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弯曲激波和弯曲激波压缩系统


2014年7月

第十六届全国激波与激波管学术会议论文

Jul.,2014

文章编号:CSTAM2014-P1 9-0007

弯曲激波和弯曲激波压缩系统
5长圣兀


(江苏省航空动力系统重点实验室,南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京210016)

摘要:本文提出…种新型的超声和高超声速气流压缩方式,即利用特殊设计的楔形曲面压缩面或空问曲面压缩 面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,该压缩 系统既包含了前缘变强度的激波压缩,也包含了曲面压缩面生成的等熵压缩,改变曲面压缩面的设计可以调整两 种压缩方式的压缩比例,从而达到控制整个压缩流场的目的。文章介绍了弯曲激波研究近十年来的主要研究成果, 包括弯曲激波压缩系统的一股设计方法、给定压缩面气动参数分稚的反设计、给定压缩通道出口气流参数分布的 反设计、弯曲激波压缩系统在高超声速进气道设计上的应用等最新研究进展,研究表明,这种新型的压缩系统总 体气动性能优越。 关键词:弯曲激波、曲面压缩系统、高超声速进气道、反设计 中图分类号:
V235.21

文献标识码:A



弓I



发动机的快速发展对进气系统提出的一些挑战性问 题'例如进气道与燃烧室的一体化问题、进气道长 度太长的问题、迸气道的附面层分离问题、进气道 与飞行器前体附面层的协调问题、进气道的减阻问 题、宽马赫数范围进气道的设计问题等等。因此突 破传统的设计理念,探索全新的压缩系统设计概念 是十分必要的。 本研究提出了利用弯曲压缩面压缩高超声速气 流这一新的设计理念r在典型的超燃冲压发动机工 作环境下,深入研究了超声速/高超声速气流通道的 逆流向设计、基于气动参数的反设计以及新型变几 何组件的设计等关键问题,能够为超燃冲压发动机 提供性能优良的新概念进气系统。

超燃冲压发动机是当前的一个研究热点,其进 气系统是关键技术之~。目前世界各国用于超燃冲 压发动机的进气系统大致可以分为四大类:二维平 而压缩进气系统、二维轴对称压缩进气系统¨,2|、带 顶压的三维侧压式进气系统f31和各种三维内收编进

气系统阳1等。这四种进气压缩方式各有特点,气动
外形差别甚大,但它们的共同特点都是利用各种压 缩面产生的压缩波和激波对气流进行压缩。合理地、 巧妙地、高效率地组织激波或者压缩波来压缩气流 是压缩系统的设计目标。 然而目前进气道的设计理念基本上仍局限于上

世纪四十年代提出的经典oswatitsch配波理论[7】、
等熵压缩理论[2】,然后参照多年积累的研究经验和 工释绎翰加以改i并。玟尸.难以完善地解涣榴燃冲乐

1弯曲激波压缩系统及一般设计方法
如图1、图2所示.蛮曲乐缩系统采用凹形的鸾

基金项目:国家自然基金(90916029、91116001) 作者简介:张堑元(1943年一),男.教授,研究方向:内流气体动力学+E1llai l:zkype@nuaa.edu.cn

曲压缩面,前缘产生一道较弱的斜激波,之后弯曲 型面产生一系列等熵压缩波依次与其相交,使激波 角逐渐加大,从而形成非常规的“内凹形弯曲激波 压缩系统”,气流通过弯曲激波及其后的一系列等熵 压缩波减速增压,完成压缩过程。它与通常的二维 多级斜激波压缩不同,也与等熵压缩不同,其核心 是形成内凹弯曲激波,这与目前国内外一些已经广 泛研究的曲面压缩进气道,例如Busemann进气道、 内乘波进气道的概念不同。

2给定出口气流参数分布的反设计
为了满足超声速燃烧室对进口气流的要求,研 究了在均匀或非均匀超声速来流下,如何通过合理 配置压缩通道,实现预定的均匀或非均匀出口流场, 即燃烧室进口流场。 通过对欧拉流动方程以及超声速流动边界条件 的分析,证明了等熵无粘超声速流场中由下游流场

确定上游流场的可行性㈣。
实现该设计的具体过程是[13】,首先根据流线从 进口到出口总压的变化设计出前缘弯曲激波,然后 应用定常二维有旋特征线法同时以弯曲激波和出口

图l弯曲压缩面及其产生的内凹弯曲激波

作为初值并补充壁面条件,分别向下游和上游推进 计算,得到进出口附近部分区域的流场参数及壁面 型线,最后使用“流场装配技术”,即对一部分流场 区域进行平移旋转变换使两块不同流区的特征线流 场镶嵌在一起,继续应用特征线法计算中间区域,

图2弯曲激波流场纹影_

利用流线追踪确定未知壁面,从而完成整个反设计 针对弯曲激波的形成条件,对弯曲压缩面的构 造方法进行了广泛的探索。早期曾探索了基于壁面 型线方程的设计方法…01,例如根据给定的二次函 数曲线、正弦函数fHj线、压缩角度变化规律等方法 确定压缩型面,通过数值计算和风洞实验对其流场
图3使均匀流场转变为非均匀流场的实验模型

过程。

特征和压缩性能进行了初步研究,其结果显示出一 些优于常规压缩之处【8’1¨。之后在对弯曲压缩流场 特征及流动方程深入分析的基础上,提出了流动过 程气动参数(压力、马赫数等)可控【12]、出ISI气流

参数可控㈣或者激波形状可控㈣的反设计方法。最
近研究了对常规等熵压缩面坐标变换形成弯曲型面 的方法【15】。各种弯曲压缩面设计方法为高性能压缩 系统的设计和研究提供了丰富、有效的手段。
30

图4实验模型弯曲激波纹影照片

图5实验模型出121截面-q赫数

选取一些典型进、出口条件,对使用此方法构 造的压缩通道进行了数值模拟及风洞实验验证(图

3一图5),结果证明了该反设计方法的正确性㈣。

为了满足实际发动机进气道在飞行器上安装布 局的要求,基于以上思想继续发展出了双弯曲激波 压缩的反设计【16],能够控制出流角度,并且对非均 匀超声速来流(例如高超声速飞行器前体附面层来 流)具有一定的“校正”能力。典型进出口条件下 设计得到的压缩通道的风洞实验结果(图6-图8) 验证了其可行性【16】。

对附面层的发展也有重要影响。相对于先给定压缩 面型线再分析其流场的做法,直接给出壁面压力分 布反设计压缩面显然是更科学、有效的设计方法。 早期的研究中基于简单波Prandtl—Meyer方程 构造了根据沿流向气动参数(压力、马赫数等)设 计壁面型线的近似反设计方法[18】,在压力梯度不大 的情况下能够得到满足壁面压力要求的压缩面。采 用此方法设计的模型实验结果符合预期设计【18】,实 验同时研究了非均匀来流对弯曲压缩流场的影响程

度㈣。
图6利用双弯曲激波实现均匀出流的实验模型

图lO等压力梯度弯曲压缩实验模型

图7实验模型外压流场纹影

图8实验模型出1:3截面马赫数

为了进一步提高压缩效率,满足高性能进气道 的要求,继续研究了实现指定出流参数的三道弯曲 激波压缩通道反设计,研究工作获得初步的成功
[171。 图11弯曲激波压缩流场纹影 图12弯曲压缩面压力分布

经过数年的探索和研究,建立了基于特征线理 利用二维切片叠加的技术能够将以上二维情况 论进行压缩面反设计的方法【12】。其基本思想是在利 用特征线法进行定常流场空间推进计算的过程中, 以壁面气动参数(如压力、速度等)代替壁面坐标 求解方程组,得到壁面坐标及流场参数。该方法逐 渐发展成熟,能够精确快速地实现复杂边界条件下 壁面型线的反设计及流场参数求解,在二元【20】(图
图9利用切片技术的三维反设计

的反设计方法扩展到三维,由此初步建立了指定出 口马赫数空问分布反设计三维内流道的方法【1 61。

13)、轴对称‘21】及内收缩‘121等多种压缩流场与进气

3给定沿程升压规律的反设计
压缩面压升规律反映了气流的压缩历程,对前 缘激波形状、出口流场性能有决定性的作用,而且

道设计中均进行了应用研究及实验验证。

图1 3外压缩面基于压力反设计的二元进气道模型及顶板压力分布

为了获得高性能的压缩系统,对压力分布的设 定方式进行了广泛的探索,研究了等压力梯度压升 规律、二次压升规律、三次曲线压升规律、等熵压 缩规律等【22,2 31。后期还采用了更复杂的反正切压升 规律‘241以及将压缩面分为前、中、后三部分的分段
图14根据马赫数反设计的基准流场及内部流线马赫数分布

函数升压形式阢251等。几年来,已经对各种不同压
升规律下的压缩面性能特点与优化设计方法进行了 系统的研究和分析。研究表明[221,采用缓一急一缓的 升压规律来设计高超声速进气道的压缩面总体性能 好。
图l 5根据沿程马赫数反设计的弯曲压缩面实验模型及流场纹影

对马赫数分布规律的设定形式也进行了大量探 索,研究了等马赫数梯度分布、二次分布、1/2次 分布、反正切分布以及分段形式的马赫数分布等 [:6-301。对各种不同规律下的压缩面性能特点与优化 设计方法均进行了详细的分析。 对于混合指定壁面压力和马赫数设计也进行了 研究【31】。

4给定沿程减速规律的反设计
与给定压缩面的压力分布反设计压缩系统的方 法类似,给定压缩面的减速规律也可以进行反设计, 两者分别从不同的角度对流场进行控制,取得的效 果也有所区别。例如根据壁面压力分布反设计内收 缩基准流场,对内部流线压力分布控制并不理想, 而根据马赫数分布反设计的基准流场内部流线则保 持了相似的趋势[26】,如图14所示。从气动原理上 讲,静压和马赫数并非简单的线性关系,给定沿程 马赫数分布规律的反设计是另一种新的设计途径。 针对不同的场合,选择合适的反设计目标有利于快 速得到高性能的压缩系统。 早期研究rfl采用了基于简单波Prandtl-Meyer 方程的近似反设计12 31。目前均采用基于特征线法的 反设计[26-30]。数值模拟与风洞实验(图15)的验证 表明反设计方法可行‘3 01。
17

5给定弯曲激波的反设计
弯曲激波确定了压缩系统长度,并且是造成压 缩损失的主要因素,对流场性能有重要影响,因此 研究根据给定的激波型线反设计压缩壁面的方法从 而实现对流场的主动控制是很有意义的。其具体实 现方法即第2节中采用特征线理论从激波向下游推 进的过程。 使用该方法根据指定的凸形弯曲激波设计钝头 体型线进行了风洞实验验证(图16)[14],实验结果 与预期设计吻合良好,证明了该方法的正确性。 在内收缩进气道基准流场研究中,提出了通过 指定两道入射激波设计具有“三波阴区”的新型基

准流场的概念,该方法能够提高压缩效率而且便于 实现前体/进气道一体化[3 21。国防科大的研究者对不 同形状前缘激波确定的二元弯曲压缩面的性能进行 了分析[33】。

压缩面模型进行风洞实验(图18,图19)[34],实 验结果表明数值计算能够较好地模拟这种情况下的 弯曲压缩面流场结构。

图】8端点驱动的弹性压缩面模型

图16根据弯曲激波反设计的钝头体实验模型及流场纹影



宽马赫数可控变形的弹性弯曲压
图】9弹性压缩面模型变形过程中的流场纹影

缩面研究
高超声速进气道需要在较宽的马赫数范围内均 保持尽量高的流量捕获、较低的总压损失和较高的 压比,从而向发动机提供足够的、高质量的压缩空 气。对于弯曲激波这种压缩方式,通过使进气道顶 板的弯曲型面随飞行马赫数的变化而变形,从而灵 活地控制外压段弯曲激波的位置(例如始终贴于唇 口),无疑是很有吸'-3l力的设计思想。 图17展示了两利,以进气道自身压缩所得高压 气流作为驱动源控制压缩面变形的新概念。对其简 化模型的流固耦合计算结果表明该方案可以提升非 设计点马赫数下进气道的性能‘34-36]。

为了探索新型驱动装置,采用形状记忆合金构 造的可调压缩面进行了风洞实验(图20,图21)D4]。 初步的实验研究表明,记忆合金在风洞实验条件下 通过电加热能够变形成为预定形状,使激波形状发 生显著变化,具有良好的驱动特性。

图20形状记忆合金驱动的弯曲压缩面模型及其分解图

棼一一爹_

图21形状记忆合金驱动弯曲压缩面变形过程中的流场纹影



弯曲激波压缩系统在进气道上的

应用研究
7.1二元进气道
图17两种以隔离段高压气流驱动压缩面变形的设计概念

列于外压缩段采用弯曲激波压缩的二元进气道 为了考察弹性压缩面在上下载荷作用下的弹性 变形及其气动力特性,设计了端点驱动的简单弹性
33

已进行了大量设计计算、性能分析及实验研究‘8,2。

23,29,3

7’40j。

将弯曲压缩方式应用在内压段,发展了通过指 定压力分布规律来反设计整个二元进气道流道的方 法(图22),实现了气动参数可控的进气道内外压
图24采用弯曲激波压缩的轴对称进气道及外压缩流场纹影

缩面一体化反设计…。在此基石lil_k探索了结合优化 算法寻找综合性能优秀的进气道的途径…,得到的
优化方案在马赫数6下喉道总压恢复系数0.68,马 赫数4流量系数0.77。对应用此方法设计的进气道 模型进行了风洞实验(图23),结果表明经优化设 计的进气道性能达到了较高的水平,证明所建立的 新设计方法科学可行。

7-3侧压进气道 对顶板或侧板采用弯曲压缩面的侧压式进气道 进行了大量设计、计算与实验研究[23’44,451。 针对某等熵压缩高超侧压式进气道,采用壁面 马赫数线性分布的曲面压缩面替代其等熵压缩顶 板,侧板也替换为壁面马赫数线性分布的曲面压缩 面,得到新型曲面压缩侧压式进气道进行了数值模 拟和风洞实验(图25)[46】。结果表明,采用等马赫 数梯度设计原则可以获得高性能的侧压式进气道气

图22根据指定压力分布反设计整个二元进气道示意图

动设计。

图23采用一体化反设计方法设计的进气遁模型及外压缩流场纹影 图25采用弯曲激渡压l悟的轴对称进气遁及外压缩流场纹影

对于采用二维弯曲压缩流场生成三维进气道的 方法进行了研究[39,42,43】,取得了较好的效果。 7.2轴对称进气道 与二元进气道类似,可采用曲面锥替换传统多 级锥设计弯曲激波压缩轴对称进气道。本研究根据 指定的分段形式的压升规律反设计生成曲面锥,设 计了曲面压缩轴对称进气道进行数值计算研究和风 洞实验验证(图24)[21】。结果表明,弯曲压缩轴对 称进气道总体性能优异,实验结果与数值模拟结果 比较接近。

7.4内收缩基准流场及内收缩进气道 本研究针对传统内收缩基准流场设计方法的不 足进行了一系列改进研究:提出并建立了flt压升规 律反设计基准流场的“反正切理论”和相应的设计 方法【22】,研究了减弱反射波强度从而避免反射激波 入射点附近附面层分离的多利,中,tl,体修型方法【22’ 471,提出并建立了一剥t由减速规律反设计基准流场 的“四波四区”设计方法,提出并建立了一种“双 弯曲激波三波四区”的新型轴对称基准流场‘3 21。 应用反正切压升规律反设计基准流场,通过流 线追踪设计矩形转圆内转进气道并进行了风洞实验
34

(图26)【24】,出口总压恢复达到0.52,具有较好的 总体性能。

参考文献
[1]
Anderson John David.A history of aerodynamics:and its impact flying
on

machines[M].Cambridge University Press,1998.
James F.,Meyer Rudolph C Design criteria for

[2]

Cormors

axisymmetric

and two?dimensional

supersonic

inlets and

exits[R].

NACA-TN.3589

[3]Trexler Carl A.Performance of 图26采用反正切压升规律基准流场的内收缩进气道及沿程压力 [4]

an

inlet for

all

integrated

scramjet

concept[J].Journal ofAircraR.1974,ll(9):589-591.
Busemann A.Dic achsensymmetrische kegelige

应用反正切马赫数分布规律和“四波四区”基 准流场的思想设计方转圆内收缩进气道,进行了风 洞实验(图27,图28)。实验得到的进气道性能与

1]berschallstr6mung[J].Luftfahrfforschung.1942,19(4):137—144. [5] M61der S.,Szpiro
Edward J.Busemann inlet for hypersoinc

speeds.【J】.Journal ofSpacecraft and Rockets.1966,3(8):1303?1304. [6]
Smart M.K.Design of three-dimensional hypersonic inlets with

数值模拟比较接近,且性能良好,验证了这种设计 内收进气道的新概念,在探究新型内收缩进气道设
[7]

rectangular?to?elliptical shape

transition[J].Journal of Propulsion and

Power.1999,15(3):408-416.
Oswatitsch propulsion Klaus.Pressure recovery
at

for missiles

with

reaction

计方法并提高进气道总体性能方面是一种可能的途 径。
[8]

high

supersonic

speeds(the efficiency of shock

diffusers)[R].NACA—TM-l 140. 居燕.弯曲激波压缩面设计及试验研究【D】.南京:南京航空航天 大学.2005. [9]
Zhang

Kunyuan,Meier G.E.A.Using r.C.method
surface under

to

study optimum flow

compression

non-uniform

2-D

supersonic

condition[R].AIAA 94-l 838. 图27新型“四波四区”轴对称基准流场 [10】潘瑾.张垫元.金志光弯曲激波压缩型面的设计及数值分析【J】. 推进技术.2008.29(04):438.-442. [11]金志光.张堑元.二维非常规压缩型面超/高超声速进气道的设计 概念[J1.推进技术.2004,25(3):226-229. [12]南向军。张堑元,金志光,等.矩形转圆形高超声速内收缩进气 道数值及试验研究[J1航空学报201 l(06):988—996. 图28采用反正切马赫数分布“四波四区”基准流场的内收缩进气道及 [13】方兴军.控制出口速度分布的超声速内流通道反设计[D】.南京航 空航天大学,201 1. 顶板沿程压力 [14]高雄.超声速非均匀流模拟方法研究[D】.南京:南京航空航天大 学.2010.

8总结
本研究提出了曲面压缩一曲面激波的新概念,实 现了…出口气动参数的超声速内流道反设计,实现 了由压缩面气动参数要求的型面反设计,通过大量 的数值研究和实验研究证明了曲面压缩的良好气动 性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供 了一种全新的设计方法。

[15】张林.张壁元。王磊.等.基于等熵压缩面型面坐标变换的二维 曲面压缩面研究[J]航空动力学报(已录用). [16]刘簸.控制出El马赫数分布的高超声速压缩通道反设计[D】.南京 航空航天大学.2012. [17]钟启涛.张堑元,庞丽娜.等.出口M数均匀的高超二元进气道 双重反设计[J】推进技术(已录用). [1 8]Pan Jin,Zhang Kun?Yuan.Experimental and Numerical Investigation
of


Curved Compression System

Designed

on

Constant Pressure

Gradient[R].AIAA 2009?5270 [19]潘瑾,金峰.张塑元.非均匀来流下等压力梯度曲面压缩系统的 试验研究[J】推进技术.2013(12):1593—1600. [20]Wang
35 Lci,Zhang Kunyuan Optimization and Experimental

Investigation of 2-D Hypersonic Curved

Shock[R】.AIAA 20 12?5959.

道研究【J】推进技术(己录用).

[21]向有志.高超轴对称曲面压缩系统的初步研究[DI.南京航空航天 大学.2010 [22]南向军.压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计方法研究 [D]南京航空航天大学,2012. [23]潘瑾.超声/高超声速非均匀来流下曲面压缩系统研究[D].南京: 南京航空航天大学,201 I. [24]南向军,张堑元,金志光.采用新型基准流场的高超内收缩进气 道试验研究【J】航空学报.2014(01):90-96 [2s]王磊,张堕元,向有志,等.高超声速二元弯曲激波压缩面反设 计方法的参数化研究[J】.南京航空航天大学学报.2013,45【4J:
441.446.

㈨】

杨顺凯,张望元.多点集中力下高超进气道弹性变几何研究【J】航 空动力学报(己录用).

㈨】

Zhang Lin,Zhang Kunyuan Numerical Investigation of Curved Shock Two?Dimensional Inlet Designed Mach Number
on

Hypersonic

the

Wall Constant

Gradient[R].AIAA 2012-4065.

㈨] 侧]
…] …】

张林,张垫元.王磊,等.非均匀来流对新型高超弯曲澈波二维 进气道的影响[J].推进技术.2012(03):338—345. 李大进,高雄,朱守梅.弯曲激波压缩曲面的二元高超声速进气 道研究【J】.推进技术2013(11):1441—1447. 高雄.李大进,朱守梅,等.高超二元曲面压缩进气道前缘澈波 特性分析[J】推进技术.2013(09):1 153-1 157. 王磊,张堑元,金志光,等.基于壁面压力分布的二元高超声速 弯曲激波压缩迸气道反设计与优化方法叽.推进技术.2013(12):
160l-1605.

[26]李永洲,张壁元.南向军.基于马赫数分布规律可控概念的高超 声速内收缩进气道设计[J1.航空动力学报.2012(11):2484—2491.
[27]张林,张堑元,王磊,等.基于壁面马赫数梯度的高超声速弯曲 激波二维进气道数值研究【J]航空动力学报.2013(04):752—758.

㈨]
mj m 0 m j m 门

李永洲,张垄元,王磊,等.基于二维曲面基准流场的流线追踪 高超声速进气道设计【J].航空动力学报.2012(09):2004—2012. 吴颖川,贺元元,余安远,等.展向截断曲面乘波压缩进气道气 动布局[J】航空动力学报2013(07):1570?1575. 杨国亮.曲面侧板压缩的侧压式进气道研究【D】.南京航空航天大 学。2006. 贾柯.高超声速侧压式进气道变几何方案研究【D】.南京航空航天 大学.2012.
Zhang Lin,Zhang

[28]朱伟.基于马赫数分布规律的高超矩形转圆内转式进气道设计研
究[D】.南京航空航天大学,20 12.

[20]翟永玺.基于马赫数分布规律的二元高超弯曲激波进气道设计研
究【D】.南京:南京航空航天大学,2014.

[30]周宏奎.低阻二元高超声速进气道设计方法研究(D]南京:南京
航空航天大学.2010.

[31]周硕.宽马赫数二维可调高超曲面压缩丽气动设计研究[D】.南京
南京航空航天大学,2010 [32]李永洲,张垫元.朱伟,等.两道入射激波的变中心体基准流场 研究【J】.航空动力学报(已录用). [33]郭善广.王振国,赵玉新。等.高超声速二元进气道前体曲线激 波逆向设计研究[J】.航空学报(己录用). [34]甘宁钢.宽马赫数凹曲激波压缩进气道型面变几何研究[D】.南京 航空航天大学,201 1 [35]杨顺凯,张堑元,王磊.等.流量系数可控弹性自适应高超进气

Kunyuan,Wang Lei,Application smdy of the
system in three—dimensional sidewall

curved surface compression compression

inlet[R].AIAA(accepted).

M 】

李永洲,张垫元.钟启涛.新型弥散反射激波中心体基准流场研
究【J】.航空动力学报(己录用).

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