吸气式高超声速飞行器在进行飞行试验时,必须由火箭助推到满足超燃冲压发动机工作所需的接力马赫数和高度,才进行机箭分离、飞行器自主飞行。美国X-43A^{[1, 2]}采用的是升力前体进气道构型设计,已成功进行了Ma7和Ma1 0的飞行试验。而美国X-5 1A^[3]采用乘波前体进气道构型设计,火箭加速到接力Ma4.5,自主加速到Ma6,然后巡航飞行。因此对于固定几何进气道,既要保证接力马赫数(如Ma4.5)有足够的加速性能,又要保持巡航马赫数(如Ma6)时的高性能,在如此宽马赫数范围内,设计高性能的进气道,设计点的选择,非设计点的性能优化是需要深入研究的问题。

南京航空航天大学的谭慧俊等人^[4]对轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,发现在非设计状态下,进气道的流量系数下降显著,认为对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫。

本文采用密切曲锥法设计了一种曲面乘波压缩进气道,通过唇罩前移,降低激波封口马赫数,有效提高了该进气道在非设计点的流量系数,同时通过增大侧板后掠角,保证了进气道在非设计点的自起动性能。 1 曲面乘波进气道设计

进气道基准流场由第一道激波压缩和等熵压缩流场组成，内通道由唇口激波和等熵曲线压缩组成，气流在隔离段过渡到燃烧室入口。在设计状态(Ma6、α=4.5°)，第一道压缩激波刚好封住唇口，而在非设计状态，激波位置偏离唇口，对进气道性能造成一定影响。

图 1 进气道压缩基准流场 Fig 1 Basic flowfield of inlet

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如图 1所示，在进气道上壁面型线不变的前提下，本文设计了3个不同的激波封口位置，沿流向从前至后依次对应于封口马赫数(Ma_封)为5、5.5和6的状态。

在确定进气道二维基准流场后，生成三维前体时，本文采用了由密切锥^{[5, 6]}方法发展而来的密切曲锥^{[7, 8, 9, 10, 11, 12, 13]}的乘波体设计方法。优点是在设计状态具有较好的捕获流量、升阻比和流动均匀性。非设计状态的性能需要进一步评估。图 2是密切锥和密切曲锥方法的对比，图 3是生成的曲面乘波进气道。

图 2 密切曲面锥方法的控制曲线 Fig 2 Comparision of osculating cone method and osculating curved cone method

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图 3 曲面乘波进气道 Fig 3 Osculating curved cone waverider inlet

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利用课题组自主开发的AHL3D程序^[14]进行数值模拟，有限体积法求解三维雷诺平均N-S方程，对流项计算采用AUSMPW+迎风格式，采用中心格式计算粘性项，时间推进为隐式LU-SGS，湍流模型采用k-ω-TNT两方程模型，等温壁边界条件，壁温取300K。

计算条件：Ma4、4.5和6均采用中国空气动力研究中心FD-22高温高超声速风洞^[15]条件，如表 1所示。

计算方法：进气道基本性能采用来流初场，自起动性能计算采用零初场方法。 2.2 计算结果与讨论

表 2给出了3种进气道流量系数及喉道截面质量加权平均参数对比：(1) 在同一马赫数下，随着Ma_封的降低，流量系数不断增大，Ma4.5状态下Ma_封=5.5进气道的流量系数较Ma_封=6提高约15%；(2) Ma_封=6、5.5时进气道自起动马赫数在Ma4~4.5之间，而Ma_封=5进气道自起动马赫数大于Ma4.5，即随着封口马赫数的降低，进气道自起动马赫数越来越高；(3) 同一马赫数下，进气道起动时，随着封口马赫数的降低，进气道对气流的压缩会增加，总压恢复降低。

低马赫数Ma4.5状态下Ma_封=6、5.5、5构型计算对称面流场分别如图 4(a)~(c)所示。由于外压缩面形状相同，因此2种构型进气道外压缩波系结构完全一致，头激波远远偏离唇口，形成超声速溢流。曲面外压缩激波汇聚，Ma_封=6构型汇聚点在唇口外，Ma_封=5.5构型汇聚在唇口附近，而Ma_封=5构型汇聚在唇口内侧。内通道中，Ma_封=6、5.5构型唇口激波入射在中心体壁面上，仅在入射点产生很小的分离，之后内通道内激波/膨胀波不停地交替反射，形成典型的斜激波串结构，此时内通道中均为超声速流动；而Ma_封=5构型唇口激波入射后在中心体上引起很大范围的分离，由于分离包的存在，内通道中增加了分离激波、膨胀波、以及再附激波，由于分离区相 当于虚拟的固壁，使得进气道的内压缩增大，进气道的压升比增大，总压恢复、出口马赫数降低。

图 4 进气道对称面马赫数云图(Ma4.5) Fig 4 Mach contours of symmetry plane (Ma4.5)

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由图 5所示Ma4.5状态3种进气道计算上壁面压力分布 可知，Ma_封=6、5.5进气道压力分布相近，压力在0.45L~0.65L(L为进气道长度)之间缓慢下降，在唇口激波入射点迅速升高；而Ma_封=5进气道在0.55L点由于不起动分离激波的作用，压力迅速升高，内通道中压力也远高于另2个进气道结果；这也成为后面实验中进气道起动/不起动的评判标准。

图 5 进气道上壁面沿程压力分布(Ma4.5) Fig 5 Pressure distribution along upwall (Ma4.5)

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高马赫数状态Ma6对称面云图如图 6所示。Ma_封=6进气道外压缩激波汇聚在唇口之外，流量系数较低，Ma_封=5.5进气道外压缩激波汇聚在唇口，基本实现全流量捕获；封口Ma_封=5.5与Ma_封=6进气道喉道总压恢复系数及马赫数相差不大(仅为0.02)。Ma_封=5进气道外压缩激波汇聚在唇口内侧，在内通道中的反射造成如表 2所示的更大的压缩及总压损失。

图 6 进气道对称面马赫数云图(Ma6) Fig 6 Mach contours of symmetry plane (Ma6)

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综上所述，Ma_封=5进气道在Ma4.5不能自起动，且在Ma6时的总压损失较大；该进气道性能较差；而Ma_封=6、5.5进气道自起动马赫数均小于Ma4.5，且Ma_封=5.5进气道在Ma4.5和Ma6状态下的流量捕获能力远大于Ma_封=6进气道。 3 风洞试验验证 3.1 试验装置与测量方法

发动机整机试验在中国空气动力研究与发展中心超高速所FD-22高温高超声速风洞(图 7)进行，风洞主要由高压气源、配气系统、加热器、喷管、试验段、扩压器、真空球罐等设备主体部分以及附属的冷却水系统、扩压器喷水冷却系统、燃料供应系统和测控系统等组成。

图 7 FD-22高温高超声速风洞 Fig 7 FD-22 high temperature hypersonic WT

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试验模型(图 8)为前文所设计的曲面前体进气道(Ma_封=6、5.5)，发动机测力实验时为完整的全流道构型(包括进气道、燃烧室、喷管)，自起动实验中截去喷管，并在燃烧室出口加挡板，试验过程中可以实现堵上和打开的动作，以模拟进气道由不起动恢复起动的再起动过程。

图 8 曲面前体进气道试验模型 Fig 8 Test model of curved cone inlet

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发动机推力利用天平进行测量，进气道自起动性能通过发动机流道对称面测压，对压力分布进行分析来获得(具体方法如前文Ma4.5状态数值计算上壁面压力分布分析所述)。 3.2 不同封口马赫数发动机基本性能

Ma4.5实验测得Ma_封=5.5和6时2个发动机的冷流阻力相差不大，油气比为1.2的热态实验结果表明2个发动机的单位流量推力收益相当。前文计算指出Ma_封=5.5发动机比Ma_封=6流量增大约15%，意味着Ma_封=5.5发动机推力收益较Ma_封=6增大约15%。 3.3 Ma_封=5.5进气道的自起动性能

Ma_封=5.5进气道Ma4.5自起动实验结果如图 9所示，图中灰色实线为进气道模型上壁面，红色矩形点为实验中初始节流门完全打开时的压力分布，绿色三角点为节流门堵上后的压力分布，蓝色菱形点为再次打开节流门后的压力分布。实验获取的压力分布表明节流门完全打开时，进气道是起动的；节流门堵上，实验中进气道出现激波吞吐振荡不起动现象，时均压力明显高于初始节流门打开状态；节流门再次打开，壁面压力与初始节流门打开状态基本重合，表明进气道在该马赫数实验条件下能够自起动。图中黑色实线为CFD计算结果，无论是外压缩面，还是进气道内通道中的压力分布均与实验结果吻合较好。

图 9 上壁面静压沿程分布(Ma=4.5) Fig 9 Pressure distribution along upwall(Ma=4.5)

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来流马赫数Ma4时的实验结果如图 10所示：进 气道在节流门堵上再打开后未能再起动，图中CFD流场云图与实验纹影对比可见计算不起动的分离包较实验更大，因此内通道中的压力更高。

图 10 上壁面静压沿程分布(Ma=4) Fig 10 Pressure distribution along upwall(Ma=4)

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为了改善Ma_封=5.5进气道的自起动性能，将侧板后掠角 χ 从71°增加到75°(具体如图 8所示)。进行Ma4自起动性能实验，结果如图 11所示，与后掠角71°构型Ma4.5实验结果相似，Ma_封=5.5、后掠角75°进气道在Ma4条件下能够自起动，增大后掠角提高了进气道的自起动性能。

图 11 上壁面静压沿程分布(Ma=4， χ =75°) Fig 11 Pressure distribution along upwall(Ma=4， χ =75°)

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图 12给出了Ma_封=5.5，不同侧板后掠角计算得到的进气道入口附近流场及近壁面流线图，可见侧板后掠角为75°时，唇口激波入射点仍在进气道内通道中(避免波后压力较大产生更多的溢流)，大部分近壁面流线均流入进气道，进气道自起动。而侧板后掠角为71°时，进气道入口前存在很大范围的分离，近壁面流线均在豁口附近绕出，不同截面的切片显示，分离包在很大的展向范围内大小不变，靠近压缩面边缘时，在两侧压差的作用下形成大量横向溢流，分离包前缘位置后移，高度减小。因此在保证封住唇口激波的前提下，进气道侧壁后掠角越大，进气道溢流口越大，产生的横向溢流越多，进气道越容易自起动。

图 12 空间流场及近壁面流线(Ma=4) Fig 12 Slice of field and streamlines(Ma=4)

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表 3给出了Ma_封=5.5时2种不同后掠角进气道在Ma4.5及Ma6时的喉道截面质量加权平均参数对比，由前文分析可知，2种进气道在表 3计算状态下均自起动，侧板后掠角从71°增大到75°，流量系数减小在1.5%以内，总压恢复系数、喉道马赫数增大也在1.5%以内；起动时后掠角对进气道性能影响不大。

设计了曲面乘波压缩进气道，通过改变封口马赫数，得到宽范围性能较优的进气道构型，从而提高超燃冲压发动机的宽范围性能。数值计算和风洞实验研究结果表明：

(1) 随着封口马赫数的降低，进气道流量捕获性能不断增强，Ma4.5、Ma6条件下Ma_封=5.5进气道比Ma_封=6进气道流量系数分别增大15%、8%；

(2) 随着封口马赫数的降低，进气道自起动性能下降，Ma4.5来流条件下Ma_封=5进气道已不能自起动；

(3) Ma_封=5.5、侧板后掠角75°进气道，在Ma4条件下能够自起动，且其流量捕获及压缩性能与后掠角71°进气道基本一致，满足宽马赫数范围工作要求。