主动流动控制增大高超飞行器来流捕获量研究进展

·开发与创新·

The Research Development of Active Flow Control Increasing Air Mass Capture of Hypersonic Vehicle

ZHAO Wei 1，DOU Zhi-Guo 2

（1.Department of Postgraduates,the Academy of Equipment Command and Technology,Beijing 101416，China ；

2.Department of Basic Theories ，the Academy of Equipment Command and Technology,Beijing 101416,China ）

Abstract:The mass capture of hypersonic inlet is an important parameter to ensure that the inlet can start,but it can ’t match the design value of mass capture when flying under practical conditions.In this paper,the current research though numerical and experiment methods are summarized.Consider mostly the three theories below:control of shock position though magnetohydrodynamic,increase the mass capture of inlet using visual cowl,plasma region created by electrical discharge to control the structure of supersonic flow.They optimized their ex -periment schemes constantly,and made big progresses in this field.Key words:active flow control ；hypersonic ；inlet ；mass capture

机电产品开发与创新

Development ＆Innovation of M achinery ＆E lectrical P roducts

Vol．24,No．3May ．,2011第24卷第3期2011年5月

0引言

高超声速技术被认为是21世纪航空航天技术新的制高点，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，其推进性能是高超声速飞行的关键技术之一，进气道是超燃冲压发动机能量供应的保证，其作用是捕获并有效地压缩来流空气，为发动机其他部分的后续工作做准备。来流捕获量是确保进气道起动的重要因素，如何在非设计工况下尽可能的增大来流捕获量，使高超飞行器能顺利起动和飞行，是近年来相关研究机构着力讨论的问题。

1来流捕获量主动流动控制技术的研究

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“激波在唇口上”（SOL ，shock-on-lip ）[1]，如图1所示，压缩斜激波汇集在唇口上，反射波进入进气道内压缩段。激波角由马赫数决定，因此在飞行马赫数高于或低于设计马赫数时，均不能形成SOL 情形。在来

流马赫数低于设计值时，一部分压缩空气不能进入进气道，导致所谓的“溢出”发生，使得空气捕获量降低；当来流马赫

数高于设计值，而不施加流动控制时，激波直接进入进气道，产

生若干反射波，造成总压损失，还可能引起边界层分离，最终导致进气不起动，如图2所示。为避免进气道在偏离设计马赫数工况下出现性能损失，可以采用几何构型可变的进气道，但是改变几何构型的机械系统将非常重，另一个可行方法就是向流场中注入或抽取能量，利用

主动流动控制增大高超飞行器来流捕获量研究进展

赵伟1，窦志国2

（1.装备指挥技术学院研究生院，北京101416； 2.装备指挥技术学院基础部，北京101416）

收稿日期：2011－03－28

作者简介：赵伟（1986-），男，在读硕士研究生。研究方向：航空宇航科学与技术。

摘要：高超声速进气道来流捕获量是确保进气道起动的重要因素，而在实际飞行环境中很难使捕获量达

到设计值，总结了国内外研究团队通过实验和数值方法，对磁流体控制进气道斜激波位置、虚拟唇口增大进气质量流量、表面放电形成等离子体用于高速气流控制等方面进行的研究。他们对设计方案进行了不断地优化，并取得了增大进气道来流捕获量主动流动控制方法的重大进展。

关键词：主动流动控制；高超声速；进气道；来流捕获量中图分类号：V 19

文献标识码：A

doi:10.3969/j.issn.1002-6673.2011.03.001

文章编号：1002－6673（2011）03－001－04

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等离子体和各种磁流体装置进行流动控制，可以用于增大来流捕获量，实现高超声速进气道性能的改善。

1.1磁流体主动流动控制

高超声速飞行器主动流动控制技术发展较早的方法是磁流体MHD（Magnetohydrodynamic）控制方法，利用带电空气在磁场中运动时受的体积力，控制入射激波位置，主要针对高超声速飞行器在飞行时来流马赫数不满足设计工况的情况，在进气道前体位置放置磁流体发生器，改变进气道入口激波结构，从而达到增大进气道来流捕获量的目的。主要有三种方法[2]：一种方法是使飞行器的设计马赫数较小，来流马赫数大于设计值，在某一压缩斜面上安装磁流体发生器装置，使斜激波外移，达到SOL状态；另一种方法是飞行器的设计马赫数较大，使来流马赫数低于设计值，在压缩斜面上安装加速器以减小或避免溢流，但是运行加速器需要大量的能量，同样导致总压损失；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es等人[3,4]通过第一种方法利用MHD流动控制扩展进气性能。对来流马赫数高于设计值的情况进行研究，使得设计马赫数为6的进气道在马赫数8下运行，该方法使斜激波的马赫数降低，一方面是因为焦耳加热效应，另一方面就是与流动反向的体积力。

2005年，通过高超声速飞行器流场的磁流体主动流动控制的数值及实验研究[5]，发现MHD主动流动控制可以改变流场结构。当高超声速飞行器偏离设计的飞行条件时，可以通过MHD主动流动控制进行高超声速飞行器进气道处斜激波位置的调整，从而控制来流捕获量，图3（a）表示飞行器飞行马赫数低于设计马赫数时，飞行器进气道头部的斜激波会远离进气道入口，利用MHD 压缩气体，改变激波结构，使得更多气体进入进气道；图3（b）表示飞行马赫数高于设计的马赫数时，斜激波进入进气道，可以通过MHD辅助减压，调整激波位置。

空军工程大学在磁流体主动流动控制方面利用磁流体进行超声速冷流斜激波的控制[6]，也进行了一定的研究工作。2010年的结果表明，磁流体主动流动控制可以很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19.66%。产生的洛伦兹力可以使斜激波向上游移动。磁场中等离子体弧柱的速度远远大于没有磁场情况下的速度。等离子体会撞击中性气体分子，转移动量，促使激波斜面附近的流动加速。充分证明了磁流体主动控制在超声速流动控制中可行性和有效性。

1.2虚拟唇口

高性能的超声速飞行器需要进行实时流动控制，然而高速飞行器的空气动力性能控制通常是具有高度局限性的，因此近年来更多的研究机构开始关注采用小规模能量注入进行局部控制等。注入能量方法的优点在于它的可控性和灵活性，能进行快速调节和实时反馈。虚拟唇口是普林斯顿大学团队提出的采用注入能量的形式对超声速流动进行控制的方法。

2003年，美国普林斯顿大学回顾了该课题组用注入能量的方式在唇口上游形成虚拟唇口的设想，如图4所示[7,8]。这种概念的本质是：在前体激波与唇口上游延长线的交点处注入微波、聚焦激光或电子束等定向能，形成加热区域，利用该区域温度或压强的提高使来流偏转，产生一道相当于前体激波入射于固体唇口之后的反射激波，使得进入进气道的气流质量增加。此方法与磁流体加速器的方法比较，优点在于它相对简单并且不存在电子束传输的

问题，不用使用

大型的超导磁体

和高电压设备，

并且捕获的空气

中有少量或完全

没有被加热，因

此与加热相关的

熵增和总压损失

就可以降至最低程度。

他们的数值研究证明，在唇口上游由能量沉积产生的虚拟唇口，可以充分提高进气捕获量和动能效率，并接近或达到用固体唇口扩展的方法才能获得的性能。设计马赫数为10的飞行器在马赫数为6的条件下，可以使进入进气道的质量流率和压缩比提高15%～20％。研究中采用的能量注入区域是高斯型圆形区域，通过改变能量沉积在唇口上游的位置、来流马赫数、注入能量功率大小等各种影响参数。2004年，他们继续研究，采用椭圆形高斯区域的热能注入，并讨论了此方式下随着注入能量功率的变化进气道气动参数的变化[9]。2008年，他们进一步优化虚拟唇口的概念[10]，使其可以成功的解决超声速/高超声速的减阻、转向、

增大进气道来流捕获量