７(ａ)㊁(ｂ)所示ꎮ其中ꎬ图７(ａ)为起动流场ꎬ图７(ｂ)为不起动流场ꎮ对比这两个流场可见ꎬ不起动的流场在进气道肩部形成５３气体物理２０２３年㊀第８卷了较大的分离ꎬ该分离除了对内流形成较大影响外ꎬ还对主激波有所破坏ꎮ仔细观察还可发现不起动时的分离激波导致了唇口处出现较大的额外溢流ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ㊀㊀㊀(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图７㊀进气道双解的三维流场[１７]Ｆｉｇ.７㊀Ｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｉｎｗａｒｄ￣ｔｕｒｎｉｎｇｉｎｌｅｔ[１７]图８显示了双解流场的对称平面上波系结构ꎮ图８(ａ)是起动时的流场对称面ꎬ图８(ｂ)是不起动时的流场对称面ꎮ两图对比同样显示了不起动的进气道在肩部出现了特别明显的流动分离ꎬ并产生了一道分离激波ꎬ该分离激波与主激波汇聚ꎬ导致主激波在唇口外出现不同寻常的翘起ꎮ图中显示的激波将与实验中获得的阴影波系统进行比较ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图８㊀进气道双解的对称面流场[１７]Ｆｉｇ.８㊀Ｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔａｔｓｙｍｍｅｔｒｉｃｐｌａｎｅ[１７]６３第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验从图７和图８还可以看出ꎬ如果无法观察到内部流场ꎬ则很难在实验中区分内转进气道的起动状态和外部压缩形成的唇口外激波ꎮ计算结果之所以很容易区分进气道是否起动ꎬ完全是因为计算得到的内部流场差异明显且清晰可见ꎮ至于进气道唇口外侧的激波ꎬ如果没有一个起动的进气道作为对比源ꎬ特别是没有内部流场做参照ꎬ仅凭阴影波系也很难判别进气道是否起动ꎮ很显然ꎬ进气道内流特征是判别进气道起动状态的根本依据ꎮ由于本文实验的内转进气道存在起动和不起动的双解ꎬ进气道肩部的流动结构必然不同ꎮ进气道起动和不起动之间的差异ꎬ在进气道肩部形成了是否存在分离㊁分离区的结构大小的差异ꎮ从图７和图８可以看出ꎬ当进气道不起动时ꎬ其肩部会形成较大的分离ꎬ分离范围向前方延伸ꎬ如图９的壁面摩擦力线所示ꎮ为了进行比较ꎬ图中还给出了起动进气道的摩擦线ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图９㊀进气道双解的壁面摩擦力线[１７]Ｆｉｇ.９㊀Ｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓｏｆｔｈｅｉｎｌｅｔｗｉｔｈｆｒｉｃｔｉｏｎｌｉｎｅｓ[１７]图１０给出了由前体内壁面附近释放的某些流动迹线ꎬ同样显示出流动特征存在明显区别的进气道双解ꎮ从图中可以看出ꎬ当进气道不起动时ꎬ进气道肩部附近有非常明显的逆流ꎮ逆流向上游延伸所到达的位置与图９的摩擦线所展示的一致ꎮ实际上这就是分离区的分离起始线ꎬ并且逆流的结束也与分离区的重新附着相对应ꎮ从图１０中还可以看出ꎬ分离流还显示了肩部的空间涡流结构ꎮ这种涡流结构特别复杂ꎬ上游壁面流线从侧面和顶部越过分离区ꎬ部分流线在流向下游的过程中受到分离区的影响而被卷入分离区ꎬ形成横向有旋转的逆流ꎬ并被旋转抛出分离区ꎬ流向下游ꎬ而整个分离区流动处于动态平衡ꎬ故能相对稳定地存在于进气道肩部ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图１０㊀进气道双解下由前体内壁释放的某些流动迹线(空间视图)[１７]Ｆｉｇ.１０㊀Ｓｏｍｅｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓｒｅｌｅａｓｅｄｆｒｏｍｆｏｒｅｂｏｄｙｗａｌｌｕｎｄｅｒｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ(３Ｄｖｉｅｗ)[１７]显然ꎬ前文中的不同起动状态对应着不同的摩擦线和肩部壁面上的不同流线ꎮ这些相应的流动结构特征差异都是判别进气道起动状态的物理依据ꎮ为了给后面的实验提供对比ꎬ基于上述进气道双解在进气道肩部流线的差异ꎬ从丝线流动显示用相机的拍摄角度出发ꎬ对计算流场壁面流线进行观７３气体物理２０２３年㊀第８卷察ꎬ图１１给出了双解的进气道肩部极限流线视图ꎬ这两个视图展现的流线流动特征区别明显ꎬ分别对应进气道的起动状态和不起动状态ꎮ(ａ)Ｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ(ｂ)Ｕｎｓｔａｒｔｅｄｉｎｌｅｔ图１１㊀进气道双解对应的肩部极限流线(俯视图)[１７]Ｆｉｇ.１１㊀Ｔｈｅｌｉｍｉｔｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓｏｎｉｎｌｅｔｓｈｏｕｌｄｅｒｕｎｄｅｒｄｏｕｂｌｅ￣ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ(ｖｅｒｔｉｃａｌｖｉｅｗ)[１７]从图中可以看出ꎬ当进气道起动时ꎬ进气道的肩部从上游到下游流动平稳均匀ꎻ而当进气道没有起动时ꎬ进气道肩部有一个较大的逆流区(实际上就是分离区)ꎮ同时ꎬ逆流区的前沿ꎬ即分离起始线清晰可见ꎻ逆流区的后缘已经深入进气道的内部通道ꎬ实验时处于相机的拍摄盲区而没有得到ꎮ这里给出的是两个典型的流谱ꎬ是本文丝线法流动显示技术在高超声速内转进气道实验中顺利应用的物理依据ꎮ３㊀实验结果与分析实验在Ｍａ＝５和０ʎ攻角㊁０ʎ侧滑角下进行ꎮ首先通过丝线模块的替换获得了不同参数的丝线效果ꎻ并通过丝线流谱与数值计算的对比ꎬ获得丝线流谱与进气道起动性能的对应关系ꎻ然后利用丝线法ꎬ并通过动态节流以及动态开关泄流门ꎬ研究进气道的起动性能ꎮ３.１㊀丝线参数的选择实验首先开展了丝线间隔对流动显示效果的影响实验ꎬ丝线种植间隔取５ꎬ１０ꎬ１５ｍｍꎬ丝线长取１０ｍｍꎬ结果表明ꎬ５ｍｍ间隔时丝线过密ꎬ容易相互纠缠打结ꎻ１５ｍｍ间隔时ꎬ丝线略有稀疏ꎮ同时分析可知ꎬ丝线种植间隔越小ꎬ丝线分布密度越大ꎬ使得种植的难度也越大ꎮ因此本研究选择１０ｍｍ作为丝线的种植间隔ꎮ接着开展了在种植间隔为１０ｍｍ的情况下丝线长度的参数化实验ꎮ在丝线长度分别为５ꎬ１０和１５ｍｍ的条件下ꎬ１５ｍｍ长的丝线易相互缠结ꎬ影响流动显示效果ꎬ如图１２(ａ)㊁(ｂ)所示ꎻ当丝线长度取５ｍｍ时ꎬ由于其相对硬度较大ꎬ不仅易形成对流动有干扰的扰动源ꎬ还容易分叉变细ꎬ影响显示清晰度ꎬ如图１２(ｃ)所示ꎻ而１０ｍｍ长的丝线具有良好的跟踪和响应特性ꎬ可以满足实验的需要ꎬ如图１２(ｄ)所示ꎮ因此下文主要采用间隔１０ｍｍ㊁丝线长度１０ｍｍ的丝线参数进行进一步研究ꎮ(ａ)Ｌｅｎｇｔｈ:１５ｍｍ(ｓｔａｒｔｉｎｇｓｔａｔｅ)(ｂ)Ｌｅｎｇｔｈ:１５ｍｍ(ｕｎｓｔａｒｔｉｎｇｓｔａｔｅ)(ｃ)Ｌｅｎｇｔｈ:５ｍｍ８３第２期余安远ꎬ等:基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验(ｄ)Ｌｅｎｇｔｈ:１０ｍｍ图１２㊀丝线长度研究结果Ｆｉｇ.１２㊀Ｌｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｓｉｌｋ￣ｔｈｒｅａｄｓ３.２ 无节流时的开车起动性能当内转进气道未节流时ꎬ对有泄流和无泄流进气道的起动性能进行了实验研究ꎮ典型实验过程为:１)无泄流开车实验:实验前首先将模型降至实验段均匀区下方ꎬ并控制节流锥远离进气道出口ꎬ泄流门初始设置为关闭状态ꎻ然后风洞开车ꎬ待风洞流场稳定后利用风洞的投放机构将进气道投放进实验段均匀区内ꎬ同步进行丝线与阴影的动态拍摄ꎻ２)有泄流开车实验:除了打开泄流门外ꎬ其余与无泄流开车实验一致ꎮ图１３(ａ)㊁(ｂ)分别给出了无节流无泄流㊁无节流有泄流时的开车后丝线流动显示结果ꎮ(ａ)Ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ(ｂ)Ｗｉｔｈｂｌｅｅｄｉｎｇ图１３㊀丝线法得到的有无泄流的进气道起动状态Ｆｉｇ.１３㊀Ｓｉｌｋｔｈｒｅａｄ￣ｇｒａｐｈｓｏｆｉｎｌｅｔｗｉｔｈ/ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ从图中可以看出ꎬ无泄流时开车ꎬ内转进气道肩部下游的每根丝线都呈现出杂乱无序的流谱ꎬ而多根丝线的流谱大致显示为一个带有起始分离线的大分离区ꎬ这与图１１(ｂ)相比具有良好的相似性ꎻ而有泄流时开车ꎬ丝线显示的流谱图均整齐地指向下游ꎬ与图１１(ａ)所示一致ꎮ结合上述分析可知ꎬ没有泄流时开车ꎬ进气道没有起动ꎻ有泄流时开车ꎬ进气道起动ꎮ进一步比较图１１和图１３可见ꎬ丝线法的实验结果与数值计算结果吻合良好ꎬ表明数值计算比较准确地模拟了起动与不起动状态ꎮ图１１和图１３的对比还表明ꎬ丝线流动显示方法可以反映内转进气道的流动状态ꎬ是一种方便㊁实时㊁经济㊁快速ꎬ可用于冷流高超风洞内流实验的流动显示方法ꎮ以下分析进一步表明ꎬ丝线流动显示方法较阴影法更能准确有效地判断进气道的起动状态ꎮ图１４所示为与图１３相同的状态下得到的进气道波系阴影照片ꎮ从上述丝线法与对应图１４的比较可以看出ꎬ这两个阴影分别对应进气道的起动状态和不起动状态ꎮ然而ꎬ这两张阴影照片之间的差异并不太大ꎮ换言之ꎬ很难说这两张阴影照片中的哪一张能代表起动状态或不起动状态ꎬ也许两图分别表示进气道临界起动与起动状态ꎬ或者表示不起动状态与临界起动状态ꎬ总之并不能准确有效地做出判别ꎮ这与上面图７和图８中的结论一致ꎬ即仅通过外部波系结构很难准确快速判别进气道的起动状态ꎮ(ａ)Ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ(ｂ)Ｗｉｔｈｂｌｅｅｄｉｎｇ图１４㊀阴影波系法得到的有无泄流进气道的起动状态Ｆｉｇ.１４㊀Ｓｈａｄｏｗ￣ｇｒａｐｈｓｏｆｉｎｌｅｔｗｉｔｈ/ｗｉｔｈｏｕｔｂｌｅｅｄｉｎｇ既然仅通过图１４中的两张阴影照片较难识别进气道的流动状态ꎬ而通过图１３所示的丝线流谱９３气体物理２０２３年㊀第８卷则可以快速㊁准确㊁直接识别进气道的流动状态ꎮ这充分显示了丝线法流动显示技术在判断高超声速内转进气道起动状态时的优势ꎮ进气道的开车实验结果显示ꎬ未泄流的进气道不能起动ꎬ而泄流的进气道可以起动ꎮ这表明ꎬ要想获得起动的进气道ꎬ类似泄流这样的流动控制必不可少ꎮ３.３㊀动态泄流对进气道起动性能的影响由于无泄流进气道在风洞开车时不起动ꎬ为了获得此时的起动性能ꎬ必须进行动态泄流控制ꎮ基于丝线流动显示方法ꎬ本文接着开展了动态泄流对进气道起动性能的影响研究ꎬ典型的实验过程有两种(方括号中给出的是当前动作下进气道的状态ꎬ或是与此前的动作及结果综合得到的有关起动的结论ꎬ是否起动均使用丝线流动显示方法判断):１)泄流门关闭ꎬ节流锥远离进气道出口ң风洞开车ң进气道投放[进气道不起动]ң打开泄流门[进气道起动]ң关闭泄流门[进气道依然保持起动状态]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң关闭泄流门[进气道依然保持起动状态]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң模型退出ң风洞关车ꎮ２)泄流门打开ꎬ节流锥远离进气道出口ң风洞开车ң进气道投放[进气道起动]ң关闭泄流门[进气道依然起动]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң关闭泄流门[进气道依然保持起动状态]ң打开泄流门[进气道依然起动]ң模型退出ң风洞关车ꎮ实验中反复开关泄流门主要是开展重复性实验ꎬ实验结果也显示了良好的重复性ꎮ３.４㊀有泄流时的进气道自起动性能实验(节流实验)使用丝线流动显示方法开展了有泄流时进气道自起动性能实验ꎬ典型的实验过程与结果(方括号意义同前所述)为:泄流门打开ꎬ节流锥远离进气道出口ң风洞开车ң进气道投放[进气道起动]ң节流直到出现进气道振荡[进气道不起动]ң撤销节流[进气道重新恢复起动]ꎮ由此可见ꎬ有泄流的进气道在实验Ｍａ＝５时是一个可以自起动的进气道ꎮ图１５给出了不起动时的某两个时刻下获得的丝线流谱照片ꎮ两幅照片显示ꎬ进气道不起动时ꎬ分离区内的丝线无法处于稳定状态ꎬ这说明分离区内存在较大的脉动现象ꎮ尽管实验无法定量得到分离区内脉动的大小ꎬ但图中还是显示出进气道在不起动的壁面附近流动分离的典型区域大小ꎮ图１５㊀节流引发的不起动Ｆｉｇ.１５㊀Ｕｎｓｔａｒｔｉｎｇｉｎｌｅｔｄｕｅｔｏｔｈｒｏｔｔｌｅ３.５㊀对实验结果的进一步分析３.５.１㊀对丝线种植密度的进一步分析本研究将丝线流动显示方法首次应用在常规暂冲风洞中开展内转进气道起动性能实验研究ꎬ既是对已有的亚声速风洞中丝线流动显示方法的应用拓展ꎬ又是对瞬时低总焓风洞中丝线流动显示方法的应用拓展ꎮ作为初次应用ꎬ尽管获得了丝线材质㊁种植密度㊁长度等参数ꎬ但这些参数ꎬ尤其是种植密度还须进一步研究ꎮ若单纯从丝线流谱显示定性判断进气道是否起动ꎬ丝线种植密度不需要像本文那么密ꎬ并且只需要在对称面布置一排即可ꎮ毕竟ꎬ丝线是一种接触式流动显示ꎬ必定会对流场ꎬ尤其是边界层流动形成一定干扰ꎬ丝线的引入是否因为增加了边界层外气流与边界层内气流的掺混从而增加了边界层的湍流脉冲ꎬ还是因为分担了部分动能从而消耗了一些湍流能量ꎬ目前还不得而知ꎮ不过从研究结果看ꎬ丝线流谱所显示的进气道起动状态或不起动状态差异很大ꎬ区别明显ꎬ说明进气道的起动㊁不起动状态均不是临界状态(进气道从不起动即将起动的状态ꎬ或从起动即将不起动的状态)ꎻ另外实验也研究了去除丝线时的阴影照片所显示的波系ꎬ有无丝线时不起动波系差别不明显ꎬ起动波系差别也不明显ꎮ本文认为丝线的介入很可能还未达到对进气道起动性能产生本０４。
高超声速飞行器二维全尺寸流场数值模拟
高超声速飞行器二维全尺寸流场数值模拟雷红帅;王振清;付际;吕红庆【摘要】基于有限体积法和Roe离散格式进行了数值计算,分析了不同马赫数和攻角下二维全尺寸飞行器的流场,模拟了发动机内部氢/空气燃料的燃烧反应.计算结果表明:设计马赫数条件下,通过采用三级楔形体(压缩角度8°/6°/7°)对气流进行压缩,能保证进气道有足够的气流捕获量,经过压缩后的高压气体与氢燃料充分混合反应,发动机能以良好的状态工作.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2012(032)003【总页数】4页(P157-160)【关键词】高超声速飞行器;全尺寸流场;化学反应;数值模拟【作者】雷红帅;王振清;付际;吕红庆【作者单位】哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院,哈尔滨150001;哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院,哈尔滨150001;哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院,哈尔滨150001;哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TJ760.120 引言高超声速飞行器大多采用乘波体构型[1]，乘波体飞行器高速飞行时，会在前体下方形成附体激波，产生高压压缩气流，高压气流与上表面无沟通，进而产生很可观的升阻效应。
高马赫数飞行条件下，采用超燃冲压发动机可以得到很大的比冲，可作为重复使用的运载器或作战载体的动力源。
斯瓦迪许指出：可以通过若干道斜激波来使得超声速气流减速，从而使气流获得高的总压恢复系数[2－5]。
文中通过理论计算与数值模拟，对高超声速机体/发动机进行了一体化设计，以内外整体流场协调性为设计出发点，考虑了飞行器/发动机内外流场的化学反应，分析研究了氢气的燃烧过程与反应物的流场，对高超声速飞行器的一体化设计进行了有意义的探索。
1 前体设计为提高进气道的总压恢复系数，将前体设计成具有多级角度的楔形体，飞行器处于设计状态时，由楔形体的压缩折角处生成的激波汇聚于进气道入口，形成一道高压波系。
典型二元高超声速进气道设计方法研究
57第2卷 第16期产业科技创新 2020，2（16）：57~59Industrial Technology Innovation 典型二元高超声速进气道设计方法研究蔡 佳1,2，徐 白1，崔 杰1，成 诚1（1.南京工业职业技术大学，江苏 南京 210023；2.南京航空航天大学，江苏 南京 210016）摘要：从二元高超声速进气道的几何构型出发，分析进气道流场与几何结构的关系，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，提炼出能够控制进气道型面的重要气动参数，初步实现了对进气道型面的参数化设计方法，为缩短进气道的设计周期和改善进气道性能提供了切实可行的途径。
关键词：高超声速；二元进气道；参数化；设计方法中图分类号：V249.1 文献标识码：A 文章编号：2096-6164（2020）16-0057-03近年来，为了实现更快、更高的飞行，各国对高超声速推进技术的研究投入了大量的人力和物力。
超燃冲压发动机由于在飞行速度和比冲上的突出优势，广泛应用在高超声速飞行的动力装置中。
作为超燃冲压发动机的重要部件之一，进气道可为发动机超声速燃烧提供所需的空气，并尽可能实现高的流量捕获和对来流的高效压缩。
高超声速进气道结构形式较为多样，包括二维进气道、侧压进气道、轴对称进气道、Busemann进气道以及REST进气道等。
其中二元进气道由于其型面设计较为简单，流动情况易于分析，结构容易制造加工并且便于设计能够倾转的唇罩来实现进气道内收缩比的控制等优势，广泛应用于当前高超声速飞行器和发动机地面试验方案中。
但是，即便二元进气道结构较为简单，设计一款适合于工程使用的进气道型面也必须经历初步设计、性能计算后调整参数再设计这一反复迭代设计的过程。
因此，开展二元进气道型面的参数化设计并提炼出一套较为通用的设计方法对缩短进气道的设计周期和改善进气道性能显得尤为重要。
本文将从二元进气道的几何构型出发，总结出能够控制进气道型面的重要气动参数，实现对进气道型面的参数化设计。
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。
基于粗糙基的高超声速进气道起动／不起动分类方法研究
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增 刊
鲍
文等 ： 于 粗 糙 基 的 高 超 声 速 进 气 道 起 动 ／ 起 动分 类 方 法研 究 基 不
１７ ３
只计算 高超 声速 进气 道 一隔离 段 内部流 场通 道 部分 ， 时考虑 到处 理此 类 开 口边 界条 件 的困难 ， 同 将
提 。 针 对 这 一 问 题 ， 高超 声 速进 气 道 进 行 了不 同边 界 条 件 下 的二 维 稳 态 流 场 数 值 模 拟 。提 出 了 利 用 粗 糙 集 方 法 对
对 进 气 道 的 测 点 进 行 约 简 处 理 ， 到 了进 气 道 起 动 ／ 起 动 的 分 类 准 则 ， 分 类 准 则 进 行 了 内 在 的物 理 机 制 分 析 ， 得 不 对 并 利 用 其 它 工 况 数据 对判 断 准 则进 行 了 验证 。验 证 结 果 表 明 了分 类 准 则 的正 确 性 。 关 键 词 ：高 超 声 速 进 气 道 ；不 起 动 ；分 类 准 则 ；粗 糙 集
动 的分 类准 则 。 本 文对 进气 道 一隔离 段进 行 了二维 稳态 流场 计
不 起 动 现 象 是 高 超 声 速 进 气 道 的重 要 流 动 现
象 ， 论是 在设 计 工况还 是在 非设 计工 况 ， 气道 能 无 进
否正 常工 作 ， 对 整 个 推 进 系 统 起 关 键 性 的 作 用 。 将 进 气道不 起 动引起 捕 获 流量 和 总 压恢 复 急剧 下 降 ， 导致燃烧 室 无法 正 常 工 作 ， 必然 会 制 约 整 个 推 进 系 统 功能 和性 能 的提 高 ， 至 会使 发 动机 不 能 产 生 推 甚 力¨ 。因此 ， ］ 发动 机 的控制 系统 必 须 能 够 实 时 监 控 进 气道 的工作 状态 ， 旦 出现进气 道不 起 动 ， 制 系 一 控
高超声速进气道起动特性数值研究
第28卷第6期2007年11月 宇 航 学 报Journal of As tronauticsV ol.28N ov ember No.62007高超声速进气道起动特性数值研究丁海河,王发民(中国科学院力学研究所,北京100080) 摘 要:进气道的起动能力决定着冲压发动机可能的工作范围,针对由于来流马赫数引起的进气道不起动现象,采用CFD 技术开展了高超声速二维进气道起动与不起动过程的数值计算,并检验了一种改善进气道起动性能的边界层抽吸法。
结果表明,进气道不起动的主要原因是非定常过程引起的内收缩段边界层分离和分离激波,进气道性能变化的突跃点为起动和不起动的分界点,边界层抽吸可以明显改善进气道的起动性能。
关键词:进气道;起动特性;边界层抽吸中图分类号:V211.48 文献标识码:A 文章编号:100021328(2007)0621482206收稿日期6225; 修回日期2828基金项目国家自然科学重点基金(556)0 引言进气道的主要作用是压缩来流,在设计和非设计状态下满足燃烧室入口要求。
吸气式超燃或双模态冲压发动机对于进气道的选择和设计是非常重要的,高效的进气道可以显著增加飞行器的有效载荷,而性能差的进气道甚至会导致推进系统产生净负推力。
进气道的起动能力决定着其可能的工作范围,因此,对进气道起动性能的研究至关重要,而影响其起动的关键问题在于内进气道的面积收缩比。
引起进气道不起动的因素主要包括:来流马赫数、背压、几何喉道或热力喉道。
目前对高超声速进气道不起动问题的研究主要集中在背压引起的不起动[1,2]和几何喉道引起的不起动[3],而对于来流马赫数引起的不起动研究较少。
本文主要针对二维高超声速进气道,研究来流马赫数引起的不起动问题。
研究表明,对于固定几何高超声速进气道,存在一个上临界马赫数和下临界马赫数,根据进气道初始状态的不同会出现起动和不起动两种状态。
当进气道在不起动状态下由低马赫数向高马赫数飞行,马赫数低于上临界马赫数时,进气道是不能自行起动的;当进气道在起动状态下由高马赫数向低马赫数飞行,在马赫数高于下临界马赫数时,进气道处于起动状态。
影响高超声速进气道起动能力的因素分析
面积 收缩 比限制条 件 ， 在 高马赫 数下误 差较 大 ， 但 许
多进 气道 超过 了此 限制 条件 ， 仍可 以起 动 。文 献 ［ ］ ８
小， 高超声 速进 气 道各 参 数 （ 压恢 复 系数 、 量 系 总 流 数 、 能 效 率 ） 会 在 某 一 点 发 生 突 然 变 化 （ 图 动 均 见 １ ， 数 曲线 的突 然 变 化点 即为 起 动 与 不起 动 的分 ）参 界 点 。本 文定 义 在 这个 分 界 点 的右上 边 点 （ 中 Ａ 图
梁德 旺 ，袁 化 成 ，张 晓 嘉
（ 京 航 空 航 天 大学 能 源 与 动 力学 院 ，南 京 ２０ １） 南 １０６
摘
要 ：对 一 系 列 不 同收 缩 比 、 同 波 系 配 置 的 内 压 缩 通 道 二 维 流 场 进 行 了数 值 模 拟 。研 究 了 面 积 收 缩 比 、 不
的起 动 马赫 数 。文 献 ［ ］ 高 超声 速进 气 道 因来 流 ９对
飞 行 高 度 和 来 流 攻 角 对 高 超 声 速 进 气 道 起 动 性 能 的影 响 ， 出 了进 口起 动 马 赫 数 和 来 流 起 动 马 赫 数 的 概 念 。 研 究 提
表明 ， 当进 气 道 收缩 比增 大 时 ， 气 道 的进 口起 动 马 赫 数 增 大 ； 流 起 动 马 赫 数 由外 压 波 系 强 度 和 进 口起 动 马 赫 数 进 来 决 定 ， 以来 流 攻 角 变 化 改 变 外 压 波 系 强 度 ， 而 改 变 来 流 起 动 马 赫 数 ； 着 飞 行 高 度 的 增 加 ， 流 起 动 马 赫 数 和 所 从 随 来 进 口起 动 马 赫 数 增 大 ， 成 这 一 变 化 的 原 因 是 飞 行 高 度 不 同 ， 流雷 诺 数 不 同 ， 成 收 缩 段 进 口截 面 附 面层 厚 度 不 造 来 造
二元高超声速进气道内部阻力特性分析与研究
二元高超声速进气道内部阻力特性分析与研究卫永斌;张堃元;骆晓臣【摘要】以二元高超声速进气道为研究对象,以数值模拟为手段,详细分析了该进气道内壁面上的压差阻力、摩擦阻力、总阻力随飞行马赫数的变化.接着用流线跟踪得到该二元高超声速进气道的分流面,研究了作用在该分流面上的附加阻力随飞行马赫数的变化.为了更准确地评价该进气道的阻力特性,采用了进气道的推力效率和推阻比两个概念,并且探讨了它们随飞行马赫数的变化.最后,分析讨论了作用在该进气道捕获流管上的实际总阻力随飞行马赫数的变化.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2010(028)001【总页数】6页(P104-108,93)【关键词】二元高超声速进气道;压差阻力;摩擦阻力;附加阻力;推力效率;推阻比【作者】卫永斌;张堃元;骆晓臣【作者单位】南京航空航天大学,能源与动力学院,江苏,南京,210016;南京航空航天大学,能源与动力学院,江苏,南京,210016;南京航空航天大学,能源与动力学院,江苏,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言二元高超声速进气道由于构型相对简单、设计技术比较成熟而受到人们的关注,美国X-43A高超声速飞行器的成功飞行,使得人们在新的高度上重新审视二元高超声速进气道的性能特点和综合性能,其阻力特性也就日益引起人们的关注。
高超声速二元进气道作为超燃冲压发动机的主要阻力部件,其阻力特性的优劣直接关系着超燃冲压发动机有效推力的大小。
为提高超燃冲压发动机推力,必须认真考虑二元进气道的减阻设计,而对二元进气道阻力特性有足够的了解则是其必要前提[1,2]。
在超声速流动中,摩擦阻力和附加阻力直接准确的测量面临很多困难,将各阻力项从测量获得的总阻力中提取出来也很不易。
超声速流动中摩擦阻力测量的难点很多,目前很难获得准确可靠的测量数据[3～5]。
在能够获得准确可靠的实验测量阻力数据前,利用数值模拟给出各阻力项的量级、特点和变化趋势不失为一种有益的参考。
壁面马赫数分布规律可控的新型内收缩基准流场设计方法
壁面马赫数分布规律可控的新型内收缩基准流场设计方法朱伟;张堃元;南向军
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2013()4
【摘要】根据有旋特征线理论,设计出了沿程马赫数下降规律可控的轴对称基准流场,分析了基准流场的几何参数(前缘压缩角及中心体半径)的影响规律,发现选取较小的前缘压缩角和中心体半径有利于得到性能优良的基准流场;然后在设计状态Ma=6时研究了三种典型的马赫数下降规律对这种轴对称流场性能的影响。
最后考虑了粘性的影响,并进行了粘性修正探索,结果表明,采用附面层位移厚度修正方法后,基准流场的壁面压力分布和无粘情况吻合良好。
【总页数】6页(P433-438)
【作者】朱伟;张堃元;南向军
【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院
【正文语种】中文
【中图分类】V235.21
【相关文献】
1.型面设计马赫数对马赫数分布可控高超声速内收缩进气道的影响
2.采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析
3.基于内锥和中心体表面流动参数分布的轴对称基准流场反设计
4.壁面压力可控的基准流场设计参数影响研究与优化设计
5.马赫数分布可控的二元高超弯曲压缩面优化设计
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Ａｘｓ ｍ ｍ ｅ ｒｃ Ｂａ ｉ ｏ ｉｅｄ ｉｙ ｔ ｉ ｓｃ Ｆｌ ｗｆ ｌ
Ｎ ｉ ｇｊｎ Ｚ Ａ Ｇ Ｋ ｎｙ ａ ＡＮ Ｘ ａ － ， Ｈ Ｎ ｕ —ｕ ｎ ｎ ｕ
（ ｏｅｅｏ ｎ ｒ ｎ ｏ ｒ Ｎ ｎｉｇＵ ｉｅｓｙｏ ｅｏａｔ ｓａｄＡ ｔ ｎｕｉｓ ａｊ ｇ２ ０ １ Ｃ ｌ ｇ ｆ ｅｇ ａｄＰｗｅ， ａｊ ｎｖｒｉ ｆＡ ｒｎｕｉ ｎ ｓ ｏａｔ ，Ｎ ｎｉ １０ ６。Ｃ ｉａ ｌ Ｅ ｙ ｎ ｔ ｃ ｒ ｃ ｎ ｈｎ ）
０ 引 言
的起 动 性 能 进 行 了研 究 。 中科 院 力 学 所 丁 海 河 等
人 采用 二维 非 定 常 Ｃ Ｄ研 究 了二 元 高 超 声 速 进 Ｆ
高 超 声 速进 气 道 ， 为超 燃 冲 压发 动 机 的 关键 作 部 件 ， 来 受到 研 究 者 的高 度 重视 。 国 内外 已 对 二 历 元 平 面进 气道 、 对 称 进 气道 和侧 压 式 进 气 道 三 种 轴
气 道 的 自起 动 过 程 。 国 防 科 技 大 学 王 翼 等人 采 用试 验 和数 值模 拟手 段研 究 了三维 侧 压式 进气 道 的
不 起动 流场 结 构 。
典型的高超声速进气道进行 了大量的数值模拟及试 验研究＿ Ｊ其 气 动设 计 技术 已趋 于成 熟。美 国 １ ，
２０ ０４年 的 Ｘ－３ 高超 声速 试 飞器 以及 ２ １ 进 行 ４Ａ ０ ０年 飞行试 验 的 Ｘ５ －１高 超 声 速 飞行 试 验 模 型 均 采 用 二 元 进气 道 ｊ 。高 超声 速进 气道 必须 在 设计 点 具 有
除 了这 三 类 典 型 的 高 超 声 速 进 气 道 外 ， 以 Ｂ ｓｍ ｎ 气道 ＿ 为典 型代 表 的 高 超 声 速 内收 缩 ｕｅ ａｎ进 ８ 进 气道 受 到 国内外研 究 者 的高度关 注 。这 类进 气 道 具 有 总压恢 复 高 ， 润 面 积 小 及 适 应 性 广 等 优 点 。 浸 除 Ｂ ｓｍ ｎ 气道 外 ， 有学 者 采用其 它 的基 准 流 ｕｅ ａｎ进 也 场 设计 了流 线 追踪 内 收缩进 气 道 。文献 ［ ］ ９ 曾结 合 特 征 线法设 计 了截 面压 力 均 匀 的 轴 对 称 基 准 流场 ，
（ 南京航空航 天大学能源与动力学 院 ，南 京 ２０ １ ） １０ ６
摘要 ：通过改变 中心体 形状 Nhomakorabea， 设计 了新 型轴 对称基 准流场 ， 可显著 降低反射 激波 强度 ， 明显 提高压 缩效率 。
基于该基准流场 和传统基 准流场 ， 分别设计 了两个 圆形 出 口内收缩 进气 道 ， 对二 者的 流场及 总体 性能 进行 了数 并
第３ ３卷 第 ２期
２１ ０ ２年 ２月
宇
航
学
报
Ｖｏ ． ３ １３
Ｎｏ ２ ．
Ｊ ｕｎ ｌｏ ｔ ｎ ｕｉｓ ｏ ｒ ａ ｆ ｒ ａ ｔ Ａｓ ｏ ｃ
Ｆ ｂｕ ｒ ２ １ ｅ ｒａｙ ０２
采 用 新 型 基 准流 场 的 高超 声 速 内收 缩 进气 道 性 能 分 析
南 向军 ， 张垄 元
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ａｎ ｉｎ ｖ ｔ ｅ ｂ ｓ ｏ ｉ ｌ ｓｄ ｓｇ ｅ ｎ ｔ ｄ ｅ ｙ ｕ ｉ ｇａ ｃ ｎ ｒ ｌ ｄ ｃ ｎ ｒ ｏ ｙｔ ａ ｅｒ ｆ ｃ ｉｎ ｓ ｒ ｃ ： ｎ ｏ ａ ｉ ａ ｉ ｆ ｗｆ ｄ ｉ ｅ ｉｎ ｄ ａ ｄ ｓｕ ｉ ｄ ｂ ｓｎ ｏ ｔ ｌ ｅ ｔ ｂ ｄ ｏｗｅ ｋ ｔ ｅ ｅ ｔ ｖ ｃｌ ｅ ｏｅ ｅ ｈ ｌ ｏ ｓ ｏ ｋ ｗａ ｅａ ｄ ｉ ｃｅ ｓ ｈ ｏ ｒ ｓ ｉｎ ｅｆ ｉｎ ｙ ｗ ｉ ｕ ａ ｗａ ｄ ｔｒ ｉ ｇｉ ｌｔ ｉ ｅ ａ ｄ ｏｄ ｂ ｓｃｆ ｗ ｉ ｄ ｅ ｈ ｃ ｖ ｎ ｒａ ｅｔ ｅ ｃ ｍｐ ｅ ｓ ｆ ｃ ｅ ｃ ．Ｔ ｏ ｃｒ ｌｒｉ ｒ ｎ ｎ ｎｅ ｓｗ ｔ ｎ ｗ ｎ ｌ ａ ｉ ｏ ｆ ｅ ｓａ ｎ ｏ ｉ ｃ ｎ ｕ ｈ ｌ ｌ ｒ ｄ ｓｇ ｅ ｎ ｕ ｒ ａｌ ｔ ｄ ｅ ．Ｔ ｅ ｒ ｓ ｌ ｎ ｉａｅ，ｃ ｍｐ ｒｄ ｗｉ ｈ ｌ ｎｅ ，ｔ ｅ ｎ ｗ ｏ ｅ ｈ ｓ ｗ ａ ｅ ｏ ｌｓ ｏ ｋ ｅ ｉｎ ｄ ａ ｄ ｎ ｍｅ ｉ ｌ ｓｕ ｉｄ ｃ ｙ ｈ ｅ ｕｔ ｉｄ ｃ ｔ ｓ ｏ ａ ｅ ｔ ｔｅ ｏｄ ｉ ｌｔ ｈ ｅ ｎ ａ ｅ ｋ ｒ ｃ ｗ ｈ ｃ ｈ ｗ ｖ ／ ｏ ｎ ａ ａ ｅ ｎ ｅ ａ ｔ ｎ，ｂ ｔ ｒｆ ｗ ｉｌ ａ ｅ ｂ ｕ ｄ ｒ ｌ ｙ ｒ ｉｔ ｒ ｃｉ ｙ ｏ ｅｔ ｌ ｆｅｄ，ｈ ｇ ｅ ｏ ｒ ｓ ｉ ｎ ｅｆ ｉ ｎ ｙ ｎ ｅｔｒ ｓ ｒ ｐ ｒ ｒ ｎ ｅ ｅ ｏ ｉ ｈ ｒｃ ｍｐ ｅ ｓｏ ｆ ｃ ｅ ｃ ，ａ ｄ ｂ ｔ ｔ ｔ ｅ ｆ ｍａ ｃ ． ｉ ｅ ａ ｏ Ｋｅ ｒ ｓ Ｈｙ ｅ ｓ ｎ ｃ ｉｗａｄ ｔ ｒ ｉ ｇ ｉ ｌｔ ； Ｂ ｓ ｏ ｆｅｄ； Ｎ ｍｅ ｉａ ｉ ｌｔ ｎ ｙ ｗｏ ｄ ： ｐ ｒ ｏ ｉ ｎ ｒ ｕ ｎ ｎ ｎｅ ｓ ａ ｉ ｆ ｗ ｉｌ ｃｌ ｕ ｒ ｌｓｍｕ ａｉ ｃ ｏ
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值研究 。结果表 明 ， 新的进气道设计点 和接力 点肩点附近激 波附面层相互作用 减弱 ， 流场结构 优于传统 进气道 ， 压 缩效率 明显提高 ， 同时进气道起动性 能得 到改善。
关键词 ：高超 内收缩 进气 道 ；基准流场 ；数值模拟
中 图分 类 号 ：Ｖ ３ ４９ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１０ —３ ８ ２ １ ） ２ ２４０ ０ ０１２ （０２ ０ － ５ －６ ０