利用后向台阶结构提升双分离流中高超音速进气道自启动性能

双分离模式抑制、反向步法、自启动性能、激波边界层相互作用、超燃冲压发动机

　　

唐晓|范晓强|梁建汉|熊冰

中国国防科技大学先进推进技术实验室，长沙，410073

摘要

由于复杂的激波-边界层相互作用和三维流动效应的影响，前体/进气口集成配置容易在机体和唇部同时发生双分离（DSBL）现象，其流动特性与常规的失速模式有显著差异，并且自启动性能较差。为了提高进气口的自启动性能，本研究提出了一种基于DSBL流动机制的逆向台阶（BFS）流动控制方法，并提供了详细的配置设计。通过风洞实验和数值模拟，揭示了BFS方法的流动控制机制：BFS不仅促进了机体侧的流动分离，还抑制了唇部侧的分离。通过改变这两侧分离能力的竞争平衡，有效抑制了DSBL流动模式。实验结果表明，在典型的进气马赫数（Ma₀=4～5）和攻角（α ≤ 12°）范围内，BFS方法有效抑制了DSBL流动模式的起始和持续，使进气口的自启动攻角增加了10°以上。本研究为高超音速进气口流动控制提供了理论基础和工程解决方案，具有重要的学术和实际意义。

引言

吸气式高超音速飞机通过发动机内的燃烧产生推力，而燃烧过程需要进气口捕获大量空气作为氧化剂。因此，进气口的流动特性直接影响发动机的性能[[1], [2], [3]]。通常，高超音速进气口有两种工作状态：启动和失速。在失速状态下，进气口的空气捕获效率显著下降，导致严重的流动损失，从而降低发动机推力性能[4,5]。在极端情况下，可能发生发动机熄火，这对飞行安全构成严重威胁[6]。

喉部堵塞是高超音速进气口失速的主要原因[[7], [8]]。一方面，喉部面积和进气马赫数（Ma₀）的减小会导致喉部堵塞。另一方面，当喉部几何形状固定时，激波/边界层相互作用（SWBLI）也会导致空气动力学喉部堵塞[9]。在启动和失速流场之间的过渡过程中，通常会出现滞后现象：当进气口沿某一路径进入失速状态时，如果沿相同路径反向操作，则无法立即重新启动。只有当条件变得更加有利于启动时，进气口才能重新启动[[10], [11], [12]]。进气口从失速状态恢复到启动状态的过程称为“自启动”。因此，进气口的操作状态被划分为三个区域：自启动区域、双解区域和失速区域[13]。这构成了经典的进气口双解理论。

了解失速状态下的流场结构是研究失速问题的基础。在高超音速进气口中，强烈的唇部激波撞击相对较厚的边界层，容易引起大规模流动分离，从而导致进气口失速。因此，在失速过程中，最常见的流场特征是分离区位于唇部的对面[[14], [15], [16]]。黄等人[17]分析了由各种SWBLI形式引起的失速流场结构和振荡现象，提出进气口中的SWBLI可以分为不同的模式，如强相互作用、弱相互作用和解耦相互作用。施拉姆等人[18]实验研究了在背压诱导失速条件下进气口内部的流场结构。他们的发现揭示了进气口内部的关键流动特性，包括唇部附近的激波结构、壁压分布和流线模式。王等人[19]探讨了温度对失速流场结构的影响，得出结论认为由于壁温升高导致边界层增厚，从而扩大了分离区。苏和霍林[20,21]研究了热结构变形对唇部激波和前体激波的影响，并揭示了激波变化如何影响诱导分离的结构形态。詹姆斯等人[22]通过分析不同进气口出口区域和自由流马赫数下的流动过程，研究了失速流场中激波结构的演变。斯托克斯等人[23]使用数值模拟研究了进气口曲率对激波诱导分离泡的影响，并将结果与实验进行了比较。

当进气口在超载条件下运行（进气马赫数超过设计马赫数）时，本应撞击唇部前缘的激波反而会撞击唇部内表面。这会在唇部侧引起大规模分离流动，在大多数情况下，甚至在唇部前缘附近可能会形成悬浮的激波结构[24,25]。因此，出现了一种称为超载失速的特殊失速模式。雷丁等人[26]改变了攻角，研究了超载条件下的失速流场，发现流场取决于瞬时攻角及其随时间的变化率。焦等人[[27], [28], [29]]对超载流动模式进行了系统研究，获得了接近超载条件下进气口的详细流场结构和振荡特性。

基于失速状态下的流场结构和流动机制，许多学者提出了多种方法来提高进气口的启动性能，主要包括：1) 通过 bleed 孔/槽或分流器去除唇部附近的分离，以促进进气口启动[[30], [31], [32], [33]]（例如，邹等人[30]通过对内弯进气口应用 bleed 控制，将自启动马赫数从3.8降低到3.2）；2) 通过喷射流破坏唇部附近的分离，以提高进气口启动性能[[34], [35], [36], [37]]（例如，金等人[35]利用喷射流将高压分离泡从进气口内部压缩段抽出，从而促进自启动）；3) 调整唇部的压缩角以改变激波强度，从而减少激波诱导的边界层分离[38]（例如，森蒂尔库马尔等人[38]通过优化唇部压缩角减弱了唇部激波强度，从而抑制了诱导分离的大小，预计自启动能力会得到提高）；4) 在进气口上游添加凸起设计以增强预压缩并实现边界层去除，从而提高进气口启动性能[39,40]（例如，徐等人[39]通过优化凸起轮廓成功将进气口的自启动马赫数降低了0.55）；5) 优化边界层的流场结构，以提高其对分离的抵抗力并减轻激波/边界层相互作用引起的分离区。各种措施可以优化边界层流场，如强制过渡、涡流发生器[41]和多孔壁[42]。除了传统方法外，还开发了一些新的技术来提高进气口启动性能，如能量添加控制[43]、等离子体空气动力学流动控制[44]和磁流体动力学进气口控制[45]。

总体而言，当前关于提高进气口启动性能的研究主要集中在常规失速流场上，其中主要分离发生在飞机的机体侧。然而，最近的研究表明，对于前体/进气口集成配置，经常出现一种不同的失速流动模式（DSBL——机体和唇部同时发生分离），这与常规的机体侧大分离（LSB）失速模式有显著差异[46,47]。如图1所示，DSBL流动模式在机体和唇部两侧都表现出明显的分离，并且自启动性能极差，严重限制了进气口的启动能力[48]。因此，如果能够采取措施抑制这种有害的失速模式，预计进气口的自启动性能将得到显著提高。为了解决这一挑战，本研究提出使用逆向台阶（BFS）基于其流动机制来抑制DSBL流动模式，从而提高进气口的自启动性能。同时，也系统地阐明了增强效果和背后的机制。

部分摘录

模型细节和实验方法

与参考文献[46]和[47]一致，本研究采用了前体/进气口集成配置（在参考文献[47]中称为Model/Sideboards 4）。该模型的进气口设计符合著名的X-51A高超音速飞机，其特征是进气口位于飞机的腹部表面，并在进气口上游有一个凸起表面。在进气口的两侧安装了侧板，在这些侧板和机身之间形成了溢流窗口。图2

BFS方法在DSBL流动模式中的抑制效果和流动机制

基于DSBL流动机制，前一节提出了BFS方法来抑制这种严重的失速现象。本节首先讨论了BFS对DSBL流动模式的抑制效果。随后，通过分析流场结构，阐明了BFS在抑制DSBL流动模式中的流动机制，重点关注BFS对机体侧流动和唇部侧流动的影响。

通过BFS提高DSBL流动模式的自启动性能

DSBL流动模式的自启动性能极差，在许多情况下限制了高超音速进气口的自启动能力。因此，如果能够抑制DSBL的起始和持续，进气口的自启动性能也将得到显著提高。前一节提出了BFS方法来抑制DSBL流动模式，并详细讨论和分析了其抑制效果和机制。为了清楚地阐明流动问题，

结论

为了解决高超音速进气口中DSBL流动模式自启动性能差的问题，基于这种失速模式的流动机制，提出了一种包含BFS结构的技术解决方案。设计了BFS的几何参数和布置。通过风洞实验和数值计算，彻底研究了BFS对自启动性能的改善效果及其背后的机制。主要研究结果包括：

CRediT作者贡献声明

唐晓：撰写 – 审稿与编辑，撰写 – 原稿，研究，资金获取，正式分析。范晓强：项目管理，资金获取，概念构思。梁建汉：撰写 – 审稿与编辑，方法论，数据管理。熊冰：监督，项目管理，资金获取。