一種軸對稱超聲速進氣道的實驗研究

外壓式進氣道的研究現(xiàn)狀在設計超速通道時，穩(wěn)定性應該是一個重要考慮的問題。從20世紀中葉起,國外在超聲速進氣道的穩(wěn)定性方面進行了諸多研究,內(nèi)容包括進氣道不穩(wěn)定工作的形式、特點、成因以及附面層抽吸、變幾何等對提高穩(wěn)定性的作用。但是他們的研究主要集中在外壓式進氣道以及采用傳統(tǒng)壓縮方式和型面設計的混壓式進氣道方面。而隨著現(xiàn)代沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)的提高,阻力問題已經(jīng)嚴重影響了外壓式進氣道的應用,具有新的設計思想(斜激波進入內(nèi)通道)的混壓式進氣道被普遍采用,Ma4一級的定幾何混壓式進氣道在導彈上已有所應用,但至今未看到有關(guān)穩(wěn)定性的公開文獻報道。國內(nèi)從20世紀60年代起也開展了沖壓發(fā)動機進氣道的研究。據(jù)了解,早期的研究工作主要集中于飛行馬赫數(shù)為3以下的外壓式進氣道,由于研究時斷時續(xù),很少有文獻公開發(fā)表。目前,超聲速、機動性好的先進巡航導彈已成為各國爭相發(fā)展的目標。而對于高速飛行的巡航導彈而言,采用定幾何的軸對稱超聲速進氣道具有諸多優(yōu)點,如結(jié)構(gòu)簡單、易于制造、成本低、空間利用高及系統(tǒng)穩(wěn)定性好等,而且其便于攜帶和箱式發(fā)射的特點特別適合于三軍共用。為此,本文對一種激波封口Ma=3.5的Ma4一級的定幾何混壓式軸對稱進氣道的穩(wěn)定性進行了風洞實驗研究,得到了不同狀態(tài)下進氣道頭部的紋影照片、內(nèi)通道沿程靜壓分布以及總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化曲線,并進行了分析。1實驗模型和設備1.1進氣道測量系統(tǒng)本研究中進氣道工作馬赫數(shù)范圍為2.5~4.0,設計馬赫數(shù)為3.5,采用4波系壓縮方式(3道斜激波+1道結(jié)尾激波),3道斜激波壓縮角分別為16,7,9°,外罩結(jié)構(gòu)角為4°(見圖1)。實驗模型由模型本體以及流量調(diào)節(jié)系統(tǒng)組成。其中模型本體包括外罩、中心體、總靜壓測量系統(tǒng)等。模型材料為45#鋼,采用數(shù)控加工。模型在風洞中的堵塞度小于5.9%。在進氣道出口截面上放置了一“米”字形總壓測量耙,總壓耙上有8根輻條,每根輻條上分布5根總壓探針,加上中心處的總壓探針,共計41根測壓探針來測量穩(wěn)態(tài)總壓。另外,在總壓耙的四周側(cè)壁開有4個靜壓測量孔,用來獲得計算進氣道性能時所必須的出口截面靜壓值。為了獲得進氣道沿程靜壓分布,監(jiān)測進氣道內(nèi)的波系建立情況,在進氣道出口截面前的外罩上下兩側(cè)各分布了14個靜壓測量孔,其中第5個靜壓測量孔位于進氣道喉道處。為了模擬沖壓發(fā)動機燃燒室的工作,調(diào)節(jié)進氣道出口的反壓,流量調(diào)節(jié)機構(gòu)連接在進氣道模型出口后部。流量調(diào)節(jié)機構(gòu)使用節(jié)流錐調(diào)節(jié)進氣道出口反壓,節(jié)流錐的位置由步進電機控制。圖2給出了實驗模型在風洞中的照片。1.2觀察區(qū)主要參數(shù)設計和計算機程序控制吹風實驗在南京航空航天大學NH-1風洞中進行。該風洞為暫沖式亞、跨、超聲速風洞。馬赫數(shù)范圍為0.3~4.0,實驗段橫截面積為0.6m×0.6m。超聲速實驗時,通過更換噴管得到不同的馬赫數(shù)。實驗段的每一側(cè)壁各有兩個直徑為230mm的觀察窗,供紋影儀觀察及顯示流場使用。風洞使用彎刀支撐機構(gòu)固定實驗模型,氣源壓力為22.5×105Pa,氣源容積為5000m3。風洞控制系統(tǒng)采用計算機程序控制,主要由調(diào)壓閥壓力控制及顯示系統(tǒng)、迎角機構(gòu)控制及顯示系統(tǒng)、馬赫數(shù)控制及顯示系統(tǒng)、超聲速擴散段位置調(diào)節(jié)及顯示系統(tǒng)、啟動閥和節(jié)流閥的監(jiān)控系統(tǒng)及安全聯(lián)鎖等組成。風洞使用8400電子掃描閥進行測壓,可以同時測量模型上的128個測壓點,最大采樣速度50kHz,量程為±0.2MPa,壓力掃描器精度可達±0.05%F.S,壓力校準精度可達±0.01%F.S。2界狀態(tài)本文采用總壓恢復系數(shù)σ和流量系數(shù)?φ作為進氣道性能的主要指標,其中總壓恢復系數(shù)及出口馬赫數(shù)均采用流量平均方式得到。進氣道超臨界狀態(tài)的定義為:超聲通流或結(jié)尾激波系位于喉道遠下游的進氣道狀態(tài)。臨界狀態(tài)的定義為:結(jié)尾激波系位于喉道或稍下游,恰巧沒有被推出內(nèi)通道的進氣道狀態(tài)。亞臨界狀態(tài)的定義為:結(jié)尾激波系已被推出內(nèi)通道的進氣道狀態(tài)。下文分別對臨界以上工作狀態(tài)(超臨界狀態(tài)、臨界狀態(tài))以及亞臨界工作狀態(tài)下進氣道頭部的紋影照片、內(nèi)通道沿程靜壓分布以及總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化曲線進行了分析。2.1亞臨界工作范圍在臨界以上工作范圍內(nèi),進氣道始終處于穩(wěn)定工作狀態(tài)。而在亞臨界工作范圍內(nèi),Ma≤3.5的實驗狀態(tài)下,進氣道均不能穩(wěn)定工作,但在Ma=4.0、迎角α和側(cè)滑角β均為0°時則能穩(wěn)定工作。2.1.1進氣道內(nèi)通道沿程靜壓分布進氣道從超臨界狀態(tài)到臨界狀態(tài),進口波系始終沒有變化,流量系數(shù)保持不變。圖3給出了Ma=3.5,α=β=0°時當進氣道出口反壓調(diào)節(jié)錐開度由大到小調(diào)節(jié),使進氣道從超聲速通流到不起動之前的臨界狀態(tài)的過程中攝取的進氣道頭部的紋影照片?？梢钥吹?進氣道始終處于穩(wěn)定工作狀態(tài)。此時進口波系匯交于外罩唇口,激波基本封口。仔細觀察還發(fā)現(xiàn),由于上游錐形流的緣故,第二道斜激波稍稍有所彎曲。圖4給出了Ma=3.5,α=β=0°,出口馬赫數(shù)Mae為1.74,進氣道超臨界狀態(tài)時內(nèi)通道沿程靜壓系數(shù)分布曲線。1~2號測孔的靜壓升高,這是由于通過進口唇罩斜激波之后超聲速氣流在收縮通道內(nèi)進一步減速造成的;由于肩部膨脹扇的緣故,氣流加速減壓導致2~3的靜壓下降;3~14號測孔的靜壓呈鋸齒狀波動,這是沒有出現(xiàn)結(jié)尾激波系的緣故,通道內(nèi)呈超聲速通流狀態(tài)。圖5給出了Ma=3.5,α=β=0°,出口馬赫數(shù)Mae為0.37,臨界狀態(tài)時進氣道內(nèi)通道沿程靜壓系數(shù)分布曲線。對比圖4,5可以看出,當進氣道出口反壓增加到某值后,內(nèi)通道中出現(xiàn)結(jié)尾激波系,靜壓急劇上升,波后氣流變?yōu)閬喡曀俸笤跀U張通道內(nèi)緩慢地減速增壓;隨著出口反壓的增加,1號測孔的靜壓值稍有增加,可見下游的壓力信號能通過附面層向上游傳遞,改變上游超聲速氣流的流動狀況;隨著出口反壓的增加,結(jié)尾激波系的位置逐漸靠近喉道;喉道前后靜壓變化比較劇烈,在進氣道設計時要特別注意防止這一部分通道發(fā)生氣流的分離,影響進氣道的穩(wěn)定工作。2.1.2中心錐前擺動圖6給出了Ma=3.5,α=β=0°,進氣道處于亞臨界工作狀態(tài)時的紋影照片。可以看到,進氣道進入亞臨界工作狀態(tài)后,喉道后的結(jié)尾激波系立即被推出內(nèi)通道,進氣道開始不穩(wěn)定工作,進口波系以中心錐前尖點為軸前后擺動,流量系數(shù)大幅度減小。遺憾的是,由于激波高速前后移動,未能捕捉到明顯的弓型激波。圖7給出了不穩(wěn)定的亞臨界工作狀態(tài)下進氣道內(nèi)通道沿程靜壓系數(shù)分布曲線。與2~5號靜壓測孔所在位置對應的是收縮的曲面壓縮段。從圖中可以看出,由于亞聲速氣流在收縮通道內(nèi)加速,內(nèi)通道中的靜壓先下降,降低到最小值后再逐漸上升到最大值。相比臨界狀態(tài),亞臨界工作狀態(tài)的靜壓是下降的。最小靜壓值出現(xiàn)在4號測孔附近,而不是幾何喉道處的5號測孔,可見,此時原先的幾何喉道不再是流動的物理喉道;由于附面層被挑起,流動的物理喉道位于4號測孔附近,其后的流動通道是擴張的。2.1.3流量系數(shù)圖8給出了Ma=4.0,α=β=0°,進氣道處于穩(wěn)定的亞臨界工作狀態(tài)時的紋影照片?？梢钥吹?進氣道進入亞臨界工作狀態(tài)后,結(jié)尾激波系被推出內(nèi)通道,在二級錐出現(xiàn)了較強的弓型激波,流量系數(shù)會有所減小,但此時進氣道的工作是穩(wěn)定的;隨著節(jié)流錐繼續(xù)向上游移動,弓型激波緩慢移向上游并在二級錐的某個位置激波出現(xiàn)強烈震蕩,破壞了進氣道的穩(wěn)定工作。圖9給出了Ma=4.0,α=β=0°,穩(wěn)定的亞臨界工作狀況時進氣道內(nèi)通道沿程靜壓系數(shù)分布曲線?？梢钥闯?此時內(nèi)通道中的靜壓基本上是上升的,在喉道前后靜壓上升較快;幾何喉道處的5號靜壓測孔的靜壓值比2~5號靜壓測孔的均高,可見由于激波/附面層的相互干擾,形成氣動喉道,并已經(jīng)移到了1號測孔前,原先收縮的曲面壓縮段已經(jīng)變成了氣動擴張通道。2.2性能曲線隨出口馬的數(shù)量變化2.2.1尾類高壓旋轉(zhuǎn)軸尾射加量c圖10給出了Ma=3.5,α=β=0°時進氣道總壓恢復系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化曲線?？梢钥闯?在超臨界工作范圍內(nèi),進氣道先處于超聲速通流狀態(tài),此時結(jié)尾激波系在總壓測量耙的下游,雖然通道中氣流馬赫數(shù)較高,摩擦損失較大,但測得的進氣道總壓恢復系數(shù)仍然較高(圖10中A點);而當進氣道出口反壓不斷增加,由于結(jié)尾激波系形成并逐漸通過測量截面的總壓測耙,此時總壓耙測得的進氣道總壓恢復系數(shù)相對超聲速通流狀態(tài)是下降的(圖10中A~B);而且隨著結(jié)尾激波系位置前移,測量截面處平均馬赫數(shù)小于1之后,隨著出口馬赫數(shù)的進一步下降,結(jié)尾激波系前移,其強度減弱,從而使得進氣道總壓恢復系數(shù)逐漸升高(B~C點),且上升的速度逐漸加快,并在臨界狀態(tài)(C點)達到最大值0.435。進入亞臨界工作狀態(tài)后(C~D點),結(jié)尾激波系被推出內(nèi)通道,進氣道進入不穩(wěn)定工作狀態(tài),隨著調(diào)節(jié)錐的前移,出口馬赫數(shù)反而有所增加,總壓恢復系數(shù)呈線性急劇下降。圖11給出了Ma=3.5,α=β=0°時進氣道流量系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化曲線?？梢钥闯?流量系數(shù)從超臨界狀態(tài)到臨界狀態(tài)由于進口波系未發(fā)生改變而始終不變;在不穩(wěn)定的亞臨界狀態(tài),進口波系的擺動使得流量系數(shù)急劇下降。2.2.2進氣道流態(tài)分析本研究對所設計的進氣道進行Ma4吹風試驗時發(fā)現(xiàn),隨著調(diào)節(jié)錐向上游的推進,即出口反壓的升高和出口馬赫數(shù)的下降,進氣道結(jié)尾激波系不斷前移。當調(diào)節(jié)錐將進氣道推至不起動,即亞臨界狀態(tài),該進氣道仍能穩(wěn)定工作,正激波在唇口附近清晰可見(圖8),出現(xiàn)了穩(wěn)定的亞臨界狀態(tài)。只有當將正激波進一步推到離唇口較遠時才出現(xiàn)震蕩。圖12給出了Ma=4.0,α=β=0°時進氣道總壓恢復系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化曲線,而圖13給出了此狀態(tài)下流量系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化曲線?？梢钥闯?在超臨界以及臨界狀態(tài),進氣道性能參數(shù)的變化規(guī)律與Ma=3.5,α=β=0°的情況大體上相同。一旦進入穩(wěn)定的亞臨界工作狀態(tài),由于強的弓型激波的出現(xiàn),總壓恢復系數(shù)立即下降。在穩(wěn)定的亞臨界工作范圍內(nèi),隨著弓型激波波前馬赫數(shù)的增大,進氣道出口馬赫數(shù)下降,但可能是通道中氣流摩擦損失的下降與激波強度的增加相當,致使總壓恢復系數(shù)幾乎不變,而流量系數(shù)則由于弓型激波向上游運動而一直下降。本文的進氣道之所以在Ma4時具有穩(wěn)定的亞臨界狀態(tài)可由進氣道流態(tài)變化得到解釋:由于該進氣道在Ma=3.5時激波貼口,故當Ma=4時進口斜激波已進入進氣道,在提高反壓將結(jié)尾激波系推到唇口形成弓型激波時與斜激波相交(圖8)而產(chǎn)生滑流層使得進氣道的進口截面成為氣動喉道,弓型波后的亞聲速氣流進入進氣道后沿程減速擴壓(圖9),其流態(tài)變?yōu)榈湫偷耐鈮菏竭M氣道模式。顯然,出現(xiàn)穩(wěn)定的亞臨界工作狀態(tài)并非混壓式進氣道固有的性能,而是本研究中進氣道設計和非設計參數(shù)確定之后進氣道流態(tài)變化的結(jié)果。3亞臨界工作(1)在超臨界工作范圍內(nèi),進氣道始終能穩(wěn)定工作,且隨著結(jié)尾激波系的前移,進氣道出口馬赫數(shù)下降,總壓恢復系數(shù)升高,而流量系數(shù)保持不變。(2)當激波貼口馬赫數(shù)低于最大工作馬赫數(shù)時,混壓式進氣道的亞臨界工作有穩(wěn)定與不穩(wěn)定兩種狀態(tài)。自由流馬赫數(shù)等于或小于激波貼口馬赫數(shù),亞臨界工作時激波在唇口上游來回震