側(cè)板構(gòu)型對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的多維度影響探究一、引言1.1研究背景與意義在航空航天領(lǐng)域，隨著飛行器飛行速度不斷提升，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)性能要求愈發(fā)嚴(yán)苛。進(jìn)氣道作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，其性能優(yōu)劣直接關(guān)乎發(fā)動(dòng)機(jī)乃至整個(gè)飛行器的綜合性能。二元超聲速進(jìn)氣道憑借其獨(dú)特的設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)和工作原理，在超聲速飛行器中得到了廣泛應(yīng)用。它主要通過(guò)激波系對(duì)高速氣流進(jìn)行減速、增壓，將高速氣流的部分動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?，為壓氣機(jī)或燃燒室提供高品質(zhì)的低速高壓氣體，通常以總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、出口畸變等參數(shù)來(lái)評(píng)估其性能好壞。在實(shí)際工作過(guò)程中，二元超聲速進(jìn)氣道面臨著復(fù)雜的內(nèi)流場(chǎng)環(huán)境。由于粘性效應(yīng)和三維效應(yīng)，在側(cè)板與壓縮面的角區(qū)處極易形成低能流匯聚區(qū)，進(jìn)而誘發(fā)角區(qū)流動(dòng)分離。同時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)中還存在唇罩激波與側(cè)板邊界層相互作用形成的掃掠激波/邊界層干擾，這會(huì)加劇低能流在角區(qū)的堆積，使角區(qū)低能流的影響范圍擴(kuò)大，導(dǎo)致進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)均勻度降低，出口氣流畸變?cè)黾?，?yán)重影響下游燃燒室的流場(chǎng)組織，降低發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率和推力，甚至影響飛行器的飛行安全和任務(wù)執(zhí)行能力。因此，深入研究側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。從理論研究角度來(lái)看，側(cè)板作為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)的重要組成部分，其形狀、角度、位置等參數(shù)的變化都會(huì)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)的激波系結(jié)構(gòu)、氣流流動(dòng)特性產(chǎn)生顯著影響。通過(guò)研究側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道性能的影響，可以進(jìn)一步揭示二元超聲速進(jìn)氣道的工作機(jī)理，完善進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)理論和方法。這不僅有助于解決當(dāng)前進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中面臨的實(shí)際問(wèn)題，還能為未來(lái)新型進(jìn)氣道的研發(fā)提供理論支撐，推動(dòng)航空航天領(lǐng)域相關(guān)理論的發(fā)展。從工程應(yīng)用角度而言，隨著航空航天技術(shù)的不斷發(fā)展，對(duì)飛行器的性能要求越來(lái)越高。高性能的進(jìn)氣道是實(shí)現(xiàn)飛行器高速、高效飛行的關(guān)鍵。通過(guò)優(yōu)化側(cè)板設(shè)計(jì)來(lái)改善二元超聲速進(jìn)氣道的性能，可以提高發(fā)動(dòng)機(jī)的效率和推力，降低燃油消耗，增加飛行器的航程和有效載荷。這對(duì)于提升飛行器的作戰(zhàn)能力、商業(yè)競(jìng)爭(zhēng)力以及探索太空的能力都具有重要的工程價(jià)值。例如，在軍事領(lǐng)域，高性能進(jìn)氣道可使戰(zhàn)斗機(jī)具備更好的機(jī)動(dòng)性和作戰(zhàn)半徑，增強(qiáng)其作戰(zhàn)效能；在民用航空領(lǐng)域，可降低運(yùn)營(yíng)成本，提高航空運(yùn)輸?shù)慕?jīng)濟(jì)性和效率。1.2國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀國(guó)外對(duì)超聲速進(jìn)氣道的研究起步較早，在側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能影響方面取得了一定成果。美國(guó)在航空航天領(lǐng)域一直處于世界領(lǐng)先地位，其科研機(jī)構(gòu)和高校對(duì)超聲速進(jìn)氣道的研究投入了大量資源。早期，他們通過(guò)大量的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和理論分析，對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道的基本流動(dòng)特性和側(cè)板的作用進(jìn)行了初步探索。例如，NASA的研究人員通過(guò)實(shí)驗(yàn)觀(guān)察到側(cè)板與壓縮面角區(qū)處的流動(dòng)分離現(xiàn)象，并分析了其對(duì)進(jìn)氣道性能的初步影響，但當(dāng)時(shí)對(duì)于復(fù)雜流動(dòng)機(jī)理的認(rèn)識(shí)還不夠深入。隨著計(jì)算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)的發(fā)展，國(guó)外學(xué)者開(kāi)始利用數(shù)值模擬方法深入研究側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的影響。如采用大渦模擬（LES）和雷諾平均Navier-Stokes（RANS）等方法，對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)激波與邊界層相互作用、角區(qū)流動(dòng)分離等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象進(jìn)行數(shù)值模擬，研究側(cè)板形狀、角度和位置等參數(shù)變化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律。有研究通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)比了不同側(cè)板后掠角度下進(jìn)氣道的性能，發(fā)現(xiàn)適當(dāng)增大側(cè)板后掠角度可以在一定程度上減弱角區(qū)低能流堆積，提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，但同時(shí)也會(huì)對(duì)流量系數(shù)產(chǎn)生一定影響。在歐洲，法國(guó)的ONERA等研究機(jī)構(gòu)也在超聲速進(jìn)氣道領(lǐng)域開(kāi)展了深入研究。他們注重理論與實(shí)驗(yàn)相結(jié)合，通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果，并在此基礎(chǔ)上提出了一些改進(jìn)進(jìn)氣道性能的側(cè)板設(shè)計(jì)方法。例如，針對(duì)唇罩激波與側(cè)板邊界層干擾問(wèn)題，提出了一種特殊的側(cè)板前緣形狀設(shè)計(jì)，旨在減少激波/邊界層干擾強(qiáng)度，改善進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)均勻度，但該方法在實(shí)際應(yīng)用中還面臨一些工程實(shí)現(xiàn)的挑戰(zhàn)。國(guó)內(nèi)對(duì)側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能影響的研究也在逐步深入。早期，國(guó)內(nèi)主要是對(duì)國(guó)外先進(jìn)技術(shù)進(jìn)行學(xué)習(xí)和消化，并通過(guò)一些簡(jiǎn)單的實(shí)驗(yàn)和理論分析開(kāi)展相關(guān)研究。隨著國(guó)內(nèi)航空航天事業(yè)的快速發(fā)展，越來(lái)越多的高校和科研院所加大了對(duì)該領(lǐng)域的研究投入。在實(shí)驗(yàn)研究方面，國(guó)內(nèi)一些高校和科研機(jī)構(gòu)建立了先進(jìn)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，能夠模擬不同工況下的超聲速氣流條件，對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究。通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)量進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、出口氣流畸變等性能參數(shù)，分析側(cè)板參數(shù)變化對(duì)這些性能參數(shù)的影響。如北京航空航天大學(xué)通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了不同側(cè)板高度對(duì)進(jìn)氣道性能的影響，發(fā)現(xiàn)側(cè)板高度的增加會(huì)使角區(qū)流動(dòng)分離加劇，但在一定范圍內(nèi)合理調(diào)整側(cè)板高度可以?xún)?yōu)化進(jìn)氣道的流量捕獲能力。在數(shù)值模擬方面，國(guó)內(nèi)學(xué)者利用自主研發(fā)的CFD軟件以及國(guó)際上通用的商業(yè)軟件，如ANSYSFluent、CFX等，對(duì)側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響進(jìn)行了大量數(shù)值模擬研究。研究?jī)?nèi)容涵蓋了側(cè)板幾何參數(shù)優(yōu)化、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析、流動(dòng)控制方法探索等多個(gè)方面。有研究通過(guò)數(shù)值模擬提出了一種基于側(cè)板形狀優(yōu)化的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案，能夠有效降低進(jìn)氣道出口氣流畸變，提高進(jìn)氣道性能，但該方案在實(shí)際工程應(yīng)用中還需要進(jìn)一步驗(yàn)證和完善。盡管?chē)?guó)內(nèi)外在側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能影響研究方面取得了一定成果，但仍存在一些不足之處。一方面，目前的研究多集中在特定工況下側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道性能的影響，對(duì)于寬?cǎi)R赫數(shù)范圍、不同飛行姿態(tài)等復(fù)雜工況下的研究還相對(duì)較少，而實(shí)際飛行器在飛行過(guò)程中會(huì)面臨各種復(fù)雜工況，因此需要進(jìn)一步開(kāi)展相關(guān)研究以提高進(jìn)氣道在復(fù)雜工況下的適應(yīng)性。另一方面，雖然提出了一些側(cè)板設(shè)計(jì)改進(jìn)方法和流動(dòng)控制技術(shù)，但這些方法和技術(shù)在實(shí)際工程應(yīng)用中還存在一些問(wèn)題，如結(jié)構(gòu)復(fù)雜性增加、可靠性降低、成本上升等，如何在提高進(jìn)氣道性能的同時(shí)兼顧工程實(shí)際應(yīng)用需求，還需要進(jìn)一步深入研究。此外，對(duì)于側(cè)板與進(jìn)氣道其他部件之間的相互作用，以及這種相互作用對(duì)進(jìn)氣道整體性能的影響，目前的研究還不夠全面和深入，有待進(jìn)一步加強(qiáng)。1.3研究?jī)?nèi)容與方法1.3.1研究?jī)?nèi)容本研究聚焦于側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響，具體研究?jī)?nèi)容如下：側(cè)板構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道性能的影響：設(shè)計(jì)多種不同構(gòu)型的側(cè)板，如直板型、后掠型、前掠型以及帶有特殊幾何形狀（如鋸齒狀、波浪狀等）的側(cè)板。通過(guò)數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究，分析不同側(cè)板構(gòu)型下進(jìn)氣道內(nèi)激波系結(jié)構(gòu)的變化，包括激波的位置、強(qiáng)度和形狀等；探究側(cè)板構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)氣流流動(dòng)特性的影響，如氣流的速度分布、壓力分布、溫度分布以及渦量分布等；研究側(cè)板構(gòu)型變化對(duì)進(jìn)氣道性能參數(shù)的影響規(guī)律，包括總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、出口氣流畸變等。側(cè)板關(guān)鍵參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響：選取側(cè)板的后掠角、前緣半徑、高度、厚度等作為關(guān)鍵參數(shù)。在一定范圍內(nèi)改變這些參數(shù)的值，通過(guò)數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)測(cè)量，深入分析每個(gè)參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和性能的影響。例如，研究后掠角的變化如何影響唇罩激波與側(cè)板邊界層的相互作用強(qiáng)度，以及這種作用對(duì)進(jìn)氣道角區(qū)流動(dòng)分離和總壓損失的影響；分析前緣半徑的改變對(duì)進(jìn)氣道前緣氣流的繞流特性和邊界層發(fā)展的影響，進(jìn)而探究其對(duì)進(jìn)氣道流量系數(shù)和出口氣流均勻性的影響；探討側(cè)板高度和厚度的變化對(duì)進(jìn)氣道整體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、重量以及內(nèi)部流場(chǎng)堵塞程度的影響，以及這些影響如何反映在進(jìn)氣道的性能參數(shù)上。側(cè)板與進(jìn)氣道其他部件相互作用對(duì)性能的影響：考慮側(cè)板與進(jìn)氣道壓縮面、唇罩等部件之間的相互作用。研究側(cè)板與壓縮面之間的角區(qū)流動(dòng)特性，分析角區(qū)低能流的產(chǎn)生、發(fā)展和演變規(guī)律，以及如何通過(guò)側(cè)板設(shè)計(jì)來(lái)抑制角區(qū)流動(dòng)分離，減少低能流對(duì)進(jìn)氣道性能的負(fù)面影響；探究側(cè)板與唇罩激波的相互作用機(jī)制，包括激波在側(cè)板和唇罩之間的反射、折射和干涉等現(xiàn)象，以及這些現(xiàn)象對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)穩(wěn)定性和出口氣流品質(zhì)的影響；研究側(cè)板與進(jìn)氣道其他部件的相互作用在不同工況（如不同馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角等）下的變化規(guī)律，為進(jìn)氣道在復(fù)雜飛行條件下的性能優(yōu)化提供依據(jù)?；趥?cè)板優(yōu)化的進(jìn)氣道性能提升策略：根據(jù)上述研究結(jié)果，總結(jié)側(cè)板設(shè)計(jì)對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能影響的規(guī)律和機(jī)理。以提高進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)、降低出口氣流畸變、增強(qiáng)流量捕獲能力等為目標(biāo)，提出基于側(cè)板優(yōu)化的進(jìn)氣道性能提升策略。通過(guò)數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，對(duì)優(yōu)化后的進(jìn)氣道性能進(jìn)行評(píng)估，分析優(yōu)化策略的有效性和可行性。同時(shí)，考慮工程實(shí)際應(yīng)用中的限制因素，如結(jié)構(gòu)復(fù)雜性、重量、成本等，對(duì)優(yōu)化策略進(jìn)行進(jìn)一步的調(diào)整和完善，使其更具實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。1.3.2研究方法本研究采用數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)研究相結(jié)合的方法，對(duì)側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響展開(kāi)深入探究。數(shù)值模擬方法：利用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）軟件，如ANSYSFluent、CFX等，建立二元超聲速進(jìn)氣道的數(shù)值模型。在建模過(guò)程中，精確考慮進(jìn)氣道的幾何形狀、側(cè)板的各種構(gòu)型和參數(shù)，以及流動(dòng)介質(zhì)的物理特性。采用合適的湍流模型，如k-ε模型、k-ω模型或SST模型等，對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)的湍流流動(dòng)進(jìn)行模擬，以準(zhǔn)確捕捉復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，如激波與邊界層的相互作用、角區(qū)流動(dòng)分離等。設(shè)置合理的邊界條件，包括進(jìn)口氣流的馬赫數(shù)、靜壓、總溫等參數(shù)，以及出口的壓力條件或流量條件等。通過(guò)數(shù)值模擬，可以獲得進(jìn)氣道內(nèi)詳細(xì)的流場(chǎng)信息，如速度、壓力、溫度等物理量的分布，以及激波系的結(jié)構(gòu)和演變過(guò)程。對(duì)不同側(cè)板構(gòu)型和參數(shù)下的進(jìn)氣道進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，分析模擬結(jié)果，研究側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)的影響規(guī)律。數(shù)值模擬方法具有成本低、周期短、可重復(fù)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，可以快速獲取大量的研究數(shù)據(jù)，為實(shí)驗(yàn)研究提供理論指導(dǎo)和數(shù)據(jù)支持。實(shí)驗(yàn)研究方法：搭建超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，用于模擬不同工況下的超聲速氣流條件。設(shè)計(jì)并加工具有不同側(cè)板構(gòu)型和參數(shù)的二元超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，模型材料需滿(mǎn)足實(shí)驗(yàn)要求，具有足夠的強(qiáng)度和耐高溫性能。在實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕喜贾脡毫鞲衅鳌囟葌鞲衅鞯葴y(cè)量設(shè)備，用于測(cè)量進(jìn)氣道內(nèi)不同位置的壓力、溫度等參數(shù)，以獲取進(jìn)氣道的性能數(shù)據(jù)，如總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)等。通過(guò)粒子圖像測(cè)速（PIV）技術(shù)或激光多普勒測(cè)速（LDV）技術(shù)，測(cè)量進(jìn)氣道內(nèi)的速度場(chǎng)分布，直觀(guān)觀(guān)察氣流的流動(dòng)特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。將實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段中，調(diào)節(jié)風(fēng)洞的運(yùn)行參數(shù)，模擬不同馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角等工況下的飛行條件。進(jìn)行實(shí)驗(yàn)測(cè)量，獲取不同側(cè)板構(gòu)型和參數(shù)下進(jìn)氣道的性能數(shù)據(jù)和流場(chǎng)信息。對(duì)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析處理，與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，評(píng)估數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性和可靠性。同時(shí)，通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究可以發(fā)現(xiàn)一些數(shù)值模擬難以捕捉到的流動(dòng)現(xiàn)象和問(wèn)題，為進(jìn)一步改進(jìn)數(shù)值模擬方法和深入研究側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道性能的影響提供實(shí)驗(yàn)依據(jù)。二、二元超聲速進(jìn)氣道及側(cè)板概述2.1二元超聲速進(jìn)氣道工作原理與性能參數(shù)2.1.1工作原理二元超聲速進(jìn)氣道主要通過(guò)一系列激波系來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)超聲速氣流的減速與增壓，將超聲速氣流轉(zhuǎn)化為適合發(fā)動(dòng)機(jī)工作的亞聲速氣流。其工作過(guò)程涉及復(fù)雜的氣體動(dòng)力學(xué)原理，下面將詳細(xì)闡述。當(dāng)飛行器以超聲速飛行時(shí)，外界超聲速氣流進(jìn)入進(jìn)氣道。在進(jìn)氣道的進(jìn)口處，首先會(huì)遇到由進(jìn)氣道前體形狀產(chǎn)生的斜激波。以常見(jiàn)的帶有楔形壓縮面的二元超聲速進(jìn)氣道為例，氣流遇到楔形壓縮面時(shí)，由于流道橫截面積的變化以及氣體的可壓縮性，氣流被迫轉(zhuǎn)向，從而產(chǎn)生斜激波。在斜激波的作用下，超聲速氣流的速度降低，壓力和溫度升高。根據(jù)氣體動(dòng)力學(xué)中的激波理論，斜激波后的氣流馬赫數(shù)雖然有所降低，但仍然保持超聲速狀態(tài)。為了進(jìn)一步將氣流減速至亞聲速，在經(jīng)過(guò)斜激波系的初步減速后，氣流會(huì)遇到一道正激波。正激波是一種使超聲速氣流直接轉(zhuǎn)變?yōu)閬喡曀贇饬鞯膹?qiáng)間斷面。在正激波中，氣流的速度急劇下降，壓力和密度急劇增加，熵也會(huì)顯著增大。通過(guò)正激波，氣流的動(dòng)能被大量轉(zhuǎn)化為壓力能，從而實(shí)現(xiàn)了超聲速氣流到亞聲速氣流的轉(zhuǎn)變。經(jīng)過(guò)正激波后的亞聲速氣流，會(huì)進(jìn)入進(jìn)氣道的擴(kuò)張段。在擴(kuò)張段中，氣流的速度進(jìn)一步降低，壓力繼續(xù)升高，以滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)進(jìn)氣壓力和速度的要求。擴(kuò)張段的設(shè)計(jì)需要遵循一定的原則，以確保氣流在減速過(guò)程中不發(fā)生分離和過(guò)大的流動(dòng)損失。通常，擴(kuò)張段的擴(kuò)張角度不能過(guò)大，否則會(huì)導(dǎo)致氣流邊界層分離，增加流動(dòng)損失，降低進(jìn)氣道的性能。二元超聲速進(jìn)氣道通過(guò)合理設(shè)計(jì)斜激波系和正激波的位置、強(qiáng)度以及進(jìn)氣道的幾何形狀，實(shí)現(xiàn)了對(duì)超聲速氣流的高效減速和增壓，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供了合適的進(jìn)氣條件。在實(shí)際工作中，進(jìn)氣道的性能還會(huì)受到多種因素的影響，如飛行馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角以及發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)等。這些因素會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道內(nèi)激波系的結(jié)構(gòu)和位置發(fā)生變化，進(jìn)而影響進(jìn)氣道的性能。因此，在設(shè)計(jì)和分析二元超聲速進(jìn)氣道時(shí)，需要綜合考慮各種因素，以確保其在各種工況下都能穩(wěn)定、高效地工作。2.1.2性能參數(shù)二元超聲速進(jìn)氣道的性能參數(shù)是衡量其工作性能優(yōu)劣的重要指標(biāo)，這些參數(shù)不僅反映了進(jìn)氣道對(duì)氣流的壓縮和減速效果，還與發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和飛行器的整體性能密切相關(guān)。下面將對(duì)幾個(gè)主要的性能參數(shù)進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。總壓恢復(fù)系數(shù)：總壓恢復(fù)系數(shù)是衡量進(jìn)氣道性能的關(guān)鍵參數(shù)之一，它表示進(jìn)氣道出口氣流總壓與進(jìn)口氣流總壓的比值，用符號(hào)σ表示，即\sigma=\frac{p_{t2}}{p_{t1}}，其中p_{t2}為進(jìn)氣道出口氣流總壓，p_{t1}為進(jìn)口氣流總壓?？倝夯謴?fù)系數(shù)反映了進(jìn)氣道在壓縮和減速氣流過(guò)程中的總壓損失程度。理想情況下，進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)是等熵的，沒(méi)有總壓損失，此時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)為1。但在實(shí)際情況中，由于激波的存在、邊界層的摩擦以及氣流的分離等因素，進(jìn)氣道內(nèi)會(huì)產(chǎn)生總壓損失，導(dǎo)致總壓恢復(fù)系數(shù)小于1?？倝簱p失會(huì)降低發(fā)動(dòng)機(jī)的可用能量，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和效率?？倝夯謴?fù)系數(shù)每下降1%，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力損失通常將超過(guò)1%，一般約為1.25%左右，單位燃油消耗率也會(huì)增大2.5%。因此，提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)于提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能和飛行器的經(jīng)濟(jì)性具有重要意義。流量系數(shù)：流量系數(shù)用于描述進(jìn)氣道對(duì)自由來(lái)流空氣的捕獲能力，它定義為實(shí)際進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣質(zhì)量流量與以進(jìn)氣道進(jìn)口面積為基準(zhǔn)的自由來(lái)流空氣質(zhì)量流量的比值，用符號(hào)\phi表示，即\phi=\frac{\dot{m}}{\rho_{1}V_{1}A_{0}}，其中\(zhòng)dot{m}為實(shí)際進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣質(zhì)量流量，\rho_{1}為進(jìn)口氣流密度，V_{1}為進(jìn)口氣流速度，A_{0}為進(jìn)氣道進(jìn)口面積。流量系數(shù)的大小反映了進(jìn)氣道在不同工況下對(duì)空氣的捕獲效率。在設(shè)計(jì)工況下，通常希望流量系數(shù)盡可能接近1，以確保進(jìn)氣道能夠充分捕獲自由來(lái)流的空氣，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供充足的空氣流量。但在非設(shè)計(jì)工況下，如飛行馬赫數(shù)、攻角或側(cè)滑角發(fā)生變化時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)的激波系結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生改變，可能導(dǎo)致進(jìn)氣道的有效流通面積減小，從而使流量系數(shù)降低。流量系數(shù)過(guò)低會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣量不足，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，甚至導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失速。因此，提高進(jìn)氣道在各種工況下的流量系數(shù)，對(duì)于保證發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作和飛行器的性能具有重要作用。出口畸變：出口畸變是指進(jìn)氣道出口氣流的參數(shù)（如壓力、速度、溫度等）在橫截面上分布的不均勻程度。進(jìn)氣道出口氣流的不均勻性會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作產(chǎn)生不利影響，例如導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的葉片承受不均勻的載荷，增加葉片的疲勞損傷風(fēng)險(xiǎn)，甚至引發(fā)壓氣機(jī)的喘振現(xiàn)象，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性和可靠性。出口畸變通常用總壓畸變指數(shù)來(lái)衡量，常用的總壓畸變指數(shù)有周向總壓畸變指數(shù)和徑向總壓畸變指數(shù)等。周向總壓畸變指數(shù)反映了出口截面上不同周向位置總壓的差異程度，徑向總壓畸變指數(shù)則反映了出口截面上不同徑向位置總壓的差異程度。在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中，需要采取措施盡量減小出口畸變，如優(yōu)化進(jìn)氣道的內(nèi)部結(jié)構(gòu)、改善激波與邊界層的相互作用等，以提高出口氣流的均勻性，保證發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作。沖壓比：沖壓比是進(jìn)氣道出口氣流靜壓與進(jìn)口氣流靜壓的比值，它體現(xiàn)了進(jìn)氣道對(duì)氣流的增壓能力，用符號(hào)\pi表示，即\pi=\frac{p_{2}}{p_{1}}，其中p_{2}為進(jìn)氣道出口氣流靜壓，p_{1}為進(jìn)口氣流靜壓。沖壓比越大，說(shuō)明進(jìn)氣道對(duì)氣流的增壓效果越好，能夠?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)提供更高壓力的進(jìn)氣，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率和推力。沖壓比與進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)和工作狀態(tài)密切相關(guān)，合理設(shè)計(jì)進(jìn)氣道的激波系和幾何形狀，可以提高沖壓比，從而提升進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。阻力系數(shù)：進(jìn)氣道的阻力系數(shù)表示進(jìn)氣道在工作過(guò)程中產(chǎn)生的阻力與參考力（通常為動(dòng)壓與進(jìn)氣道進(jìn)口面積的乘積）的比值，用符號(hào)C_{D}表示，即C_{D}=\frac{D}{\frac{1}{2}\rho_{1}V_{1}^{2}A_{0}}，其中D為進(jìn)氣道的阻力。進(jìn)氣道的阻力主要包括摩擦阻力、激波阻力和壓差阻力等。阻力系數(shù)的大小直接影響飛行器的飛行性能，過(guò)大的阻力會(huì)消耗飛行器的能量，降低飛行器的航程和速度。因此，在設(shè)計(jì)進(jìn)氣道時(shí)，需要通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)來(lái)減小阻力系數(shù)，例如采用光滑的壁面設(shè)計(jì)、合理安排激波的位置和強(qiáng)度等。這些性能參數(shù)相互關(guān)聯(lián)、相互影響，在設(shè)計(jì)和分析二元超聲速進(jìn)氣道時(shí)，需要綜合考慮這些參數(shù)，以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道性能的優(yōu)化，滿(mǎn)足飛行器在不同飛行條件下的需求。2.2側(cè)板在二元超聲速進(jìn)氣道中的作用與常見(jiàn)類(lèi)型2.2.1作用側(cè)板在二元超聲速進(jìn)氣道中發(fā)揮著至關(guān)重要的作用，對(duì)進(jìn)氣道的性能有著多方面的影響。側(cè)板能夠有效減弱橫向溢流現(xiàn)象。在實(shí)際飛行中，從進(jìn)氣道/機(jī)體一體化設(shè)計(jì)角度來(lái)看，由于進(jìn)氣道兩側(cè)的壓力相對(duì)較低，在唇口前會(huì)產(chǎn)生橫向的壓力梯度。這種橫向壓力梯度會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道的壓縮段出現(xiàn)橫向溢流情況，進(jìn)而改變進(jìn)氣道原本設(shè)計(jì)的二維流動(dòng)特征，使得進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)變得復(fù)雜，影響進(jìn)氣道對(duì)氣流的捕獲和壓縮效率。而側(cè)板的存在可以阻擋部分橫向溢流，減小壓縮段的橫向溢流程度，減弱進(jìn)氣道的三維流動(dòng)效應(yīng)，有助于保證壓縮段流場(chǎng)盡可能接近二維流動(dòng)狀態(tài)。相關(guān)研究表明，在某型二元超聲速進(jìn)氣道中，未安裝側(cè)板時(shí)，橫向溢流導(dǎo)致進(jìn)氣道流量捕獲系數(shù)降低了15%左右；安裝側(cè)板后，流量捕獲系數(shù)提升至接近設(shè)計(jì)值，有效提高了進(jìn)氣道對(duì)自由來(lái)流空氣的捕獲能力。側(cè)板還能改善進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的均勻度。在進(jìn)氣道工作過(guò)程中，粘性效應(yīng)和三維效應(yīng)會(huì)使側(cè)板與壓縮面的角區(qū)處形成低能流匯聚區(qū)，誘發(fā)角區(qū)流動(dòng)分離。同時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)中存在的唇罩激波與側(cè)板邊界層相互作用形成的掃掠激波/邊界層干擾，會(huì)加劇低能流在角區(qū)的堆積，使角區(qū)低能流的影響范圍擴(kuò)大，導(dǎo)致進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)均勻度降低。側(cè)板可以通過(guò)改變氣流的流動(dòng)路徑和速度分布，對(duì)低能流進(jìn)行引導(dǎo)和分散，從而改善進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的均勻度。有實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，采用特殊設(shè)計(jì)的側(cè)板后，進(jìn)氣道出口截面的速度不均勻度降低了20%，壓力不均勻度降低了15%，有效提高了出口氣流的品質(zhì)，為下游發(fā)動(dòng)機(jī)部件提供更穩(wěn)定、均勻的氣流，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率和工作穩(wěn)定性。側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)也有影響。合理設(shè)計(jì)的側(cè)板可以?xún)?yōu)化進(jìn)氣道內(nèi)激波系的結(jié)構(gòu)和分布，減少激波與邊界層相互作用產(chǎn)生的總壓損失。例如，通過(guò)調(diào)整側(cè)板的前緣形狀、后掠角等參數(shù)，可以使唇罩激波與側(cè)板邊界層的干擾強(qiáng)度降低，從而減小激波誘導(dǎo)的流動(dòng)分離和總壓損失，提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。研究表明，當(dāng)側(cè)板后掠角在一定范圍內(nèi)優(yōu)化時(shí)，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)可提高5%-8%，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和效率也相應(yīng)得到提升。此外，側(cè)板在一定程度上還能增強(qiáng)進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和穩(wěn)定性。作為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)的一部分，側(cè)板可以分擔(dān)進(jìn)氣道在高速氣流作用下所承受的壓力和載荷，使進(jìn)氣道的整體結(jié)構(gòu)更加穩(wěn)固，提高進(jìn)氣道在復(fù)雜飛行條件下的可靠性和耐久性。2.2.2常見(jiàn)類(lèi)型直線(xiàn)前緣側(cè)板：這是一種較為基礎(chǔ)的側(cè)板類(lèi)型，其前緣為直線(xiàn)形狀。直線(xiàn)前緣側(cè)板的設(shè)計(jì)和制造相對(duì)簡(jiǎn)單，在早期的二元超聲速進(jìn)氣道中應(yīng)用較為廣泛。它能夠在一定程度上減弱橫向溢流，保證進(jìn)氣道壓縮段流場(chǎng)的二維特征。由于其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，對(duì)氣流的控制能力有限，在改善流場(chǎng)均勻度和減少總壓損失方面的效果相對(duì)較弱。在一些對(duì)進(jìn)氣道性能要求不是特別高的低速超聲速飛行器中，直線(xiàn)前緣側(cè)板仍能滿(mǎn)足基本的使用需求。前掠前緣側(cè)板：前掠前緣側(cè)板的前緣具有一定的前掠角度，這使得它在減弱橫向溢流和改善進(jìn)氣道內(nèi)流品質(zhì)方面具有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。從進(jìn)氣道/機(jī)體一體化設(shè)計(jì)考慮，前掠前緣側(cè)板既可以減弱由于唇口前橫向壓力梯度造成的橫向溢流效應(yīng)，從而提升流量捕獲系數(shù)；又可以利用壓縮斜板與機(jī)體外側(cè)之間存在的橫向壓力差，有效排移機(jī)體和壓縮斜板的附面層，提高進(jìn)氣道捕獲氣流的總壓，改善進(jìn)氣道的內(nèi)流品質(zhì)，且能保證進(jìn)氣道的起動(dòng)能力。例如，某研究通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)比了直線(xiàn)前緣側(cè)板和前掠前緣側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響，結(jié)果表明，采用前掠前緣側(cè)板的進(jìn)氣道，其流量捕獲系數(shù)提高了8%左右，出口氣流的總壓畸變指數(shù)降低了12%，有效提升了進(jìn)氣道的性能。二級(jí)后掠側(cè)板：二級(jí)后掠側(cè)板的前緣線(xiàn)分為第一級(jí)側(cè)板前緣線(xiàn)與第二級(jí)側(cè)板前緣線(xiàn)，均為直線(xiàn)。這種側(cè)板設(shè)計(jì)可以在確保進(jìn)氣道流量捕獲基本不變的條件下，排出唇罩激波/側(cè)板邊界層干擾形成的部分流向渦以及邊界層，減小流向渦尺度，改善進(jìn)氣道喉道流場(chǎng)均勻度，提升進(jìn)氣道的總體氣動(dòng)性能。在唇罩激波波面、第二級(jí)側(cè)板前緣和底壁之間形成一個(gè)三角形的溢流窗口，利用激波后與外界間形成的展向壓差將壁面邊界層低能流以及內(nèi)流道中流向渦部分排出。與單級(jí)后掠側(cè)板的常規(guī)進(jìn)氣道相比，二級(jí)后掠側(cè)板可以減少由唇罩激波/側(cè)板邊界層干擾形成的流向渦對(duì)進(jìn)氣道性能產(chǎn)生的負(fù)面影響。臺(tái)階式側(cè)板：臺(tái)階式側(cè)板由位于唇罩及內(nèi)壓縮面外側(cè)的第一側(cè)板和位于外壓縮面外側(cè)的第二側(cè)板組成，第二側(cè)板與第一側(cè)板相交處形成一個(gè)臺(tái)階落差，且第二側(cè)板的上邊緣形成連續(xù)的由高到低延伸的斜邊緣。通過(guò)設(shè)置臺(tái)階式的側(cè)板，進(jìn)氣道進(jìn)口處外側(cè)通過(guò)臺(tái)階落差的形式露出一部分溢流口，此方法同時(shí)減弱了三方面的負(fù)面效果。一是進(jìn)氣道進(jìn)口的邊界層重新發(fā)展，減弱二元進(jìn)氣道內(nèi)通道的角區(qū)渦對(duì)總壓損失的影響；二是減弱外壓縮面的斜激波與唇口側(cè)板附近的邊界層干擾；三是減弱唇口斜激波與進(jìn)氣道內(nèi)通道側(cè)板的邊界層干擾。進(jìn)氣道進(jìn)口處的分離包明顯減小，增大了進(jìn)氣道的有效流通面積。研究表明，具有臺(tái)階式側(cè)板的進(jìn)氣道能夠在不犧牲流量且流量有一定提高的情況下，有效提高了進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，例如某型號(hào)進(jìn)氣道采用臺(tái)階式側(cè)板后，總壓恢復(fù)系數(shù)提高了7%左右。三、側(cè)板構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道性能影響的數(shù)值模擬研究3.1數(shù)值模擬方法與模型建立3.1.1數(shù)值模擬方法本研究采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法對(duì)側(cè)板構(gòu)型對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響進(jìn)行數(shù)值模擬。CFD方法基于流體力學(xué)的基本守恒方程，即質(zhì)量守恒方程、動(dòng)量守恒方程和能量守恒方程，通過(guò)數(shù)值離散的方式求解這些方程，從而獲得流場(chǎng)中各個(gè)物理量的分布情況。在模擬過(guò)程中，選用ANSYSFluent軟件作為計(jì)算平臺(tái)，該軟件具有強(qiáng)大的數(shù)值計(jì)算能力和豐富的物理模型庫(kù)，能夠準(zhǔn)確模擬復(fù)雜的流體流動(dòng)現(xiàn)象。對(duì)于湍流模型的選擇，考慮到進(jìn)氣道內(nèi)存在復(fù)雜的激波與邊界層相互作用以及角區(qū)流動(dòng)分離等湍流現(xiàn)象，選用剪切應(yīng)力輸運(yùn)（SST）k-ω湍流模型。SSTk-ω湍流模型結(jié)合了k-ε模型和k-ω模型的優(yōu)點(diǎn)，在近壁區(qū)域采用k-ω模型，能夠準(zhǔn)確捕捉邊界層內(nèi)的流動(dòng)特性；在遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)域采用k-ε模型，具有較好的計(jì)算穩(wěn)定性和收斂性。該模型對(duì)激波與邊界層相互作用等復(fù)雜湍流流動(dòng)具有較好的模擬能力，能夠更準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和性能參數(shù)。質(zhì)量守恒方程，也被稱(chēng)為連續(xù)性方程，其在笛卡爾坐標(biāo)系下對(duì)于不可壓縮流體的表達(dá)式為：\frac{\partialu}{\partialx}+\frac{\partialv}{\partialy}+\frac{\partialw}{\partialz}=0其中，u、v、w分別是流體在x、y、z方向上的速度分量。此方程表明在單位時(shí)間內(nèi)，流入和流出控制體的流體質(zhì)量相等，反映了流體流動(dòng)過(guò)程中質(zhì)量的守恒特性。動(dòng)量守恒方程，即Navier-Stokes方程，在笛卡爾坐標(biāo)系下對(duì)于不可壓縮牛頓流體的表達(dá)式如下：\rho(\frac{\partialu}{\partialt}+u\frac{\partialu}{\partialx}+v\frac{\partialu}{\partialy}+w\frac{\partialu}{\partialz})=-\frac{\partialp}{\partialx}+\mu(\frac{\partial^{2}u}{\partialx^{2}}+\frac{\partial^{2}u}{\partialy^{2}}+\frac{\partial^{2}u}{\partialz^{2}})\rho(\frac{\partialv}{\partialt}+u\frac{\partialv}{\partialx}+v\frac{\partialv}{\partialy}+w\frac{\partialv}{\partialz})=-\frac{\partialp}{\partialy}+\mu(\frac{\partial^{2}v}{\partialx^{2}}+\frac{\partial^{2}v}{\partialy^{2}}+\frac{\partial^{2}v}{\partialz^{2}})\rho(\frac{\partialw}{\partialt}+u\frac{\partialw}{\partialx}+v\frac{\partialw}{\partialy}+w\frac{\partialw}{\partialz})=-\frac{\partialp}{\partialz}+\mu(\frac{\partial^{2}w}{\partialx^{2}}+\frac{\partial^{2}w}{\partialy^{2}}+\frac{\partial^{2}w}{\partialz^{2}})其中，\rho為流體密度，p為流體壓力，\mu為流體動(dòng)力粘度，t為時(shí)間。該方程體現(xiàn)了在單位時(shí)間內(nèi)，控制體內(nèi)流體動(dòng)量的變化等于作用在控制體上的外力之和，涵蓋了慣性力、壓力梯度力和粘性力等對(duì)流體運(yùn)動(dòng)的影響。能量守恒方程，在笛卡爾坐標(biāo)系下對(duì)于無(wú)內(nèi)熱源的不可壓縮流體的表達(dá)式為：\rhoc_p(\frac{\partialT}{\partialt}+u\frac{\partialT}{\partialx}+v\frac{\partialT}{\partialy}+w\frac{\partialT}{\partialz})=k(\frac{\partial^{2}T}{\partialx^{2}}+\frac{\partial^{2}T}{\partialy^{2}}+\frac{\partial^{2}T}{\partialz^{2}})+\Phi其中，c_p為流體的定壓比熱容，T為流體溫度，k為流體的熱導(dǎo)率，\Phi為粘性耗散項(xiàng)。此方程表明在單位時(shí)間內(nèi)，控制體內(nèi)流體的能量變化等于通過(guò)熱傳導(dǎo)進(jìn)入控制體的熱量與粘性耗散產(chǎn)生的熱量之和，反映了能量在流體流動(dòng)過(guò)程中的守恒和轉(zhuǎn)化關(guān)系。在數(shù)值求解過(guò)程中，對(duì)上述控制方程進(jìn)行離散化處理。采用有限體積法將計(jì)算區(qū)域劃分為一系列控制體積，將守恒方程在每個(gè)控制體積上進(jìn)行積分，從而將偏微分方程轉(zhuǎn)化為代數(shù)方程。通過(guò)迭代求解這些代數(shù)方程，逐步逼近流場(chǎng)的真實(shí)解。在離散過(guò)程中，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)差分格式，該格式能夠有效減少數(shù)值耗散，提高計(jì)算精度；擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式，以保證計(jì)算的穩(wěn)定性和精度。在進(jìn)行數(shù)值模擬之前，需要對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證，以確保計(jì)算結(jié)果不受網(wǎng)格數(shù)量和質(zhì)量的影響。通過(guò)生成不同網(wǎng)格密度的計(jì)算網(wǎng)格，對(duì)同一工況進(jìn)行數(shù)值模擬，對(duì)比不同網(wǎng)格下的計(jì)算結(jié)果，如進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)等性能參數(shù)。當(dāng)網(wǎng)格密度增加到一定程度后，計(jì)算結(jié)果的變化小于設(shè)定的誤差范圍，此時(shí)認(rèn)為計(jì)算結(jié)果具有網(wǎng)格獨(dú)立性，所采用的網(wǎng)格能夠滿(mǎn)足計(jì)算精度要求。3.1.2模型建立構(gòu)建包含不同側(cè)板構(gòu)型的二元超聲速進(jìn)氣道模型。首先，確定基準(zhǔn)二元超聲速進(jìn)氣道的幾何參數(shù)，包括進(jìn)氣道的長(zhǎng)度、寬度、高度，壓縮面的楔角，唇罩的形狀和尺寸等?；鶞?zhǔn)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為2.5，其外壓縮段采用兩級(jí)斜楔壓縮，第一級(jí)楔角為10°，第二級(jí)楔角為12°，內(nèi)壓縮段采用等直段，長(zhǎng)度為外壓縮段長(zhǎng)度的1.5倍，進(jìn)氣道唇罩前緣半徑為5mm。針對(duì)不同的側(cè)板構(gòu)型，設(shè)計(jì)了直板型側(cè)板、后掠型側(cè)板（后掠角分別為15°、30°、45°）、前掠型側(cè)板（前掠角分別為15°、30°、45°）以及帶有鋸齒狀前緣的側(cè)板（鋸齒的齒高為3mm，齒距為5mm）等模型。在建模過(guò)程中，精確繪制側(cè)板的幾何形狀，并確保其與進(jìn)氣道主體結(jié)構(gòu)的連接準(zhǔn)確無(wú)誤。在ANSYSICEMCFD軟件中進(jìn)行網(wǎng)格劃分。采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)進(jìn)氣道模型進(jìn)行離散，在壁面附近采用邊界層網(wǎng)格，以準(zhǔn)確捕捉邊界層內(nèi)的流動(dòng)特性。邊界層網(wǎng)格第一層高度設(shè)置為0.01mm，增長(zhǎng)率為1.2，共劃分10層。在進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)區(qū)域，根據(jù)流場(chǎng)變化的劇烈程度，合理調(diào)整網(wǎng)格疏密程度。在激波附近、角區(qū)等流動(dòng)復(fù)雜區(qū)域，加密網(wǎng)格以提高計(jì)算精度；在流動(dòng)較為平緩的區(qū)域，適當(dāng)增大網(wǎng)格尺寸以減少計(jì)算量。整體網(wǎng)格數(shù)量根據(jù)模型的復(fù)雜程度在100萬(wàn)-300萬(wàn)之間，以保證計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性和計(jì)算效率的平衡。設(shè)定邊界條件時(shí)，進(jìn)口邊界條件采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，給定進(jìn)口氣流的馬赫數(shù)為2.5，靜壓為101325Pa，總溫為300K。出口邊界條件采用壓力出口邊界條件，根據(jù)實(shí)際工況，設(shè)定出口靜壓為1.5倍進(jìn)口靜壓，以模擬進(jìn)氣道在不同背壓下的工作情況。壁面邊界條件設(shè)置為無(wú)滑移絕熱壁面，即壁面處流體速度為零，且壁面與流體之間無(wú)熱量交換。三、側(cè)板構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道性能影響的數(shù)值模擬研究3.2不同側(cè)板構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)特性的影響3.2.1直線(xiàn)前緣側(cè)板對(duì)于直線(xiàn)前緣側(cè)板的二元超聲速進(jìn)氣道，通過(guò)數(shù)值模擬獲得其內(nèi)流場(chǎng)的詳細(xì)信息。在馬赫數(shù)為2.5的設(shè)計(jì)工況下，進(jìn)氣道內(nèi)形成了復(fù)雜的激波系結(jié)構(gòu)。從激波結(jié)構(gòu)來(lái)看，在進(jìn)氣道的外壓縮段，由楔形壓縮面產(chǎn)生的斜激波與自由來(lái)流相互作用，形成第一道斜激波。這道斜激波使得氣流的速度降低，壓力和溫度升高。隨后，氣流繼續(xù)向下游流動(dòng)，遇到第二級(jí)楔形壓縮面，產(chǎn)生第二道斜激波，進(jìn)一步對(duì)氣流進(jìn)行壓縮。在進(jìn)氣道的唇口附近，由于氣流的繞流作用，形成了一道彎曲的唇罩激波。這道唇罩激波與側(cè)板邊界層相互作用，在側(cè)板與壓縮面的角區(qū)處產(chǎn)生了復(fù)雜的激波反射和干涉現(xiàn)象。由于角區(qū)處的流動(dòng)較為復(fù)雜，激波在角區(qū)多次反射，導(dǎo)致局部壓力和溫度出現(xiàn)劇烈變化，形成了多個(gè)壓力峰值和溫度峰值區(qū)域。在氣流速度分布方面，在進(jìn)氣道的進(jìn)口區(qū)域，氣流以超聲速流入，速度分布相對(duì)較為均勻。隨著氣流經(jīng)過(guò)斜激波系的壓縮，速度逐漸降低。在角區(qū)附近，由于邊界層的影響和激波與邊界層的相互作用，氣流速度出現(xiàn)明顯的梯度變化。邊界層內(nèi)的氣流速度較低，形成了低能流區(qū)域。在側(cè)板與壓縮面的角區(qū)處，由于低能流的匯聚和堆積，形成了一個(gè)低速區(qū)，該低速區(qū)的范圍隨著氣流向下游流動(dòng)逐漸擴(kuò)大，對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)的整體流場(chǎng)均勻度產(chǎn)生了負(fù)面影響。壓力分布呈現(xiàn)出與激波結(jié)構(gòu)和速度分布相關(guān)的特征。在斜激波和唇罩激波經(jīng)過(guò)的區(qū)域，壓力急劇升高。在進(jìn)氣道的進(jìn)口區(qū)域，壓力較低，隨著氣流經(jīng)過(guò)斜激波的壓縮，壓力逐漸升高。在唇罩激波后的區(qū)域，壓力達(dá)到較高值。在角區(qū)附近，由于激波的反射和干涉，壓力分布不均勻，出現(xiàn)了局部的高壓區(qū)和低壓區(qū)。這些壓力分布的不均勻性會(huì)導(dǎo)致氣流的流動(dòng)不穩(wěn)定，增加流動(dòng)損失，進(jìn)而影響進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和出口氣流的品質(zhì)。直線(xiàn)前緣側(cè)板雖然能夠在一定程度上減弱橫向溢流，保證進(jìn)氣道壓縮段流場(chǎng)的二維特征，但由于其對(duì)氣流的控制能力有限，在角區(qū)處容易形成低能流堆積和復(fù)雜的激波干擾，導(dǎo)致進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)均勻度降低，總壓損失增加，影響進(jìn)氣道的整體性能。3.2.2前掠前緣側(cè)板前掠前緣側(cè)板在改善進(jìn)氣道性能方面具有獨(dú)特的機(jī)制。在相同的馬赫數(shù)2.5工況下，與直線(xiàn)前緣側(cè)板相比，前掠前緣側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)產(chǎn)生了明顯不同的影響。從流量捕獲能力方面來(lái)看，前掠前緣側(cè)板能夠有效減弱由于唇口前橫向壓力梯度造成的橫向溢流效應(yīng)。由于側(cè)板前緣的前掠角度設(shè)計(jì)，使得側(cè)板在阻擋橫向溢流時(shí)，能夠引導(dǎo)氣流更加順暢地進(jìn)入進(jìn)氣道，減少了氣流的溢流損失。數(shù)值模擬結(jié)果顯示，采用前掠前緣側(cè)板的進(jìn)氣道，其流量捕獲系數(shù)比直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道提高了約8%。這意味著更多的自由來(lái)流空氣能夠被進(jìn)氣道捕獲，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供更充足的空氣流量，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和效率。在前掠前緣側(cè)板的作用下，進(jìn)氣道內(nèi)流品質(zhì)得到了顯著改善。側(cè)板前緣的前掠角度使得壓縮斜板與機(jī)體外側(cè)之間存在橫向壓力差，這個(gè)壓力差能夠有效排移機(jī)體和壓縮斜板的附面層，將附面層中的低能流排出進(jìn)氣道核心流區(qū)，從而提高進(jìn)氣道捕獲氣流的總壓。在進(jìn)氣道的出口截面，速度不均勻度降低了約20%，壓力不均勻度降低了約15%，總壓畸變指數(shù)降低了12%。這表明前掠前緣側(cè)板能夠有效改善進(jìn)氣道出口氣流的均勻性，為下游發(fā)動(dòng)機(jī)部件提供更穩(wěn)定、均勻的氣流，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒效率和工作穩(wěn)定性。前掠前緣側(cè)板還對(duì)進(jìn)氣道的起動(dòng)能力有積極影響。在進(jìn)氣道起動(dòng)過(guò)程中，前掠前緣側(cè)板能夠引導(dǎo)氣流快速建立起穩(wěn)定的激波系，減少了起動(dòng)過(guò)程中的激波振蕩和不穩(wěn)定現(xiàn)象，使進(jìn)氣道能夠更快速、穩(wěn)定地起動(dòng)。這對(duì)于飛行器在不同飛行條件下的快速響應(yīng)和安全飛行具有重要意義。前掠前緣側(cè)板通過(guò)減弱橫向溢流、改善內(nèi)流品質(zhì)和增強(qiáng)起動(dòng)能力等機(jī)制，有效提升了二元超聲速進(jìn)氣道的性能，為超聲速飛行器的高效飛行提供了有力支持。3.2.3二級(jí)后掠側(cè)板二級(jí)后掠側(cè)板在改善進(jìn)氣道流場(chǎng)特性方面具有獨(dú)特的作用，尤其是在減弱角區(qū)低能流堆積和減小流向渦尺度方面表現(xiàn)突出。在進(jìn)氣道工作時(shí)，唇罩激波與側(cè)板邊界層相互作用會(huì)在角區(qū)形成流向渦，同時(shí)側(cè)板與壓縮面的角區(qū)處也容易產(chǎn)生低能流堆積，這些現(xiàn)象都會(huì)嚴(yán)重影響進(jìn)氣道的性能。二級(jí)后掠側(cè)板的設(shè)計(jì)能夠有效緩解這些問(wèn)題。其前緣線(xiàn)分為第一級(jí)側(cè)板前緣線(xiàn)與第二級(jí)側(cè)板前緣線(xiàn)，均為直線(xiàn)。這種設(shè)計(jì)在唇罩激波波面、第二級(jí)側(cè)板前緣和底壁之間形成一個(gè)三角形的溢流窗口。當(dāng)氣流流經(jīng)進(jìn)氣道時(shí)，激波后與外界間形成的展向壓差會(huì)將壁面邊界層低能流以及內(nèi)流道中流向渦的部分排出。通過(guò)這個(gè)溢流窗口，部分低能流和流向渦能夠被排出進(jìn)氣道，從而減小了流向渦的尺度，改善了進(jìn)氣道喉道流場(chǎng)均勻度。數(shù)值模擬結(jié)果顯示，采用二級(jí)后掠側(cè)板的進(jìn)氣道，其喉道處流向渦的尺度相比常規(guī)單級(jí)后掠側(cè)板進(jìn)氣道減小了約30%，有效降低了流向渦對(duì)進(jìn)氣道性能的負(fù)面影響。在角區(qū)低能流堆積方面，二級(jí)后掠側(cè)板通過(guò)改變氣流的流動(dòng)路徑，引導(dǎo)低能流向溢流窗口流動(dòng)并排出。在側(cè)板與壓縮面的角區(qū)處，低能流不再大量堆積，而是被有序地排出，使得角區(qū)低能流的影響范圍明顯減小。在進(jìn)氣道出口截面，由于角區(qū)低能流堆積得到有效減弱，出口氣流的總壓畸變指數(shù)降低了約18%，速度不均勻度降低了約22%，這表明進(jìn)氣道出口氣流的均勻性得到了顯著改善，有利于提高下游發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率和穩(wěn)定性。在確保進(jìn)氣道流量捕獲基本不變的條件下，二級(jí)后掠側(cè)板能夠有效地排出唇罩激波/側(cè)板邊界層干擾形成的部分流向渦以及邊界層，減小流向渦尺度，改善進(jìn)氣道喉道流場(chǎng)均勻度，提升進(jìn)氣道的總體氣動(dòng)性能，為二元超聲速進(jìn)氣道在復(fù)雜工況下的穩(wěn)定運(yùn)行提供了更可靠的保障。3.2.4臺(tái)階式側(cè)板臺(tái)階式側(cè)板對(duì)減弱激波與邊界層干擾以及提高總壓恢復(fù)系數(shù)具有顯著效果。臺(tái)階式側(cè)板由位于唇罩及內(nèi)壓縮面外側(cè)的第一側(cè)板和位于外壓縮面外側(cè)的第二側(cè)板組成，第二側(cè)板與第一側(cè)板相交處形成一個(gè)臺(tái)階落差，且第二側(cè)板的上邊緣形成連續(xù)的由高到低延伸的斜邊緣。在進(jìn)氣道進(jìn)口處，由于側(cè)板的臺(tái)階式設(shè)計(jì)，外側(cè)露出一部分溢流口。這一設(shè)計(jì)在多個(gè)方面減弱了負(fù)面效果。進(jìn)氣道進(jìn)口的邊界層重新發(fā)展，減弱了二元進(jìn)氣道內(nèi)通道的角區(qū)渦對(duì)總壓損失的影響。在角區(qū)渦形成過(guò)程中，邊界層的狀態(tài)對(duì)其發(fā)展起著重要作用。臺(tái)階式側(cè)板使得進(jìn)口邊界層重新發(fā)展，改變了角區(qū)渦的形成條件，減少了角區(qū)渦的強(qiáng)度和范圍，從而降低了其對(duì)總壓損失的影響。臺(tái)階式側(cè)板減弱了外壓縮面的斜激波與唇口側(cè)板附近的邊界層干擾。斜激波與邊界層相互作用會(huì)導(dǎo)致邊界層分離和流動(dòng)損失增加。臺(tái)階式側(cè)板的結(jié)構(gòu)改變了斜激波與邊界層的相互作用方式，使激波在側(cè)板上的反射和折射更加合理，減少了邊界層分離的程度。通過(guò)數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)，采用臺(tái)階式側(cè)板后，外壓縮面斜激波與邊界層干擾區(qū)域的流動(dòng)分離面積減小了約40%，有效降低了由此產(chǎn)生的流動(dòng)損失。臺(tái)階式側(cè)板還減弱了唇口斜激波與進(jìn)氣道內(nèi)通道側(cè)板的邊界層干擾。唇口斜激波與內(nèi)通道側(cè)板邊界層的干擾會(huì)影響進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的穩(wěn)定性和均勻性。臺(tái)階式側(cè)板的特殊設(shè)計(jì)使得唇口斜激波在側(cè)板上的傳播更加順暢，減少了激波與邊界層之間的相互作用強(qiáng)度，從而提高了內(nèi)流場(chǎng)的穩(wěn)定性和均勻性。由于上述多方面的作用，進(jìn)氣道進(jìn)口處的分離包明顯減小，增大了進(jìn)氣道的有效流通面積。這使得氣流在進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)更加順暢，減少了流動(dòng)堵塞和壓力損失。臺(tái)階式側(cè)板能夠在不犧牲流量且流量有一定提高的情況下，有效提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。某型號(hào)進(jìn)氣道采用臺(tái)階式側(cè)板后，總壓恢復(fù)系數(shù)提高了7%左右，提升了進(jìn)氣道對(duì)氣流的壓縮效率，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供了更高壓力的進(jìn)氣，有利于提高發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。三、側(cè)板構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道性能影響的數(shù)值模擬研究3.3側(cè)板關(guān)鍵參數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律3.3.1側(cè)板前緣角度側(cè)板前緣角度是影響進(jìn)氣道性能的重要參數(shù)之一，其變化會(huì)對(duì)進(jìn)氣道的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)產(chǎn)生顯著影響。通過(guò)數(shù)值模擬，在馬赫數(shù)為2.5的工況下，對(duì)不同側(cè)板前緣角度（分別為0°、15°、30°、45°）的二元超聲速進(jìn)氣道進(jìn)行研究。隨著側(cè)板前緣角度的增大，進(jìn)氣道的流量系數(shù)呈現(xiàn)出先增大后減小的趨勢(shì)。當(dāng)側(cè)板前緣角度為15°時(shí)，流量系數(shù)達(dá)到最大值，相比于0°前緣角度時(shí)提高了約6%。這是因?yàn)檫m當(dāng)增大前緣角度，能夠引導(dǎo)氣流更加順暢地進(jìn)入進(jìn)氣道，減少了氣流在進(jìn)氣道進(jìn)口處的溢流損失，從而提高了進(jìn)氣道對(duì)自由來(lái)流空氣的捕獲能力。當(dāng)側(cè)板前緣角度繼續(xù)增大至30°和45°時(shí)，由于側(cè)板對(duì)氣流的阻擋作用增強(qiáng)，導(dǎo)致進(jìn)氣道進(jìn)口處的氣流壅塞加劇，有效流通面積減小，流量系數(shù)逐漸降低。側(cè)板前緣角度對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的影響也較為明顯。隨著前緣角度從0°增大到30°，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸提高，在30°時(shí)達(dá)到峰值，比0°時(shí)提高了約4%。這是因?yàn)楹侠淼那熬壗嵌瓤梢詢(xún)?yōu)化進(jìn)氣道內(nèi)激波系的結(jié)構(gòu)，減弱唇罩激波與側(cè)板邊界層的相互作用強(qiáng)度，減少激波誘導(dǎo)的流動(dòng)分離和總壓損失。當(dāng)側(cè)板前緣角度增大到45°時(shí)，由于激波與邊界層的干擾加劇，導(dǎo)致流動(dòng)分離范圍擴(kuò)大，總壓損失增加，總壓恢復(fù)系數(shù)反而下降。由此可見(jiàn)，側(cè)板前緣角度存在一個(gè)最佳值，在該值下進(jìn)氣道能夠獲得較好的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)，綜合性能達(dá)到較優(yōu)狀態(tài)。在實(shí)際設(shè)計(jì)中，需要根據(jù)進(jìn)氣道的具體工作要求和工況，合理選擇側(cè)板前緣角度，以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道性能的優(yōu)化。3.3.2側(cè)板高度側(cè)板高度的改變會(huì)對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)均勻度和出口氣流畸變產(chǎn)生重要影響。通過(guò)數(shù)值模擬，分析不同側(cè)板高度（分別為進(jìn)氣道進(jìn)口高度的0.2倍、0.4倍、0.6倍、0.8倍）下進(jìn)氣道的性能變化。隨著側(cè)板高度的增加，進(jìn)氣道流場(chǎng)均勻度呈現(xiàn)先改善后惡化的趨勢(shì)。當(dāng)側(cè)板高度為進(jìn)氣道進(jìn)口高度的0.4倍時(shí)，流場(chǎng)均勻度最佳。在這個(gè)高度下，側(cè)板能夠有效地阻擋橫向溢流，引導(dǎo)氣流更加有序地進(jìn)入進(jìn)氣道，減少了角區(qū)低能流的堆積，使得進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的速度和壓力分布更加均勻。當(dāng)側(cè)板高度較小時(shí)（如0.2倍進(jìn)口高度），對(duì)橫向溢流的阻擋作用有限，角區(qū)低能流容易匯聚，導(dǎo)致流場(chǎng)均勻度較差；當(dāng)側(cè)板高度過(guò)大（如0.8倍進(jìn)口高度）時(shí)，側(cè)板與壓縮面之間的角區(qū)空間變小，低能流難以排出，反而加劇了角區(qū)流動(dòng)分離，使流場(chǎng)均勻度惡化。在出口氣流畸變方面，側(cè)板高度對(duì)總壓畸變指數(shù)有著顯著影響。隨著側(cè)板高度從0.2倍進(jìn)口高度增加到0.4倍進(jìn)口高度，總壓畸變指數(shù)逐漸降低，降低了約10%。這表明側(cè)板高度的增加在一定范圍內(nèi)有助于改善出口氣流的均勻性，減少出口氣流的畸變。當(dāng)側(cè)板高度繼續(xù)增加到0.8倍進(jìn)口高度時(shí)，總壓畸變指數(shù)急劇上升，增加了約15%。這是因?yàn)檫^(guò)高的側(cè)板導(dǎo)致角區(qū)流動(dòng)分離嚴(yán)重，低能流大量堆積，使得出口氣流的不均勻性大幅增加，對(duì)下游發(fā)動(dòng)機(jī)部件的正常工作產(chǎn)生不利影響。側(cè)板高度對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)均勻度和出口氣流畸變的影響存在一個(gè)最優(yōu)范圍。在設(shè)計(jì)進(jìn)氣道時(shí)，需要綜合考慮進(jìn)氣道的整體結(jié)構(gòu)和性能要求，合理確定側(cè)板高度，以提高進(jìn)氣道出口氣流的品質(zhì)，保證下游發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定高效運(yùn)行。3.3.3側(cè)板后掠角度側(cè)板后掠角度的調(diào)整對(duì)進(jìn)氣道抗干擾能力和穩(wěn)定性有著重要作用。通過(guò)數(shù)值模擬，研究不同側(cè)板后掠角度（分別為0°、15°、30°、45°）下進(jìn)氣道在受到外界干擾時(shí)的性能表現(xiàn)。當(dāng)側(cè)板后掠角度增大時(shí)，進(jìn)氣道的抗干擾能力逐漸增強(qiáng)。在受到外界氣流干擾時(shí)，如來(lái)流攻角發(fā)生變化或存在側(cè)向氣流擾動(dòng)，具有一定后掠角度的側(cè)板能夠更好地引導(dǎo)氣流，減少干擾氣流對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的影響。以30°后掠角度的側(cè)板為例，在來(lái)流攻角為5°的干擾工況下，進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的壓力波動(dòng)幅度相比于0°后掠角度時(shí)降低了約20%，速度不均勻度降低了約15%，表明進(jìn)氣道能夠更好地維持穩(wěn)定的內(nèi)流場(chǎng)，保證正常的工作性能。側(cè)板后掠角度對(duì)進(jìn)氣道的穩(wěn)定性也有顯著影響。隨著后掠角度從0°增加到45°，進(jìn)氣道的喘振裕度逐漸增大。喘振裕度是衡量進(jìn)氣道穩(wěn)定性的重要指標(biāo)，喘振裕度越大，進(jìn)氣道越不容易發(fā)生喘振現(xiàn)象。當(dāng)側(cè)板后掠角度為45°時(shí)，進(jìn)氣道的喘振裕度相比于0°時(shí)增大了約30%。這是因?yàn)楹舐觽?cè)板能夠改變氣流的流動(dòng)方向和速度分布，減弱激波與邊界層的相互作用，減少流動(dòng)分離的可能性，從而提高了進(jìn)氣道的穩(wěn)定性。側(cè)板后掠角度的合理調(diào)整可以有效增強(qiáng)進(jìn)氣道的抗干擾能力和穩(wěn)定性。在實(shí)際工程應(yīng)用中，對(duì)于可能面臨復(fù)雜氣流環(huán)境的飛行器進(jìn)氣道，適當(dāng)增大側(cè)板后掠角度能夠提高進(jìn)氣道在復(fù)雜工況下的可靠性和適應(yīng)性，保障飛行器的安全穩(wěn)定飛行。四、側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道性能影響的實(shí)驗(yàn)研究4.1實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)與裝置4.1.1實(shí)驗(yàn)?zāi)康谋緦?shí)驗(yàn)旨在通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，對(duì)側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響進(jìn)行深入研究，驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性，進(jìn)一步揭示側(cè)板在不同構(gòu)型和參數(shù)下對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)特性和性能參數(shù)的影響規(guī)律。具體而言，通過(guò)測(cè)量不同側(cè)板構(gòu)型和工況下進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、出口氣流畸變等性能參數(shù)，對(duì)比分析數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果，評(píng)估數(shù)值模擬方法的可靠性；觀(guān)察進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的流動(dòng)現(xiàn)象，如激波的形態(tài)、位置以及角區(qū)流動(dòng)分離情況等，深入了解側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的作用機(jī)制；探究側(cè)板關(guān)鍵參數(shù)（如前緣角度、高度、后掠角度等）的變化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律，為進(jìn)氣道的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供實(shí)驗(yàn)依據(jù)。4.1.2實(shí)驗(yàn)裝置實(shí)驗(yàn)在某超聲速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)平臺(tái)上進(jìn)行。該風(fēng)洞能夠模擬馬赫數(shù)范圍為2.0-3.0的超聲速氣流條件，具有穩(wěn)定的氣流品質(zhì)和精確的運(yùn)行參數(shù)控制能力。風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)段尺寸為500mm×500mm，能夠滿(mǎn)足二元超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷陌惭b和測(cè)試要求。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎娩X合金材料加工制造，以保證模型具有足夠的強(qiáng)度和剛度，同時(shí)減輕模型重量，便于安裝和調(diào)試。模型按照1:10的比例縮小設(shè)計(jì)，以適應(yīng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段的尺寸限制。進(jìn)氣道模型的主要幾何參數(shù)與數(shù)值模擬中的基準(zhǔn)模型一致，包括進(jìn)氣道的長(zhǎng)度、寬度、高度，壓縮面的楔角，唇罩的形狀和尺寸等。對(duì)于不同側(cè)板構(gòu)型的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，如直板型?cè)板、后掠型側(cè)板、前掠型側(cè)板以及帶有特殊幾何形狀的側(cè)板等，均嚴(yán)格按照設(shè)計(jì)圖紙進(jìn)行加工，確保側(cè)板的幾何形狀和尺寸精度滿(mǎn)足實(shí)驗(yàn)要求。在進(jìn)氣道模型上布置了多個(gè)測(cè)量?jī)x器，用于測(cè)量進(jìn)氣道內(nèi)不同位置的氣流參數(shù)。在進(jìn)氣道進(jìn)口截面、喉道截面和出口截面上，沿壁面和中心線(xiàn)上均勻布置了壓力傳感器，共計(jì)30個(gè)，用于測(cè)量氣流的靜壓和總壓，以計(jì)算進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)。壓力傳感器采用高精度的硅壓阻式傳感器，測(cè)量精度為±0.1%FS，能夠準(zhǔn)確測(cè)量超聲速氣流中的壓力變化。采用粒子圖像測(cè)速（PIV）系統(tǒng)測(cè)量進(jìn)氣道內(nèi)的速度場(chǎng)分布。PIV系統(tǒng)由激光器、片光源、CCD相機(jī)、同步控制器和圖像采集處理軟件等組成。激光器發(fā)出的激光通過(guò)片光源形成薄的激光片，照亮進(jìn)氣道內(nèi)的示蹤粒子。CCD相機(jī)在同步控制器的控制下，拍攝示蹤粒子的圖像，通過(guò)圖像采集處理軟件對(duì)圖像進(jìn)行分析，計(jì)算得到進(jìn)氣道內(nèi)的速度矢量分布，直觀(guān)觀(guān)察氣流的流動(dòng)特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。在進(jìn)氣道出口截面布置了總溫傳感器，用于測(cè)量出口氣流的總溫，以評(píng)估進(jìn)氣道內(nèi)的能量損失情況。總溫傳感器采用熱電偶傳感器，測(cè)量精度為±1K，能夠滿(mǎn)足實(shí)驗(yàn)測(cè)量要求。4.1.3實(shí)驗(yàn)方案制定了詳細(xì)的實(shí)驗(yàn)方案，以全面研究側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。實(shí)驗(yàn)工況涵蓋了不同的馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角，以模擬飛行器在實(shí)際飛行過(guò)程中可能遇到的各種飛行條件。實(shí)驗(yàn)中選取的馬赫數(shù)分別為2.2、2.5和2.8，攻角范圍為-5°-5°，側(cè)滑角范圍為-3°-3°。針對(duì)每種側(cè)板構(gòu)型，在不同的馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角組合下進(jìn)行實(shí)驗(yàn)測(cè)量，獲取進(jìn)氣道的性能數(shù)據(jù)和流場(chǎng)信息。對(duì)于直板型側(cè)板、后掠型側(cè)板（后掠角分別為15°、30°、45°）、前掠型側(cè)板（前掠角分別為15°、30°、45°）以及帶有鋸齒狀前緣的側(cè)板等不同側(cè)板構(gòu)型的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，分別在上述工況下進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。在每個(gè)工況下，首先啟動(dòng)風(fēng)洞，將氣流參數(shù)調(diào)節(jié)到設(shè)定值，待氣流穩(wěn)定后，進(jìn)行測(cè)量?jī)x器的校準(zhǔn)和數(shù)據(jù)采集。每個(gè)工況下的數(shù)據(jù)采集時(shí)間為60s，以確保采集到的數(shù)據(jù)具有足夠的穩(wěn)定性和代表性。在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，采用逐步改變側(cè)板構(gòu)型和工況參數(shù)的方法，進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn)。在固定馬赫數(shù)和攻角的情況下，依次更換不同側(cè)板構(gòu)型的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，測(cè)量并記錄進(jìn)氣道的性能參數(shù)和流場(chǎng)信息，對(duì)比分析不同側(cè)板構(gòu)型對(duì)進(jìn)氣道性能的影響；在固定側(cè)板構(gòu)型的情況下，逐步改變馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角，研究進(jìn)氣道性能隨工況參數(shù)的變化規(guī)律。每次實(shí)驗(yàn)前，對(duì)測(cè)量?jī)x器進(jìn)行校準(zhǔn)，確保測(cè)量數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)風(fēng)洞的運(yùn)行參數(shù)和測(cè)量?jī)x器的工作狀態(tài)，如發(fā)現(xiàn)異常情況，及時(shí)停機(jī)進(jìn)行檢查和調(diào)整。實(shí)驗(yàn)結(jié)束后，對(duì)采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行整理和分析，與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，深入研究側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能的影響。四、側(cè)板對(duì)進(jìn)氣道性能影響的實(shí)驗(yàn)研究4.2實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析4.2.1流場(chǎng)可視化結(jié)果通過(guò)粒子圖像測(cè)速（PIV）技術(shù)獲得了不同側(cè)板構(gòu)型下進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)圖像，為深入分析進(jìn)氣道內(nèi)的氣流流動(dòng)特性和激波結(jié)構(gòu)提供了直觀(guān)依據(jù)。在馬赫數(shù)為2.5的工況下，對(duì)于直線(xiàn)前緣側(cè)板的進(jìn)氣道，從PIV圖像中可以清晰地觀(guān)察到進(jìn)氣道內(nèi)的激波結(jié)構(gòu)。在進(jìn)氣道的外壓縮段，由楔形壓縮面產(chǎn)生的兩道斜激波清晰可見(jiàn)，它們以一定角度相交，使氣流在經(jīng)過(guò)時(shí)發(fā)生強(qiáng)烈的壓縮和轉(zhuǎn)向。唇罩激波在唇口附近產(chǎn)生，并向下游傳播。在側(cè)板與壓縮面的角區(qū)處，由于激波的反射和干涉，形成了復(fù)雜的激波系。這些激波的相互作用導(dǎo)致角區(qū)處的氣流速度和壓力分布極不均勻，出現(xiàn)了明顯的速度梯度和壓力波動(dòng)區(qū)域。在角區(qū)的低速區(qū)內(nèi)，氣流速度明顯低于主流區(qū)，這是由于邊界層的影響和激波與邊界層的相互作用，使得低能流在角區(qū)匯聚堆積，形成了低速流動(dòng)區(qū)域。前掠前緣側(cè)板的進(jìn)氣道呈現(xiàn)出不同的流場(chǎng)特征。側(cè)板前緣的前掠角度使得氣流在進(jìn)入進(jìn)氣道時(shí)得到了更有效的引導(dǎo)，減少了橫向溢流現(xiàn)象。從PIV圖像中可以看到，進(jìn)氣道內(nèi)的激波系結(jié)構(gòu)相對(duì)較為規(guī)則，唇罩激波與側(cè)板邊界層的相互作用得到了一定程度的減弱。在角區(qū)處，低能流的堆積情況明顯改善，低速區(qū)的范圍減小。這表明前掠前緣側(cè)板能夠通過(guò)改變氣流的流動(dòng)路徑，引導(dǎo)低能流向主流區(qū)擴(kuò)散，從而改善進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的均勻度。二級(jí)后掠側(cè)板的進(jìn)氣道流場(chǎng)中，在唇罩激波波面、第二級(jí)側(cè)板前緣和底壁之間形成的三角形溢流窗口清晰可見(jiàn)。通過(guò)這個(gè)溢流窗口，部分壁面邊界層低能流以及內(nèi)流道中流向渦被排出。PIV圖像顯示，進(jìn)氣道喉道處的流向渦尺度明顯減小，流場(chǎng)均勻度得到顯著提高。在喉道截面上，氣流速度分布更加均勻，速度梯度減小，這有利于提高進(jìn)氣道的總體氣動(dòng)性能。臺(tái)階式側(cè)板的進(jìn)氣道在進(jìn)口處，由于側(cè)板的臺(tái)階式設(shè)計(jì)，邊界層重新發(fā)展，減弱了角區(qū)渦對(duì)總壓損失的影響。從流場(chǎng)圖像中可以觀(guān)察到，外壓縮面的斜激波與唇口側(cè)板附近的邊界層干擾明顯減弱，激波在側(cè)板上的反射和折射更加合理，減少了邊界層分離的程度。唇口斜激波與進(jìn)氣道內(nèi)通道側(cè)板的邊界層干擾也得到了有效抑制，進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的穩(wěn)定性和均勻性得到提高。4.2.2性能參數(shù)測(cè)量結(jié)果通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)量，得到了不同側(cè)板構(gòu)型下進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)等性能參數(shù)，并對(duì)這些參數(shù)進(jìn)行了對(duì)比分析。在馬赫數(shù)為2.5、攻角為0°、側(cè)滑角為0°的工況下，直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.75，流量系數(shù)為0.82。前掠前緣側(cè)板進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)提高到了0.78，流量系數(shù)增加到了0.88，分別比直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道提高了4%和7%。這表明前掠前緣側(cè)板在提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)能力和流量捕獲能力方面具有明顯優(yōu)勢(shì)，能夠?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)提供更高壓力和更充足流量的進(jìn)氣。二級(jí)后掠側(cè)板進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.77，流量系數(shù)為0.85。雖然流量系數(shù)相比前掠前緣側(cè)板進(jìn)氣道略低，但在改善進(jìn)氣道喉道流場(chǎng)均勻度方面表現(xiàn)出色。通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到，二級(jí)后掠側(cè)板進(jìn)氣道喉道處的總壓畸變指數(shù)比直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道降低了18%，有效減少了流向渦對(duì)進(jìn)氣道性能的負(fù)面影響，提高了進(jìn)氣道出口氣流的穩(wěn)定性和均勻性。臺(tái)階式側(cè)板進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)達(dá)到了0.80，流量系數(shù)為0.86，總壓恢復(fù)系數(shù)比直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道提高了7%。這得益于臺(tái)階式側(cè)板對(duì)激波與邊界層干擾的有效減弱，減少了流動(dòng)損失，提高了進(jìn)氣道對(duì)氣流的壓縮效率。在不同馬赫數(shù)下，各側(cè)板構(gòu)型進(jìn)氣道的性能參數(shù)也呈現(xiàn)出不同的變化趨勢(shì)。隨著馬赫數(shù)從2.2增加到2.8，直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低，從0.78下降到0.72，流量系數(shù)也略有下降，從0.85降低到0.80。前掠前緣側(cè)板進(jìn)氣道在馬赫數(shù)變化過(guò)程中，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)的下降幅度相對(duì)較小，表現(xiàn)出較好的性能穩(wěn)定性。在馬赫數(shù)為2.8時(shí)，其總壓恢復(fù)系數(shù)仍能保持在0.75，流量系數(shù)為0.85。在攻角和側(cè)滑角變化時(shí)，各側(cè)板構(gòu)型進(jìn)氣道的性能也受到不同程度的影響。當(dāng)攻角從-5°增加到5°時(shí)，直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)均出現(xiàn)明顯下降，總壓恢復(fù)系數(shù)下降了約10%，流量系數(shù)下降了約8%。前掠前緣側(cè)板進(jìn)氣道和二級(jí)后掠側(cè)板進(jìn)氣道在攻角變化時(shí)，性能參數(shù)的下降幅度相對(duì)較小，表現(xiàn)出較好的抗干擾能力。側(cè)滑角的變化對(duì)進(jìn)氣道性能也有一定影響，隨著側(cè)滑角從-3°增加到3°，各側(cè)板構(gòu)型進(jìn)氣道的出口氣流畸變略有增加，但前掠前緣側(cè)板進(jìn)氣道和二級(jí)后掠側(cè)板進(jìn)氣道能夠在一定程度上抑制這種畸變的增加，保持相對(duì)穩(wěn)定的出口氣流品質(zhì)。4.2.3實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果對(duì)比將實(shí)驗(yàn)測(cè)量得到的性能參數(shù)和流場(chǎng)圖像與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，以驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性，并分析兩者之間可能存在的差異原因。在總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)方面，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果總體趨勢(shì)一致。在馬赫數(shù)為2.5的工況下，直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道的實(shí)驗(yàn)總壓恢復(fù)系數(shù)為0.75，數(shù)值模擬結(jié)果為0.76，相對(duì)誤差約為1.3%；實(shí)驗(yàn)流量系數(shù)為0.82，數(shù)值模擬結(jié)果為0.83，相對(duì)誤差約為1.2%。前掠前緣側(cè)板進(jìn)氣道的實(shí)驗(yàn)總壓恢復(fù)系數(shù)為0.78，數(shù)值模擬結(jié)果為0.79，相對(duì)誤差約為1.3%；實(shí)驗(yàn)流量系數(shù)為0.88，數(shù)值模擬結(jié)果為0.89，相對(duì)誤差約為1.1%。在流場(chǎng)結(jié)構(gòu)方面，實(shí)驗(yàn)獲得的PIV圖像與數(shù)值模擬得到的流場(chǎng)云圖也具有較好的一致性。兩者都能夠清晰地顯示進(jìn)氣道內(nèi)的激波結(jié)構(gòu)、角區(qū)流動(dòng)分離以及低能流分布等特征。在直線(xiàn)前緣側(cè)板進(jìn)氣道中，實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬都觀(guān)察到角區(qū)處存在明顯的低速區(qū)和復(fù)雜的激波反射現(xiàn)象；在前掠前緣側(cè)板進(jìn)氣道中，都顯示出低能流堆積得到改善，激波系結(jié)構(gòu)相對(duì)規(guī)則的特點(diǎn)。盡管實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果總體吻合較好，但仍存在一些細(xì)微差異。實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，由于測(cè)量?jī)x器的精度限制、模型加工誤差以及風(fēng)洞流場(chǎng)的非均勻性等因素，可能會(huì)導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)存在一定的誤差。測(cè)量壓力的傳感器精度雖然較高，但在超聲速氣流的復(fù)雜環(huán)境下，仍可能受到氣流脈動(dòng)等因素的影響，導(dǎo)致測(cè)量結(jié)果存在一定偏差。模型加工過(guò)程中，雖然嚴(yán)格按照設(shè)計(jì)圖紙進(jìn)行加工，但仍難以完全避免尺寸誤差，這些誤差可能會(huì)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)產(chǎn)生一定影響。數(shù)值模擬方法本身也存在一定的局限性。湍流模型雖然能夠?qū)ν牧髁鲃?dòng)進(jìn)行近似模擬，但并不能完全準(zhǔn)確地描述真實(shí)的湍流物理過(guò)程。在模擬激波與邊界層相互作用等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象時(shí)，湍流模型的模擬精度可能會(huì)受到一定影響，從而導(dǎo)致數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果存在差異。通過(guò)實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬結(jié)果的對(duì)比，驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法在研究側(cè)板對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道性能影響方面的有效性和準(zhǔn)確性。同時(shí)，也明確了兩者之間存在差異的原因，為進(jìn)一步改進(jìn)數(shù)值模擬方法和提高實(shí)驗(yàn)測(cè)量精度提供了方向。五、側(cè)板優(yōu)化設(shè)計(jì)與應(yīng)用案例分析5.1側(cè)板優(yōu)化設(shè)計(jì)方法5.1.1基于數(shù)值模擬的優(yōu)化算法在對(duì)側(cè)板進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)，采用基于數(shù)值模擬的優(yōu)化算法，能夠高效、準(zhǔn)確地找到最優(yōu)的側(cè)板構(gòu)型和參數(shù)。遺傳算法作為一種經(jīng)典的智能優(yōu)化算法，其基本原理是模擬自然界生物進(jìn)化中的遺傳、變異和選擇機(jī)制。在側(cè)板優(yōu)化設(shè)計(jì)中，將側(cè)板的各種幾何參數(shù)（如前緣角度、后掠角度、高度、厚度等）進(jìn)行編碼，形成初始種群。每個(gè)個(gè)體代表一種側(cè)板設(shè)計(jì)方案，通過(guò)數(shù)值模擬計(jì)算每個(gè)個(gè)體對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道性能參數(shù)（如總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、出口氣流畸變等），將這些性能參數(shù)作為適應(yīng)度函數(shù)來(lái)評(píng)估個(gè)體的優(yōu)劣。在每一代進(jìn)化過(guò)程中，通過(guò)選擇操作，從當(dāng)前種群中選擇適應(yīng)度較高的個(gè)體作為父代；然后進(jìn)行交叉操作，模擬生物遺傳中的基因交換，將父代個(gè)體的基因進(jìn)行組合，產(chǎn)生新的子代個(gè)體；接著進(jìn)行變異操作，以一定的概率對(duì)某些子代個(gè)體的基因進(jìn)行隨機(jī)改變，引入新的基因信息，增加種群的多樣性。經(jīng)過(guò)多代進(jìn)化，種群逐漸向適應(yīng)度更高的方向發(fā)展，最終得到的最優(yōu)個(gè)體對(duì)應(yīng)的側(cè)板設(shè)計(jì)方案即為在當(dāng)前條件下接近最優(yōu)的側(cè)板構(gòu)型和參數(shù)。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法在側(cè)板優(yōu)化設(shè)計(jì)中也發(fā)揮著重要作用。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)是一種模仿生物神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)和功能的計(jì)算模型，它由大量的神經(jīng)元組成，通過(guò)神經(jīng)元之間的連接權(quán)重來(lái)傳遞和處理信息。在側(cè)板優(yōu)化設(shè)計(jì)中，首先收集大量不同側(cè)板構(gòu)型和參數(shù)下進(jìn)氣道的性能數(shù)據(jù)，包括數(shù)值模擬數(shù)據(jù)和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。利用這些數(shù)據(jù)對(duì)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行訓(xùn)練，讓神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)側(cè)板參數(shù)與進(jìn)氣道性能之間的復(fù)雜映射關(guān)系。經(jīng)過(guò)充分訓(xùn)練的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)可以根據(jù)輸入的側(cè)板參數(shù)快速預(yù)測(cè)進(jìn)氣道的性能。在優(yōu)化過(guò)程中，將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)與優(yōu)化算法（如梯度下降算法）相結(jié)合，以進(jìn)氣道性能參數(shù)為目標(biāo)函數(shù)，通過(guò)調(diào)整側(cè)板參數(shù)，使目標(biāo)函數(shù)達(dá)到最優(yōu)值，從而得到優(yōu)化后的側(cè)板設(shè)計(jì)方案。將遺傳算法和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法相結(jié)合，形成混合優(yōu)化算法。利用遺傳算法的全局搜索能力，在較大的參數(shù)空間中搜索可能的最優(yōu)解；利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法快速預(yù)測(cè)進(jìn)氣道性能的能力，減少數(shù)值模擬的次數(shù)，提高優(yōu)化效率。在搜索過(guò)程中，當(dāng)遺傳算法找到一些較好的解后，將這些解作為樣本進(jìn)一步訓(xùn)練神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，提高神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的預(yù)測(cè)精度，從而更好地指導(dǎo)遺傳算法的搜索，實(shí)現(xiàn)更高效的側(cè)板優(yōu)化設(shè)計(jì)。5.1.2多目標(biāo)優(yōu)化策略在側(cè)板優(yōu)化設(shè)計(jì)中，考慮多個(gè)性能參數(shù)的平衡至關(guān)重要，因?yàn)檫M(jìn)氣道的性能是一個(gè)綜合指標(biāo)，單一性能參數(shù)的優(yōu)化可能會(huì)對(duì)其他性能參數(shù)產(chǎn)生負(fù)面影響?？倝夯謴?fù)系數(shù)、流量系數(shù)和出口氣流畸變是三個(gè)關(guān)鍵的性能參數(shù)，它們之間存在著相互制約的關(guān)系。提高總壓恢復(fù)系數(shù)可能會(huì)導(dǎo)致流量系數(shù)下降，或者使出口氣流畸變?cè)黾?；改善出口氣流畸變可能?huì)影響總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)。為了實(shí)現(xiàn)多目標(biāo)優(yōu)化，采用加權(quán)法將多個(gè)性能參數(shù)轉(zhuǎn)化為一個(gè)綜合目標(biāo)函數(shù)。對(duì)于總壓恢復(fù)系數(shù)\sigma、流量系數(shù)\phi和出口氣流畸變指數(shù)DI，綜合目標(biāo)函數(shù)F可以表示為：F=w_1\sigma+w_2\phi-w_3DI其中w_1、w_2和w_3分別是總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)和出口氣流畸變指數(shù)的權(quán)重系數(shù)，且w_1+w_2+w_3=1。權(quán)重系數(shù)的取值根據(jù)進(jìn)氣道的具體應(yīng)用需求和重要性來(lái)確定。在飛行器對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力要求較高的情況下，可以適當(dāng)增大總壓恢復(fù)系數(shù)的權(quán)重w_1；在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量要求嚴(yán)格時(shí)，可提高流量系數(shù)的權(quán)重w_2；當(dāng)更關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性和可靠性時(shí)，加大出口氣流畸變指數(shù)的權(quán)重w_3。采用帕累托最優(yōu)理論進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化。帕累托最優(yōu)是指在多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題中，不存在其他可行解，使得至少一個(gè)目標(biāo)函數(shù)值得到改善，而不使其他目標(biāo)函數(shù)值惡化的解。通過(guò)計(jì)算不同側(cè)板設(shè)計(jì)方案下的多個(gè)性能參數(shù)，構(gòu)建帕累托前沿。帕累托前沿上的每一個(gè)點(diǎn)都代表一個(gè)帕累托最優(yōu)解，即一種在不同性能參數(shù)之間達(dá)到平衡的側(cè)板設(shè)計(jì)方案。設(shè)計(jì)人員可以根據(jù)實(shí)際需求，在帕累托前沿上選擇最適合的側(cè)板設(shè)計(jì)方案。在優(yōu)化過(guò)程中，不斷調(diào)整側(cè)板的幾何參數(shù)，通過(guò)數(shù)值模擬和優(yōu)化算法，尋找更多的帕累托最優(yōu)解，豐富帕累托前沿。同時(shí)，結(jié)合工程實(shí)際應(yīng)用中的限制因素，如結(jié)構(gòu)復(fù)雜性、重量、成本等，對(duì)帕累托最優(yōu)解進(jìn)行篩選和評(píng)估。如果某種側(cè)板設(shè)計(jì)方案雖然在性能參數(shù)上表現(xiàn)優(yōu)異，但結(jié)構(gòu)過(guò)于復(fù)雜，制造難度大，成本過(guò)高，可能就需要重新考慮其可行性。通過(guò)綜合考慮多方面因素，最終確定出最優(yōu)的側(cè)板構(gòu)型和參數(shù)，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道性能在多個(gè)方面的平衡和優(yōu)化。5.2優(yōu)化側(cè)板在實(shí)際進(jìn)氣道中的應(yīng)用效果5.2.1某型超聲速飛行器進(jìn)氣道案例以某型超聲速飛行器進(jìn)氣道為例，該飛行器設(shè)計(jì)飛行馬赫數(shù)為2.8，在原始進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中，側(cè)板采用直線(xiàn)前緣構(gòu)型。在實(shí)際飛行試驗(yàn)和地面模擬實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，該進(jìn)氣道存在一些性能問(wèn)題。進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)較低，在設(shè)計(jì)工況下僅為0.72左右，這導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)獲得的可用能量減少，推力受到一定影響。進(jìn)氣道出口氣流畸變較大，總壓畸變指數(shù)達(dá)到0.15，使得下游發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片承受不均勻載荷，增加了葉片疲勞損傷風(fēng)險(xiǎn)，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性和可靠性。為了改善進(jìn)氣道性能，對(duì)側(cè)板進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。采用了前掠前緣側(cè)板構(gòu)型，并結(jié)合數(shù)值模擬和多目標(biāo)優(yōu)化策略，對(duì)側(cè)板的前緣角度、高度和后掠角度等參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。優(yōu)化后的側(cè)板前緣角度為30°，高度為進(jìn)氣道進(jìn)口高度的0.45倍，后掠角度為25°。在優(yōu)化側(cè)板應(yīng)用到該型進(jìn)氣道后，進(jìn)行了一系列的飛行試驗(yàn)和地面模擬實(shí)驗(yàn)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，進(jìn)氣道的性能得到了顯著提升。總壓恢復(fù)系數(shù)提高到了0.78，相比優(yōu)化前提高了約8.3%，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力得到了有效提升，在相同燃油消耗下，飛行器的飛行速度和航程都有所增加。進(jìn)氣道出口氣流畸變明顯減小，總壓畸變指數(shù)降低到了0.10，降低了約33.3%，有效改善了下游發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的工作環(huán)境，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性和可靠性。通過(guò)對(duì)該型超聲速飛行器進(jìn)氣道的案例分析可以看出，優(yōu)化側(cè)板在實(shí)際進(jìn)氣道中的應(yīng)用能夠有效提升進(jìn)氣道的性能，提高飛行器的綜合性能，為超聲速飛行器的發(fā)展提供了有力的技術(shù)支持。5.2.2應(yīng)用前景與挑戰(zhàn)隨著航空航天技術(shù)的不斷發(fā)展，對(duì)飛行器性能的要求越來(lái)越高，優(yōu)化側(cè)板在航空航天領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。在超聲速和高超聲速飛行器中，進(jìn)氣道作為關(guān)鍵部件，其性能直接影響飛行器的飛行性能和任務(wù)執(zhí)行能力。通過(guò)優(yōu)化側(cè)板設(shè)計(jì)，可以提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)、降低出口氣流畸變、增強(qiáng)流量捕獲能力，從而提升發(fā)動(dòng)機(jī)的效率和推力，降低燃油消耗，增加飛行器的航程和有效載荷。這對(duì)于提升飛行器的作戰(zhàn)能力、商業(yè)競(jìng)爭(zhēng)力以及探索太空的能力都具有重要意義。在軍事領(lǐng)域，高性能的進(jìn)氣道可使戰(zhàn)斗機(jī)具備更好的機(jī)動(dòng)性和作戰(zhàn)半徑，增強(qiáng)其作戰(zhàn)效能。采用優(yōu)化側(cè)板的進(jìn)氣道可以為戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)提供更穩(wěn)定、高效的進(jìn)氣，使戰(zhàn)斗機(jī)在高速飛行和復(fù)雜機(jī)動(dòng)時(shí)能夠保持良好的性能，提升其在空戰(zhàn)中的優(yōu)勢(shì)。在民用航空領(lǐng)域，優(yōu)化側(cè)板技術(shù)有助于開(kāi)發(fā)更高效、更環(huán)保的超聲速客機(jī)。提高進(jìn)氣道性能可以降低發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗和排放，降低運(yùn)營(yíng)成本，提高航空運(yùn)輸?shù)慕?jīng)濟(jì)性和效率，滿(mǎn)足人們對(duì)快速、舒適、環(huán)